陳志雄

中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南 株洲 412002

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的壓氣機工作穩(wěn)定性能喪失是航空動力裝置一種危險的非正常狀態(tài)。這種穩(wěn)定性喪失帶來旋轉(zhuǎn)失速和喘振，可能造成發(fā)動機熄火停車、渦輪等熱端部件和壓氣機出口葉片超溫，甚至由機械振動而造成發(fā)動機損壞。因此，必須采用必要的控制措施來避免發(fā)動機工作中出現(xiàn)壓氣機工作穩(wěn)定性喪失[1]。通過發(fā)動機控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)壓氣機穩(wěn)定裕度，是避免壓氣機工作穩(wěn)定性能喪失的有效手段。壓氣機穩(wěn)定性控制技術(shù)在國內(nèi)外受到了研究人員的重視。目前，在美國綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）計劃下，美國空軍正與工業(yè)界聯(lián)手研究穩(wěn)定性主動控制（ASC）技術(shù)。我國國內(nèi)基于全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）的防喘控制開展了大量的研究和實踐[2～10]。

壓氣機穩(wěn)定性控制技術(shù)主要有可調(diào)導(dǎo)葉和級間放氣，可調(diào)導(dǎo)葉可在擴(kuò)穩(wěn)的情況下維持效率不降低，但其調(diào)節(jié)機構(gòu)復(fù)雜，獲取調(diào)節(jié)規(guī)律要做大量試驗，級間放氣結(jié)構(gòu)簡單，但由于其放掉的那部分氣體一般都排到大氣損失掉，導(dǎo)致壓氣機效率低[2]。本文基于某型發(fā)動機的防喘控制技術(shù)，對級間放氣控制技術(shù)進(jìn)行分析和研究。

1 級間放氣控制原理

某型發(fā)動機壓氣機為多級軸流低壓壓氣機（NL）和離心高壓壓氣機（NH）組合壓氣機，導(dǎo)葉不可調(diào)，采用中間級放氣控制技術(shù)來協(xié)調(diào)壓氣機工作時通過壓氣機前后的空氣流量，使各級流量系數(shù)相對設(shè)計狀態(tài)不會有過大的變化，這樣可以避免軸流壓氣機葉片產(chǎn)生嚴(yán)重的氣流分離，防止喘振[5]。

中間級放氣是通過放氣閥實現(xiàn)，放氣閥置于壓氣機中間或中間偏后位置，如圖1所示。不需要放氣時，放氣閥在高壓空氣的作用下處于關(guān)閉狀態(tài)；需要放氣時，作動筒感受到來自電子控制器的控制信號，控制高壓空氣閥關(guān)閉，放氣閥在彈簧力的作用下被打開。

圖1 級間放氣原理圖Fig.1 Principle of interstage bleeding

放氣閥配備位移傳感器LVDT，可以感受閥的打開位置，控制系統(tǒng)利用閥位置反饋實現(xiàn)對閥的無級調(diào)節(jié)。具備級間放氣控制功能的發(fā)動機控制系統(tǒng)采用FADEC技術(shù)，由電子控制器、放氣閥（執(zhí)行機構(gòu)）、傳感器和電纜等組成，如圖2所示。電子控制器采用雙通道備份系統(tǒng)提高可靠性，控制軟件中預(yù)設(shè)放氣調(diào)節(jié)計劃。工作時，電子控制器采集來自發(fā)動機傳感器的進(jìn)氣溫度、燃燒室進(jìn)口壓力、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速等信號，判斷發(fā)動機的狀態(tài)，通過放氣調(diào)節(jié)計劃計算當(dāng)前放氣閥的需求面積，利用放氣閥的打面積與活位置之間的關(guān)系得到位置需求，與來自放氣閥的實時位置反饋形成閉環(huán)控制，通過PID控制算法計算出控制命令發(fā)送給放氣閥，使其開度位置保持與需求位置一致，為壓氣機提供放氣面積進(jìn)行放氣。放氣控制原理圖如圖3所示。

圖2 放氣控制系統(tǒng)組成Fig.2 Principle of interstage bleeding control system

圖3 放氣控制原理圖Fig.3 Bleeding control schematic diagram

2 放氣調(diào)節(jié)計劃分析

2.1 壓氣機控制規(guī)律

設(shè)計放氣調(diào)節(jié)計劃之前，需給定壓氣機控制規(guī)律，通過對壓氣機結(jié)構(gòu)和性能的分析以及壓氣機試驗，提出與發(fā)動機狀態(tài)匹配的放氣面積需求，使發(fā)動機在各種工作狀態(tài)下具有較高的喘振裕度。優(yōu)秀的壓氣機控制規(guī)律需考慮發(fā)動機起動、穩(wěn)態(tài)、過渡態(tài)、環(huán)境條件變化等各種工作狀態(tài)下的喘振裕度控制，在盡量不影響發(fā)動機性能的前提下保證壓氣機具備足夠的喘振裕度，使壓氣機穩(wěn)定工作。

下面對某型發(fā)動機的壓氣機控制規(guī)律進(jìn)行定性分析，提出影響放氣面積需求的三個因素：

（1）發(fā)動機在穩(wěn)態(tài)工作時，根據(jù)軸流壓氣機的壓比ü流量特性提出放氣面積需求，如圖4所示，特性線邊緣為喘振線，與壓氣機工作線形成喘振裕度，增加級間放氣改變壓氣機特性，使喘振線上移，工作線遠(yuǎn)離喘振線，擴(kuò)大喘振裕度。因此根據(jù)壓氣機轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速NLC來設(shè)定放氣面積需求。級間放氣結(jié)構(gòu)簡單，但由于其放掉的那部分氣體一般都排到大氣損失掉，導(dǎo)致壓氣機效率降低，因此需要綜合考慮壓氣機性能和喘振裕度的需求，一般在低轉(zhuǎn)速狀態(tài)下優(yōu)先滿足喘振裕度需求，而高轉(zhuǎn)速狀態(tài)下應(yīng)盡量滿足性能需求。

圖4 放氣對壓氣機特性的影響Fig.4 The inf l uence of bleeding release on compressor characteristics

（2）發(fā)動機在過渡態(tài)工作狀態(tài)時，壓氣機加速使工作線上移，如圖5所示，導(dǎo)致喘振裕度減小，因此需要按轉(zhuǎn)子加速度NLDot的值增加相應(yīng)的放氣面積需求，保障過渡態(tài)時壓氣機具備足夠的喘振裕度。

圖5 過渡態(tài)對壓氣機特性Fig.5 Transition state to compressor characteristics

（3）雙轉(zhuǎn)子組合壓氣機工作時，如果高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NH和低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NL氣動匹配不合適，NH過低導(dǎo)致低壓壓氣機后存在氣堵時，使喘振裕度減小，因此需要按NL/NH的比值來增加放氣面積需求。

2.2 放氣調(diào)節(jié)計劃設(shè)計

放氣調(diào)節(jié)計劃是壓氣機控制規(guī)律的實現(xiàn)算法，控制軟件利用放氣調(diào)節(jié)計劃計算閥面積需求。

某型發(fā)動機的壓氣機控制規(guī)律存在三種因素影響放氣面積需求，分別為NLC、NLDot和NL/NH，其中NLC影響因素為基本因素，作用于整個工作狀態(tài)，NLDot和NL/NH為疊加的影響因素，超過一定值時起作用。因此，放氣面積需求A為上述三個面積需求之和。

（1）穩(wěn)態(tài)放氣閥面積需求A1由壓氣機轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速NLC來設(shè)定，增大穩(wěn)態(tài)下的喘振余度，A1為NLC的函數(shù)。

通過壓氣機或整機試驗和計算分析獲得壓氣機特性和喘振裕度，給出A1與NLC的函數(shù)關(guān)系，控制軟件中利用插值模型計算A1的值。在低轉(zhuǎn)速時閥面積全開，隨著轉(zhuǎn)速上升而開始減小放氣面積，到一定轉(zhuǎn)速時閥全關(guān)。

（2）過渡態(tài)放氣閥面積需求A2是軸流壓氣機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速加速率NLDot的函數(shù)，加速越快，需增加的閥面積需求越大。

式中：A2與NLDot成比例關(guān)系，系數(shù)k和σ通過整機或壓氣機試驗分析整定獲得。

（3）閥面積需求A3是NL/NH的比值函數(shù)，NL/NH越大說明NH相對NL越低，存在氣堵的可能性越大，因此需增加的閥面積需求越大。

式中：γ和ε均為系數(shù)，由發(fā)動機或壓氣機試驗分析整定獲得。

放氣閥的開度位置和打開面積之間存在對應(yīng)關(guān)系，如圖6所示。因此，最終通放氣面積需求A獲得放氣閥位置需求。

圖6 放氣閥位置與面積圖Fig.6 The position and area diagram of the bleed valve

3 PID控制器設(shè)計

為了實現(xiàn)放氣面積連續(xù)調(diào)節(jié)控制，采用放氣閥位置閉環(huán)控制，利用LVDT反饋的閥位置，與放氣調(diào)節(jié)計劃計算的位置需求形成偏差信號EK，經(jīng)PID控制算法獲得作動筒的控制電流ITM，使作動筒動作，最終使放氣閥位置保持在需求位置。

為了保證閥控制快速、穩(wěn)定，需設(shè)計合理的PID控制算法，某型發(fā)動機的放氣PID控制算法如圖7所示，利用死區(qū)控制避免頻繁動作帶來振蕩，利用積分飽和限制避免誤積分導(dǎo)致電流異常增大。

圖7 PID控制器設(shè)計圖Fig.7 PID controller design drawing

4 喘振檢測和退喘控制

由上述分析，為了保證壓氣機工作穩(wěn)定，采取了中間級放氣控制，調(diào)節(jié)放氣面積，在盡量不影響發(fā)動機性能的基礎(chǔ)上盡可能提高喘振裕度。但在大氣條件急劇變化、發(fā)動機性能衰退嚴(yán)重等條件下，發(fā)動機仍可能發(fā)生喘振，因此，需要控制系統(tǒng)具備喘振檢測和退喘控制能力。

4.1 喘振檢測

識別喘振的最可靠方法是錄取壓氣機轉(zhuǎn)子及靜子葉片上的初始分離數(shù)據(jù)，需要傳感器安裝在葉片上，這種方式一般只能在試驗室實現(xiàn)。對控制系統(tǒng)來說，通常采用更經(jīng)濟(jì)的方法，利用發(fā)動機工作過程參數(shù)的組合檢查來識別喘振[2]。一般情況下，利用發(fā)動機的轉(zhuǎn)速n、壓氣機進(jìn)口壓力p2、溫度T2、燃燒室進(jìn)口壓力p3等信號及其導(dǎo)數(shù)值來綜合考慮喘振檢測[2，6]，在這些信號超出某一時間內(nèi)的給定值情況下，便發(fā)出喘振信號。

某型發(fā)動機采用了高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NH、燃燒室進(jìn)口壓力p3及其導(dǎo)數(shù)值來組合判定喘振。當(dāng)p3和NH出現(xiàn)反向突變，并超過一定閥值就判斷喘振。

喘振判斷算法為同時滿足式（5）和式（6）：

式中：NHdot為NH的導(dǎo)數(shù)值，p3dot為p3的導(dǎo)數(shù)值，p為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，α和β為門限值。

4.2 退喘控制

當(dāng)檢測到發(fā)動機出現(xiàn)喘振時，必須進(jìn)行退喘控制，以防止喘振對發(fā)動機帶來嚴(yán)重危害。退喘措施為加大級間放氣面積和減小供油流量。在上述放氣調(diào)節(jié)計劃的基礎(chǔ)上增加退喘放氣面積Asurge，Asurge可設(shè)置為定值，發(fā)生喘振時的放氣面積需求As為：

當(dāng)發(fā)動機在工作過程發(fā)生喘振時，為防止本次工作再次發(fā)生喘振，可對穩(wěn)態(tài)放氣閥面積需求調(diào)節(jié)計劃進(jìn)行臨時調(diào)整，將NLC對應(yīng)的閥面積需求適當(dāng)增大，以獲取更大的喘振裕度，發(fā)動機停車后恢復(fù)原調(diào)節(jié)計劃。

喘振時，由于進(jìn)入燃燒室的空氣迅速減少，燃燒室進(jìn)口壓力p3受到損失，可通過油氣比限制控制來減小供油流量：

式中：Wf為發(fā)動機燃油流量需求，為油氣比系數(shù)。

5 試驗驗證

6 結(jié)論

通過試驗驗證發(fā)動機控制系統(tǒng)的放氣防喘控制功能，圖8為穩(wěn)態(tài)下放氣閥位置圖，閥位置平穩(wěn)，與需求位置相符；圖9為過渡態(tài)放氣閥位置變化圖，閥位置反應(yīng)速度快，跟隨性好。

圖8 穩(wěn)態(tài)試驗數(shù)據(jù)Fig.8 Steady-state test data

圖9 過渡態(tài)試驗數(shù)據(jù)Fig.9 Transient test data

基于某型航空發(fā)動機的防喘控制實現(xiàn)方法，對級間放氣控制技術(shù)進(jìn)行了分析和研究，包括級間放氣控制原理、放氣調(diào)節(jié)計劃、放氣控制閉環(huán)算法、喘振檢測及退喘控制算法等內(nèi)容。通過分析和試驗得出以下結(jié)論：

（1）利用發(fā)動機控制系統(tǒng)（FADEC）調(diào)節(jié)放氣閥可有效實現(xiàn)壓氣機穩(wěn)定性控制；

（2）在滿足發(fā)動機性能要求的基礎(chǔ)上，放氣調(diào)節(jié)計劃根據(jù)軸流壓氣機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)速加速度和高低壓轉(zhuǎn)速比等狀態(tài)，無級調(diào)節(jié)放氣閥開度位置，增大喘振裕度；

（3）提出利用燃燒室進(jìn)口壓力和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化率的關(guān)系來識別喘振，利用增加放氣閥面積和減小供油來消除喘振；

（4）通過試驗表明，控制系統(tǒng)能快速準(zhǔn)確控制放氣閥按調(diào)節(jié)計劃保持開度位置穩(wěn)定，有效增大喘振裕度。

本文主要從控制系統(tǒng)的角度分析級間放氣控制，針對級間放氣對壓氣機喘振裕度的定量影響和壓氣機控制規(guī)律的具體設(shè)計，需要發(fā)動機總體和壓氣機專業(yè)的大量理論分析和試驗，本文不做詳細(xì)論述。

[1] 賀爾銘.民用航空發(fā)動機控制原理及典型系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002：20-27.HE Erming. The principle of civil aviation engine control and typical system[M]. Beijing： National Defense Industry Press，2002： 20-27.（in Chinese）

[2] 樊思齊，李華聰，樊丁.航空發(fā)動機控制[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2008.FAN Siqi， LI Huacong， FAN Ding. Aviation engine control[M].Xi’an： Northwest Polytechnical University Press， 2008.（in Chinese）

[3] 張紹基.航空發(fā)動機防喘控制系統(tǒng)設(shè)計和熱擾動參數(shù)研究[J].航空發(fā)動機，2005，31（3）：8-12.ZHANG Shaoji. Design of anti-surge control system and research on heat disturbance parameters for aeroengine[J]. Aeroengine，2005， 31（3）： 8-12.（in Chinese）

[4] 秦海波，孫健國.某型發(fā)動機防喘/退喘控制系統(tǒng)分析研究[J].航空動力學(xué)報，2006（01）：201-206.QIN Haibo， SUN Jianguo. Investigation on aircraft engine anti-surge/surge eliminating control system[J].Journal of Aerospace Power， 2006（01）： 201-206.（in Chinese）

[5] 高永，李本威，郁大照.航空發(fā)動機防喘模糊控制器的設(shè)計[J].遼寧工程技術(shù)大學(xué)學(xué)報，2010（5）：814-816.GAO Yong， LI Benwei， YU Dazhao. Design of fuzzy anti-surge controller for aero-engine[J]. Journal of Liaoning Technical University， 2010（5）： 814-816.（in Chinese）

[6] 李小彪，余海生，孫健國，等.一種渦扇發(fā)動機防喘振信號判斷方法 [J].推進(jìn)技術(shù)，2009（6）：727-731.LI Xiaobiao， YU Haisheng， SUN Jianguo， et al. A surge signal judge method for turbofan engine[J]. Journal of Propulsion Technology， 2009（6）： 727-731.（in Chinese）

[7] 張紹基，劉世官.航空發(fā)動機消喘控制系統(tǒng)設(shè)計與試驗[J].航空動力學(xué)報，2012（01）：204-210.ZHANG Shaoji， LIU Shiguan. Research on the elimination control system design and test for aero-engines[J]. Journal of Aerospace Power， 2012（01）： 204-210.（in Chinese）

[8] 張紹基.航空發(fā)動機進(jìn)口溫度畸變參數(shù)和防喘控制系統(tǒng)設(shè)計[J].推進(jìn)技術(shù)，2006，27（1）：15-19.ZHANG Shaoji. Research on heat distortion parameters and the design for engine surge control systems[J]. Journal of Propulsion Technology， 2006， 27（1）： 15-19.（in Chinese）

[9] 朱寶康.軸流壓氣機防喘保護(hù)[J].天津冶金，1999（S1）：75-77.ZHU Baokang. The protection on preventing from surging of axial flow air compressor[J]. Tianjin Metallurgy， 1999（S1）：75-77.（in Chinese）

[10] 黃偉，黃向華.基于主動防喘的航空發(fā)動機加速控制仿真[J].測控技術(shù)，2013（04）：61-65.HUANG Wei， HUANG Xianghua. Adaptive acceleration control for aero-engine based on active anti-surge control[J]. Measurement and Control Technology， 2013（04）： 61-65.（in Chinese）