渦槳發(fā)動機軸臺試驗方法

張永飛，魏秀利，鄒植偉，楊建豐

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲 412002）

0 引言

與活塞發(fā)動機相比，渦槳發(fā)動機尺寸小、質(zhì)量輕、振動小、推進效率高、功率質(zhì)量比大；與渦扇發(fā)動機相比，其耗油率低、起飛推力大。因此渦槳發(fā)動機被廣泛用于運輸機、轟炸機和教練機等[1]。自1942年，英國研制出世界上第1臺渦槳發(fā)動機“曼巴（Memba）”開始，到目前，國外已成功研制出4 代渦槳發(fā)動機。20 世紀70 年代以前投產(chǎn)的第1 代渦槳發(fā)動機：Dart、PT6A 系列和TPE331 系列的早期型號、NK-4、AI-20 等；70 年代末80 年代初期研制的第2 代渦槳發(fā)動機：PW100系列早期型號、CT7-5和TPE331-14/15 等；90 年代以后投入使用的第3 代渦槳發(fā)動機：AE2100、TPE351-20 和PW150A；2011 年投產(chǎn)的第4代渦槳發(fā)動機TP400-D6[2]。

中國從1966 年初開始研制渦槳發(fā)動機，到現(xiàn)在主要研制出渦槳-6、渦槳-5、渦槳-9 系列發(fā)動機，其中渦槳-5 系列發(fā)動機已停產(chǎn)。根據(jù)國外渦槳發(fā)動機代際劃分標準[2]，渦槳-6、渦槳-9 系列發(fā)動機分屬第1、2 代渦槳發(fā)動機。與國外相比，中國在渦槳發(fā)動機研制方面還有很長的路要走。目前，中國已開啟第3代渦槳發(fā)動機的研制。

渦槳發(fā)動機在研制過程需要2種試車臺：一種是發(fā)動機+螺旋槳的試車臺，其工作模式與裝機狀態(tài)一致，稱為槳臺；另一種是用測功器代替螺旋槳的試車臺，用于精確測量發(fā)動機的輸出功率和扭矩，稱為軸臺[3]。

第1、2 代航空螺旋槳發(fā)動機的控制比較簡單，在不同狀態(tài)下其輸出軸轉(zhuǎn)速保持不變，或者導葉角度保持不變，通常采用測功器和發(fā)動機分開控制的方法，即測功器的控制模式為轉(zhuǎn)速或扭矩控制模式，在控制發(fā)動機變換狀態(tài)時只需要通過操縱桿控制發(fā)動機狀態(tài)以改變輸出功率即可。對于較先進渦槳發(fā)動機而言，在變換狀態(tài)時，螺旋槳的轉(zhuǎn)速、扭矩都需要根據(jù)發(fā)動機狀態(tài)的變化而改變，在裝機狀態(tài)下這些功能均由發(fā)動機電子控制器（Engine Electronic Control）、螺旋槳控制器（Propeller Electronic Control）和操縱桿來實現(xiàn)[3]。原有測功器和發(fā)動機獨立控制的方法無法滿足先進渦槳發(fā)動機的軸臺試驗。

為實現(xiàn)某渦槳發(fā)動機在軸臺與水力測功器相互匹配且穩(wěn)定運行，結(jié)合該發(fā)動機的控制方式和裝機工作狀態(tài)，對軸臺試驗提出新方法并進行了深入研究和試驗驗證。

1 某渦槳發(fā)動機工作原理

某渦槳發(fā)動機裝機狀態(tài)的控制系統(tǒng)由操縱桿、EEC 和PEC 組成，操縱桿包括狀態(tài)桿（Condition Level Actuator,CLA）和功率桿（Power Level Actuator,PLA），由飛行員操作，用于對EEC和PEC發(fā)送指令改變發(fā)動機狀態(tài)；EEC用于控制發(fā)動機的燃油流量、放氣調(diào)節(jié)活門和點火等，實現(xiàn)對發(fā)動機的狀態(tài)控制、監(jiān)控和保護[3]；PEC用于控制螺旋槳的槳葉角度，實現(xiàn)對螺旋槳的狀態(tài)控制、監(jiān)控和保護[3]。在發(fā)動機工作過程中，EEC和PEC進行雙向通訊，共同實現(xiàn)飛機動力系統(tǒng)（發(fā)動機+螺旋槳）的協(xié)調(diào)控制[4]，渦槳發(fā)動機軸臺工作原理如圖1所示。

圖1 某渦槳發(fā)動機軸臺工作原理

2 軸臺新增試驗設備

2.1 螺旋槳控制器模擬器

在軸臺，與渦槳發(fā)動機配合工作的是水力測功器，并非螺旋槳，在控制方面需裁剪螺旋槳控制系統(tǒng)，增加水力測功器的控制系統(tǒng)。因發(fā)動機與螺旋槳的控制系統(tǒng)間存在數(shù)據(jù)相互交聯(lián)，為保證發(fā)動機控制系統(tǒng)正常工作，裁剪螺旋槳控制系統(tǒng)、增加水力測功器的控制系統(tǒng)后，還須引入PEC 模擬器，由其模擬螺旋槳控制系統(tǒng)在發(fā)動機全部工作狀態(tài)下的工作狀態(tài)，為發(fā)動機控制系統(tǒng)匹配正確的交聯(lián)數(shù)據(jù)和工作環(huán)境。

PEC 模擬器主要由工控機、顯示器、接口調(diào)理電路和RS422 通訊模塊及電纜等組成。PEC 模擬器根據(jù)來自EEC 提供的發(fā)動機狀態(tài)和PLA 的信息以及車臺提供的CLA 信息計算出槳葉角度和轉(zhuǎn)速給定值，再通過槳葉角度計算、修正得到扭矩給定值，同時按照通訊協(xié)議將發(fā)動機控制系統(tǒng)所需的螺旋槳狀態(tài)參數(shù)全部發(fā)送至EEC，并將轉(zhuǎn)速/扭矩信號發(fā)送至車臺水力測功器，其工作原理如圖2所示。

圖2 PEC模擬器原理

2.2 測功器

發(fā)動機在軸臺試驗時，用水力測功器來吸收動力渦輪的輸出功率，通過控制水力測功器的進/出水門的開/關度來控制動力渦輪的輸出扭矩和轉(zhuǎn)速，使其與發(fā)動機工作時的狀態(tài)一致。根據(jù)發(fā)動機的輸出轉(zhuǎn)速、功率、扭矩選用低速相應水力測功器[6]。該測功器由控制器、測功器本體，液壓站組成[7]，其控制系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 測功器控制系統(tǒng)組成

從圖中可見，通過控制器將來自PEC模擬器的信號轉(zhuǎn)換為載荷指令，并發(fā)送給電動液壓伺服閥，由其根據(jù)指令調(diào)整進/出閥門開/關度，進而控制測功器的進出水量，以適應發(fā)動機的工作狀態(tài)，實現(xiàn)測功器與發(fā)動機實時協(xié)調(diào)匹配工作。

2.3 航電模擬器

發(fā)動機地面臺架試驗需要機載大氣數(shù)據(jù)計算機、發(fā)動機指示和空勤告警系統(tǒng)以及發(fā)動機監(jiān)控才能正常工作，為滿足以上需求須增加航電模擬器。在試驗中，航電模擬器與EEC 進行通訊，將來自車臺的操作指令通過ARINC429 總線發(fā)送至EEC；將來自EEC 的發(fā)動機參數(shù)、報警信號和故障信號進行實時顯示和保存，并將所有來自EEC的信號發(fā)送至車臺設備。

航電模擬器由工控機、顯示器、接口調(diào)理電路、ARINC429和RS422通訊模塊及電纜等組成[8]，其功能如圖4所示。

圖4 航電模擬器功能

從圖中可見，由數(shù)據(jù)處理單元（Data Processing Unit,DPU）將操作指令轉(zhuǎn)變?yōu)閿?shù)字格式傳遞給EEC，并將EEC 輸出的報警信號轉(zhuǎn)變?yōu)槟M信號傳遞給車臺顯示，記錄來自EEC 經(jīng)ARINC429 總線傳遞的數(shù)據(jù)；由大氣數(shù)據(jù)單元（Air Data Unit,ADU），其將大氣數(shù)據(jù)通過ARINC429 總線傳送給EEC；發(fā)動機監(jiān)控單元（Engine Monitor Unit,EMU）主要用于顯示和記錄EEC經(jīng)RS422傳送的發(fā)動機和螺旋槳工作參數(shù)和健康狀況。

3 軸臺試驗方法

該發(fā)動機在軸臺的試驗方法原理是由測扭器、測功器、飛輪、PEC 模擬器以及配套設備組成的功率吸收測量系統(tǒng)代替飛機螺旋槳系統(tǒng)。其中，采用測扭器對發(fā)動機輸出的扭矩進行測量，根據(jù)測得的扭矩和轉(zhuǎn)速計算出發(fā)動機的輸出功率[9]；測功器用于模擬螺旋槳的加載模式進行工作，并吸收發(fā)動機的功率；飛輪用于模擬螺旋槳轉(zhuǎn)動慣量。由電子控制系統(tǒng)根據(jù)功率需求調(diào)整燃油流量和放氣調(diào)節(jié)活門實現(xiàn)對發(fā)動機的狀態(tài)控制，同時根據(jù)傳感器信號實現(xiàn)對發(fā)動機狀態(tài)的監(jiān)測、限制和保護[10]，并將發(fā)動機運行數(shù)據(jù)和狀態(tài)信息實時傳送給航電模擬器以及與PEC 模擬器實現(xiàn)數(shù)據(jù)交換、協(xié)同工作，最終實現(xiàn)該渦槳發(fā)動機在軸臺順利運行，工作原理如圖5所示。

圖5 軸臺試驗方法原理

該發(fā)動機軸臺整機試驗的具體方法如下：

（1）操作員調(diào)節(jié)車臺操作系統(tǒng)的PLA 和CLA，車臺操作系統(tǒng)發(fā)出3 組信號分別至PEC 模擬器、EEC 和航電模擬器[11]。

（2）發(fā)送至PEC 模擬器的信號為CLA 角度等，PEC 模擬器將CLA 角度和EEC 提供的PLA 的角度轉(zhuǎn)換為對應的轉(zhuǎn)速/扭矩信號，并發(fā)送至水力測功器，由其根據(jù)指令調(diào)節(jié)進/出水閥門開/關度來調(diào)節(jié)水量，以匹配發(fā)動機的轉(zhuǎn)速/扭矩。

（3）發(fā)送至EEC 的信號為PLA 角度等，該信號經(jīng)處理后發(fā)送至發(fā)動機和PEC模擬器，發(fā)送至發(fā)動機的信號對發(fā)動機實施控制，調(diào)節(jié)其供油量、放氣調(diào)節(jié)活門等進而調(diào)節(jié)發(fā)動機的工作狀態(tài)；發(fā)動機輸出動力通過疊片聯(lián)軸器、測扭器傳給水力測功器，由其將發(fā)動機的機械能轉(zhuǎn)化為水的熱能，對其進行吸收和測量[7]。

（4）發(fā)送至航電模擬器的信號經(jīng)轉(zhuǎn)換后發(fā)送至車臺數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)[12]，進行顯示與存儲。

4 試驗驗證

該發(fā)動機裝機狀態(tài)的控制規(guī)律為地慢至空慢狀態(tài)采用恒扭矩控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，控制模式轉(zhuǎn)換點在空慢狀態(tài)上推最大狀態(tài)之間。現(xiàn)有渦槳、渦軸發(fā)動機在軸臺試驗時，其測功器的控制均為單一控制模式（恒扭矩控制、恒轉(zhuǎn)速控制或位置控制），無法滿足該渦槳發(fā)動機的軸臺試驗。該渦槳發(fā)動機需采用能實現(xiàn)多種控制模式自由切換的飛行模擬（Flight Simulation Mode）模式。在調(diào)試過程中發(fā)現(xiàn)，因水利測功器的工作特性，發(fā)動機從空慢狀態(tài)上推大狀態(tài)過程中，各參數(shù)在控制模式轉(zhuǎn)換點波動大，轉(zhuǎn)換時間長（約1 s），難以實現(xiàn)測功器控制與發(fā)動機控制良好匹配。

為解決以上問題，得出該渦槳發(fā)動機更適用于軸臺試驗的測功器控制規(guī)律：起動至地慢狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，地慢至空慢狀態(tài)用開環(huán)控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式。具體試驗驗證如下。

4.1 試驗要求

（1）在試驗過程中，控制模式切換時發(fā)動機各參數(shù)無擾動[13]；

（2）發(fā)動機在穩(wěn)態(tài)時參數(shù)波動小于±0.5%，瞬態(tài)波動小于±4.0%。

試驗按從低狀態(tài)到高狀態(tài)逐步增加[14]，先調(diào)穩(wěn)定狀態(tài)后再調(diào)加減速的原則進行[15]。

4.2 地慢、空慢狀態(tài)試驗

在試驗初期按該渦槳發(fā)動機裝機狀態(tài)控制規(guī)律調(diào)試，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機無法退出空慢狀態(tài)，停車后分析車臺通信，決定在下拉CLA 時增加“退出空慢”的指令發(fā)送至PEC 模擬器，再次試驗，發(fā)動機成功退出空慢狀態(tài)。

通過試驗多次驗證，得出該發(fā)動機在進水閥開度為X%時，地慢、空慢狀態(tài)NP轉(zhuǎn)速均能達到相應目標值，并穩(wěn)定運行，波動值均為±0.3%，與槳臺試驗參數(shù)及設計值對比情況見表1，試驗參數(shù)曲線如圖6所示。表中和圖中的參數(shù)均為無量綱化參數(shù)，其含義：θ0為大氣溫度；NH為發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)速；NP為發(fā)動機輸出轉(zhuǎn)速；MQ為發(fā)動機輸出扭矩；P為發(fā)動機輸出功率；Wf為燃油耗油量；Inlet、Outlet 分別表示測功器進/出水閥門開/關度。

表1 地慢、空慢狀態(tài)性能參數(shù)

圖6 發(fā)動機地慢、空慢狀態(tài)參數(shù)曲線

從表1 中可見，地慢狀態(tài)軸臺的試驗值與槳臺的基本相符，空慢狀態(tài)軸臺的狀態(tài)略低于槳臺的狀態(tài)（與測功器控制有關）。從圖6中可見，發(fā)動機在軸臺起動時測功器進水閥無波動，進水壓力波動范圍為±3.6%；地慢、空慢狀態(tài)工作穩(wěn)定，參數(shù)正常，狀態(tài)變換時超調(diào)量均小于±4.0%。

4.3 空慢以上狀態(tài)試驗

發(fā)動機從空慢上推大狀態(tài)過程中，在測功器控制模式轉(zhuǎn)換點，各參數(shù)波動大。試驗后經(jīng)多次研究討論、試驗驗證，將測功器控制模式改為：起動至地慢狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式，地慢至空慢狀態(tài)采用開環(huán)控制模式，空慢至最大狀態(tài)采用恒轉(zhuǎn)速控制模式。再次試驗，各參數(shù)波動正常并成功上推巡航、爬升、起飛、最大狀態(tài)，試驗參數(shù)見表2，上推最大狀態(tài)的試車曲線如圖7所示。

表2 發(fā)動機空慢以上大功率狀態(tài)性能參數(shù)

圖7 空慢—最大狀態(tài)過程各參數(shù)曲線

從表2 中可見，發(fā)動機各狀態(tài)軸臺的試驗值與設計值基本相符；從圖7 中可見，發(fā)動機從空慢上推至最大狀態(tài)過程中控制模式轉(zhuǎn)換時各參數(shù)變化正常，無波動、無超調(diào)現(xiàn)象；穩(wěn)態(tài)時參數(shù)波動小于±0.5%。

在試驗中，發(fā)動機在巡航、爬升、起飛、最大狀態(tài)間變換時Np震蕩，測功器無法穩(wěn)定工作，經(jīng)研究討論后將巡航以上狀態(tài)變換時PEC 模擬器的Np的給定由階躍值改為連續(xù)值。試驗驗證在巡航以上狀態(tài)變換時Np變化正常，發(fā)動機工作穩(wěn)定，各參數(shù)波動在允許范圍內(nèi)，其中NP波動值為±0.1%，滿足發(fā)動機試驗要求。

4.4 加減速試驗

在加減速試驗中，發(fā)動機加速過程存在Np超調(diào)量大的現(xiàn)象，經(jīng)多次調(diào)整測功器轉(zhuǎn)速模式的PID 參數(shù)和Rate Reset 值（調(diào)節(jié)測功器閥門的跟隨速度），使Np超調(diào)量大幅降低，直至滿足試驗要求，試驗結(jié)果見表3，空慢至最大狀態(tài)加速試車曲線如圖8、9所示。

表3 加減速調(diào)試結(jié)果

圖8 空慢至最大狀態(tài)1 s加速曲線1

圖9 空慢至最大狀態(tài)1 s加速曲線2

從表3和圖8、9中可見，在發(fā)動機加減速過程中，Np瞬態(tài)波動均小于±4.0%，各參數(shù)變化平穩(wěn)、響應迅速，無震蕩、卡滯現(xiàn)象，滿足試驗要求。

5 結(jié)論

（1）PEC 模擬器成功地取代了PEC，與測功器匹配良好；

（2）測功器的“飛行模擬”控制模式可滿足該渦槳發(fā)動機對多段輸出轉(zhuǎn)速控制的需求；

（3）該渦槳發(fā)動機軸臺試驗方法合理可行，實現(xiàn)了某渦槳發(fā)動機在軸臺與水力測功器的協(xié)同工作。