張永飛，魏秀利，鄒植偉，楊建豐

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

0 引言

與活塞發(fā)動(dòng)機(jī)相比，渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸小、質(zhì)量輕、振動(dòng)小、推進(jìn)效率高、功率質(zhì)量比大；與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，其耗油率低、起飛推力大。因此渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)被廣泛用于運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)和教練機(jī)等[1]。自1942年，英國(guó)研制出世界上第1臺(tái)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)“曼巴（Memba）”開(kāi)始，到目前，國(guó)外已成功研制出4 代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)。20 世紀(jì)70 年代以前投產(chǎn)的第1 代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)：Dart、PT6A 系列和TPE331 系列的早期型號(hào)、NK-4、AI-20 等；70 年代末80 年代初期研制的第2 代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)：PW100系列早期型號(hào)、CT7-5和TPE331-14/15 等；90 年代以后投入使用的第3 代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)：AE2100、TPE351-20 和PW150A；2011 年投產(chǎn)的第4代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)TP400-D6[2]。

中國(guó)從1966 年初開(kāi)始研制渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，到現(xiàn)在主要研制出渦槳-6、渦槳-5、渦槳-9 系列發(fā)動(dòng)機(jī)，其中渦槳-5 系列發(fā)動(dòng)機(jī)已停產(chǎn)。根據(jù)國(guó)外渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)代際劃分標(biāo)準(zhǔn)[2]，渦槳-6、渦槳-9 系列發(fā)動(dòng)機(jī)分屬第1、2 代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)。與國(guó)外相比，中國(guó)在渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)研制方面還有很長(zhǎng)的路要走。目前，中國(guó)已開(kāi)啟第3代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過(guò)程需要2種試車(chē)臺(tái)：一種是發(fā)動(dòng)機(jī)+螺旋槳的試車(chē)臺(tái)，其工作模式與裝機(jī)狀態(tài)一致，稱(chēng)為槳臺(tái)；另一種是用測(cè)功器代替螺旋槳的試車(chē)臺(tái)，用于精確測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率和扭矩，稱(chēng)為軸臺(tái)[3]。

第1、2 代航空螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的控制比較簡(jiǎn)單，在不同狀態(tài)下其輸出軸轉(zhuǎn)速保持不變，或者導(dǎo)葉角度保持不變，通常采用測(cè)功器和發(fā)動(dòng)機(jī)分開(kāi)控制的方法，即測(cè)功器的控制模式為轉(zhuǎn)速或扭矩控制模式，在控制發(fā)動(dòng)機(jī)變換狀態(tài)時(shí)只需要通過(guò)操縱桿控制發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)以改變輸出功率即可。對(duì)于較先進(jìn)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)而言，在變換狀態(tài)時(shí)，螺旋槳的轉(zhuǎn)速、扭矩都需要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的變化而改變，在裝機(jī)狀態(tài)下這些功能均由發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器（Engine Electronic Control）、螺旋槳控制器（Propeller Electronic Control）和操縱桿來(lái)實(shí)現(xiàn)[3]。原有測(cè)功器和發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立控制的方法無(wú)法滿(mǎn)足先進(jìn)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的軸臺(tái)試驗(yàn)。

為實(shí)現(xiàn)某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)與水力測(cè)功器相互匹配且穩(wěn)定運(yùn)行，結(jié)合該發(fā)動(dòng)機(jī)的控制方式和裝機(jī)工作狀態(tài)，對(duì)軸臺(tái)試驗(yàn)提出新方法并進(jìn)行了深入研究和試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理

某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)狀態(tài)的控制系統(tǒng)由操縱桿、EEC 和PEC 組成，操縱桿包括狀態(tài)桿（Condition Level Actuator,CLA）和功率桿（Power Level Actuator,PLA），由飛行員操作，用于對(duì)EEC和PEC發(fā)送指令改變發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)；EEC用于控制發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量、放氣調(diào)節(jié)活門(mén)和點(diǎn)火等，實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)控制、監(jiān)控和保護(hù)[3]；PEC用于控制螺旋槳的槳葉角度，實(shí)現(xiàn)對(duì)螺旋槳的狀態(tài)控制、監(jiān)控和保護(hù)[3]。在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，EEC和PEC進(jìn)行雙向通訊，共同實(shí)現(xiàn)飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)（發(fā)動(dòng)機(jī)+螺旋槳）的協(xié)調(diào)控制[4]，渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)軸臺(tái)工作原理如圖1所示。

圖1 某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)軸臺(tái)工作原理

2 軸臺(tái)新增試驗(yàn)設(shè)備

2.1 螺旋槳控制器模擬器

在軸臺(tái)，與渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配合工作的是水力測(cè)功器，并非螺旋槳，在控制方面需裁剪螺旋槳控制系統(tǒng)，增加水力測(cè)功器的控制系統(tǒng)。因發(fā)動(dòng)機(jī)與螺旋槳的控制系統(tǒng)間存在數(shù)據(jù)相互交聯(lián)，為保證發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)正常工作，裁剪螺旋槳控制系統(tǒng)、增加水力測(cè)功器的控制系統(tǒng)后，還須引入PEC 模擬器，由其模擬螺旋槳控制系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)全部工作狀態(tài)下的工作狀態(tài)，為發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)匹配正確的交聯(lián)數(shù)據(jù)和工作環(huán)境。

PEC 模擬器主要由工控機(jī)、顯示器、接口調(diào)理電路和RS422 通訊模塊及電纜等組成。PEC 模擬器根據(jù)來(lái)自EEC 提供的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)和PLA 的信息以及車(chē)臺(tái)提供的CLA 信息計(jì)算出槳葉角度和轉(zhuǎn)速給定值，再通過(guò)槳葉角度計(jì)算、修正得到扭矩給定值，同時(shí)按照通訊協(xié)議將發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)所需的螺旋槳狀態(tài)參數(shù)全部發(fā)送至EEC，并將轉(zhuǎn)速/扭矩信號(hào)發(fā)送至車(chē)臺(tái)水力測(cè)功器，其工作原理如圖2所示。

圖2 PEC模擬器原理

2.2 測(cè)功器

發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)試驗(yàn)時(shí)，用水力測(cè)功器來(lái)吸收動(dòng)力渦輪的輸出功率，通過(guò)控制水力測(cè)功器的進(jìn)/出水門(mén)的開(kāi)/關(guān)度來(lái)控制動(dòng)力渦輪的輸出扭矩和轉(zhuǎn)速，使其與發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的狀態(tài)一致。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出轉(zhuǎn)速、功率、扭矩選用低速相應(yīng)水力測(cè)功器[6]。該測(cè)功器由控制器、測(cè)功器本體，液壓站組成[7]，其控制系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 測(cè)功器控制系統(tǒng)組成

從圖中可見(jiàn)，通過(guò)控制器將來(lái)自PEC模擬器的信號(hào)轉(zhuǎn)換為載荷指令，并發(fā)送給電動(dòng)液壓伺服閥，由其根據(jù)指令調(diào)整進(jìn)/出閥門(mén)開(kāi)/關(guān)度，進(jìn)而控制測(cè)功器的進(jìn)出水量，以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)測(cè)功器與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)協(xié)調(diào)匹配工作。

2.3 航電模擬器

發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)需要機(jī)載大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)指示和空勤告警系統(tǒng)以及發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控才能正常工作，為滿(mǎn)足以上需求須增加航電模擬器。在試驗(yàn)中，航電模擬器與EEC 進(jìn)行通訊，將來(lái)自車(chē)臺(tái)的操作指令通過(guò)ARINC429 總線發(fā)送至EEC；將來(lái)自EEC 的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、報(bào)警信號(hào)和故障信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示和保存，并將所有來(lái)自EEC的信號(hào)發(fā)送至車(chē)臺(tái)設(shè)備。

航電模擬器由工控機(jī)、顯示器、接口調(diào)理電路、ARINC429和RS422通訊模塊及電纜等組成[8]，其功能如圖4所示。

圖4 航電模擬器功能

從圖中可見(jiàn)，由數(shù)據(jù)處理單元（Data Processing Unit,DPU）將操作指令轉(zhuǎn)變?yōu)閿?shù)字格式傳遞給EEC，并將EEC 輸出的報(bào)警信號(hào)轉(zhuǎn)變?yōu)槟M信號(hào)傳遞給車(chē)臺(tái)顯示，記錄來(lái)自EEC 經(jīng)ARINC429 總線傳遞的數(shù)據(jù)；由大氣數(shù)據(jù)單元（Air Data Unit,ADU），其將大氣數(shù)據(jù)通過(guò)ARINC429 總線傳送給EEC；發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控單元（Engine Monitor Unit,EMU）主要用于顯示和記錄EEC經(jīng)RS422傳送的發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳工作參數(shù)和健康狀況。

3 軸臺(tái)試驗(yàn)方法

該發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)的試驗(yàn)方法原理是由測(cè)扭器、測(cè)功器、飛輪、PEC 模擬器以及配套設(shè)備組成的功率吸收測(cè)量系統(tǒng)代替飛機(jī)螺旋槳系統(tǒng)。其中，采用測(cè)扭器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)輸出的扭矩進(jìn)行測(cè)量，根據(jù)測(cè)得的扭矩和轉(zhuǎn)速計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率[9]；測(cè)功器用于模擬螺旋槳的加載模式進(jìn)行工作，并吸收發(fā)動(dòng)機(jī)的功率；飛輪用于模擬螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。由電子控制系統(tǒng)根據(jù)功率需求調(diào)整燃油流量和放氣調(diào)節(jié)活門(mén)實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)控制，同時(shí)根據(jù)傳感器信號(hào)實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的監(jiān)測(cè)、限制和保護(hù)[10]，并將發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)和狀態(tài)信息實(shí)時(shí)傳送給航電模擬器以及與PEC 模擬器實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)交換、協(xié)同工作，最終實(shí)現(xiàn)該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)順利運(yùn)行，工作原理如圖5所示。

圖5 軸臺(tái)試驗(yàn)方法原理

該發(fā)動(dòng)機(jī)軸臺(tái)整機(jī)試驗(yàn)的具體方法如下：

（1）操作員調(diào)節(jié)車(chē)臺(tái)操作系統(tǒng)的PLA 和CLA，車(chē)臺(tái)操作系統(tǒng)發(fā)出3 組信號(hào)分別至PEC 模擬器、EEC 和航電模擬器[11]。

（2）發(fā)送至PEC 模擬器的信號(hào)為CLA 角度等，PEC 模擬器將CLA 角度和EEC 提供的PLA 的角度轉(zhuǎn)換為對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)速/扭矩信號(hào)，并發(fā)送至水力測(cè)功器，由其根據(jù)指令調(diào)節(jié)進(jìn)/出水閥門(mén)開(kāi)/關(guān)度來(lái)調(diào)節(jié)水量，以匹配發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速/扭矩。

（3）發(fā)送至EEC 的信號(hào)為PLA 角度等，該信號(hào)經(jīng)處理后發(fā)送至發(fā)動(dòng)機(jī)和PEC模擬器，發(fā)送至發(fā)動(dòng)機(jī)的信號(hào)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)施控制，調(diào)節(jié)其供油量、放氣調(diào)節(jié)活門(mén)等進(jìn)而調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)；發(fā)動(dòng)機(jī)輸出動(dòng)力通過(guò)疊片聯(lián)軸器、測(cè)扭器傳給水力測(cè)功器，由其將發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)械能轉(zhuǎn)化為水的熱能，對(duì)其進(jìn)行吸收和測(cè)量[7]。

（4）發(fā)送至航電模擬器的信號(hào)經(jīng)轉(zhuǎn)換后發(fā)送至車(chē)臺(tái)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)[12]，進(jìn)行顯示與存儲(chǔ)。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

該發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)狀態(tài)的控制規(guī)律為地慢至空慢狀態(tài)采用恒扭矩控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，控制模式轉(zhuǎn)換點(diǎn)在空慢狀態(tài)上推最大狀態(tài)之間?，F(xiàn)有渦槳、渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)試驗(yàn)時(shí)，其測(cè)功器的控制均為單一控制模式（恒扭矩控制、恒轉(zhuǎn)速控制或位置控制），無(wú)法滿(mǎn)足該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的軸臺(tái)試驗(yàn)。該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)需采用能實(shí)現(xiàn)多種控制模式自由切換的飛行模擬（Flight Simulation Mode）模式。在調(diào)試過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，因水利測(cè)功器的工作特性，發(fā)動(dòng)機(jī)從空慢狀態(tài)上推大狀態(tài)過(guò)程中，各參數(shù)在控制模式轉(zhuǎn)換點(diǎn)波動(dòng)大，轉(zhuǎn)換時(shí)間長(zhǎng)（約1 s），難以實(shí)現(xiàn)測(cè)功器控制與發(fā)動(dòng)機(jī)控制良好匹配。

為解決以上問(wèn)題，得出該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)更適用于軸臺(tái)試驗(yàn)的測(cè)功器控制規(guī)律：起動(dòng)至地慢狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，地慢至空慢狀態(tài)用開(kāi)環(huán)控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式。具體試驗(yàn)驗(yàn)證如下。

4.1 試驗(yàn)要求

（1）在試驗(yàn)過(guò)程中，控制模式切換時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)無(wú)擾動(dòng)[13]；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)在穩(wěn)態(tài)時(shí)參數(shù)波動(dòng)小于±0.5%，瞬態(tài)波動(dòng)小于±4.0%。

試驗(yàn)按從低狀態(tài)到高狀態(tài)逐步增加[14]，先調(diào)穩(wěn)定狀態(tài)后再調(diào)加減速的原則進(jìn)行[15]。

4.2 地慢、空慢狀態(tài)試驗(yàn)

在試驗(yàn)初期按該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)狀態(tài)控制規(guī)律調(diào)試，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法退出空慢狀態(tài)，停車(chē)后分析車(chē)臺(tái)通信，決定在下拉CLA 時(shí)增加“退出空慢”的指令發(fā)送至PEC 模擬器，再次試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)成功退出空慢狀態(tài)。

通過(guò)試驗(yàn)多次驗(yàn)證，得出該發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)水閥開(kāi)度為X%時(shí)，地慢、空慢狀態(tài)NP轉(zhuǎn)速均能達(dá)到相應(yīng)目標(biāo)值，并穩(wěn)定運(yùn)行，波動(dòng)值均為±0.3%，與槳臺(tái)試驗(yàn)參數(shù)及設(shè)計(jì)值對(duì)比情況見(jiàn)表1，試驗(yàn)參數(shù)曲線如圖6所示。表中和圖中的參數(shù)均為無(wú)量綱化參數(shù)，其含義：θ0為大氣溫度；NH為發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)速；NP為發(fā)動(dòng)機(jī)輸出轉(zhuǎn)速；MQ為發(fā)動(dòng)機(jī)輸出扭矩；P為發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率；Wf為燃油耗油量；Inlet、Outlet 分別表示測(cè)功器進(jìn)/出水閥門(mén)開(kāi)/關(guān)度。

表1 地慢、空慢狀態(tài)性能參數(shù)

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)地慢、空慢狀態(tài)參數(shù)曲線

從表1 中可見(jiàn)，地慢狀態(tài)軸臺(tái)的試驗(yàn)值與槳臺(tái)的基本相符，空慢狀態(tài)軸臺(tái)的狀態(tài)略低于槳臺(tái)的狀態(tài)（與測(cè)功器控制有關(guān)）。從圖6中可見(jiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)起動(dòng)時(shí)測(cè)功器進(jìn)水閥無(wú)波動(dòng)，進(jìn)水壓力波動(dòng)范圍為±3.6%；地慢、空慢狀態(tài)工作穩(wěn)定，參數(shù)正常，狀態(tài)變換時(shí)超調(diào)量均小于±4.0%。

4.3 空慢以上狀態(tài)試驗(yàn)

發(fā)動(dòng)機(jī)從空慢上推大狀態(tài)過(guò)程中，在測(cè)功器控制模式轉(zhuǎn)換點(diǎn)，各參數(shù)波動(dòng)大。試驗(yàn)后經(jīng)多次研究討論、試驗(yàn)驗(yàn)證，將測(cè)功器控制模式改為：起動(dòng)至地慢狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，地慢至空慢狀態(tài)采用開(kāi)環(huán)控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式。再次試驗(yàn)，各參數(shù)波動(dòng)正常并成功上推巡航、爬升、起飛、最大狀態(tài)，試驗(yàn)參數(shù)見(jiàn)表2，上推最大狀態(tài)的試車(chē)曲線如圖7所示。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)空慢以上大功率狀態(tài)性能參數(shù)

圖7 空慢—最大狀態(tài)過(guò)程各參數(shù)曲線

從表2 中可見(jiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)各狀態(tài)軸臺(tái)的試驗(yàn)值與設(shè)計(jì)值基本相符；從圖7 中可見(jiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)從空慢上推至最大狀態(tài)過(guò)程中控制模式轉(zhuǎn)換時(shí)各參數(shù)變化正常，無(wú)波動(dòng)、無(wú)超調(diào)現(xiàn)象；穩(wěn)態(tài)時(shí)參數(shù)波動(dòng)小于±0.5%。

在試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航、爬升、起飛、最大狀態(tài)間變換時(shí)Np震蕩，測(cè)功器無(wú)法穩(wěn)定工作，經(jīng)研究討論后將巡航以上狀態(tài)變換時(shí)PEC 模擬器的Np的給定由階躍值改為連續(xù)值。試驗(yàn)驗(yàn)證在巡航以上狀態(tài)變換時(shí)Np變化正常，發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定，各參數(shù)波動(dòng)在允許范圍內(nèi)，其中NP波動(dòng)值為±0.1%，滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)要求。

4.4 加減速試驗(yàn)

在加減速試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程存在Np超調(diào)量大的現(xiàn)象，經(jīng)多次調(diào)整測(cè)功器轉(zhuǎn)速模式的PID 參數(shù)和Rate Reset 值（調(diào)節(jié)測(cè)功器閥門(mén)的跟隨速度），使Np超調(diào)量大幅降低，直至滿(mǎn)足試驗(yàn)要求，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3，空慢至最大狀態(tài)加速試車(chē)曲線如圖8、9所示。

表3 加減速調(diào)試結(jié)果

圖8 空慢至最大狀態(tài)1 s加速曲線1

圖9 空慢至最大狀態(tài)1 s加速曲線2

從表3和圖8、9中可見(jiàn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)加減速過(guò)程中，Np瞬態(tài)波動(dòng)均小于±4.0%，各參數(shù)變化平穩(wěn)、響應(yīng)迅速，無(wú)震蕩、卡滯現(xiàn)象，滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。

5 結(jié)論

（1）PEC 模擬器成功地取代了PEC，與測(cè)功器匹配良好；

（2）測(cè)功器的“飛行模擬”控制模式可滿(mǎn)足該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)多段輸出轉(zhuǎn)速控制的需求；

（3）該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)軸臺(tái)試驗(yàn)方法合理可行，實(shí)現(xiàn)了某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在軸臺(tái)與水力測(cè)功器的協(xié)同工作。