汪 陽， 周 偉， 楊少鋒， 王興海

（西安愛生技術(shù)集團(tuán)有限公司， 陜西 西安 710065）

引言

發(fā)動機(jī)是無人機(jī)飛行的動力來源，發(fā)動機(jī)工作性能直接影響無人機(jī)的性能及飛行安全。研究不同工況下發(fā)動機(jī)工作參數(shù)同實(shí)時燃油消耗的關(guān)系，對發(fā)動機(jī)綜合控制、飛發(fā)匹配、無人機(jī)飛行有極其重要的意義?，F(xiàn)有燃油消耗測量主要有兩種方式：一種是通過在油箱中加裝液位傳感器檢測總油量變化；另一種是直接加裝流量計(jì)來實(shí)現(xiàn)燃油消耗測量。前者測量過于粗略，無法獲取實(shí)時燃油流量，不能對飛行形成及時有效的指導(dǎo)；后者過于依賴傳感器的可靠性和測量精度，容易受到干擾，且無冗余設(shè)計(jì)，有一定安全隱患。

近年來，人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)在各領(lǐng)域取得了成功的應(yīng)用，為研究燃油流量同發(fā)動機(jī)工作參數(shù)的關(guān)系提供了新的有效途徑。人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（ANN）是由模擬人腦神經(jīng)系統(tǒng)發(fā)展起來的一種信息處理系統(tǒng)，可用大量簡單的處理單元廣泛連接組成網(wǎng)絡(luò)，其分布式結(jié)構(gòu)具有與人腦一樣的容錯性和聯(lián)想能力，有強(qiáng)大的非線性適應(yīng)性和自組織、自學(xué)習(xí)、聯(lián)想記憶能力[1-4]。實(shí)際結(jié)果表明，將先進(jìn)的計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)應(yīng)用到燃油流量計(jì)算處理過程中，可通過較少的試驗(yàn)達(dá)到事半功倍的效果。

1 問題提出

近年來，電子控制燃油噴射技術(shù)為航空發(fā)動機(jī)新興技術(shù)，由發(fā)動機(jī)控制器內(nèi)的微型集成電路根據(jù)采集到的發(fā)動機(jī)各種運(yùn)行參數(shù)來實(shí)時控制噴油量，促使燃油在發(fā)動機(jī)內(nèi)完全燃燒。電控發(fā)動機(jī)相對化油器發(fā)動機(jī)具有功率高、省油、噪聲低、一次點(diǎn)火率高等優(yōu)點(diǎn)。電控發(fā)動機(jī)能根據(jù)發(fā)動機(jī)的不同工況迅速準(zhǔn)確地提供與其相匹配的最佳空燃比，使噴入發(fā)動機(jī)的汽油完全燃燒。電控發(fā)動機(jī)使用的汽油是在較高壓力下噴入發(fā)動機(jī)，霧化品質(zhì)好，降低燃料消耗量低。電控發(fā)動機(jī)還有怠速穩(wěn)定、加速性能好、工況過渡圓滑、操作靈敏度高的優(yōu)點(diǎn)，且故障率低。

理論上根據(jù)發(fā)動機(jī)控制器參數(shù)可直接計(jì)算出發(fā)動機(jī)實(shí)時燃油流量，然而飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，在不同工況下計(jì)算的理論燃油流量和實(shí)測燃油流量有明顯差異，且隨著飛行參數(shù)、發(fā)動機(jī)工作參數(shù)變化，差異呈現(xiàn)出一定的變化。

某次飛行試驗(yàn)的理論計(jì)算誤差分布見圖1。由圖1 可得，正偏差分布含量最高的為3%～4%的誤差區(qū)間，偏差含量為10.52%；負(fù)偏差分布含量最高的為-5%～-4%的誤差區(qū)間，偏差含量為6.58%；其中絕對誤差超過5%的數(shù)據(jù)占該次飛行數(shù)據(jù)的30%，不能滿足精準(zhǔn)控制的需求。

圖1 誤差分布圖

為滿足無人機(jī)冗余設(shè)計(jì)和容錯要求（假設(shè)燃油流量測量裝置損壞），本文根據(jù)試驗(yàn)及飛行結(jié)果，以發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、飛行高度、發(fā)動機(jī)節(jié)氣門開度、噴油脈寬為輸入，燃油流量為輸出建立了發(fā)動機(jī)燃油消耗人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型，以研究不同工況下發(fā)動機(jī)燃油流量的變化規(guī)律。

2 模型建立

首先用現(xiàn)有測試數(shù)據(jù)中的樣本訓(xùn)練網(wǎng)格，為保證數(shù)據(jù)收斂，對數(shù)據(jù)進(jìn)行歸一化處理，使所有的數(shù)據(jù)在[0，1]之間的網(wǎng)格空間變化，綜合調(diào)整如下：

輸出結(jié)果經(jīng)過反歸一算法后可獲得其在原物理空間的真實(shí)值，如式（2）：

根據(jù)Kolmogorov、高大啟等人的研究經(jīng)驗(yàn)，結(jié)合試錯法[5-6]確定模型結(jié)構(gòu)，如圖2 所示。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、飛行高度、發(fā)動機(jī)節(jié)氣門開度、噴油脈寬為4 個輸入，有兩個隱含層，神經(jīng)元數(shù)量為6×6，輸出層為燃油流量。訓(xùn)練采用固定變比的變梯度算法，函數(shù)為trainscg，目標(biāo)誤差值為0.000 01，學(xué)習(xí)率為0.2。

圖2 模型結(jié)構(gòu)圖

3 模型預(yù)測結(jié)果分析及應(yīng)用

3.1 模型結(jié)果分析

表1 為從飛行數(shù)據(jù)中選取的11 個典型工況的模型預(yù)測結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的對比，典型工況不參與模型訓(xùn)練。結(jié)果表明，模型的預(yù)測數(shù)值同試驗(yàn)值有較好的吻合性，最大偏差僅為-2.36%，平均誤差為0.3%，能較好地滿足實(shí)際需求。本試驗(yàn)網(wǎng)絡(luò)的預(yù)測精度較高，證明模型具有良好的使用價值。

表1 燃油流量預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比

3.2 節(jié)氣門開度對發(fā)動機(jī)的影響

圖3 為發(fā)動機(jī)采用同一負(fù)載（螺旋槳）時，發(fā)動機(jī)工作參數(shù)隨節(jié)氣門開度的變化規(guī)律。

由圖3 可知，當(dāng)節(jié)氣門開度增大時，轉(zhuǎn)速、噴油脈寬、燃油流量均呈現(xiàn)出增大的變化規(guī)律。當(dāng)節(jié)氣門開度較低時，上述參數(shù)增長幅度較快；當(dāng)節(jié)氣門開度較高時，上述參數(shù)增長幅度逐漸變緩。

圖3 發(fā)動機(jī)參數(shù)隨節(jié)氣門開度變化規(guī)律

3.2 飛行高度對發(fā)動機(jī)的影響

圖4為發(fā)動機(jī)采用同一負(fù)載（螺旋槳）、同一節(jié)氣門開度時，工作參數(shù)隨工作高度的變化規(guī)律。

圖4 發(fā)動機(jī)參數(shù)隨高度變化規(guī)律

由圖4 可知，當(dāng)高度增加時，轉(zhuǎn)速、噴油脈寬、燃油流量均呈現(xiàn)出下降的變化規(guī)律，下降趨勢基本相同。

4 結(jié)論

1）利用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立的燃油流量模型預(yù)測值同實(shí)測數(shù)據(jù)吻合度較高，有較強(qiáng)的指導(dǎo)意義。

2）當(dāng)發(fā)動機(jī)負(fù)載相同時，燃油流量隨節(jié)氣門開度增加而增加；節(jié)氣門開度和負(fù)載不變時，燃油流量隨飛行高度的增加而降低。