推力矢量噴管控制系統(tǒng)的數(shù)字仿真研究

劉文興

（沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

推力矢量噴管控制系統(tǒng)的數(shù)字仿真研究

劉文興

（沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

結(jié)合某型發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量噴管研制的實(shí)際工作，確定了軸對(duì)稱(chēng)推力矢量噴管的控制方案，建立了軸對(duì)稱(chēng)推力矢量噴管控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，對(duì)此作了數(shù)字仿真研究。仿真結(jié)果表明：某型發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量噴管控制方案是可行的，可滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的性能要求。

噴管；推力矢量；控制；數(shù)字仿真

1 引言

采用推力矢量技術(shù)將航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口偏轉(zhuǎn)一定角度，改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向，可以為飛機(jī)提供飛行控制力，亦即在盡可能保持發(fā)動(dòng)機(jī)原有推力大小基本不變的條件下，按照飛行控制系統(tǒng)的要求，在一定的角度范圍內(nèi)任意改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力的方向，在為飛機(jī)提供足夠的前進(jìn)方向上的推進(jìn)力的同時(shí)，產(chǎn)生包括俯仰、偏航、橫滾等方向上的矢量控制力，用以增強(qiáng)或全部取代常規(guī)飛機(jī)氣動(dòng)舵面產(chǎn)生的外部氣動(dòng)力來(lái)進(jìn)行飛行控制。

本文介紹了推力矢量控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的建立方法，并對(duì)推力矢量噴管控制系統(tǒng)進(jìn)行了數(shù)字仿真研究。

2 推力矢量噴管控制方式

推力矢量噴管控制系統(tǒng)是由電子控制器控制的電液位置伺服系統(tǒng)，電子控制器接受推力矢量角α信號(hào)、偏航角γ信號(hào)，經(jīng)過(guò)計(jì)算處理，產(chǎn)生A9/矢量調(diào)節(jié)環(huán)作動(dòng)筒位移的控制信號(hào)，在閉環(huán)回路，控制器根據(jù)位移偏差信號(hào)輸出對(duì)電液伺服閥的作用量，使作動(dòng)筒產(chǎn)生相應(yīng)的位移，直至偏差信號(hào)為零。

電子控制器采用經(jīng)典的PID方法，通過(guò)合理調(diào)節(jié)控制參數(shù)獲得滿意和最優(yōu)的系統(tǒng)性能。推力矢量噴管PID控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

3 計(jì)算噴管推力的算法

偏轉(zhuǎn)推力矢量在飛機(jī)上產(chǎn)生的操縱力/力矩取決于噴管推力的大小。由于飛行中不可能直接測(cè)量噴管的推力值，可通過(guò)測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的相關(guān)參數(shù)計(jì)算噴管推力值

在如圖2所示的3維空間內(nèi)，T與XY平面的夾角為αP，與XZ平面的夾角為αX，則有

式中：TX為噴管推力的飛機(jī)軸向、偏航方向、俯仰方向分量；LMA為飛機(jī)中心至噴管推力轉(zhuǎn)向中心的距離；MP、MY分別為俯仰方向、偏航方向的力矩。

4 計(jì)算矢量噴管作動(dòng)筒位移的算法

矢量噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)使A9調(diào)節(jié)環(huán)作動(dòng)筒的軸向位移對(duì)應(yīng)矢量噴管出口A9的大小，A9出口截面的矢量角α大致為A9調(diào)節(jié)環(huán)矢量角β的2.2～2.3倍。在給定矢量噴管偏轉(zhuǎn)矢量角α和航向角γ的情況下，可以推出β、γ與A9調(diào)節(jié)環(huán)作動(dòng)筒的位移Si的對(duì)應(yīng)關(guān)系

式中：Si為3個(gè)矢量作動(dòng)筒的位移；Si0均取作動(dòng)筒行程的中間位置。

5 推力矢量控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

5.1 電子控制器數(shù)學(xué)模型

PID控制器的傳遞函數(shù)為

5.2 電液伺服閥數(shù)學(xué)模型

根據(jù)油源泵提供的油源壓力、矢量噴管作動(dòng)筒尺寸及噴管偏轉(zhuǎn)速率要求，選取電液伺服閥的額定流量為63L/min，其傳遞函數(shù)為

5.3 4通閥控非對(duì)稱(chēng)油缸數(shù)學(xué)模型

滑閥與作動(dòng)筒組合裝置如圖3所示。

忽略油缸的容積彈性變化、泄漏及摩擦力，且認(rèn)為噴管負(fù)載力不變，可推導(dǎo)出4通閥控非對(duì)稱(chēng)油缸傳遞函數(shù)為

式中：比例系數(shù)KQ為電液伺服閥流量增益KV的一部分；Ae為油缸活塞2腔的平均面積，Ae=2132mm2。

5.4 推力矢量噴管PID控制系統(tǒng)仿真數(shù)學(xué)模型

取位移反饋系數(shù)為1，整個(gè)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為

6 推力矢量噴管控制系統(tǒng)仿真

應(yīng)用MATLAB的動(dòng)態(tài)仿真工具SIMULINK創(chuàng)建推力矢量噴管控制系統(tǒng)仿真框圖如圖4所示，PID控制仿真結(jié)果曲線如圖5所示。

7 結(jié)論

從如圖5所示的仿真結(jié)果曲線中可以得出：采用比例微分控制，取 KP=800、KD=10，推力矢量噴管調(diào)節(jié)環(huán)作動(dòng)筒控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)最好。在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，可采用比例控制器或比例加微分控制器控制推力矢量噴管調(diào)節(jié)環(huán)作動(dòng)筒位移。

[1]李友善編著.自動(dòng)控制原理[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1983.

[2]王濤.軸對(duì)稱(chēng)推力矢量噴管控制技術(shù)研究[D].北京：北京航空航天大學(xué)，1998.

[3]張培強(qiáng).MATLAB語(yǔ)言[M].合肥：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)出版社，1995.

[4]Friddell J H，F(xiàn)ranke M E.Confined Jet Thrust Vector Control Nozzle Studies[R].AIAA90-2027.

Digital Simulation Research of Control System for Thrust Vectoring Nozzle

LIU Wen-xing
（Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China）

Combining with the development of thrust vectoring nozzle for an engine,the control schema of an axisymmetric thrust vectoring nozzle was defined.The mathematical model of control system for the axisymmetric thrust vectoring nozzle was constructed,and digital simulation for the thrust vectoring nozzle was performed.The results show that the control schema of thrust vectoring nozzle for an engine is viable,and can meet the performance requirements of engine.

nozzle;thrust vectoring;control;digital simulation

劉文興（1968），男，高級(jí)工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)研究與科研管理工作。