某型APU全權限數字電子控制系統設計及試車驗證

彭凱, 楊帆, 樊丁, 緱林峰, 肖紅亮, 焦春波

(1.西北工業大學 動力與能源學院, 陜西 西安 710072; 2.航空工業 西安航空計算技術研究所, 陜西 西安 710065；3.火箭軍駐錦州地區專用保障裝備軍事代表室, 遼寧 錦州 121000)

輔助動力裝置(APU)是裝在飛機上的一套自成體系的小型燃氣渦輪發動機[1-2]，其主要功能是為飛機主發動機的起動及座艙空調系統提供壓縮空氣，提供軸功率用于發電等；提高飛機的安全性及飛行能力。為適應飛機遠距離、大范圍和多變天氣條件下的使用，要求APU必須具備良好的高、低溫起動等能力[3]。

某型APU作為直升機的第二動力，采用了機械液壓式控制系統，其在研制試驗過程中經常出現熱起動超溫、起動時間過長、不同地域間起動特性一致性差等現象[3]。為了提升APU的性能，進一步改善其工作特性及控制品質，相關研究單位提出了對其機械液壓控制系統進行改型的需求。但原機械液壓控制系統結構復雜，包含大量膜盒、杠桿、薄膜等元件，若直接在其基礎上改進需增加功能組件，一則不易擴展且開發周期長，二則控制系統的體積和重量也會迅速增大且極易達到實用極限。鑒于數字電子控制系統(DEC)靈活性高、可調整性好且易升級改型等特點[1,4-5]，提出了全新設計FADEC以替代原有機械液壓控制系統的要求。

文獻[6]報道了美國針對F15和F16戰斗機用渦扇發動機F100的機械液壓式控制系統進行數控改型，采用數字電路板取代原控制系統中的計算部分，計量部分則延用原系統的，大大縮短了研制周期，而該型數控系統也成為了世界首款FADEC；文獻[7]針對航空渦噴發動機WP13AII，基于其原有的機械液壓控制系統進行了數控改型，完成了我國首款FADEC系統的設計與驗證，其采用油源泵+電子控制器+機械液壓計量/執行機構的定壓回油式燃油控制構架，并安裝于殲八II飛機通過了試驗驗證。總之，20世紀70年代初，美俄等航空強國開始發展發動機FADEC，已發展到了第三代[1,4,6]。我國從20世紀80年代初才真正展開高性能推進系統數字控制的研究，現已初步掌握了各項關鍵技術，但總體來說，尚處于設計技術突破階段[2,4,7]。本文所研究的APU為小型發動機，燃油流量需求相對較小，故選用基于電動燃油泵的數字電子控制方案，燃油泵選用定量式容積泵齒輪泵，其在作為油源泵的同時又充當燃油計量及執行機構的角色，用電機直驅齒輪泵控制燃油流量，省去了常見的定壓回油式燃油控制方案中的計量活門、壓差活門、定壓活門、回油活門等組件，使FADEC中機械液壓部分達到最簡系統，大大減小了FADEC總的體積和重量；在對原機械液壓控制系統控制律分析的基礎上，結合APU改型機與原型機的IO差異，針對性地重新設計了全狀態控制律及相關控制算法，最終所設計的FADEC通過了APU臺架試車驗證。

1 控制系統總體結構

某型APU為單軸燃氣渦輪發動機，由1級離心式壓氣機、1級向心渦輪和環形回流燃燒室構成。通過壓氣機出口進行引氣，對外輸出功率。

APU全權限數字電子控制系統的主要組成部分有：數字電子控制器、電動燃油供油裝置、起動電機、滑油系統、負載引氣閥、防喘控制閥、點火附件和各類傳感器等。所設計的數控系統原理框圖如圖1所示。

圖1 數控系統原理框圖

2 控制律設計

2.1 原機械液壓式調節器控制律分析

APU原機械液壓式控制系統是由機械液壓式燃油調節器和電子順序組件進行組合控制的[3]。燃油調節器對燃油流量進行控制；電子順序組件對APU狀態進行監控，當出現超溫、超轉等異常極限情況時切斷燃油進行停車保護。燃油調節器的原理圖如圖2所示，其中齒輪泵由APU通過減速箱傳動。APU供油規律根據轉速的上升過程可分為6個階段(階段1～5為起動過程，階段6為穩態過程)。

圖2 機械液壓式燃油調節器原理圖

階段1液壓馬達帶轉APU轉子至5%轉速,主燃油、起動燃油電磁閥關閉,供油量Wf=0。

階段2轉速達到5%時,打開起動燃油電磁閥,起動噴嘴供油并同時點火。由于起動油路流通面積不變,則起動燃油流量Wf,start隨APU轉速Ng而增大。當定壓活門控制燃油壓力隨APU轉速上升達到額定油壓后,通往起動噴嘴的燃油流量達到飽和狀態,保持不變,多余的燃油經由定壓活門回油至齒輪泵進口。

階段3轉速達到14%時,主燃油電磁閥打開,主燃油噴嘴供油燃燒,燃油流量由壓差調節器控制。隨著APU轉速提升,壓氣機出口壓力P2增大,P2膜盒受壓,壓差調節器上移,主油路燃油流通面積開大,進而流經的燃油流量增多,調節器還通過P0膜盒感受APU艙的大氣壓力,根據高度調整APU起動供油量,Wf=f(P2,P0)+Wf,start。

階段4轉速達到70%時,關閉起動燃油電磁閥、點火附件和液壓馬達。起動噴嘴停止供油,此時Wf=f(P2,P0)。

階段5轉速達到90%,延時1.5 s打開最大燃油電磁閥,提供一股增量燃油使得APU迅速加速至額定狀態。

階段6達到額定轉速后,APU的P2壓力達到最大,壓差調節器上移到全開位置,對燃油不起控制作用;燃油流量由轉速調節器離心飛重活門進行轉速閉環控制。

2.2 FADEC與原機械液壓控制系統的差異

結合APU改進型的接口現狀以及主機的要求,為了完成對該型APU的數字電子控制,對原機械液壓控制系統進行了較大的改動,主要差異在于:

1) 起動裝置不同,原系統為液壓馬達,FADEC為起動電機,通過選型使起動電機達到液壓馬達的功率水平。

2) 燃油增壓泵存在結構性差異,原系統采用典型的定壓回油齒輪泵,由APU傳動,低轉速時油壓低、供油能力不足;FADEC采用電動燃油泵,油泵供油與APU狀態無關,可通過電子控制器直接調節油泵轉速以獲得APU實際需要的燃油流量。FADEC采用與原機械液壓式的起動、主供油路和燃油噴嘴,但少了對主供油路進行節流的壓差調節器,故燃油流通面積在整個控制過程中保持不變,由此產生了在起動所需燃油流量較小時油壓小、霧化效果差的問題,這對起動燃油控制律設計提出了很大的挑戰。

3) FADEC無壓氣機出口壓力P2測量通道,無法實現原系統Wf=f(P2,P0)的起動燃油控制律,必須設計新的控制律。

4) 最大燃油電磁閥所控制的油路不同,在原系統中作為主油路前的節流閥,而在FADEC中則改為整個供油路的總開關。

鑒于上述差異,在FADEC系統中就需要對APU起動過程和穩態過程的控制律進行重新設計，其中，起動和穩定過程中超溫、超轉、滑油系統故障等的檢測與處理按原系統電子順序組件的邏輯,由控制軟件實現現其功能。

2.3 FADEC起動過程控制律設計

FADEC設計了全新的起動控制律,按APU狀態可分為5個階段:

階段1當控制器接到起動指令后,開啟起動電機,帶動APU轉動,同時接通點火附件,為后續的噴油點火創造有利的條件。開啟最大燃油電磁閥,起動主燃油電磁閥均關閉,電動燃油泵慢轉以預填充起動燃油路和主燃油路。此時,燃油流量為0。

階段2APU轉速達到3%時,開啟起動燃油電磁閥,起動油路供油點火,形成點火火炬,燃油流量按APU轉速線性增大。與原系統相比,點火時機提前,這得益于電動燃油泵供油與APU轉速無關,可在APU小狀態時,提供足夠壓力和流量的燃油,擴寬了APU點火時機,有利于提高點火成功率。

階段3APU轉速達到18%時,開啟主燃油電磁閥,主油路供油按Wf=f(Ng)進行控制,以替代原系統Wf=f(P2,P0)的起動供油控制律。由于主油路流通面積偏大,按此時所需的起動供油量,油壓較小達不到穩定燃燒的霧化條件,所以推遲主油路供油時機,當轉速在14%～18%時,仍只通過起動油路對發動機進行供油,等發動機轉速上升到18%供油流量更大時再打開主油路。

階段4APU轉速達到70%,斷開點火附件、起動燃油電磁閥和起動電機,燃油流量按Wf=f(Ng)控制,當APU轉速達到85%后,防喘閥接通放氣,以提高APU壓氣機的穩定裕度。

階段5APU轉速達到90%后,起動過程結束,切換到穩態燃油控制器進行APU燃油調節。

圖3 典型的轉子加速度控制方式原理框圖

根據圖3有:

(1)

定義:

(2)

(1)式可以改寫為:

(3)

因此,圖3所示的轉子加速度控制方式可改寫為圖4所示的控制方式。

圖4 一種新的轉子加速度控制方式的原理框圖

從控制原理上講,所提出的新控制方式與典型的轉子加速度控制方式等效,但不同的是新控制方式既避免求取轉速的微分,又實現了對轉子加速度的閉環控制。此外在實際控制過程中(3)式計算所得的Wf將作為燃油泵轉速閉環控制的指令,通過串級控制的內環調節燃油泵轉速以滿足發動機對燃油流量的需求,詳見下節。

2.4 FADEC穩態過程控制律設計

APU轉速達90%后,通過將穩態控制器計算的燃油流量與2.3節中過渡態控制器計算的燃油進行低選,平滑地切換至穩態閉環控制模式。穩態過程的主控制計劃為保持APU轉速為額定狀態不變。穩態過程控制采用串級控制結構,外回路控制APU轉速保持為給定狀態,內回路通過調節電動燃油泵控制輸入進而控制其轉速以產生外環控制器給定的燃油流量,控制結構如圖5所示。

圖5 穩態控制結構

由于主油路流通面積不變,燃油流量Wf與電動燃油泵轉速Ns大致呈單值對應關系,即Wf=f(Ns)。Ng控制器根據轉速偏差解算出參考燃油流量Wf,ref,再通過Ns,ref=f-1(Wf,ref)作為內環Ns控制器的期望指令。在設計這2個控制回路的控制規律時,采用了拉開兩者的截止頻率和引入前饋控制的綜合方法對系統進行了解耦。

為保證APU安全,設計了超溫保護控制律,其超溫門限低于超溫停車門限,當APU超溫時,通過指令形成裝置降低APU指令轉速,減少供油量,進而降低排氣溫度,使APU脫離超溫狀態,之后再提高APU指令轉速至額定狀態。

接到引氣指令后,增大指令轉速,保持一段時間,待APU狀態提高后,再接通引氣閥,隨后將指令轉速降至額定轉速;接到斷開引氣指令后,降低指令轉速,維持一段時間待APU狀態降低后,再斷開引氣閥,隨后將指令轉速提升到額定轉速。

APU處于超溫狀態時,禁止響應引氣指令,待APU退出超溫狀態后,若引氣指令有效,則按前述的前饋補償控制律接通引氣閥。

為保證APU壓氣機有足夠的喘振安全裕度,未引氣時,防喘閥處于接通狀態;引氣閥接通后,壓氣機穩定裕度將大幅提高,關閉防喘閥以提高APU引氣功率。

3 臺架試車驗證

在完成APU控制系統總體和控制律設計后,開展了一系列部件及臺架驗證試驗[10],主要包括:電動燃油泵流量-燃油壓力-電機轉速特性試驗;起動電機功率-APU轉速特性試驗;APU點火試驗;APU穩態及引氣試車。

系統設計定型后,進行了三十余次的全狀態臺架試車,APU起動、運行及引氣狀態工作穩定可靠,狀態參數重復性、一致性較好,圖6～圖8分別為一次試車中的起動、接通引氣和關閉引氣過程的實測數據。圖中,橫軸為時間,以秒為單位,縱軸為APU百分比轉速Ng,Wf和T4分別為APU供油量和排氣溫度(為了對比方便,對實際Wf和T4曲線進行了平移放大)。

圖6中50～63 s為起動過程,APU能成功點火并且Ng能按一定的加速度上升,在63 s起動控制器切換到穩態控制器后,Ng無超調地較快達到100%額定轉速并保持穩定,無明顯波動。圖7所示為引氣接通前后的一個過程,控制器在Ng穩定后的第97 s收到飛機的引氣接通指令,先增大指令轉速,Wf小幅上升，待Ng提高后再接通引氣閥,P2突然下降,壓氣機負載相應瞬間減小,從而轉速Ng上升;隨后將指令轉速降至額定轉速,Wf先降后升,Ng亦先降后升到額定轉速并重新到達穩態;引氣前后,Ng均為額定轉速,但引氣接通后引氣負載加大同時進入燃燒室的空氣流量相對減小,為了維持發動機的轉速不變,Wf將增大，使得燃燒室的燃燒處于偏富油狀態,從而引氣后,Wf和T4均有所增加。相較圖7,圖8中引氣斷開過程則反之，不再贅述。此外在整個起動、引氣接通或斷開的過程中,未出現T4超溫和壓氣機喘振現象,APU轉速波動最大值不超過2%,轉速誤差始終在0.5%誤差帶內。

圖6 起動過程試車數據 圖7 引氣接通過程試車數據 圖8 引氣斷開過程試車數據

APU在FADEC及原機械液壓系統控制下的主要性能指標統計如表1所示,可以看出在FADEC控制下APU的起動至轉速90%時間、額定狀態轉速控制精度、以及接通或斷開系統后轉速波動最大值與調節時間(5%誤差帶)等APU性能指標較原機械液壓系統控制下均有較大幅度提高。

表1 主要性能指標對照表

4 結 論

本文在分析APU原有機械液壓控制系統工作原理及其控制律的基礎上,結合FADEC系統IO構成,采用了電動燃油泵的供油形式,重新設計了全狀態控制律,并針對過渡態控制器給出了一種新的轉子加速度控制方式,有效地避免了現有典型轉子加速度控制方式的不足。經多次試車驗證,表明APU工作穩定可靠,FADEC系統主要性能指標優于原機械液壓控制系統,并全面實現了原系統功能。