渦輪后排氣溫度擺動故障仿真研究

程 波,馬 克,曾發全,趙 巍

(航空工業成都飛機工業(集團)有限責任公司，四川 成都 610073)

航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統是發動機的關鍵控制系統，直接表征發動機的推力；航空發動機在進行試車調試、飛行試驗過程中經常出現低壓渦輪后排氣溫度Tt擺動的故障，尤其是發動機在中間及加力狀態工作時容易引起推力脈動、低壓渦輪后排氣溫度Tt超溫，從而損壞發動機，危及飛行安全[1-2]。如果在地面試車調試過程中不能及時發現并排除低壓渦輪后排氣溫度控制系統故障，將直接影響發動機的推力性能，嚴重時會發生發動機超溫燒壞發動機部件等不可逆轉故障[3]，直接影響航空發動機試車安全和飛行安全。所以必須將此類故障排除在發動機的地面調試過程并進行試車驗證，以確保發動機后續使用安全。對航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統進行仿真研究，找出Tt擺動的危害、故障機理，并開發基于虛擬儀器的航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統仿真平臺，在仿真平臺上實現典型擺動故障及其抑制方法仿真。

虛擬儀器技術是近年來發展迅速的一種直觀高效的測控、仿真解決方案，隨著計算機軟硬件的不斷發展，虛擬儀器已經具有了非常強大的可開發性和可擴展性，被廣泛應用于工業測控和實驗室研究中[4-5]。其中，由NI公司出品的圖形化編程軟件LabVIEW是使用最廣泛的計算機虛擬儀器編程語言，具有直觀、生動、界面友好、功能強大、兼容性好等眾多優點。在國內，南昌航空大學的陳松林[6]曾利用LabVIEW系統開發了針對旋翼系統的試驗數據采集及處理軟件。孔維萍等[7]則在LabVIEW環境下進行了光纖慣組測試系統研究。

筆者從實際工作需求出發，應用LabVIEW 2017開發了雙轉子渦扇發動機故障模擬仿真實驗平臺，在仿真平臺上重現了實際試車過程低壓渦輪后排氣溫度出現擺動的故障，根據仿真結果提出了排除故障的方法，并在虛擬儀器平臺上對提出的排故方法進行仿真，可以指導發動機的實際故障排除工作。

1 低壓渦輪后排氣溫度控制系統

典型的雙轉子渦扇發動機根據其進口總溫T0控制燃油流量Wf來實現中間狀態及加力狀態控制計劃，如式(1)～式(3)所示[8]。

nL=f(T0)

(1)

nH=f(T0)

(2)

Tt=f(T0)

(3)

式(1)～式(3)中，高、低壓轉子轉速nL、nH和渦輪后排氣溫度Tt是被控變量，主燃油流量是控制變量，在中間及加力狀態，電子式控制器根據nL、nH、Tt控制計劃計算所需的主燃油流量，并采用低選方式選擇被控變量。因此，被控變量的選取根據發動機進口總溫T0的變化來自動切換，當進口總溫T0在一定的范圍內時，發動機在中間及加力狀態將選擇渦輪后排氣溫Tt為被控變量，即以Tt為主控通道。

低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統由電子式數字控制器、機械液壓式主燃油調節器、燃油泵、熱電偶和補償導線等組成。電子式數字控制器是實現調節規律的軟件駐存設備，具備采集、運算、驅動放大、通信等功能，是整個發動機控制系統的控制中心，機械液壓式燃油調節器、燃油泵等為主要執行機構。典型的雙轉子渦扇發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統原理[8]如圖1所示。

圖1 低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統原理

由圖1可知，低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統由內外環控制系統組成，內外環控制分別由PID控制規律實現[8]，其中，外環是溫度控制環，內環為燃油流量控制環，如式(4)～式(9)所示。

yT(t)=ktvr(t)+b

(4)

eT(t)=rT(t)-yT(t)

(5)

(6)

rL(t)=wf(uout)

(7)

eL(t)=rL(t)-yL(t)

(8)

(9)

式中,vr為熱電偶電動勢;yT為熱電偶測得的排氣溫度;b為偏置；rT為排氣溫度控制指令;eT為指令與輸出的誤差；yL為位移傳感器測得的燃油活門位移;rL為活門位移指令;eL為活門位移指令與輸出的誤差;uiner和uout分別為內外環PID控制器輸出；kpo、kdo、kio分別為外環比例系數、微分系數和積分系數；kpi、kdi、kii分別為內環比例系數、微分系數和積分系數。內環的燃油活門位置由位移傳感器實現位移到電壓轉換，在電子式數字控制器內經過模-數轉換，生成計算機所需的數字信號；控制系統外環的熱電偶傳感器測得的低壓渦輪后排氣溫度Tt在電子式數字控制器內經過模-數轉換生成計算機所需的數字信號，內外環PID 控制算法在電子式數字控制器中由軟件實現。

外環控制將Tt設定值和熱電偶反饋的實際Tt進行比較生成誤差，經過外環PID控制器解算并輸出失調燃油流量信號，作為內環控制的給定值，與內環燃油流量活門位移傳感器的反饋值比較后生成誤差信號，經過內環PID控制器解算出占空比電磁閥的失調占空比信號，控制燃油活門動作以滿足給定值，從而控制發動機主燃燒室供油量等于給定值，最終實現低壓渦輪后排氣溫度Tt等于Tt設定值。

2 典型故障現象

低壓渦輪后排氣溫度典型故障模式為Tt擺動故障，擺動現象在Tt通道主控時呈現出周期性擺動，或在進入加力時出現不規則擺動，故障示意圖如圖2所示。故障原因比較復雜，初步分析是由串入干擾引起的，但要定位故障具體原因需進行進一步分析。

圖2 進加力后Tt擺動故障示意圖

3 故障機理分析

發動機裝機后，在靜態調試和動態試車過程中，會經歷多種工作模式切換，在這些工作模式切換時，電氣線路和地線上往往會產生瞬態高電壓或大電流，從而對與其共線束信號線或鄰近安裝的負載設備造成影響[9]。模式切換時產生的電壓和電流一般具有前沿短、電壓高、電流大、持續時間短等特點，屬于瞬態電磁干擾[10]，

由于結構和空間的限制，飛機上線束敷設無法達到理想狀態，局部區域存在明顯電磁干擾，如圖3所示,當多芯線束內部易受干擾的傳感器信號線與高電壓、大電流導線距離d1較小時，屏蔽效果較差；當與周期性、瞬間變化的高電壓、大電流線束之間距離d2較小時，傳感器信號線將串入不容忽視的干擾。

圖3 線束串入干擾示意圖

發動機試車過程，由于渦輪后排氣溫度傳感器是熱電偶溫度傳感器，熱電偶補償導線上傳輸的是毫伏級信號，容易串入干擾。尤其是進入加力過程后，加力點火所需電流瞬間變化較大[11]，如果傳感器信號線與加力點火供電導線敷設距離較小，將不可避免地串入電磁干擾，渦輪后排氣溫度Tt就會出現擺動。

此外，機上交流發電機輸出的交變電壓、電流存在周期交變特性，同時機上各種用電設備的工作模式切換時，交流電壓、電流還存在瞬時變化特性，如果熱電偶補償導線與交流發電機輸出導線距離較小，也將會產生串入干擾。

4 模擬故障設置

以典型的航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統為例，其原理框圖如圖1所示，控制回路的任一環節故障均可導致Tt擺動，由此建立仿真平臺，在控制回路模擬注入故障，以研究其對Tt控制的影響。

考慮到控制器PID算法由軟件實現，具有高可靠性，且控制器軟硬件為多通道余度備份、自帶故障自檢能力，所以故障仿真平臺不設置斷路故障，且內外環PID控制器不設置故障注入。由于發動機在中間及加力狀態工作時根據數字式電子控制器的渦輪后燃氣溫度控制指令進行閉環控制，而熱電偶輸出的是毫伏級電動勢，容易串入干擾，根據大型燃氣輪機排氣溫度熱電偶的輸入輸出特性，分段線性化后在Tti≤Tt≤Tt(i+1)范圍可以表示為

Tt=ktivr+bi

(10)

式中，kti為靈敏度；vr為熱電偶實際輸出電動勢。

大型燃氣輪機熱電偶特性如圖4所示。由圖4可知，熱電偶的輸出范圍Tt在700～800 ℃之間，此時的輸出輸入變化率即熱電偶的靈敏度kti為24.12 ℃/mV，當串入熱電偶回路的電動勢干擾Δv為±1 mV時，溫度輸出變化量為±24.12 ℃，所以，當串入熱電偶補償導線的干擾達到±0.5 mV時，輸出溫度擺動將達到±12.06 ℃。

圖4 大型燃氣輪機熱電偶特性

為了研究機上真實條件下熱電偶補償導線串入干擾信號對整個控制系統的影響，可通過注入模擬干擾信號的方式模擬飛機上容易產生的典型交流干擾信號，并搭建仿真平臺，將熱電偶補償導線串入干擾后對整個低壓渦輪后排氣溫度控制系統的影響情況直觀地顯示出來。注入模擬干擾后的控制系統原理框圖如圖5所示。

此時熱電偶輸出為

Tt=ktivr+bi

(11)

vr=vid+Δv

(12)

式中，vid為熱電偶回路未受干擾的輸出電動勢；Δv為串入的干擾電動勢。

5 低通濾波器設置

為了研究抗干擾措施效果，可在注入干擾的熱電偶測量回路上串聯一階低通濾波器，即

y(s)/r(s)=G0ωc/(s+ωc)

(13)

式中，ωc為一階低通濾波器的截止頻率，此低通濾波器可以由硬件或軟件低通濾波器實現，本文通過數字低通濾波器驗證濾波抗干擾效果。串聯低通濾波器的控制系統如圖6所示。

圖6 串聯低通濾波器的控制系統原理框圖

6 仿真平臺實現

LabVIEW實現仿真技術已有較多成熟應用案例[12-13]，本文由LabVIEW 2017編程實現，程序框圖總體結構為一個while循環，包含多個子程序模塊，由PID控制器子程序、被控對象子程序、熱電偶子程序、模擬干擾信號子程序、濾波器子程序、實時波形顯示、事后曲線顯示等組成。

PID子程序模塊的算法為

(14)

向后差分離散化后為

(15)

式中，ΔT為采樣周期。PID控制功能由while循環設置的移位寄存器和PID子程序模塊共同實現，PID子程序模塊如圖7所示。

圖7 PID控制器子程序模塊

不考慮燃燒延遲，航空發動機作為被控對象，其供油量內環控制回路可簡化為一慣性環節[14]，傳遞函數為式(16)，用向后差分方法將其離散化為式(17)。

y(s)/r(s)=1/(Ts+1)

(16)

(17)

式中，ΔT為采樣周期；T為慣性時間。用LabVIEW的公式節點配合帶移位寄存器的while循環實現，被控對象子程序模塊如圖8所示。

圖8 被控對象子程序模塊

干擾信號子程序模塊由公式節點實現，干擾信號設定為幅值和頻率可調的正弦波信號，即

Δv=Asinωt

(18)

也可以根據需要擴展，設置其他形式的干擾信號，其子程序模塊如圖9所示。

圖9 干擾信號子程序模塊

濾波器采用簡單的數字一階低通濾波器，其離散化算法如式(17)所示，將該子程序模塊串入傳感器測量回路，用于仿真濾波抗干擾效果，用LabVIEW的公式節點配合帶移位寄存器的while循環實現，濾波器子程序模塊如圖10所示。

圖10 濾波器子程序模塊

整個仿真程序框圖如圖11所示。

圖11 仿真程序框圖

仿真程序由各個子程序模塊通過信號流連線連接，實現航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt的負反饋PID控制，以及模擬干擾信號注入，模擬濾除干擾信號等功能，可以根據需要擴展其他功能。

仿真平臺前面板如圖12所示。

圖12 仿真平臺前面板

根據需要注入干擾信號，通過仿真平臺進行仿真，從而了解發動機在不同干擾信號和干擾方式作用下的響應特性。

7 仿真結果

當低壓渦輪后排氣溫度Tt主控時，可將圖5的燃油流量內環控制回路簡化為0.1 s的慣性環節[14]，從第13 s開始，發動機油門桿從中間狀態位置進入加力區域，加力接通后，模擬加力點火裝置的供電導線向熱電偶補償導線注入電磁干擾，將干擾設置成幅值為0.5 mV、頻率為5 Hz的正弦信號，并在加力接通后約9 s，即第22 s后接通低通濾波器濾除干擾，低壓渦輪后排氣溫度Tt的響應和誤差如圖13所示。

圖13 低壓渦輪后排氣溫度Tt響應圖

由圖13可知，加力過程串入干擾信號后，低壓渦輪后排氣溫度Tt會隨之擺動，經過負反饋到輸入端，將會導致整個控制系統隨動調節和供油量隨動控制調節，尤其發動機在加力狀態工作時，Tt擺動幅度過大易引起發動機超溫，第22 s接通熱電偶傳感器回路的低通濾波器后，干擾被有效抑制，擺動幅度在可接受的±0.5 ℃范圍。

8 結束語

低壓渦輪后排氣溫度Tt的熱電偶傳感器信號為毫伏級，在受限于機上空間和位置的情況下，傳感器信號線纜和電源線及其他線纜間距小，甚至捆綁成束，使熱電偶補償導線容易串入干擾，反饋到低壓渦輪后排氣溫度Tt指令輸入端會產生誤差，控制系統隨動調節，引起低壓渦輪后排氣溫度Tt擺動，存在加力狀態超溫的安全隱患。

從仿真結果可以看出，在傳感器信號回路串入低通濾波器，通過合理設置，可以將干擾大幅濾除，達到工程上可接受狀態，但串入低通濾波器將降低傳感器的響應速度。

此外，在線纜敷設階段應盡可能將此類傳感器輸出的毫伏級信號傳輸線纜與其他線纜拉開距離，并采取增設防波套等加強屏蔽措施，從而從根源上將干擾降至最低。

本文應用虛擬儀器編程技術，實現了航空發動機低壓渦輪后排氣溫度Tt控制系統故障仿真平臺的搭建，在仿真平臺上重現了實際試車過程低壓渦輪后排氣溫度Tt出現擺動的故障仿真，以及通過在熱電偶回路串入低通濾波器濾除干擾等仿真。需要指出的是，本文僅針對低壓渦輪后排氣溫度Tt外環控制進行仿真，對控制系統內環的仿真還需深入研究，進一步可以推廣到航空發動機其余控制系統的故障仿真，提高排除故障效率，消除安全隱患。