范凱

摘 ? 要：航空渦扇發(fā)動機是飛機主要動力供給模塊之一，航空渦扇發(fā)動機性能控制效果對飛機飛行品質、可靠性造成了直接的影響。因此，本文以航空渦扇發(fā)動機性能退化控制為入手點，利用性能退化緩解控制技術，設計了航空渦扇發(fā)動機部件級模型，并對其進行了仿真試驗分析。

關鍵詞：渦扇發(fā)動機 ?性能退化控制 ?推力

中圖分類號：V235.13 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-098X（2019）08（b）-0009-02

航空渦扇發(fā)動機是知識密集型高科技產(chǎn)品，在航空渦扇發(fā)動機研發(fā)、生產(chǎn)、制作過程中涉及了控制技術、工程熱力學、工程力學、計算機技術、電子技術、空氣動力學等多學科技術。但是在航空渦扇發(fā)動機運行年限內性能退化問題不可避免。航空渦扇發(fā)動機性能退化問題的出現(xiàn)，不僅加重了飛行員操作負擔，而且增加了航空渦扇發(fā)動機運行風險。因此，對航空渦扇發(fā)動機性能退化緩解控制技術進行適當分析具有非常重要的意義。

1 ?渦扇發(fā)動機性能退化緩解控制方法概述

航空渦扇發(fā)動機性能退化緩解控制（Performance Derioration Mitigation Control），其主要是在傳統(tǒng)控制系統(tǒng)的基礎上，以系統(tǒng)自主性推力控制為目的設置的智能改進控制架構。一般來說，在航空渦扇發(fā)動機正常運行過程中，油門桿角度及轉速、壓力比等被控制參數(shù)、推力間關系處于穩(wěn)定狀態(tài)。此時，可以根據(jù)PLA控制指令，確定油門桿對應的推力參數(shù);而在航空渦扇發(fā)動機性能退化后，其油門桿、推力間對應關系也會發(fā)生一定變化。這種情況下，就可以利用發(fā)動機性能退化緩解控制技術，根據(jù)前期推力參數(shù)變化，給予一定補償，調整油門桿、推力間關系，保證發(fā)動機穩(wěn)定運行。

2 ?渦扇發(fā)動機的性能退化控制模型構建及仿真分析

2.1 渦扇發(fā)動機狀態(tài)變量模型構建

由于航空渦扇發(fā)動機運行年限內性能退化多表現(xiàn)為多健康參數(shù)同時退化形式，因此，可采用復合擬合的方式，構建航空渦扇發(fā)動機慢車以上狀態(tài)變量模型。通過航空渦扇發(fā)動機線性變參數(shù)模型建模，可以針對航空渦扇發(fā)動機從慢車到中間狀態(tài)整體運行期限內，構建渦扇發(fā)動機自適應模型，以獲得渦扇發(fā)動機性能退化估計數(shù)值，為渦扇發(fā)動機性能退化控制提供依據(jù)。

在基于發(fā)動機自適應控制的狀態(tài)變量模型構建過程中，首先可設定航空發(fā)動機非線性數(shù)學模型為：X=f（x，m，r）;y=g（x，m，r）。

上述式子中，x、m、y分別為狀態(tài)量、控制量、輸出量。而r為航空渦扇發(fā)動機外界條件參數(shù)，如進口溫度、馬赫數(shù)、高度等。在航空渦扇發(fā)動機飛行條件參數(shù)r處于穩(wěn)定狀態(tài)時，可選擇航空渦扇發(fā)動機任意一個穩(wěn)態(tài)點（x0，m0，r0），對非線性數(shù)學模型進行分析。并設定狀態(tài)變量模型各變量范圍。其中狀態(tài)量x=[N1，N0]，其中N1為低壓轉子轉速，N0為高壓轉子轉速;控制量m=[W1，A0]T，W1為主燃油量，A0為尾噴管喉道面積;輸出量y=[N1，N0，T0，T1]T，其中T0為風扇出口總溫度，T1為壓氣機出口總溫度。

2.2 渦扇發(fā)動機狀態(tài)變量模型求解及精度驗證

考慮到航空渦扇發(fā)動機在運行期間各部件性能也會隨著時間推移發(fā)生退化。因此，可以航空渦扇發(fā)動機工作循環(huán)次數(shù)為輸出參數(shù)，以航空渦扇發(fā)動機健康參數(shù)退化量作為輸出參數(shù)。對航空渦扇發(fā)動機部件健康參數(shù)（初始健康參數(shù)為1）漸變退化過程進行模擬分析。即在對渦扇發(fā)動機高壓轉速擾動獲得系數(shù)矩陣初猜值的基礎上，擾動航空渦扇發(fā)動機低壓轉速，可得到另一個系數(shù)矩陣初猜值。隨后設定擾動前渦扇發(fā)動機主燃油量功率、低壓轉速功率及高度功率、尾噴管喉道功率偏差均為0。則渦扇發(fā)動機元素a為渦扇發(fā)動機擾動前高壓轉速功率與擾動后高壓轉速功率相對偏差值[1]。

3 ?渦扇發(fā)動機的性能退化控制與推力確定

3.1 渦扇發(fā)動機狀態(tài)變量模型改進

考慮到航空渦扇發(fā)動機運行階段性能退化控制較復雜，在渦扇發(fā)動機狀態(tài)變量模型設置的基礎上，為確定渦扇發(fā)動機性能退化中推力變化，可增加一外環(huán)推力控制回路。新增設的外環(huán)推力控制回路主要包括轉速指令修整器、推力估值器、推力設定邏輯控制3個模塊。其中轉速指令修整器主要是根據(jù)推力誤差。其可在獲得恰當?shù)霓D速修整指令后，促使航空渦扇發(fā)動機推力與設定推力相近;推力估值器主要是依據(jù)卡爾曼濾波技術，對推力進行精準估計;推力設定邏輯，主要受航空渦扇發(fā)動機工作條件、退化程度影響。其可通過期望推力設定，在補償推力損失的基礎上，避免渦扇發(fā)動機進入不安全狀態(tài)中。

3.2 渦扇發(fā)動機狀態(tài)變量模型外環(huán)推力控制回路設計

通過調節(jié)轉速指令，促使渦扇發(fā)動機性能退化推力恢復至標準值，是渦扇發(fā)動機外環(huán)控制回路設置的根本目的。基于此，就需要控制渦扇發(fā)動機設定推力在未退化時標準推力以下。即選擇航空渦扇發(fā)動機安全可達范圍內最小標稱推力作為設定推力。同時考慮到渦扇發(fā)動機不同退化程度下最大安全推力變化?？梢缘孛孀畲筠D速為依據(jù)，將極限保護器低壓轉子轉速參數(shù)設定至極限程度下。

在具體操作過程中，可設定航空渦扇發(fā)動機退化階段壓氣機、渦輪流量、效率因子處于同等程度退化狀態(tài)。隨后利用單參數(shù)，對渦扇發(fā)動機退化程度進行描述。最終得出地面環(huán)境中渦扇發(fā)動機退化程度、最大安全推力間關系如圖1所示。

如圖1所示，地面環(huán)境中航空渦扇發(fā)動機退化程度與最大安全推力成負相關。據(jù)此，可將渦扇發(fā)動機退化狀態(tài)控制模型中推力設定邏輯逐步拓展至全包線[2]。而在全包線推力設定邏輯中，馬赫數(shù)、飛行高度、退化程度是航空渦扇發(fā)動機最大安全推力主要決定因素。

3.3 渦扇發(fā)動機性能退化控制控制模型應用

在航空渦扇發(fā)動機性能退化控制模型應用前，可在MATLAB/Simulink仿真平臺中，對渦扇發(fā)動機性能退化控制系統(tǒng)可行性進行仿真驗證。為保證航空渦扇發(fā)動機模擬仿真精度，可在保證退化控制效果的前提下，盡可能增加退化速率，以便獲得更加全面的系統(tǒng)對退化的補償效果。本次仿真條件為渦輪發(fā)送機低壓轉子轉速指令為90%，初始發(fā)動機為完全健康狀態(tài)。且在4.5～14.5s之間，壓氣機與渦輪流量、效率因素會發(fā)生線性退化。最終退化控制結果如圖2所示。

如圖2所示，應用渦扇發(fā)動機退化控制模型后，在航空渦扇發(fā)動機退化控制中，通過增大低壓轉子轉速，可以在一定程度上補償退化導致的推力損失。而隨著渦扇發(fā)動機退化程度的不斷加深，被保護參數(shù)也超出了極限數(shù)值，導致推力無法在安全限度內達到標稱值[3]。此時，退化控制系統(tǒng)可以降低低壓轉子轉速指令，保證各發(fā)動機部件穩(wěn)定運行。

4 ?結語

綜上所述，在現(xiàn)代航空發(fā)動機數(shù)字控制技術發(fā)展背景下，新一代戰(zhàn)機對推進系統(tǒng)機動性、生存性、自主性、經(jīng)濟性也提出了更高的要求。這種情況下，相關人員應以提高推進系統(tǒng)退化控制自主性為目的。合理利用渦扇發(fā)動機性能退化緩解控制技術，進一步完善航空渦扇發(fā)動機性能退化控制系統(tǒng)，以緩解航空渦扇發(fā)動機性能退化速率，減輕飛行員對推進系統(tǒng)操作負擔。

參考文獻

[1] 孫護國.航空發(fā)動機推力控制系統(tǒng)喘振裕度影響分析[J].計算機仿真，2017，34（1）：84-89.

[2] 彭剛，朱彬，張大義，等.高涵道比渦扇發(fā)動機結構與力學性能定量評估[J].航空動力學報，2017，32（7）：1728-1735.

[3] 洪驥宇，王華偉，倪曉梅.基于降噪自編碼器的航空發(fā)動機性能退化評估[J].航空動力學報，2018，33（8）：123.