涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探索

电子科技类论文：涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探索摘要:弹用涡喷发动机改型作为无人飞行平台动力装置时,首要研究内容之一是发动机控制系统可行性研究。

文章在分析某型涡喷发动机控制系统原理的基础上,基于以惯性环节描述的发动机响应模型,对数字电子控制器采用一种PID算法,使发动机转速闭环控制系统的响应速度与发动机气动热力过程响应速度一致,控制量不超调。

文中进行了实物在环仿真验证试验。

仿真结果表明了控制系统可行性,采用变参数PID控制规律,能实现不同飞行条件和工况下的发动机转速闭环控制。

该算法结构简单,通过发动机非线性气动热力模型易于获取控制参数。

关键词:无人机,涡喷发动机,PID控制,实物环仿真在一些成功用于巡航导弹的涡喷发动机可改型作为无人飞行平台飞行验证机的动力装置。

相对而言,无人机自主起飞降落的飞行状况及多种工作状态对发动机控制系统的要求更高,需考核发动机是否可控、工作特性是否满足要求、并进行发动机包括控制系统的任务适应性研究与必要的改型设计。

早期的涡喷发动机转速控制系统主要是通过对发动机燃油系统的调节与控制实现,为单变量输入输出控制结构。

全权限数字电子控制技术的发展能便利地实现航空燃气涡轮发动机的控制。

利用线性系统理论解决非线性系统控制问题的线性变参数(LPV)技术,对于发动机控制工程既具有一定的精度,又使问题得到简化,近十多年来,航空发动机LPV增益控制技术得到迅速发展[1~5]。

其核心是基于线性模型,采用内插或拟合方法求取雅克比LPV模型的系数矩阵A(ρ)、B(ρ)、C(ρ)和D(ρ),得到雅克比LPV模型ΔU^ x =A(ρ)Δx+B(ρ)ΔuΔy =C(ρ)Δx+D(ρ)Δu根据ρ来调度不同的A、B、C、D。

也可采用基于变化率的方法建立LPV模型[6]。

采用拟合法获取LPV模型能成功应用于动态控制过程中[7]。

本文研究对象为一单轴不带加力燃烧室的小涡轮喷气发动机,燃油调节器主要由数字电子控制器和燃油调节执行机构组成。

通过基于Easy5框架的数字仿真和实物在环验证试验,已确定了大范围工况内燃油调节执行机构的有效性[8]。

对于数字电子控制器,能通过选取控制算法与变参数整定,在发动机宽广的工况范围内实现多种工作状态的控制,而无需对控制调节器的物理结构进行大的变动,有效节约改型研制费用与时间。

基于此,本文采用一种变参数PID控制算法,可使闭环系统响应速度与被控对象响应速度一致,控制量不超调,并进行了半物理仿真验证试验。

本文变参数PID控制方法与LPV方法拥有相似的思路,算法简便,容易实现,在发动机多种工况和大飞行包线内有效,适于无人机燃气涡轮发动机控制系统。

1发动机转速控制规律该单轴不带加力小涡轮喷气发动机的调节计划为:随飞行高度与速度变化调节燃油流量,保持发动机物理转速(相对物理转速>80% ),尾喷口面积不可调。

数字电子控制器的控制器校正环节根据发动机转子设定转速与测量转速的偏差,计算确定脉冲个数,通过运动卡传送脉冲指令给驱动器驱动步进电机带动油门开关组件改变调节阀开度大小,与等压差活门等执行机构一起自动调节发动机所需流量,达到对应发动机转速,多余油量溢流回油箱。

按飞行器的飞行条件和工作状态,保证发动机在起动、加速、额定、减速等各种状态下正常工作。

该涡喷发动机用于无人机飞行验证机时,仍采用原有转速控制系统方案和随飞行高度与速度变化调节燃油流量,保持发动机物理转速不变的发动机调节计划(相对物理转速>80% )。

显然,发动机工况增多、调节范围加大,控制器校正环节应采用变参数控制算法。

以传递函数形式表示的发动机小偏离线性模型为:发动机转速n 对于燃油流量Qp的响应特性可近似描述为惯性环节,时间常数为Te、增益系数为ke,即Ge(s) =keTes+1(1)执行机构简化为用惯性环节描述步进电机特性、用比例环节kps描述燃油执行机构增益,不考虑油门开关和等压差活门的动态特性后。

考虑到执行机构相对于被控对象而言是小惯性环节(Ts Te),可以暂时略掉执行机构的惯性特性,取而代之的是比例环节kps。

假设控制规律为Gnc(s),其PID形式遵循如下原则:使闭环系统与被控对象拥有相同的时间常数,也就是闭环系统响应速度与被控对象响应速度一致,具有(2)式的形式Gnc(s)kpsGe(s)1+Gnc(s)kpsGe(s)=1Tes+1(2)从(2)式容易确定出控制规律Gnc(s)形式为Gnc(s) =Tes+1Tekekpss(3)显然,对于单位阶跃输入,控制量Qp将为常数,也为阶跃形式,即期望输入至控制量Qp的传递函数为Gnc(s)kps1+Gnc(s)kpsGe(s)=1ke(4)也为阶跃形式。

此时,控制量不超调。

因此,采用(3)式控制规律可使闭环系统对于阶跃输入的响应不超调、无静差,且控制量Qp不超调。

不仅保证系统最终输出———发动机转速n基本不超调,系统具有足够的快速性,还满足控制量———燃油流量Qp也基本不超调,发动机各部件能安全、可靠运行。

文献[9]对某型以可调斜盘燃油柱泵为执行机构的加力单轴涡喷发动机进行了初步实验。

斜盘位置控制系统是一个阀控缸式电液位置伺服系统,通过简化执行机构动态特性,在惯性环节响应特性的前提下,采用闭环系统响应速度与被控对象响应速度一致的PID控制规律。

文中采取测量燃油流量信号,取发动机增益与流量信号成反比、以m≤1Te进行响应速度修正, (Te取为标准大气、地面静止条件下发动机最大工作状态时之数值),采用Gnc(s) =s+mkekpss的实际:涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探索控制规律,初步验证了某型单轴涡喷发动机的可控性。

本文对发动机非线性模型,在不同稳态点(H、Ma和转子转速),通过抽取发动机转子功率和改变输入燃油量的小扰动法进行稳态计算,获取线性模型组。

根据拟合关系,可对(4)式控制规律形成变参数控制算法,即当飞行条件改变或节流状态改变时,控制算法中参数Te和ke的数值随之改变。

随高度与转速变化的Te与ke2控制系统实物在环半物理仿真验证试验2·1试验原理在“航空喷气发动机特性半物理模拟试验台”上进行了该型发动机控制系统实物在环验证试验。

试验台由飞控计算机、发动机模型机、数字电子控制器DEEC、燃油执行机构,测控计算机、小惯量直流调速电机系统、温度、压力模拟系统和冷水机组驱动的换热器系统构成。

固定试验台上变量柱塞泵斜盘角以模拟齿轮油泵排量,油泵由直流调速电机驱动,油泵、调速电机和发动机转子三者存在速比关系。

步进电机及设计加工的油门开关组件、等压差活门组件作为燃油调节执行机构,发动机模型机装入发动机非线性气动热力模型,充当数字电子控制器DEEC的工控机植入步进电机脉冲信号增量式控制算法,构成转速闭环控制回路。

飞控计算机给定发动机工况,包括飞行高度H、马赫数Ma、油门杆位置PLA(设为指令转速百分数)等参数,通过422串口发送给数字电子控制器,并通过网卡将H、Ma发送给发动机模型计算机。

发动机模型计算机根据H、Ma以及采集的供油量计算出发动机转速、各截面压力、温度等参数,并由网卡将其传送给测控计算机。

测控计算机根据所得发动机转速对电机转速进行控制。

数字电子控制器根据当前发动机转子反馈转速与目标转速的差值,通过增量式控制算法输出脉冲信号驱动步进电机控制油门开关,调节燃油系统供油量。

试验中涡轮流量计测量泵供流量与油门开关流量、压力表显示泵后压力及等压差活门前后压力、脉冲编码器测量电机转速,A/D与D/A板卡进行模/数与数/模转换。

发动机特性半物理仿真试验系统原理图步进电机驱动油门开关的增量式脉冲信号算法为:(1)求取当前转速偏差:e1=nc-n,其中, e1为当前转速偏差,nc为指令转速,n为反馈转速;(2)求期望脉冲增量:Δf(k) =1kekpse1-e0+e1dtTe, e0为上一步的转速偏差,dt为脉冲发送周期,ke、Te按拟合关系求出。

(3)重置转速偏差: e0= e1(4)软件限位:若Δf>Δfmax,则Δf=Δfmax;若Δf<Δfmin,则Δf=Δfmin调定等压差活门的弹簧预压缩量,使油门开关前后压差为0·25MPa,调定油泵斜盘角以模拟齿轮泵排量。

仿真初始条件是飞控计算机给定的飞行高度H、马赫数Ma、油门杆位置PLA参数,仿真开始后,可推拉H、Ma、PLA滚动条,给定飞行扰动或状态变化条件。

2·2试验结果对地面加速、飞行爬升和空中加速进行了过程·315·西北工业大学学报第28卷仿真:海平面标准大气静止条件下,油门杆位置从50%指令转速位置推至85%指令转速位置,过程稳定后,以15 m/s的爬升速率上升至5 km,期间马赫数0·2; 5 km高度上马赫数增至0·4后,将油门杆位置从85%推至95%指令转速位置。

供油量和转速处理为地面静止、发动机最大状态时相应量的百分比。

仿真动态曲线(1)地面加速过程地面静止状态下,油门杆由慢车50%推至85%指令转速位置时,供油量由24%变化至51%,所用时间约为6·6~7s,发动机转速从50%变化至85%所用时间约为7s,过程中无超调,稳态转速误差约0·25%。

(2)爬升过程在地面加速状态稳定后,高度由0 km升至5km,马赫数由0增至0·4,爬升速率固定为15m/s,期间指令转速保持为85%。

图7显示供油量随高度升高而减少,目标转速保持为85%,控制误差约0·5%。

(3)空中加速在高度5 km,马赫数0·4时,油门杆从85%推至95%指令转速位置。

可看出供油量由33%变化至53%,过程中无超调,所用时间约为16~17 s。

发动机转速由85%变化至95%所用时间约为17~18 s,过程中无超调,稳态转速误差约0·5%。

由于飞行高度增加,空中发动机动态过程增长,这也是符合涡轮喷气发动机工作特征的。

试验结果显示发动机推力变化平稳,油量、转速无超调,排气温度在许可范围内。

试验结果说明,本文燃油调节控制器系统工作稳定可靠,采用的变参数控制规律有效可行,控制效果能够满足航空发动机控制指标要求。

3结论本文在分析某型涡喷发动机的燃油控制系统原理的基础上,基于被控对象惯性环节特性,假设发动机转速闭环控制系统与发动机气动热力过程有相同的时间常数,确定发动机转速闭环控制系统PID规律,根据飞行条件与发动机工作状态进行变参数PID控制。

通过控制器与执行机构实物在环半物理仿真试验验证了变参数PID控制算法的有效性。

仿真结果说明,将该变参数PID控制规律用于简单涡喷发动机转速闭环系统控制是有效可行的,能适应大范围变化的发动机工况。