新型噴管控制系統故障模式分析及模擬

劉 凱

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

新型噴管技術的應用將能賦予戰斗機超機動性、短距起降和低可探測性，能夠顯著提高戰斗機的作戰能力。該噴管控制系統是保證其正確運動的重要部分，如果一旦失控將使飛機失去控制，甚至在瞬間就發生機毀人亡的災難性后果。因此該型噴管不但要求具有可變速率的應急回中功能，還要求控制系統具有較高的可靠性及故障檢測功能。為提高新型噴管控制系統可靠性及故障安全性，需對新型噴管控制系統進行故障模式研究，并采取相應的對策以保證系統在故障狀態下能夠安全工作。為保證控制系統對故障的處理策略正確，需要對故障進行模擬并驗證該系統對故障的處理邏輯。

目前，美、俄等國家已經開展了新型噴管技術的應用，并在新型噴管控制設計、使用等方面積累一定的經驗；但是由于技術保護等原因，只能接觸有限的外圍技術，而對控制系統故障模式研究等方面從無相關介紹。國內近年來在新型噴管及其控制技術方面開展一定的研究工作，但對其控制系統故障模式研究及故障模擬方面研究較少。

本文對新型噴管控制系統進行了介紹，對系統的控制器、傳感器、通訊、伺服閥、電磁閥及作動筒等部件的故障模式、解決方法、故障影響進行了初步分析，對新型噴管控制系統故障模擬系統進行了介紹并對如何進行故障模擬進行了初步的研究工作。

1 系統介紹

新型噴管電子控制器接收飛控計算機的偏轉角及方位角指令，并接收飛行高度、馬赫數、喉道面積等信號，由新型噴管控制算法軟件模塊計算出3個作動筒的目標位置，通過射流管電液伺服閥對作動筒進行閉環控制，3個作動筒的位置決定了噴管的偏轉角、方位角及噴管的出口面積，新型噴管控制工作原理如圖1所示。

新型噴管控制系統含新型噴管控制器、控制軟件、控制電纜、執行機構（含射流管電液伺服閥及2位三通閥）、作動筒（內置傳感器）等。新型噴管控制器算法軟件模塊計算出3個作動筒的目標位置后，并完成對作動筒的閉環控制，作動筒的控制系統原理如圖2所示，其中K1為射流管電液伺服閥本身的特性，是1個比例環節。K2/S為作動筒本身的特性，是1個積分環節。K是電子控制器選取的參數，是1個比例環節。因此，整個控制系統是1個1階積分控制系統。

新型噴管電子控制器要完成2個功能，即完成3個作動筒的目標位置的計算和完成閉環控制功能。為保證作動筒的動、靜態特性，并保證能夠及時對飛機的指令進行響應，要求控制器軟件定時周期定為不大于5 ms。由于涉及空間位置計算，并且為了滿足計算精度的要求，對作動筒目標位置的計算量比較大，因此要求控制器計算能力不小于20 Mips。為保證控制系統可靠、安全的工作，對電子控制器（含軟件）要求具有自檢、容錯、故障診斷和處理的能力，具備初步的健康管理功能。

新型噴管電子控制器擬采用主備方式進行控制，當兩余度控制器都正常時，A機進行控制并對自身進行監控，B機同樣進行控制的計算并對A機的控制進行監控，只是此時B機不對外進行控制輸出。當控制器發現故障時，如果能夠確認故障位置時，將故障報告傳給飛控計算機，在飛控計算機沒有發出結束工作信號前，由非故障余度控制器單余度工作，如果工作的余度又發生故障，系統將進入應急狀態，并且將故障報告傳給飛控計算機。

2 控制系統故障模式及應對措施

經對新型噴管控制系統進行分析，控制系統故障模式包含電控系統故障模式和液壓系統故障模式。電控系統故障可能由控制器故障、通訊故障、傳感器故障等因素引起。液壓系統故障可能由射流管電液伺服閥故障、2位三通閥故障引起。

2.1 電控系統故障模式

具體的故障模式及應對措施見表1。

故障部件 故障原因 解決措施控制器故障控制器C P U故障，導致數據無法進行比較。 控制器退出工作狀態。與飛控計算機通訊其中1個余度無法接收到數據。 單余度工作。通訊故障 與發動機控制器通訊其中1個余度無法接收到數據。單余度工作。1個余度傳感器采樣值超門限。 單余度工作。傳感器故障1個余度傳感器短路。 單余度工作。1個余度傳感器斷路。 單余度工作。兩余度傳感器采樣值誤差超門限。 控制器退出工作狀態。1個余度射流管電磁閥短路 單余度工作。執行機構故障1個余度射流管電磁閥斷路 單余度工作。1個余度2位三通閥短路 單余度工作。1個余度2位三通閥斷路 單余度工作。射流管電磁閥卡死 控制器退出工作狀態。2位三通閥卡死 噴管無法進入應急狀態。作動筒 作動筒卡死控制器退出工作狀態；座艙報警信號；建議飛行員將該發動機降慢車使用。

3 故障模擬

經過對控制系統故障進行分析，我們認為對控制系統故障影響而言，“控制器CPU故障”需要單獨模擬；“控制器傳感器解調電路故障”與傳感器故障屬于同一類故障，對傳感器故障的試驗基本可以替代“控制器傳感器解調電路故障”；“控制器輸出電路故障”與液壓系統故障屬于同一類故障，對液壓系統故障模擬的試驗基本可以替代“控制器輸出電路故障”的模擬試驗。因此，可以設計1套故障模擬系統，通過新型噴管電子控制器輸入輸出接口信號及阻抗變化模擬控制系統故障，以此檢驗新型噴管電子控制器對故障檢測的能力及對故障處理的有效性及正確性，并檢驗新型噴管控制系統對故障的魯棒性。

3.1 新型噴管故障模擬系統

新型噴管故障模擬系統包含模擬信號發生系統、通訊控制顯示系統、電氣柜、電纜等部分。新型噴管故障模擬系統如圖3所示。

3.1.1 通訊控制顯示系統

通訊控制顯示系統包含工業控制計算機（含顯示器）、XXXX通訊卡（與飛控計算機通訊）、XXXX通訊卡（與FADEC通訊）。各種通訊板卡插入工業控制計算機中，并由工業控制計算機調度，實現模擬飛控計算機及FADEC與新型噴管控制器之間的通訊。通訊控制顯示系統還要完成與新型噴管故障模擬系統之間的通訊。通訊控制軟件要顯示人—機界面，完成對各種故障的設定功能，并通過RS232通訊口傳輸至模擬信號發生系統，由模擬信號發生系統模擬作動筒各種故障；完成模擬飛控計算機通訊及FADEC通訊功能，并模擬各種通訊故障；將通訊的數據、新型噴管控制器輸出信號信息等顯示出來。

3.1.2 模擬信號發生系統

模擬信號發生系統能夠采集射流管電磁閥輸入信號；能夠模擬作動筒傳感器各線圈的短路、斷路等情況，并能在程序的控制下連續輸出模擬作動筒傳感器的信號，使模擬信號發生系統能夠模擬作動筒正常及故障情況下傳感器的輸出值；能夠模擬2位三通閥阻抗特性，能夠模擬2位三通閥斷路、短路；能夠模擬射流管電磁閥阻抗特性，能夠模擬射流管電磁閥斷路、短路。模擬信號軟件包含作動筒的數學模型，在無故障模擬的情況下要采集新型噴管控制器輸出信號，模擬作動筒的動作，輸出模擬傳感器的信號反饋給新型噴管控制器，并將新型噴管控制器輸出信號通過RS232通訊口傳輸給控制顯示系統顯示出來；模擬信號發生系統還要接收通訊控制顯示系統發送過來的控制命令信號，控制模擬作動筒傳感器的信號的幅值，完成作動筒各種故障的模擬。

3.2 新型噴管控制系統故障模擬驗證

新型噴管控制系統見表2（故障模擬及處理結果）中所列故障模擬驗證，系統能夠正確識別故障并進行正確處理。

表2 故障模擬及處理結果

[1]梁春華.國外航空發動機推力矢量噴管技術的發展研究[J].航空發動機，1998（1）：49-55.LIANG Chunhua.Investigation of thrust vectoring technology on aeroengine development abroad[J].Aeroengine，1998（1）：49-55.（in Chinese）

[2]賈東兵，陳銳.軸對稱矢量噴管設計與試驗技術研究[J].航空發動機，2002（1）：1-3.JIA Dongbing，CHEN Rui.The investigation on axialsymmetric vectoring nozzle[J].Aeroengine，2002（1）：1-3.（in Chinese）

[3]孟慶明，李清盛.推力矢量噴管及其控制技術綜述[J].航空發動機，1995（3）：53-57.MENG Qingming，LI Qingsheng.Summary of thrust vectoring nozzle and control technology[J].Aeroengine，1995（3）：53-57.（in Chinese）

[4]肖宇，張興有.戰斗機發動機推力矢量控制技術的應用[J].航空發動機，2008，34（4）：56-58.XIAO Yu，ZHANG Xingyou.Application of thrust vector control technology on flightier engine[J].Aeroengine，2008，34（4）：56-58.（in Chinese）

[5]張萍，王桂增，周東華.動態系統的故障診斷方法[J].控制理論與應用.2000,17（2）：153-158.ZHANG Ping,WANG Guizeng,ZHOU Donghua.Fault diagnosis methods for dynamic systems[J].Control Theory&Appications.2000,17（2）：153-158.（in Chinese）

[6]張書剛，郭迎清，陳小磊.航空發動機故障診斷系統性能評價與仿真驗證[J].推進技術，2013，34（8）：1121-1127.ZHANG Shugang,GUO Yingqing,CHEN Xiaolei.Performance evaluation and simulation validation of fault diagnosis system for aircraft engine[J].Propulsion Technology.2013,34（8）：1121-1127.（in Chinese）

[7]臧大進，曹云峰.故障診斷技術的研究現狀及展望 [J].礦山機械，2010，38（18）：9-13.ZANG Dajin,CAO Yunfeng.Present study situation and prospect of fault diagnosis technology [J].Mining&Processing Equipment.2010,38（18）：9-13.（in Chinese）

[8]陳曦，廖明夫，王儼剴.航空發動機故障融合診斷研究[J].航空發動機，2013，39（4）：78-84.CHEN Xi,LIAO Mingfu,WANG Yankai.Investigation of aeroengine fault fusion diagnosis[J].Aeroengine,2013,39 （4）：78-84.（in Chinese）

[9]陳志英,李其漢.監視參數預測和故障識別法 [J].航空動力學報,1994,9（4）：419-421.CHEN Zhiying，LI Qihan.Monitoring parameters forecasting and faults recognition[J].Journal of Aerospace Power，1994，9（4）：419-421.（in Chinese）

[10]尉詢楷,楊立,劉芳,等.航空發動機預測與健康管理[M].北京：國防工業出版社,2014：217-218.WEI Xunkai，YANG Li，LIU Fang，et al．Aeroengine prognostics and health management[M].Beijing:National Defense Industry Press,2014:217-218.（in Chinese）

[11]朱建東.飛機發動機的監控技術及其發展趨勢[J].飛機設計,2013（1）:58-61.ZHU Jiandong.The development trend of aeroengine control[J].Aircraft Design，2013（1）:58-61.（in Chinese）

[12]樊思齊.航空發動機控制（下冊）[M].西安：西北工業大學出版社，2008：477-500.FAN Siqi.Aeroengine control（partⅡ） [M].Xi'an:Northwestern Polytechnical University Press,2008：477-500.（in Chinese）

[13]孫建國，黃金泉，葉志峰.現代航空動力裝置控制[M].北京：航空工業出版社，2009：6-12.SUN Jianguo,HUANG Jinquan,YE Zhifeng.Modern aviation power plant control[M].Beijing:Aviation Industry Press,2009：6-12.（in Chinese）

[14]姚華.航空發動機全權限數字電子控制系統[M].北京：航空工業出版社，2014：71-92.YAO Hua.Full authority digital electronic control system for aeroengine [M].Beijing:Aviation Industry Press,2014：71-92.（in Chinese）

[15]張紹基.航空發動機控制系統的研發與展望 [J].航空動力學報，2004，19（3）：375-382.ZHANG Shaoji.A review of aeroengine control system [J].Journal of Aerospace Power，2004，19（3）：375-382.（in Chinese）