航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证

换到热备份通道工作。
全飞行包线的控制规律是总体设计技术的核 心之一。由于航空发动机在不同功率状态和不同 飞行条件下工作时， 发动机模型参数变化二 ｆ 多 倍， 而且呈非线性变化， 为了保证在全飞行包线工 作时的稳定性 ， 设计了一种 自 适应控制规律， 当发
图 １ 数控系统原理框图
２ 电子控制器
电子控制器的原理方块图如图 ２ 所示 ， 电子 控制器采用双通道、 Ｃ Ｕ模块化结构， 四 Ｐ 每个通 道由采集模块和控制模块组成， 采集模块和控制 模块之间采用并行 Ｄ ＭＡ通讯， 双通道之间采用 并行 Ｄ ＭＡ通讯， 控制模块与 飞 机系统或地面监 测装置之间采用串行通讯。独立的切换电路模块
控制双通道之间及与液压机械备份之间的互相切
换。
电子控制器的关键技术之一是热设计技术， 分别研究了飞机载和发动机载两种类型的电子控
图 ２ 电子控制器原理方块 图
Ｆｇ ２ ｃｅ ｔ ｏ ｔｅ ｉ ｌ ｔ ｌｒ ｉ． Ｓｈｍａｉ ｆ ｄｇ ａ ｃｎｒ ｌ ｃ ｈ ｉｔ ｏ ｏ ｅ
空 台模拟试验及装某 型飞机 飞行 演示验 证等过
主燃油供油装置， 加力燃油供油装置． 尾喷日 控制 装置， 各种传感器及压力传感器盒， 继电器箱， 状 态操纵盒， 开关控制盒， 信号灯盒等。数控系统原
理框图如图 １ 所示。 控制系统采用了双通道、 带液压机械备份的 总体结构形式， 关键传感器采用双余度设计， 电液 转换装置采用双线圈设计。 数控系统能对传感器、 执行机构及电子控制器进行故障诊断、 余度管理 和切换。当一个通道控制时另 一 个通道在热备份 状态。当前通道检测到故障时能 自动地或乎动切
符号表
Ｆ ＤＣ 一 Ａ Ｅ 一 全权限数字式电子控制 Ｌ Ｄ 一 线位移传感器 ＶＴ Ｆ ＷＭ— 脉宽调制
ＢＴ 一 内自测试 工— 机 ＰＡ Ｌ — 油门杆角度／“ （ ）
收稿 日期 ： ０３ ５ ７ ２０－０－２：修订 日期 ： ０３－０ ２０－１ １ ６
Ｎ， 低压转子转速／ ％） — （ Ｎ２ — 高压转子转速／ ％） （
Ｙ Ｏ ａ，ＷＡ Ｇ ｏ ｉ ｇ Ａ Ｈ ｌ ｕ Ｎ Ｇ －ａ ２ ｕ ｘｎ
（． ｊ ｇ ｖ ｓｙ ｅ ａｔｓ Ａ ｒ ａｔｓＮ ｎｎ ２ ０６Ｃ ｉ ； ｉ ｒｔ ｏ Ａ ｒｎｕｉ ａｄ ｔ ｎｕｉ ， ｊｇ ０１ ，ｈ ａ １Ｎ ｎｎ Ｕ ｅ ｉ ｆ ｏ ｃ ｎ ｓ ｏ ｃ ａ ｉ ａｉ ｎ １ ｎ ２Ａ ｉｉ Ｍｏｏ Ｃ ｎｒｌ ｔ ｎｔｕｅＷｕ ｉ ０ ３Ｃ ｉ ） Ｉｓｔｔ， ｘ ２４ ６ ，ｈ ａ ． ａｏ ｖ ｔ ｎ ｔｒ ｔ Ｓ ｓ ｍ ｉ ｏ ｏ ｙｅ １ ｎ Ａ ｓ ａｔ Ａ ｌａｔｏｉ ｄ ｉｌ ｔ ｎ ｅｇ ｅ ｔ ｌ ｔ ｉｄｖｌ ｅ． ｔ ｈ ｂｔ ｃ； ｆ ｌ ｈｒｙ ｔ ｅ ｃ ｏｉ ｎｉ ｃｎｒ ｓｓ ｍ ｅｅ ｐｄ Ｋ ｙ － ｒ ｕ ｕ ｔ ｉ ａ ｌ ｒ ｃ ｎ ｏ ｏ ｙ ｅ ｓ ｏ ｇ ｅ ｅ ｅ ｃ ｎ ｕｓ ｈ ｓｓ ｍ ｎｔ ｃｏ ， ｒ ｒｌ ， ｕ ｄ ｇｏ ｉａｐｏｃ ， ｒｎ ｃｎｒｌｒ ｉ ｅ ｓｃ ａ ｙｔ ｃ ｓ ｕｔｎｃｎ ｏ ｕ ｓｆ ｌ ｉ ｎｓｃ ｒ ｈ ｅｃ ｏｉ ｏｔ ｌ ， ｑ ｕ ｓ ｅ ｏ ｒ ｉ ｏｔ ｌ ａ ｔ ｅ ａ ｔ ｐ ａ ｌ ｔ ｃ ｏｅ ｅ
万方数据
２０ ５
航 空 动 力 学 报
第
１ 卷 ９
制器 ， 贬 在 机载的情况下 ， 电子控制器长期Ｊ作的 一 环境温度为一５ 一＋７ ＇， ５ ０ 短时达＋９ ＇。 Ｃ ０ 在发动 Ｃ 机载 的情况下 ， 电子控制器工作环境温度高 达
和加力燃油供油装置， 主燃油供油装置原理如图 ３ 所示。加力燃油供油装置的组成与主燃油供油
Ｋ ｙ ｒｓ ａｒｓａｅ ｐｌｏ ｓｓ ｍ； ｏｅｇ ｅ ｅ ｗ ｄ ： ｏｐｃ ｐｏｕ ｉ ｙｔ ａｒ－ｎｉ ； ｏ ｅ ｒ ｓ ｎ ｅ ｅ ｎ ｆｌ ｕ ｏ ｔ ｄ ｉｌ ｔ ｎ ｏｔ ｓｓ ｍ； ｔ ｅｃ ｏｉ ｏｔ ｌ ｃｎｒｌ ｅ ｄ ｉｌ ｔ ｎ ｃｎｒｌｒ ｕ ａｔ ｒｙ ｔ ｅｃ ｏｉ ｌ ｉ ｉ ａ ｌ ｒ ｃ ｏ ｙｔ ｈ ｇ ｅ ｉ ａ ｌ ｒ ｃ ｏｅ ｇ ｅ
文献标 识码 ： Ａ 中图分类号 ：Ｖ２ ３ ７ ３ －
Ａ ｕｙ ｄ ｇｔ ｌａ ｏ Ｓ ｄ ａ Ｆｉ Ｅ ａｕｔ ｎ ｔ ｎ ｌｈ ｖ ｉ ｌ ｉ Ｃ ｔ Ｓｓ ｍ ｏ Ｆ ｌ Ａ ｔｏｉ Ｄｇ ａ Ｅ ｇ ｅ ｎｒｌ ｔ ｆ ｌ ｈｒｙ ｉ ｎ ｎ ｏ ｏ ｙ ｅ ｕ ｕ ｔ ｉｔ
故障还可以诊断 回路中缓慢漂移 的软故障 。控制
系统的一种或多种故障使原控制规律无法实现 时， 控制系统需进行自动调整， 采用余度控制规律 进行控制， 保证发动机的安全。 根据故障性质， 控 制系统的故障对策程序分为二类， 对一般故障（ 非 控制传感器、 双余度中的一个传感器故障等） 则切 换余度 ， 并给 出提示 ； 对重要故障则改变控制规 律， 发动机降低性能， 减少功能， 闪烁故障信号灯； 对严重故障则转液压机械备份。保证控制系统在 各种工作状态能安全、 平稳转换是余度切换的关 键， 控制系统采用了热备份的工作状态， 并接收主 控通道的工作信息， 使备份通道始终跟随主控通 道， 从而保证控制系统平稳转换。 对单余度传感器 故障处理采用了解析余度技术， 用非故障传感器 信号的估值来替代故障传感器。
通过试 飞， 验证 了该数控系统功能和性能及其关键技术 。试 ｔ 结果表 明， 使用全权 限数字电子控制系统取代
传统的液压机械调节器不仅扩展了发动机控制系统的控制功能， 同时也更有效地发挥了航空发动机的性能，
改善了发动机的操纵性、 维护性和可靠性
关 键 词 ：航空 、 航天推进系统 ； 航空发动机 ； 全权限数字电子控制系统 ； 数字 电子控制器
第１ ９卷
２０ ０ ４年
文章 编 号 ：１ ０ －０ ５ ２ ０ ） ２０ ４ －７ ０ ０８ ５ （０ ４ ０ － ２ ７０
航空动力学报
Ｊｕｎ ｌ Ａ ｒｓａｅ ｗ ｒ ｏ ｒａ ｏ ｅｏｐｃ Ｐ ｅ ｆ ｏ
Ｖｏ． ｌ１ ９
Ａｐ ｒ
Ｎ２ ２ ０ ｏ ０ ． ４
航空发动机全权限数控系统研究 和试飞验证
Ｆｇ １ ｃｅ ｔ ｏ ｔｅ Ｄ Ｃ ｓ ｍ ｉ． Ｓｈ ｍａｉ ｆ Ｆ Ｅ ｓ ｔ ｃ ｈ Ａ ｙｅ
万方数据
第
２ 期
姚华等： 航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证
动机的状态和飞行条件发生变化时， 通过引人发 动机换算转速、 进口大气压力、 进口大气温度等参 数对控制规律进行修正， 保证发动机在全包线有 足够的稳定鲁棒性 。发动机的主燃油流量控制回 路和加力燃油流量控制 回路是一个强荆合 的系 统， 在设计这两个控制回路的控制规律时， 了 采用 拉开两系统的截止频率和引人前馈控制的综合方 法对系统进行了解祸 为了保证发动机起动、 加减 速， 加力接通和断开等功能状态转换过程平稳、 快 速且不超温、 不超转、 不喘振， 引人换算参数进行 上述过渡过程的控制。 控制系统的故障诊断是另一个难点。通过故 障模式分析， 归纳出系统可能发生的四十多种故 Ｐ情况。根据不同的故障模式采取不同的诊断方 Ａ Ｉ Ｌ 法。 传感器及输人通道的故障诊断采用初值检查、 变化率检查、 变化范围检查及标准信号检查等方 法， 重要的是确定故障阑值保证不漏报故障和误 报故障。 电子控制器开关量输出模块、 脉宽调制输 出模块设有回检信 号， 软件在输出后检测其回检 信号来判定输出通道及执行元件的故障， 这种方 法需要确定回检信号的动态响应时间才能作出正 确的判断。 路检测是一种有效的故障诊断方法， ！ 可 控制软件中设计了 ３ 个回路检测， 这种方法需要 建立一个回路的数学模型， 数学模型的精度决定 了故障诊断准确度， 用这种方法不仅可以诊断硬
Ｐ— 发动机进ｕ压力／０Ｙ ， １０ａ
Ｐ ｚ 高压压气机进口 压力／ｏｐ ｌｏｓ 户— 低压涡轮出口压力／ｏｐ 、 ｌｏ．
Ｔ， 一 － 发动机进 口温度／ 七） 一 （
Ｔ －一 低压涡轮出口温度八℃） ， －
作者简介 ： 姚华（９１ ， ， １６ 一）男 湖北武汉人， 南京航空航天大学能源 与动力学院博士生， 主要从事航空动力控制技术研究
ｈ ｄａｌ ｍｅｈｎｃｌ ｔａｄ ｎｒｌ ｔ ａｅ ｄ ｃｓｅ． ｃｉ ｓ ｄ ｒ ｒ ｎｅ ｏ ｔｅ ｙ ｒｕｉ ｃａ ｉ ｕ ｉ，ｎ ｃ ｔ ｓｆ ｒ ａｅ ｕｓｄ Ｆ ｎｔ ｎ ａ ｐ ｆ ｍａｃｓ ｈ ｃ ａ ｎ ｏ ｏ ｏｗ ｒ ｉ ｓ ｕ ｏ ｎ ｅｏ ｆ
Ｆ Ｄ Ｃ ｔ ａｅ ｌ ｔ ｂ ｆ ｈ ｔ ｔ ｇＡ ａ ｕ ， ｅ ｃｏｓ ｈ ｃｎｒｌ ｅ ａ Ａ Ｅ ｓｓ ｍ ｅａ ａ ｄ ｌ ｔ ｉ ． ｒ ｌ ｔ ｆｎｔｎ ｏｔｅ ｔ ｓｓ ｍ ｙ ｅ ｒ ｖ ｕ ｅ ｙ ｅ ｎ ｓ ｓ ｔ ｈ ｕ ｉ ｆ ｏ ｏ ｙｔ ｒ ｉ ｇ ｓ ｅ ｅ ｅｈｎｅ ａｄ ｐｒ ｒ ｎｅ ｏ ｅｇ ｅ ｉ ｐｏｅ ｎ ａｃｄ ｔｅ ｆ ｍａｃｓ ｎｉ ａｅ ｒｖｄ ｎ ｈ ｅｏ ｆ ｎ ｒ ｍ
技术 。
Ｌ－ 喷口 ， 作动筒位移／ ｍ ｍ ＷＦ 主燃油流量／１ ） — ＜ｈ ／
ＷＦ— 加力燃油流； （ ｈ ｚ ｒ ９／１ ） ／
１ 系统总体
某型发动机全权限数字电子控制系统的主要 组成部件有 ： 数字电子控制器， 带液压机械备份的
航空发动机全权限数字电子控制技术是现代 航空推进系统技术中的一项新技术， 这项技术利 用以计算机为核心的数字电子控制系统取代传统 的液压机械调节器， 依靠计算机强大的数字计算 能力和逻辑处理能力， 完成比液压机械调节器更 先进、 更复杂的计算， 改善发动机的操纵性、 充分 挖掘发动机的性能潜力。但 由于发动机工作范围 宽、 工作环境恶劣， 可靠性要求高， 使航空发动机 数字电子控制系统的研制具有极大的技术难度。 为了全面突破航空发动机全权限数字电子控 制系统的各项关键技术， 我国从二 于 世纪八 于 年 代后期开始将航空发动机全权限数字电子控制系 统研究列于国家计划 ， 该计划确定 以某型发动机 为验证机， 研制满足全 飞行包线需要的航空发动 机全权限数字电子控制系统样机 ， 并通过数字仿 真、 半物理模拟试验、 环境试验、 地面台架试车、 高
万方数据
航
空
动
力
学
报
第
１ 卷 ９
Ｈ— 飞行高度／ ｍ Ｍ ａ 飞行马赫数 及 一 主燃油计量活门位移／ ｍ ｍ
乌
一
Байду номын сангаас
程， 对数控系统不断改进、 完善， 使数控系统走 向
加力燃油计量活门位移／ ｍｍ
成熟， 达到工程实用的程度。 航空发动机全权限数字电子控制技术涉及到 多个学科领域及多项技术， 本文介绍主耍的关键
姚 华‘ ，王国祥２
（． １南京航空航天大学 能源与动力学院， 江苏 南京 ２０１ ； １０６ ２航空动力控制系统研究所， ． 江苏 无锡 ２４６） １０３
摘要：以某型发动机为控制对象， 研究航空发动机全权限数字电子控制系统（Ａ Ｅ ） 对数控系统的总体结 （ Ｄ Ｃ。 Ｆ 构、 控制规律、 故障诊断及余度设计、 电子控制器、 液压机械装置、 控制软件开发等关键技术分别进行了讨论。
装置基木相 同。
１０ 发动机载控制器采用的是油冷机箱， １ Ｃ。 用燃 油作为冷却介质， 在最高环境温度下， 控制器内部
温度不超过介质温度加 １ ＇ ２Ｃ温升 。 飞机载控制器
采用 自然冷却。热设计主要考虑是电路模块的散 热、 电路功耗设计合理、 功率器件位置安排和高低 温下电路性能的变化等因素。 其中， 防止高低温下 电路性能的恶化或失效是关键， 几乎所有模拟电 路在高低温下性能都发生漂移。当环境温度变化 时Ｌ Ｄ Ｖ Ｔ电路模块输出电压变化最大达到 ８ ％， 大大高于 。２ ． ％的系统要求 。对该问题研究了二 种电路方案， 经多次的高低温试验， 使电路温漂控