航空發動機電驅動滑油泵控制算法研究

黃 果，李炎軍，宋 飛，楊美超，趙 欣

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

將轉速、流量可調的電驅動滑油泵及滑油系統技術應用于多電發動機，取消傳統的功率分出軸、減速器等機械液壓附件，從而減輕發動機質量，減小迎風面積，改善可靠性和維修性，已成為新一代航空發動機發展的重要方向。在電驅動滑油泵研究方面，波音公司在20世紀80年代初首先提出了用電力作動器取代液壓作動器，用電力泵取代齒輪箱驅動的滑油泵和燃油泵等[1]概念。21世紀初Moncelet等[2]對電驅動分布式滑油系統原理進行了系統的闡述，并明確該技術將為多電/全電發動機提供一個全新的方向。國內多家研究機構也撰文[3-5]對電驅動滑油泵和電驅動滑油系統作為未來發動機滑油系統發展的重點方向進行了描述，但未見具體的研究報道。針對電驅動滑油系統的供油特性，發現電驅動滑油系統研發的關鍵技術，是在發動機狀態與滑油供油流量關聯規律的基礎上，形成電驅動滑油泵控制算法，從而實現發動機滑油量的按需控制。本文以某型航空發動機為研究對象，結合滑油系統熱分析和MATLAB軟件開展電驅動滑油泵控制算法研究，獲得了經過初步驗證的電驅動滑油泵控制算法，可為后續電驅動滑油泵研究提供技術支撐。

2 發動機滑油需油量的確定

發動機滑油需油量W0，取決于滑油必須帶走的熱量Q和滑油在發動機中允許的進出口溫差Δt：

式中：ρ為滑油密度，cp為滑油比熱容。

滑油需油量計算是針對噴嘴噴射流量而言，以部件或系統在工作中所產生的熱量為基礎，通過發熱量與需滑油帶走的熱量相平衡求得。因為只有熱量處于一個相對平衡狀態，該處的工作溫度基本維持在一定范圍內，進而保證系統工作的穩定性。

3 發動機狀態與滑油供油流量關聯模型的建立

3.1 發動機滑油流量計算

采用B.M.捷米道維奇模型[6]計算主軸承的摩擦生熱。為使計算結果更接近發動機實際情況，基于某型核心機有關試驗數據對計算模型進行了修正。在修正后的計算結果的基礎上，表1給出了修正后各主要工況的滑油流量。該計算結果可作為發動機狀態和滑油供油流量關聯模型構建的基礎樣本。

3.2 關聯模型創建

結合工況定義條件和各工況條件下的滑油流量計算結果，可得到發動機狀態與滑油流量之間的關系，如圖1所示。

通過對發動機在地面及飛行狀態下試驗數據的分析可以得出，發動機實際總滑油流量qL實與飛行高度、飛行馬赫數及發動機轉速n的關系式為：

根據表1中數據，利用MATLAB軟件中線性回歸求解，可得發動機狀態與實際總滑油流量的關聯模型：

將發動機各狀態參數帶入式(3)計算，可得對應的實際總滑油流量，見表2。由表中可看出，式(3)計算的實際總滑油流量值和理論總滑油流量的修正值之間的誤差值均小于3%，說明式(3)可作為后續電驅動滑油泵控制規律開發的基礎模型。但由于式(3)是基于有限的試驗數據推導而得，應用范圍有一定的局限性，為使其具有通用性，對關聯模型進行如下規定：

表1 修正后各主要工況的滑油流量Table 1 Corrected results of the lubricating oil flow for different working conditions

表2 各主要工況實際總滑油流量計算結果Table 2 Calculation results of the actual lubricating oil flow for different working conditions

表2 各主要工況實際總滑油流量計算結果Table 2 Calculation results of the actual lubricating oil flow for different working conditions

(1)地面狀態

(2)高空狀態

4 電驅動滑油泵控制算法模型

4.1 系統簡介

電驅動滑油泵為永磁無刷直流電機帶動內嚙合齒輪泵結構，主要由泵體、永磁電機和外殼3部分組成，如圖2所示。工作時永磁電機通過內六方傳扭裝置帶泵旋轉，滑油從進油口吸入，經泵增壓后流經電機外部并冷卻電機。

4.2 流量控制策略設計

由上述分析可知，滑油泵的流量控制可通過控制電機轉速n電實現，故建立如下流量控制策略。

(1)地面狀態

實際滑油流量按機械效率0.85、容積效率0.90進行計算，可得：

式中：n泵為滑油泵轉速(r/min)。

(2)高空狀態

(a) 當H＜5km、Ma＜0.5時，實際滑油流量按機械效率0.85、容積效率0.75進行計算，可得：

(b) 當H＜5km、Ma＞0.5時，實際滑油流量按機械效率0.85、容積效率0.70進行計算，可得：

結合電機底層控制軟件Indraworks DS，利用C#語言完成上位控制軟件的開發，如圖3所示。

5 控制算法試驗驗證

利用電驅動滑油泵試驗器(圖4)開展了電驅動滑油泵控制規律的試驗驗證。試驗時，設置發動機各工況對應參數，同時調節對應的滑油泵進出口壓力，完成了電驅動滑油泵的地面和高空性能試驗，試驗結果見表3。滑油流量隨工況變化的理論值與試驗值的對比見圖5。結果表明，發動機各飛行工況下，電驅動滑油泵調節流量均略大于實際需油量。其原因為，控制算法均以需求流量上偏差作為擬合基準，同時滑油泵進出口壓力調節誤差造成實際供油流量誤差。但流量控制誤差均不大于5%，滿足流量控制精度要求。各狀態下滑油泵運行狀態良好。

表3 電驅動滑油泵各工況試驗數據對應表Table 3 Test data for different working condition of electrically driven oil pump

6 結論

(1)電驅動滑油泵流量控制精度滿足不大于5%的要求，且均為上偏差流量；

(2)電驅動滑油泵實際供油量能夠滿足發動機各飛行工況滑油流量需求；

(3)電驅動滑油泵控制算法可行，能夠應用于后續電驅動滑油泵研究。

[1]Weimer J A，Massie L D.Power technology for the more electric aircraft[R].AIAA 93-1051，1993.

[2]Moncelet G，Texier A，Raimarckers N.New Concepts for a dependable design of aeronautic engine lubrication system[C]//.ESREL2002 conference.2002.

[3]梁春華.歐美積極開展多電發動機研究[J].國際航空，2009，(5)：61—63.

[4]李國權.航空發動機滑油系統的現狀及未來發展[J].航空發動機，2011，37(6)：49—52.

[5]吳志琨，李 軍，時瑞軍.多電航空發動機研究現況及關鍵技術[J].航空工程進展，2012，(4)：463—467.

[6]劉友宏，于 超.航空發動機滑油系統熱分析[J].科學技術與工程，2009，9(22)：6822—6925.