航空發(fā)動機主燃油執(zhí)行機構(gòu)容錯控制

王 松，高亞輝，高 峰，段紹棟，王建鋒

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

0 引言

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)任何部件的故障都可能對發(fā)動機的安全造成危害，因此必須提高控制系統(tǒng)的可靠性[1]。容錯控制是提高系統(tǒng)可靠性和安全性的一種有效途徑，是保證系統(tǒng)安全的最后一道防線[2-3]。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)中的傳感器工作環(huán)境惡劣，是控制系統(tǒng)中的可靠性薄弱環(huán)節(jié)之一。受到發(fā)動機體積和質(zhì)量的限制，傳感器不能采用大量的硬件余度，因此需要研究軟件容錯控制算法，以保證在傳感器出現(xiàn)故障時仍能安全控制發(fā)動機[4-6]。當1 個傳感器或多個傳感器出現(xiàn)故障時，通過1 個故障調(diào)整邏輯改變調(diào)節(jié)計劃，使用非故障傳感器繼續(xù)控制發(fā)動機，允許控制系統(tǒng)的性能有所降低，但能保證發(fā)動機的安全[2]。

中國學者近年來針對智能容錯控制技術(shù)開展了一系列研究，包括模糊理論、自適應理論和神經(jīng)網(wǎng)絡理論等[7-9]，基于機載實時模型的故障重構(gòu)技術(shù)也取得了一些成果[1,10,11]，但考慮到發(fā)動機的工作特性與算法的適應性等問題，這些方法還停留在理論研究層面，與在工程中應用還存在一定的差距。王松等[2]對噴口分油活門位移傳感器故障后的容錯控制方法進行了研究，驗證了通過調(diào)整控制結(jié)構(gòu)進行容錯控制的可行性；蔣平國等[3]對主燃油計量活門位移傳感器故障后的容錯控制方法進行了研究，實現(xiàn)了在沒有位移反饋情況下的容錯控制，并進行了半物理模擬試驗驗證，但是未給出故障后全包線范圍內(nèi)的自適應控制方法。鑒于主燃油流量控制對發(fā)動機控制系統(tǒng)的重要性，有必要對主燃油執(zhí)行機構(gòu)容錯控制方法進行深入研究。

本文在分析了轉(zhuǎn)速自適應控制原理的基礎上，提出了基于零極點配置原理的主燃油執(zhí)行機構(gòu)容錯控制方法，根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制計劃與實測轉(zhuǎn)速之間的誤差對主燃油控制電液伺服閥電流進行閉環(huán)運算，并運用零極點配置原理將控制參數(shù)與轉(zhuǎn)速自適應控制相融合，參數(shù)在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動機狀態(tài)變化自適應調(diào)整。通過主燃油計量活門位移故障的容錯控制試驗，對本文提出的主燃油執(zhí)行機構(gòu)容錯方法進行試驗驗證。

1 轉(zhuǎn)速自適應控制

航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)正常轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制原理如圖1 所示。圖中，N2DEM為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速期望值；N2為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速反饋值；eN2為轉(zhuǎn)速閉環(huán)誤差；WFDEM為主燃油流量期望值；WF為實際主燃油流量；LWFDEM為計量活門位移期望值；LWF為計量活門位移反饋值；eLWF為計量活門位移閉環(huán)誤差；IWF為電液伺服閥驅(qū)動電流?？刂破鞑捎么须p回路PID 控制，外閉環(huán)是高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制環(huán)，小閉環(huán)是主燃油計量活門位移控制環(huán)。外閉環(huán)（轉(zhuǎn)速閉環(huán)）控制器根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制回路閉環(huán)運算當前供往航空發(fā)動機主燃燒室的燃油流量期望值，并轉(zhuǎn)化為主燃油伺服小閉環(huán)控制回路計量活門位移期望值，主燃油伺服小閉環(huán)控制器根據(jù)計量活門位移期望值與反饋值通過閉環(huán)運算得到執(zhí)行機構(gòu)電液伺服閥驅(qū)動電流，執(zhí)行機構(gòu)在電液伺服閥的驅(qū)動下，計量出供給到航空發(fā)動機主燃燒室的燃油流量[12-13]。

圖1 正常轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制原理

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)無故障時的控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)如圖2所示[14]。的控制參數(shù)式中：P0= 101.325Pa；T0= 288.15K；Kp0和Ti0為標準狀態(tài)下的控制參數(shù)。

圖2 正常轉(zhuǎn)速控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)

2 容錯控制方法

當主燃油計量活門位移發(fā)生故障后，圖1中小閉環(huán)回路無法形成閉環(huán)，為了繼續(xù)進行轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制，可以改變控制算法進入另一種控制模式，直接根據(jù)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制計劃與實測轉(zhuǎn)速之間的誤差，對執(zhí)行機構(gòu)電液伺服閥的驅(qū)動電流進行閉環(huán)運算，控制液壓執(zhí)行機構(gòu)計量出供給航空發(fā)動機主燃燒室的燃油流量[12]。

圖3 容錯控制回路主要環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)

式中：Kac為液壓執(zhí)行機構(gòu)特性，在全包線范圍內(nèi)保持一致，不需要進行高空修正；Ke和Te為發(fā)動機特性，在全包線范圍內(nèi)具有相似換算特性，需要對其進行高空修正。

與正常轉(zhuǎn)速控制的控制參數(shù)對比，即式（9）、（10）與式（2）、（3）對比有

從式（11）、（12）中可見，在正常轉(zhuǎn)速控制參數(shù)的基礎上，只需要獲得Kac便可得到容錯控制器的控制參數(shù)KPI和Tdi，并且此控制參數(shù)根據(jù)相似原理在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動機參數(shù)變化在線調(diào)整，具有良好的自適應性。另外，對于發(fā)動機和執(zhí)行機構(gòu)個體之間的差異，只會對發(fā)動機簡化模型中的Ke和Te或執(zhí)行機構(gòu)的Kac產(chǎn)生影響，只需要對這些參數(shù)進行適當調(diào)整即可適用。

3 試驗驗證

基于以上容錯控制方法，在某型航空發(fā)動機全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗臺進行試驗驗證。某型航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗原理如圖4 所示。圖中，EEC 為真實的數(shù)字電子控制器（Electronic Engine Controller，EEC）；控制對象為發(fā)動機模型機；主泵控制裝置、加力噴口控制裝置、泵、導葉作動器、流量計、傳感器等均為真實試驗部件；電機用來給燃油泵提供動力，同時模擬發(fā)動機的轉(zhuǎn)速信號；溫度模擬電路和壓力模擬電路通過電電轉(zhuǎn)換分別模擬航空發(fā)動機壓力信號和溫度信號。

圖4 某型航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)半物理模擬試驗原理

基于零極點配置原理的容錯控制方法的實施過程主要包括如下4個步驟：

（1）在全數(shù)字仿真平臺上對發(fā)動機模型進行辨識，獲取各典型轉(zhuǎn)速點對應的發(fā)動機模型參數(shù)Ke和Te；

（2）根據(jù)小閉環(huán)試驗數(shù)據(jù)辨識得到各典型轉(zhuǎn)速點下的主燃油執(zhí)行機構(gòu)增益Kac；

（3）根據(jù)式（2）、（3）、（6）、（7）得到全包線范圍內(nèi)正常轉(zhuǎn)速控制各典型轉(zhuǎn)速點的控制參數(shù)Kp和Ti；

（4）根據(jù)式（11）、（12）得到全包線范圍內(nèi)的容錯控制各典型轉(zhuǎn)速點的控制參數(shù)KpI和Td I，并將其寫入控制器的FLASH存儲器中。

起動發(fā)動機模型至慢車狀態(tài)，通過故障模擬裝置模擬主燃油計量活門位移故障，分別進行正常轉(zhuǎn)速控制和容錯控制的穩(wěn)態(tài)及加減速試驗（從正常狀態(tài)切換至故障狀態(tài)時，高壓壓氣機轉(zhuǎn)速產(chǎn)生大約1%的擾動，調(diào)整時間約為1 s，由于擾動量和擾動時間相對較小，對發(fā)動機的影響幾乎可以忽略）。在無故障條件下和在計量活門位移傳感器出現(xiàn)故障條件下發(fā)動機的加減速試驗曲線如圖5 所示，性能數(shù)據(jù)見表1。圖中，N1為低壓轉(zhuǎn)子相對物理轉(zhuǎn)速，N2為高壓轉(zhuǎn)子相對物理轉(zhuǎn)速，PLA為油門桿角度。從圖5 和表1 中可見，在無故障時的正?？刂坪陀泄收蠒r的容錯控制下，系統(tǒng)都是穩(wěn)定的。無故障時N2穩(wěn)態(tài)波動量為±0.08%，有故障時N2穩(wěn)態(tài)波動量有所增加，但保持在±0.15%以內(nèi)，在發(fā)動機允許范圍之內(nèi)。無故障時加減速的N2超調(diào)量為0.31%，N2下降量為0.36%；有故障時N2超調(diào)量和下降量有所增加，但增加量不大，都在可接受范圍內(nèi)。在全包線的各典型包線點上也進行了驗證，在H=0 km、Ma=0.8 和H=11 km、Ma=0.8 包線點下容錯控制加減速曲線分別如圖6（a）、（b）所示。從圖中可見，上述控制方法在全包線范圍內(nèi)都是適用的，控制性能參數(shù)與標準狀況下的接近。另外，在全數(shù)字仿真平臺上對該容錯方法也進行了全包線范圍內(nèi)的仿真驗證，其結(jié)果與半物理模擬試驗結(jié)果接近，進一步驗證了該方法的可行性。

圖5 在不同條件下發(fā)動機的加減速曲線

表1 試驗結(jié)果

圖6 不同包線點下容錯控制加減速曲線

此外，在主燃油計量活門位移傳感器出現(xiàn)故障時還可以使用另一種容錯控制方法，即采用傳感器模型計算值代替真實傳感器反饋值繼續(xù)進行控制。但由于受電液伺服閥零偏等因素的影響，模型不可能與傳感器采集值完全一致，試驗已驗證采用這種方案不可行[3]。

4 結(jié)論

（1）在分析了轉(zhuǎn)速自適應控制原理的基礎上，提出了基于零極點配置原理的主燃油執(zhí)行機構(gòu)容錯控制方法，已經(jīng)通過半物理模擬試驗驗證，保證控制系統(tǒng)具有較強的穩(wěn)態(tài)性能和動態(tài)性能。采用該控制方法后能保證N2穩(wěn)態(tài)波動量在±0.15%以內(nèi)，加減速的N2超調(diào)量和下降量分別在0.63%和0.61%以下，都在可接受范圍內(nèi)。

（2）這種控制方法的創(chuàng)新點在于將執(zhí)行機構(gòu)模型進行簡化，調(diào)整控制器形式，運用零極點配置原理得到具有明確物理意義的控制參數(shù)，而且將控制參數(shù)與正常轉(zhuǎn)速自適應控制的控制參數(shù)相融合，控制參數(shù)根據(jù)相似原理在全包線范圍內(nèi)隨發(fā)動機參數(shù)變化在線調(diào)整，具有良好的自適應性，且實施方便，對提高航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)的工作可靠性具有重要作用。