航空發(fā)動機控制部件及系統(tǒng)工作特性建模與仿真研究

李趙依憶 姚圣杰 梁鎮(zhèn)釗 張堯

摘 要：論文設(shè)計了一種航空發(fā)動機各控制系統(tǒng)的仿真教學(xué)平臺，用于學(xué)習(xí)航空發(fā)動機的工作原理幾個部件之間的聯(lián)系，并驗證液壓機械式控制軟件和控制器設(shè)計的正確性，通過發(fā)動機控制參數(shù)的變化研究在不同條件發(fā)動機的工作性能和工作特性。研發(fā)航空發(fā)動機控制系統(tǒng)工作特性的仿真平臺，可以通過改變控制部件的工作參數(shù)來改變控制部件的工作特性，并針對所搭建的控制系統(tǒng)進行仿真分析，開發(fā)了一個通用的航空發(fā)動機及控制系統(tǒng)仿真平臺。該平臺界面友好，使用靈活，便于修改。最后在航空發(fā)動機控制部件及系統(tǒng)仿真教學(xué)平臺上進行了發(fā)動機穩(wěn)態(tài)和動態(tài)仿真，驗證了該平臺的有效性。

關(guān)鍵詞：發(fā)動機控制系統(tǒng) 模擬仿真 優(yōu)化設(shè)計

中圖分類號：V233.7 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2015）02（c）-0210-02

1 研究背景

研究目的：針對航空發(fā)動機控制部件進行實體建模，建立部件數(shù)據(jù)庫，包含部件的結(jié)構(gòu)參數(shù)與控制特性；并搭建控制系統(tǒng)工作特性的仿真平臺，能方便地組建控制系統(tǒng)與分析系統(tǒng)的工作特性，并對系統(tǒng)進行優(yōu)化設(shè)計，服務(wù)于教學(xué)實踐。

研究意義：航空發(fā)動機的發(fā)動機性能計算機仿真不僅能夠指導(dǎo)發(fā)動機設(shè)計、縮短研制周期、節(jié)約經(jīng)費，而且具有良好的可控性、可觀性、安全性、重復(fù)性和經(jīng)濟性等特點。建立合理、準(zhǔn)確的航空發(fā)動機工作過程的數(shù)學(xué)模型是發(fā)動機性能仿真的基礎(chǔ)，建立適合于各種仿真目的的發(fā)動機仿真模型是仿真試驗與分析的關(guān)鍵。

2 發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制系部件及系統(tǒng)

2.1 動態(tài)特性

根據(jù)航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)的工作原理，構(gòu)建轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)的原理圖。

當(dāng)系統(tǒng)的輸入量不變，只考慮干擾量時，系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為

2.2 穩(wěn)態(tài)特性

穩(wěn)態(tài)的誤差是控制系統(tǒng)準(zhǔn)確度的一種量度，是控制系統(tǒng)性能的一項重要指標(biāo)。在航空發(fā)動機控制系統(tǒng)中，由于發(fā)動機的外界條件經(jīng)常發(fā)生變化，系統(tǒng)要在頻繁的干擾輸入下工作，因此，對干擾恢復(fù)穩(wěn)定時，輸出量的給定值與實際值的偏差。但作為系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)性能分析，需要討論系統(tǒng)輸入和干擾輸入兩種情況。

主要根據(jù)終值定理：

假設(shè)系統(tǒng)的干擾輸入為零，即，誤差傳遞函數(shù)為

系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)為

系統(tǒng)對單位階躍輸入的穩(wěn)態(tài)誤差為零，對單位斜坡輸入的穩(wěn)態(tài)誤差為常數(shù)。

2.3 控制系統(tǒng)模型建立

使用AMESim對航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)系統(tǒng)建模仿真過程中，首先基于轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)器結(jié)構(gòu)原理圖，經(jīng)對原理圖及工作過程分析，確定對建模仿真具有重要作用的系統(tǒng)關(guān)鍵元件；其次，根據(jù)各元件特點將調(diào)節(jié)器主要元件分類為機械元件、液壓元件等；然后針對不同類別，對各元件采取相應(yīng)的建模方法分別進行建模；最后，再根據(jù)原理圖連接各關(guān)鍵元件，構(gòu)建調(diào)節(jié)器模型。建模過程的主導(dǎo)思想是力求為用戶提供元件盡可能多的輸入?yún)?shù)，并具有盡可能準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型[1]。

3 控制系統(tǒng)的優(yōu)化

對于控制系統(tǒng)的優(yōu)化，根據(jù)性能的指標(biāo)要求對系統(tǒng)性能的參數(shù)進行調(diào)整。其中，系統(tǒng)不可調(diào)整參數(shù)為油泵參數(shù)K3=1.0，K4=1.0；發(fā)動機參數(shù)TE=0.9s，KE=0.23[2]，見表1。

通過參數(shù)的調(diào)整得到不同的單位階躍響應(yīng)曲線、單位脈沖響應(yīng)曲線、系統(tǒng)的Bode圖以及系統(tǒng)根軌跡圖（見圖1），對在不同參數(shù)下的穩(wěn)定性、靈敏性、系統(tǒng)的開環(huán)頻率特性和閉環(huán)系統(tǒng)的時域響應(yīng)特性，進行分析，找到并得出最合適的控制參數(shù)。

發(fā)動機的動態(tài)特性隨發(fā)動機的工作狀態(tài)和飛行條件改變而改變。高空低速飛行并且發(fā)動機在低轉(zhuǎn)速狀態(tài)工作時，發(fā)動機的動態(tài)性能最差。因此，在完成設(shè)計狀態(tài)下的系統(tǒng)性能分析檢查后，必須在各種飛行條件下，對發(fā)動機的各種工作狀態(tài)進行系統(tǒng)仿真，并按性能指標(biāo)定量檢查仿真結(jié)果。若性能不滿足要求，應(yīng)重新調(diào)整參數(shù)值，直至滿足性能指標(biāo)要求為止。如果調(diào)整參數(shù)值仍不能達到要求，應(yīng)重新修改校正裝置結(jié)構(gòu)或重新設(shè)計。

4 發(fā)展的前景以及優(yōu)勢

目前研發(fā)的航空發(fā)動機控制部件及系統(tǒng)仿真教學(xué)平臺主要是針對單轉(zhuǎn)子噴氣式發(fā)動機的研究，對于目前新一代航空發(fā)動機采取的控制手段是電子控制技術(shù)，即全權(quán)限數(shù)字發(fā)動機控制器FADEC。數(shù)字電子控制器能夠進行復(fù)雜運算，實現(xiàn)更為復(fù)雜的控制規(guī)律，可以布置更多的發(fā)動機載傳感器，用于監(jiān)控發(fā)動機工作狀態(tài)并且能使發(fā)動機控制系統(tǒng)具備故障診斷和故障重構(gòu)能力，大大提高可靠性，實現(xiàn)發(fā)動機自適應(yīng)控制[3]。

5 結(jié)語

該文研究的主要內(nèi)容包括：首先，分析了航空發(fā)動機控制系統(tǒng)建模仿真技術(shù)的發(fā)展情況；其次，分析研究了液壓機械式發(fā)動機及其轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)的組成及工作原理，并對帶比例反饋的轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)的組成及工作原理進行了詳細的分析研究；再次，提出了基于AMESim的航空發(fā)動機燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)建模仿真研究方法；緊接著使用該建模方法對液壓機械式發(fā)動機轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)進行了建模；最后，對開環(huán)、閉環(huán)轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)性能分析研究，并對“軟參數(shù)”流量系數(shù)的計算及變化情況進行詳細的分析研究并得到單位階躍響應(yīng)曲線、單位脈沖響應(yīng)曲線、系統(tǒng)的Bode圖以及系統(tǒng)根軌跡圖。

該文所建立的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)仿真平臺，通用性強，使用靈活，利用此控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)各種發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)的仿真。在已研發(fā)的航空發(fā)動機控制部件及系統(tǒng)仿真教學(xué)平臺的基礎(chǔ)上進行完善、改進，將航空發(fā)動機電子控制技術(shù)引入進該仿真教學(xué)平臺去，拓展航空發(fā)動機控制部件及系統(tǒng)仿真教學(xué)平臺的應(yīng)用范圍，有利于更好地理解、學(xué)習(xí)航空發(fā)動機的工作原理。

參考文獻

[1] 陳宏亮.X_8航空發(fā)動機燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)建模仿真研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2006.

[2] 樊思齊.航空發(fā)動機控制[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2008.

[3] 王兢.軍用發(fā)動機控制系統(tǒng)技術(shù)分析及改進研究[J].國防科技，2014（3）：36-39，46.