陈怀荣;王曦
【摘 要】Development situation of turboprop engine in western countries was overviewed, and several key technologies related with the control system of turboprop engine were analyzed, including working parameters, features, performance, propeller model, design method of control system, fault diagnosis technology of different types of turboprop engines and so on. The adaptive fuel control logic and implementation method of the hydro-mechanical control system of Garret early YT76 single spool turboprop engine were mainly analyzed. In addition, the development process of Pratt&Whitney Canada three-spool turboprop engine from the first generation of supervisory digital electronic control with mechanical back up system of PW120 engine to the dual channel full authority digital eletronic control system of PW150 engine was selective analyzed. These efforts are intended to provide a clear idea for the technological development of domestic turboprop engine control system.%概述了国外涡桨发动机的发展状况，分析了涡桨发动机控制系统相
关的若干关键技术，包括不同类别涡桨发动机的工作参数、特点、性能、螺旋桨模型、控制系统设计方法、故障诊断技术等。主要剖析了早期的Garret公司YT76单轴涡桨发动机液压机械控制系统的自适应燃油控制逻辑、实现方法，此外，对PW加拿大公司3轴涡桨发动机从第1代具有监控功能的数字电子控制系统及液压机械备份PW120发动机控制系统到具有双通道全权限数字电子控制功能的PW150发动机控制系统的发展历程进行了重点分析，旨在为国内涡桨发动机控制系统的技术发展提供1条清晰的思路。 【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2016(042)006
鼻渊散
【总页数】9页(P9-17)
【关键词】涡桨发动机;螺旋桨模型;控制系统;故障诊断;自适应燃油控制高中化学实验会考
【作 者】陈怀荣;王曦
【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191
【正文语种】中 文
【中图分类】V233.7法国七月革命
涡轮螺旋桨（简称涡桨）发动机是1种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置，具有耗油率低、单位功率大、起飞推力大、推进效率高、对飞机场要求低、使用成本低等优点，在军用中小型运输机、民用支线客机和通用飞机等领域有着广泛的应用前景。随着螺旋桨设计、制造技术的进步，涡桨飞机在高亚声速飞行时的耗油率进一步降低，推进效率大大提高，涡桨发动机因此被誉为“明天的绿动力”[1]。飞机对发动机性能要求不断提高，现代控制理论日趋完善，健康管理技术有了长足发展，涡桨发动机控制系统也由液压机械式控制系统发展到全权限数字电子控制(Full Authority Digital Electronic Control，简称FADEC)系统。传统的涡桨发动机控制系统采用将发动机控制系统和螺旋桨控制系统分开设计的方式，而由欧洲国际涡轮螺旋桨发动机股份有限公司(EPI)研制出的TP400-D6涡桨发动机FADEC系统则首次采用了多变量控制技术，将发动机控制系统和螺旋桨控制系统综合起来进行设计[2]。FADEC技术不断进步，飞机/涡桨发动机一体化控制及健康管理技术成为未来涡桨发动机控制系统的发展方向。近年来，中国通用航空产业呈 现出蓬勃发展的趋势[3]。涡桨发动机在高亚声速飞行时所具有的诸多优点，势必给其带来新的发展机遇。目前，国内缺乏对涡桨发动机的研究，螺旋桨技术水平仅限制在测绘仿制阶段，涡桨发动机控制系统仍以传统的液压机械式为主，更缺乏对涡桨发动机控制系统传感器、执行机构的故障诊断研究，自主研发能力相对国际先进水平有较大差距。
本文以国外涡桨发动机技术发展状况为出发点，分析了与涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术。
目前，30～70座级民航支线涡桨飞机绝大多数都配装了PW100系列涡桨发动机。针对90座级民航支线涡桨飞机，PWC公司正在研制功率为3307.5～5880 kW的新一代支线涡桨(NGRT)发动机。通过提高压气机增压比和发动机循环效率，使NGRT发动机的耗油率(SFC)降低了20%。
为了与PWC公司的PT6A-60系列发动机在公务及通用航空领域动力市场竞争，GE公司开展1470 kW级先进涡桨发动机(ATP)项目。ATP具有双转子结构，采用3-D离心式压气机和4级轴流式压气机，使压气机增压比达到16，并采用反流式燃烧室、2级高压涡轮和3级低压涡轮，大大提高了发动机效率。在同等海拔高度下，与PT6A-60系列发动机相比，ATP的
功率提高了10%，耗油率降低了20%，翻修期延长了30%，大修间隔时间也提高至4000 h。此外，GE公司研制的新型3675 kW级涡桨发动机即将问世。
齐雯流产自1942年英国研制出世界上第1台涡桨发动机“曼巴(Mamba)”以来，涡桨发动机进入了1个快速发展阶段，成功研制出Dart、PT6A系列、AI-20、AI-24、NK-12等第1代涡桨发动机，主要采用了液压机械式控制系统。但相比于涡扇发动机，涡桨发动机存在噪声大、飞行速度低等问题，导致其相关的技术研究基本处于停滞状态。20世纪70年代中期能源危机爆发，低耗油率的涡桨发动机迎来发展机遇，英、美等国航空研究机构在提高桨叶气动性能等方面进行大量研究工作，先后研制出新翼型的桨叶，如ARA-D翼型，该翼型特点是最大厚度前移，前缘半径增大，尾缘加厚[4]，从而提高了翼型的临界马赫数、巡航效率、螺旋桨拉力，这一时期涡桨发动机主要有PW120、CT7、TPE331-12、TVD-10等，主要采用具有机械液压备份的电子控制系统。随后，由于突破了一系列螺旋桨设计关键技术，涡桨发动机性能有了很大提升,AE2100、PW150、TV7-117S第3代涡桨发动机相继问世，控制系统主要采用具有状态监视系统的双通道FADEC系统。随着设计、制造、控制、健康管理等多学科技术的发展，P400-D6、TV7-117S等第4代涡桨发动机应运而生，控制系统主要采用具有发动机监控监视系统的双通道FADEC系统，代表了目前世界范围内的先进水平，
驱动轴
不但在耗油率和环境污染方面占优，而且在飞行速度和噪声水平上有很大提高，可与涡扇型飞机相媲美。4代典型型号的涡桨发动机重要技术性能参数见表1[1,5-6]。
涡桨发动机控制系统的研究对象是带有大惯性螺旋桨的涡桨发动机。螺旋桨主要靠发动机轴驱动，其需求功率与拉力负载特性在不同的飞行条件和工作状态下变化很大，对涡桨发动机和飞机的整机性能产生直接影响[7]。在设计控制系统时，需要建立精确的螺旋桨数学模型，计算在不同的飞行条件、转速和桨叶角的条件下螺旋桨所需的功率、效率和拉力，以获得螺旋桨的负载模拟特性，用于涡桨发动机控制系统的动态性能仿真研究中。用于定义螺旋桨数学模型的接口参数如图1所示。
有关螺旋桨数学建模方法的文献较少。20世纪30年代美国国家咨询委员会(NACA,NASA前身)给出了螺旋桨进距比、功率系数、推力系数、扭矩系数和螺旋桨效率等参数的计算方法[8]；Quentin R.Wald[9]在此基础上，进一步分析了螺旋桨动力学相关特性；1948年，Marcus F.Heidmann等以某型单轴涡桨发动机为研究对象，探讨涡桨发动机最佳功率分配问题[10]，提出涡桨发动机稳态性能的计算方法；随着螺旋桨理论的发展，提出了各种计算螺旋桨性能的方法，如涡流理论（片条理论，standard strip analysis）[4]、涡格法[11]
、面元法[12]和升力面法[13]等；Changduk Kong等[14-15]以PT6A-62涡桨发动机为研究对象，基于MATLAB/SIMULINK环境建立双轴涡桨发动机数学模型，但未公开其建模方法；邓志伟等[16-17]基于片条理论建立螺旋桨实时模型，验证了其有效性；黄家勤等[18]分别以片条理论和升力面法建立了螺旋桨数学模型，并与试验数据（源自FLUENT仿真数据）对比，验证了2种方法的有效性，得出如下结论：稳态时，基于升力面法所建立的螺旋桨数学模型精度高于基于片条理论所建立的螺旋桨数学模型，但前者不满足模型实时性条件；时培燕等[19]利用试车数据，基于辨识原理建立螺旋桨实时模型。上述方法有的需要详细的螺旋桨设计参数、算法复杂和大量的迭代过程，有的需要试车数据，代价较高，难以应用于工程实际。因此，面向工程应用的螺旋桨数学模型成为目前涡桨发动机控制系统设计的1项关键技术。
为了系统地反映涡桨发动机工作特性、零部件的载荷和热负荷，通常选用转速、当量功率和涡轮前燃气温度作为控制系统的被调参数。在不同大气环境条件和飞行状态下，这些被调参数采用以下3种调节规律获得其期望的性能。
3.1.1 等动力涡轮转速调节规律
等动力涡轮转速调节规律可使发动机在各工作状态下保持动力涡轮转速恒定。一方面，动力涡轮转速恒定能够使发动机在动态和稳态工作过程中远离压气机喘振边界，保证发动机稳定工作；另一方面，当涡桨发动机加、减速时，由于大惯性的螺旋桨转速保持不变，可以改善发动机的加、减速性能。在慢车状态下，由于慢车转速尚未达到这一调节规律所设定的转速，转速调节器不起作用，通过改变供油量使发动机达到慢车状态。
由于螺旋桨惯性大，负载特性响应慢，为此采用等动力涡轮转速的调节规律，通过改变螺旋桨桨叶角使负载功率发生相应变化。在涡桨发动机中，通常设置2种控制杆：功率杆(PLA)和变矩手柄(CLA)，功率杆用于燃油控制回路中，以确定涡桨发动机螺旋桨负载功率或需求功率，变矩手柄用于恒速装置控制回路中，以设定螺旋桨转速指令。在正常飞行期间，PLA通过调节供油量控制动力涡轮输出功率，而CLA设定期望的螺旋桨转速。以PW150涡桨发动机为例[20]分析如下：
（1）当CLA设定为1020 r/min时，自动设定为正常起飞功率；
（2）当CLA设定为900 r/min时，自动设定为最大爬升功率；
（3）当CLA设定为850 r/min时，自动设定为最大巡航功率。
涡桨发动机在不同工作状态下，通过改变CLA来设定不同的螺旋桨转速，是提高涡桨发动机工作可靠性、延寿的有效途径。
当PLA在慢车状态以下，飞行员通过“β控制模式”直接控制螺旋桨的桨距。
3.1.2 等当量功率调节规律
当涡桨飞机以某一速度飞行时，对应1个限制高度，从地面到该限制高度的范围内，采用等当量功率调节规律进行调节，能使涡轮前燃气温度逐渐升高，并接近最大允许值，以保持当量功率基本不变。涡桨发动机在地面工作时，按等当量功率调节规律进行调节，涡轮前燃气温度较低，未充分利用热部件的热负荷能力，涡桨发动机经济性有所降低，但提高了发动机的工作可靠性和使用寿命。
>张培基
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