電子科技類論文渦噴發(fā)動機用于無人機飛行試驗可能性探索

1、 文章源于科技論文發(fā)表網： QQ:1003 59168 電子科技類論文：渦噴發(fā)動機用于無人機飛行試驗可能性探索摘要:彈用渦噴發(fā)動機改型作為無人飛行平臺動力裝置時,首要研究內容之一是發(fā)動機控制系統(tǒng)可行性研究。文章在分析某型渦噴發(fā)動機控制系統(tǒng)原理的基礎上,基于以慣性環(huán)節(jié)描述的發(fā)動機響應模型,對數(shù)字電子控制器采用一種PID算法,使發(fā)動機轉速閉環(huán)控制系統(tǒng)的響應速度與發(fā)動機氣動熱力過程響應速度一致,控制量不超調。文中進行了實物在環(huán)仿真驗證試驗。仿真結果表明了控制系統(tǒng)可行性,采用變參數(shù)PID控制規(guī)律,能實現(xiàn)不同飛行條件和工況下的發(fā)動機轉速閉環(huán)控制。該算法結構簡單,通過發(fā)動機非線性氣動熱力模型易于獲取控制參

2、數(shù)。關鍵詞:無人機,渦噴發(fā)動機,PID控制,實物環(huán)仿真在一些成功用于巡航導彈的渦噴發(fā)動機可改型作為無人飛行平臺飛行驗證機的動力裝置。相對而言,無人機自主起飛降落的飛行狀況及多種工作狀態(tài)對發(fā)動機控制系統(tǒng)的要求更高,需考核發(fā)動機是否可控、工作特性是否滿足要求、并進行發(fā)動機包括控制系統(tǒng)的任務適應性研究與必要的改型設計。早期的渦噴發(fā)動機轉速控制系統(tǒng)主要是通過對發(fā)動機燃油系統(tǒng)的調節(jié)與控制實現(xiàn),為單變量輸入輸出控制結構。全權限數(shù)字電子控制技術的發(fā)展能便利地實現(xiàn)航空燃氣渦輪發(fā)動機的控制。利用線性系統(tǒng)理論解決非線性系統(tǒng)控制問題的線性變參數(shù)(LPV)技術,對于發(fā)動機控制工程既具有一定的精度,又使問題得到簡化,近

3、十多年來,航空發(fā)動機LPV增益控制技術得到迅速發(fā)展15。其核心是基于線性模型,采用內插或擬合方法求取雅克比LPV模型的系數(shù)矩陣A()、B()、C()和D(),得到雅克比LPV模型U x =A()x+B()uy =C()x+D()u根據(jù)來調度不同的A、B、C、D。也可采用基于變化率的方法建立LPV模型6。采用擬合法獲取LPV模型能成功應用于動態(tài)控制過程中7。本文研究對象為一單軸不帶加力燃燒室的小渦輪噴氣發(fā)動機,燃油調節(jié)器主要由數(shù)字電子控制器和燃油調節(jié)執(zhí)行機構組成。通過基于Easy5框架的數(shù)字仿真和實物在環(huán)驗證試驗,已確定了大范圍工況內燃油調節(jié)執(zhí)行機構的有效性8。對于數(shù)字電子控制器,能通過選取控制

4、算法與變參數(shù)整定,在發(fā)動機寬廣的工況范圍內實現(xiàn)多種工作狀態(tài)的控制,而無需對控制調節(jié)器的物理結構進行大的變動,有效節(jié)約改型研制費用與時間?；诖?本文采用一種變參數(shù)PID控制算法,可使閉環(huán)系統(tǒng)響應速度與被控對象響應速度一致,控制量不超調,并進行了半物理仿真驗證試驗。本文變參數(shù)PID控制方法與LPV方法擁有相似的思路,算法簡便,容易實現(xiàn),在發(fā)動機多種工況和大飛行包線內有效,適于無人機燃氣渦輪發(fā)動機控制系統(tǒng)。 1發(fā)動機轉速控制規(guī)律該單軸不帶加力小渦輪噴氣發(fā)動機的調節(jié)計劃為:隨飛行高度與速度變化調節(jié)燃油流量,保持發(fā)動機物理轉速(相對物理轉速>80% ),尾噴口面積不可調。數(shù)字電子控制器的控制器校

5、正環(huán)節(jié)根據(jù)發(fā)動機轉子設定轉速與測量轉速的偏差,計算確定脈沖個數(shù),通過運動卡傳送脈沖指令給驅動器驅動步進電機帶動油門開關組件改變調節(jié)閥開度大小,與等壓差活門等執(zhí)行機構一起自動調節(jié)發(fā)動機所需流量,達到對應發(fā)動機轉速,多余油量溢流回油箱。按飛行器的飛行條件和工作狀態(tài),保證發(fā)動機在起動、加速、額定、減速等各種狀態(tài)下正常工作。該渦噴發(fā)動機用于無人機飛行驗證機時,仍采用原有轉速控制系統(tǒng)方案和隨飛行高度與速度變化調節(jié)燃油流量,保持發(fā)動機物理轉速不變的發(fā)動機調節(jié)計劃(相對物理轉速>80% )。顯然,發(fā)動機工況增多、調節(jié)范圍加大,控制器校正環(huán)節(jié)應采用變參數(shù)控制算法。以傳遞函數(shù)形式表示的發(fā)動機小偏離線性模型

6、為:發(fā)動機轉速n對于燃油流量Qp的響應特性可近似描述為慣性環(huán)節(jié),時間常數(shù)為Te、增益系數(shù)為ke,即Ge(s) =keTes+1(1)執(zhí)行機構簡化為用慣性環(huán)節(jié)描述步進電機特性、用比例環(huán)節(jié)kps描述燃油執(zhí)行機構增益,不考慮油門開關和等壓差活門的動態(tài)特性后?？紤]到執(zhí)行機構相對于被控對象而言是小慣性環(huán)節(jié)(Ts Te),可以暫時略掉執(zhí)行機構的慣性特性,取而代之的是比例環(huán)節(jié)kps。假設控制規(guī)律為Gnc(s),其PID形式遵循如下原則:使閉環(huán)系統(tǒng)與被控對象擁有相同的時間常數(shù),也就是閉環(huán)系統(tǒng)響應速度與被控對象響應速度一致,具有(2)式的形式Gnc(s)kpsGe(s)1+Gnc(s)kpsGe(s)=1Tes

7、+1(2)從(2)式容易確定出控制規(guī)律Gnc(s)形式為Gnc(s) =Tes+1Tekekpss(3)顯然,對于單位階躍輸入,控制量Qp將為常數(shù),也為階躍形式,即期望輸入至控制量Qp的傳遞函數(shù)為Gnc(s)kps1+Gnc(s)kpsGe(s)=1ke(4)也為階躍形式。此時,控制量不超調。因此,采用(3)式控制規(guī)律可使閉環(huán)系統(tǒng)對于階躍輸入的響應不超調、無靜差,且控制量Qp不超調。不僅保證系統(tǒng)最終輸出發(fā)動機轉速n基本不超調,系統(tǒng)具有足夠的快速性,還滿足控制量燃油流量Qp也基本不超調,發(fā)動機各部件能安全、可靠運行。文獻9對某型以可調斜盤燃油柱泵為執(zhí)行機構的加力單軸渦噴發(fā)動機進行了初步實驗。斜盤

8、位置控制系統(tǒng)是一個閥控缸式電液位置伺服系統(tǒng),通過簡化執(zhí)行機構動態(tài)特性,在慣性環(huán)節(jié)響應特性的前提下,采用閉環(huán)系統(tǒng)響應速度與被控對象響應速度一致的PID控制規(guī)律。文中采取測量燃油流量信號,取發(fā)動機增益與流量信號成反比、以m1Te進行響應速度修正, (Te取為標準大氣、地面靜止條件下發(fā)動機最大工作狀態(tài)時之數(shù)值),采用Gnc(s) =s+mkekpss的實際:渦噴發(fā)動機用于無人機飛行試驗可能性探索控制規(guī)律,初步驗證了某型單軸渦噴發(fā)動機的可控性。本文對發(fā)動機非線性模型,在不同穩(wěn)態(tài)點(H、Ma和轉子轉速),通過抽取發(fā)動機轉子功率和改變輸入燃油量的小擾動法進行穩(wěn)態(tài)計算,獲取線性模型組。根據(jù)擬合關系,可對(4

9、)式控制規(guī)律形成變參數(shù)控制算法,即當飛行條件改變或節(jié)流狀態(tài)改變時,控制算法中參數(shù)Te和ke的數(shù)值隨之改變。隨高度與轉速變化的Te與ke2控制系統(tǒng)實物在環(huán)半物理仿真驗證試驗2·1試驗原理在“航空噴氣發(fā)動機特性半物理模擬試驗臺”上進行了該型發(fā)動機控制系統(tǒng)實物在環(huán)驗證試驗。試驗臺由飛控計算機、發(fā)動機模型機、數(shù)字電子控制器DEEC、燃油執(zhí)行機構,測控計算機、小慣量直流調速電機系統(tǒng)、溫度、壓力模擬系統(tǒng)和冷水機組驅動的換熱器系統(tǒng)構成。固定試驗臺上變量柱塞泵斜盤角以模擬齒輪油泵排量,油泵由直流調速電機驅動,油泵、調速電機和發(fā)動機轉子三者存在速比關系。步進電機及設計加工的油門開關組件、等壓差活門組件

10、作為燃油調節(jié)執(zhí)行機構,發(fā)動機模型機裝入發(fā)動機非線性氣動熱力模型,充當數(shù)字電子控制器DEEC的工控機植入步進電機脈沖信號增量式控制算法,構成轉速閉環(huán)控制回路。飛控計算機給定發(fā)動機工況,包括飛行高度H、馬赫數(shù)Ma、油門桿位置PLA(設為指令轉速百分數(shù))等參數(shù),通過422串口發(fā)送給數(shù)字電子控制器,并通過網卡將H、Ma發(fā)送給發(fā)動機模型計算機。發(fā)動機模型計算機根據(jù)H、Ma以及采集的供油量計算出發(fā)動機轉速、各截面壓力、溫度等參數(shù),并由網卡將其傳送給測控計算機。測控計算機根據(jù)所得發(fā)動機轉速對電機轉速進行控制。數(shù)字電子控制器根據(jù)當前發(fā)動機轉子反饋轉速與目標轉速的差值,通過增量式控制算法輸出脈沖信號驅動步進電機

11、控制油門開關,調節(jié)燃油系統(tǒng)供油量。試驗中渦輪流量計測量泵供流量與油門開關流量、壓力表顯示泵后壓力及等壓差活門前后壓力、脈沖編碼器測量電機轉速,A/D與D/A板卡進行模/數(shù)與數(shù)/模轉換。發(fā)動機特性半物理仿真試驗系統(tǒng)原理圖步進電機驅動油門開關的增量式脈沖信號算法為:(1)求取當前轉速偏差:e1=nc-n,其中, e1為當前轉速偏差,nc為指令轉速,n為反饋轉速;(2)求期望脈沖增量:f(k) =1kekpse1-e0+e1dtTe, e0為上一步的轉速偏差,dt為脈沖發(fā)送周期,ke、Te按擬合關系求出。(3)重置轉速偏差: e0= e1(4)軟件限位:若f>fmax,則f=fmax;若f&l

12、t;fmin,則f=fmin調定等壓差活門的彈簧預壓縮量,使油門開關前后壓差為0·25MPa,調定油泵斜盤角以模擬齒輪泵排量。仿真初始條件是飛控計算機給定的飛行高度H、馬赫數(shù)Ma、油門桿位置PLA參數(shù),仿真開始后,可推拉H、Ma、PLA滾動條,給定飛行擾動或狀態(tài)變化條件。2·2試驗結果對地面加速、飛行爬升和空中加速進行了過程·315·西北工業(yè)大學學報第28卷仿真:海平面標準大氣靜止條件下,油門桿位置從50%指令轉速位置推至85%指令轉速位置,過程穩(wěn)定后,以15 m/s的爬升速率上升至5 km,期間馬赫數(shù)0·2; 5 km高度上馬赫數(shù)增至0

13、83;4后,將油門桿位置從85%推至95%指令轉速位置。供油量和轉速處理為地面靜止、發(fā)動機最大狀態(tài)時相應量的百分比。仿真動態(tài)曲線(1)地面加速過程地面靜止狀態(tài)下,油門桿由慢車50%推至85%指令轉速位置時,供油量由24%變化至51%,所用時間約為6·67s,發(fā)動機轉速從50%變化至85%所用時間約為7s,過程中無超調,穩(wěn)態(tài)轉速誤差約0·25%。(2)爬升過程在地面加速狀態(tài)穩(wěn)定后,高度由0 km升至5km,馬赫數(shù)由0增至0·4,爬升速率固定為15m/s,期間指令轉速保持為85%。圖7顯示供油量隨高度升高而減少,目標轉速保持為85%,控制誤差約0·5%。(3

14、)空中加速在高度5 km,馬赫數(shù)0·4時,油門桿從85%推至95%指令轉速位置?？煽闯龉┯土坑?3%變化至53%,過程中無超調,所用時間約為1617 s。發(fā)動機轉速由85%變化至95%所用時間約為1718 s,過程中無超調,穩(wěn)態(tài)轉速誤差約0·5%。由于飛行高度增加,空中發(fā)動機動態(tài)過程增長,這也是符合渦輪噴氣發(fā)動機工作特征的。試驗結果顯示發(fā)動機推力變化平穩(wěn),油量、轉速無超調,排氣溫度在許可范圍內。試驗結果說明,本文燃油調節(jié)控制器系統(tǒng)工作穩(wěn)定可靠,采用的變參數(shù)控制規(guī)律有效可行,控制效果能夠滿足航空發(fā)動機控制指標要求。3 結論本文在分析某型渦噴發(fā)動機的燃油控制系統(tǒng)原理的基礎上,基

15、于被控對象慣性環(huán)節(jié)特性,假設發(fā)動機轉速閉環(huán)控制系統(tǒng)與發(fā)動機氣動熱力過程有相同的時間常數(shù),確定發(fā)動機轉速閉環(huán)控制系統(tǒng)PID規(guī)律,根據(jù)飛行條件與發(fā)動機工作狀態(tài)進行變參數(shù)PID控制。通過控制器與執(zhí)行機構實物在環(huán)半物理仿真試驗驗證了變參數(shù)PID控制算法的有效性。仿真結果說明,將該變參數(shù)PID控制規(guī)律用于簡單渦噴發(fā)動機轉速閉環(huán)系統(tǒng)控制是有效可行的,能適應大范圍變化的發(fā)動機工況?？蛇m用于無人機單雙轉子燃氣渦輪發(fā)動機單變量轉速控制系統(tǒng)。參考文獻:1Turso JA, Litt J S. IntelligentRobustControl ofDeteriorated Turbofan EnginesVia L

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