趙 飛 ，藍(lán) 天 ，開文杰

（1.中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063；2.陸軍裝備部駐上海地區(qū)航空軍事代表室，上海 200235）

0 引言

發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)的可靠性和安全性直接關(guān)系到發(fā)動機安全，數(shù)控系統(tǒng)故障診斷及處理對策是提高發(fā)動機可靠性及安全性的重要方法之一。故障診斷指系統(tǒng)對發(fā)動機異常情況的檢測與分析，處理對策則是系統(tǒng)對于異常情況采取的相應(yīng)彌補措施，從而提高系統(tǒng)容錯能力，以保證系統(tǒng)安全運行，最終確保發(fā)動機安全[1-3]。通過實施數(shù)控系統(tǒng)的故障對策避免發(fā)動機空中停車，實現(xiàn)其穩(wěn)定控制，能夠提高發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)的可靠性和安全性。

國內(nèi)外學(xué)者對故障診斷進(jìn)行了深入研究[4-6]。李本威等[7]通過監(jiān)測發(fā)動機部件的性能參數(shù)實現(xiàn)對發(fā)動機健康狀態(tài)的監(jiān)視，從而實現(xiàn)故障診斷；姜潔等[8-9]基于極端學(xué)習(xí)機算法建立離線/在線優(yōu)勢相結(jié)合的發(fā)動機逆模型，能夠準(zhǔn)確診斷出傳感器/執(zhí)行機構(gòu)的故障，且有較強的實時性與適應(yīng)能力；何保成等[10]建立傳感器仿真模型，在航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)的故障分析中提供故障定位措施，同時可用于分析傳感器的一般故障機理；朱子杰[11]基于卡爾曼濾波器、魯棒濾波器以及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)開展全飛行包線內(nèi)的發(fā)動機部件故障預(yù)測與診斷，實現(xiàn)傳感器故障的在線檢測、隔離及重構(gòu)；張高錢[12]采用改進(jìn)的支持向量機建立傳感器故障診斷系統(tǒng)，實現(xiàn)故障診斷與預(yù)測，且具有通用性，可用于不同類型的發(fā)動機；蔣平國等[13]基于執(zhí)行機構(gòu)回路模型，實現(xiàn)快速且準(zhǔn)確的執(zhí)行機構(gòu)位置傳感器故障診斷，并在某型發(fā)動機全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)中進(jìn)行了工程應(yīng)用。在故障處理對策上，也有學(xué)者開展了相關(guān)研究。針對存在故障的渦扇發(fā)動機建立T-S 模糊系統(tǒng)，設(shè)計反饋容錯控制器，能在系統(tǒng)發(fā)生故障時抑制故障輸入的影響[11]，但缺乏工程應(yīng)用實踐；設(shè)計被動/主動容錯控制系統(tǒng)，改進(jìn)故障后系統(tǒng)切換時的過渡方式，減少了切換時系統(tǒng)的波動量[12]；在故障發(fā)生后改變控制算法，采用不完全微分補償?shù)姆绞綄?zhí)行機構(gòu)位置傳感器故障進(jìn)行容錯控制，并通過了半物理模擬試驗驗證[13]，但可能會引起系統(tǒng)振蕩。

本文針對某型渦軸發(fā)動機在燃油計量活門位置信號失效后采取的主動控制發(fā)動機停車的保守策略，提出一種對燃油計量活門控制回路優(yōu)化的方法，在仿真模型、半物理試驗器、發(fā)動機整機上進(jìn)行試驗驗證，并對驗證結(jié)果進(jìn)行了對比分析。

1 執(zhí)行機構(gòu)控制回路組成及原理

目前，在航空發(fā)動機控制系統(tǒng)中，執(zhí)行機構(gòu)大部分采用小閉環(huán)控制回路（相對于發(fā)動機轉(zhuǎn)速等大閉環(huán)控制回路而言），以提高系統(tǒng)穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)[13]。某型渦軸發(fā)動機燃油流量小閉環(huán)控制回路結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 燃油計量活門控制結(jié)構(gòu)

數(shù)字電子控制器根據(jù)給定條件按一定的控制律和控制算法計算出燃油流量后，先根據(jù)燃油供油裝置的供油特性得到燃油計量活門的位置給定值，與燃油計量活門位置反饋信號比較后通過校正算法產(chǎn)生輸出信號，由電液伺服閥來控制燃油計量活門的位置，最終使燃油計量活門達(dá)到給定位置，從而保證經(jīng)燃油計量活門計量后進(jìn)入發(fā)動機燃燒室的燃油流量等于控制需要的燃油流量。

系統(tǒng)通過設(shè)計合格的參數(shù)來保證燃油小閉環(huán)控制回路的動態(tài)響應(yīng)足夠快，在正常情況下，燃油計量活門位置反饋值可迅速跟隨燃油計量活門位置給定值。若用于測量燃油計量活門位置的線位移傳感器（Linear Variable Differential Transformer，LVDT）失效，使得實際的燃油計量活門位置不可知，無法形成閉環(huán)回路，不能有效地控制燃油供給，會嚴(yán)重影響系統(tǒng)的控制穩(wěn)定性和發(fā)動機安全。因此，在燃油計量活門位置信號故障后，設(shè)計合理的處理對策來保證發(fā)動機運行安全就十分重要[14-16]。

2 現(xiàn)有故障對策分析

目前，某型渦軸發(fā)動機燃油計量活門位置信號失效的故障模式與處理對策見表1。表中序號1為位置信號單通道故障，單通道故障不影響發(fā)動機正常工作；序號2 為雙線圈雙通道故障，其處理對策為控制發(fā)動機停車。

表1 燃油計量活門失效故障模式與處理對策

從表中可見，在燃油計量活門位置信號雙線圈失效時，數(shù)控系統(tǒng)直接控制發(fā)動機停車。這種處理對策雖然可保證發(fā)動機安全停車，但引起的后果對直升機是十分嚴(yán)重甚至是致命的。

實際上，當(dāng)燃油計量活門位置信號雙線圈失效后，燃油執(zhí)行機構(gòu)并未發(fā)生故障，從發(fā)動機控制角度出發(fā)，只需要設(shè)計出一種合適的控制方法以及選取1套恰當(dāng)?shù)目刂茀?shù)，計算出合適的控制電流來控制燃油執(zhí)行機構(gòu)，即可控制發(fā)動機處于某一穩(wěn)定的狀態(tài)，確保發(fā)動機安全。

3 燃油伺服回路校正改進(jìn)

3.1 伺服回路校正設(shè)計

在燃油計量活門位置信號故障導(dǎo)致小閉環(huán)回路不可用后，從圖1中可見，電液伺服閥前端缺少1個能抵消執(zhí)行機構(gòu)特性的控制算法。根據(jù)伺服回路校正的原理可在“LDem→L”的前向通路中串聯(lián)校正，通過串聯(lián)1 個能抵消執(zhí)行結(jié)構(gòu)特性的校正器，使得校正后的“LDem→L”前向通路增益為“1”，從而實現(xiàn)發(fā)動機穩(wěn)定控制。由經(jīng)典控制理論[17]可知，燃油執(zhí)行機構(gòu)可等效為1階積分環(huán)節(jié)改進(jìn)具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 伺服回路校正原理

從圖中可見，校正器Gc(s)應(yīng)滿足

則校正器的設(shè)計為

式中：K為增益系數(shù)。

由上述可知，除需引入1 個微分環(huán)節(jié)以抵消積分環(huán)節(jié)中的執(zhí)行機構(gòu)積分特性外，還需設(shè)計1 個比例環(huán)節(jié)以抵消執(zhí)行機構(gòu)的增益，使得“LDem→L”回路增益整定為“1”。同時，控制執(zhí)行機構(gòu)的平衡電流存在漂移，會給系統(tǒng)帶來一定的靜差，為此，需要引入弱積分環(huán)節(jié)此時燃油計量活門位置信號失效后的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3 所示，其中虛線內(nèi)為伺服回路校正結(jié)構(gòu)。

圖3 伺服回路校正控制結(jié)構(gòu)

3.2 伺服回路校正參數(shù)設(shè)計

在設(shè)計伺服回路校正參數(shù)時，需預(yù)先獲得燃油執(zhí)行機構(gòu)的數(shù)學(xué)模型，本文采用掃頻試驗方法獲取燃油執(zhí)行機構(gòu)的頻域特性。目前應(yīng)用普遍的掃頻方法是快速傅里葉分析，但該技術(shù)在實際工程應(yīng)用中存在精度問題（噪聲影響嚴(yán)重），基于頻域響應(yīng)的物理意義和傅里葉分析的基本定義出發(fā)，開發(fā)了基于單點積分的掃頻技術(shù)。并從燃油執(zhí)行機構(gòu)性能驗收（階躍響應(yīng)、斜坡響應(yīng)等）方面進(jìn)行了技術(shù)驗證。結(jié)果表明，掃頻獲取的頻域特性數(shù)學(xué)模型逼近實際特性的程度較好，具有較高的精度，能夠滿足先進(jìn)控制算法設(shè)計對精度的要求。

采用上述掃頻法，根據(jù)半物理試驗對燃油執(zhí)行機構(gòu)的辨識結(jié)果，可得出燃油計量活門執(zhí)行機構(gòu)的數(shù)學(xué)模型G(s)為

式中：B為等效慣性值。

由此可知校正的比例系數(shù)為

表2 伺服回路校正控制參數(shù)

4 驗證情況

4.1 數(shù)字仿真驗證

使用某型渦軸發(fā)動機的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行仿真驗證，分別在地面慢車狀態(tài)和空中慢車狀態(tài)下進(jìn)行仿真試驗，通過設(shè)置開關(guān)斷開燃油計量活門采集信號的方式注入故障，仿真結(jié)果如圖4、5 所示。燃油計量活門故障仿真情況見表3。

表3 燃油計量活門故障仿真 %

圖4 地面慢車狀態(tài)故障仿真（Np響應(yīng)）

圖5 空中慢車狀態(tài)故障仿真（Np響應(yīng)）

從圖中可見，在地面慢車和空中慢車狀態(tài)下分別注入燃油計量活門位置信號故障，系統(tǒng)仿真結(jié)果Np轉(zhuǎn)速波動較小，滿足設(shè)計要求。

4.2 半物理驗證

在半物理試驗器上，分別在地面慢車、空中慢車、Ng轉(zhuǎn)速96%、緩慢移動總距桿、加速及減速狀態(tài)下，開展燃油計量活門位置信號雙通道雙線圈失效故障模擬試驗，試驗時借助信號斷連裝置，對真實的燃油計量活門傳感器采集信號進(jìn)行斷線的方式注入故障。具體情況見表4，并如圖6～9所示。

表4 半物理試驗器注入故障后轉(zhuǎn)速波動 %

圖6 改進(jìn)后油針位置失效穩(wěn)態(tài)過程

圖7 改進(jìn)后油針位置失效推桿、拉桿過程

圖8 改進(jìn)后油針位置失效加速過程

圖9 改進(jìn)后油針位置失效減速過程

試驗結(jié)果表明，在地面慢車、空中慢車、Ng轉(zhuǎn)速96%以及緩慢推拉桿狀態(tài)下注入故障，系統(tǒng)會存在一定程度的波動。從表4 中可見，在3 個穩(wěn)定狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速波動量較小，滿足設(shè)計要求；在加減速狀態(tài)下注入故障時，加速過程系統(tǒng)Np轉(zhuǎn)速超調(diào)5.58%，減速過程系統(tǒng)Np轉(zhuǎn)速超調(diào)7.07%，加減速狀態(tài)波動略超出5%的設(shè)計要求。在燃油計量活門位置信號失效的情況下，該伺服回路校正控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計可以在一定程度上保證發(fā)動機穩(wěn)定工作。

在半物理試驗中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)注入故障時控制規(guī)律發(fā)生切換時，會導(dǎo)致發(fā)動機轉(zhuǎn)速大幅波動。經(jīng)過分析，在故障發(fā)生前輸入到電液伺服閥的控制電流由“比例+積分”環(huán)節(jié)計算，在故障發(fā)生后采取原積分項電流不變，再加上伺服回路校正環(huán)節(jié)的計算電流，可保證故障發(fā)生時轉(zhuǎn)速波動在可接受的范圍內(nèi)。

4.3 整機試驗

采用改進(jìn)后的方法在某型渦軸發(fā)動機整機臺架地面慢車狀態(tài)點進(jìn)行了燃油計量活門位置雙通道雙線圈失效故障模擬試驗，試驗時借助信號斷連裝置，對真實的燃油計量活門傳感器采集信號進(jìn)行斷線的方式注入故障。具體情況見表5，并如圖10所示。試驗結(jié)果表明，在地面慢車狀態(tài)點注入故障時，系統(tǒng)會存在一定程度的轉(zhuǎn)速波動，但波動量滿足設(shè)計要求。

表5 整機地面慢車故障注入后轉(zhuǎn)速波動 %

圖10 改進(jìn)后油針位置失效整機試驗過程

4.4 仿真結(jié)果與整機試驗結(jié)果分析

將數(shù)字仿真結(jié)果與整機試驗結(jié)果進(jìn)行對比分析，見表6，并如圖11所示。

表6 數(shù)字仿真、整機試驗注入故障時轉(zhuǎn)速波動 %

圖11 數(shù)字仿真、整機試驗注入故障試驗對比

對比結(jié)果表明，在地面慢車狀態(tài)下注入燃油計量活門位置信號故障時，系統(tǒng)的Np轉(zhuǎn)速存在一定幅度的波動，但相差不大，證明了改進(jìn)后故障對策有效，可繼續(xù)控制發(fā)動機并穩(wěn)定在當(dāng)前狀態(tài)。從圖11 中可見，在注入故障后，Np的波形變化呈相反的趨勢，這是由于控制對象的負(fù)載不同造成的：在數(shù)字仿真時，負(fù)載模型是基于直升機旋翼負(fù)載特性數(shù)據(jù)建立的，但在整機試驗時負(fù)載是由水力測功機（利用水對旋轉(zhuǎn)的葉輪形成摩擦力矩吸收）模擬的。

5 結(jié)束語

燃油計量活門位置信號對于發(fā)動機控制甚至安全影響至關(guān)重要。本文對某型渦軸發(fā)動機燃油計量活門位置信號失效的故障模式進(jìn)行了分析，提出了串聯(lián)伺服回路校正的設(shè)計思路，針對該架構(gòu)設(shè)計了控制參數(shù)，并進(jìn)行了系統(tǒng)半物理試驗及整機驗證。驗證結(jié)果表明：新設(shè)計的串聯(lián)伺服回路校正方法在燃油計量活門位置信號失效后，可以繼續(xù)控制發(fā)動機并穩(wěn)定在一定狀態(tài)。但整機臺架驗證不充分，仍需進(jìn)行多狀態(tài)的試驗驗證以進(jìn)一步優(yōu)化控制參數(shù)。