李 楊

（海軍駐沈陽地區(qū)第二軍事代表室，沈陽110043）

0 引言

某型發(fā)動機在進行高空小表速試飛時，在高度11 km以上，表速小于500 km/h時出現(xiàn)轉(zhuǎn)速擺動的問題，此時發(fā)動機控制計劃為按照低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速通道限制值控制發(fā)動機最大工作狀態(tài)，n1擺動量超出了允許的擺動范圍，影響飛行安全[1]；按照高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2和排氣溫度T6限制通道控制發(fā)動機時，發(fā)動機工作穩(wěn)定，無參數(shù)擺動情況。國內(nèi)同系列原型發(fā)動機在相同的工作狀態(tài)點則無轉(zhuǎn)速擺動問題。

本文通過對發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制通道進行對比分析[2-4]，基于當前控制系統(tǒng)架構(gòu)和發(fā)動機起動加速性的特殊要求，提出低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制通道分段控制措施[5]。

1 低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速控制原理

當采用綜合電子調(diào)節(jié)器進行低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n1閉環(huán)控制時，控制回路由綜合電子調(diào)節(jié)器、S1占空比電磁閥、執(zhí)行活門、選擇活門、校正活塞、隨動活塞、計量活門、供油管路、發(fā)動機、轉(zhuǎn)速傳感器以及電纜組成。此時，被控量為n1轉(zhuǎn)速，控制量為主燃油流量。

其中綜合電子調(diào)節(jié)器負責根據(jù)發(fā)動機進口總溫T1信號設(shè)定n1轉(zhuǎn)速的限制值，根據(jù)n1傳感器的采集，生成n1限制值和反饋值的偏差信號，從而生成對應的電壓信號ΔU，并利用喘振壓差信號ΔPck對電壓信號進行微分補償，得到失調(diào)電壓ΔUppt，根據(jù)失調(diào)電壓計算S1占空比，輸出到主燃油泵調(diào)節(jié)器的S1占空比電磁閥，從而控制發(fā)動機供油量，實現(xiàn)按n1轉(zhuǎn)速控制發(fā)動機最大工作狀態(tài)的功能[8]，如圖1所示。

2 原因分析

在某型發(fā)動機研制初期地面起飛加速性攻關(guān)時發(fā)現(xiàn)，綜合電子調(diào)節(jié)器在發(fā)動機轉(zhuǎn)速85%時開始限制供油，從而降低了發(fā)動機加速性能。為適應發(fā)動機地面起飛加速性要求，綜合電子調(diào)節(jié)器低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n1通道的超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)k2變?。ㄒ姳?），從而減少加速過程中S1對加速油量的限制，提高發(fā)動機加速性。改進后，經(jīng)地面試驗和專項試車驗證，在發(fā)動機加速過程中92%轉(zhuǎn)速時開始限制供油，從而提高發(fā)動機加速性，滿足某型發(fā)動機地面加速性要求。

表1 n1超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)K2對比

但在高空小表速工作條件下，由于發(fā)動機工作負載減小，系統(tǒng)閉環(huán)控制的穩(wěn)定裕度減小，導致在發(fā)動機高空小表速條件下工作時，易出現(xiàn)n1轉(zhuǎn)速擺動問題[9-10]。

3 建立數(shù)學模型

發(fā)動機轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制系統(tǒng)有3個環(huán)節(jié)：控制器（綜合電子調(diào)節(jié)器）、執(zhí)行機構(gòu)（主燃油泵調(diào)節(jié)器）、被控對象（發(fā)動機），如圖2所示。

圖2 n1控制回路仿真原理

根據(jù)n1控制回路各環(huán)節(jié)的功能，將其劃分為6個模塊，基于AMESIM仿真軟件分別進行建模和仿真驗證[11-15]，并集成整個n1控制回路模型，如圖3所示。

圖3 n1控制回路仿真模型

4 基于AMESIM的仿真分析

低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n1程序電路中超前環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)表達式為

式中：K為增益系數(shù)；T為時間常數(shù)；S為復數(shù)的自變量。

發(fā)動機的綜合電子調(diào)節(jié)器中K、T的計算公式為

式中：q為占空比信號，由喘振壓差信號ΔPck插值得到。

原型發(fā)動機的綜合電子調(diào)節(jié)器中K、T為

全包線范圍內(nèi)的喘振壓差信號的變化規(guī)律如圖4所示。

在高度為11 km、表速為300 km/h的飛行狀態(tài)點，喘振壓差信號ΔPck根據(jù)圖4插值，再分別將某型和原型綜合電子調(diào)節(jié)器中K、T系數(shù)代入仿真模型，運算轉(zhuǎn)速結(jié)果如圖5、6所示。從仿真分析過程及結(jié)果來看，修改n1超前環(huán)節(jié)，使超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)為原型的狀態(tài)，可以解決某發(fā)動機高空小表速轉(zhuǎn)速擺動問題[16]。

圖4 中間狀態(tài)喘振壓差信號全包線變化規(guī)律

圖5 某型發(fā)動機n1轉(zhuǎn)速控制輸出仿真結(jié)果

圖6 原型發(fā)動機n1轉(zhuǎn)速控制輸出仿真結(jié)果

5 半物理試驗

在半物理試驗器上，對發(fā)動機進行n1控制回路的大閉環(huán)仿真試驗[17]。引出綜合電子調(diào)節(jié)器的k2的調(diào)整點，連接外部電阻箱，調(diào)整k2利用真實的發(fā)動機數(shù)學模型和完全真實的控制系統(tǒng)，進行高空左邊界驗證。

半物理模擬試驗成功復現(xiàn)發(fā)動機在高度為11 km，表速為300 km/h飛行狀態(tài)點處參數(shù)擺動現(xiàn)象，而引入原型狀態(tài)的超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)后，擺動消除。試驗結(jié)果如圖7、8所示。

圖7 原型發(fā)動機半物理試驗n1擺動情況（擺幅為±0.2%）

圖8 某型發(fā)動機半物理試驗n1擺動情況（擺幅為±2.2%）

6 改進措施及驗證

在保證發(fā)動機高空小表速飛行狀態(tài)穩(wěn)定的同時兼顧發(fā)動機地面加速性，使用當前系統(tǒng)防喘聯(lián)鎖的高度信號，對n1超前環(huán)節(jié)進行分段控制，低空及地面保留當前超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)，不影響發(fā)動機地面起動加速性；高空使用原型發(fā)動機超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)，可提高發(fā)動機高空工作穩(wěn)定性。

針對上述改進措施開展并通過如下驗證：

（1）地面加速性驗證。進行大油門特性、小油門特性、全程加速和半程加速等相關(guān)加速功能檢查，加速性能滿足發(fā)動機地面使用要求；

（2）高空臺模擬驗證。在轉(zhuǎn)速擺動工作點驗證改進措施有效性和控制率轉(zhuǎn)換的穩(wěn)定性，試驗項目包括在高度為11 km、表速為300 km/h飛行狀態(tài)點加力通斷和穩(wěn)定工作試驗、n1控制通道的放大系數(shù)轉(zhuǎn)換專項試驗，發(fā)動機均能穩(wěn)定可靠地工作，無轉(zhuǎn)速擺動現(xiàn)象；

（3）試飛驗證。落實改進措施的發(fā)動機在高度為11 km、表速為300 km/h飛行狀態(tài)點，在訓練狀態(tài)和作戰(zhàn)狀態(tài)模式下，處于中間狀態(tài)和加力狀態(tài)時均工作正常，未出現(xiàn)參數(shù)擺動現(xiàn)象。

7 結(jié)束語

通過對比分析，以及數(shù)值仿真、半物理試驗、高空臺模擬、試飛驗證，采取“按高度分段控制n1超前環(huán)節(jié)比例系數(shù)”的改進措施，既保證了發(fā)動機高空小表速飛行狀態(tài)穩(wěn)定性，同時兼顧了發(fā)動機地面加速性和發(fā)動機研制進度。首次采用的分段控制策略可在同類發(fā)動機或同類問題中進行借鑒和應用。