一種航空發(fā)動機自適應(yīng)控制方法與仿真

尹超

摘 要：介紹了一種自適應(yīng)控制方法應(yīng)用于航空發(fā)動機控制系統(tǒng)。在航空發(fā)動機過渡態(tài)控制過程中，發(fā)動機是一個系統(tǒng)參數(shù)時變的被控對象。通過利用狀態(tài)反饋，設(shè)計了一種基于穩(wěn)定參考模型的自適應(yīng)控制算法，可以跟隨時變系統(tǒng)在線調(diào)整控制參數(shù)。在確?？刂葡到y(tǒng)穩(wěn)定的基礎(chǔ)上，有效提高了時變系統(tǒng)在全范圍的控制品質(zhì)和魯棒性。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；自適應(yīng)控制；仿真

DOIDOI：10.11907/rjdk.151309

中圖分類號：TP301 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-7800（2015）007-0046-02

0 引言

航空發(fā)動機是一個參數(shù)時變和具有不確定性干擾的高復(fù)雜系統(tǒng)。因此，航空發(fā)動機控制系統(tǒng)克服系統(tǒng)參數(shù)的變化和不確定性干擾，以確保系統(tǒng)的穩(wěn)定性和控制品質(zhì)，顯得尤為重要[1]。

根據(jù)航空發(fā)動機的特點，一般的控制是采用可調(diào)控制增益的方法。本文提出一種自適應(yīng)的控制方法，通過利用狀態(tài)反饋，設(shè)計一種基于穩(wěn)定參考模型的自適應(yīng)控制算法，可以跟隨時變系統(tǒng)在線調(diào)整控制參數(shù)，從而有效地提高控制品質(zhì)，確保系統(tǒng)全局穩(wěn)定[2]。

1 航空發(fā)動機建模

航空發(fā)動機的非線性數(shù)學(xué)模型如下所示：

式中，wf（t）為燃油輸入量，p3（t）為高壓壓氣機進(jìn)口壓力輸出量，p5（t）為高壓渦輪出口壓力輸出量，T5（t）為高壓渦輪出口溫度輸出量，w（t）為有界不確定性干擾。

2 自適應(yīng)控制律設(shè)計

根據(jù)被控對象的特點，設(shè)計參考模型，如下所示[3]：

設(shè)計的自適應(yīng)控制律的形式如下所示[4]：

則航空發(fā)動機線性時變方程為[5]：

3 仿真

航空發(fā)動機過渡態(tài)控制的目標(biāo)是使發(fā)動機轉(zhuǎn)速在合理的時間內(nèi)，克服過渡態(tài)中系統(tǒng)參數(shù)時變的影響以及外界的不確定性干擾，達(dá)到要求的目標(biāo)轉(zhuǎn)速，并在此過程中，發(fā)動機各工作截面的溫度和壓力在合理區(qū)間之內(nèi)，不出現(xiàn)超溫超壓的現(xiàn)象。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)硬件的回路仿真是將所設(shè)計的發(fā)動機控制律轉(zhuǎn)換成目標(biāo)碼，下裝至發(fā)動機控制器中，并將航空發(fā)動機控制系統(tǒng)硬件在回路試驗環(huán)境中進(jìn)行閉環(huán)仿真。首先，需搭建硬件回路仿真試驗環(huán)境，包括實時仿真計算機、信號調(diào)理單元、電源模擬單元、通信單元以及故障注入單元等。然后，利用Matlab建立航空發(fā)動機的數(shù)學(xué)模型，以及各傳感器、作動器等模型，并使用Matlab/RTW工具生成代碼后，下裝至實時仿真計算機內(nèi)運行。在試驗環(huán)境搭建完畢后，根據(jù)發(fā)動機調(diào)節(jié)計劃推動油門桿，向發(fā)動機控制器發(fā)出目標(biāo)轉(zhuǎn)速指令?？刂破鞲鶕?jù)發(fā)動機各工作截面參數(shù)，通過控制律計算出發(fā)動機的燃油供油量，以驅(qū)動發(fā)動機在規(guī)定時間內(nèi)達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)速，并確保在此過程中不出現(xiàn)超溫超壓現(xiàn)象[6]。

以下為在某工況下，航空發(fā)動機過渡態(tài)控制硬件在回路仿真的結(jié)果。通過快速推動油門桿，使發(fā)動機的目標(biāo)轉(zhuǎn)速從60%提升到80%，控制律根據(jù)指令及發(fā)動機狀態(tài)，實時解算出發(fā)動機燃油的供油量，以推動發(fā)動機迅速達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)速。通過設(shè)置參考模型，航空發(fā)動機的過渡態(tài)仿真如圖1～圖3所示。

由仿真曲線可知，在過渡態(tài)過程中，發(fā)動機轉(zhuǎn)速達(dá)到了快速、平穩(wěn)、超調(diào)量小的控制品質(zhì)，并且確保了發(fā)動機的高壓渦輪出口等各工作截面的溫度和壓力變化相對平穩(wěn)，且未出現(xiàn)超溫超壓現(xiàn)象，從而達(dá)到了預(yù)期的控制效果。

4 結(jié)語

本文設(shè)計了一種自適應(yīng)控制算法，并應(yīng)用于航空發(fā)動機控制。該算法利用狀態(tài)反饋，設(shè)計了一種基于穩(wěn)定參考模型的自適應(yīng)控制律，可跟隨時變系統(tǒng)在線調(diào)整控制參數(shù)，有效提高控制品質(zhì)和魯棒性。通過對航空發(fā)動機某工況下的過渡態(tài)控制仿真，結(jié)果表明：該算法在確保發(fā)動機的溫度、壓力狀態(tài)可控的條件下，有效地提高了控制品質(zhì)。

圖3 高壓渦輪出口壓力仿真曲線

參考文獻(xiàn)：

[1] 趙琳，樊丁，陜薇薇.航空發(fā)動機過渡態(tài)全局尋優(yōu)控制方法研究[J].航空動力學(xué)報，2007，22（7）：1200-1203.

[2] GAN YONGMEI，ZHOU FENGQI. Robust H∞ control and design of launch vehicle attitude control system[J].Missile and guide transaction，1999.

[3] Y W CHO， C W PARK， J H KIM，et al. Indirect model reference adaptive fuzzy control of dynamic fuzzy-state space model[J].IEE Proc，Contrt，2001.

[4] ITAHAK BARKANA.Simple adaptive control for non-minimum phase autopilot design[C].AIAA Guidance， Navigation and Control Conference，2004.

[5] SON KUSWADI， MITSUJI SAMPEIT，SHIGEKI NAKAURAT.Model reference adaptive fuzzy control for one linear actuator hopping robot[C].The IEEE International Conference on Fuzzy Systems，2003.

[6] 吳君鳳，郭迎清.發(fā)動機穩(wěn)態(tài)與過渡態(tài)控制集成設(shè)計仿真驗證[J].航空動力學(xué)報，2013，28（6）：1436-1440.

（責(zé)任編輯：黃 ?。?