陳懷榮，王曦

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

國外渦槳發(fā)動機控制技術(shù)的發(fā)展

陳懷榮，王曦

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

概述了國外渦槳發(fā)動機的發(fā)展狀況，分析了渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)相關(guān)的若干關(guān)鍵技術(shù)，包括不同類別渦槳發(fā)動機的工作參數(shù)、特點、性能、螺旋槳模型、控制系統(tǒng)設(shè)計方法、故障診斷技術(shù)等。主要剖析了早期的G arret公司Y T76單軸渦槳發(fā)動機液壓機械控制系統(tǒng)的自適應(yīng)燃油控制邏輯、實現(xiàn)方法，此外，對PW加拿大公司3軸渦槳發(fā)動機從第1代具有監(jiān)控功能的數(shù)字電子控制系統(tǒng)及液壓機械備份PW 120發(fā)動機控制系統(tǒng)到具有雙通道全權(quán)限數(shù)字電子控制功能的PW 150發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展歷程進行了重點分析，旨在為國內(nèi)渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展提供1條清晰的思路。

渦槳發(fā)動機；螺旋槳模型；控制系統(tǒng)；故障診斷；自適應(yīng)燃油控制

0 引言

渦輪螺旋槳（簡稱渦槳）發(fā)動機是1種主要依靠螺旋槳產(chǎn)生的拉力或推力驅(qū)動飛機的航空動力裝置，具有耗油率低、單位功率大、起飛推力大、推進效率高、對飛機場要求低、使用成本低等優(yōu)點，在軍用中小型運輸機、民用支線客機和通用飛機等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用前景。隨著螺旋槳設(shè)計、制造技術(shù)的進步，渦槳飛機在高亞聲速飛行時的耗油率進一步降低，推進效率大大提高，渦槳發(fā)動機因此被譽為“明天的綠色動力”[1]。飛機對發(fā)動機性能要求不斷提高，現(xiàn)代控制理論日趨完善，健康管理技術(shù)有了長足發(fā)展，渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)也由液壓機械式控制系統(tǒng)發(fā)展到全權(quán)限數(shù)字電子控制(Full Authority Digital Electronic Control，簡稱FADEC)系統(tǒng)。傳統(tǒng)的渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)采用將發(fā)動機控制系統(tǒng)和螺旋槳控制系統(tǒng)分開設(shè)計的方式，而由歐洲國際渦輪螺旋槳發(fā)動機股份有限公司(EPI)研制出的TP400-D6渦槳發(fā)動機FADEC系統(tǒng)則首次采用了多變量控制技術(shù)，將發(fā)動機控制系統(tǒng)和螺旋槳控制系統(tǒng)綜合起來進行設(shè)計[2]。FADEC技術(shù)不斷進步，飛機/渦槳發(fā)動機一體化控制及健康管理技術(shù)成為未來渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展方向。近年來，中國通用航空產(chǎn)業(yè)呈現(xiàn)出蓬勃發(fā)展的趨勢[3]。渦槳發(fā)動機在高亞聲速飛行時所具有的諸多優(yōu)點，勢必給其帶來新的發(fā)展機遇。目前，國內(nèi)缺乏對渦槳發(fā)動機的研究，螺旋槳技術(shù)水平僅限制在測繪仿制階段，渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)仍以傳統(tǒng)的液壓機械式為主，更缺乏對渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)傳感器、執(zhí)行機構(gòu)的故障診斷研究，自主研發(fā)能力相對國際先進水平有較大差距。

本文以國外渦槳發(fā)動機技術(shù)發(fā)展狀況為出發(fā)點，分析了與渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)相關(guān)的若干關(guān)鍵技術(shù)。

1 渦槳發(fā)動機技術(shù)發(fā)展狀況

目前，30～70座級民航支線渦槳飛機絕大多數(shù)都配裝了PW100系列渦槳發(fā)動機。針對90座級民航支線渦槳飛機，PWC公司正在研制功率為3307.5～5880 kW的新一代支線渦槳(NGRT)發(fā)動機。通過提高壓氣機增壓比和發(fā)動機循環(huán)效率，使NGRT發(fā)動機的耗油率(SFC)降低了20%。

為了與PWC公司的PT6A-60系列發(fā)動機在公務(wù)及通用航空領(lǐng)域動力市場競爭，GE公司開展1470 kW級先進渦槳發(fā)動機(ATP)項目。ATP具有雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，采用3-D離心式壓氣機和4級軸流式壓氣機，使壓氣機增壓比達到16，并采用反流式燃燒室、2級高壓渦輪和3級低壓渦輪，大大提高了發(fā)動機效率。在同等海拔高度下，與PT6A-60系列發(fā)動機相比，ATP的功率提高了10%，耗油率降低了20%，翻修期延長了30%，大修間隔時間也提高至4000 h。此外，GE公司研制的新型3675 kW級渦槳發(fā)動機即將問世。

自1942年英國研制出世界上第1臺渦槳發(fā)動機“曼巴(Mamba)”以來，渦槳發(fā)動機進入了1個快速發(fā)展階段，成功研制出Dart、PT6A系列、AI-20、AI-24、NK-12等第1代渦槳發(fā)動機，主要采用了液壓機械式控制系統(tǒng)。但相比于渦扇發(fā)動機，渦槳發(fā)動機存在噪聲大、飛行速度低等問題，導(dǎo)致其相關(guān)的技術(shù)研究基本處于停滯狀態(tài)。20世紀70年代中期能源危機爆發(fā)，低耗油率的渦槳發(fā)動機迎來發(fā)展機遇，英、美等國航空研究機構(gòu)在提高槳葉氣動性能等方面進行大量研究工作，先后研制出新翼型的槳葉，如ARA-D翼型，該翼型特點是最大厚度前移，前緣半徑增大，尾緣加厚[4]，從而提高了翼型的臨界馬赫數(shù)、巡航效率、螺旋槳拉力，這一時期渦槳發(fā)動機主要有PW120、CT7、TPE331-12、TVD-10等，主要采用具有機械液壓備份的電子控制系統(tǒng)。隨后，由于突破了一系列螺旋槳設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，渦槳發(fā)動機性能有了很大提升,AE2100、PW150、TV7-117S第3代渦槳發(fā)動機相繼問世，控制系統(tǒng)主要采用具有狀態(tài)監(jiān)視系統(tǒng)的雙通道FADEC系統(tǒng)。隨著設(shè)計、制造、控制、健康管理等多學科技術(shù)的發(fā)展，P400-D6、TV7-117S等第4代渦槳發(fā)動機應(yīng)運而生，控制系統(tǒng)主要采用具有發(fā)動機監(jiān)控監(jiān)視系統(tǒng)的雙通道FADEC系統(tǒng)，代表了目前世界范圍內(nèi)的先進水平，不但在耗油率和環(huán)境污染方面占優(yōu)，而且在飛行速度和噪聲水平上有很大提高，可與渦扇型飛機相媲美。4代典型型號的渦槳發(fā)動機重要技術(shù)性能參數(shù)見表1[1,5-6]。

表1 典型型號的渦槳發(fā)動機技術(shù)性能參數(shù)

2 螺旋槳數(shù)學模型

渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的研究對象是帶有大慣性螺旋槳的渦槳發(fā)動機。螺旋槳主要靠發(fā)動機軸驅(qū)動，其需求功率與拉力負載特性在不同的飛行條件和工作狀態(tài)下變化很大，對渦槳發(fā)動機和飛機的整機性能產(chǎn)生直接影響[7]。在設(shè)計控制系統(tǒng)時，需要建立精確的螺旋槳數(shù)學模型，計算在不同的飛行條件、轉(zhuǎn)速和槳葉角的條件下螺旋槳所需的功率、效率和拉力，以獲得螺旋槳的負載模擬特性，用于渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的動態(tài)性能仿真研究中。用于定義螺旋槳數(shù)學模型的接口參數(shù)如圖1所示。

圖1 螺旋槳數(shù)學模型接口參數(shù)

有關(guān)螺旋槳數(shù)學建模方法的文獻較少。20世紀30年代美國國家咨詢委員會(NACA,NASA前身)給出了螺旋槳進距比、功率系數(shù)、推力系數(shù)、扭矩系數(shù)和螺旋槳效率等參數(shù)的計算方法[8]；Quentin R.Wald[9]在此基礎(chǔ)上，進一步分析了螺旋槳動力學相關(guān)特性；1948年，Marcus F.Heidmann等以某型單軸渦槳發(fā)動機為研究對象，探討渦槳發(fā)動機最佳功率分配問題[10]，提出渦槳發(fā)動機穩(wěn)態(tài)性能的計算方法；隨著螺旋槳理論的發(fā)展，提出了各種計算螺旋槳性能的方法，如渦流理論（片條理論，standard strip analysis）[4]、渦格法[11]、面元法[12]和升力面法[13]等；Changduk Kong等[14-15]以PT6A-62渦槳發(fā)動機為研究對象，基于MATLAB/SIMULINK環(huán)境建立雙軸渦槳發(fā)動機數(shù)學模型，但未公開其建模方法；鄧志偉等[16-17]基于片條理論建立螺旋槳實時模型，驗證了其有效性；黃家勤等[18]分別以片條理論和升力面法建立了螺旋槳數(shù)學模型，并與試驗數(shù)據(jù)（源自FLUENT仿真數(shù)據(jù)）對比，驗證了2種方法的有效性，得出如下結(jié)論：穩(wěn)態(tài)時，基于升力面法所建立的螺旋槳數(shù)學模型精度高于基于片條理論所建立的螺旋槳數(shù)學模型，但前者不滿足模型實時性條件；時培燕等[19]利用試車數(shù)據(jù)，基于辨識原理建立螺旋槳實時模型。上述方法有的需要詳細的螺旋槳設(shè)計參數(shù)、算法復(fù)雜和大量的迭代過程，有的需要試車數(shù)據(jù)，代價較高，難以應(yīng)用于工程實際。因此，面向工程應(yīng)用的螺旋槳數(shù)學模型成為目前渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計的1項關(guān)鍵技術(shù)。

3 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)

3.1 渦槳發(fā)動機調(diào)節(jié)規(guī)律

為了系統(tǒng)地反映渦槳發(fā)動機工作特性、零部件的載荷和熱負荷，通常選用轉(zhuǎn)速、當量功率和渦輪前燃氣溫度作為控制系統(tǒng)的被調(diào)參數(shù)。在不同大氣環(huán)境條件和飛行狀態(tài)下，這些被調(diào)參數(shù)采用以下3種調(diào)節(jié)規(guī)律獲得其期望的性能。

3.1.1 等動力渦輪轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)規(guī)律

等動力渦輪轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)規(guī)律可使發(fā)動機在各工作狀態(tài)下保持動力渦輪轉(zhuǎn)速恒定。一方面，動力渦輪轉(zhuǎn)速恒定能夠使發(fā)動機在動態(tài)和穩(wěn)態(tài)工作過程中遠離壓氣機喘振邊界，保證發(fā)動機穩(wěn)定工作；另一方面，當渦槳發(fā)動機加、減速時，由于大慣性的螺旋槳轉(zhuǎn)速保持不變，可以改善發(fā)動機的加、減速性能。在慢車狀態(tài)下，由于慢車轉(zhuǎn)速尚未達到這一調(diào)節(jié)規(guī)律所設(shè)定的轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)器不起作用，通過改變供油量使發(fā)動機達到慢車狀態(tài)。

由于螺旋槳慣性大，負載特性響應(yīng)慢，為此采用等動力渦輪轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)規(guī)律，通過改變螺旋槳槳葉角使負載功率發(fā)生相應(yīng)變化。在渦槳發(fā)動機中，通常設(shè)置2種控制桿：功率桿(PLA)和變矩手柄(CLA)，功率桿用于燃油控制回路中，以確定渦槳發(fā)動機螺旋槳負載功率或需求功率，變矩手柄用于恒速裝置控制回路中，以設(shè)定螺旋槳轉(zhuǎn)速指令。在正常飛行期間，PLA通過調(diào)節(jié)供油量控制動力渦輪輸出功率，而CLA設(shè)定期望的螺旋槳轉(zhuǎn)速。以PW150渦槳發(fā)動機為例[20]分析如下：

（1）當CLA設(shè)定為1020 r/min時，自動設(shè)定為正常起飛功率；

（2）當CLA設(shè)定為900 r/min時，自動設(shè)定為最大爬升功率；

（3）當CLA設(shè)定為850 r/min時，自動設(shè)定為最大巡航功率。

渦槳發(fā)動機在不同工作狀態(tài)下，通過改變CLA來設(shè)定不同的螺旋槳轉(zhuǎn)速，是提高渦槳發(fā)動機工作可靠性、延壽的有效途徑。

當PLA在慢車狀態(tài)以下，飛行員通過“β控制模式”直接控制螺旋槳的槳距。

3.1.2 等當量功率調(diào)節(jié)規(guī)律

當渦槳飛機以某一速度飛行時，對應(yīng)1個限制高度，從地面到該限制高度的范圍內(nèi)，采用等當量功率調(diào)節(jié)規(guī)律進行調(diào)節(jié)，能使渦輪前燃氣溫度逐漸升高，并接近最大允許值，以保持當量功率基本不變。渦槳發(fā)動機在地面工作時，按等當量功率調(diào)節(jié)規(guī)律進行調(diào)節(jié)，渦輪前燃氣溫度較低，未充分利用熱部件的熱負荷能力，渦槳發(fā)動機經(jīng)濟性有所降低，但提高了發(fā)動機的工作可靠性和使用壽命。

3.1.3 等渦輪前燃氣溫度調(diào)節(jié)規(guī)律

在渦槳發(fā)動機工作狀態(tài)超出其限制高度的情況下，采用等渦輪前燃氣溫度調(diào)節(jié)規(guī)律，以保持渦輪前溫度始終為最大允許值，此時發(fā)動機的熱負荷達到了該狀態(tài)允許的最大程度，能夠充分利用發(fā)動機熱部件能力，得到最大可能的高空功率。

上述3個調(diào)節(jié)規(guī)律可作為設(shè)計渦槳發(fā)動機穩(wěn)態(tài)功率管理系統(tǒng)的參考依據(jù)。

3.2 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)

3.2.1 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)基本結(jié)構(gòu)

渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)基本結(jié)構(gòu)如圖2所示。包括功率管理系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)、傳感器（圖2中未標）和渦槳發(fā)動機。

圖2 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)基本結(jié)構(gòu)

3.2.2 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)類型

3.2.2.1 渦槳發(fā)動機液壓機械式控制系統(tǒng)

1968年，M.F.Keck[21]等設(shè)計1種渦槳發(fā)動機液壓機械式控制系統(tǒng)（如圖3所示），因具有高耐污染性和自適應(yīng)燃油控制（此處表示為無論供給何種類型和質(zhì)量的燃油，通過增加或減少燃油量，能滿足螺旋槳功率需求，實現(xiàn)3.1節(jié)中的調(diào)節(jié)規(guī)律）的特點，解決了當時燃油臟和因供給燃油的類型和質(zhì)量不同引起功率失衡的2個復(fù)發(fā)性問題，并成功用于Garret公司的YT76單軸渦槳發(fā)動機上。

圖3 渦槳發(fā)動機液壓機械式自適應(yīng)燃油控制原理

其工作原理為：通過撥動速度桿和功率桿，設(shè)定整個控制系統(tǒng)指令值，轉(zhuǎn)速傳感器將渦槳發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳遞給轉(zhuǎn)速反饋凸輪，與轉(zhuǎn)速指令比較，將其偏差信號傳遞給螺旋槳調(diào)速器，通過相關(guān)液壓執(zhí)行機構(gòu)調(diào)節(jié)螺旋槳槳葉角，從而使螺旋槳負載功率發(fā)生變化，調(diào)節(jié)的結(jié)果最終使發(fā)動機轉(zhuǎn)速趨于目標值（螺旋槳控制部分未在圖3中表示出）。同時，通過壓氣機進口溫度傳感器獲得發(fā)動機進口溫度，以此對渦槳發(fā)動機轉(zhuǎn)速進行換算，并通過換算轉(zhuǎn)速和功率桿設(shè)定值的大小帶動扭矩計劃凸輪轉(zhuǎn)動，算出需求扭矩。另外，根據(jù)環(huán)境壓力傳感器得到大氣環(huán)境壓力，將需求扭矩進行換算，通過換算扭矩和換算轉(zhuǎn)速共同算出燃油計劃凸輪的轉(zhuǎn)角，通過燃油計劃凸輪的變化控制燃油流量。利用差分扭矩傳感器感受當前扭矩與需求扭矩的偏差，通過乘性積分器對輸出的燃油流量進行修正，最后通過燃油流量計量閥伺服機構(gòu)將所需的燃油流量輸往渦槳發(fā)動機主燃燒室，整個渦槳發(fā)動機液壓機械式控制系統(tǒng)邏輯結(jié)構(gòu)歸納如圖4所示。圖中，θ表示相對溫度，δ表示相對壓力，下同。

圖4 渦槳發(fā)動機自適應(yīng)燃油控制邏輯結(jié)構(gòu)

3.2.2.2 渦槳發(fā)動機控制回路

渦槳發(fā)動機輸入為燃油流量和槳葉角，主要輸出為螺旋槳功率和螺旋槳轉(zhuǎn)速。渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)包含2個控制回路，在理想情況下，一是通過燃油流量控制螺旋槳功率，二是通過槳葉角控制螺旋槳轉(zhuǎn)速。但實際上，當槳葉角不變時，增加燃油流量，渦輪產(chǎn)生功率增大，導(dǎo)致剩余功率增大，螺旋槳轉(zhuǎn)速隨之增加，同時，螺旋槳功率也會增大；當燃油流量不變時，改變槳葉角，螺旋槳轉(zhuǎn)速和功率也會隨之變化。因此，渦槳發(fā)動機是2輸入2輸出的系統(tǒng)，而且2個回路中的輸出量都彼此對另1個回路產(chǎn)生相互作用，具有干擾耦合性。在多輸入多輸出系統(tǒng)中，控制系統(tǒng)因存在多個回路而產(chǎn)生回路間耦合干擾，使多變量控制系統(tǒng)的設(shè)計變得復(fù)雜，基于現(xiàn)代多變量控制理論所設(shè)計的控制器的階次很高，實現(xiàn)起來比較麻煩?？紤]渦槳發(fā)動機工程應(yīng)用的靈活性和簡單性，采用分散控制策略，即通過解耦方式，首先將多輸入多輸出的系統(tǒng)解耦成幾個單輸入單輸出的控制回路，然后對每個回路進行控制器設(shè)計，這種先解耦后設(shè)計的方法適用于渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計[22]。渦槳發(fā)動機雙回路控制原理如圖5所示。圖中，Npropcmd為螺旋槳功率指令值；npropcmd為螺旋槳轉(zhuǎn)速指令值；G11、G12、G21、G22為渦槳發(fā)動機輸入到輸出的傳遞函數(shù)矩陣分塊陣；Wf為燃油流量；φprop為槳葉角。

圖5 渦槳發(fā)動機雙回路控制原理

隨著多變量控制技術(shù)的發(fā)展，EPI公司率先將之前分開設(shè)計的螺旋槳控制系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)綜合起來，進行多變量綜合控制系統(tǒng)設(shè)計，實現(xiàn)了渦槳發(fā)動機全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)中的復(fù)雜控制算法（多變量控制計劃、控制規(guī)律、控制邏輯），如TP400-D6控制系統(tǒng)。

霍尼韋爾TPE331是目前使用最廣泛的單軸渦槳發(fā)動機，在42000 r/min的最大轉(zhuǎn)速下，發(fā)動機輸出的軸功率約為662 kW，其工作原理如圖6所示[20]。

圖6 TPE331單軸渦槳發(fā)動機工作原理

從圖中可見，發(fā)動機輸出功率控制回路與螺旋槳轉(zhuǎn)速控制回路采用分開控制的設(shè)計方式，發(fā)動機輸出功率控制回路是通過燃油控制器按照功率桿PLA指令、壓氣機進口總壓PT2、總溫TT2、壓氣機出口靜壓P3和轉(zhuǎn)速n反饋當前值的，以及變矩手柄CLA發(fā)出的轉(zhuǎn)速指令進行計算，閉環(huán)調(diào)節(jié)輸往發(fā)動機的燃油流量，使發(fā)動機的輸出功率滿足螺旋槳所需的負載要求，而螺旋槳轉(zhuǎn)速控制回路則通過調(diào)節(jié)槳葉角，使螺旋槳轉(zhuǎn)速達到設(shè)定值并保持不變。

3.2.2.3 功率管理系統(tǒng)

功率管理系統(tǒng)為渦槳發(fā)動機雙回路控制系統(tǒng)提供頂層管理指令，包括螺旋槳功率管理計劃、前饋槳葉角計劃、螺旋槳轉(zhuǎn)速計劃和前饋燃油計劃。

螺旋槳功率管理計劃如圖7所示。目標螺旋槳功率是功率桿和飛行條件的函數(shù)，首先按功率桿基準插值出標準大氣條件下的螺旋槳功率，再根據(jù)不同的飛行條件對其進行修正，以適應(yīng)于飛行包線范圍內(nèi)非標準條件下的螺旋槳需求功率。

前饋槳葉角計劃如圖8所示。依據(jù)目標螺旋槳功率和螺旋槳實際轉(zhuǎn)速，并考慮飛行條件的影響因素，根據(jù)螺旋槳特性計算需要補償?shù)那梆仒~角。

圖7 螺旋槳功率管理計劃

圖8 基于螺旋槳功率反算槳葉角

螺旋槳轉(zhuǎn)速計劃如圖9所示，燃油計劃通過變矩手柄插值出目標轉(zhuǎn)速。

前饋燃油計劃定義為功率桿和飛行條件的函數(shù)，如圖10所示。渦槳發(fā)動機有2個輸入量，且需匹配，否則渦槳發(fā)動機不能正常工作。因此，功率管理系統(tǒng)除了輸出給定目標值外，其前饋燃油計劃模塊還起到前饋環(huán)節(jié)作用。

圖9 螺旋槳轉(zhuǎn)速計劃

圖10 前饋燃油計劃

PW加拿大公司PA6A系列渦槳發(fā)動機功率管理系統(tǒng)包含功率管理組件、燃油測量組件、螺旋槳接口組件等模塊環(huán)節(jié)，采用與上述情況不同的定義處理方法，作為方法對比的研究，可參考文獻[23]。

3.2.2.4 改進型功率管理系統(tǒng)

上述功率管理系統(tǒng)中存在1個工程實際問題，即由于前饋燃油計劃是按標準燃油條件下設(shè)計的，但實際應(yīng)用中會出現(xiàn)各種類型的燃油，對應(yīng)的前饋燃油計劃會存在功率不匹配問題，導(dǎo)致等當量功率調(diào)節(jié)和等渦輪前溫度調(diào)節(jié)這2個調(diào)節(jié)規(guī)律不能實現(xiàn)。

解決功率不匹配問題的辦法是對螺旋槳功率管理計劃、前饋燃油計劃和螺旋槳功率計劃進行改進，改進型螺旋槳功率管理計劃如圖11所示。螺旋槳功率管理計劃考慮了換算轉(zhuǎn)速的影響因素，以適應(yīng)于過渡態(tài)控制。

改進型前饋燃油計劃如圖12所示。對比圖10的前饋燃油計劃，改進型前饋燃油計劃將功率桿和飛行條件的2元函數(shù)關(guān)系替換為目標螺旋槳換算功率和換算轉(zhuǎn)速的2元函數(shù)關(guān)系，在全飛行包線范圍內(nèi)能夠快速滿足目標螺旋槳功率所需求的燃油流量，實現(xiàn)控制系統(tǒng)快速調(diào)節(jié)跟蹤。

圖11 改進型螺旋槳功率計劃

圖12 改進型前饋燃油計劃

整個改進型功率管理系統(tǒng)如圖13所示。

圖13 改進型螺旋槳功率管理

J.Pova?an等[24]針對雙轉(zhuǎn)子渦槳發(fā)動機提出了渦槳發(fā)動機的發(fā)動機推力管理系統(tǒng)(ETMS)，類似于渦扇發(fā)動機推力管理系統(tǒng)，發(fā)動機推力與PLA呈線性關(guān)系。當給定ETMS飛行條件和PLA時，可得到高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速指令值nHcmd和螺旋槳轉(zhuǎn)速指令值npropcmd，如圖14所示。

圖14 ETMS內(nèi)部結(jié)構(gòu)

應(yīng)于上述控制計劃的雙轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制回路如圖15所示。對于高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制回路采用調(diào)節(jié)燃油流量Wf，改變高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速nH，使之快速跟蹤目標指令轉(zhuǎn)速nHcmd的閉環(huán)回路控制方案。對于螺旋槳轉(zhuǎn)速回路采用了串級雙閉環(huán)的控制方案，外層回路為螺旋槳轉(zhuǎn)速大閉環(huán)，內(nèi)層為螺旋槳槳葉角φprop回路。

圖15 渦槳發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制回路

4 渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)典型案例剖析

PW100系列渦槳發(fā)動機是PWC公司研制的3軸渦槳發(fā)動機。從第1代PW120發(fā)動機控制系統(tǒng)采用了具有監(jiān)控功能的數(shù)字電子控制系統(tǒng)和液壓機械式備份，發(fā)展到配置了雙通道FADEC控制系統(tǒng)的第3代PW150渦槳發(fā)動機，其性能參數(shù)見表2[25]。

表2 PW100系列發(fā)動機性能參數(shù)

PW100系列渦槳發(fā)動機控制技術(shù)發(fā)展歷程如下：從PW100發(fā)動機項目開始，PWC公司希望利用電子控制技術(shù)的優(yōu)勢，提高發(fā)動機操作性和減輕飛行員工作負荷。起初，低功率版發(fā)動機使用1個源自JT15-D系列發(fā)動機的單電子控制系統(tǒng)，包含1個8比特處理器和8000字節(jié)的存儲器，能夠提供完整的液壓機械控制系統(tǒng)備份，執(zhí)行機構(gòu)采用力矩馬達。

PW127渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)采用全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)+液壓機械備份的設(shè)計方案，包含1個16比特處理器和1個32000字節(jié)存儲器，用于實現(xiàn)控制規(guī)律和故障診斷，當電子控制系統(tǒng)發(fā)生故障時，采用凍結(jié)力矩馬達的方式保持燃油流量不變，飛行員可以選擇人工控制模式進入液壓機械備份控制。

隨著渦槳發(fā)動機的發(fā)展，對控制系統(tǒng)的性能要求也越來越高，早期發(fā)動機控制基于高壓壓氣機轉(zhuǎn)速變化率調(diào)節(jié)，發(fā)展型是基于扭矩的閉環(huán)控制，定型產(chǎn)品采用功率閉環(huán)控制技術(shù)，控制系統(tǒng)使用美國航空無線電公司（Arinc）429和RS422數(shù)據(jù)總線，可供駕駛艙通訊、螺旋槳電子控制和地面診斷系統(tǒng)使用。為了滿足大功率發(fā)動機引氣要求，控制系統(tǒng)通過力矩馬達來調(diào)節(jié)可操縱的引氣閥。

PW150發(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖16所示[25]。包括3級軸流式低壓壓氣機、單級離心式壓氣機、回流式燃燒室、1級高壓燃氣渦輪、1級低壓燃氣渦輪和2級自由渦輪。

圖16 PW150發(fā)動機結(jié)構(gòu)

PW150發(fā)動機使用不帶液壓機械備份的雙通道FADEC系統(tǒng)。故障診斷系統(tǒng)采用大量的冗余通道、冗余傳感器和冗余輸入技術(shù)。同時配置了渦槳發(fā)動機系統(tǒng)監(jiān)控裝置（EMU），用以記錄發(fā)動機實際運行數(shù)據(jù)，便于發(fā)動機進行如趨勢分析、故障定位、事件分析、參數(shù)超標和壽命循環(huán)因子計數(shù)分析等技術(shù)分析，EMU是地面診斷系統(tǒng)的主要接口，連接駕駛艙，在駕駛艙內(nèi)可顯示發(fā)動機重要參數(shù)的變化情況。

由于采用發(fā)動機與螺旋槳分開控制的方案，PW150發(fā)動機螺旋槳電子控制器(PEC)使用電子-液壓-機械布局代替常規(guī)的全液壓-機械布局，PW150渦槳發(fā)動機燃油和螺旋槳控制系統(tǒng)原理如圖17所示[20]。

5 故障診斷

安全性和可靠性是航空發(fā)動機設(shè)計時主要考慮的問題。渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)日趨復(fù)雜化，如TP400-D6發(fā)動機控制系統(tǒng)軟件復(fù)雜程度甚至比A380客機發(fā)動機控制系統(tǒng)的高出數(shù)倍[2]，控制變量數(shù)目越來越多，傳感器種類繁多、數(shù)目增加，且大部分傳感器處在高溫、高壓、強振動的惡劣條件下工作，其故障發(fā)生率較高。為了能夠?qū)崟r診斷出傳感器故障，提高控制系統(tǒng)安全性和可靠性，避免發(fā)生一些災(zāi)難性事故，渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)傳感器故障診斷技術(shù)十分重要。

圖17 PW150渦槳發(fā)動機燃油和螺旋槳控制系統(tǒng)原理

有關(guān)渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)傳感器故障診斷方面研究的資料較少，Changduk Kong[26-27]等以PT6A-67渦槳發(fā)動機為研究對象，進行了相關(guān)故障診斷研究。對其他類型航空發(fā)動機故障診斷研究得較深入，如神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[28]、支持向量機[29]、卡爾曼濾波器[30-31]等故障診斷算法。其中，卡爾曼濾波器在航空發(fā)動機故障檢測與診斷問題中得到驗證[30]，且目前廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機故障診斷中，但是在Kalman濾波過程中要求動態(tài)系統(tǒng)的噪聲符合高斯正態(tài)分布，而事實上，由發(fā)動機模型的偏差、外界飛行環(huán)境等因素引起的非結(jié)構(gòu)性模型不確定性問題，可能會使系統(tǒng)模型不滿足白噪聲干擾假設(shè)條件，導(dǎo)致故障診斷率不高、虛警率多的問題。為此，國外學者提出了基于未知輸入觀測器(Unknown Input Observer，簡稱UIO)的魯棒故障診斷方法[32]，國內(nèi)王曦、覃道亮、何皚等[33-34]將UIO技術(shù)應(yīng)用到某渦扇發(fā)動機控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)和傳感器故障診斷的相關(guān)研究中，這對于渦槳發(fā)動機UIO故障診斷的研究奠定了一定基礎(chǔ)。

6 結(jié)束語

中國自主研制的AG600大型水陸兩棲飛機總裝已下線，國產(chǎn)渦槳發(fā)動機技術(shù)狀態(tài)發(fā)展緩慢，缺少動力裝置的支持，與世界先進的渦槳發(fā)動機相比差距很大。本文分析了國外渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展歷程，重點分析螺旋槳數(shù)學模型、渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計方法和故障診斷技術(shù)，對于借鑒國外渦槳發(fā)動機技術(shù)發(fā)展經(jīng)驗，開展先進渦槳發(fā)動機控制系統(tǒng)的研究和研制具有重要的參考價值。

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Development of Turboprop Engine Control Technology in the West

CHEN Huai-rong,WANG Xi
（School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China）

Development situation of turboprop engine in western countries was over viewed,and several key technologies related with the control system of turboprop engine were analyzed,including working parameters,features,performance,propeller model,design method of control system,fault diagnosis technology of different types of turboprop engines and so on.The adaptive fuel control logic and implementation method of the hydro-mechanical control system of Garret early YT76 single spool turboprop engine were mainly analyzed.In addition,the development process of Pratt&Whitney Canada three-spool turboprop engine from the first generation of supervisory digital electronic control with mechanical back up system of PW120 engine to the dual channel full authority digital eletronic control system of PW150 engine was selective analyzed.These efforts are intended to provide a clear idea for the technological development of domestic turboprop engine control system.

turboprop engine;propeller model;control system;fault diagnosis;adaptive fuel control

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.06.002

2016-08-09

陳懷榮（1990），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機建模、控制系統(tǒng)設(shè)計和傳感器故障診斷；E-mail：chenhuairong211@163.com。

陳懷榮，王曦.國外渦槳發(fā)動機控制技術(shù)的發(fā)展[J].航空發(fā)動機，2016，42（6）：1-9.CHEN Huairong,WANG Xi.Development of turboprop engine control technology in the West[J].Aeroengine,2016,42（6）：1-9.

（編輯：趙明菁）