航空發動機矢量噴管控制系統試驗研究

孔 迪，曲 山

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

0 引言

推力矢量技術是當今國際競相研發的現代航空技術。較常規戰斗機而言，采用推力矢量技術的戰斗機能夠實現短距離起飛著陸，且具備過失速機動的能力，大幅提高了飛機的作戰效能和生存能力。軸對稱矢量噴管（AVEN）控制技術作為先進戰斗機的矢量控制技術之一，在保持軸對稱收/擴噴管基本結構和性能的基礎上，對局部結構做了適應性改進設計，輔以1套可單獨操縱噴管擴張矢量作動系統，可實現俯仰矢量偏轉和周向矢量偏轉，滿足飛機/發動機推力矢量控制的要求[1-4]。

本文基于配裝AVEN的發動機整機試車，選取典型發動機狀態點進行階躍輸入動態測試，研究了矢量噴管控制系統靜態和動態基本性能、控制系統油源壓力、流量對矢量系統性能的影響。

1 控制系統工作原理

矢量作動筒結構如圖1所示。矢量電子控制器通過控制互成120°的3個作動筒帶動調節環來提供俯仰或偏航所需矢量角。

圖1 矢量作動筒

1.1 控制邏輯

軸對稱矢量噴管控制的邏輯重點為2方面：一是在所有飛行狀態下，保證發動機正常工作，即非矢量控制；二是在不影響發動機工作條件下，實現推力矢量控制，即矢量控制[5-8]。

非矢量控制即根據發動機的相關參數和控制指令，按設定的噴管面積調節規律來調節A8（喉道噴管截面面積）和A9（矢量噴管截面面積），以保證發動機工作在最佳狀態。發動機電子控制器根據發動機相關參數和油門桿角度等控制指令，按照調節規律控制A8的大小。同時，矢量噴管根據A8的大小，按設定的非矢量狀態來匹配控制A9。

矢量控制在接收到矢量請求時，按設定的矢量規律控制噴管偏轉，實現矢量推力控制。

矢量控制需設置噴管應急控制系統。在接收到手動禁止矢量控制或電子控制器故障時，將噴管置于預先設定的應急狀態位置。

1.2 組成及原理

發動機矢量噴管控制系統由電子控制單元和液壓執行機構組成，通過數字式電液伺服控制系統，實現對噴管收/擴面積和轉向的控制[9-12]。

電子控制單元通過軟、硬件結合方式實現閉環控制。硬件主要包括上位計算機、網絡接口、矢量噴管電子控制器、傳感器、電液伺服閥、電接插件、開關和電纜等。

液壓執行機構主要由電液伺服閥、液壓鎖、線位移傳感器、分油活門、液壓作動筒以及油濾組成。液壓鎖與電液伺服閥聯動，可用于阻斷電液伺服閥故障，以接通應急控制油路[13-17]。

在正常情況下，矢量電子控制器接受矢量要求信號，通過軟件控制邏輯運算后，驅動電液伺服閥。伺服閥的油源是定壓油，其輸出的控制油壓作用在分油活門處，使分油活門移動，偏離穩態平衡位置，該位置通過位移傳感器反饋至矢量電子控制器，構成內控回路；分油活門位置發生變化，改變活門與襯套的相對位置即改變了分油活門控制窗面積，進而改變A9作動筒2腔壓力，使作動筒向需求方向移動。作動筒位移傳感器將位移反饋給矢量電子控制器，構成外控回路，直至A9的3個作動筒穩定在需求位置。

3個A9矢量作動筒在發動機筒體的同一圓周上均勻安裝，通過拉桿與A9調節環相連。噴管處在非矢量狀態時，矢量作動筒同步工作，噴管軸線與發動機軸線重合，起到噴管收/擴作用。噴管處在矢量狀態時，矢量作動筒按照矢量控制規律異步動作，通過調節環使擴張調節片繞喉道上的連接點產生不同角度轉動，擴散段噴管軸線偏離非矢量狀態軸線，使噴管內燃氣流方向發生改變，實現推力轉向。電液伺服閥通過控制分油活門的開度和方向來控制作動筒運動的速度和方向，形成雙閉環控制回路，實現動態矢量控制。

發動機自身控制器和液壓機械調節裝置共同完成對A8和發動機狀態的控制。矢量電子控制器負責控制收/擴式矢量噴管出口面積及矢量偏轉角和矢量方位角。在A8調節環上設有傳感器，用于感知A8，其信號供電子控制器使用，通過控制軟件使A8與A9間保持一定函數關系。在非矢量狀態下，A9由電子控制器操控，按函數關系隨A8變化。

在矢量狀態下，控制系統發生故障時，可通過液壓鎖使噴管恢復到非矢量狀態。矢量電子控制器接收到應急請求后，將應急信號傳輸給電液伺服閥和液壓鎖，此時液壓鎖斷電，切斷電液伺服閥負載窗口與對應分油活門控制腔的油路，定壓油單方向驅動分油活門，使3個矢量作動筒處于最小伸長量，噴管A9在此時達到最大值。

2 試驗與測試準備

選取典型發動機狀態點試車，油源壓力P取10、14和15MPa，油源流量Q選取80、110L/min，噴管方位角α 選取0°和180°，噴管偏轉角β 在0°～10°間呈階躍變化。

通過壓力傳感器感測2號和3號作動筒2腔壓力及調節器進口油壓。偏轉角階躍時，需要動態錄取矢量作動筒位移的給定值和反饋值，以及2號和3號作動筒兩端的腔壓、偏轉角度、油源壓力和調節器進口壓力。

3 試驗結果與分析

3.1 作動筒的負載力

3.1.1 加力狀態作動筒負載力

2號和3號作動筒負載力（Q=110L/min）在加力狀態時的具體數值見表1，變化趨勢如圖2(α=0°)和圖3(α=180°)所示。

3.1.2 中間狀態作動筒負載力

2、3號作動筒負載力在中間狀態的具體數值見表2。

3.1.3 作動筒負載力試驗結果分析

（1）在中間狀態下的負載力比在加力狀態下的小。

（2）在加力狀態下，在P=15MPa，α=180°，β=21°時，2號作動筒軸向負載力最大。

（3）在加力狀態下，在P=10MPa，α=180°，β=27°時，給定偏轉角雖然很大，但噴管偏轉未到位，這說明油源壓力值低，難以克服噴管氣動負載。

表1 加力狀態作動筒負載力

圖2 2、3號作動筒軸向負載力(α= 0°)

圖3 2、3號作動筒軸向負載力(α=180°)

表2 中間狀態作動筒負載力

3.2 控制系統的穩態誤差

3.2.1 作動筒位移穩態誤差（位移為代碼）

在Q=110L/min，P=10、14MPa時的穩態誤差見表3、4。

表3 作動筒位移穩態誤差（P=10 MPa, Q=110 L/min）

表4 作動筒位移穩態誤差（P=14 MPa, Q=110 L/min）

3.2.2 穩態誤差分析

（1）當P=14MPa、α=0°或180°時，偏轉角階躍變化后穩定。發動機由74%高壓轉子轉速狀態升到加力狀態時，3個矢量作動筒位移穩態誤差一般為0.07%～0.92%（位置控制系統合理要求為小于1%）。

（2）加力狀態穩態誤差比低狀態的大。以2號作動筒為例，加力狀態穩態誤差為0.80%～0.92%,93%高壓轉子轉速狀態穩態誤差為0.09%～0.30%，原因為加力狀態負載過大（調節器為有差調節，負載決定誤差）。

（3）油源壓力大時，穩態誤差小。以2號作動筒為例，在加力狀態下 當P=10MPa時，誤差為1.11%～1.38%；當P=14MPa時,誤差為0.80%～0.92%。原因為油源壓力過高，調節器放大系數過大（穩態誤差和放大系數近似成反比）。

3.3 控制系統的動態性能

3.3.1 動態性能曲線

在93%高壓轉子轉速狀態和加力狀態下，矢量噴管分別上偏（α=0°）和下偏（α=180°）時，獲得偏轉角（β）變化的過渡態曲線如圖4～9所示；獲得2號作動筒位移變化的過渡態曲線如圖10～13所示。

圖4 93%,Q=110L/min,α=0°,β:0→7°,β 的變化

圖5 93%,Q=110L/min,α=180°,β:0→7°,β 的變化

圖6 93%,Q=80L/min,α=0°,β:0→7°,β 的變化

圖7 93%,Q=80L/min,α=180°,β:0→7°,β 的變化

圖8 93%,Q=110L/min,α=0°,β:0→9°,β 的變化

圖9 93%,Q=110L/min,α=180°,β:0→9°,β 的變化

圖10 93%,Q=110L/min,α=0°,β:0→7°,2 號位移

圖11 93%,Q=110L/min,α=180°,β:0→7°,2 號位移

圖12 加力,Q=110L/min,α=180°,β:0→9°,2 號位移

圖13 加力,Q=110L/min,α=180°,β:0→9°,β 的變化

3.3.2 過渡時間

在93%高壓轉子轉速狀態和加力狀態下，β 的過渡時間見表5，2號作動筒過渡時間見表6。

以下因素對過渡時間產生影響：

（1）發動機狀態：加力狀態與低狀態比，負載較大，偏轉角過渡時間較長。

（2）油源流量：在相同的發動機狀態下，油源流量大，作動筒移動快，偏轉過渡時間短。

（3）上偏、下偏：在相同的發動機狀態和油源流量下，向上偏轉比向下偏轉的過渡時間較短，偏轉速率大。這是由矢量作動筒的三角對稱幾何位置決定的。向上偏轉時，1號和3號推噴管環共同承擔主要負載，2號拉噴管環負載較小，動態性能較好；向下偏轉時，1號和3號共同承擔較小負載，2號承擔主要負載，βmax時負載達到最大，過渡時間相對較長，偏轉速率較小。

表5 不同狀態下β 的過渡時間

表6 不同狀態下2號作動筒的過渡時間

3.3.3 β 穩定狀態脈動

從圖4～9可知，氣動偏轉角在穩態下脈動較大，脈動幅值一般為±5%；從圖10～13可知，在相同情況下，作動筒位移十分穩定，這說明可排除控制因素對β 的脈動影響。

3.3.4 β 的速率

按表5中過渡時間和β 的變化量計算，β 的速率為（2.3°～8.0°）/s。加力狀態的速率比93%狀態的速率小；Q=110L/min的速率比Q=80L/min的速率大；上偏時比下偏時的速率大（原因同第3.3.2節第3條）。

4 結論

在階躍輸入條件下進行動態性能測試，獲得了軸對稱矢量噴管控制系統的靜態性能和動態性能的基本數據，驗證了軸對稱矢量噴管控制系統功能的有效性，得到了控制系統的油源壓力和流量對控制系統性能的綜合影響，具有一定的工程應用價值。主要結論為：

（1）在α=0°和180°、β=0°～20°，作動筒負載力變化很大。α=180°、βmax，2號作動筒負載力最大；α=60°、βmax，1號作動筒負載力最大；α=-60°、βmax，3號作動筒負載力最大；作動筒負載力在加力狀態下比在中間狀態下的大。

（2）在α=180°、βmax(下偏轉)的氣動偏轉角靜差（約為3.1%）比α=0°、βmax（上偏轉）的氣動偏轉角靜差（約為2.8%）大。

（3）控制系統穩態誤差一般為0.07%～0.92%，可接受；控制系統油源壓力不小于14MPa時，能正常拖動負載工作。

5 建議

（1）上、下偏轉位置的氣動偏轉角靜差大的問題，建議通過變參數有差調節或無差調節，適當改變偏轉角給定值來尋求補償。

（2）為保證有效矢量推力的偏轉速率，如采用恒定油源流量，建議控制系統油源壓力不小于14MPa；亦可采用流量控制法，通過調節油源流量來驅動負載作動筒，以更好地按照偏轉角要求來滿足矢量推力的偏轉速率。

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