仇小杰,林星辰,王全勝,胡文霏,王 琴
(1.中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所,江蘇無錫214063;2.中國人民解放軍空軍駐揚州地區(qū)軍事代表室,江蘇揚州225000)
航空發(fā)動機是1個結構極其復雜、工作環(huán)境極為惡劣、強非線性的被控對象[1]。在實際工作過程中,航空發(fā)動機特性會隨著負荷或飛行條件的變化而發(fā)生變化,為保證全包線內控制系統(tǒng)性能,必須采用適應性強的控制方法。國外從20世紀70、80年代開始先后驗證了自適應控制、魯棒控制、LQG/LTR控制、LPV控制等先進控制方法[2-5]。國內從90年代開始先后開展了自適應控制、魯棒控制、智能控制、性能尋優(yōu)等先進控制算法的研究[6-10],但僅限于理論研究。而PI控制以其技術成熟、結構簡單、適應性強等特點在航空發(fā)動機控制系統(tǒng)中被廣泛應用[11]。為保證全包線內控制系統(tǒng)性能,基于相似原理的PI參數(shù)修正方法被廣泛應用,該方法在發(fā)動機基本滿足相似原理的情況下能顯著提高控制參數(shù)的全包線適應性[12-14]。
彈用發(fā)動機研制本著簡單可靠、低成本的原則,傳感器不如傳統(tǒng)飛機發(fā)動機那么完善,控制算法中也較少針對控制參數(shù)進行修正,不能保證全包線內的控制品質。例如在某型彈用發(fā)動機控制系統(tǒng)的研制過程中,由于沒有采集發(fā)動機進口參數(shù)信息,控制系統(tǒng)無法使用相似原理實時對PI參數(shù)進行修正,從而導致高空出現(xiàn)轉速超調現(xiàn)象。為保證全包線內控制系統(tǒng)控制品質,開展發(fā)動機進口條件缺失情況下的彈用發(fā)動機控制參數(shù)修正方法研究勢在必行。
本文設計了1種基于壓氣機出口總壓P3重構發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法,經(jīng)過全數(shù)字仿真、半物理模擬試驗、高空模擬試驗及高空飛行試驗驗證,發(fā)動機轉速超調量滿足設計要求,解決了用戶需求,顯著提高了彈用發(fā)動機控制系統(tǒng)控制參數(shù)的全包線適應性。
根據(jù)發(fā)動機數(shù)學模型,建立地面狀態(tài)發(fā)動機各穩(wěn)定狀態(tài)下的發(fā)動機線性模型[15],并設計出各轉速狀態(tài)下的地面點PI控制參數(shù),見表1(表中數(shù)據(jù)進行了歸一化處理)。
表1 地面條件下各轉速狀態(tài)的PI參數(shù)
根據(jù)相似原理對地面PI參數(shù)進行修正,隨著H、Ma的變化,即P1、T1改變的情況下,Kp0、Ki0的相似參數(shù)Kp、Ki的相似變換為
式中:Kp、Ki為經(jīng)過相似變換過的PI控制參數(shù),P0=1 kPa,T0=288.15 K。
從式(1)、(2)中可知,如果要對 PI參數(shù)進行H、Ma修正,那么需要發(fā)動機的進口溫度T1以及發(fā)動機進口壓力P1的參數(shù)信息。而在本文控制對象中,僅有T1測量值而沒有P1測量值,無法使用相似原理對PI參數(shù)進行實時修正。
本文提出基于壓氣機出口總壓P3重構發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法,步驟如下:
(1)分析控制系統(tǒng)不同包線高空飛行試驗數(shù)據(jù),使用彈體埋入式進氣道拋蓋時刻的壓氣機出口總壓P3值作為當次試驗的發(fā)動機進口壓力P1值,同時采集不同轉速條件下的壓氣機出口總壓P3值,得到不同轉速下的壓比值,通過對不同包線高空飛行試驗數(shù)據(jù)值以及發(fā)動機模型計算值進行對比分析,形成不同包線不同轉速下的轉速-壓比參數(shù),見表2(表中數(shù)據(jù)進行了歸一化處理)。
表2 不同轉速下的轉速-壓比參數(shù)
(2)在實際試驗過程中,根據(jù)控制系統(tǒng)實時采集到的發(fā)動機壓氣機出口總壓P3參數(shù)值,通過表2重構出當前的發(fā)動機進口壓力參數(shù)P1,從而根據(jù)T1、P1實時對PI參數(shù)進行相似變換修正
分別模擬發(fā)動機使用包線點(H=0 km,Ma=0)、(H=3 km,Ma=0.5)以及(H=7 km,Ma=0.7)的飛行條件加速到90%、93%轉速的仿真試驗,將原控制參數(shù)與使用實時修正的控制參數(shù)試驗結果進行對比,仿真結果如圖1~6所示。圖中Nexz為實時修正控制參數(shù)得到的仿真結果。從圖中可見,使用實時修正的控制參數(shù)對該發(fā)動機的調節(jié)性能優(yōu)于原控制參數(shù)的,同時加速性也能滿足設計要求,即設計的基于壓氣機出口總壓P3重構發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法在整個飛行包線內具有適應性。
圖1 (H=0 km,Ma=0)包線點目標轉速90%的加速過程
圖2 (H=0 km,Ma=0)包線點目標轉速93%的加速過程
圖3 (H=3 km,Ma=0.5)包線點目標轉速90%的加速過程
圖4 (H=3 km,Ma=0.5)包線點目標轉速93%的加速過程
圖5 (H=7 km,Ma=0.7)包線點目標轉速90%的加速過程
圖6 (H=7 km,Ma=0.7)包線點目標轉速93%的加速過程
分別模擬發(fā)動機使用包線點為(H=0 km,Ma=0)、(H=3 km,Ma=0.5)、(H=7 km,Ma=0.7)的飛行條件進行轉速加速到90%、93%的半物理模擬試驗,將原控制參數(shù)與使用實時修正的控制參數(shù)試驗結果進行對比分析,結果如圖7~12所示。從對比結果可見,使用實時修正的控制參數(shù)對發(fā)動機的超調性能優(yōu)于原控制參數(shù),同時加速性也能滿足要求,即設計的基于壓氣機P3重構P1的PI參數(shù)修正方法在整個飛行包線內具有適應性。
圖7 (0,0)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速90%階躍)
圖8 (0,0)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速93%階躍)
圖9 (H=3 km,Ma=0.5)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速90%階躍)
圖10 (H=3 km,Ma=0.5)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速93%階躍)
圖11 (H=7 km,Ma=0.7)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速90%階躍)
圖12 (H=7 km,Ma=0.7)包線點調整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比(轉速93%階躍)
為了進一步證明該方法的可靠性和有效性,分別開展高空模擬試驗驗證以及飛行試驗驗證。
在高空臺分別采用2種PI控制參數(shù)進行試驗驗證,驗證包線點為(H=7 km,Ma=0.7),發(fā)動機均起動后直接加速至換算轉速90%。具體試驗情況如圖13所示并見表3。圖中Neg為轉速目標值(小圖是轉速超調的局部放大)。
圖13 高空模擬試驗調整PI參數(shù)前后主要參數(shù)對比
在高空飛行試驗中,發(fā)動機起動成功后均直接加速至目標轉速。由于飛行試驗的包線點并沒有完全一致的情況,故選擇3次接近的包線點飛行數(shù)據(jù)進行分析對比,驗證該方法的有效性。選擇(H=7 km,Ma=0.71)包線點PI參數(shù)無修正的飛行數(shù)據(jù)與(H=7 km,Ma=0.72) 和(H=7 km,Ma=0.73) 包 線點PI參數(shù)有修正的飛行數(shù)據(jù)進行對比分析,具體試驗情況見表4并如圖14~16所示。
表3 高空臺模擬試驗結果對比
表4 高空飛行試驗結果對比
圖14 (H=7 km,Ma=0.71)包線點高空飛行試驗(無修正)
圖15 (H=7 km,Ma=0.72)包線點高空飛行試驗(有修正)
圖16 (H=7 km,Ma=0.73)包線點高空飛行試驗(有修正)
通過全數(shù)字仿真、半物理模擬試驗、高空模擬試驗及高空飛行試驗驗證得知,設計的基于壓氣機出口總壓修正的彈用發(fā)控系統(tǒng)高空轉速超調控制技術對彈用發(fā)動機高空轉速超調有很好的抑制作用,同時加速性也滿足要求,解決措施有效,顯著提高了彈用發(fā)控系統(tǒng)控制參數(shù)的全包線適應性。
獨創(chuàng)性地設計了1種在發(fā)動機進口參數(shù)測量不全條件下對彈用發(fā)動機的全包線控制算法,提出了基于P3重構P1的PI參數(shù)修正方法。通過全數(shù)字仿真、半物理模擬試驗、高空模擬試驗及高空飛行試驗結果表明:該設計方法使得彈用發(fā)動機在全包線范圍內具有良好的加速控制性能,改善了高空條件下彈用發(fā)動機動態(tài)控制性能,保證了全包線范圍內控制系統(tǒng)的品質,具有良好的應用前景。
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