渦扇發動機的性能退化控制與推力確定分析

范凱

摘 ? 要：航空渦扇發動機是飛機主要動力供給模塊之一，航空渦扇發動機性能控制效果對飛機飛行品質、可靠性造成了直接的影響。因此，本文以航空渦扇發動機性能退化控制為入手點，利用性能退化緩解控制技術，設計了航空渦扇發動機部件級模型，并對其進行了仿真試驗分析。

關鍵詞：渦扇發動機 ?性能退化控制 ?推力

中圖分類號：V235.13 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-098X（2019）08（b）-0009-02

航空渦扇發動機是知識密集型高科技產品，在航空渦扇發動機研發、生產、制作過程中涉及了控制技術、工程熱力學、工程力學、計算機技術、電子技術、空氣動力學等多學科技術。但是在航空渦扇發動機運行年限內性能退化問題不可避免。航空渦扇發動機性能退化問題的出現，不僅加重了飛行員操作負擔，而且增加了航空渦扇發動機運行風險。因此，對航空渦扇發動機性能退化緩解控制技術進行適當分析具有非常重要的意義。

1 ?渦扇發動機性能退化緩解控制方法概述

航空渦扇發動機性能退化緩解控制（Performance Derioration Mitigation Control），其主要是在傳統控制系統的基礎上，以系統自主性推力控制為目的設置的智能改進控制架構。一般來說，在航空渦扇發動機正常運行過程中，油門桿角度及轉速、壓力比等被控制參數、推力間關系處于穩定狀態。此時，可以根據PLA控制指令，確定油門桿對應的推力參數;而在航空渦扇發動機性能退化后，其油門桿、推力間對應關系也會發生一定變化。這種情況下，就可以利用發動機性能退化緩解控制技術，根據前期推力參數變化，給予一定補償，調整油門桿、推力間關系，保證發動機穩定運行。

2 ?渦扇發動機的性能退化控制模型構建及仿真分析

2.1 渦扇發動機狀態變量模型構建

由于航空渦扇發動機運行年限內性能退化多表現為多健康參數同時退化形式，因此，可采用復合擬合的方式，構建航空渦扇發動機慢車以上狀態變量模型。通過航空渦扇發動機線性變參數模型建模，可以針對航空渦扇發動機從慢車到中間狀態整體運行期限內，構建渦扇發動機自適應模型，以獲得渦扇發動機性能退化估計數值，為渦扇發動機性能退化控制提供依據。

在基于發動機自適應控制的狀態變量模型構建過程中，首先可設定航空發動機非線性數學模型為：X=f（x，m，r）;y=g（x，m，r）。

上述式子中，x、m、y分別為狀態量、控制量、輸出量。而r為航空渦扇發動機外界條件參數，如進口溫度、馬赫數、高度等。在航空渦扇發動機飛行條件參數r處于穩定狀態時，可選擇航空渦扇發動機任意一個穩態點（x0，m0，r0），對非線性數學模型進行分析。并設定狀態變量模型各變量范圍。其中狀態量x=[N1，N0]，其中N1為低壓轉子轉速，N0為高壓轉子轉速;控制量m=[W1，A0]T，W1為主燃油量，A0為尾噴管喉道面積;輸出量y=[N1，N0，T0，T1]T，其中T0為風扇出口總溫度，T1為壓氣機出口總溫度。

2.2 渦扇發動機狀態變量模型求解及精度驗證

考慮到航空渦扇發動機在運行期間各部件性能也會隨著時間推移發生退化。因此，可以航空渦扇發動機工作循環次數為輸出參數，以航空渦扇發動機健康參數退化量作為輸出參數。對航空渦扇發動機部件健康參數（初始健康參數為1）漸變退化過程進行模擬分析。即在對渦扇發動機高壓轉速擾動獲得系數矩陣初猜值的基礎上，擾動航空渦扇發動機低壓轉速，可得到另一個系數矩陣初猜值。隨后設定擾動前渦扇發動機主燃油量功率、低壓轉速功率及高度功率、尾噴管喉道功率偏差均為0。則渦扇發動機元素a為渦扇發動機擾動前高壓轉速功率與擾動后高壓轉速功率相對偏差值[1]。

3 ?渦扇發動機的性能退化控制與推力確定

3.1 渦扇發動機狀態變量模型改進

考慮到航空渦扇發動機運行階段性能退化控制較復雜，在渦扇發動機狀態變量模型設置的基礎上，為確定渦扇發動機性能退化中推力變化，可增加一外環推力控制回路。新增設的外環推力控制回路主要包括轉速指令修整器、推力估值器、推力設定邏輯控制3個模塊。其中轉速指令修整器主要是根據推力誤差。其可在獲得恰當的轉速修整指令后，促使航空渦扇發動機推力與設定推力相近;推力估值器主要是依據卡爾曼濾波技術，對推力進行精準估計;推力設定邏輯，主要受航空渦扇發動機工作條件、退化程度影響。其可通過期望推力設定，在補償推力損失的基礎上，避免渦扇發動機進入不安全狀態中。

3.2 渦扇發動機狀態變量模型外環推力控制回路設計

通過調節轉速指令，促使渦扇發動機性能退化推力恢復至標準值，是渦扇發動機外環控制回路設置的根本目的。基于此，就需要控制渦扇發動機設定推力在未退化時標準推力以下。即選擇航空渦扇發動機安全可達范圍內最小標稱推力作為設定推力。同時考慮到渦扇發動機不同退化程度下最大安全推力變化。可以地面最大轉速為依據，將極限保護器低壓轉子轉速參數設定至極限程度下。

在具體操作過程中，可設定航空渦扇發動機退化階段壓氣機、渦輪流量、效率因子處于同等程度退化狀態。隨后利用單參數，對渦扇發動機退化程度進行描述。最終得出地面環境中渦扇發動機退化程度、最大安全推力間關系如圖1所示。

如圖1所示，地面環境中航空渦扇發動機退化程度與最大安全推力成負相關。據此，可將渦扇發動機退化狀態控制模型中推力設定邏輯逐步拓展至全包線[2]。而在全包線推力設定邏輯中，馬赫數、飛行高度、退化程度是航空渦扇發動機最大安全推力主要決定因素。

3.3 渦扇發動機性能退化控制控制模型應用

在航空渦扇發動機性能退化控制模型應用前，可在MATLAB/Simulink仿真平臺中，對渦扇發動機性能退化控制系統可行性進行仿真驗證。為保證航空渦扇發動機模擬仿真精度，可在保證退化控制效果的前提下，盡可能增加退化速率，以便獲得更加全面的系統對退化的補償效果。本次仿真條件為渦輪發送機低壓轉子轉速指令為90%，初始發動機為完全健康狀態。且在4.5～14.5s之間，壓氣機與渦輪流量、效率因素會發生線性退化。最終退化控制結果如圖2所示。

如圖2所示，應用渦扇發動機退化控制模型后，在航空渦扇發動機退化控制中，通過增大低壓轉子轉速，可以在一定程度上補償退化導致的推力損失。而隨著渦扇發動機退化程度的不斷加深，被保護參數也超出了極限數值，導致推力無法在安全限度內達到標稱值[3]。此時，退化控制系統可以降低低壓轉子轉速指令，保證各發動機部件穩定運行。

4 ?結語

綜上所述，在現代航空發動機數字控制技術發展背景下，新一代戰機對推進系統機動性、生存性、自主性、經濟性也提出了更高的要求。這種情況下，相關人員應以提高推進系統退化控制自主性為目的。合理利用渦扇發動機性能退化緩解控制技術，進一步完善航空渦扇發動機性能退化控制系統，以緩解航空渦扇發動機性能退化速率，減輕飛行員對推進系統操作負擔。

參考文獻

[1] 孫護國.航空發動機推力控制系統喘振裕度影響分析[J].計算機仿真，2017，34（1）：84-89.

[2] 彭剛，朱彬，張大義，等.高涵道比渦扇發動機結構與力學性能定量評估[J].航空動力學報，2017，32（7）：1728-1735.

[3] 洪驥宇，王華偉，倪曉梅.基于降噪自編碼器的航空發動機性能退化評估[J].航空動力學報，2018，33（8）：123.