考慮限制保護的航空發動機起動控制技術

殷　鍇，魏　芳，張　榮，黃　瀏，李志鵬，王　曦

（1.中航商用航空發動機有限責任公司，上海201108；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，3.先進航空發動機協同創新中心，北京100191；4.中航工業航空動力控制系統研究所，江蘇無錫214063）

考慮限制保護的航空發動機起動控制技術

殷鍇1，魏芳1，張榮1，黃瀏1，李志鵬2，4，王曦2，3

（1.中航商用航空發動機有限責任公司，上海201108；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，3.先進航空發動機協同創新中心，北京100191；4.中航工業航空動力控制系統研究所，江蘇無錫214063）

渦扇發動機起動控制方法直接影響發動機的起動性能。為在發動機整個起動過程中持續獲得高、低壓轉子轉軸上的最大剩余功率，提出了1種渦輪前總溫Tt4閉環控制規律用于設計渦扇發動機起動控制的方法。對于起動過程中可能發生的風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機喘振和失速問題，在設計的Tt4閉環回路前加入喘振裕度限制保護控制，并考慮到在起動過程的第1階段中在起動機帶轉到發動機點火前Tt4回路不起作用的特點，對Tt4回路設計了積分凍結邏輯。仿真結果表明：在滿足給定喘振裕度和渦輪前總溫不超溫的條件下，渦輪前總溫Tt4閉環控制方法能夠以持續的最大剩余功率使發動機從靜止狀態起動到慢車功率狀態。

起動控制規律；最大剩余功率；限制保護控制器；閉環控制；航空發動機

0　引言

航空發動機起動控制規律主要分2種：1種是按油氣比或油隨時間或轉速變化的開環控制方案［1-4］；另1種是ndot轉子加速度閉環控制規律［4］。無論哪種方案，都要在發動機起動過程中保證發動機不會喘振和超溫，工程上一般通過試驗方法來確定［1］。

本文針對帶限制保護控制器［5］的Tt4閉環控制規律設計問題，以雙軸渦扇發動機為研究對象，首先基于部件級模型對發動機低轉速部件特性進行了外推［6］，然后對模型進行適當修正，以此作為數字仿真平臺，對所提出的算法進行了數字仿真驗證。

1　起動過程

渦扇發動機系統氣動截面如圖1所示。

航空發動機起動過程是在通過起動機帶轉，使發動機的轉速從0轉速加速到燃燒室可點燃的轉速，使燃氣渦輪作功帶轉壓氣機，按預期控制目標加速到慢車轉速的過程［7］。這一過程分3個階段，即起動機帶轉、發動機點火共同帶轉和發動機獨立加速階段。

雙軸渦扇發動機的起動機與高壓轉子連接。高壓渦輪功率、高壓壓氣機功率、起動機功率及飛機提取功率與高壓轉子換算轉速的關系如圖2所示。

圖1　民用渦扇發動機氣動截面

圖2　各部件功率與高壓轉子換算轉速關系

1.1起動過程第1階段

在第1階段，轉速由0加速到渦輪開始產生功率的轉速nH1，發動機完全由起動機帶動加速。在這個階段的末尾轉速nH1下，起動系統向燃燒室供油、點火，燃燒室開始工作。這個階段的功率平衡方程為

式中：Pstarter為起動機功率；Phpc為壓氣機功率；ηm為高壓轉子機械傳動效率；J為轉動慣量；nH為高壓轉子轉速。

1.2起動過程第2階段

在第2階段，燃燒室點火，渦輪開始作功到起動機脫開。在這個階段，起動機與渦輪的扭矩之和驅動發動機加速，渦輪前總溫通常保持最大值Tt4max。當高壓轉子轉速加速到nHP時，理論上可以脫開轉速起動機，但是為了增加可靠性、縮短起動時間，一般到轉速nH2時才脫開起動機。功率平衡方程為

1.3起動過程第3階段

在第3階段，由起動機脫開轉速nH2至慢車轉速nHidle，轉子加速完全靠渦輪剩余功率。功率平衡方程為

2　起動控制規律設計

確定發動機起動時控制規律主要遵循以下原則：

（1）保證高壓壓氣機具有一定的喘振裕度；

（2）保證渦輪后溫度不超出規定限制；

（3）在滿足前2個要求的同時，盡量縮短起動時間；

（4）由于起動時不考慮發動機的推力，因此為滿足起動時空氣流量需要并盡可能降低渦輪后的反壓，噴管喉部面積應開至最大；

（5）起動機則應綜合考慮功率、體積和質量等因素［8］。

根據以上原則本文設計了以下起動控制結構，如圖3所示。

圖3　起動控制結構

從圖中可見，線框A中為限制保護控制模塊，其作用是當發動機喘振裕度降低到某個值后削減Tt4cmd指令輸入以使喘振裕度保持在該值以上，否則不起作用。其中，“SM fan限制控制器”為SM fan控制回路的控制器，其余2個限制控制器同理。線框B為Tt4閉環回路上的PI控制器，該控制器具有抗積分飽和功能。線框C中為燃油計算與選擇，包括了4個模塊：燃油指令限制保護非線性環節模塊，其目的為了使燃油流量處于合適的速率變化范圍內，如燃油流量貧油熄火邊界、富油熄火邊界，燃油變化率最小、最大限制；慢車以上燃油計算模塊，根據調節計劃計算慢車以上狀態下的燃油流量；轉速間隙（Backlash）保護模塊，能防止發動機在起動結束后停留在慢車狀態時，由于轉速超調的原因可能引起的起動控制器和慢車以上控制器之間來回反復切換的現象；燃油選擇模塊，通過選擇邏輯輸出最終的燃油指令值。

3　算例

以雙軸渦扇發動機為例，在Matlab/Simulink為仿真環境下，按照上述方法設計起動控制規律，帶抗積分飽和PI控制器按輸入、輸出數據作歸一化處理設計，各參數取值見表1。

表1　起動控制各參數設計值

在起動過程中，燃油流量隨時間變化規律如圖4所示；中風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機3個部件的喘振裕度響應曲線如圖5所示；Tt4反饋量跟蹤被修正后的指令Tt4trimed以及指令Tt4cmd在起動過程中被修正的過程如圖6所示；高、低壓轉子轉速響應曲線如圖7所示。

圖4　起動過程的燃油指令變化規律

圖5　起動過程中風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機的喘振裕度的響應曲線

圖6　起動過程反饋量Tt4sensor跟蹤被修正后的指令Tt4trimed以及指令Tt4cmd被修正的過程

圖7　起動過程高、低壓轉子轉速響應曲線

發動機在第6 s時開始供油點火，并按如圖4所示的供油規律工作；從圖5中可見，高壓壓氣機喘振裕度迅速減小，此時Tt4閉環回路開始工作，渦輪前總溫開始跟蹤Tt4trimed，由于前10 s內3個喘振裕度沒有碰到各自的下限值，所以限制保護控制器未起作用；從圖6中可見，Tt4cmd=Tt4trimed。在第10 s時高壓壓氣機的喘振裕度SM hpc碰到下限值a3（圖5），所以限制保護控制器開始工作，對指令Tt4cmd進行削減或修正（圖6），此時有Tt4cmd＞Tt4trimed，在第 40～43 s期間，風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機3個部件的喘振裕度又大于各自的下限，限制保護控制器沒有工作，使得Tt4trimed又回到Tt4cmd的值上（圖6）；隨后，低壓壓氣機的喘振裕度SM lpc碰到下限a2，使得限制保護控制器再次起作用直到第48 s 時SM lpc離開a2線（圖5）。

在起動過程中風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機3個部件在壓比流量特性圖上的過渡過程如圖8～10所示。從圖中可見，風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機3個部件的喘振裕度被安全保護。

圖8　風扇特性

圖9　低壓壓氣機特性　

圖10　高壓壓氣機特性

在發動機起動過程中，利用高壓轉子相對轉速nH判斷是否切換到慢車狀態，其隨時間的變化的響應情況如圖11所示。由起動狀態進入慢車狀態，一般情況下由于控制器的切換會導致nH有所降低，如果單純使用nH進行控制狀態判斷，容易導致在起動過程與慢車狀態間的來回切換；而設計轉速間隙保護（Backlash）模塊，保證進入慢車狀態后進行控制狀態判斷的nH輸出不會下降波動，避免引發重新起動與轉速擺動。

圖11　經過轉速間隙保護模塊前后的nH對比

在整個起動過程中，Tt4反饋量與Tt4的修正指令Tt4trimed形成的偏差通過PI控制器進行校正補償，以獲得伺服跟蹤性能，使發動機在起動過程中能夠持續保持最大剩余功率的狀態進行加速起動，從而發揮其最大潛能，縮短起動過程時間。另外，如果考慮在不同階段，具有不同的溫度限制以延長發動機壽命，可以將溫度限制值設計成隨一自變量x變化的函數，x可以是時間、高壓換算轉速或其他合適的發動機工作參數，以達到權衡起動性能與發動機壽命的目的。

4　結束語

上述仿真結果表明：

（1）在起動過程中，帶限制保護控制器的渦輪前總溫閉環控制律能保證發動機在不超溫、不喘振的前提下持續獲得最大剩余功率，從而保證起動時間最短；

（2）本文提出的方法給傳統的按油氣比開環控制和按ndot閉環控制的起動控制律提供了1種獲取輸入指令的途徑。

但是，渦輪前溫度和喘振裕度的測量問題目前尚未解決，需要展開相關技術研究；本文未考慮發動機空中起動，包括起動機輔助起動和風車起動以及貧油、富油熄火限制以及燃燒延遲等因素［2］的限制問題，將在下一步研究中進行。

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（編輯：趙明菁）

Starting Control Strategy Considering Limit Protection for Turbofan Engine

YIN Kai1，WEI Fang1，ZHANG Rong1，HUANG Liu1，LI Zhi-peng2，4，WANG Xi2，3
（1.AVIC Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd.Shanghai，201108 China；2.School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China；3.Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine，Beijing 100191，China；4.AVIC Aviation Motor Control System Institute，Wuxi Jiangsu 214063，China）

Starting control strategy effects turbofan engine performance directly.A methodology of designing start control strategies using closed-loop control law for the total temperature after the primary combustion chamber（Tt4）was proposed in order to persistently obtain the maximum surplus power of high-low pressure twin-spool during a whole starting process for a turbofan engine.Several limit controllers for surge margin are added to the reference command of the Tt4closed loop，taking into account prevention against surge or stall for fan，low-pressure compressor and high-pressure compressor.Freezing the integral of the PI controller before the ignition of an engine is introduced to anti-windup.The simulation result illustrates that turbofan engine can successfully start from engine off to idle power with a persistent maximum surplus power and the protection of several limit controllers，which can guarantee adequate surge margin of compression components and Tt4to not exceed the maximum value.

starting control law；maximum surplus power；limit controller；closed-loop control；aeroengine

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.007

2015-05-05

殷鍇（1982），男，博士，從事航空發動機控制系統及健康管理系統研究工作；E-mail：yinkai@tsinghua.org.cn。

引用格式：殷鍇，魏芳，張榮，等.考慮限制保護的發動機起動控制技術［J］.航空發動機，2016，42（2）：34-37.YINKai，WEI Fang，ZHANGRong，et al. Startingcontrolstrategyconsideringlimitprotectionforturbofanengine［J］.Aeroengine，2016，42（2）：34-37.