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

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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ke

2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