喬 坤， 劉 冬， 高天陽一

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所， 江蘇 無錫 214063）

0 引言

數(shù)字電子控制器（以下簡稱電子控制器）是航空發(fā)動機數(shù)字電子控制系統(tǒng)的核心部分，實現(xiàn)控制參數(shù)采集、控制律運算、輸出控制信號驅(qū)動執(zhí)行機構(gòu)等功能。為保證電子控制器任務(wù)可靠性，多通道設(shè)計方法廣泛應(yīng)用[1-2]。多通道設(shè)計通過硬件冗余技術(shù)保證了任務(wù)可靠性，但協(xié)調(diào)工作的基礎(chǔ)前提是各個通道同步工作。正常情況下，電子控制器各通道同時上電，各通道軟件同步運行，運算結(jié)果一致。

為避免通道間存在耦合、互相影響，電子控制器各通道間電氣獨立[3-4]。飛機為電子控制器各通道提供獨立供電電源，電子控制器內(nèi)部各通道電源處理模塊相互獨立。發(fā)動機正常運行時，電子控制器單個通道存在掉電后再次上電的可能。掉電通道再次完成上電初始化后，運算結(jié)果與正常通道運算結(jié)果不一致，多通道協(xié)調(diào)一致運行受到影響。

電子控制器工作電磁環(huán)境復(fù)雜，受單粒子、空間輻射、電磁干擾等影響，發(fā)動機正常運行時電子控制器內(nèi)部某些部件或器件受影響后產(chǎn)生瞬態(tài)故障，此類故障屬于“軟故障”[5-6]，通過通道復(fù)位，“軟故障”能夠消除，故障器件恢復(fù)正常。發(fā)生復(fù)位通道完成初始化后工作能力恢復(fù)正常，復(fù)位前的數(shù)據(jù)全部被抹掉，導(dǎo)致其控制律運算結(jié)果與正常通道產(chǎn)生差異，多通道運行不協(xié)調(diào)。

針對供電異常、通道異常復(fù)位導(dǎo)致通道間失步、運行不協(xié)調(diào)的情況，有必要研究通道恢復(fù)技術(shù)，實現(xiàn)通道間計算結(jié)果一致，減少復(fù)位、供電異常對多通道同步工作的影響，保證電子控制器多通道可靠協(xié)調(diào)工作。

1 電子控制器架構(gòu)介紹

本文基于某型非加力渦扇發(fā)動機電子控制器開展通道恢復(fù)技術(shù)研究，電子控制器采用雙通道架構(gòu)，如圖1 所示。

圖1 數(shù)字電子控制器架構(gòu)

A、B 通道均具有獨立的電源處理模塊，飛機為各通道提供獨立的電源。

A、B 通道具有獨立的信號處理模塊，分別采集控制用傳感器/信號器不同余度。A、B 通道具有獨立的驅(qū)動輸出模塊，用于驅(qū)動液壓機械裝置電液伺服閥/電磁閥。

A、B 通道具有獨立的控制計算模塊，通道間采用ARINC659 總線通訊。A、B 通道完成信號采集后，通過ARINC659 總線共享采集結(jié)果并進行信號表決。A、B 通道根據(jù)采集結(jié)果，執(zhí)行相同的控制律運算。正常情況下，雙通道控制律運算結(jié)果一致。當(dāng)出現(xiàn)通道復(fù)位、供電異常情況，雙通道運行失步，發(fā)生復(fù)位、重新上電通道與正常通道控制律運算結(jié)果不一致，這是本文要解決的核心問題。

2 通道恢復(fù)方法

通道恢復(fù)目標是對再次上電或發(fā)生復(fù)位通道進行狀態(tài)恢復(fù)操作，使其恢復(fù)到正常的工作狀態(tài)，與正常通道控制律運算結(jié)果一致，重新加入正常工作隊列，提高數(shù)控系統(tǒng)的可靠性。

電子控制器各通道均執(zhí)行發(fā)動機控制律運算任務(wù)，其運算結(jié)果與當(dāng)前和過去控制系統(tǒng)工作狀態(tài)緊密相關(guān)。對于發(fā)生復(fù)位或再次上電通道，整個通道的軟件狀態(tài)從初始化狀態(tài)重新運行，復(fù)位或掉電前的數(shù)據(jù)全部被抹掉，進而導(dǎo)致控制律運算結(jié)果與正常通道存在差異。因此，通道恢復(fù)就是對關(guān)鍵的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)進行恢復(fù)，即對受控制系統(tǒng)過去工作狀態(tài)有影響的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)進行恢復(fù)。

通道恢復(fù)的方法有前向恢復(fù)和后向恢復(fù)兩種[7]，前向恢復(fù)是將正常通道的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)通過通道間通信總線傳輸?shù)竭M行狀態(tài)恢復(fù)的通道，進行狀態(tài)恢復(fù)的通道采用正常通道數(shù)據(jù)進行狀態(tài)恢復(fù)。后向恢復(fù)是在通道正常運行的過程中，每個控制周期將關(guān)鍵控制狀態(tài)數(shù)據(jù)寫入非易失存儲器中，當(dāng)通道完成初始化后重新運行時，根據(jù)最后一次保存的數(shù)據(jù)進行狀態(tài)恢復(fù)。

由于后向恢復(fù)只能在通道發(fā)生異常和重新初始化時間很短的情況達到較好的恢復(fù)效果，而前向恢復(fù)具有對重啟初始化時間沒有嚴格要求的特點[8]，本文采用的方式是前向恢復(fù)。

3 通道恢復(fù)流程

為實現(xiàn)通道恢復(fù)，針對狀態(tài)恢復(fù)通道和正常通道，分別設(shè)計相應(yīng)的恢復(fù)流程[9-10]。

對于進行狀態(tài)恢復(fù)的通道，按如下步驟執(zhí)行，流程見圖2。

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圖2 狀態(tài)恢復(fù)通道執(zhí)行流程

Step1：完成初始化后，當(dāng)檢測到另外一個通道處于正常運行狀態(tài)，主動進入恢復(fù)流程。

Step2：通過通道間通訊讀取正常通道關(guān)鍵控制狀態(tài)數(shù)據(jù)。

Step3：狀態(tài)恢復(fù)次數(shù)小于5 時，執(zhí)行一次狀態(tài)恢復(fù)，恢復(fù)軟件的工作狀態(tài)，采用正常通道關(guān)鍵控制狀態(tài)數(shù)據(jù)覆蓋自身通道相應(yīng)數(shù)據(jù)，恢復(fù)次數(shù)加1；恢復(fù)次數(shù)大于等于5，退出狀態(tài)恢復(fù)流程。

Step4：執(zhí)行狀態(tài)恢復(fù)后，判斷本通道控制律運算結(jié)果與正常通道數(shù)據(jù)計算結(jié)果是否一致，若一致通過通道間通訊發(fā)出上線申請；若不一致則轉(zhuǎn)Step2。

Step5：發(fā)出上線申請后，若通過通道間通訊收到正常通道允許上線信號，本通道恢復(fù)成功，重新上線加入正常工作隊列，同步次數(shù)清零；若未收到正常通道允許上線信號，則轉(zhuǎn)Step2。

對于正常通道，按如下步驟執(zhí)行，流程見圖3。

圖3 正常通道執(zhí)行流程

Step1：每個控制周期通過通道間通訊將關(guān)鍵控制狀態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送至對方通道。

3.1 狀態(tài)恢復(fù)數(shù)據(jù)識別

狀態(tài)恢復(fù)數(shù)據(jù)識別是否正確完全決定了狀態(tài)恢復(fù)能否成功，本文對受過去工作狀態(tài)影響的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)進行識別、篩選。

本文研究對象為某型非加力渦扇發(fā)動機，電子控制器按照發(fā)動機調(diào)節(jié)計劃、發(fā)動機反饋參數(shù)，根據(jù)主燃油大閉環(huán)控制律計算出發(fā)動機所需的主燃油流量。電子控制器根據(jù)伺服（主燃油流量、壓氣機導(dǎo)葉角度）給定與反饋的偏差、伺服控制律，計算、輸出相應(yīng)的電流信號到主燃油、壓氣機導(dǎo)葉執(zhí)行裝置，形成伺服閉環(huán)控制。數(shù)控系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)框圖見圖4。

圖4 數(shù)控系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)

主燃油大閉環(huán)控制律框圖見圖5，主燃油大閉環(huán)控制律狀態(tài)恢復(fù)參數(shù)見表1。主燃油流量控制計劃采用風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速N1r 閉環(huán)控制，同時執(zhí)行高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率N2dot 限制計劃、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速N2 最大限制計劃、風(fēng)扇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速N1 最大限制計劃、渦輪后燃氣溫度T5t 限制計劃、高壓壓氣機后壓力P3t 限制計劃。在發(fā)動機推力瞬變控制中受加速燃油流量限制計劃和減速燃油流量限制計劃限制。

表1 主燃油大閉環(huán)控制律狀態(tài)恢復(fù)參數(shù)

圖5 主燃油大閉環(huán)控制律

主燃油加速限制、減速限制計劃采用開環(huán)計算方法，與過去工作狀態(tài)無關(guān)。主燃油N1r 控制、各限制回路控制采用PI 控制算法，積分環(huán)節(jié)計算和過去工作狀態(tài)相關(guān)，狀態(tài)恢復(fù)時N1r 控制、各限制回路積分值需執(zhí)行同步。

數(shù)控系統(tǒng)有主燃油流量和壓氣機導(dǎo)葉角度兩個伺服控制回路。主燃油流量、壓氣機導(dǎo)葉角度伺服控制各有主控、備份兩個閉環(huán)控制回路。正常情況下使用主控回路進行控制，當(dāng)主控回路出現(xiàn)故障時，由備份回路進行控制。

主燃油流量、壓氣機整導(dǎo)葉角度主控和備份伺服回路均采用位置式PID 算法，積分環(huán)節(jié)計算和過去工作狀態(tài)相關(guān)，狀態(tài)恢復(fù)時各伺服控制回路積分需執(zhí)行同步。伺服控制律狀態(tài)恢復(fù)參數(shù)見表2。

表2 伺服控制律狀態(tài)恢復(fù)參數(shù)

4 試驗驗證

為了驗證本文設(shè)計的通道恢復(fù)流程是否合理、恢復(fù)要素是否完整，在數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗環(huán)境開展試驗驗證。試驗環(huán)境由電子控制器、航電模擬器、測控仿真設(shè)備、故障注入軟件等組成。通過故障注入軟件可實現(xiàn)電子控制器各通道斷電、上電、復(fù)位[11-12]。

4.1 下電重新上電后通道恢復(fù)驗證

在發(fā)動機加速過程中斷開、接通A 通道供電電源，模擬A 通道電源異常，半物理模擬試驗曲線如圖6 所示。

圖6 A 通道斷電后恢復(fù)上線半物理模擬試驗曲線

加速過程中第10.2 s 斷開A 通道電源，第12.2 s接通A 通道電源。A 通道上電初始化后執(zhí)行通道狀態(tài)恢復(fù)，各控制回路燃油計算值、各伺服回路電流計算值與B 通道值一致，重新恢復(fù)上線，控制過程正常。兩個通道主燃油給定值（WF_dem）、主燃油主控回路電流計算值（ILWF）對比如圖6 所示。

4.2 復(fù)位后通道恢復(fù)驗證

在發(fā)動機減速過程中復(fù)位B 通道，模擬B 通道發(fā)生“軟故障”，半物理模擬試驗曲線如圖7 所示。

圖7 B 通道復(fù)位后恢復(fù)上線半物理模擬試驗曲線

減速過程中第8.5 s 復(fù)位B 通道，第9.1 s 停止復(fù)位B 通道。B 通道復(fù)位初始化后執(zhí)行通道狀態(tài)恢復(fù)，各控制回路燃油計算值、各伺服回路電流計算值與A通道值一致，重新恢復(fù)上線，控制過程正常。兩個通道主燃油給定值（WF_dem）、主燃油主控回路電流計算值（ILWF）對比如圖7 所示。

5 結(jié)語

為提高數(shù)控系統(tǒng)可靠性，本文開展了航空發(fā)動機數(shù)字電子控制器通道恢復(fù)方法研究。針對某型號非加力渦扇發(fā)動機數(shù)字電子控制器，完成了通道恢復(fù)流程設(shè)計和恢復(fù)要素識別；通過半物理模擬試驗，證明了通道恢復(fù)方法的有效性。試驗結(jié)果表明本文所提出的通道恢復(fù)方法合理，具有較好的工程實用價值，發(fā)生復(fù)位、供電異常后恢復(fù)上電的通道能夠恢復(fù)上線，從而提高了數(shù)控系統(tǒng)可靠性。