CN110307103A - 一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其解决了现有的大功率输出尾喷管喉部面积控制系统体积重量大、发动机系统中不好安装的问题。该系统包括N个小功率电动缸以及集成伺服控制器；集成伺服控制器包括控制电路、功率驱动电路以及电源电路；控制电路的核心为双DSP芯片+FPGA芯片组合结构，功率驱动电路主要包括N个IPM模块、N个磁隔离电路、2N个相电流采样芯片。通过IPM模块驱动小功率电动缸动作，通过双DSP芯片+FPGA芯片实现N路小功率电动缸的同步控制。

Description

一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统

技术领域

本发明属于计算机控制技术领域，具体涉及一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统。

背景技术

在发动机中，尾喷管可使燃气发生器排出的高压燃气膨胀加速，并以高速排出发动机，从而将燃气的可用功转化为动能，向发动机提供反作用力，从而产生推力。尾喷管喉部面积控制系统是航空发动机控制系统的一个重要组成部分，其通过改变尾喷管喉部面积，调节气流在尾喷管中膨胀比的分配，从而达到控制发动机工作状态的目的。

随着飞机和发动机性能的不断提升，对发动机尾喷管的控制要求越来越高，需要输出功率更大、控制精度更高的伺服控制系统。但输出功率增加会引起控制系统体积重量成倍增加，在发动机中不好安装，体积重量也相应增加。

目前航空发动机尾喷管喉部面积控制系统研究集中于高可靠性方面，专利号201310659826.4设计了一种数字电子控制器和液压机械备份控制器可以互相切换的尾喷管面积控制系统，用于提高控制系统的工作可靠性。但针对功率大、精度高的集成多路机构伺服控制的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统缺少研究。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于：现有的大功率输出尾喷管喉部面积控制系统体积重量大、发动机系统中不好安装的问题，本发明提供了一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统。

为解决上述问题，本发明的技术方案是：

本发明提供了一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，包括N个小功率电动缸以及集成伺服控制器；

其中，集成伺服控制器包括控制电路、功率驱动电路以及电源电路；

所述控制电路包括FPGA芯片、主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片、三片数据解码芯片、缓冲电路、RS422通讯串口、LDO电路、保护电路以及ROM芯片；

FPGA芯片分别与主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片以及三片数据解码芯片相互通讯；

两片AD采样扩展芯片均通过信号调理模块接收所述N个小功率电动缸的反馈信号，并将该反馈信号输入至FPGA芯片；

三片数据解码芯片接收所述N个小功率电动缸的位置信号，并将该位置信号输入至FPGA芯片；

主DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号并结合ROM芯片的配置参数用于完成尾喷管面积指令规划和解算、N路小功率电动缸同步算法的构建以及一路小功率电动缸的三环控制、故障诊断及处理；

从DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号，用于完成N-1路小功率电动缸的三环控制、故障诊断和处理；

主DSP芯片和从DSP芯片均与缓冲电路连接，用于对功率驱动电路进行磁藕驱动；

主DSP芯片通过RS422通讯串口接收外部上位机发送控制指令，主DSP芯片将控制指令放在FPGA芯片中供从DSP芯片使用；同时主DSP芯片将一路小功率电动缸的状态信息、将从DSP芯片上传的N-1路小功率电动缸状态信息，统一打包之后反馈给外部上位机；

从DSP芯片的RS422通讯接口为调试接口；

所述控制指令为启动指令、停止指令、控制模式、面积指令以及参数设置；

所述反馈状态信息包括相电流数值、母线电流数值、母线电压数值、位置反馈以及故障字；

从DSP芯片与所述保护电路相互通讯，保护电路用于实时监测N-1路电动缸的故障信号，并报送给主DSP芯片；

LDO电路接收电源电路的电压信号，并将电压信号进行转换后分别传输至FPGA芯片、主DSP芯片和从DSP芯片；

功率驱动电路包括N个IPM模块、N个磁隔离电路、2N个相电流采样芯片、电压采样芯片以及故障检测模块；

一个磁隔离电路将缓冲电路发送的驱动信号作为输入，输出至对应的IPM模块，IPM模块用于直接驱动一个小功率电动缸；

2个相电流采样芯片为一组，并与一路IPM模块连接，将该路IPM模块的U相和W相的电流值输送至AD采样扩展芯片；同时每个相电流采样芯片分别输出故障信号至故障检测模块；

电压采样芯片用于检测控制系统的电压信号，并将电压信号传输至AD采样扩展芯片，同时输出故障信号至故障检测模块；

故障检测模块用于采集故障信号，并通过保护电路发送至主DSP芯片、从DSP芯片；所述故障信号包括电压故障信号、电流故障信号、温度故障信号；

电源电路包括两个EMC电路、二次电源转换电路、电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片、母线电压采样芯片以及滤波电容；

其中，一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端依次通过电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片母线电压采样芯片以及滤波电容向功率驱动电路中的每路IPM模块供电，另外一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端通过二次电源转换电路向控制电路和功率驱动电路供电。

进一步地，上述功率驱动电路还包括温度检测芯片；

温度检测芯片用于监测每路控制系统的实时温度，并将温度故障信号传输至至故障检测模块。

进一步地，上述电源软启动电路由串联MOS模块、并联IGBT模块以及正温度系数电阻构成。

进一步地，上述滤波电容用于IPM模块输入端滤波，共设置了三种电容，分别为：DC-Link电容、突波吸收电容以及瓷介电容；

DC-Link电容用于滤除低频干扰信号和储能；

突波吸收电容用于降低IGBT硬开关存在的尖峰信号；

瓷介电容用于滤除高频干扰信号。

进一步地，上述两片AD采样扩展芯片为12路16位的AD数据采样，分辨率可以达到0.004mm，积分非线性最大值为±3LSB，最高一位为符号位；

三片数据解码芯片为3路的14位的数据解码，最大跟踪速率为3125rps，角度精度最大值为±5+1LSB，积分非线性最大值为±4LSB。

进一步地，上述控制电路中的电器元件设置在第一基板上；功率驱动电路中的电器元件设置在第二基板上；电源电路中的电器元件设置在第三基板上；第一基板、第二基板以及第三基板通过板间接插件连接，并且第三基板、第一基板以及第二基板自上而下依次设置。

进一步地，上述N≥3。

本发明的有益效果是：

1、基于双DSP芯片+FPGA芯片组成的控制电路，解决了现有的大功率输出尾喷管喉部面积控制系统体积重量大、发动机系统中不好安装的问题，同时实现N路小功率电动缸的同步控制，不仅在空载工况下，发送位置小阶跃指令、全行程(-75mm～75mm)阶跃指令、快速往复指令等各种指令后，N路小功率电动缸在作动过程中均保持实时同步(任两路位置之间实时偏差不大于2mm)，说明了该控制系统的有效性；在负载工况下，特别是N路负载之间存在较大差异的情况下，N路小功率电动缸在作动过程中均保持实时同步，说明控制系统具有良好的抗负载扰动能力。

2、全负载运行，伺服控制器输出功率10kW，额定电压270V，设计了专门的电源软启动电路和控制方法；本发明设计了专门的电源软启动电路，电源软启动电路由串联MOS模块、并联IGBT模块、正温度系数电阻(PTC)构成，MOS和PTC串联，整体和IGBT模块并联，控制策略是先打开MOS，通过PTC电阻限制充电电流，当检测母线电压＞260V时，关断MOS，打开IGBT，实现电源的软启动过程，保证系统的可靠运行。

3、本发明的控制系统针对22000N的单向大负载，在机构缩回的时候，电动缸处于发电状态，母线电压会升到360V，超过系统的安全工作电压320V；通过大量实验验证，最终确定母线电压≥290V时，泄放电路开始工作，母线电压≤290V时，泄放电路停止工作的策略，过压保护阈值为320V；实验结果显示，当单路机构同时缩回时，母线电压波形为呈现三角波，最小值为290V，最大值为295V。

4、本发明为实现数据的高精度采集和高速率交互，选用16位的AD采样扩展芯片和14位的数据解码芯片，保证系统的高精度采集。位置信号采集总行程为150mm，采用16为AD扩展芯片，分辨率可以达到0.004mm，积分非线性最大值为±3LSB，最高一位为符号位；解码芯片为14位，最大跟踪速率为3125rps，角度精度最大值为±5+1LSB，积分非线性最大值为±4LSB。

附图说明

图1为本发明的结构原理图。

图2为集成伺服控制器的框图。

图3为控制电路的框图。

图4为功率驱动电路的框图。

图5为电源电路的框图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行更加详细的介绍：

如图1所示：航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，包括N个小功率电动缸以及集成伺服控制器；(本实例中N＝3)

其中，集成伺服控制器包括控制电路、功率驱动电路以及电源电路；

如图2和图3所示，控制电路为基于双DSP+FPGA构架的控制处理器，包括控制电路包括FPGA芯片、主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片、三片数据解码芯片、缓冲电路、RS422通讯串口、LDO电路、保护电路以及ROM芯片；

FPGA芯片分别与主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片以及三片数据解码芯片相互通讯；

两片AD采样扩展芯片均通过信号调理模块接收所述N个小功率电动缸的反馈信号，并将该反馈信号输入至FPGA芯片；信号调理模块为所有采样信号调理和滤波，相电流采样信号的质量直接影响系统的控制精度，有针对性的设计了多阶有源滤波器，通过仿真将截至频率设置为7KHz；系统对母线电流、母线电压信号的要求比较低，采用无源的一阶滤波，截至频率设置为1KHz；位置信号需要激磁信号，通过专门的放大电路，将芯片的激磁信号幅值、电流和频率调整到传感器规定的范围，反馈的信号由于夹杂着高频信号，需要设置滤波电路，截至频率＜500KHz。采样信号的输入端都增加了保护电路，防止过压损坏。

两片AD采样扩展芯片为12路16位的AD数据采样，分辨率可以达到0.004mm，积分非线性最大值为±3LSB，最高一位为符号位；

三片数据解码芯片为3路的14位的数据解码，最大跟踪速率为3125rps，角度精度最大值为±5+1LSB，积分非线性最大值为±4LSB。

主DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号并结合ROM芯片的配置参数完成尾喷管面积指令规划和解算、三路小功率电动缸同步算法构建、一路小功率电动缸三环控制、故障诊断及处理；

从DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号，完成两路小功率电动缸的三环控制、故障诊断和处理，FPGA完成所有反馈信号的采集和存储、仲裁逻辑电路设计、双端口RAM结构。

在FPGA芯片中设计双端口RAM结构，主DSP芯片和从DSP芯片具有完全独的立数据线、地址线和读写控制线，可使两个DSP同时访问其内部RAM资源，并且同时访问的仲裁逻辑电路全部集成在双端口RAM内部，简化了电路设计；两片AD采样芯片共用一套数据线、地址线和读写控制线，保证6路相电流采样、3路位置信号采集的实时性；三片解码电路共用一套数据线、地址线和读写控制线，保证电机转子位置信号采集的实时性。

主DSP芯片通过RS422通讯串口接收外部上位机发送控制指令，主DSP芯片将控制指令放在FPGA芯片中供从DSP芯片使用；同时主DSP芯片将一路小功率电动缸的状态信息、将从DSP芯片上传的N-1路小功率电动缸状态信息，统一打包之后反馈给外部上位机；

从DSP芯片的RS422通讯接口为调试接口；

其中，控制指令为启动指令、停止指令、控制模式、面积指令以及参数设置等；反馈状态信息包括相电流数值、母线电流数值、母线电压数值、位置反馈以及故障字等；

主DSP芯片和从DSP芯片均与缓冲电路连接，缓冲电路包括两个功能，一方面增加输出能力，最大输出电流为±50mA，用于对功率驱动电路进行磁藕驱动；另一方面实现电平转换，控制电路输出的信号为3.3V，使其转换为5V信号，提高信噪比和波形整形的作用。

LDO电路接收电源电路的电压信号，并将电压信号进行转换后分别传输至FPGA芯片、主DSP芯片和从DSP芯片；具体是：将5V转化为3.3V、1.9V、1.2V，3.3V用于DSP、FPGA的IO供电，1.9V用于主DSP芯片和从DSP芯片的内核供电，1.2V用于FPGA芯片的内核供电，同时可以配置电源的上电时序和复位信号。

主DSP芯片与所述保护电路相互通讯，保护电路用于实时监测故障信号，并报送给主DSP芯片。

从DSP芯片与所述保护电路相互通讯，保护电路用于实时监测N-1路电动缸的故障信号，并报送给主DSP芯片。

如图2和图4所示，功率驱动电路包括3个IPM模块、3个磁隔离电路、6个相电流采样芯片、电压采样芯片以及故障检测模块；

一个磁隔离电路将缓冲电路发送的驱动信号作为输入，输出至对应的IPM模块，IPM模块用于直接驱动一个小功率电动缸；

2个相电流采样芯片为一组，并与一路IPM模块连接，将该路IPM模块的U相和W相的电流值输送至AD采样扩展芯片；同时每个相电流采样芯片分别输出故障信号至故障检测模块；

电压采样芯片用于检测控制系统的电压信号，并将电压信号传输至AD采样扩展芯片，同时输出故障信号至故障检测模块；

故障检测模块用于采集故障信号，并通过保护电路发送至主DSP芯片、从DSP芯片；所述故障信号包括电压故障信号、电流故障信号、温度故障信号；其中电压故障信号为过压保护、欠压保护等；电流故障信号为过流保护、短路保护等；温度故障信号为过温保护。

该电路还包括温度检测芯片；温度检测芯片用于监测每路控制系统的实时温度，并将温度故障信号传输至至故障检测模块。

相电流采样芯片和电压采样片芯均属于属于霍尔感应方式，隔离输出，减小体积，均通过接插件与控制电路连接；

需要具体说明的是：相电流采样芯片(以下简称电流IC)对相电流进行采样，并配置硬件故障保护功能。每个IPM芯片的UVW三相的输出均通过电流IC，取U相和W相的电流采样值进入电流调理模块，使用电流IC的过流故障输出功能，为UVW三相配置过流故障阈值Ioc，每路电机的三片电流IC的故障输出信号经过“与逻辑”处理后分别进入主从DSP芯片。当电流IC检测到电流超过设置阈值时，故障引脚输出低电平，低电平将触发主从DSP产生中断，主从芯片在中断服务程序中立即禁止PWM信号输出，从而保护功率电路和电机。本实施例中，一路小功率电动缸的故障信号进入主DSP芯片，另外两路小功率电动缸的故障信号进入从DSP芯片，方便程序判断；同时通过FPGA芯片将从DSP芯片的故障信号传给主DSP芯片，最后将所有故障信号上报给上位机。

如图2和图5所示，电源电路包括两个EMC电路、二次电源转换电路、电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片、母线电压采样芯片以及滤波电容；

其中，一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端依次通过电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片母线电压采样芯片以及滤波电容向功率驱动电路中的每路IPM模块供电，另外一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端通过二次电源转换电路向控制电路和功率驱动电路供电；

滤波电容用于IPM模块功率输入端滤波，共设置了三种电容，DC-Link电容用于滤除低频干扰信号和储能，突波吸收电容用于降低IGBT硬开关存在的尖峰信号，瓷介电容用于滤除高频干扰信号，尽可能就近放置。

EMC电路的输入端为外部270V电源，输出和电源启动电路连接，降低机构工作对外产生的电磁辐射及噪声纹波；

电源软启动电路由串联MOS模块、并联IGBT模块、正温度系数电阻(PTC)构成。当电源上电时，控制MOS打开，母线上的3个DC-Link电容进行充电，此时瞬时充电电流较大，电流经过PTC电阻后，电阻温度迅速上升，电阻同时增大，从而抑制充电电流上升。当MCU芯片检测到母线电压大于设定阈值时，软件判断储能电容充电完成，此时控制MOS关断、IGBT模块打开将PTC电阻短路，即母线回路中电流不再经过PTC，从而实现电源软启动，输出通过选用IGBT的接线端子和功率电路连接。

制动器电路用于控制机构的启动和停止，输入为电源软启动电路的输出端，输出通过预留的焊盘和控制器的外部接插件连接；

泄放电路的输入端为电源软启动电路的输出端，三路电动缸缩回时产生的能量一部分储存在DC-Link电容中，多余的能量通过泄放电路消耗。由于尾喷管的特殊工况，22000N产生的能量很大，需要一个300欧姆200W的电阻才能保证能量的及时泄放，母线泵升电压始终维持在300V以下，保证系统的可靠工作。

二次电源转换电路的输入端为EMC电路的输出端，转换为系统所需要的+5VD、+5VA、+15VA、+15VC、±15VA、+15VG，+5VD为控制电路供电，+5VA、±15VA为采样电路供电，+15VA为激磁电路供电，+15VC为电源软启动电路供电，+15VG为功率驱动电路供电，输出端通过与控制电路连接。

另外，集成伺服控制器的控制电路中的电器元件设置在第一基板上；功率驱动电路中的电器元件设置在第二基板上；电源电路中的电器元件设置在第三基板上；第一基板、第二基板以及第三基板通过板间接插件连接，并且第三基板、第一基板以及第二基板自上而下依次设置。

Claims (7)

1.一种航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：

包括N个小功率电动缸以及集成伺服控制器；

其中，集成伺服控制器包括控制电路、功率驱动电路以及电源电路；

所述控制电路包括FPGA芯片、主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片、三片数据解码芯片、缓冲电路、RS422通讯串口、LDO电路、保护电路以及ROM芯片；

FPGA芯片分别与主DSP芯片、从DSP芯片、两片AD采样扩展芯片以及三片数据解码芯片相互通讯；

两片AD采样扩展芯片均通过信号调理模块接收所述N个小功率电动缸的反馈信号，并将该反馈信号输入至FPGA芯片；

三片数据解码芯片接收所述N个小功率电动缸的位置信号，并将该位置信号输入至FPGA芯片；

主DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号并结合ROM芯片的配置参数用于完成尾喷管面积指令规划和解算、N路小功率电动缸同步算法的构建以及一路小功率电动缸的控制、故障诊断及处理；

从DSP芯片从所述FPGA芯片中读取反馈信号，用于完成N-1路小功率电动缸的控制、故障诊断和处理；

主DSP芯片和从DSP芯片均与缓冲电路连接，用于对功率驱动电路进行磁藕驱动；

主DSP芯片通过RS422通讯串口接收外部上位机发送控制指令，主DSP芯片将控制指令放在FPGA芯片中供从DSP芯片使用；同时主DSP芯片将一路小功率电动缸的状态信息、将从DSP芯片上传的N-1路小功率电动缸状态信息，统一打包之后反馈给外部上位机；

从DSP芯片的RS422通讯接口为调试接口；

所述控制指令为启动指令、停止指令、控制模式、面积指令以及参数设置；

所述反馈状态信息包括相电流数值、母线电流数值、母线电压数值、位置反馈以及故障字；

主DSP芯片与所述保护电路相互通讯，保护电路用于实时监测一路电动缸的故障信号，并报送给主DSP芯片；

从DSP芯片与所述保护电路相互通讯，保护电路用于实时监测N-1路电动缸的故障信号，并报送给主DSP芯片；

LDO电路接收电源电路的电压信号，并将电压信号进行转换后分别传输至FPGA芯片、主DSP芯片和从DSP芯片；

功率驱动电路包括N个IPM模块、N个磁隔离电路、2N个相电流采样芯片、电压采样芯片以及故障检测模块；

一个磁隔离电路将缓冲电路发送的驱动信号作为输入，输出至对应的IPM模块，IPM模块用于直接驱动一个小功率电动缸；

2个相电流采样芯片为一组，并与一路IPM模块连接，将该路IPM模块的U相和W相的电流值输送至AD采样扩展芯片；同时每个相电流采样芯片分别输出故障信号至故障检测模块；

电压采样芯片用于检测控制系统的电压信号，并将电压信号传输至AD采样扩展芯片，同时输出故障信号至故障检测模块；

故障检测模块用于采集故障信号，并通过保护电路发送至主DSP芯片、从DSP芯片；所述故障信号包括电压故障信号、电流故障信号、温度故障信号；

电源电路包括两个EMC电路、二次电源转换电路、电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片、母线电压采样芯片以及滤波电容；

其中，一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端依次通过电源软启动电路、制动电路、泄放电路、母线电流采样芯片母线电压采样芯片以及滤波电容向功率驱动电路中的每路IPM模块供电，另外一个EMC电路的输入端并联至外部270V电源，其输出端通过二次电源转换电路向控制电路和功率驱动电路供电。

2.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：功率驱动电路还包括温度检测芯片，温度检测芯片用于监测每路控制系统的实时温度，并将温度信号传输至AD采样扩展芯片，同时输出故障信号至故障检测模块。

3.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：所述电源软启动电路由串联MOS模块、并联IGBT模块以及正温度系数电阻构成。

4.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：滤波电容用于IPM模块输入端滤波，共设置了三种电容，分别为：DC-Link电容、突波吸收电容以及瓷介电容；

DC-Link电容用于滤除低频干扰信号和储能；

突波吸收电容用于降低IGBT硬开关存在的尖峰信号；

瓷介电容用于滤除高频干扰信号。

5.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：两片AD采样扩展芯片为12路16位的AD数据采样，分辨率可以达到0.004mm，积分非线性最大值为+3LSB，最高一位为符号位；

三片数据解码芯片为3路14位的数据解码，最大跟踪速率为3125rps，角度精度最大值为+5+1LSB，积分非线性最大值为+4LSB。

6.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：控制电路中的电器元件设置在第一基板上；功率驱动电路中的电器元件设置在第二基板上；电源电路中的电器元件设置在第三基板上；第一基板、第二基板以及第三基板通过板间接插件连接，并且第三基板、第一基板以及第二基板自上而下依次设置。

7.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管喉部面积控制系统，其特征在于：所述N≥3。