航空發(fā)動機控制(共7頁)

1、燃氣渦輪發(fā)動機控制系統(tǒng)(kn zh x tn)介紹現(xiàn)代(xindi)燃氣渦輪發(fā)動機閉環(huán)控制系統(tǒng)(kn zh x tn)大致分為控制器、傳感器、執(zhí)行器與附件。最簡單的發(fā)動機控制系統(tǒng)是通過調(diào)節(jié)燃油流量來產(chǎn)生期望的發(fā)動機推力的系統(tǒng)。但是實際上，飛行過程中獲取飛機的推力是不現(xiàn)實的，而發(fā)動機的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n與發(fā)動機的增壓比（EPR）是容易獲取的且能夠表征推力的變化，通常被選擇為被控參數(shù)?？刂谱兞繛槿加土髁?，或者執(zhí)行器（燃油流量計量閥）的位移。飛機包線：典型的飛機包線表示為飛行高度與飛行馬赫數(shù)之間關系。對于渦噴與渦扇發(fā)動機，還包括環(huán)境溫度坐標，也即三維圖像。發(fā)動機控制包線是一個允許發(fā)動機的工作范圍，是以主控制

2、變量燃油流量與發(fā)動機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速（在EPR控制的情況下是增壓比）之間的關系。由于燃油流量比（油氣比）比燃油流量更適合做主控制變量。燃油流量比定義為燃油流量Wf與壓氣機出口壓力p3的比值RU=Wf/p3。發(fā)動機建模與仿真穩(wěn)態(tài)發(fā)動機模型動態(tài)發(fā)動機模型燃氣渦輪發(fā)動機的三個基本動力學方程：轉(zhuǎn)子動態(tài)方程、壓力動態(tài)方程與溫度動態(tài)方程。單軸發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學：單軸發(fā)動機可以近似為一個一階慣性環(huán)節(jié)。從輸入變量燃油流量至輸出變量的傳遞函數(shù)為：，其中。雙軸發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學：為二階模型。表示為狀態(tài)空間為：，其中參數(shù)與單軸類似，為偏導數(shù)，偏導數(shù)的值由標稱點處偏導數(shù)值獲得。表示為傳遞函數(shù)為：壓力動力學：壓力變化為質(zhì)量變化的積

3、分。溫度動力學：兩種溫度動力學：一是由于容積內(nèi)空氣或者燃氣的熱力學狀態(tài)改變引起的溫度變化（相對較快，快溫度動力學），二是金屬部件與燃氣之間熱傳導引起的溫度變化（相對變化慢，慢溫度動力學）。整臺發(fā)動機的建模：可以用線性時不變系統(tǒng)表示。執(zhí)行器的建模：一階慣性環(huán)節(jié)描述。執(zhí)行器分為三種類型：一是燃油控制執(zhí)行器，通常稱為燃油計量閥；二是位置控制執(zhí)行器，用于設置進口導葉或靜子葉片角度，尾噴口截面積（對于加力發(fā)動機），以及某些離散位置如燃油開關電磁閥；三是空氣或燃氣流量控制執(zhí)行器，通常稱為放氣閥。發(fā)動機傳感器主要(zhyo)有五類：1、燃氣流路傳感器通常測量壓力、溫度、空氣(kngq)流量，燃油流量(lil

4、ing)和軸的轉(zhuǎn)速。2、振動傳感器測量位移及加速度3、滑油和碎屑傳感器；4、執(zhí)行器反饋傳感器反饋執(zhí)行器的位置、角度與速度；5、損傷檢測傳感器。高逼真發(fā)動機仿真美國空軍通用渦扇發(fā)動機模型（AFRL模型）NASA通用渦扇發(fā)動機模型（C-MAPSS）發(fā)動機模型的導出基于標稱工作點附近泰勒技術展開的小擾動方法基于模型輸出和作為實際參考值的實際輸出之間誤差最小化的系統(tǒng)辨識法穩(wěn)態(tài)控制器的設計發(fā)動機自動控制系統(tǒng)的三個基本功能：穩(wěn)態(tài)控制、過渡態(tài)控制與限制保護。穩(wěn)態(tài)控制又稱為設定點控制，一個設定點對應由發(fā)動機產(chǎn)生的一個固定功率狀態(tài)，這個固定的功率狀態(tài)有發(fā)動機的轉(zhuǎn)速或者增壓比控制。設定點通常有慢車、巡航、起飛狀態(tài)

5、。穩(wěn)態(tài)控制器的兩個含義，一是在期望工作點附件調(diào)節(jié)發(fā)動機性能；二是確定由飛行員（或地面工作人員）操作指令對應的是什么工作狀態(tài)。這些指令一般指的是油門桿位置或功率桿位置。4.1 單軸以及雙軸發(fā)動機控制選擇PID控制器 利用根軌跡法與頻域法設計控制器4.2穩(wěn)態(tài)控制中的某些實際問題 4.1.1 不同控制律下的發(fā)動機響應 4.1.2 用燃油流量比作控制變量理由有三：1、由于燃油流量比（燃油流量與壓氣機出口壓力之比）與主燃油室的油氣比存在正比關系；2、當發(fā)動機發(fā)生喘振時，它提供一種自動消除喘振的特性；3、它通過減小控制器增益常數(shù)（或在較小范圍內(nèi)變化）而簡化了控制律。過渡態(tài)和限制控制器設計過渡態(tài)控制器設計是

6、其中最為復雜的情況。過渡態(tài)控制覆蓋了若干不同的穩(wěn)態(tài)工作點的轉(zhuǎn)速范圍，本質(zhì)上屬于非線性系統(tǒng)，而且必須在過渡態(tài)運行期間保護發(fā)動機不超過它的工作極限范圍。如：轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的物理極限、渦輪葉片的最大工作溫度、燃燒室最大工作壓力、壓縮系統(tǒng)的喘振（或失速）極限。過渡態(tài)控制目的有二：一是改變發(fā)動機工作狀態(tài)使之從一個狀態(tài)轉(zhuǎn)移至另一個狀態(tài)；二是當這些狀態(tài)改變時，保證發(fā)動機不超過它的工作極限范圍。壓氣機特性圖：空氣質(zhì)量流量增壓比5.1 基于計劃的過渡態(tài)控制器過渡態(tài)計劃（加減速計劃）何為(h wi)控制(kngzh)計劃？任何(rnh)一臺發(fā)動機的加速減速過程都是起止于穩(wěn)態(tài)控制器的，穩(wěn)態(tài)控制器將控制權交給加速計劃的時刻

7、是由與穩(wěn)態(tài)點對應的起點轉(zhuǎn)速和終點轉(zhuǎn)速的轉(zhuǎn)速差決定的。加速控制：穩(wěn)態(tài)控制器至少由兩個基本的控制律組成，即比例控制與積分控制，表示如下：，式中表征轉(zhuǎn)速誤差（指令值與測量值之差）。則加速控制邏輯可以表示為：（取小操作：取穩(wěn)態(tài)控制器輸出，加速計劃和穩(wěn)態(tài)偏差之間的最小值）若，則；若，則。其中表示給燃油流量計量閥的燃油流量指令偏差；表示加速計劃上的燃油流量值，是穩(wěn)態(tài)點的穩(wěn)態(tài)燃油流量值。減速控制：取大操作若，則；若，則。存在的問題：發(fā)動的非線性特性嚴重影響穩(wěn)態(tài)控制器的設計，發(fā)動機在接近起飛功率狀態(tài)時，時域響應速度比慢車狀態(tài)快3-5倍，這就說明為起飛功率狀態(tài)設計的控制律并不適用于發(fā)動機的慢車狀態(tài)。原因在于為某

8、穩(wěn)態(tài)工作點設計的一組控制器增益僅僅在這一工作點相對較小的范圍內(nèi)是有效的。為了克服這一問題，常常采取小擾動（或者分段線性化）方法，把發(fā)動機共同工作線分成若干個有限的標稱點（或者穩(wěn)態(tài)點），并在每個標稱點設計穩(wěn)態(tài)控制器，這些穩(wěn)態(tài)控制器只在標稱點附近是有效的。處于標稱點之間的點可以由插值的方法獲取控制器參數(shù)。分段線性化的結(jié)果是一組線性穩(wěn)態(tài)控制器。于是要考慮在兩個相鄰的穩(wěn)態(tài)控制器之間的切換問題，切換過程不應該引起發(fā)動機輸出變量的不連續(xù)變化。常用方法就是增益調(diào)參方法。另外一個問題是積分卷積的問題。增益調(diào)參：選擇一個或者多個狀態(tài)或者輸出變量作為調(diào)參變量。調(diào)參變量是一個能夠辨明哪一個穩(wěn)態(tài)控制器最適合在所給定工

9、作點上進行工作的獨立變量。把所有穩(wěn)態(tài)控制器或者線性模型作為這些調(diào)參變量的函數(shù)，即與標稱工作點對應的線性控制器和線性模型歲這些調(diào)參變量參數(shù)而變化。如上文所述，所有穩(wěn)態(tài)控制器只在標稱工作點附近有效，對于標稱工作點中間的工作點，其控制器的參數(shù)可由插值算法得出。增益調(diào)參大包線控制律是應用最為廣泛的控制方法，如SU-30，SU-27，F(xiàn)-16。涉及到兩個問題：1、標稱工作點的選??；2、如何確定調(diào)參變量與控制器參數(shù)的關系。參考(cnko)文獻(wnxin)：李廣文 一種飛機大包線控制律增益(zngy)調(diào)參方法一般情況下，期望獲得的控制律參數(shù)的增益調(diào)參規(guī)律隨著調(diào)參變量單調(diào)變化?；趧訅海ɑ蛘吒叨取ⅠR赫數(shù)、轉(zhuǎn)

10、速等）的工作點選擇方法算法步驟大致如下：計算各個飛行狀態(tài)下的動壓，并從小到大排序，得到最大動壓與最小動壓，以及對應的狀態(tài)；將獲取的最大最小動壓分為M個區(qū)間，且最大最小動壓為這些區(qū)間的邊界；首先針對最大最小動壓對應的兩個狀態(tài)，整定控制器參數(shù)（控制器參數(shù)的優(yōu)化可以選擇遺傳算法等智能優(yōu)化算法）；比較兩個狀態(tài)下參數(shù)的變化確定參數(shù)調(diào)整規(guī)律的單調(diào)性；根據(jù)上述單調(diào)性原則，對其他狀態(tài)下的控制器參數(shù)進行整定。抗積分卷積（也就是抗積分飽和，多么通俗的名字）：積分卷積現(xiàn)象在線性控制器的輸出受到過渡態(tài)計劃、執(zhí)行器的幅值限制或執(zhí)行器的速率限制時就會發(fā)生。為了避免積分卷積現(xiàn)象，當積分卷積現(xiàn)象發(fā)生時，應該凍結(jié)或者向下調(diào)整這

11、一積分控制的作用。（最有效的方法是在執(zhí)行加速或者減速計劃時，凍結(jié)積分器）。減速喘振：（加速喘振）減速喘振發(fā)生的直接原因在于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不匹配。與加速喘振一樣，當?shù)蛪簤簹鈾C與高壓壓氣機之間的氣動載荷不同時，減速喘振有可能發(fā)生，因而在壓氣機的出口就會引起突然的壓力上升。比較典型的例子是在雙軸發(fā)動機中，低壓轉(zhuǎn)子在加速時易發(fā)生喘振，高速轉(zhuǎn)子在加速時易發(fā)生喘振。在減速時，當轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的不匹配性達到足以超過他們的安全工作極限時，為避免減速喘振，通常將中間級放氣閥打開。5.2 基于加速度的過渡態(tài)控制器設計在加速或者減速過程中，期望發(fā)動機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化率控制在期望值。提出加速度控制思路的原因有二：1、即使發(fā)動機性能

12、退化，但是轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、溫度、壓力和功率等變量表示的加速減速性能是一致的；2、即使存在由于制造和材料誤差等原因引起的發(fā)動機之間的差異性，對于同一型號發(fā)動機，加減速性能一致。控制(kngzh)概念：以轉(zhuǎn)子加速度作為(zuwi)被控制變量，期望指令是期望的轉(zhuǎn)子加速度；反饋(fnku)回路利用差分器獲取轉(zhuǎn)子速度變量率（也即轉(zhuǎn)子加速度）。通常情況下，需要對由差分器獲取的轉(zhuǎn)子加速度進行濾波以消除噪聲。在穩(wěn)態(tài)控制器與控制器之間切換：1、基于計劃的控制方法；2、將穩(wěn)態(tài)控制器與控制器構成內(nèi)外環(huán)結(jié)構的控制回路。缺點：有一種很強的驅(qū)使發(fā)動機進入喘振、超溫、燃燒室熄火這些工作極限。（在控制中加入加減速計劃）5.3 限制

13、保護控制器1、超過低壓轉(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速的最大極限；2、超過高壓轉(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速的最大極限；3、超過壓氣機出口靜壓的最大極限；4、超過發(fā)動機排氣溫度（EGT）的最大極限。限制保護控制器 基于平等表決與基于領導跟蹤性表決自適應加速控制與喘振消除由于加速度控制有使得發(fā)動機進入喘振的潛在風險，所以如果控制指令能被壓氣機出口壓力所換算，也即使用，則這種不利影響可以很大程度上消除。喘振檢測器：檢測壓氣機出口壓力的變化。（自適應加速控制邏輯）四、控制系統(tǒng)綜合發(fā)動機控制系統(tǒng)的基本要素：1、一個利用被控變量n1或者EPR來調(diào)整發(fā)動機推力的主控回路（或穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)器）；2、一個能夠表示飛行員對主控回路功率要求的參考指令；3、

14、一個與瞬態(tài)控制邏輯對應的加速計劃；4、一盒與瞬態(tài)控制邏輯對應的減速計劃；5、若干個用于EGT、p3、n1、n2等發(fā)動機關鍵性能變量限制保護的控制回路（或極限調(diào)節(jié)器）。飛行員功率需求是主控回路的參考指令。參考指令可以由飛行員設置的油門桿位置計算得到，這一計算過程稱之為功率設定邏輯：起飛功率（TO）、慢車功率、巡航功率。功率設定：飛行員能夠不受限制的在整個發(fā)動機工作包線范圍內(nèi)移動油門桿，也即飛行員在飛機起動之后能夠?qū)⒂烷T桿在任意時間至于任意目標位置且不會造成發(fā)動機喘振、超溫、超轉(zhuǎn)或其他任何超出工作極限的現(xiàn)象。由于油門桿位置（PLA）對應的功率參考值嚴重依賴于發(fā)動機進口條件的，所以務必建立功率參考值

15、與外界壓力、溫度、飛機馬赫數(shù)的關系；這一計算過程叫做功率設定計劃。起飛(qfi)功率(gngl)計劃：轉(zhuǎn)速(zhun s)（或者換算轉(zhuǎn)速或者EPR）與外界溫度、高度的關系；分為等推力計劃與溫度計劃。慢車功率計劃：轉(zhuǎn)速或者EPR與進口壓力的關系；地面慢車計劃與空中慢車計劃。瞬態(tài)控制計劃：關注低壓轉(zhuǎn)子及高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速之間的匹配問題。分為加速瞬時計劃于減速瞬時計劃。加速計劃又包括喘振計劃于溫度計劃；喘振計劃在飛機由低轉(zhuǎn)速至高轉(zhuǎn)速過度的過程中啟動；溫度計劃在高轉(zhuǎn)速時啟動。減速計劃包括熄火計劃與最低流量計劃?？刂颇Ｊ剑喊ㄐ阅芸刂颇Ｊ?、運行性控制模式、耐久性控制模式。性能控制模式：重點是發(fā)動機性能的最大化

16、，包括前述的n1、EPR、轉(zhuǎn)子加速度等功能控制模式。運行性控制模式：重點是發(fā)動機的穩(wěn)定性，包括風扇穩(wěn)定性、壓氣機穩(wěn)定性、燃燒室的穩(wěn)定性。對應有風扇喘振裕度，壓氣機喘振裕度、燃燒室貧油熄火裕度。（上述指標均可以作為被控變量）。耐久性控制模式：保護或者延長發(fā)動機的壽命，循環(huán)數(shù)、等效循環(huán)數(shù)、總循環(huán)數(shù)（TAC）和最大轉(zhuǎn)速Nmax、峰值溫度。發(fā)動機附件：感應部件或傳感器、執(zhí)行部件或執(zhí)行器、控制部件、燃油滑油傳輸部件、熱管理部件、功率提取和管理部件、連接部件等。先進控制方法：多變量控制以及主動控制 多變量控制：多輸入多輸出控制方法。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設計的首要問題是控制需求，性能要求等。主要方法是線性二次

17、型調(diào)節(jié)器（LQR）方法和模型參考（基于模型）控制方法。針對一般情況下，時變線性系統(tǒng)的狀態(tài)方程如下：。設計連續(xù)的狀態(tài)變量反饋控制律：使得狀態(tài)變量回到原點且使得二次型目標達到最小化：其中為半正定矩陣，為正定矩陣，分別為起始與終止時間。該優(yōu)化問題的解為：，其中S滿足矩陣黎卡提（Riccati）方程。其他的多變量控制方法有：LQR，輸出反饋調(diào)節(jié)器（OFR），線性二次型高斯方法調(diào)節(jié)器，等。 主動控制：使用高頻執(zhí)行器調(diào)整發(fā)動機部件的穩(wěn)態(tài)特性；主要涉及壓氣機喘振或者失速的主動控制；壓氣機或者渦輪葉片間隙的主動控制；以及燃燒不穩(wěn)定的主動控制。這些控制方法主要采用高速響應的執(zhí)行器，其運行于比傳統(tǒng)的燃油執(zhí)行器和進口的導流葉片執(zhí)行器的頻譜高一個數(shù)量級的高頻段。主動(zhdng)葉尖間隙(jin x)控制（ACC）以增加(zngji)壓氣機和渦輪效率；主動失速和喘振控制儀增加發(fā)動機增壓比和穩(wěn)定裕度；主動燃燒控制以抑制貧油燃燒不穩(wěn)定、減少排放物、減少內(nèi)襯套疲勞，并改進渦輪進口溫度分布。航空發(fā)動機健康監(jiān)視系統(tǒng)：數(shù)據(jù)采集，趨勢分析，故障診斷與預測等等，屬于監(jiān)視技術。第二篇：線性模型航空發(fā)動機的部件級建模方法（非線性模型）1、實現(xiàn)基于Matlab/Sim