范凯

摘   要：航空涡扇发动机是飞机主要动力供给模块之一，航空涡扇发动机性能控制效果对飞机飞行品质、可靠性造成了直接的影响。因此，本文以航空涡扇发动机性能退化控制为入手点，利用性能退化缓解控制技术，设计了航空涡扇发动机部件级模型，并对其进行了仿真试验分析。

关键词：涡扇发动机  性能退化控制  推力

中图分类号：V235.13                              文献标识码：A                        文章编号：1674-098X（2019）08（b）-0009-02

航空涡扇发动机是知识密集型高科技产品，在航空涡扇发动机研发、生产、制作过程中涉及了控制技术、工程热力学、工程力学、计算机技术、电子技术、空气动力学等多学科技术。但是在航空涡扇发动机运行年限内性能退化问题不可避免。航空涡扇发动机性能退化问题的出现，不仅加重了飞行员操作负担，而且增加了航空涡扇发动机运行风险。因此，对航空涡扇发动机性能退化缓解控制技术进行适当分析具有非常重要的意义。

1  涡扇发动机性能退化缓解控制方法概述

航空涡扇发动机性能退化缓解控制（Performance Derioration Mitigation Control），其主要是在传统控制系统的基础上，以系统自主性推力控制为目的设置的智能改进控制架构。一般来说，在航空涡扇发动机正常运行过程中，油门杆角度及转速、压力比等被控制参数、推力间关系处于稳定状态。此时，可以根据PLA控制指令，确定油门杆对应的推力参数;而在航空涡扇发动机性能退化后，其油门杆、推力间对应关系也会发生一定变化。这种情况下，就可以利用发动机性能退化缓解控制技术，根据前期推力参数变化，给予一定补偿，调整油门杆、推力间关系，保证发动机稳定运行。

2  涡扇发动机的性能退化控制模型构建及仿真分析

2.1 涡扇发动机状态变量模型构建

由于航空涡扇发动机运行年限内性能退化多表现为多健康参数同时退化形式，因此，可采用复合拟合的方式，构建航空涡扇发动机慢车以上状态变量模型。通过航空涡扇发动机线性变参数模型建模，可以针对航空涡扇发动机从慢车到中间状态整体运行期限内，构建涡扇发动机自适应模型，以获得涡扇发动机性能退化估计数值，为涡扇发动机性能退化控制提供依据。

在基于发动机自适应控制的状态变量模型构建过程中，首先可设定航空发动机非线性数学模型为：X=f（x，m，r）;y=g（x，m，r）。

上述式子中，x、m、y分别为状态量、控制量、输出量。而r为航空涡扇发动机外界条件参数，如进口温度、马赫数、高度等。在航空涡扇发动机飞行条件参数r处于稳定状态时，可选择航空涡扇发动机任意一个稳态点（x0，m0，r0），对非线性数学模型进行分析。并设定状态变量模型各变量范围。其中状态量x=[N1，N0]，其中N1为低压转子转速，N0为高压转子转速;控制量m=[W1，A0]T，W1为主燃油量，A0为尾喷管喉道面积;输出量y=[N1，N0，T0，T1]T，其中T0为风扇出口总温度，T1为压气机出口总温度。

2.2 涡扇发动机状态变量模型求解及精度验证

考虑到航空涡扇发动机在运行期间各部件性能也会随着时间推移发生退化。因此，可以航空涡扇发动机工作循环次数为输出参数，以航空涡扇发动机健康参数退化量作为输出参数。对航空涡扇发动机部件健康参数（初始健康参数为1）渐变退化过程进行模拟分析。即在对涡扇发动机高压转速扰动获得系数矩阵初猜值的基础上，扰动航空涡扇发动机低压转速，可得到另一个系数矩阵初猜值。随后设定扰动前涡扇发动机主燃油量功率、低压转速功率及高度功率、尾喷管喉道功率偏差均为0。则涡扇发动机元素a为涡扇发动机扰动前高压转速功率与扰动后高压转速功率相对偏差值[1]。

3  涡扇发动机的性能退化控制与推力确定

3.1 涡扇发动机状态变量模型改进

考虑到航空涡扇发动机运行阶段性能退化控制较复杂，在涡扇发动机状态变量模型设置的基础上，为确定涡扇发动机性能退化中推力变化，可增加一外环推力控制回路。新增设的外环推力控制回路主要包括转速指令修整器、推力估值器、推力设定逻辑控制3个模块。其中转速指令修整器主要是根据推力误差。其可在获得恰当的转速修整指令后，促使航空涡扇发动机推力与设定推力相近;推力估值器主要是依据卡尔曼滤波技术，对推力进行精准估计;推力设定逻辑，主要受航空涡扇发动机工作条件、退化程度影响。其可通过期望推力设定，在补偿推力损失的基础上，避免涡扇发动机进入不安全状态中。

3.2 涡扇发动机状态变量模型外环推力控制回路设计

通过调节转速指令，促使涡扇发动机性能退化推力恢复至标准值，是涡扇发动机外环控制回路设置的根本目的。基于此，就需要控制涡扇发动机设定推力在未退化时标准推力以下。即选择航空涡扇发动机安全可达范围内最小标称推力作为设定推力。同时考虑到涡扇发动机不同退化程度下最大安全推力变化。可以地面最大转速为依据，将极限保护器低压转子转速参数设定至极限程度下。

在具体操作过程中，可设定航空涡扇发动机退化阶段压气机、涡轮流量、效率因子处于同等程度退化状态。随后利用单参数，对涡扇发动机退化程度进行描述。最终得出地面环境中涡扇发动机退化程度、最大安全推力间关系如图1所示。

如图1所示，地面环境中航空涡扇发动机退化程度与最大安全推力成负相关。据此，可将涡扇发动机退化状态控制模型中推力设定逻辑逐步拓展至全包线[2]。而在全包线推力设定逻辑中，马赫数、飞行高度、退化程度是航空涡扇发动机最大安全推力主要决定因素。

3.3 涡扇发动机性能退化控制控制模型应用

在航空涡扇发动机性能退化控制模型应用前，可在MATLAB/Simulink仿真平台中，对涡扇发动机性能退化控制系统可行性进行仿真验证。为保证航空涡扇发动机模拟仿真精度，可在保证退化控制效果的前提下，尽可能增加退化速率，以便获得更加全面的系统对退化的补偿效果。本次仿真条件为涡轮发送机低压转子转速指令为90%，初始发动机为完全健康状态。且在4.5～14.5s之间，压气机与涡轮流量、效率因素会发生线性退化。最终退化控制结果如图2所示。

如图2所示，应用涡扇发动机退化控制模型后，在航空涡扇发动机退化控制中，通过增大低压转子转速，可以在一定程度上补偿退化导致的推力损失。而随着涡扇发动机退化程度的不断加深，被保护参数也超出了极限数值，导致推力无法在安全限度内达到标称值[3]。此时，退化控制系统可以降低低压转子转速指令，保证各发动机部件稳定运行。

4  结语

综上所述，在现代航空发动机数字控制技术发展背景下，新一代战机对推进系统机动性、生存性、自主性、经济性也提出了更高的要求。这种情况下，相关人员应以提高推进系统退化控制自主性為目的。合理利用涡扇发动机性能退化缓解控制技术，进一步完善航空涡扇发动机性能退化控制系统，以缓解航空涡扇发动机性能退化速率，减轻飞行员对推进系统操作负担。

参考文献

[1] 孙护国.航空发动机推力控制系统喘振裕度影响分析[J].计算机仿真，2017，34（1）：84-89.

[2] 彭刚，朱彬，张大义，等.高涵道比涡扇发动机结构与力学性能定量评估[J].航空动力学报，2017，32（7）：1728-1735.

[3] 洪骥宇，王华伟，倪晓梅.基于降噪自编码器的航空发动机性能退化评估[J].航空动力学报，2018，33（8）：123.