渦扇發(fā)動機(jī)的性能退化控制與推力確定分析

范凱

摘 ? 要：航空渦扇發(fā)動機(jī)是飛機(jī)主要動力供給模塊之一，航空渦扇發(fā)動機(jī)性能控制效果對飛機(jī)飛行品質(zhì)、可靠性造成了直接的影響。因此，本文以航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制為入手點(diǎn)，利用性能退化緩解控制技術(shù)，設(shè)計(jì)了航空渦扇發(fā)動機(jī)部件級模型，并對其進(jìn)行了仿真試驗(yàn)分析。

關(guān)鍵詞：渦扇發(fā)動機(jī) ?性能退化控制 ?推力

中圖分類號：V235.13 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-098X（2019）08（b）-0009-02

航空渦扇發(fā)動機(jī)是知識密集型高科技產(chǎn)品，在航空渦扇發(fā)動機(jī)研發(fā)、生產(chǎn)、制作過程中涉及了控制技術(shù)、工程熱力學(xué)、工程力學(xué)、計(jì)算機(jī)技術(shù)、電子技術(shù)、空氣動力學(xué)等多學(xué)科技術(shù)。但是在航空渦扇發(fā)動機(jī)運(yùn)行年限內(nèi)性能退化問題不可避免。航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化問題的出現(xiàn)，不僅加重了飛行員操作負(fù)擔(dān)，而且增加了航空渦扇發(fā)動機(jī)運(yùn)行風(fēng)險。因此，對航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化緩解控制技術(shù)進(jìn)行適當(dāng)分析具有非常重要的意義。

1 ?渦扇發(fā)動機(jī)性能退化緩解控制方法概述

航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化緩解控制（Performance Derioration Mitigation Control），其主要是在傳統(tǒng)控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，以系統(tǒng)自主性推力控制為目的設(shè)置的智能改進(jìn)控制架構(gòu)。一般來說，在航空渦扇發(fā)動機(jī)正常運(yùn)行過程中，油門桿角度及轉(zhuǎn)速、壓力比等被控制參數(shù)、推力間關(guān)系處于穩(wěn)定狀態(tài)。此時，可以根據(jù)PLA控制指令，確定油門桿對應(yīng)的推力參數(shù);而在航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化后，其油門桿、推力間對應(yīng)關(guān)系也會發(fā)生一定變化。這種情況下，就可以利用發(fā)動機(jī)性能退化緩解控制技術(shù)，根據(jù)前期推力參數(shù)變化，給予一定補(bǔ)償，調(diào)整油門桿、推力間關(guān)系，保證發(fā)動機(jī)穩(wěn)定運(yùn)行。

2 ?渦扇發(fā)動機(jī)的性能退化控制模型構(gòu)建及仿真分析

2.1 渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)變量模型構(gòu)建

由于航空渦扇發(fā)動機(jī)運(yùn)行年限內(nèi)性能退化多表現(xiàn)為多健康參數(shù)同時退化形式，因此，可采用復(fù)合擬合的方式，構(gòu)建航空渦扇發(fā)動機(jī)慢車以上狀態(tài)變量模型。通過航空渦扇發(fā)動機(jī)線性變參數(shù)模型建模，可以針對航空渦扇發(fā)動機(jī)從慢車到中間狀態(tài)整體運(yùn)行期限內(nèi)，構(gòu)建渦扇發(fā)動機(jī)自適應(yīng)模型，以獲得渦扇發(fā)動機(jī)性能退化估計(jì)數(shù)值，為渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制提供依據(jù)。

在基于發(fā)動機(jī)自適應(yīng)控制的狀態(tài)變量模型構(gòu)建過程中，首先可設(shè)定航空發(fā)動機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型為：X=f（x，m，r）;y=g（x，m，r）。

上述式子中，x、m、y分別為狀態(tài)量、控制量、輸出量。而r為航空渦扇發(fā)動機(jī)外界條件參數(shù)，如進(jìn)口溫度、馬赫數(shù)、高度等。在航空渦扇發(fā)動機(jī)飛行條件參數(shù)r處于穩(wěn)定狀態(tài)時，可選擇航空渦扇發(fā)動機(jī)任意一個穩(wěn)態(tài)點(diǎn)（x0，m0，r0），對非線性數(shù)學(xué)模型進(jìn)行分析。并設(shè)定狀態(tài)變量模型各變量范圍。其中狀態(tài)量x=[N1，N0]，其中N1為低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，N0為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速;控制量m=[W1，A0]T，W1為主燃油量，A0為尾噴管喉道面積;輸出量y=[N1，N0，T0，T1]T，其中T0為風(fēng)扇出口總溫度，T1為壓氣機(jī)出口總溫度。

2.2 渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)變量模型求解及精度驗(yàn)證

考慮到航空渦扇發(fā)動機(jī)在運(yùn)行期間各部件性能也會隨著時間推移發(fā)生退化。因此，可以航空渦扇發(fā)動機(jī)工作循環(huán)次數(shù)為輸出參數(shù)，以航空渦扇發(fā)動機(jī)健康參數(shù)退化量作為輸出參數(shù)。對航空渦扇發(fā)動機(jī)部件健康參數(shù)（初始健康參數(shù)為1）漸變退化過程進(jìn)行模擬分析。即在對渦扇發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速擾動獲得系數(shù)矩陣初猜值的基礎(chǔ)上，擾動航空渦扇發(fā)動機(jī)低壓轉(zhuǎn)速，可得到另一個系數(shù)矩陣初猜值。隨后設(shè)定擾動前渦扇發(fā)動機(jī)主燃油量功率、低壓轉(zhuǎn)速功率及高度功率、尾噴管喉道功率偏差均為0。則渦扇發(fā)動機(jī)元素a為渦扇發(fā)動機(jī)擾動前高壓轉(zhuǎn)速功率與擾動后高壓轉(zhuǎn)速功率相對偏差值[1]。

3 ?渦扇發(fā)動機(jī)的性能退化控制與推力確定

3.1 渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)變量模型改進(jìn)

考慮到航空渦扇發(fā)動機(jī)運(yùn)行階段性能退化控制較復(fù)雜，在渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)變量模型設(shè)置的基礎(chǔ)上，為確定渦扇發(fā)動機(jī)性能退化中推力變化，可增加一外環(huán)推力控制回路。新增設(shè)的外環(huán)推力控制回路主要包括轉(zhuǎn)速指令修整器、推力估值器、推力設(shè)定邏輯控制3個模塊。其中轉(zhuǎn)速指令修整器主要是根據(jù)推力誤差。其可在獲得恰當(dāng)?shù)霓D(zhuǎn)速修整指令后，促使航空渦扇發(fā)動機(jī)推力與設(shè)定推力相近;推力估值器主要是依據(jù)卡爾曼濾波技術(shù)，對推力進(jìn)行精準(zhǔn)估計(jì);推力設(shè)定邏輯，主要受航空渦扇發(fā)動機(jī)工作條件、退化程度影響。其可通過期望推力設(shè)定，在補(bǔ)償推力損失的基礎(chǔ)上，避免渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)入不安全狀態(tài)中。

3.2 渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)變量模型外環(huán)推力控制回路設(shè)計(jì)

通過調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速指令，促使渦扇發(fā)動機(jī)性能退化推力恢復(fù)至標(biāo)準(zhǔn)值，是渦扇發(fā)動機(jī)外環(huán)控制回路設(shè)置的根本目的。基于此，就需要控制渦扇發(fā)動機(jī)設(shè)定推力在未退化時標(biāo)準(zhǔn)推力以下。即選擇航空渦扇發(fā)動機(jī)安全可達(dá)范圍內(nèi)最小標(biāo)稱推力作為設(shè)定推力。同時考慮到渦扇發(fā)動機(jī)不同退化程度下最大安全推力變化。可以地面最大轉(zhuǎn)速為依據(jù)，將極限保護(hù)器低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速參數(shù)設(shè)定至極限程度下。

在具體操作過程中，可設(shè)定航空渦扇發(fā)動機(jī)退化階段壓氣機(jī)、渦輪流量、效率因子處于同等程度退化狀態(tài)。隨后利用單參數(shù)，對渦扇發(fā)動機(jī)退化程度進(jìn)行描述。最終得出地面環(huán)境中渦扇發(fā)動機(jī)退化程度、最大安全推力間關(guān)系如圖1所示。

如圖1所示，地面環(huán)境中航空渦扇發(fā)動機(jī)退化程度與最大安全推力成負(fù)相關(guān)。據(jù)此，可將渦扇發(fā)動機(jī)退化狀態(tài)控制模型中推力設(shè)定邏輯逐步拓展至全包線[2]。而在全包線推力設(shè)定邏輯中，馬赫數(shù)、飛行高度、退化程度是航空渦扇發(fā)動機(jī)最大安全推力主要決定因素。

3.3 渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制控制模型應(yīng)用

在航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制模型應(yīng)用前，可在MATLAB/Simulink仿真平臺中，對渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制系統(tǒng)可行性進(jìn)行仿真驗(yàn)證。為保證航空渦扇發(fā)動機(jī)模擬仿真精度，可在保證退化控制效果的前提下，盡可能增加退化速率，以便獲得更加全面的系統(tǒng)對退化的補(bǔ)償效果。本次仿真條件為渦輪發(fā)送機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速指令為90%，初始發(fā)動機(jī)為完全健康狀態(tài)。且在4.5～14.5s之間，壓氣機(jī)與渦輪流量、效率因素會發(fā)生線性退化。最終退化控制結(jié)果如圖2所示。

如圖2所示，應(yīng)用渦扇發(fā)動機(jī)退化控制模型后，在航空渦扇發(fā)動機(jī)退化控制中，通過增大低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，可以在一定程度上補(bǔ)償退化導(dǎo)致的推力損失。而隨著渦扇發(fā)動機(jī)退化程度的不斷加深，被保護(hù)參數(shù)也超出了極限數(shù)值，導(dǎo)致推力無法在安全限度內(nèi)達(dá)到標(biāo)稱值[3]。此時，退化控制系統(tǒng)可以降低低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速指令，保證各發(fā)動機(jī)部件穩(wěn)定運(yùn)行。

4 ?結(jié)語

綜上所述，在現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)數(shù)字控制技術(shù)發(fā)展背景下，新一代戰(zhàn)機(jī)對推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)動性、生存性、自主性、經(jīng)濟(jì)性也提出了更高的要求。這種情況下，相關(guān)人員應(yīng)以提高推進(jìn)系統(tǒng)退化控制自主性為目的。合理利用渦扇發(fā)動機(jī)性能退化緩解控制技術(shù)，進(jìn)一步完善航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化控制系統(tǒng)，以緩解航空渦扇發(fā)動機(jī)性能退化速率，減輕飛行員對推進(jìn)系統(tǒng)操作負(fù)擔(dān)。

參考文獻(xiàn)

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