1種彈用發(fā)動機控制系統(tǒng)高空轉速超調控制技術應用研究

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）

0 引言

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)動機進口參數信息，控制系統(tǒng)無法使用相似原理實時對PI參數進行修正，從而導致高空出現轉速超調現象。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參數修正方法，經過全數字仿真、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)控制參數的全包線適應性。

1 基于壓氣機出口總壓P3重構發(fā)動機進口總壓P1的PI參數修正方法

根據發(fā)動機數學模型，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，見表1（表中數據進行了歸一化處理）。

表1 地面條件下各轉速狀態(tài)的PI參數

根據相似原理對地面PI參數進行修正，隨著H、Ma的變化，即P1、T1改變的情況下，Kp0、Ki0的相似參數Kp、Ki的相似變換為

式中：Kp、Ki為經過相似變換過的PI控制參數，P0=1 kPa，T0=288.15 K。

從式（1）、（2）中可知，如果要對 PI參數進行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據，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據值以及發(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，見表2（表中數據進行了歸一化處理）。

表2 不同轉速下的轉速-壓比參數

（2）在實際試驗過程中，根據控制系統(tǒng)實時采集到的發(fā)動機壓氣機出口總壓P3參數值，通過表2重構出當前的發(fā)動機進口壓力參數P1，從而根據T1、P1實時對PI參數進行相似變換修正

2 試驗驗證

2.1 全數字仿真驗證

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，將原控制參數與使用實時修正的控制參數試驗結果進行對比，仿真結果如圖1～6所示。圖中Nexz為實時修正控制參數得到的仿真結果。從圖中可見，使用實時修正的控制參數對該發(fā)動機的調節(jié)性能優(yōu)于原控制參數的，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

2.2 半物理模擬試驗驗證

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，將原控制參數與使用實時修正的控制參數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對發(fā)動機的超調性能優(yōu)于原控制參數，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控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速90%階躍）

圖8 （0，0）包線點調整PI控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速93%階躍）

圖9 （H=3 km，Ma=0.5）包線點調整PI控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速90%階躍）

圖10 （H=3 km，Ma=0.5）包線點調整PI控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速93%階躍）

圖11 （H=7 km，Ma=0.7）包線點調整PI控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速90%階躍）

圖12 （H=7 km，Ma=0.7）包線點調整PI控制參數前后半物理模擬試驗數據對比（轉速93%階躍）

2.3 高空模擬試驗及高空飛行試驗驗證

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參數前后主要參數對比

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據進行分析對比，驗證該方法的有效性。選擇（H=7 km，Ma=0.71）包線點PI參數無修正的飛行數據與（H=7 km，Ma=0.72） 和（H=7 km，Ma=0.73） 包 線點PI參數有修正的飛行數據進行對比分析，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)控制參數的全包線適應性。

3 結束語

獨創(chuàng)性地設計了1種在發(fā)動機進口參數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參數修正方法。通過全數字仿真、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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