王 松，高亞輝，段紹棟，王建鋒，王振華

（中國(guó)航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

0 引言

尾噴管是發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，燃?xì)獍l(fā)生器排出的高壓燃?xì)馀蛎浖铀俸笸ㄟ^尾噴管排出發(fā)動(dòng)機(jī)，從而將燃?xì)獾目捎霉D(zhuǎn)化為動(dòng)能，給發(fā)動(dòng)機(jī)提供反作用力，從而產(chǎn)生推力。尾噴管喉道（噴口）面積控制系統(tǒng)同樣是發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的重要組成部分，通過改變尾噴管喉道面積，調(diào)節(jié)氣流在尾噴管和渦輪中膨脹比的分配，從而達(dá)到控制發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的目的[1-9]。

隨著飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能的不斷提升，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴口喉道面積的控制要求日趨提高。由控制簡(jiǎn)單的收斂噴口到控制收擴(kuò)噴口的喉道面積和擴(kuò)散段面積。隨著推力矢量噴口的發(fā)展，控制策略又由控制噴口面積發(fā)展到同時(shí)控制噴口面積和噴口轉(zhuǎn)向[10-11]。發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積控制一般采用閉環(huán)控制。有的發(fā)動(dòng)機(jī)采用低壓渦輪落壓比為常數(shù)的閉環(huán)控制，使得加力狀態(tài)時(shí)保持發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)狀態(tài)不變；也有的采用轉(zhuǎn)差（壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速N2和風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1之間具有期望的轉(zhuǎn)差）控制來保證工作過程中的氣動(dòng)穩(wěn)定性，提高工作效率，降低潛在的失速或喘振風(fēng)險(xiǎn)[12-15]。

本文以某型中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，采用等落壓比控制方法和轉(zhuǎn)差控制方法，利用臺(tái)架試驗(yàn)對(duì)比噴口控制并分析了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。

1 等落壓比控制方法

某型中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)等落壓比控制原理如圖1所示。其采用落壓比Pit為主控制計(jì)劃，通過落壓比PID調(diào)節(jié)器閉環(huán)運(yùn)算得到噴口控制給定，再經(jīng)過噴口伺服回路調(diào)節(jié)器運(yùn)算輸出電流控制噴口執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作，調(diào)節(jié)進(jìn)入噴口作動(dòng)筒有桿腔和無桿腔的燃油流量，控制噴口作動(dòng)筒位置，達(dá)到期望的噴口喉道面積。為了保證落壓比Pit不太小，控制系統(tǒng)需要限制噴口喉道面積不小于最小安全面積，在噴口控制中增加最小噴口限制線A8_lim限制。其中，為了保證噴口控制具有較快的響應(yīng)速度，通常噴口串級(jí)PID調(diào)節(jié)器的“內(nèi)環(huán)”及“外環(huán)”均采用位置式PID調(diào)節(jié)器?？刂茀?shù)選取需要綜合考慮穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)性能，工程中一般采用試湊法，由于外環(huán)（落壓比控制回路）受到發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的影響，通常需要在發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)中進(jìn)行調(diào)試，在每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)典型的壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速點(diǎn)獲取1組控制參數(shù)，即控制參數(shù)為壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速的函數(shù)；而內(nèi)環(huán)（噴口控制回路）主要與液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)有關(guān)，不受發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的影響，通常在半物理模擬試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行液壓伺服回路閉環(huán)試驗(yàn)時(shí)獲取1組控制參數(shù)即可。

圖1 噴口等落壓比控制原理

等落壓比控制計(jì)劃常用于大推力發(fā)動(dòng)機(jī)中，在加力狀態(tài)下保持發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)狀態(tài)不變，而中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)的落壓比Pit的范圍較窄，在常溫下發(fā)動(dòng)機(jī)從慢車狀態(tài)到中間狀態(tài)Pit的變化約為5.23～6.57，變化范圍約為1.34，因此控制變量落壓比Pit的分辨率很低，即Pit變化很小，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)就會(huì)變化很大，難以精確調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)。而且在該控制計(jì)劃下，節(jié)流狀態(tài)的落壓比期望值Pit_dem很難通過計(jì)算或者試驗(yàn)得到，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在節(jié)流狀態(tài)下噴口一直受到最小限制線A8_lim限制，只有在中間狀態(tài)下落壓比Pit才可能投入閉環(huán)控制。而中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)在節(jié)流狀態(tài)下的耗油率是有較高要求的，在節(jié)流狀態(tài)下噴口一直受到最小限制線A8_lim限制后，只能通過調(diào)整風(fēng)扇導(dǎo)葉角度控制計(jì)劃、壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度控制計(jì)劃或者壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速控制計(jì)劃調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)特性，但是調(diào)整這些控制計(jì)劃均難以有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗。

相比之下，大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)比中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)的落壓比Pit變化范圍寬很多，以某型大推力發(fā)動(dòng)機(jī)為例，從慢車狀態(tài)到中間狀態(tài)下Pit變化為3.8～10，變化范圍約為6.2，是該型中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)Pit變化范圍的4.63倍左右。因此，大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性對(duì)Pit的敏感性要強(qiáng)很多。由于裝機(jī)對(duì)象的不同，發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)在節(jié)流狀態(tài)下的性能要求也不同，中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)主要配裝殲擊機(jī)，機(jī)動(dòng)性要求較高，對(duì)在節(jié)流狀態(tài)下的噴口控制功能性能要求更為苛刻。

總之，以落壓比Pit為噴口控制的主控制計(jì)劃對(duì)中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)并不合適，還需要尋找1種更適合的噴口控制方法。

2 轉(zhuǎn)差控制方法

某型俄制中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口控制是以發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)差為主控制計(jì)劃，即通過控制風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1達(dá)到期望的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)差，來保證工作過程中的氣動(dòng)穩(wěn)定性，提高工作效率，降低潛在的失速或喘振風(fēng)險(xiǎn)。而從慢車狀態(tài)到中間狀態(tài)下風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1變化為40.7%～98.7%，變化范圍約為58%，因此控制變量風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1的分辨率很高，可以通過微調(diào)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1達(dá)到精確調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流狀態(tài)性能的目的。并且相關(guān)資料中明確提到轉(zhuǎn)差控制能夠降低發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率。轉(zhuǎn)差控制原理如圖2所示。從圖中可見，采用轉(zhuǎn)差控制為主控制計(jì)劃，通過轉(zhuǎn)差PID調(diào)節(jié)器閉環(huán)運(yùn)算得到噴口控制給定，再經(jīng)過噴口伺服回路調(diào)節(jié)器運(yùn)算輸出電流控制噴口執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作，調(diào)節(jié)進(jìn)入噴口作動(dòng)筒有桿腔和無桿腔的燃油流量，控制噴口作動(dòng)筒位置，達(dá)到期望的噴口喉道面積。另外，為了保證落壓比Pit范圍，在噴口控制中增加最小落壓比Pit_min、最大落壓比Pit_max、最小噴口限制線A8_lim限制。同理，串級(jí)PID調(diào)節(jié)器的“內(nèi)環(huán)”及“外環(huán)”均采用位置式PID調(diào)節(jié)器，保證噴口控制具有較快的響應(yīng)速度，此外，控制參數(shù)選取需要綜合考慮穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)性能。

圖2 噴口轉(zhuǎn)差控制原理

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

基于以上噴口控制方法，對(duì)某型中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，檢驗(yàn)2種控制方法在實(shí)際臺(tái)架試車中的效果。

噴口等落壓比控制和噴口轉(zhuǎn)差控制時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)曲線如圖3、4所示（圖中N2r為壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速，A8_dem為噴口面積，N1_dem為風(fēng)扇轉(zhuǎn)速期望值），采用落壓比控制和轉(zhuǎn)差控制的油耗對(duì)比如圖5所示。通過對(duì)比圖3、4可見，采用轉(zhuǎn)差控制后，由于從慢車狀態(tài)到中間狀態(tài)下N1變化范圍大，控制變量分辨率較高，能夠通過微調(diào)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1精確調(diào)整節(jié)流狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能，噴口能夠?qū)崿F(xiàn)全程風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1閉環(huán)控制，可以通過調(diào)整轉(zhuǎn)差控制計(jì)劃達(dá)到降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗的目的；而采用噴口落壓比控制時(shí)，節(jié)流狀態(tài)噴口一直被噴口最小限制線A8_lim限制，無法實(shí)現(xiàn)落壓比閉環(huán)控制，只有到達(dá)中間狀態(tài)后才能實(shí)現(xiàn)落壓比閉環(huán)控制，難以通過精確調(diào)整落壓比控制計(jì)劃來調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流狀態(tài)性能。從圖5中可見，采用噴口轉(zhuǎn)差控制后，發(fā)動(dòng)機(jī)油耗有明顯改善。

在全數(shù)字仿真平臺(tái)上，對(duì)全包線的各典型點(diǎn)也進(jìn)行驗(yàn)證，如圖6～8所示。從圖中可見，上述轉(zhuǎn)差控制方法在全包線也都適用，在全包線范圍內(nèi)系統(tǒng)都是穩(wěn)定的，均能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)控制性能的要求。

圖3 落壓比控制試驗(yàn)曲線

圖4 轉(zhuǎn)差控制試驗(yàn)曲線

圖5 2種控制方法節(jié)流至中間狀態(tài)耗油率對(duì)比

圖6 H=0 km、Ma=0全數(shù)字仿真試驗(yàn)曲線

圖7 H=0km、Ma=1.06全數(shù)字仿真試驗(yàn)曲線

另外，該轉(zhuǎn)差控制方法已隨某型中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了地面臺(tái)架試驗(yàn)、高空模擬試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，如圖9～11所示（圖中PLA為油門桿角度），性能數(shù)據(jù)見表1。通過對(duì)比圖9～11和表1可見，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速N1穩(wěn)態(tài)波動(dòng)量在0.13%以內(nèi)，N1超調(diào)量在1.5%內(nèi)，N1下掉量在1.7%內(nèi)，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速N2的各項(xiàng)指標(biāo)也在指標(biāo)范圍內(nèi)。因此，該方法能夠滿足中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴口控制的要求。

圖8 H=11km、Ma=0.8全數(shù)字仿真試驗(yàn)曲線

圖9 地面臺(tái)架試驗(yàn)曲線

圖10 H=9 km、Ma=0.8高空模擬試驗(yàn)曲線

圖11 飛行試驗(yàn)曲線

表1 試驗(yàn)結(jié)果

4 結(jié)束語

本文通過臺(tái)架試驗(yàn)對(duì)比分析，采用噴口等落壓比控制方法和噴口轉(zhuǎn)差控制方法對(duì)中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。2種控制方法的試驗(yàn)結(jié)果表明，噴口轉(zhuǎn)差控制方法更易于發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流狀態(tài)下性能的調(diào)整，發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率也有明顯降低，更適合作為中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口控制計(jì)劃。本文提出的噴口轉(zhuǎn)差控制方法完全適用于其他中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)，且實(shí)施方便、效果好，對(duì)提高中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能具有重要作用。