于華鋒，郭迎清，郭佳偉，王文山，袁 杰

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710129；2.航空工業(yè)慶安集團有限公司，西安710077）

0 引言

某型發(fā)動機采用機械液壓式加力控制系統(tǒng)，其中的噴口控制系統(tǒng)不僅質(zhì)量大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、控制性能有限，而且隨著使用時間的增加，其關(guān)鍵計算部件——壓比調(diào)節(jié)器會發(fā)生空氣活塞漏氣、型針積碳和連桿變形等問題，造成性能退化，導(dǎo)致發(fā)動機發(fā)生加力爆燃和低壓轉(zhuǎn)差漂移等故障[1-3]。多年以來，發(fā)動機噴口控制系統(tǒng)正朝著數(shù)字電子化、小型化和一體化的方向發(fā)展，有效減輕了質(zhì)量并改善了噴口控制效果，大大提高了軍用航空發(fā)動機的性能[4]。因此有必要在分析機械液壓式噴口控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，對原系統(tǒng)進行一定的數(shù)控改造，以規(guī)避機械液壓系統(tǒng)的固有問題，并在控制性能上實現(xiàn)一定的提升。

在噴口數(shù)控改造方面，王兢[5]提出了改造所需要保留和增添的元件以及傳感器的安裝方式；李杰等[6]建立了基于控制元件數(shù)學(xué)模型的雙閉環(huán)噴口面積控制回路，并進行了仿真計算；李軍偉[7]提出了基于渦輪落壓比的噴口面積閉環(huán)控制回路，并引入油門桿角度作為前饋量，來提升系統(tǒng)的快速性。以上研究對噴口數(shù)控改造方案的提出具有重要意義，但并未在明確的控制規(guī)律下，針對具體對象設(shè)計完整的噴口數(shù)控系統(tǒng)。

本文首先對原機械液壓式噴口控制系統(tǒng)進行分析，并采用擬合法建立發(fā)動機分段線性化模型。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)實際情況，提出噴口數(shù)字電子控制方案，利用AMESim和Matlab軟件[8]，搭建了控制系統(tǒng)的聯(lián)合仿真模型。

1 機械液壓噴口控制系統(tǒng)分析

某型發(fā)動機加力控制規(guī)律為[9]

式中：Wf為主燃油流量；nH為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速；Wf，af為加力燃油流量；PLA為加力比指令；P3/P2為高壓壓氣機壓比；T7，af為加力燃燒室溫度；A8為尾噴管喉部面積；πT為渦輪落壓比。

在加力狀態(tài)下，通過調(diào)節(jié)主燃油流量Wf控制高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速nH不變，使核心機維持在最大狀態(tài)；根據(jù)加力比指令調(diào)節(jié)加力燃油流量Wf，af控制加力燃燒室溫度T7，af，達到調(diào)節(jié)推力的目的；通過調(diào)節(jié)尾噴口面積A8控制渦輪落壓比πT，使其按高壓壓氣機壓比P3/P2的函數(shù)關(guān)系變化。

圖1 加力噴口機械液壓控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

該控制系統(tǒng)包含壓比調(diào)節(jié)器、噴口滑油泵和噴口作動筒3部分。其中壓比調(diào)節(jié)器起到控制器和傳感器的作用，感受發(fā)動機高壓壓氣機壓比P3/P2，計算得出期望的渦輪落壓比，并與實際測量值比較形成偏差，基于該偏差給出控制指令X6；滑油泵和作動筒起到執(zhí)行機構(gòu)的作用，根據(jù)X6改變噴口滑油柱塞泵的斜盤角度，從而改變與之相連的噴口作動筒2個腔壓力，使活塞桿產(chǎn)生位移、帶動噴口作動環(huán)、最終改變噴口面積，調(diào)節(jié)渦輪后反壓，達到穩(wěn)定渦輪落壓比的目的。核心控制律即高壓壓氣機壓比與期望的渦輪落壓比的對應(yīng)關(guān)系，也稱作加力工作線。

在非加力狀態(tài)下，發(fā)動機的尾噴口面積采取開環(huán)發(fā)動機機械液壓式加力噴口面積控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示?？刂?，根據(jù)nH在2個固定值之間切換，由1套獨立的機械液壓控制系統(tǒng)，即噴口收放活門來實現(xiàn)。

在進行數(shù)控改造時，可參照原有機械系統(tǒng)的控制架構(gòu)，并將加力與非加力狀態(tài)下的控制系統(tǒng)合并，設(shè)計統(tǒng)一的噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)，實現(xiàn)相應(yīng)的控制計劃，達到較好的控制效果。

2 噴口數(shù)控系統(tǒng)設(shè)計

2.1 執(zhí)行機構(gòu)仿真模型建立

為減小數(shù)控改造難度，在設(shè)計數(shù)控系統(tǒng)時保留了原有機械液壓系統(tǒng)中的執(zhí)行機構(gòu)，即噴口滑油泵和作動筒等部件。同時在執(zhí)行機構(gòu)與數(shù)字控制器之間添加1套電液伺服系統(tǒng)，來實現(xiàn)信號的轉(zhuǎn)換。在AMESim中建立的執(zhí)行機構(gòu)與電液伺服系統(tǒng)的仿真模型[10]如圖2所示。

圖2 執(zhí)行機構(gòu)與電液伺服系統(tǒng)AMESim仿真模型

電液伺服系統(tǒng)由1個電液伺服閥和1個作動筒組成，負責(zé)將數(shù)字控制器的X6電信號轉(zhuǎn)換為實際的X6物理位移信號，并進行功率放大，用于調(diào)節(jié)滑油泵斜盤角度[11]。同時進行位置反饋，采用PID控制器，保證X6的準確性。

噴口滑油泵系統(tǒng)主要由低壓齒輪泵、單向活門、安全活門和高壓柱塞泵等部件組成。低壓齒輪泵在柱塞泵之前先行增壓，防止柱塞泵進口壓力過低；單向活門限制滑油流向，防止倒流；安全活門在油壓過高時進行泄壓。高壓柱塞泵的斜盤與電液伺服系統(tǒng)的作動筒相連，由作動筒活塞桿位移量X6調(diào)節(jié)。

作動筒采用AMESim模型，并考慮活塞桿冷卻漏油以及噴口負載力的反作用。每臺發(fā)動機裝有6個噴口作動筒，沿發(fā)動機圓周均勻分布。

在實際改造中還需添加相應(yīng)的傳感器部件，進行信號采集。包括電液伺服系統(tǒng)作動筒的X6位移傳感器、噴口作動筒的A8位移傳感器、高壓壓氣機進口P2壓力傳感器、高壓壓氣機出口P3壓力傳感器以及渦輪出口P6壓力傳感器。所得信號經(jīng)過調(diào)理電路后進入數(shù)字電子控制器。

2.2 發(fā)動機模型建立

為了實現(xiàn)完整的噴口數(shù)控系統(tǒng)閉環(huán)仿真，還需要建立被控對象即發(fā)動機的仿真模型。此發(fā)動機模型是在已有的某型發(fā)動機非線性穩(wěn)態(tài)模型的基礎(chǔ)上，采用擬合法建立的分段線性化模型[12-14]。并根據(jù)模型數(shù)據(jù)在Matlab/Simulink環(huán)境下搭建對應(yīng)的仿真模型，如圖3所示。

圖3 發(fā)動機Simulink仿真模型

模型整體為1個狀態(tài)空間模型。輸入量為加力比PCAB和尾噴口面積A8，狀態(tài)量為高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，輸出量為低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，風(fēng)扇增壓比、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、風(fēng)扇流量、壓氣機進口總壓、風(fēng)扇效率、壓氣機出口總壓、低壓渦輪出口總壓、尾噴管出口總壓。模型以加力比PCAB為調(diào)度量，分段調(diào)度狀態(tài)空間模型的系統(tǒng)矩陣以及相應(yīng)的穩(wěn)態(tài)點數(shù)據(jù)。

2.3 數(shù)控系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型搭建

所設(shè)計的加力狀態(tài)噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)的控制回路如圖4所示[7]。

圖4 噴口數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)控制回路

控制回路為內(nèi)層、中間層和外層的3層閉環(huán)結(jié)構(gòu)。內(nèi)層、中間層分別為電液伺服系統(tǒng)的X6位置和A8面積反饋環(huán)，確保X6位移和噴口面積調(diào)節(jié)的準確性與快速性；外環(huán)為πT閉環(huán)，確保實際渦輪落壓比跟隨期望值變化，維持核心機正常運轉(zhuǎn)，確保風(fēng)扇不喘振?？刂朴媱澕礊榧恿ぷ骶€，由發(fā)動機高壓壓氣機增壓比信號查表得出期望的渦輪落壓比，加力工作線數(shù)據(jù)由原始的發(fā)動機模型計算得出。

將數(shù)字控制器、執(zhí)行機構(gòu)AMESim模型以及發(fā)動機模型相連，建立噴口面積數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)下的聯(lián)合仿真模型[15]，如圖5所示。并在發(fā)動機模型上外接1個喘振裕度計算模塊，用來監(jiān)控喘振裕度的變化情況。

πT控制器和A8控制器結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖5 噴口數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)控制聯(lián)合仿真模型

圖6 數(shù)字電子控制器

2個控制器均采用PID控制算法[16]。其中在πT控制器中，通過加力比引入A8面積的基準值，使得A8的期望值在加力比產(chǎn)生變化時快速調(diào)整，加快了A8的響應(yīng)速度，同時作用在此基準值上的壓比誤差量可以確保發(fā)動機工作在正確的加力工作點上。

在非加力狀態(tài)下，由于采用開環(huán)控制，只需將加力狀態(tài)控制回路中的πT回路去除，并采用由高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速生成的控制計劃，即可實現(xiàn)非加力狀態(tài)噴口面積控制。結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 噴口數(shù)控系統(tǒng)非加力狀態(tài)控制回路

3 數(shù)控系統(tǒng)仿真驗證

3.1 加力狀態(tài)噴口控制仿真

在0高度0馬赫數(shù)的飛行條件下，對加力比變動的情況進行仿真，檢測發(fā)動機各參數(shù)變化狀況，并與相同條件下的機械液壓系統(tǒng)進行對比。仿真時加力比信號為10～10.9 s，由10%線性變化到90%。仿真結(jié)果如圖8所示。

圖8 加力變動情況仿真驗證

從圖中可見，當(dāng)加力比大范圍變動時，數(shù)控系統(tǒng)的實際渦輪落壓比緊隨期望落壓比變化，迅速到達新的加力工作點，相對誤差最大不超過1.4%。同時與原機械液壓系統(tǒng)相比，數(shù)控系統(tǒng)的A8面積起始調(diào)節(jié)時間更早，超調(diào)量也較小。使得在加力變動過程中，P6壓力波動范圍更小，渦輪落壓比變化幅度也更小，喘振裕度更加遠離喘振邊界。整體來看，此數(shù)控系統(tǒng)的控制效果明顯優(yōu)于原機械液壓系統(tǒng)的。

3.2 多飛行條件加力噴口控制仿真

為了研究此噴口數(shù)控系統(tǒng)在飛行包線內(nèi)的適應(yīng)性，另外選取高度為6.096 km，馬赫數(shù)為1.20和1.75，以及高度為12.192 km，馬赫數(shù)為1.75和2.00的4個飛行條件。建立相應(yīng)的發(fā)動機模型以及數(shù)控系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型，并在相同的加力比變動情況下進行仿真測試，結(jié)果如圖9所示。

圖9 多飛行條件加力變動仿真

從圖中可見，在4個飛行條件下，當(dāng)加力比大范圍變動時，實際渦輪落壓比均能緊隨期望落壓比變化，迅速到達新的加力工作點，相對誤差最大不超過4.45%；A8的最大超調(diào)量小于7.9%，最大調(diào)節(jié)時間小于2.88 s，符合要求。同時喘振裕度未跨過喘振邊界，且相距較遠。可見此噴口數(shù)控系統(tǒng)對于不同的飛行條件也具有一定的適應(yīng)性。

4 結(jié)束語

本文對某型發(fā)動機的噴口面積機械液壓控制系統(tǒng)進行了分析，明確了其控制規(guī)律及控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理。在此基礎(chǔ)上對其進行一定的數(shù)控改造，設(shè)計了加力與非加力狀態(tài)下的控制回路，搭建了可實現(xiàn)完整閉環(huán)仿真的包含數(shù)字控制器、執(zhí)行機構(gòu)以及被控對象的噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型，并對其進行仿真驗證。結(jié)果顯示：此數(shù)控系統(tǒng)可以實現(xiàn)對噴口面積的有效控制，相比于原機械液壓系統(tǒng)具有更好的控制性能，并且對于不同的飛行條件也有一定的適應(yīng)性。本文所述方法具有一定的工程應(yīng)用價值。