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(jié)構(gòu)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(nèi)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(nèi)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(jié)構(gòu)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(nèi)控制系統(tǒng)性能，基于相似原理的PI參數(shù)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(shù)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(shù)進行修正，不能保證全包線內(nèi)的控制品質(zhì)。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(shù)信息，控制系統(tǒng)無法使用相似原理實時對PI參數(shù)進行修正，從而導致高空出現(xiàn)轉(zhuǎn)速超調(diào)現(xiàn)象。為保證全包線內(nèi)控制系統(tǒng)控制品質(zhì)，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(shù)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(gòu)發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法，經(jīng)過全數(shù)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(zhuǎn)速超調(diào)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(shù)的全包線適應性。

1 基于壓氣機出口總壓P3重構(gòu)發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法

根據(jù)發(fā)動機數(shù)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(zhuǎn)速狀態(tài)下的地面點PI控制參數(shù)，見表1（表中數(shù)據(jù)進行了歸一化處理）。

表1 地面條件下各轉(zhuǎn)速狀態(tài)的PI參數(shù)

根據(jù)相似原理對地面PI參數(shù)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(shù)Kp、Ki的相似變換為

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

從式（1）、（2）中可知，如果要對 PI參數(shù)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(shù)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(shù)進行實時修正。

本文提出基于壓氣機出口總壓P3重構(gòu)發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)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(shù)據(jù)，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(zhuǎn)速條件下的壓氣機出口總壓P3值，得到不同轉(zhuǎn)速下的壓比值，通過對不同包線高空飛行試驗數(shù)據(jù)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(zhuǎn)速下的轉(zhuǎn)速-壓比參數(shù)，見表2（表中數(shù)據(jù)進行了歸一化處理）。

表2 不同轉(zhuǎn)速下的轉(zhuǎn)速-壓比參數(shù)

（2）在實際試驗過程中，根據(jù)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(shù)值，通過表2重構(gòu)出當前的發(fā)動機進口壓力參數(shù)P1，從而根據(jù)T1、P1實時對PI參數(shù)進行相似變換修正

2 試驗驗證

2.1 全數(shù)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(zhuǎn)速的仿真試驗，將原控制參數(shù)與使用實時修正的控制參數(shù)試驗結(jié)果進行對比，仿真結(jié)果如圖1～6所示。圖中Nexz為實時修正控制參數(shù)得到的仿真結(jié)果。從圖中可見，使用實時修正的控制參數(shù)對該發(fā)動機的調(diào)節(jié)性能優(yōu)于原控制參數(shù)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(gòu)發(fā)動機進口總壓P1的PI參數(shù)修正方法在整個飛行包線內(nèi)具有適應性。

圖1 （H=0 km，Ma=0）包線點目標轉(zhuǎn)速90%的加速過程

圖2 （H=0 km，Ma=0）包線點目標轉(zhuǎn)速93%的加速過程

圖3 （H=3 km，Ma=0.5）包線點目標轉(zhuǎn)速90%的加速過程

圖4 （H=3 km，Ma=0.5）包線點目標轉(zhuǎn)速93%的加速過程

圖5 （H=7 km，Ma=0.7）包線點目標轉(zhuǎn)速90%的加速過程

圖6 （H=7 km，Ma=0.7）包線點目標轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速加速到90%、93%的半物理模擬試驗，將原控制參數(shù)與使用實時修正的控制參數(shù)試驗結(jié)果進行對比分析，結(jié)果如圖7～12所示。從對比結(jié)果可見，使用實時修正的控制參數(shù)對發(fā)動機的超調(diào)性能優(yōu)于原控制參數(shù)，同時加速性也能滿足要求，即設計的基于壓氣機P3重構(gòu)P1的PI參數(shù)修正方法在整個飛行包線內(nèi)具有適應性。

圖7 （0，0）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)速90%階躍）

圖8 （0，0）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)速93%階躍）

圖9 （H=3 km，Ma=0.5）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)速90%階躍）

圖10 （H=3 km，Ma=0.5）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)速93%階躍）

圖11 （H=7 km，Ma=0.7）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)速90%階躍）

圖12 （H=7 km，Ma=0.7）包線點調(diào)整PI控制參數(shù)前后半物理模擬試驗數(shù)據(jù)對比（轉(zhuǎn)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(shù)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(zhuǎn)速90%。具體試驗情況如圖13所示并見表3。圖中Neg為轉(zhuǎn)速目標值（小圖是轉(zhuǎn)速超調(diào)的局部放大）。

圖13 高空模擬試驗調(diào)整PI參數(shù)前后主要參數(shù)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(zhuǎn)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(shù)據(jù)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(shù)無修正的飛行數(shù)據(jù)與（H=7 km，Ma=0.72） 和（H=7 km，Ma=0.73） 包 線點PI參數(shù)有修正的飛行數(shù)據(jù)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(jié)果對比

表4 高空飛行試驗結(jié)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(shù)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(zhuǎn)速超調(diào)控制技術對彈用發(fā)動機高空轉(zhuǎn)速超調(diào)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(shù)的全包線適應性。

3 結(jié)束語

獨創(chuàng)性地設計了1種在發(fā)動機進口參數(shù)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(gòu)P1的PI參數(shù)修正方法。通過全數(shù)字仿真、半物理模擬試驗、高空模擬試驗及高空飛行試驗結(jié)果表明：該設計方法使得彈用發(fā)動機在全包線范圍內(nèi)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(nèi)控制系統(tǒng)的品質(zhì)，具有良好的應用前景。

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