王兆銘，朱傳龍，孫豐華，巴德純

（1.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽 110004；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所,沈陽 110015）

基于某型航空發(fā)動機的綜合控制系統(tǒng)試驗平臺設(shè)計

王兆銘1，2，朱傳龍2，孫豐華2，巴德純1

（1.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽 110004；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所,沈陽 110015）

王兆銘（1962）,男，自然科學研究員，從事航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計、試驗和研究工作。

針對多數(shù)半物理仿真試驗平臺系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)簡單、功能單一、無法模擬控制系統(tǒng)在發(fā)動機上真實工作的情況，設(shè)計了基于真實外部管路的控制系統(tǒng)綜合半物理試驗平臺，對試驗平臺的重要環(huán)節(jié)進行了建模和仿真分析，并進行調(diào)試試驗。測試結(jié)果表明：半物理仿真試驗平臺可滿足控制系統(tǒng)綜合試驗的性能調(diào)試、功能驗證和故障復現(xiàn)等要求,對某型航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的研制具有重要指導意義。

航空發(fā)動機；試驗平臺；綜合控制系統(tǒng)；半物理仿真

0 引言

發(fā)動機控制系統(tǒng)的試驗不必完全在發(fā)動機臺架試車時進行，尤其是具有危險性的試驗。這些試驗研究大多可通過半物理仿真試驗平臺來實現(xiàn)。但現(xiàn)今多數(shù)半物理仿真試驗平臺只適用于單個控制部件或相對簡單的控制系統(tǒng)，而對多部件和復雜的綜合性控制系統(tǒng)的研究很少，嚴重制約著發(fā)動機控制系統(tǒng)技術(shù)的發(fā)展。因此，建設(shè)多部件的大型綜合控制系統(tǒng)半物理仿真試驗平臺勢在必行[1]。

本文介紹了某型航空發(fā)動機控制系統(tǒng)動態(tài)半物理仿真試驗平臺的特點和關(guān)鍵技術(shù)。

1 試驗平臺特點

綜合控制系統(tǒng)試驗平臺主要針對某型發(fā)動機控制系統(tǒng)，并兼顧了同類型控制系統(tǒng)的動態(tài)半物理仿真試驗，能進行包括全部燃油控制調(diào)節(jié)附件和綜合電子控制器及其他電子附件的半物理仿真試驗。試驗平臺的全部控制附件按照真實發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和安裝方式，固定在拆除壓氣機、渦輪、燃燒室和噴口的發(fā)動機機匣上。其附件傳動機匣和管路與真實發(fā)動機的相同，能真實模擬控制系統(tǒng)在發(fā)動機上的工作情況。

2 試驗平臺的組成

某型發(fā)動機綜合控制系統(tǒng)試驗平臺是1個多系統(tǒng)、多回路，并集成了全套控制系統(tǒng)附件的綜合控制系統(tǒng)試驗平臺，是以綜合控制系統(tǒng)為實物的半物理仿真平臺，采用分級分段的簡化數(shù)學模型代替真實發(fā)動機。

試驗平臺主要包括機械系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、空氣系統(tǒng)、數(shù)采/顯示系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、操縱控制臺和發(fā)動機模擬平臺。各分系統(tǒng)的工作通過操縱控制臺與發(fā)動機數(shù)學模型共同協(xié)調(diào)來完成，如圖1所示。

圖1 試驗平臺分系統(tǒng)

3 試驗平臺的關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑

搭建仿真回路是半物理仿真試驗的關(guān)鍵。綜合控制系統(tǒng)試驗平臺的半物理仿真試驗仿真回路構(gòu)建是圍繞發(fā)動機模型建立的。因此，將整個半物理仿真試驗仿真回路分為模型、模型輸入?yún)?shù)的采集及模型輸出參數(shù)的轉(zhuǎn)換控制等3部分進行構(gòu)建。

3.1 控制系統(tǒng)仿真模型

為保證模擬試驗平臺運轉(zhuǎn)滿足發(fā)動機時間常數(shù)的要求，需對模型的運算速度進行控制，要求模型運算周期小于20 ms。

綜合控制系統(tǒng)仿真試驗對發(fā)動機的部件級特性沒有要求，且部件級模型非常復雜，運算周期很難滿足系統(tǒng)要求。因此，試驗平臺采用簡化的分級、分段線性小偏差模型。線性化模型通常用于仿真計算或半物理模擬試驗，預先近似地評估小范圍內(nèi)調(diào)節(jié)的動態(tài)特性和調(diào)節(jié)的穩(wěn)定性[2]；同時，模型沒有考慮熱膨脹、Re變化、發(fā)動機加溫比、抽氣影響等引起的發(fā)動機各狀態(tài)完全燃燒的變化、燃燒室燃油點火延遲、壓氣機和渦輪特性變化等[3]。

發(fā)動機模型工作如圖2所示，初始化變量為飛行高度H和馬赫數(shù)Ma，來自傳感器的發(fā)動機模型程序輸入變量為主燃燒室燃油流量Gt、加力燃燒室燃油流量Gtf和可變幾何面積（風扇導葉角度Aigv1、壓氣機導葉角度Aigv2和噴口臨界面積F）、發(fā)動機模型輸出變量風扇轉(zhuǎn)速n1、壓氣機轉(zhuǎn)速n2、壓氣機出口壓力P2、渦輪出口溫度T4和壓力P4和可變幾何面積氣動負載力（風扇導葉氣動負載力Rigv1、壓氣機導葉氣動負載力Rigv2和噴口氣動負載力Rnoz）。

圖2 發(fā)動機模型工作

3.2 模型輸入?yún)?shù)的采集

數(shù)據(jù)實時采集和數(shù)據(jù)精確采集是半物理仿真的關(guān)鍵技術(shù)[4]。為保證數(shù)據(jù)的實時性，要求從傳感器感受參數(shù)的變化到采集、處理和最終輸入到發(fā)動機模型的時間要少于發(fā)動機數(shù)學模型運算周期20 ms。

因此，在要求傳感器有動態(tài)特性的同時，還要提高采集系統(tǒng)采集、處理和傳輸速度。參數(shù)采用慣性小、測量精度高的動態(tài)傳感器進行動態(tài)信號測量，其響應時間少于10 ms，精度等級高于0.2級。同時，使用先進的VXI采集系統(tǒng)進行參數(shù)的采集、處理、傳輸和記錄，以保證參數(shù)在傳輸過程中的速度和精度。采集系統(tǒng)每通道采樣率為105次/s，分辨率不低于216，且多通道并行同步采集，同時進行程序濾波及工程轉(zhuǎn)換。

為了保證采集參數(shù)的準確性，使用標準設(shè)備對采集通道進行校檢，同時使用特殊方法進行部分參數(shù)采集：如注入主燃燒室和加力燃燒室的燃油量等，但由于發(fā)動機燃油流量范圍廣，難以用單一流量計進行全狀態(tài)連續(xù)準確的測量。為此，設(shè)計了支點流量模塊進行主燃油和加力燃油流量的測量，所測得的流量可以從零流量到發(fā)動機最大流量，且流量測量連續(xù)沒有突升和跳躍，保證了發(fā)動機模型對流量采集的要求。支點流量模塊原理如圖3、4所示（虛框內(nèi)為支點流量模塊，其它為流量切換模塊）。主燃油流量切換模塊為3個流量計串聯(lián)方式連接，加力油流量切換模塊為2個流量計并聯(lián)方式連接，流量計的切換由切換電磁閥完成。

圖3 主支點流量模塊原理

圖4 加力支點流量模塊原理

主燃油流量切換模塊的試驗曲線如圖5所示。從圖中曲線可見，在切換點，流量測量存在突升，最大為100 L/h。加力Ⅱ區(qū)燃油流量切換模塊的試驗曲線如圖6所示。流量計QⅡ1和QⅡ2在切換點流量突升約為50～100 L/h。流量計在切換時對同一點的流量測量值存在差異，不能用于模型計算。主支點流量模塊調(diào)試試驗實測流量如圖7所示。從圖中可見，通過支點流量模塊計算所得流量Q與單一流量計所測流量Qoch.5相同，且沒有流量的突升和跳躍。使用同一流量計進行測量，不存在流量測量差異。因此，支點流量模塊測得的流量參數(shù)可以滿足發(fā)動機模型對流量參數(shù)的輸入要求。

圖5 主燃油測量流量計切換曲線

3.3 模型輸出參數(shù)的轉(zhuǎn)換控制

模型計算出的輸出參數(shù)值需要轉(zhuǎn)換成真實的物理量，再輸送給發(fā)動機綜合控制系統(tǒng)。為了滿足發(fā)動機模擬平臺的時間常數(shù)要求，保證輸出參數(shù)的快速響應，輸出參數(shù)值到執(zhí)行機構(gòu)動作的控制實時響應時間不應大于0.1 s?？刂频膶崟r響應時間主要為控制器計算輸出時間與執(zhí)行機構(gòu)響應時間的和，其控制器計算輸出時間不大于10 ms，可以認為，執(zhí)行機構(gòu)的響應時間就是控制的實時響應時間。因此，執(zhí)行機構(gòu)的特性直接影響試驗臺控制系統(tǒng)的實時性。

圖6 加力Ⅱ區(qū)燃油測量流量計切換曲線

圖7 主支點流量模塊流量曲線

3.3.1 模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制

模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)速是發(fā)動機數(shù)學模型輸出的最重要參數(shù)，在實現(xiàn)模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制方面，主要采用小慣量電機帶動小慣量增速齒輪箱、轉(zhuǎn)接齒輪箱、附件機匣和燃油泵的多級傳動方案，以減小傳動系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動慣量。同時提高驅(qū)動電機的抗負載能力，來保證模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)速實時響應的能力。

為保證發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制實時響應速度滿足系統(tǒng)要求，對驅(qū)動電機在70%、80%、85%、97%、100%狀態(tài)下的動態(tài)響應特性進行計算，計算結(jié)果見表1。

模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)速的傳動系統(tǒng)的動態(tài)運動方程可描述為

表1 時間常數(shù)計算結(jié)果

式中：MD為電機額定轉(zhuǎn)矩；MZ為換算到電機輸出軸上的阻力矩；J為傳動系統(tǒng)換算到電機輸出軸上的轉(zhuǎn)動慣量；nD為換算到電機輸出軸上的n2轉(zhuǎn)速。

從表1中可見，在傳動系統(tǒng)負載狀態(tài)下工作時，轉(zhuǎn)速由70%、80%、85%、97%、100%分別階躍10%和3%，其響應時間不大于0.1 s。

3.3.2 氣壓控制

發(fā)動機各截面氣壓的變化表征發(fā)動機的狀態(tài)，同時也是發(fā)動機綜合控制系統(tǒng)輸入的重要參數(shù)。在氣壓控制上采用先進的電-氣轉(zhuǎn)換器，以保證氣壓控制的速度和精度。

由于P31（P2）的用氣量較大，單獨的電-氣轉(zhuǎn)換器無法滿足用氣量要求，為此，設(shè)計了2級放大裝置空氣調(diào)壓閥，其結(jié)構(gòu)如圖8所示，AMEsim仿真模型如圖9所示，仿真結(jié)果如圖10所示，試驗調(diào)試結(jié)果如圖11所示。其響應時間小于0.1 s，穩(wěn)態(tài)誤差小于2%。

圖8 空氣調(diào)壓閥結(jié)構(gòu)

圖10 空氣調(diào)壓閥仿真結(jié)果

圖11 空氣調(diào)壓閥調(diào)試試驗結(jié)果

3.3.3 氣動負載力控制

試驗平臺采用液壓加載模擬發(fā)動機可變幾何面積氣動負載力，通過加載調(diào)壓閥進行加載力的控制。其結(jié)構(gòu)如圖12所示，AMEsim仿真模型如圖13所示，仿真結(jié)果如圖14所示，試驗調(diào)試結(jié)果如圖15所示。其響應時間小于0.1 s，穩(wěn)態(tài)誤差小于2%。

圖12 加載調(diào)壓閥結(jié)構(gòu)

圖13 加載調(diào)壓閥模型

圖15 加載調(diào)壓閥調(diào)試試驗結(jié)果

圖14 加載調(diào)壓閥模型仿真結(jié)果

4 結(jié)束語

某型航空發(fā)動機綜合控制系統(tǒng)試驗平臺設(shè)計及部件調(diào)試研究結(jié)果表明：試驗平臺各系統(tǒng)工作可靠穩(wěn)定，性能均達到設(shè)計指標。該試驗平臺可滿足某型航空發(fā)動機綜合控制系統(tǒng)半物理仿真試驗要求，并將在未來十幾年內(nèi)保持其先進性。

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Project of Tester for an Aeroengine Control System

WANG Zhao-ming1,2,ZHU Chuan-long2,SUN Feng-hua2,BA De-chun1
（1.College of Mechanical Engineering and Automatization,Northeast University,Shenyang
110004,China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Most semi-physical simulation tester is simple in structure and poor in function,thus it is impossible to simulate the real working situation on aeroengine control system.An integrated semi-physical simulation tester was designed based on real engine pipes.The main components in tester were modeled,simulated and adjusted.The test results show that the semi-physical simulation tester can meet the requirements on performance test,functional verification and fault reiteration for control systerm integrated testing,and can provide the guide for an aeroengine control systerm development.

aeroengine;tester;integrated control system;semi-physical simulation

2011-07-20