基于LabVIEW的航空發動機導流葉片虛擬調試技術

李煦陽， 馬 克， 程 波， 楊俊坤

(成都飛機工業(集團)有限責任公司，四川 成都 610073)

航空發動機壓氣機導流葉片偏轉角度的性能調試是一項特別重要的工作，壓氣機導流葉片偏轉角度直接影響發動機的進氣空氣流量[1-2]；如果壓氣機導流葉片偏轉角度不能快速、準確、穩定地調節，將直接影響發動機的性能，嚴重時會發生葉盆或葉背氣流分離，進而引發喘振[3]，直接影響航空發動機試車安全和飛行安全。

目前，國內外航空發動機控制器較多采用機械液壓控制器[4]。機械液壓控制器技術成熟，可靠性高，特別是引入三維凸輪等計算裝置[5]，使機械液壓控制器功能也比較強大，能夠生成復雜控制指令完成高性能控制任務。但是機械液壓控制器結構非常復雜，控制系統的調節精度比較低；而作為航空發動機控制系統的主要發展方向，采用高權限的數字化自動控制系統，以及基于神經網絡構架的高自主度自動控制系統[6]，可以提供比機械液壓控制方式更為精確的控制，且在應對發動機復雜工況下的系統工作參數應變調節時，系統自身也具有相較于機械液壓控制方式更好的魯棒性，但該控制方式仍依賴于機械作動機構、電磁控制閥門等執行部件完成控制的最終反饋。

不論是采用何種控制方式，均很有必要對航空發動機運行時壓氣機導流葉片偏轉角度進行實時監控，并對導流葉片偏轉角度偏離理想指令曲線的發動機進行及時調整。傳統的調整方法是基于人工經驗現場調試，即進行多次發動機試車迭代調試，消耗大量燃油和發動機額定工作小時數，為此，有必要開發一種能實時監控發動機導流葉片偏轉角度性能特性的方法和工具。

虛擬儀器技術[7]是近年來發展迅速的一種直觀高效的測控解決方案，隨著計算機軟硬件的不斷發展，虛擬儀器已經具有了非常強大的可開發性和可擴展性，被廣泛應用于工業測控和實驗室研究中[8]。其中，由NI公司出品的圖形化編程軟件LabVIEW是使用最廣泛的計算機虛擬儀器編程語言[9]，它具有直觀、生動、界面友好、功能強大、兼容性好等眾多優點。在國內，南昌航空大學的陳松林[10]曾利用LabVIEW系統開發了針對旋翼系統的試驗數據采集與處理軟件。李文等[11]則在LabVIEW環境下進行了電機噪聲測試系統研究。

近年來，在不可直接測量的特殊過程及狀態、復雜結構或環境下的工程實施中，更多地采用基于LabVIEW的虛擬調試技術向實現圖形可視化、簡易化、仿真化的方向發展，如李丁成等[12]利用虛擬儀器測試航空發動機高速軸承試驗機，通過遠程測控實現了對試驗人員的安全保障。胡偉等[13]以虛擬調試技術完成了機載產品模擬機上環境的各項復雜條件測試。基于該思路，從航空發動機壓氣機導流葉片調試執行難度大的工程實際出發，以LabVIEW 2017為軟件開發平臺，對飛參數據[14]進行二次開發，設計了航空發動機壓氣機導流葉片偏轉角度顯示、分析、調試系統，并通過多次試車實測數據加以驗證，與傳統方法相比較，能夠更高效地滿足航空發動機導流葉片偏轉角度性能特性的監控和調試需求。

1 控制系統介紹

典型的航空發動機導流葉片偏轉控制規律特性[5]如圖1所示。

圖1 導流葉片偏轉角度控制特性

典型的航空發動機導流葉片偏轉機械液壓控制系統如圖2所示。

圖2 導流葉片偏轉角度控制系統

由圖2可知，控制系統分為指令生成部分和閉環負反饋控制部分。排除采集系統誤差情況，在發動機運轉時，壓氣機導流葉片實際偏轉角度偏離理論線，原因可能來自于穩態時控制指令本身偏離理論線，變化狀態即動態調節過程超調量過大或控制系統輸出端受擾動所致。有必要對發動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度進行監控，并根據實際情況進行及時調整。這里選取某典型航空發動機，其壓氣機導流葉片偏轉角度遵循上述機械液壓控制系統，在發動機機械液壓控制器上設置有特性調整螺釘，命名為D1、D2，可以在發動機技術條件允許的調整范圍轉動一定圈數，分別按設計規律調整穩態和動態偏轉指令，需要特別指出的是，動態工作過程隨著時間推移會逐漸收斂到穩態工作過程，所以穩態指令是基礎，調整時應首先調整穩態過程再調整動態過程。

2 調試方法

根據發動機重要參數如油門桿位置和轉速來定義穩態工作過程和過渡態(動態)工作過程，將發動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度飛參數據進行分類，以確定需要調整的工作狀態是穩態過程或動態過程。

其次，根據實際運行的實測值與理論線之間的歸一化廣義距離計算調整量實現自動調試或通過直接手動調試給出調整量。

定義發動機穩態過程為dg/dt≤c1且dn/dt≤c2,g、n、c1、c2、t分別為油門桿位置、壓氣機物理轉速、門限值常數和工作時間定義值。對于常規結構的航空發動機，其各穩態下油門桿角度均限定在特定的角度范圍內，而對應于不同穩態時，航空發動機工作均保持恒定，表征其主要工作性能的壓氣機物理轉速即在其控制系統給定的上、下限值范圍內自動調節變化。如某航空發動機，其在慢車狀態下的高壓壓氣機物理轉速就由其控制系統限定在(70±2)%，超出該狀態要求的油門桿角度值或壓氣機物理轉速值均會導致發動機脫離當前穩定工作狀態[15]。

定義壓氣機導流葉片偏轉角度函數關系：動態允許左邊界、右邊界分別為αdl=f(nhs)、αdr=f(nhs);穩態允許左邊界、右邊界分別為αwl=f(nhs)、αwr=f(nhs);理論線為α=f(nhs)。

定義m是每次試車采樣點數，則壓氣機導流葉片實際偏轉角度實測值為(nhsi,ααi),i=1,2,…,m，ααi為nhsi對應的理論線值。

定義pwl、pwr、pdl、pdr分別是穩態工作過程實測值左、右偏離理論線和動態工作過程實測值左、右偏離理論線的程度。

發動機穩態工作時，實測值(nhsi,ααi)向左右偏離理論線的程度由式(1)、式(2)給出。

(1)

(2)

發動機處于動態工作過程，實測值(nhsi,ααi)向左右偏離理論線的程度由式(3)、式(4)給出。

(3)

(4)

定義pw1=(pwl+pwr)和pw2=|pwl-pwr|,分別表示穩態工作點的分散程度和偏離理論線程度。同理定義動態參數pd1=(pdl+pdr)和pd2=|pdl-pdr|，分別表示動態工作點的分散程度和偏離理論線程度。

在該調試方法中，D1、D2調整螺釘分別代表了通過發動機控制系統對發動機穩態、動態工作狀態時壓氣機導流葉片偏轉角度特性的人工修正干預深度，調整D1螺釘的目的是使式(1)、式(2)取得最小值，即表征實際穩態壓氣機導流葉片偏轉角度值的總集偏離葉片偏轉性能理論線的最小歐氏幾何距離；同理，調整D2螺釘的目的是使式(3)、式(4)取得最小值，即達到動態下該項偏離的最小距離值?；诖朔椒?，虛擬儀器的構建算法可通過數次迭代運算檢索，獲取D1、D2調整螺釘旋轉角度變化時，達成發動機一次全狀態全周期工作過程內的壓氣機導流葉片偏轉角度值的總集與理論線間最小歐氏幾何距離所需的最低旋轉角度變化值。

基于上述思路，建立了虛擬調試方法，其實現步驟為：根據工程實際情況，以每次調試c3圈為步長，c3可視為某一指定類型的航空發動機執行壓氣機偏轉角度調試時調節機構允許實際調整的最小控制精度，當在該允許范圍內調試時，首先虛擬調試D1，并搜尋調試過程min(pwl+pwr)對應的D1位置作為最終調整位置。D2調試方法與D1類似，只是虛擬調試的步長不一樣。

其后，執行調試效果驗證,根據虛擬調試后的D1最終位置指導實際調整、試車，并計算式(1)～式(4)，且用虛擬儀器直觀顯示虛擬調試結果與實際調試結果的重合程度以及與理論線的重合程度。

3 虛擬調試實現

以發動機穩態工作過程為例，應用LabVIEW語言編寫虛擬儀器，讀取發動機運行后錄取的飛參數據集中壓氣機導流葉片實際偏轉角度，對其進行監控，并在虛擬儀器上進行虛擬調試，模擬實際調試過程，并通過試車驗證虛擬調試效果。實際發動機運行過程中，壓氣機導流葉片偏轉角度實測值可能偏離設計理論線較嚴重，如圖3所示。

圖3 實測值偏離理論線虛擬調試示意圖

如圖3所示，發動機運行時壓氣機導流葉片實際偏轉角度實測值已明顯偏離理論線，且大轉速狀態已有工作點超出穩態右邊界允許范圍，所以必須對其進行調整?？梢酝ㄟ^圖中虛擬儀器進行虛擬調試，然后指導實際調整。基于圖3中給出的偏離程度與偏離方向，將穩態虛擬調整螺釘D1以手動方式旋轉(沿順時針方向轉動)12圈，即可得到比較滿意的導流葉片偏轉角度目標值分布，據此可將發動機導流葉片偏轉角度控制系統D1調整釘順時針轉動12圈，試車驗證如圖4所示。

圖4 手動調試目標值與調整后試車實測值對比

由圖4可以看出，根據虛擬調試指導，進行實際調試，實測值與虛擬調試值分布高度重合，在各個穩定轉速段都均勻分布在理論工作線周圍，能保證發動機安全高效工作。

需要指出的是，圖3、圖4只展示了虛擬儀器實現手動調試的功能，還可以進一步計算優化，實現自動調試，圖5為自動調試結果。

圖5 自動調試目標值與調整后試車實測值對比

由圖5可知，自動調試根據式(1)～式(4)，且以步長c3=0.1，最終計算出12.2圈虛擬調試圈數，與手動調試結果相近。根據自動調試計算出的值調整發動機，試車后實測值與虛擬調試值均與理論線高度重合，能保證發動機安全高效工作。

需要注意的是，對于工程實際中的發動機調試，由于各種型號發動機在控制方式、調節機構上的差異，自動調試得出的調節程度并不能真實反映實際發動機上的調節機構工作情況；反之，各種型號發動機上調節機構的調節精度也不盡相同，虛擬儀器所提供的手動與自動調節結果給工程實際中如何實施具體的調節介入提供了有效參考，可滿足更復雜條件下的發動機實際調節需求。

此外，當發動機導流葉片偏轉角度輸出端有干擾時，例如隨著工作時間增加，在傳動機構、執行機構鉸鏈等出現隨機卡滯時，虛擬儀器監控的導流葉片偏轉角度會比較分散，需要做維護工作，圖6、圖7顯示了發動機導流葉片偏轉機構清洗潤滑前后的工作性能特性。

圖6 清洗潤滑鉸鏈機構前

圖7 清洗潤滑鉸鏈機構后

由圖6、圖7中與理論值中位線的分布情況，結合式(1)～式(4)確定的方法也可以有效發現，清洗潤滑前后式(1)和式(2)之和pw1分別為0.54、0.11，可見所開發的虛擬儀器能有效監控導流葉片偏轉機構性能。

基于現有的虛擬儀器應用思路，該模擬調試功能亦可進一步擴展，除了應用在系統故障模擬、故障仿真[16]方面外，還可在航空發動機的仿真調試中進行借鑒運用，實現對航空發動機重要運行參數的實時監測，從而對其性能態勢進行研判，最終實現重要故障的預警提示。

4 結束語

根據本文提出的方法，應用虛擬儀器編程技術，實現了航空發動機導流葉片偏轉角度控制系統的虛擬調試方案，此方法能實時對航空發動機運行時的性能參數進行監控和實施虛擬調試，能有效節省燃油、延長發動機壽命，保證航空發動機安全運行，具有較高的經濟效益和應用價值，進一步可以推廣到發動機其余系統的監控和調整。