李煦陽， 馬 克， 程 波， 楊俊坤

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司，四川 成都 610073)

航空發(fā)動機壓氣機導流葉片偏轉角度的性能調(diào)試是一項特別重要的工作，壓氣機導流葉片偏轉角度直接影響發(fā)動機的進氣空氣流量[1-2]；如果壓氣機導流葉片偏轉角度不能快速、準確、穩(wěn)定地調(diào)節(jié)，將直接影響發(fā)動機的性能，嚴重時會發(fā)生葉盆或葉背氣流分離，進而引發(fā)喘振[3]，直接影響航空發(fā)動機試車安全和飛行安全。

目前，國內(nèi)外航空發(fā)動機控制器較多采用機械液壓控制器[4]。機械液壓控制器技術成熟，可靠性高，特別是引入三維凸輪等計算裝置[5]，使機械液壓控制器功能也比較強大，能夠生成復雜控制指令完成高性能控制任務。但是機械液壓控制器結構非常復雜，控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)精度比較低；而作為航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的主要發(fā)展方向，采用高權限的數(shù)字化自動控制系統(tǒng)，以及基于神經(jīng)網(wǎng)絡構架的高自主度自動控制系統(tǒng)[6]，可以提供比機械液壓控制方式更為精確的控制，且在應對發(fā)動機復雜工況下的系統(tǒng)工作參數(shù)應變調(diào)節(jié)時，系統(tǒng)自身也具有相較于機械液壓控制方式更好的魯棒性，但該控制方式仍依賴于機械作動機構、電磁控制閥門等執(zhí)行部件完成控制的最終反饋。

不論是采用何種控制方式，均很有必要對航空發(fā)動機運行時壓氣機導流葉片偏轉角度進行實時監(jiān)控，并對導流葉片偏轉角度偏離理想指令曲線的發(fā)動機進行及時調(diào)整。傳統(tǒng)的調(diào)整方法是基于人工經(jīng)驗現(xiàn)場調(diào)試，即進行多次發(fā)動機試車迭代調(diào)試，消耗大量燃油和發(fā)動機額定工作小時數(shù)，為此，有必要開發(fā)一種能實時監(jiān)控發(fā)動機導流葉片偏轉角度性能特性的方法和工具。

虛擬儀器技術[7]是近年來發(fā)展迅速的一種直觀高效的測控解決方案，隨著計算機軟硬件的不斷發(fā)展，虛擬儀器已經(jīng)具有了非常強大的可開發(fā)性和可擴展性，被廣泛應用于工業(yè)測控和實驗室研究中[8]。其中，由NI公司出品的圖形化編程軟件LabVIEW是使用最廣泛的計算機虛擬儀器編程語言[9]，它具有直觀、生動、界面友好、功能強大、兼容性好等眾多優(yōu)點。在國內(nèi)，南昌航空大學的陳松林[10]曾利用LabVIEW系統(tǒng)開發(fā)了針對旋翼系統(tǒng)的試驗數(shù)據(jù)采集與處理軟件。李文等[11]則在LabVIEW環(huán)境下進行了電機噪聲測試系統(tǒng)研究。

近年來，在不可直接測量的特殊過程及狀態(tài)、復雜結構或環(huán)境下的工程實施中，更多地采用基于LabVIEW的虛擬調(diào)試技術向實現(xiàn)圖形可視化、簡易化、仿真化的方向發(fā)展，如李丁成等[12]利用虛擬儀器測試航空發(fā)動機高速軸承試驗機，通過遠程測控實現(xiàn)了對試驗人員的安全保障。胡偉等[13]以虛擬調(diào)試技術完成了機載產(chǎn)品模擬機上環(huán)境的各項復雜條件測試?；谠撍悸?，從航空發(fā)動機壓氣機導流葉片調(diào)試執(zhí)行難度大的工程實際出發(fā)，以LabVIEW 2017為軟件開發(fā)平臺，對飛參數(shù)據(jù)[14]進行二次開發(fā)，設計了航空發(fā)動機壓氣機導流葉片偏轉角度顯示、分析、調(diào)試系統(tǒng)，并通過多次試車實測數(shù)據(jù)加以驗證，與傳統(tǒng)方法相比較，能夠更高效地滿足航空發(fā)動機導流葉片偏轉角度性能特性的監(jiān)控和調(diào)試需求。

1 控制系統(tǒng)介紹

典型的航空發(fā)動機導流葉片偏轉控制規(guī)律特性[5]如圖1所示。

圖1 導流葉片偏轉角度控制特性

典型的航空發(fā)動機導流葉片偏轉機械液壓控制系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 導流葉片偏轉角度控制系統(tǒng)

由圖2可知，控制系統(tǒng)分為指令生成部分和閉環(huán)負反饋控制部分。排除采集系統(tǒng)誤差情況，在發(fā)動機運轉時，壓氣機導流葉片實際偏轉角度偏離理論線，原因可能來自于穩(wěn)態(tài)時控制指令本身偏離理論線，變化狀態(tài)即動態(tài)調(diào)節(jié)過程超調(diào)量過大或控制系統(tǒng)輸出端受擾動所致。有必要對發(fā)動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度進行監(jiān)控，并根據(jù)實際情況進行及時調(diào)整。這里選取某典型航空發(fā)動機，其壓氣機導流葉片偏轉角度遵循上述機械液壓控制系統(tǒng)，在發(fā)動機機械液壓控制器上設置有特性調(diào)整螺釘，命名為D1、D2，可以在發(fā)動機技術條件允許的調(diào)整范圍轉動一定圈數(shù)，分別按設計規(guī)律調(diào)整穩(wěn)態(tài)和動態(tài)偏轉指令，需要特別指出的是，動態(tài)工作過程隨著時間推移會逐漸收斂到穩(wěn)態(tài)工作過程，所以穩(wěn)態(tài)指令是基礎，調(diào)整時應首先調(diào)整穩(wěn)態(tài)過程再調(diào)整動態(tài)過程。

2 調(diào)試方法

根據(jù)發(fā)動機重要參數(shù)如油門桿位置和轉速來定義穩(wěn)態(tài)工作過程和過渡態(tài)(動態(tài))工作過程，將發(fā)動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度飛參數(shù)據(jù)進行分類，以確定需要調(diào)整的工作狀態(tài)是穩(wěn)態(tài)過程或動態(tài)過程。

其次，根據(jù)實際運行的實測值與理論線之間的歸一化廣義距離計算調(diào)整量實現(xiàn)自動調(diào)試或通過直接手動調(diào)試給出調(diào)整量。

定義發(fā)動機穩(wěn)態(tài)過程為dg/dt≤c1且dn/dt≤c2,g、n、c1、c2、t分別為油門桿位置、壓氣機物理轉速、門限值常數(shù)和工作時間定義值。對于常規(guī)結構的航空發(fā)動機，其各穩(wěn)態(tài)下油門桿角度均限定在特定的角度范圍內(nèi)，而對應于不同穩(wěn)態(tài)時，航空發(fā)動機工作均保持恒定，表征其主要工作性能的壓氣機物理轉速即在其控制系統(tǒng)給定的上、下限值范圍內(nèi)自動調(diào)節(jié)變化。如某航空發(fā)動機，其在慢車狀態(tài)下的高壓壓氣機物理轉速就由其控制系統(tǒng)限定在(70±2)%，超出該狀態(tài)要求的油門桿角度值或壓氣機物理轉速值均會導致發(fā)動機脫離當前穩(wěn)定工作狀態(tài)[15]。

定義壓氣機導流葉片偏轉角度函數(shù)關系：動態(tài)允許左邊界、右邊界分別為αdl=f(nhs)、αdr=f(nhs);穩(wěn)態(tài)允許左邊界、右邊界分別為αwl=f(nhs)、αwr=f(nhs);理論線為α=f(nhs)。

定義m是每次試車采樣點數(shù)，則壓氣機導流葉片實際偏轉角度實測值為(nhsi,ααi),i=1,2,…,m，ααi為nhsi對應的理論線值。

定義pwl、pwr、pdl、pdr分別是穩(wěn)態(tài)工作過程實測值左、右偏離理論線和動態(tài)工作過程實測值左、右偏離理論線的程度。

發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時，實測值(nhsi,ααi)向左右偏離理論線的程度由式(1)、式(2)給出。

(1)

(2)

發(fā)動機處于動態(tài)工作過程，實測值(nhsi,ααi)向左右偏離理論線的程度由式(3)、式(4)給出。

(3)

(4)

定義pw1=(pwl+pwr)和pw2=|pwl-pwr|,分別表示穩(wěn)態(tài)工作點的分散程度和偏離理論線程度。同理定義動態(tài)參數(shù)pd1=(pdl+pdr)和pd2=|pdl-pdr|，分別表示動態(tài)工作點的分散程度和偏離理論線程度。

在該調(diào)試方法中，D1、D2調(diào)整螺釘分別代表了通過發(fā)動機控制系統(tǒng)對發(fā)動機穩(wěn)態(tài)、動態(tài)工作狀態(tài)時壓氣機導流葉片偏轉角度特性的人工修正干預深度，調(diào)整D1螺釘?shù)哪康氖鞘故?1)、式(2)取得最小值，即表征實際穩(wěn)態(tài)壓氣機導流葉片偏轉角度值的總集偏離葉片偏轉性能理論線的最小歐氏幾何距離；同理，調(diào)整D2螺釘?shù)哪康氖鞘故?3)、式(4)取得最小值，即達到動態(tài)下該項偏離的最小距離值?；诖朔椒?，虛擬儀器的構建算法可通過數(shù)次迭代運算檢索，獲取D1、D2調(diào)整螺釘旋轉角度變化時，達成發(fā)動機一次全狀態(tài)全周期工作過程內(nèi)的壓氣機導流葉片偏轉角度值的總集與理論線間最小歐氏幾何距離所需的最低旋轉角度變化值。

基于上述思路，建立了虛擬調(diào)試方法，其實現(xiàn)步驟為：根據(jù)工程實際情況，以每次調(diào)試c3圈為步長，c3可視為某一指定類型的航空發(fā)動機執(zhí)行壓氣機偏轉角度調(diào)試時調(diào)節(jié)機構允許實際調(diào)整的最小控制精度，當在該允許范圍內(nèi)調(diào)試時，首先虛擬調(diào)試D1，并搜尋調(diào)試過程min(pwl+pwr)對應的D1位置作為最終調(diào)整位置。D2調(diào)試方法與D1類似，只是虛擬調(diào)試的步長不一樣。

其后，執(zhí)行調(diào)試效果驗證,根據(jù)虛擬調(diào)試后的D1最終位置指導實際調(diào)整、試車，并計算式(1)～式(4)，且用虛擬儀器直觀顯示虛擬調(diào)試結果與實際調(diào)試結果的重合程度以及與理論線的重合程度。

3 虛擬調(diào)試實現(xiàn)

以發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作過程為例，應用LabVIEW語言編寫虛擬儀器，讀取發(fā)動機運行后錄取的飛參數(shù)據(jù)集中壓氣機導流葉片實際偏轉角度，對其進行監(jiān)控，并在虛擬儀器上進行虛擬調(diào)試，模擬實際調(diào)試過程，并通過試車驗證虛擬調(diào)試效果。實際發(fā)動機運行過程中，壓氣機導流葉片偏轉角度實測值可能偏離設計理論線較嚴重，如圖3所示。

圖3 實測值偏離理論線虛擬調(diào)試示意圖

如圖3所示，發(fā)動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度實測值已明顯偏離理論線，且大轉速狀態(tài)已有工作點超出穩(wěn)態(tài)右邊界允許范圍，所以必須對其進行調(diào)整。可以通過圖中虛擬儀器進行虛擬調(diào)試，然后指導實際調(diào)整?；趫D3中給出的偏離程度與偏離方向，將穩(wěn)態(tài)虛擬調(diào)整螺釘D1以手動方式旋轉(沿順時針方向轉動)12圈，即可得到比較滿意的導流葉片偏轉角度目標值分布，據(jù)此可將發(fā)動機導流葉片偏轉角度控制系統(tǒng)D1調(diào)整釘順時針轉動12圈，試車驗證如圖4所示。

圖4 手動調(diào)試目標值與調(diào)整后試車實測值對比

由圖4可以看出，根據(jù)虛擬調(diào)試指導，進行實際調(diào)試，實測值與虛擬調(diào)試值分布高度重合，在各個穩(wěn)定轉速段都均勻分布在理論工作線周圍，能保證發(fā)動機安全高效工作。

需要指出的是，圖3、圖4只展示了虛擬儀器實現(xiàn)手動調(diào)試的功能，還可以進一步計算優(yōu)化，實現(xiàn)自動調(diào)試，圖5為自動調(diào)試結果。

圖5 自動調(diào)試目標值與調(diào)整后試車實測值對比

由圖5可知，自動調(diào)試根據(jù)式(1)～式(4)，且以步長c3=0.1，最終計算出12.2圈虛擬調(diào)試圈數(shù)，與手動調(diào)試結果相近。根據(jù)自動調(diào)試計算出的值調(diào)整發(fā)動機，試車后實測值與虛擬調(diào)試值均與理論線高度重合，能保證發(fā)動機安全高效工作。

需要注意的是，對于工程實際中的發(fā)動機調(diào)試，由于各種型號發(fā)動機在控制方式、調(diào)節(jié)機構上的差異，自動調(diào)試得出的調(diào)節(jié)程度并不能真實反映實際發(fā)動機上的調(diào)節(jié)機構工作情況；反之，各種型號發(fā)動機上調(diào)節(jié)機構的調(diào)節(jié)精度也不盡相同，虛擬儀器所提供的手動與自動調(diào)節(jié)結果給工程實際中如何實施具體的調(diào)節(jié)介入提供了有效參考，可滿足更復雜條件下的發(fā)動機實際調(diào)節(jié)需求。

此外，當發(fā)動機導流葉片偏轉角度輸出端有干擾時，例如隨著工作時間增加，在傳動機構、執(zhí)行機構鉸鏈等出現(xiàn)隨機卡滯時，虛擬儀器監(jiān)控的導流葉片偏轉角度會比較分散，需要做維護工作，圖6、圖7顯示了發(fā)動機導流葉片偏轉機構清洗潤滑前后的工作性能特性。

圖6 清洗潤滑鉸鏈機構前

圖7 清洗潤滑鉸鏈機構后

由圖6、圖7中與理論值中位線的分布情況，結合式(1)～式(4)確定的方法也可以有效發(fā)現(xiàn)，清洗潤滑前后式(1)和式(2)之和pw1分別為0.54、0.11，可見所開發(fā)的虛擬儀器能有效監(jiān)控導流葉片偏轉機構性能。

基于現(xiàn)有的虛擬儀器應用思路，該模擬調(diào)試功能亦可進一步擴展，除了應用在系統(tǒng)故障模擬、故障仿真[16]方面外，還可在航空發(fā)動機的仿真調(diào)試中進行借鑒運用，實現(xiàn)對航空發(fā)動機重要運行參數(shù)的實時監(jiān)測，從而對其性能態(tài)勢進行研判，最終實現(xiàn)重要故障的預警提示。

4 結束語

根據(jù)本文提出的方法，應用虛擬儀器編程技術，實現(xiàn)了航空發(fā)動機導流葉片偏轉角度控制系統(tǒng)的虛擬調(diào)試方案，此方法能實時對航空發(fā)動機運行時的性能參數(shù)進行監(jiān)控和實施虛擬調(diào)試，能有效節(jié)省燃油、延長發(fā)動機壽命，保證航空發(fā)動機安全運行，具有較高的經(jīng)濟效益和應用價值，進一步可以推廣到發(fā)動機其余系統(tǒng)的監(jiān)控和調(diào)整。