渦輪動(dòng)力裝置閉環(huán)仿真試驗(yàn)器的設(shè)計(jì)與應(yīng)用

江 群，王道波，李 猛

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京 210016)

1 引言

多能源組合渦輪動(dòng)力裝置是先進(jìn)飛機(jī)上的重要機(jī)載設(shè)備，可以為飛機(jī)提供備份的電源和液壓源，即當(dāng)飛機(jī)主電源和液壓源失效或主動(dòng)力失效的情況下及時(shí)向飛機(jī)提供備份電源和液壓源，以保證飛機(jī)正常飛行[1，2]。電子控制器用于實(shí)現(xiàn)這種渦輪動(dòng)力裝置的起動(dòng)、加速、恒速、故障識(shí)別和回路切換的控制，是該動(dòng)力裝置的重要部件。為了保證電子控制器的正常工作，在其投入正常工作之前，需對其進(jìn)行整機(jī)檢測，但渦輪動(dòng)力裝置臺(tái)架試驗(yàn)的成本費(fèi)用昂貴且具有一定的危險(xiǎn)性。針對這一問題，本文提出了一種采用電子仿真試驗(yàn)器替代真實(shí)渦輪動(dòng)力裝置來檢測電子控制器的控制邏輯和控制規(guī)律的方法，將電子仿真試驗(yàn)器與電子控制器構(gòu)成閉環(huán)控制回路，從而實(shí)現(xiàn)對渦輪動(dòng)力裝置閉環(huán)運(yùn)行過程的模擬。該裝置能夠向電子控制器提供模擬的傳感器接口和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的負(fù)載特性，模擬渦輪動(dòng)力裝置在各種工作狀態(tài)下的特性，接受各種指令信號(hào)并給出相應(yīng)的響應(yīng)信號(hào)，而且具備工作狀態(tài)實(shí)時(shí)顯示和試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集的功能，能夠?qū)﹄娮涌刂破鞴ぷ鞯臏?zhǔn)確性及有效性進(jìn)行檢測。

本文在介紹渦輪動(dòng)力裝置工作原理的基礎(chǔ)上，提出了電子仿真試驗(yàn)器的設(shè)計(jì)原理和實(shí)現(xiàn)方法，最后將該試驗(yàn)器用于某型渦輪動(dòng)力裝置的閉環(huán)控制并對其仿真結(jié)果進(jìn)行分析。

2 渦輪動(dòng)力裝置

多能源組合渦輪動(dòng)力裝置是一種采用增壓空氣和化學(xué)燃料雙能源的動(dòng)力裝置，其系統(tǒng)原理如圖1所示，主要由燃料箱、燃料控制閥、空氣控制閥、燃?xì)獍l(fā)生器、動(dòng)力渦輪、電子控制器和負(fù)載等組成。其中空氣控制閥和燃料控制閥分別控制進(jìn)入動(dòng)力渦輪的能量；燃?xì)獍l(fā)生器是將化學(xué)燃料燃燒產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)馀c增壓空氣分別進(jìn)入渦輪動(dòng)力裝置的渦輪導(dǎo)向器前，帶動(dòng)渦輪動(dòng)力裝置轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而通過輸出軸帶動(dòng)負(fù)載工作；電子控制器根據(jù)安裝在軸系上的轉(zhuǎn)速傳感器反饋的信號(hào)，調(diào)節(jié)空氣控制閥和燃料控制閥的開度，從而實(shí)現(xiàn)渦輪轉(zhuǎn)速的閉環(huán)控制[3]。

圖1 渦輪動(dòng)力裝置系統(tǒng)原理圖Fig.1 Turbine power unit system diagram

為提高渦輪動(dòng)力裝置的可靠性，該動(dòng)力裝置采用雙余度三回路的控制方案，即在增壓空氣充足情況下優(yōu)先使用增壓空氣運(yùn)轉(zhuǎn)渦輪裝置。當(dāng)飛機(jī)高度增高后增壓空氣不足或主發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，可混合或單獨(dú)使用化學(xué)燃料產(chǎn)生燃?xì)鈦眚?qū)動(dòng)渦輪運(yùn)轉(zhuǎn)，以獲得飛機(jī)所需的液壓源和電源。其控制回路結(jié)構(gòu)原理圖如圖2所示，控制系統(tǒng)包括一個(gè)空氣控制回路和兩個(gè)化學(xué)燃料控制回路。每個(gè)回路均為單參數(shù)反饋控制，電子控制器按照每路被控對象參數(shù)相對于給定值的偏差產(chǎn)生相應(yīng)的控制信號(hào)，通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成對被控對象的控制，使被控參數(shù)不超出給定的誤差范圍。

3 電子仿真原理

電子仿真試驗(yàn)器是一種基于模擬電路實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)特性的實(shí)時(shí)仿真電子裝置，仿真依據(jù)是渦輪動(dòng)力裝置的小偏差線性數(shù)學(xué)模型。采用這種線性數(shù)學(xué)模型具有一定的仿真精度，作為對電子控制器控制邏輯和控制規(guī)律的檢測及測試是有效的。

圖2 渦輪動(dòng)力裝置控制回路結(jié)構(gòu)原理圖Fig.2 Turbine power unit control loop structure diagram

渦輪動(dòng)力裝置電子仿真試驗(yàn)器的仿真結(jié)構(gòu)原理圖如圖3所示。根據(jù)仿真原理圖，電子仿真試驗(yàn)器的仿真模型主要包括空氣控制閥、碟閥、燃料控制閥、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪動(dòng)力裝置、位置傳感器、轉(zhuǎn)速傳感器模型等?？諝饪刂崎y是一個(gè)氣動(dòng)伺服閥，主要由直流力矩電機(jī)、氣動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)和蝶閥組成，其中力矩電機(jī)的靜態(tài)特性為具有滯環(huán)特性的非線性環(huán)節(jié)，但在電路實(shí)現(xiàn)時(shí)此環(huán)節(jié)可以被蝶閥的位置反饋閉環(huán)回路消除，其動(dòng)態(tài)特定可以用一個(gè)慣性環(huán)節(jié)表示。氣動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)和燃?xì)獍l(fā)生器是一個(gè)復(fù)雜執(zhí)行機(jī)構(gòu)，但設(shè)計(jì)仿真試驗(yàn)器時(shí)采用超前滯后環(huán)節(jié)表示其特性。兩個(gè)燃料控制閥由二位式通斷開關(guān)閥組成，由于燃料控制閥閥芯位移的響應(yīng)時(shí)間很小，其數(shù)學(xué)模型可以用比例環(huán)節(jié)描述。根據(jù)文獻(xiàn)[4]可知，動(dòng)力渦輪在飛行條件給定和負(fù)載功率不變的情況下，可視為一階慣性環(huán)節(jié)并忽略其容積效應(yīng)。渦輪動(dòng)力裝置的仿真數(shù)學(xué)模型結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖3 電子仿真試驗(yàn)器原理圖Fig.3 Schematic diagram of electronic simulation tester

圖4 仿真數(shù)學(xué)模型圖Fig.4 Simulation mathematical model diagram

電子控制器輸出控制電流IBC，經(jīng)力矩馬達(dá)的模擬環(huán)節(jié)后變換成電壓信號(hào)VDP，用于控制空氣閥轉(zhuǎn)角，VDP信號(hào)經(jīng)模擬的位置傳感器測量后反饋給控制器，從而構(gòu)成小閉環(huán)位置控制回路。在化學(xué)燃料控制回路中，兩個(gè)化學(xué)燃料控制閥的控制信號(hào)VPH和VSH分別經(jīng)過仿真器模擬的一級(jí)、二級(jí)燃料控制閥進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的模擬環(huán)節(jié)，輸出化學(xué)燃料流量信號(hào)，該信號(hào)在此與空氣流量信號(hào)疊加并送到動(dòng)力渦輪的模擬環(huán)節(jié)。動(dòng)力渦輪所輸出轉(zhuǎn)速信號(hào)VN經(jīng)轉(zhuǎn)速傳感器的模擬電路變換后作為反饋信號(hào)送回至電子控制器，構(gòu)成整個(gè)速度閉環(huán)控制回路。仿真回路中還可以對空氣壓力調(diào)節(jié)、一級(jí)燃料控制閥和一級(jí)轉(zhuǎn)速傳感器故障進(jìn)行模擬。

4 電子仿真試驗(yàn)器實(shí)現(xiàn)

電子仿真試驗(yàn)器是將以上數(shù)學(xué)模型以電子電路的方式實(shí)現(xiàn)出來，設(shè)計(jì)的仿真器具有如下功能：①根據(jù)不同的啟動(dòng)指令使渦輪動(dòng)力裝置進(jìn)入相應(yīng)的工作狀態(tài)，對電子控制器在不同模式下的控制規(guī)律和控制邏輯進(jìn)行檢測；②模擬飛機(jī)座艙控制面板到電子控制器間的接口，檢測座艙指令和顯示信號(hào)的正確性；③對渦輪動(dòng)力裝置控制品質(zhì)進(jìn)行檢測；④對故障信號(hào)進(jìn)行檢測；⑤仿真過程的曲線與數(shù)據(jù)顯示。

根據(jù)圖4中的仿真數(shù)學(xué)模型圖，采用模擬運(yùn)算放大器作為仿真運(yùn)算器件，通過信號(hào)電子變換技術(shù)將表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)和渦輪動(dòng)力裝置的模擬電壓變換成控制器的接口信號(hào)[5，6]。電子仿真試驗(yàn)器的模擬電路主要包括空氣控制閥模塊、化學(xué)燃料控制閥模塊、燃?xì)獍l(fā)生器模塊、渦輪動(dòng)力裝置模塊和轉(zhuǎn)速傳感器及位置傳感器模塊等。

仿真試驗(yàn)器的電路原理簡化圖如圖5所示：其中試驗(yàn)器的I/V模塊由運(yùn)放U1、二極管D1、D2及相關(guān)阻容元件構(gòu)成；空氣閥模塊由運(yùn)放U2及其外圍電路構(gòu)成一個(gè)超前滯后環(huán)節(jié)來模擬其特性；蝶閥模塊由運(yùn)放U3構(gòu)成的跟隨器及電位器WB模擬其特性，通過手動(dòng)調(diào)節(jié)WB可以模擬蝶閥開度的大?。蝗剂峡刂崎y模塊由圖中的三極管BG1、IC1B及其周圍的電阻表示，其中兩個(gè)閥門通過與門IC1A實(shí)現(xiàn)串聯(lián)效應(yīng)；動(dòng)力渦輪由運(yùn)放U10及外圍元件構(gòu)成的一階慣性環(huán)節(jié)表示；轉(zhuǎn)速傳感器的模塊是一個(gè)電壓-頻率轉(zhuǎn)換電路，由圖中的U15、U16、U17A等實(shí)現(xiàn)；位置傳感器的數(shù)學(xué)模型是一個(gè)比例環(huán)節(jié)，但為了保證其輸出信號(hào)的質(zhì)量，在設(shè)計(jì)電路時(shí)加上濾波環(huán)節(jié)對其高頻干擾進(jìn)行濾波，即由圖上的U4、U5及外圍元件表示。其中電路圖上的開關(guān)SF、PVF分別用來模擬一級(jí)轉(zhuǎn)速傳感器故障和一級(jí)燃料控制閥故障。

圖5 電子仿真試驗(yàn)器電路原理簡圖Fig.5 Circuit diagram of electronic simulation tester

5 測試與試驗(yàn)結(jié)果

為保證電子仿真試驗(yàn)器對電子控制器進(jìn)行整機(jī)檢測的有效性，本試驗(yàn)采用一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)的電子控制器與試驗(yàn)器構(gòu)成閉環(huán)仿真回路進(jìn)行試驗(yàn)，分別對渦輪動(dòng)力裝置的空氣模式、燃料模式和空氣燃料混合模式進(jìn)行仿真。

空氣模式的仿真結(jié)果如圖6所示。從圖上可見，空氣模式起動(dòng)時(shí)蝶閥位置先開到最大值，使空氣流量立即加到最大以保證系統(tǒng)在3 s內(nèi)完成起動(dòng)過程，使渦輪轉(zhuǎn)速到達(dá)100%的額定值，圖中的19～21 s為起動(dòng)過程。仿真試驗(yàn)中還模擬了負(fù)載變化的過程，當(dāng)負(fù)載功率增大時(shí)，空氣流量逐漸增大以維持渦輪轉(zhuǎn)速。

圖6 空氣模式仿真曲線Fig.6 Simulation curves of the air mode

圖7為燃料模式的仿真結(jié)果。燃料模式起動(dòng)時(shí)，一級(jí)燃料控制閥完全打開使燃油流量達(dá)到最大，使得系統(tǒng)盡快達(dá)到額定轉(zhuǎn)速。圖中的7.3～10 s為起動(dòng)過程。從10 s以后由一級(jí)燃料控制閥控制一級(jí)燃料回路工作，在22 s手動(dòng)模擬一級(jí)轉(zhuǎn)速傳感器故障，這時(shí)一級(jí)燃料回路無法正常工作，于是控制器自動(dòng)將停止一級(jí)燃料控制閥工作，切換到二級(jí)燃料回路，由二級(jí)燃料控制閥開始進(jìn)行“Bang-Bang”控制，從而保證渦輪轉(zhuǎn)速不變。

圖7 燃料模式仿真曲線Fig.7 Simulation curves of the fuel mode

圖8曲線表示仿真系統(tǒng)在自動(dòng)方式起動(dòng)下的一段工作過程，完成起動(dòng)后系統(tǒng)先后經(jīng)歷了空氣充足、空氣不足以及完全無空氣三個(gè)階段。圖中的C段為混合模式工作，在24.5 s時(shí)刻空氣流量開始減少，一級(jí)燃料控制閥的開關(guān)頻率便增大從而維持渦輪轉(zhuǎn)速恒定。從上述三種仿真試驗(yàn)結(jié)果可見，閉環(huán)仿真試驗(yàn)器能很好地模擬渦輪動(dòng)力裝置的起動(dòng)過程和控制邏輯過程。

圖8 混合模式仿真曲線Fig.8 Simulation curve of mixed-mode

6 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種渦輪動(dòng)力裝置的電子閉環(huán)仿真試驗(yàn)器，該仿真試驗(yàn)器可用于電子控制器的調(diào)節(jié)與測試。仿真結(jié)果表明，利用該電子閉環(huán)仿真試驗(yàn)器能較好地模擬渦輪動(dòng)力裝置系統(tǒng)的實(shí)際工況，其曲線走向趨勢與實(shí)際臺(tái)架試車的情況基本一致，在功能和置信度上都滿足了渦輪動(dòng)力裝置電子控制器整機(jī)檢測的需要；為渦輪動(dòng)力裝置電子控制器的調(diào)試和檢測提供了一種簡便、有效的途徑，且能顯著降低試驗(yàn)成本和危險(xiǎn)性。

[1]彭澤琰，廉小純.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，2000.

[2]Koerner M.Recent Developments in Aircraft Emergency Power[R].AIAA 2000-2802，2000.

[3]王 曦.渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2004，30(3)：36—39.

[4]趙 琳，樊 丁，陜微微.單軸航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型辨識(shí)[J].推進(jìn)技術(shù)，2008，29(6)：733—736.

[5]譚志偉.航空電子控制器檢測應(yīng)用技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，1999.

[6]李永敏.檢測儀器電子電路[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1994.