雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)化控制研究

趙 軍，付堯明，唐慶如，陳淑仙

(中國(guó)民航飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307)

雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)化控制研究

趙 軍，付堯明，唐慶如，陳淑仙

(中國(guó)民航飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的控制規(guī)律作用巨大，它決定了發(fā)動(dòng)機(jī)能否獲得設(shè)定的穩(wěn)態(tài)工作下性能指標(biāo)，同時(shí)保證工作過(guò)程中的壓氣機(jī)和渦輪的氣動(dòng)穩(wěn)定性;雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)化控制的目的就是有效地挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)的使用潛力;研究方法采用部件特性法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)建模，并針對(duì)某雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)模型進(jìn)行三種不同穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律下的仿真，得到發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的不同變化趨勢(shì)，并對(duì)其進(jìn)行了詳細(xì)的分析;結(jié)果表明：保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變的情況下，隨著壓氣機(jī)進(jìn)口總溫的增加，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升，渦輪前溫度升高，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加；保持渦輪前溫度不變的情況下，隨著壓氣機(jī)進(jìn)口總溫的升高，低壓壓氣機(jī)氣動(dòng)負(fù)荷變重，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速降低；高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速也下降，但是下降幅度很??；燃油流量增加；保持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變的情況下，隨著壓氣機(jī)進(jìn)口總溫的升高，燃油流量有一定的增加，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速有所降低；推力受多重因素的影響，推力值變化趨勢(shì)較為復(fù)雜。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；雙轉(zhuǎn)子；發(fā)動(dòng)機(jī)控制；控制規(guī)律

0 引言

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)國(guó)家重大專項(xiàng)的立項(xiàng)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)被列為國(guó)家“十三五”發(fā)展規(guī)劃百個(gè)重點(diǎn)發(fā)展項(xiàng)目的首位。而控制系統(tǒng)作為控制發(fā)動(dòng)機(jī)順利工作的“大腦”，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安全高效運(yùn)行有決定性作用[1]。強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，能夠發(fā)揮航空發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的最大性能潛力，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的服役時(shí)間，保障其整機(jī)安全[2-5]。

發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)條件下的控制規(guī)律應(yīng)遵循以下原則：在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷、物理負(fù)荷、穩(wěn)定可靠燃燒需要的混合油氣比限制和壓氣機(jī)、渦輪氣動(dòng)穩(wěn)定性限制條件下，耗油率應(yīng)盡可能低[7]。分析擾動(dòng)及飛行高度、飛行馬赫數(shù)、各部件性能退化等因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力及耗油率的影響，為可靠而經(jīng)濟(jì)地運(yùn)行發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)化出最好的穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律。公開(kāi)文獻(xiàn)中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律的對(duì)比研究較少，本文將以雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的三種穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律為對(duì)象進(jìn)行系統(tǒng)的研究。

為了研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)情況下的控制規(guī)律，必須有準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)仿真數(shù)學(xué)模型，以利用數(shù)學(xué)模型(或稱數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī))代替真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)作為研究對(duì)象進(jìn)行控制理論的研究，這樣不僅可以節(jié)約龐大的試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，還可以避免用真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行控制系統(tǒng)研究時(shí)可能會(huì)產(chǎn)生的各種意外，導(dǎo)致研制成本增加[8-10]。因此，建立精度高的發(fā)動(dòng)機(jī)仿真數(shù)學(xué)模型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制的優(yōu)化設(shè)計(jì)是非常重要的[11]。

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)建模最常用的方法分為部件法建模和辨識(shí)法建模兩大類。其中部件法建模是根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)各部件之間的氣動(dòng)熱力學(xué)關(guān)系建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型。部件法建模具體處理思路為：將發(fā)動(dòng)機(jī)的各個(gè)部件作為單獨(dú)的子系統(tǒng)，每個(gè)子系統(tǒng)都有對(duì)應(yīng)的輸入?yún)?shù)和輸出參數(shù)，同時(shí)各個(gè)子系統(tǒng)之間通過(guò)壓力平衡、流量平衡及功率平衡三大基本原則連接在一起構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)系統(tǒng)[12-13]。需要說(shuō)明的是，采用部件法建立的準(zhǔn)一維模型是無(wú)法得到所有氣動(dòng)截面的參數(shù)的，但是部件法模型能夠得到關(guān)鍵氣動(dòng)截面的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，這對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析和動(dòng)態(tài)仿真均有著非常重大的意義。而辨識(shí)法建模則是將發(fā)動(dòng)機(jī)作為整個(gè)系統(tǒng)，不把關(guān)注力放在其內(nèi)部細(xì)節(jié)上，而是關(guān)注輸入和輸出的對(duì)應(yīng)關(guān)系，從而得到表征函數(shù)關(guān)系。

辨識(shí)法建模僅僅關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)的輸入和輸出參數(shù)，無(wú)法刻畫(huà)出模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)，但是其建模得到的發(fā)動(dòng)機(jī)模型簡(jiǎn)單且實(shí)時(shí)性好。具體建模實(shí)踐中，部件法建模要求大量的部件數(shù)據(jù)及各種工況下的特性曲線，辨識(shí)法建模則不需要各個(gè)部件的細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)，但是它需要大量的詳盡的試車數(shù)據(jù)，而這些特性曲線和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的初期都是難以獲取的。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)建模

部件級(jí)模型正常運(yùn)行，必須要有一定數(shù)量的初猜變量即初猜向量，然后求解相同數(shù)量的共同工作方程。對(duì)于雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)有6個(gè)初猜參數(shù)，分別為：低壓壓氣機(jī)壓比πLC、高壓壓氣機(jī)壓比πHC、高壓渦輪落壓比πHT、低壓渦輪落壓比πLT、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速nL和高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速nH。

要求解這6個(gè)初猜變量，需要6個(gè)共同工作方程。這6個(gè)共同工作方程是：

1)低壓壓氣機(jī)出口截面與高壓壓氣機(jī)進(jìn)口截面流量平衡方程；

在“干群一家親”活動(dòng)中，按照習(xí)近平總書(shū)記指出的“在新疆當(dāng)前這種特殊情況下，來(lái)來(lái)往往、說(shuō)說(shuō)唱唱、聚聚聊聊里面就有大政治”的要求，團(tuán)場(chǎng)每名黨員干部堅(jiān)持每?jī)蓚€(gè)月與結(jié)對(duì)認(rèn)親戶開(kāi)展一次見(jiàn)面交流活動(dòng)，每個(gè)月利用電話、微信、QQ等通信手段，做到常通話、常聊天、常談心。并結(jié)合認(rèn)親戶的家庭生活、就業(yè)、教育、思想狀況，有針對(duì)性地進(jìn)行幫扶，共為結(jié)對(duì)戶捐款11萬(wàn)元，捐物420件，解決就醫(yī)、就學(xué)、生產(chǎn)難題4588件，做到一次結(jié)親、終生結(jié)緣。

2)燃燒室出口截面與高壓渦輪進(jìn)口截面流量平衡方程；

3)高壓渦輪出口截面與低壓渦輪進(jìn)口截面流量平衡方程；

4)低壓渦輪出口截面與內(nèi)涵噴管出口截面流量平衡方程；

5)低壓渦輪輸出功率與外涵風(fēng)扇和低壓壓氣機(jī)功率消耗的功率平衡方程；

6)高壓渦輪輸出功率與高壓壓氣機(jī)功率消耗的功率平衡方程。

在發(fā)動(dòng)機(jī)仿真建模中按照各個(gè)部件的性能參數(shù)輸入模型中作為輸入?yún)?shù)，具體如下表1所示，同時(shí)壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪三大部件的性能特性曲線采用各個(gè)部件通用特性。具體實(shí)施中采用商用發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析Gasturb軟件，保證了數(shù)據(jù)的精度和結(jié)果的可信度。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)建模輸入?yún)?shù)

2 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能分析

采用設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算程序?qū)Πl(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如表2所示，從中可以看出，該發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管出口壓力偏大，在尾噴管內(nèi)部膨脹不足，造成推力損失，進(jìn)而導(dǎo)致耗油率偏大。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)

3 發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律選取及結(jié)果分析

由于雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的高低壓轉(zhuǎn)子之間沒(méi)有機(jī)械聯(lián)系，僅有氣動(dòng)聯(lián)系，所以可能的控制規(guī)律較多；發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力受下述三個(gè)條件的制約：1)高壓轉(zhuǎn)子容許的最大轉(zhuǎn)速；2)低壓轉(zhuǎn)子容許的最大轉(zhuǎn)速；3)高壓渦輪進(jìn)口燃?xì)鉁囟鹊淖畲笕菰S值。為了充分發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)的潛在性能，可以選擇NL,NH,T4作為被控參數(shù)，而如果發(fā)動(dòng)機(jī)上沒(méi)有其余可調(diào)幾何部件，那么控制量就只有燃油流量Qmf一個(gè)控制量，只能選擇一個(gè)被控參數(shù)隨飛行條件按給定規(guī)律變化?？刂埔?guī)律就是如下3種：

1)保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨進(jìn)口總溫不變；

2)保持渦輪前溫度隨進(jìn)口總溫不變；

3)保持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨進(jìn)口總溫不變；

在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)共同工作點(diǎn)計(jì)算中，分別選擇三種控制規(guī)律，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的速度高度特性計(jì)算，高度范圍從0～11 km，速度Ma范圍從0～1.5，對(duì)結(jié)果進(jìn)行分析。橫坐標(biāo)選取進(jìn)口總溫，縱坐標(biāo)選?。旱蛪恨D(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、渦輪前溫度、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率、燃油流量。

3.1 保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變

圖1給出了不同高度，不同速度下的低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化，其中橫坐標(biāo)是壓氣機(jī)進(jìn)口總溫T2，在同一高度層T2增加意味著飛行速度的增加；參變量是飛行高度，從0～11 km共分為10個(gè)高度層。圖1可以看出，施加的控制規(guī)律是發(fā)揮作用的，雖然進(jìn)口總溫在變化，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速保持不變。

隨著T2的增加，低壓壓氣機(jī)負(fù)荷加重，低壓轉(zhuǎn)子有轉(zhuǎn)速下降的趨勢(shì)，這時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器會(huì)增加向燃燒室的供油，燃燒室出口溫度增加，高壓渦輪功、低壓渦輪功均加大，增大后的低壓渦輪功和低壓壓氣機(jī)需求功達(dá)到新的平衡點(diǎn)，保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變，此時(shí)因高壓渦輪功的增大，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速增加，具體見(jiàn)圖2，圖3，圖4。在該過(guò)程中，空氣流量增加，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力增大，但增加速度低于燃油流量增加速度，所以燃油消耗率呈現(xiàn)增加趨勢(shì)，具體見(jiàn)圖5，圖6。

圖1 低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖2 高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖3 燃燒室出口溫度隨T2的變化

圖4 燃油流量隨T2的變化

圖5 凈推力隨T2的變化

圖6 燃油消耗率隨T2的變化

3.2 保持渦輪前溫度不變

圖7給出了低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化曲線，從中可以看出，隨著T2的增加，低壓壓氣機(jī)負(fù)荷加重，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降；同時(shí)隨著飛行速度的增加(本文研究中和T2增加是相互的)，空氣流量增加，為保持燃燒室出口溫度不變，燃油流量增加，圖8的曲線與理論分析相吻合。受渦輪前溫度不變的影響，單位流量下的高壓渦輪輸出功大體保持不變，而高壓壓氣機(jī)的需求功因進(jìn)口總溫增加而增加，所以高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速下降，但是下降幅度非常小，如圖9所示。需要說(shuō)明的是，圖9中后面上升階段的幾個(gè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)著低空超音速飛行狀態(tài)點(diǎn)，一般在飛行包線外。隨著飛行速度增加，空氣流量增加，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力增大，但增加速度低于燃油流量增加速度，所以燃油消耗率呈現(xiàn)增加趨勢(shì)，具體見(jiàn)圖10、圖11。

圖7 低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖8 燃油流量隨T2的變化

圖9 高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖10 凈推力隨T2的變化

圖11 燃油消耗率隨T2的變化

3.3 保持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變

圖12給出了高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化曲線，從中可以看出，控制規(guī)律發(fā)揮作用，高壓轉(zhuǎn)子的物理轉(zhuǎn)速保持恒定不變。因T2增加，低壓壓氣機(jī)負(fù)荷加重，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速有下降的趨勢(shì)，同時(shí)高壓轉(zhuǎn)子也有下降趨勢(shì)，這時(shí)控制器增加供油，具體見(jiàn)圖13，保持高壓渦輪的輸出功和高壓壓氣機(jī)的輸出功相一致，維持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變；但是此時(shí)低壓渦輪的輸出功和低壓壓氣機(jī)的輸出功不一致，低壓渦輪的功偏小，導(dǎo)致低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降，如圖14所示；控制器增加供油的結(jié)果導(dǎo)致燃燒室出口溫度增加，如圖15中所示。如前所述，我們觀察圖15的主流變化趨勢(shì)，飛行包線外的幾個(gè)低空超音速點(diǎn)不再討論。此時(shí)推力的變化較為復(fù)雜，呈現(xiàn)出先增加后降低的趨勢(shì)，如圖16所示，這是因?yàn)橥屏κ軒讉€(gè)因素的影響，而這些因素自身變化復(fù)雜，且影響系數(shù)復(fù)雜，導(dǎo)致最終的推力值也是非線性相互作用的結(jié)果。

圖12 高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖13 燃油流量隨T2的變化

圖14 低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速隨T2的變化

圖15 燃燒室出口溫度隨T2的變化

圖16 凈推力隨T2的變化

4 結(jié)論

本文采用部件特性法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)建模，并針對(duì)某雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)模型進(jìn)行三種不同穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律下的仿真，得到發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的不同變化趨勢(shì)，并對(duì)其進(jìn)行了詳細(xì)的分析。結(jié)果表明：

1)保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變的情況下，隨著T2的增加，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升，渦輪前溫度升高，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加；

2)保持渦輪前溫度不變的情況下，隨著T2的增加，低壓壓氣機(jī)負(fù)荷加重，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降；高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速也下降，但是下降幅度很小；燃油流量增加；

3)保持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變的情況下，隨著T2的增加，燃油流量增加；低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降；推力受多重因素的影響，推力值變化趨勢(shì)較為復(fù)雜。

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Study on Aerodynamic Performance Optimization Control of Double Rotor Turbojet Engine

Zhao Jun，F(xiàn)u Yaoming, Tang Qingru，Chen Shuxian

(Aviation Engineering Institute，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan 618307,China)

Whether the aero engine can obtain the steady state performance, at the same time ensure the stability of the working process, to a large extent, depends on the control law of the engine. The aerodynamic performance optimization control can effectively excavate the potential of the engine. Component characteristics method was adopted for static modeling of the engine, and conducts simulation of steady state under three different control laws for a twin rotor turbojet engine, gets change trend of different engine performance parameters, then detailed analysis was carried on. The results show that under control law of keep low pressure rotor speed unchanged, with the increase of compressor inlet total temperature, the speed of the high pressure rotor is increased, the temperature of turbine inlet is increased and the thrust of the engine is increased; Under control law of keep the temperature of turbine inlet unchanged, with the increase of compressor inlet total temperature, low pressure compressor load becomes heavier, the low pressure rotor speed is decreased, the high pressure rotor speed is also decreased, but the drop is very small, and the fuel flow rate increases; Under control law of keep high pressure rotor speed unchanged, with the increase of the total temperature of compressor inlet, the fuel flow rate increases, the low pressure rotor speed decreases, engine thrust is influenced by multiple factors, so the thrust value change trend is more complicated.

aero-engine; double rotor; engine control; control law

2017-03-21；

2017-04-13。

國(guó)家自然科學(xué)基金(51306201);四川省教育廳自然科學(xué)項(xiàng)目(16ZB0035);中國(guó)民用航空飛行學(xué)院科學(xué)研究基金(J2015-28) ;中國(guó)民用航空飛行學(xué)院科學(xué)研究重點(diǎn)基金(ZJ2016-01)。

趙 軍(1980-)，男，安徽淮北人，高級(jí)工程師，博士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷和控制研究。

1671-4598(2017)07-0110-05

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.07.028

V231.3

A