軸對稱矢量噴管執行機構協同控制方案設計

陳 杰，周文祥，周永權，楊征山

（1.中航工業航空動力控制系統研究所，江蘇無錫 214063；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

0 引言

軸對稱矢量噴管（AVEN）控制技術是當今世界最先進戰斗機采用的典型矢量推力控制技術之一，通過控制矢量噴管的偏轉來改變發動機尾噴流的方向，使戰斗機具備過失速機動及短距起降的能力[1-2]。典型AVEN尾噴管出口（簡稱A9）矢量控制由3個作動筒驅動。作動筒輸出相同位移實現A9收擴調節；輸出不同位移實現偏轉調節。AVEN控制系統控制回路分為內環和外環，內環即執行機構位移控制回路，或稱小閉環控制回路，實現作動筒的位移量閉環控制，外環根據飛行控制系統輸出的矢量方位角θ和矢量偏轉角δ，由控制律解算出3個作動筒位移給定量，然后通過執行機構小閉環回路控制作動筒運動，實現A9面積調節和矢量偏轉控制。

本文在AVEN執行機構小閉環控制回路設計的基礎上，研究AVEN調節機構外環協同控制方案，實現AVEN矢量控制。

1 AVEN執行機構回路獨立控制方案

典型的AVEN結構如圖1所示[3]。因θ和δ不能由傳感器測得，A9外環控制通常采用開環控制方式，并以3個作動筒平均控制精度近似AVEN控制精度，初步方案如圖2所示，3個執行機構小閉環回路獨立控制。在圖中：L1（或L2、L3）為執行機構回路序號或作動筒反饋位移；L1Dem為位移給定量；LVDT為線位移傳感器；A8為發動機噴管喉道面積。通常3個小閉環回路組件控制系統結構完全相同。

圖1 典型AVEN裝置結構

圖2 矢量噴管調節初步控制律方案

AVEN獨立控制方案進行了數字仿真驗證。θ和δ階躍給定（0°、0°）、（270°、20°）、（0°、0°）。仿真結果如圖3 所示。L1、L2、L3位移變化量分別為 18.5%、6%、28%，調節時間分別為0.30、0.13、0.40 s，作動筒位移調節出現逐個到位現象。若θ和δ為斜坡給定，若是低斜率斜坡，3個矢量作動筒控制較好；若是高斜率斜坡，仿真結果類似階躍也出現作動筒到位不等時的現象。

圖3 矢量噴管偏轉仿真曲線

飛機在機動飛行時會給出大幅度快速偏轉指令，近似階躍信號或高斜率斜坡；矢量噴管偏轉角及偏轉速率均會很大，快速率大幅度偏轉可能會造成發動機工作不穩定；如果噴管矢量控制不理想，如出現上述臺階式運動，對發動機安全工作更為不利[4]。SU－37飛機矢量偏轉速率達到 45°/s[5-6]，δ=20°時，偏轉在 0.5 s內完成；本文研究的矢量控制裝置按以上控制方案θ=0°、δ=0～20°階躍給出，通過仿真發現，3個作動筒上升時間最快為0.35 s，最慢為0.65 s，矢量噴管可能出現臺階式運動。隨著矢量噴管技術進一步發展，δ進一步加大，采用常規的獨立控制方案會使A9作動筒臺階式運動更明顯。為此，必須保證給定任意θ和δ時，控制系統才能使3個作動筒同時運動到位，以保證發動機工作安全。

2 AVEN執行機構協同控制方案

2.1 同步控制方法

為解決矢量噴管作動筒等時運動到位問題，可以參考同步控制理論設計AVEN執行機構協同控制方案。最常見的同步控制是位置同步與轉速同步控制等。同步控制方式[7]有并行、主從、交叉耦合[8]、虛擬總軸[9]和偏差耦合控制等。其中，主從控制是將其中某個執行機構控制回路作為主回路，其輸出值作為其余回路的參考。雙回路主從控制原理如圖4所示。偏差耦合控制是將某一分回路執行機構的反饋同其它回路執行機構回路反饋分別作差，然后將得到的偏差相加，作為該回路執行機構的補償信號。這種控制可以很好地實現同步性，并且穩態和瞬態同步精度均較高。3回路偏差耦合控制原理如圖5所示。

圖4 主從控制原理

圖5 偏差耦合控制方案原理

2.2 AVEN執行機構協同控制方案設計及仿真驗證

顯然，前述同步控制理論不能直接應用于AVEN矢量噴管控制。AVEN矢量噴管等時運動控制要求在給定任意θ和δ時作動筒等時運動到位，亦可理解為“運動時間同步”，本文定義該同步控制為“協同控制”。AVEN執行機構回路協同控制方案可融合偏差耦合控制和主從控制的特點進行設計。

（1）基于偏差比例的變偏差給定協同控制方案

基于偏差比例的變偏差給定協同控制原理如圖6所示，該控制是指3個作動筒控制回路各自計算給定信號與反饋信號的偏差（下文簡稱偏差），將3個回路原始偏差信號絕對值最大的回路作為主回路；其它回路偏差按與最大偏差的比例進行比例縮減，即綜合耦合矯正，矯正后偏差經過相同的控制器運算后，得到與偏差成反比的電液伺服閥控制電流，3個矢量作動筒由此實現變速運動，調節時間相等且由主回路確定。當某回路偏差接近零時，由于存在偏差比例，相關比例系數會急劇放大，導致穩態控制精度變差，所以需對偏差耦合器控制進行限制，視時自動退出耦合控制。

圖6 基于偏差比例的變偏差協同控制原理

圖7 矢量偏轉作動筒運動異常曲線

采用該方案進行與獨立控制方案相同內容的仿真，結果如7所示。該協同控制基本實現了AVEN作動筒協同控制。但是當偏差耦合器輸出矯正偏差很大時，電液伺服閥實際電流會達飽和值（+40 mA或-40 mA），作動筒運動速度達到極限，會使差耦合器工作失效；當輸出電流由飽和轉變為非飽和時，其余回路電流輸出容易發生突變，由此會引發3個作動筒運動畸形。

（2）基于偏差比例的變電流協同控制方案

針對電液伺服閥輸出電流畸形，提出了基于偏差比例的變電流協同控制方案。運用3個作動筒的給定值、反饋值及其信號偏差，對執行機構回路進行綜合耦合，并得到矯正系數；控制器根據偏差信號計算電液伺服閥初步給定電流，再根據矯正系數調制出實際給定電流，從而控制3個作動筒變速運動。在3個回路中，將原始偏差信號絕對值最大的1個回路作為主回路，其余為從回路，控制邏輯如圖8所示。

采用該方案進行相同內容的仿真，如圖9所示。結果表明，該方案較好地實現了協同控制，保留了前1種方案的優點，對小閉環控制器控制系數不限制，作動筒的畸形運動不再出現。

圖9 方案2作動筒運動曲線

采用該方案進行斜坡響應仿真，給定θ=75°，δ=0～20°/0.1 s斜坡信號，仿真結果如圖10所示。即使在電液伺服閥輸出電流飽和的大斜率斜坡給定下，3個作動筒運動仍保持較好的協同性。

圖10 20°/0.1 s偏轉斜坡跟蹤仿真曲線

以上設計和仿真結果表明：基于偏差比例的變電流協同控制較好地實現了AVEN作動筒等時同步控制，該系統控制精度較高，易于工程實現，是AVEN執行機構控制回路外環控制的首選方案。

3 AVEN執行機構協同控制半物理試驗與分析

3.1 半物理試驗

矢量偏轉半物理試驗分別采用獨立控制方案和基于偏差比例的變電流協同控制方案[10]，試驗范圍在θ=0°和 θ=180°，δ=0～10°。當 AVEN以該方位角做偏轉時，作動筒L1和L3位移均相同，為了使圖清晰可辨，在試驗曲線中僅給出L1的試驗結果。

獨立控制方案試驗結果如圖11（a）所示。圖中VnaSelta=θ，VnaDelta=δ。2 種結果一樣出現時間不同步現象，圖中（0°，5°）到（180°，10°）階段，L1、L2調節時間分別是 0.3、0.6 s。

圖11 偏轉角階躍給定AVEN偏轉控制試驗結果

L1、L2、L3回路采用基于偏差比例的變電流協同控制方案進行試驗，（θ、δ） 階躍給定（0°、0°）、（180°、10°）、（0°、0°），結果如圖 11（b）所示，3 個作動筒等時同步運動。

3.2 試驗結果分析

AVEN控制采用協同控制方案，通過全數字仿真和半物理試驗，獲得的部分試驗結果見表1。

表1 試驗結果綜合對比

根據理論分析，采用協同控制方案后，只改變原有系統的動態控制品質，對穩態控制精度影響不大。從表1中可見，全數字仿真結果與半物理試驗結果非常接近，但精度有小差異，原因可能是：（1）半物理試驗數據受上位機采集精度的影響；（2）A8控制穩定性會對A9產生直接影響。綜合來看，半物理試驗控制品質比全數字仿真的稍差，但二者偏差很小。

4 結論

（1）針對矢量噴管控制過程中出現的作動筒非等時同步運動問題，設計了2種AVEN執行機構協同控制方案，經過仿真分析和對比驗證，確立了AVEN執行機構回路宜采用基于偏差比例的變電流協同控制方案。

（2）通過全數字仿真和半物理試驗對基于偏差比例的AVEN執行機構變電流協同控制方案進行測試及驗證，結果表明：該方案能夠實現航空發動機AVEN的收擴與偏轉控制，解決了AVEN在給定任意θ和δ時執行機構的非等時同步運動問題，矢量噴管偏轉具有穩定、安全、快速、精度高等優點。

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