某型渦扇發動機噴口控制系統數控改造方案設計

于華鋒，郭迎清，郭佳偉，王文山，袁 杰

（1.西北工業大學動力與能源學院，西安710129；2.航空工業慶安集團有限公司，西安710077）

0 引言

某型發動機采用機械液壓式加力控制系統，其中的噴口控制系統不僅質量大、結構復雜、控制性能有限，而且隨著使用時間的增加，其關鍵計算部件——壓比調節器會發生空氣活塞漏氣、型針積碳和連桿變形等問題，造成性能退化，導致發動機發生加力爆燃和低壓轉差漂移等故障[1-3]。多年以來，發動機噴口控制系統正朝著數字電子化、小型化和一體化的方向發展，有效減輕了質量并改善了噴口控制效果，大大提高了軍用航空發動機的性能[4]。因此有必要在分析機械液壓式噴口控制系統的基礎上，對原系統進行一定的數控改造，以規避機械液壓系統的固有問題，并在控制性能上實現一定的提升。

在噴口數控改造方面，王兢[5]提出了改造所需要保留和增添的元件以及傳感器的安裝方式；李杰等[6]建立了基于控制元件數學模型的雙閉環噴口面積控制回路，并進行了仿真計算；李軍偉[7]提出了基于渦輪落壓比的噴口面積閉環控制回路，并引入油門桿角度作為前饋量，來提升系統的快速性。以上研究對噴口數控改造方案的提出具有重要意義，但并未在明確的控制規律下，針對具體對象設計完整的噴口數控系統。

本文首先對原機械液壓式噴口控制系統進行分析，并采用擬合法建立發動機分段線性化模型。在此基礎上，根據實際情況，提出噴口數字電子控制方案，利用AMESim和Matlab軟件[8]，搭建了控制系統的聯合仿真模型。

1 機械液壓噴口控制系統分析

某型發動機加力控制規律為[9]

式中：Wf為主燃油流量；nH為高壓轉子轉速；Wf，af為加力燃油流量；PLA為加力比指令；P3/P2為高壓壓氣機壓比；T7，af為加力燃燒室溫度；A8為尾噴管喉部面積；πT為渦輪落壓比。

在加力狀態下，通過調節主燃油流量Wf控制高壓轉子轉速nH不變，使核心機維持在最大狀態；根據加力比指令調節加力燃油流量Wf，af控制加力燃燒室溫度T7，af，達到調節推力的目的；通過調節尾噴口面積A8控制渦輪落壓比πT，使其按高壓壓氣機壓比P3/P2的函數關系變化。

圖1 加力噴口機械液壓控制系統結構

該控制系統包含壓比調節器、噴口滑油泵和噴口作動筒3部分。其中壓比調節器起到控制器和傳感器的作用，感受發動機高壓壓氣機壓比P3/P2，計算得出期望的渦輪落壓比，并與實際測量值比較形成偏差，基于該偏差給出控制指令X6；滑油泵和作動筒起到執行機構的作用，根據X6改變噴口滑油柱塞泵的斜盤角度，從而改變與之相連的噴口作動筒2個腔壓力，使活塞桿產生位移、帶動噴口作動環、最終改變噴口面積，調節渦輪后反壓，達到穩定渦輪落壓比的目的。核心控制律即高壓壓氣機壓比與期望的渦輪落壓比的對應關系，也稱作加力工作線。

在非加力狀態下，發動機的尾噴口面積采取開環發動機機械液壓式加力噴口面積控制系統結構如圖1所示。控制，根據nH在2個固定值之間切換，由1套獨立的機械液壓控制系統，即噴口收放活門來實現。

在進行數控改造時，可參照原有機械系統的控制架構，并將加力與非加力狀態下的控制系統合并，設計統一的噴口面積數字電子控制系統，實現相應的控制計劃，達到較好的控制效果。

2 噴口數控系統設計

2.1 執行機構仿真模型建立

為減小數控改造難度，在設計數控系統時保留了原有機械液壓系統中的執行機構，即噴口滑油泵和作動筒等部件。同時在執行機構與數字控制器之間添加1套電液伺服系統，來實現信號的轉換。在AMESim中建立的執行機構與電液伺服系統的仿真模型[10]如圖2所示。

圖2 執行機構與電液伺服系統AMESim仿真模型

電液伺服系統由1個電液伺服閥和1個作動筒組成，負責將數字控制器的X6電信號轉換為實際的X6物理位移信號，并進行功率放大，用于調節滑油泵斜盤角度[11]。同時進行位置反饋，采用PID控制器，保證X6的準確性。

噴口滑油泵系統主要由低壓齒輪泵、單向活門、安全活門和高壓柱塞泵等部件組成。低壓齒輪泵在柱塞泵之前先行增壓，防止柱塞泵進口壓力過低；單向活門限制滑油流向，防止倒流；安全活門在油壓過高時進行泄壓。高壓柱塞泵的斜盤與電液伺服系統的作動筒相連，由作動筒活塞桿位移量X6調節。

作動筒采用AMESim模型，并考慮活塞桿冷卻漏油以及噴口負載力的反作用。每臺發動機裝有6個噴口作動筒，沿發動機圓周均勻分布。

在實際改造中還需添加相應的傳感器部件，進行信號采集。包括電液伺服系統作動筒的X6位移傳感器、噴口作動筒的A8位移傳感器、高壓壓氣機進口P2壓力傳感器、高壓壓氣機出口P3壓力傳感器以及渦輪出口P6壓力傳感器。所得信號經過調理電路后進入數字電子控制器。

2.2 發動機模型建立

為了實現完整的噴口數控系統閉環仿真，還需要建立被控對象即發動機的仿真模型。此發動機模型是在已有的某型發動機非線性穩態模型的基礎上，采用擬合法建立的分段線性化模型[12-14]。并根據模型數據在Matlab/Simulink環境下搭建對應的仿真模型，如圖3所示。

圖3 發動機Simulink仿真模型

模型整體為1個狀態空間模型。輸入量為加力比PCAB和尾噴口面積A8，狀態量為高低壓轉子轉速，輸出量為低壓轉子轉速，風扇增壓比、高壓轉子轉速、風扇流量、壓氣機進口總壓、風扇效率、壓氣機出口總壓、低壓渦輪出口總壓、尾噴管出口總壓。模型以加力比PCAB為調度量，分段調度狀態空間模型的系統矩陣以及相應的穩態點數據。

2.3 數控系統聯合仿真模型搭建

所設計的加力狀態噴口面積數字電子控制系統的控制回路如圖4所示[7]。

圖4 噴口數控系統加力狀態控制回路

控制回路為內層、中間層和外層的3層閉環結構。內層、中間層分別為電液伺服系統的X6位置和A8面積反饋環，確保X6位移和噴口面積調節的準確性與快速性；外環為πT閉環，確保實際渦輪落壓比跟隨期望值變化，維持核心機正常運轉，確保風扇不喘振。控制計劃即為加力工作線，由發動機高壓壓氣機增壓比信號查表得出期望的渦輪落壓比，加力工作線數據由原始的發動機模型計算得出。

將數字控制器、執行機構AMESim模型以及發動機模型相連，建立噴口面積數控系統加力狀態下的聯合仿真模型[15]，如圖5所示。并在發動機模型上外接1個喘振裕度計算模塊，用來監控喘振裕度的變化情況。

πT控制器和A8控制器結構如圖6所示。

圖5 噴口數控系統加力狀態控制聯合仿真模型

圖6 數字電子控制器

2個控制器均采用PID控制算法[16]。其中在πT控制器中，通過加力比引入A8面積的基準值，使得A8的期望值在加力比產生變化時快速調整，加快了A8的響應速度，同時作用在此基準值上的壓比誤差量可以確保發動機工作在正確的加力工作點上。

在非加力狀態下，由于采用開環控制，只需將加力狀態控制回路中的πT回路去除，并采用由高壓轉子轉速生成的控制計劃，即可實現非加力狀態噴口面積控制。結構如圖7所示。

圖7 噴口數控系統非加力狀態控制回路

3 數控系統仿真驗證

3.1 加力狀態噴口控制仿真

在0高度0馬赫數的飛行條件下，對加力比變動的情況進行仿真，檢測發動機各參數變化狀況，并與相同條件下的機械液壓系統進行對比。仿真時加力比信號為10～10.9 s，由10%線性變化到90%。仿真結果如圖8所示。

圖8 加力變動情況仿真驗證

從圖中可見，當加力比大范圍變動時，數控系統的實際渦輪落壓比緊隨期望落壓比變化，迅速到達新的加力工作點，相對誤差最大不超過1.4%。同時與原機械液壓系統相比，數控系統的A8面積起始調節時間更早，超調量也較小。使得在加力變動過程中，P6壓力波動范圍更小，渦輪落壓比變化幅度也更小，喘振裕度更加遠離喘振邊界。整體來看，此數控系統的控制效果明顯優于原機械液壓系統的。

3.2 多飛行條件加力噴口控制仿真

為了研究此噴口數控系統在飛行包線內的適應性，另外選取高度為6.096 km，馬赫數為1.20和1.75，以及高度為12.192 km，馬赫數為1.75和2.00的4個飛行條件。建立相應的發動機模型以及數控系統聯合仿真模型，并在相同的加力比變動情況下進行仿真測試，結果如圖9所示。

圖9 多飛行條件加力變動仿真

從圖中可見，在4個飛行條件下，當加力比大范圍變動時，實際渦輪落壓比均能緊隨期望落壓比變化，迅速到達新的加力工作點，相對誤差最大不超過4.45%；A8的最大超調量小于7.9%，最大調節時間小于2.88 s，符合要求。同時喘振裕度未跨過喘振邊界，且相距較遠。可見此噴口數控系統對于不同的飛行條件也具有一定的適應性。

4 結束語

本文對某型發動機的噴口面積機械液壓控制系統進行了分析，明確了其控制規律及控制系統結構原理。在此基礎上對其進行一定的數控改造，設計了加力與非加力狀態下的控制回路，搭建了可實現完整閉環仿真的包含數字控制器、執行機構以及被控對象的噴口面積數字電子控制系統聯合仿真模型，并對其進行仿真驗證。結果顯示：此數控系統可以實現對噴口面積的有效控制，相比于原機械液壓系統具有更好的控制性能，并且對于不同的飛行條件也有一定的適應性。本文所述方法具有一定的工程應用價值。