王 松，高亞輝，高 峰，段紹棟，王建鋒

（中國(guó)航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫 214063）

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)任何部件的故障都可能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的安全造成危害，因此必須提高控制系統(tǒng)的可靠性[1]。容錯(cuò)控制是提高系統(tǒng)可靠性和安全性的一種有效途徑，是保證系統(tǒng)安全的最后一道防線[2-3]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)中的傳感器工作環(huán)境惡劣，是控制系統(tǒng)中的可靠性薄弱環(huán)節(jié)之一。受到發(fā)動(dòng)機(jī)體積和質(zhì)量的限制，傳感器不能采用大量的硬件余度，因此需要研究軟件容錯(cuò)控制算法，以保證在傳感器出現(xiàn)故障時(shí)仍能安全控制發(fā)動(dòng)機(jī)[4-6]。當(dāng)1 個(gè)傳感器或多個(gè)傳感器出現(xiàn)故障時(shí)，通過(guò)1 個(gè)故障調(diào)整邏輯改變調(diào)節(jié)計(jì)劃，使用非故障傳感器繼續(xù)控制發(fā)動(dòng)機(jī)，允許控制系統(tǒng)的性能有所降低，但能保證發(fā)動(dòng)機(jī)的安全[2]。

中國(guó)學(xué)者近年來(lái)針對(duì)智能容錯(cuò)控制技術(shù)開(kāi)展了一系列研究，包括模糊理論、自適應(yīng)理論和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論等[7-9]，基于機(jī)載實(shí)時(shí)模型的故障重構(gòu)技術(shù)也取得了一些成果[1,10,11]，但考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性與算法的適應(yīng)性等問(wèn)題，這些方法還停留在理論研究層面，與在工程中應(yīng)用還存在一定的差距。王松等[2]對(duì)噴口分油活門(mén)位移傳感器故障后的容錯(cuò)控制方法進(jìn)行了研究，驗(yàn)證了通過(guò)調(diào)整控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行容錯(cuò)控制的可行性；蔣平國(guó)等[3]對(duì)主燃油計(jì)量活門(mén)位移傳感器故障后的容錯(cuò)控制方法進(jìn)行了研究，實(shí)現(xiàn)了在沒(méi)有位移反饋情況下的容錯(cuò)控制，并進(jìn)行了半物理模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，但是未給出故障后全包線范圍內(nèi)的自適應(yīng)控制方法。鑒于主燃油流量控制對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的重要性，有必要對(duì)主燃油執(zhí)行機(jī)構(gòu)容錯(cuò)控制方法進(jìn)行深入研究。

本文在分析了轉(zhuǎn)速自適應(yīng)控制原理的基礎(chǔ)上，提出了基于零極點(diǎn)配置原理的主燃油執(zhí)行機(jī)構(gòu)容錯(cuò)控制方法，根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制計(jì)劃與實(shí)測(cè)轉(zhuǎn)速之間的誤差對(duì)主燃油控制電液伺服閥電流進(jìn)行閉環(huán)運(yùn)算，并運(yùn)用零極點(diǎn)配置原理將控制參數(shù)與轉(zhuǎn)速自適應(yīng)控制相融合，參數(shù)在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化自適應(yīng)調(diào)整。通過(guò)主燃油計(jì)量活門(mén)位移故障的容錯(cuò)控制試驗(yàn)，對(duì)本文提出的主燃油執(zhí)行機(jī)構(gòu)容錯(cuò)方法進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 轉(zhuǎn)速自適應(yīng)控制

航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)正常轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制原理如圖1 所示。圖中，N2DEM為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速期望值；N2為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速反饋值；eN2為轉(zhuǎn)速閉環(huán)誤差；WFDEM為主燃油流量期望值；WF為實(shí)際主燃油流量；LWFDEM為計(jì)量活門(mén)位移期望值；LWF為計(jì)量活門(mén)位移反饋值；eLWF為計(jì)量活門(mén)位移閉環(huán)誤差；IWF為電液伺服閥驅(qū)動(dòng)電流?？刂破鞑捎么须p回路PID 控制，外閉環(huán)是高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制環(huán)，小閉環(huán)是主燃油計(jì)量活門(mén)位移控制環(huán)。外閉環(huán)（轉(zhuǎn)速閉環(huán)）控制器根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制回路閉環(huán)運(yùn)算當(dāng)前供往航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的燃油流量期望值，并轉(zhuǎn)化為主燃油伺服小閉環(huán)控制回路計(jì)量活門(mén)位移期望值，主燃油伺服小閉環(huán)控制器根據(jù)計(jì)量活門(mén)位移期望值與反饋值通過(guò)閉環(huán)運(yùn)算得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)電液伺服閥驅(qū)動(dòng)電流，執(zhí)行機(jī)構(gòu)在電液伺服閥的驅(qū)動(dòng)下，計(jì)量出供給到航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的燃油流量[12-13]。

圖1 正常轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制原理

航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)無(wú)故障時(shí)的控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)如圖2所示[14]。的控制參數(shù)式中：P0= 101.325Pa；T0= 288.15K；Kp0和Ti0為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下的控制參數(shù)。

圖2 正常轉(zhuǎn)速控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)

2 容錯(cuò)控制方法

當(dāng)主燃油計(jì)量活門(mén)位移發(fā)生故障后，圖1中小閉環(huán)回路無(wú)法形成閉環(huán)，為了繼續(xù)進(jìn)行轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制，可以改變控制算法進(jìn)入另一種控制模式，直接根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制計(jì)劃與實(shí)測(cè)轉(zhuǎn)速之間的誤差，對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)電液伺服閥的驅(qū)動(dòng)電流進(jìn)行閉環(huán)運(yùn)算，控制液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)計(jì)量出供給航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的燃油流量[12]。

圖3 容錯(cuò)控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)

式中：Kac為液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性，在全包線范圍內(nèi)保持一致，不需要進(jìn)行高空修正；Ke和Te為發(fā)動(dòng)機(jī)特性，在全包線范圍內(nèi)具有相似換算特性，需要對(duì)其進(jìn)行高空修正。

與正常轉(zhuǎn)速控制的控制參數(shù)對(duì)比，即式（9）、（10）與式（2）、（3）對(duì)比有

從式（11）、（12）中可見(jiàn)，在正常轉(zhuǎn)速控制參數(shù)的基礎(chǔ)上，只需要獲得Kac便可得到容錯(cuò)控制器的控制參數(shù)KPI和Tdi，并且此控制參數(shù)根據(jù)相似原理在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化在線調(diào)整，具有良好的自適應(yīng)性。另外，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)個(gè)體之間的差異，只會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化模型中的Ke和Te或執(zhí)行機(jī)構(gòu)的Kac產(chǎn)生影響，只需要對(duì)這些參數(shù)進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整即可適用。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

基于以上容錯(cuò)控制方法，在某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗(yàn)原理如圖4 所示。圖中，EEC 為真實(shí)的數(shù)字電子控制器（Electronic Engine Controller，EEC）；控制對(duì)象為發(fā)動(dòng)機(jī)模型機(jī)；主泵控制裝置、加力噴口控制裝置、泵、導(dǎo)葉作動(dòng)器、流量計(jì)、傳感器等均為真實(shí)試驗(yàn)部件；電機(jī)用來(lái)給燃油泵提供動(dòng)力，同時(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速信號(hào)；溫度模擬電路和壓力模擬電路通過(guò)電電轉(zhuǎn)換分別模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓力信號(hào)和溫度信號(hào)。

圖4 某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗(yàn)原理

基于零極點(diǎn)配置原理的容錯(cuò)控制方法的實(shí)施過(guò)程主要包括如下4個(gè)步驟：

（1）在全數(shù)字仿真平臺(tái)上對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行辨識(shí)，獲取各典型轉(zhuǎn)速點(diǎn)對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型參數(shù)Ke和Te；

（2）根據(jù)小閉環(huán)試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)得到各典型轉(zhuǎn)速點(diǎn)下的主燃油執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益Kac；

（3）根據(jù)式（2）、（3）、（6）、（7）得到全包線范圍內(nèi)正常轉(zhuǎn)速控制各典型轉(zhuǎn)速點(diǎn)的控制參數(shù)Kp和Ti；

（4）根據(jù)式（11）、（12）得到全包線范圍內(nèi)的容錯(cuò)控制各典型轉(zhuǎn)速點(diǎn)的控制參數(shù)KpI和Td I，并將其寫(xiě)入控制器的FLASH存儲(chǔ)器中。

起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)模型至慢車(chē)狀態(tài)，通過(guò)故障模擬裝置模擬主燃油計(jì)量活門(mén)位移故障，分別進(jìn)行正常轉(zhuǎn)速控制和容錯(cuò)控制的穩(wěn)態(tài)及加減速試驗(yàn)（從正常狀態(tài)切換至故障狀態(tài)時(shí)，高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速產(chǎn)生大約1%的擾動(dòng)，調(diào)整時(shí)間約為1 s，由于擾動(dòng)量和擾動(dòng)時(shí)間相對(duì)較小，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響幾乎可以忽略）。在無(wú)故障條件下和在計(jì)量活門(mén)位移傳感器出現(xiàn)故障條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的加減速試驗(yàn)曲線如圖5 所示，性能數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。圖中，N1為低壓轉(zhuǎn)子相對(duì)物理轉(zhuǎn)速，N2為高壓轉(zhuǎn)子相對(duì)物理轉(zhuǎn)速，PLA為油門(mén)桿角度。從圖5 和表1 中可見(jiàn)，在無(wú)故障時(shí)的正常控制和有故障時(shí)的容錯(cuò)控制下，系統(tǒng)都是穩(wěn)定的。無(wú)故障時(shí)N2穩(wěn)態(tài)波動(dòng)量為±0.08%，有故障時(shí)N2穩(wěn)態(tài)波動(dòng)量有所增加，但保持在±0.15%以?xún)?nèi)，在發(fā)動(dòng)機(jī)允許范圍之內(nèi)。無(wú)故障時(shí)加減速的N2超調(diào)量為0.31%，N2下降量為0.36%；有故障時(shí)N2超調(diào)量和下降量有所增加，但增加量不大，都在可接受范圍內(nèi)。在全包線的各典型包線點(diǎn)上也進(jìn)行了驗(yàn)證，在H=0 km、Ma=0.8 和H=11 km、Ma=0.8 包線點(diǎn)下容錯(cuò)控制加減速曲線分別如圖6（a）、（b）所示。從圖中可見(jiàn)，上述控制方法在全包線范圍內(nèi)都是適用的，控制性能參數(shù)與標(biāo)準(zhǔn)狀況下的接近。另外，在全數(shù)字仿真平臺(tái)上對(duì)該容錯(cuò)方法也進(jìn)行了全包線范圍內(nèi)的仿真驗(yàn)證，其結(jié)果與半物理模擬試驗(yàn)結(jié)果接近，進(jìn)一步驗(yàn)證了該方法的可行性。

圖5 在不同條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的加減速曲線

表1 試驗(yàn)結(jié)果

圖6 不同包線點(diǎn)下容錯(cuò)控制加減速曲線

此外，在主燃油計(jì)量活門(mén)位移傳感器出現(xiàn)故障時(shí)還可以使用另一種容錯(cuò)控制方法，即采用傳感器模型計(jì)算值代替真實(shí)傳感器反饋值繼續(xù)進(jìn)行控制。但由于受電液伺服閥零偏等因素的影響，模型不可能與傳感器采集值完全一致，試驗(yàn)已驗(yàn)證采用這種方案不可行[3]。

4 結(jié)論

（1）在分析了轉(zhuǎn)速自適應(yīng)控制原理的基礎(chǔ)上，提出了基于零極點(diǎn)配置原理的主燃油執(zhí)行機(jī)構(gòu)容錯(cuò)控制方法，已經(jīng)通過(guò)半物理模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，保證控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的穩(wěn)態(tài)性能和動(dòng)態(tài)性能。采用該控制方法后能保證N2穩(wěn)態(tài)波動(dòng)量在±0.15%以?xún)?nèi)，加減速的N2超調(diào)量和下降量分別在0.63%和0.61%以下，都在可接受范圍內(nèi)。

（2）這種控制方法的創(chuàng)新點(diǎn)在于將執(zhí)行機(jī)構(gòu)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化，調(diào)整控制器形式，運(yùn)用零極點(diǎn)配置原理得到具有明確物理意義的控制參數(shù)，而且將控制參數(shù)與正常轉(zhuǎn)速自適應(yīng)控制的控制參數(shù)相融合，控制參數(shù)根據(jù)相似原理在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化在線調(diào)整，具有良好的自適應(yīng)性，且實(shí)施方便，對(duì)提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)的工作可靠性具有重要作用。