航空發動機主燃油執行機構容錯控制

王 松，高亞輝，高 峰，段紹棟，王建鋒

（中國航發控制系統研究所，江蘇無錫 214063）

0 引言

航空發動機控制系統任何部件的故障都可能對發動機的安全造成危害，因此必須提高控制系統的可靠性[1]。容錯控制是提高系統可靠性和安全性的一種有效途徑，是保證系統安全的最后一道防線[2-3]。航空發動機控制系統中的傳感器工作環境惡劣，是控制系統中的可靠性薄弱環節之一。受到發動機體積和質量的限制，傳感器不能采用大量的硬件余度，因此需要研究軟件容錯控制算法，以保證在傳感器出現故障時仍能安全控制發動機[4-6]。當1 個傳感器或多個傳感器出現故障時，通過1 個故障調整邏輯改變調節計劃，使用非故障傳感器繼續控制發動機，允許控制系統的性能有所降低，但能保證發動機的安全[2]。

中國學者近年來針對智能容錯控制技術開展了一系列研究，包括模糊理論、自適應理論和神經網絡理論等[7-9]，基于機載實時模型的故障重構技術也取得了一些成果[1,10,11]，但考慮到發動機的工作特性與算法的適應性等問題，這些方法還停留在理論研究層面，與在工程中應用還存在一定的差距。王松等[2]對噴口分油活門位移傳感器故障后的容錯控制方法進行了研究，驗證了通過調整控制結構進行容錯控制的可行性；蔣平國等[3]對主燃油計量活門位移傳感器故障后的容錯控制方法進行了研究，實現了在沒有位移反饋情況下的容錯控制，并進行了半物理模擬試驗驗證，但是未給出故障后全包線范圍內的自適應控制方法。鑒于主燃油流量控制對發動機控制系統的重要性，有必要對主燃油執行機構容錯控制方法進行深入研究。

本文在分析了轉速自適應控制原理的基礎上，提出了基于零極點配置原理的主燃油執行機構容錯控制方法，根據高壓轉子轉速控制計劃與實測轉速之間的誤差對主燃油控制電液伺服閥電流進行閉環運算，并運用零極點配置原理將控制參數與轉速自適應控制相融合，參數在全包線范圍內隨發動機狀態變化自適應調整。通過主燃油計量活門位移故障的容錯控制試驗，對本文提出的主燃油執行機構容錯方法進行試驗驗證。

1 轉速自適應控制

航空發動機數控系統正常轉速閉環控制原理如圖1 所示。圖中，N2DEM為高壓轉子轉速期望值；N2為高壓轉子轉速反饋值；eN2為轉速閉環誤差；WFDEM為主燃油流量期望值；WF為實際主燃油流量；LWFDEM為計量活門位移期望值；LWF為計量活門位移反饋值；eLWF為計量活門位移閉環誤差；IWF為電液伺服閥驅動電流。控制器采用串行雙回路PID 控制，外閉環是高壓轉子轉速控制環，小閉環是主燃油計量活門位移控制環。外閉環（轉速閉環）控制器根據高壓轉子轉速控制回路閉環運算當前供往航空發動機主燃燒室的燃油流量期望值，并轉化為主燃油伺服小閉環控制回路計量活門位移期望值，主燃油伺服小閉環控制器根據計量活門位移期望值與反饋值通過閉環運算得到執行機構電液伺服閥驅動電流，執行機構在電液伺服閥的驅動下，計量出供給到航空發動機主燃燒室的燃油流量[12-13]。

圖1 正常轉速閉環控制原理

航空發動機控制系統無故障時的控制回路主要環節傳遞函數如圖2所示[14]。的控制參數式中：P0= 101.325Pa；T0= 288.15K；Kp0和Ti0為標準狀態下的控制參數。

圖2 正常轉速控制回路主要環節傳遞函數

2 容錯控制方法

當主燃油計量活門位移發生故障后，圖1中小閉環回路無法形成閉環，為了繼續進行轉速閉環控制，可以改變控制算法進入另一種控制模式，直接根據高壓轉子轉速控制計劃與實測轉速之間的誤差，對執行機構電液伺服閥的驅動電流進行閉環運算，控制液壓執行機構計量出供給航空發動機主燃燒室的燃油流量[12]。

圖3 容錯控制回路主要環節傳遞函數

式中：Kac為液壓執行機構特性，在全包線范圍內保持一致，不需要進行高空修正；Ke和Te為發動機特性，在全包線范圍內具有相似換算特性，需要對其進行高空修正。

與正常轉速控制的控制參數對比，即式（9）、（10）與式（2）、（3）對比有

從式（11）、（12）中可見，在正常轉速控制參數的基礎上，只需要獲得Kac便可得到容錯控制器的控制參數KPI和Tdi，并且此控制參數根據相似原理在全包線范圍內隨發動機參數變化在線調整，具有良好的自適應性。另外，對于發動機和執行機構個體之間的差異，只會對發動機簡化模型中的Ke和Te或執行機構的Kac產生影響，只需要對這些參數進行適當調整即可適用。

3 試驗驗證

基于以上容錯控制方法，在某型航空發動機全權限數控系統半物理模擬試驗臺進行試驗驗證。某型航空發動機數控系統半物理模擬試驗原理如圖4 所示。圖中，EEC 為真實的數字電子控制器（Electronic Engine Controller，EEC）；控制對象為發動機模型機；主泵控制裝置、加力噴口控制裝置、泵、導葉作動器、流量計、傳感器等均為真實試驗部件；電機用來給燃油泵提供動力，同時模擬發動機的轉速信號；溫度模擬電路和壓力模擬電路通過電電轉換分別模擬航空發動機壓力信號和溫度信號。

圖4 某型航空發動機數控系統半物理模擬試驗原理

基于零極點配置原理的容錯控制方法的實施過程主要包括如下4個步驟：

（1）在全數字仿真平臺上對發動機模型進行辨識，獲取各典型轉速點對應的發動機模型參數Ke和Te；

（2）根據小閉環試驗數據辨識得到各典型轉速點下的主燃油執行機構增益Kac；

（3）根據式（2）、（3）、（6）、（7）得到全包線范圍內正常轉速控制各典型轉速點的控制參數Kp和Ti；

（4）根據式（11）、（12）得到全包線范圍內的容錯控制各典型轉速點的控制參數KpI和Td I，并將其寫入控制器的FLASH存儲器中。

起動發動機模型至慢車狀態，通過故障模擬裝置模擬主燃油計量活門位移故障，分別進行正常轉速控制和容錯控制的穩態及加減速試驗（從正常狀態切換至故障狀態時，高壓壓氣機轉速產生大約1%的擾動，調整時間約為1 s，由于擾動量和擾動時間相對較小，對發動機的影響幾乎可以忽略）。在無故障條件下和在計量活門位移傳感器出現故障條件下發動機的加減速試驗曲線如圖5 所示，性能數據見表1。圖中，N1為低壓轉子相對物理轉速，N2為高壓轉子相對物理轉速，PLA為油門桿角度。從圖5 和表1 中可見，在無故障時的正常控制和有故障時的容錯控制下，系統都是穩定的。無故障時N2穩態波動量為±0.08%，有故障時N2穩態波動量有所增加，但保持在±0.15%以內，在發動機允許范圍之內。無故障時加減速的N2超調量為0.31%，N2下降量為0.36%；有故障時N2超調量和下降量有所增加，但增加量不大，都在可接受范圍內。在全包線的各典型包線點上也進行了驗證，在H=0 km、Ma=0.8 和H=11 km、Ma=0.8 包線點下容錯控制加減速曲線分別如圖6（a）、（b）所示。從圖中可見，上述控制方法在全包線范圍內都是適用的，控制性能參數與標準狀況下的接近。另外，在全數字仿真平臺上對該容錯方法也進行了全包線范圍內的仿真驗證，其結果與半物理模擬試驗結果接近，進一步驗證了該方法的可行性。

圖5 在不同條件下發動機的加減速曲線

表1 試驗結果

圖6 不同包線點下容錯控制加減速曲線

此外，在主燃油計量活門位移傳感器出現故障時還可以使用另一種容錯控制方法，即采用傳感器模型計算值代替真實傳感器反饋值繼續進行控制。但由于受電液伺服閥零偏等因素的影響，模型不可能與傳感器采集值完全一致，試驗已驗證采用這種方案不可行[3]。

4 結論

（1）在分析了轉速自適應控制原理的基礎上，提出了基于零極點配置原理的主燃油執行機構容錯控制方法，已經通過半物理模擬試驗驗證，保證控制系統具有較強的穩態性能和動態性能。采用該控制方法后能保證N2穩態波動量在±0.15%以內，加減速的N2超調量和下降量分別在0.63%和0.61%以下，都在可接受范圍內。

（2）這種控制方法的創新點在于將執行機構模型進行簡化，調整控制器形式，運用零極點配置原理得到具有明確物理意義的控制參數，而且將控制參數與正常轉速自適應控制的控制參數相融合，控制參數根據相似原理在全包線范圍內隨發動機參數變化在線調整，具有良好的自適應性，且實施方便，對提高航空發動機數控系統的工作可靠性具有重要作用。