航空發動機數字電子控制器通道恢復技術研究

喬 坤， 劉 冬， 高天陽一

（中國航發控制系統研究所， 江蘇 無錫 214063）

0 引言

數字電子控制器（以下簡稱電子控制器）是航空發動機數字電子控制系統的核心部分，實現控制參數采集、控制律運算、輸出控制信號驅動執行機構等功能。為保證電子控制器任務可靠性，多通道設計方法廣泛應用[1-2]。多通道設計通過硬件冗余技術保證了任務可靠性，但協調工作的基礎前提是各個通道同步工作。正常情況下，電子控制器各通道同時上電，各通道軟件同步運行，運算結果一致。

為避免通道間存在耦合、互相影響，電子控制器各通道間電氣獨立[3-4]。飛機為電子控制器各通道提供獨立供電電源，電子控制器內部各通道電源處理模塊相互獨立。發動機正常運行時，電子控制器單個通道存在掉電后再次上電的可能。掉電通道再次完成上電初始化后，運算結果與正常通道運算結果不一致，多通道協調一致運行受到影響。

電子控制器工作電磁環境復雜，受單粒子、空間輻射、電磁干擾等影響，發動機正常運行時電子控制器內部某些部件或器件受影響后產生瞬態故障，此類故障屬于“軟故障”[5-6]，通過通道復位，“軟故障”能夠消除，故障器件恢復正常。發生復位通道完成初始化后工作能力恢復正常，復位前的數據全部被抹掉，導致其控制律運算結果與正常通道產生差異，多通道運行不協調。

針對供電異常、通道異常復位導致通道間失步、運行不協調的情況，有必要研究通道恢復技術，實現通道間計算結果一致，減少復位、供電異常對多通道同步工作的影響，保證電子控制器多通道可靠協調工作。

1 電子控制器架構介紹

本文基于某型非加力渦扇發動機電子控制器開展通道恢復技術研究，電子控制器采用雙通道架構，如圖1 所示。

圖1 數字電子控制器架構

A、B 通道均具有獨立的電源處理模塊，飛機為各通道提供獨立的電源。

A、B 通道具有獨立的信號處理模塊，分別采集控制用傳感器/信號器不同余度。A、B 通道具有獨立的驅動輸出模塊，用于驅動液壓機械裝置電液伺服閥/電磁閥。

A、B 通道具有獨立的控制計算模塊，通道間采用ARINC659 總線通訊。A、B 通道完成信號采集后，通過ARINC659 總線共享采集結果并進行信號表決。A、B 通道根據采集結果，執行相同的控制律運算。正常情況下，雙通道控制律運算結果一致。當出現通道復位、供電異常情況，雙通道運行失步，發生復位、重新上電通道與正常通道控制律運算結果不一致，這是本文要解決的核心問題。

2 通道恢復方法

通道恢復目標是對再次上電或發生復位通道進行狀態恢復操作，使其恢復到正常的工作狀態，與正常通道控制律運算結果一致，重新加入正常工作隊列，提高數控系統的可靠性。

電子控制器各通道均執行發動機控制律運算任務，其運算結果與當前和過去控制系統工作狀態緊密相關。對于發生復位或再次上電通道，整個通道的軟件狀態從初始化狀態重新運行，復位或掉電前的數據全部被抹掉，進而導致控制律運算結果與正常通道存在差異。因此，通道恢復就是對關鍵的控制狀態數據進行恢復，即對受控制系統過去工作狀態有影響的控制狀態數據進行恢復。

通道恢復的方法有前向恢復和后向恢復兩種[7]，前向恢復是將正常通道的控制狀態數據通過通道間通信總線傳輸到進行狀態恢復的通道，進行狀態恢復的通道采用正常通道數據進行狀態恢復。后向恢復是在通道正常運行的過程中，每個控制周期將關鍵控制狀態數據寫入非易失存儲器中，當通道完成初始化后重新運行時，根據最后一次保存的數據進行狀態恢復。

由于后向恢復只能在通道發生異常和重新初始化時間很短的情況達到較好的恢復效果，而前向恢復具有對重啟初始化時間沒有嚴格要求的特點[8]，本文采用的方式是前向恢復。

3 通道恢復流程

為實現通道恢復，針對狀態恢復通道和正常通道，分別設計相應的恢復流程[9-10]。

對于進行狀態恢復的通道，按如下步驟執行，流程見圖2。

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圖2 狀態恢復通道執行流程

Step1：完成初始化后，當檢測到另外一個通道處于正常運行狀態，主動進入恢復流程。

Step2：通過通道間通訊讀取正常通道關鍵控制狀態數據。

Step3：狀態恢復次數小于5 時，執行一次狀態恢復，恢復軟件的工作狀態，采用正常通道關鍵控制狀態數據覆蓋自身通道相應數據，恢復次數加1；恢復次數大于等于5，退出狀態恢復流程。

Step4：執行狀態恢復后，判斷本通道控制律運算結果與正常通道數據計算結果是否一致，若一致通過通道間通訊發出上線申請；若不一致則轉Step2。

Step5：發出上線申請后，若通過通道間通訊收到正常通道允許上線信號，本通道恢復成功，重新上線加入正常工作隊列，同步次數清零；若未收到正常通道允許上線信號，則轉Step2。

對于正常通道，按如下步驟執行，流程見圖3。

圖3 正常通道執行流程

Step1：每個控制周期通過通道間通訊將關鍵控制狀態數據發送至對方通道。

3.1 狀態恢復數據識別

狀態恢復數據識別是否正確完全決定了狀態恢復能否成功，本文對受過去工作狀態影響的控制狀態數據進行識別、篩選。

本文研究對象為某型非加力渦扇發動機，電子控制器按照發動機調節計劃、發動機反饋參數，根據主燃油大閉環控制律計算出發動機所需的主燃油流量。電子控制器根據伺服（主燃油流量、壓氣機導葉角度）給定與反饋的偏差、伺服控制律，計算、輸出相應的電流信號到主燃油、壓氣機導葉執行裝置，形成伺服閉環控制。數控系統控制律結構框圖見圖4。

圖4 數控系統控制律結構

主燃油大閉環控制律框圖見圖5，主燃油大閉環控制律狀態恢復參數見表1。主燃油流量控制計劃采用風扇換算轉速N1r 閉環控制，同時執行高壓轉子轉速變化率N2dot 限制計劃、高壓轉子轉速N2 最大限制計劃、風扇轉子轉速N1 最大限制計劃、渦輪后燃氣溫度T5t 限制計劃、高壓壓氣機后壓力P3t 限制計劃。在發動機推力瞬變控制中受加速燃油流量限制計劃和減速燃油流量限制計劃限制。

表1 主燃油大閉環控制律狀態恢復參數

圖5 主燃油大閉環控制律

主燃油加速限制、減速限制計劃采用開環計算方法，與過去工作狀態無關。主燃油N1r 控制、各限制回路控制采用PI 控制算法，積分環節計算和過去工作狀態相關，狀態恢復時N1r 控制、各限制回路積分值需執行同步。

數控系統有主燃油流量和壓氣機導葉角度兩個伺服控制回路。主燃油流量、壓氣機導葉角度伺服控制各有主控、備份兩個閉環控制回路。正常情況下使用主控回路進行控制，當主控回路出現故障時，由備份回路進行控制。

主燃油流量、壓氣機整導葉角度主控和備份伺服回路均采用位置式PID 算法，積分環節計算和過去工作狀態相關，狀態恢復時各伺服控制回路積分需執行同步。伺服控制律狀態恢復參數見表2。

表2 伺服控制律狀態恢復參數

4 試驗驗證

為了驗證本文設計的通道恢復流程是否合理、恢復要素是否完整，在數控系統半物理模擬試驗環境開展試驗驗證。試驗環境由電子控制器、航電模擬器、測控仿真設備、故障注入軟件等組成。通過故障注入軟件可實現電子控制器各通道斷電、上電、復位[11-12]。

4.1 下電重新上電后通道恢復驗證

在發動機加速過程中斷開、接通A 通道供電電源，模擬A 通道電源異常，半物理模擬試驗曲線如圖6 所示。

圖6 A 通道斷電后恢復上線半物理模擬試驗曲線

加速過程中第10.2 s 斷開A 通道電源，第12.2 s接通A 通道電源。A 通道上電初始化后執行通道狀態恢復，各控制回路燃油計算值、各伺服回路電流計算值與B 通道值一致，重新恢復上線，控制過程正常。兩個通道主燃油給定值（WF_dem）、主燃油主控回路電流計算值（ILWF）對比如圖6 所示。

4.2 復位后通道恢復驗證

在發動機減速過程中復位B 通道，模擬B 通道發生“軟故障”，半物理模擬試驗曲線如圖7 所示。

圖7 B 通道復位后恢復上線半物理模擬試驗曲線

減速過程中第8.5 s 復位B 通道，第9.1 s 停止復位B 通道。B 通道復位初始化后執行通道狀態恢復，各控制回路燃油計算值、各伺服回路電流計算值與A通道值一致，重新恢復上線，控制過程正常。兩個通道主燃油給定值（WF_dem）、主燃油主控回路電流計算值（ILWF）對比如圖7 所示。

5 結語

為提高數控系統可靠性，本文開展了航空發動機數字電子控制器通道恢復方法研究。針對某型號非加力渦扇發動機數字電子控制器，完成了通道恢復流程設計和恢復要素識別；通過半物理模擬試驗，證明了通道恢復方法的有效性。試驗結果表明本文所提出的通道恢復方法合理，具有較好的工程實用價值，發生復位、供電異常后恢復上電的通道能夠恢復上線，從而提高了數控系統可靠性。