基于模型的智能數(shù)字化發(fā)動(dòng)機(jī)控制

1、基于模型的智能數(shù)字化發(fā)動(dòng)機(jī)控制Shrider Adibhatla 通用動(dòng)力Timothy J.Lewis 美國(guó)空軍，萊特實(shí)驗(yàn)室摘要現(xiàn)在介紹一種用于先進(jìn)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的基于模型的控制系統(tǒng)，它的主要性能優(yōu)點(diǎn)是可以通過(guò)仿真測(cè)試導(dǎo)出。發(fā)展建模的方法和從名義上的發(fā)動(dòng)機(jī)模型反映失效的發(fā)動(dòng)機(jī)的方法已知。一個(gè)通用的用于基于模型的控制定律設(shè)計(jì)定型的方法，包括線性和非線性分析，也將被介紹。執(zhí)行模型的閉環(huán)控制得到的性能和可操作性參數(shù)也將通過(guò)仿真測(cè)試獲得。未來(lái)飛行器包括基于模型控制的測(cè)試也將在本文的綜合高性能渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)第二階段“先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)”中提到。術(shù)語(yǔ)A14 封門(mén)面積A16 可變旁路管路區(qū)域A8 喉部噴口面積

2、A9 出口噴嘴面積ALT 海拔C&A 控制系統(tǒng)及其附件CLM 成分水平模型EPR 發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比ETR 發(fā)動(dòng)機(jī)增溫比DoD 國(guó)防部DTAMB delta 周邊溫度？Fn 凈推力HP 高壓IHPTET 綜合高性能渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)IRP 中等速度功率JTDE 聯(lián)合技術(shù)驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)LEPR 線性發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比？LP 低壓MoBIDEC 基于模型的智能數(shù)字化發(fā)動(dòng)機(jī)控制NASA (美國(guó))國(guó)家航空和宇宙航行局PC 功率模態(tài)P2 風(fēng)扇進(jìn)氣壓力P27 壓氣機(jī)進(jìn)氣壓力PI 比例-積分控制PID 比例-積分-微分控制PSC 狀態(tài)搜索控制PS15 風(fēng)扇涵道出氣壓力（靜態(tài)）PS56 低壓渦輪出氣壓力（靜態(tài)）SFC 高

3、效燃油消耗STP2 風(fēng)扇導(dǎo)流葉片位置STP27 壓氣機(jī)定子位置STP27D 核心驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇葉尖定子位置？T2 風(fēng)扇進(jìn)氣溫度T27 壓氣機(jī)進(jìn)氣溫度T3 燃燒室初始溫度T56 排氣溫度TMPC 燃燒室金屬溫度？VABI 可變區(qū)域進(jìn)氣道？WF36 燃?xì)獍l(fā)生器燃料流？WF6 燃燒后燃料流？XM 馬赫數(shù)XNH 高壓轉(zhuǎn)速XNL 低壓轉(zhuǎn)速1.0 導(dǎo)言1.1 背景由空軍主持的對(duì)先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)控制的發(fā)展與研究是以“綜合高性能渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)計(jì)劃”（IHPTET）為目標(biāo)進(jìn)行的。IHPTET是國(guó)防部與(美國(guó))國(guó)家航空和宇宙航行局在世紀(jì)之交致力于倍增發(fā)動(dòng)機(jī)推力的一個(gè)項(xiàng)目。它囊括了軍方使用的各種類型的飛行器推進(jìn)系統(tǒng)：渦扇、渦噴

4、、渦軸、渦槳以及有限壽命發(fā)動(dòng)機(jī)（導(dǎo)彈）等。IHPTET計(jì)劃的建立強(qiáng)調(diào)更好地控制風(fēng)險(xiǎn)及技術(shù)轉(zhuǎn)換代價(jià)使之成熟以兼顧武器系統(tǒng)的安裝。IHPTET計(jì)劃的階段目標(biāo)已列在表1中。推重比燃燒室溫度制造成本維護(hù)成本階段I+30%+100°F階段II+60%+200°F-20%-20%階段III+100%+400°F-35%-35%圖1. IHPTET 目標(biāo)綜合提高推重比和燃燒室溫度使得燃油消耗減少，并戲劇性地使得飛行器尺寸和花費(fèi)成本減少適應(yīng)更多樣化的任務(wù)。IHPTET計(jì)劃使用了基于部件的方法來(lái)完成目標(biāo)。主要有六個(gè)組成部分：風(fēng)扇和壓氣機(jī)，燃燒室和加力燃燒室，渦輪，進(jìn)氣道，機(jī)械系統(tǒng)（

5、傳動(dòng)系統(tǒng)、密封系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)），控制系統(tǒng)及其附件（C&A）。每一個(gè)組成部分都有一些目標(biāo)直接對(duì)應(yīng)于該系統(tǒng)所要達(dá)到的目標(biāo)水平。投資主要用于那些能達(dá)到相關(guān)技術(shù)目標(biāo)的部分。IHPTET C&A 技術(shù)發(fā)展方法的目標(biāo)如圖2所示。重量設(shè)計(jì)誤差制造費(fèi)用維修費(fèi)用階段I-20%-20%階段II-35%-35%-20%-20%階段III-50%-50%-35%-35%圖2. IHPTET C&A 目標(biāo)設(shè)計(jì)誤差關(guān)系到應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)部分的設(shè)計(jì)的安全因數(shù)。例如包括風(fēng)扇和壓氣機(jī)設(shè)計(jì)的遲滯誤差和高壓渦輪進(jìn)氣溫度誤差。這些誤差限制了發(fā)動(dòng)機(jī)可達(dá)到的性能水平。這些誤差在早期的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上更為顯著在很大程度

6、上歸因于當(dāng)時(shí)使用的流體力學(xué)燃料控制來(lái)規(guī)范發(fā)動(dòng)機(jī)的控制點(diǎn)。typically一般來(lái)說(shuō)，風(fēng)扇遲滯誤差控制在15-20%。壓氣機(jī)的遲滯誤差一般大約在30%左右。極限的增加是很必要的，因?yàn)榭刂葡到y(tǒng)對(duì)壓氣機(jī)的控制是很有限的，但是可以利用變進(jìn)氣道來(lái)調(diào)整風(fēng)扇操縱的線性精度。渦輪溫度極限（定義為軸和葉片材料所能承受的最大溫度量）大概在150-200°F。引入基于模型的控制提供了一種減小極限值的方法，從而增加了改善已知機(jī)械的性能的可能。本文接下來(lái)即描述了基于模型控制在基于模型的智能數(shù)字化發(fā)動(dòng)機(jī)控制計(jì)劃中的設(shè)計(jì)與發(fā)展，隨后也將初步評(píng)價(jià)其在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵性能參數(shù)中表現(xiàn)出的優(yōu)點(diǎn)。1.2 傳統(tǒng)控制與基于模型的控制

7、的對(duì)比在傳統(tǒng)的控制系統(tǒng)中，可見(jiàn)參數(shù)如風(fēng)扇轉(zhuǎn)速和增壓比常作為反饋信號(hào)產(chǎn)生錯(cuò)誤信號(hào)來(lái)控制驅(qū)動(dòng)一些激勵(lì)器如燃油噴嘴或進(jìn)氣道使他們回到正確位置。使用這些可見(jiàn)信號(hào)是因?yàn)樗麄兡芊磻?yīng)出我們所感興趣的那些參數(shù)（推力，失速極限等）。因?yàn)檫@些相關(guān)性并非確切值，所以我們建立了大的安全裕度來(lái)保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)。在基于模型的控制系統(tǒng)中，所要控制的飛機(jī)（引擎）的模型被編程為電子控制系統(tǒng)的一部分。這樣的模型是一個(gè)植入式的模型。如果能將一個(gè)高仿真的飛機(jī)模型協(xié)同飛機(jī)的控制系統(tǒng)，我們感興趣的參數(shù)的模型計(jì)算值如推力或失速極限就可以用來(lái)作為反饋參數(shù)。這樣，我們就能用直接的推力控制系統(tǒng)來(lái)替代間接的推力控制系統(tǒng)。擁有一個(gè)能夠精確反應(yīng)可控飛行器的

8、物理特性的模型是非常必要的，但還不夠。一般來(lái)說(shuō)，植入的模型只反應(yīng)了一般的或平均水平的新發(fā)動(dòng)機(jī)。所以需要一種能區(qū)別由于制造誤差、使用年限和控制環(huán)境的變化所造成的發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的差別的方法。用來(lái)區(qū)分這種差異的方法就是我們將要提到的“跟蹤濾波器”。從本質(zhì)上說(shuō)，一個(gè)跟蹤濾波器就是一個(gè)觀察系統(tǒng)或參數(shù)估計(jì)系統(tǒng)，它會(huì)將可見(jiàn)參數(shù)與模型對(duì)那些參數(shù)的估計(jì)值進(jìn)行比較，然后調(diào)整燃燒效率和流量因數(shù)等模型參數(shù)。因而，跟蹤濾波器的作用就是使模型和發(fā)動(dòng)機(jī)的真實(shí)特性實(shí)時(shí)匹配。本節(jié)描述的基于模型的控制由Adibhatla et al介紹，簡(jiǎn)單的分析模型的應(yīng)用由Qi 和Macallum執(zhí)筆。2.0 飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)模型2.1 飛

9、行器模型現(xiàn)在應(yīng)用的飛行器和飛行控制模型由北約組織提供。該飛機(jī)模型的建立來(lái)自于F/A18飛機(jī)的高空動(dòng)力性能數(shù)據(jù)庫(kù)。建立一個(gè)5自由度，非實(shí)時(shí)的可看做質(zhì)點(diǎn)的近似模型。在這個(gè)模型中，2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型圖3 XTE46發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖2.3 植入式發(fā)動(dòng)機(jī)模型2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)激勵(lì)與傳感模型2.5 跟蹤濾波器的選擇與設(shè)計(jì)3.0 控制定律設(shè)計(jì)盡管控制定律設(shè)計(jì)由許多步組成，其中建模是最耗時(shí)間的一步，我們接下來(lái)還是僅僅介紹線性和非線性設(shè)計(jì)階段的內(nèi)容。3.1線性設(shè)計(jì) 線性模型的產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)的線性模型需要規(guī)范設(shè)計(jì)。設(shè)非線性系統(tǒng)為X=f(X,U)Y=g(X,U)其中X是空間向量，X是空間微分向量，U表示輸入向量，Y表示輸出向量

10、。這個(gè)系統(tǒng)可以在某個(gè)規(guī)范點(diǎn)X，Y線性化為X=AX+BUY=CX+DU其中矩陣A,B,C和D是部分微分向量A=dX/dX B=dX/dUC=dY/dX D=dY/dU在MoBIDEC中的基線控制模型中，空間、輸入和輸出向量規(guī)范化設(shè)計(jì)如下：X=|XNL XNH TMPC|這里XNL是低功率轉(zhuǎn)速，XNH是高功率轉(zhuǎn)速，TMPC是燃燒室壁溫度。U=|WF36 A8 A16|其中WF36是燃料流，A8是噴嘴面積，A16是可變截面進(jìn)氣道面積；Y=|FN ETR LEPR|式中FN是推力，ETR是發(fā)動(dòng)機(jī)增溫比，LEPR是線性發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比。注意到FN和ETR都是模型計(jì)算參數(shù)，而這種控制模型并不能在傳統(tǒng)的非基于模型的系統(tǒng)中應(yīng)用。輸出向量Y可以看做包括其他變數(shù)如其他調(diào)整器設(shè)計(jì)中的失速極限。 調(diào)整器設(shè)計(jì)我們選擇Edmunds的模型匹配KQ復(fù)雜設(shè)計(jì)過(guò)程發(fā)展來(lái)研究，因?yàn)?使得控制器的形式確定。在這個(gè)模型匹配設(shè)計(jì)中，動(dòng)態(tài)矩陣補(bǔ)償估計(jì)為最小方差在所要的閉環(huán)反應(yīng)和實(shí)際的閉環(huán)反應(yīng)之間。讀者可以通過(guò)Polley,Adibhatla,Baheti和Polley,Adibhatla,hoffman獲得更多的細(xì)節(jié)。在這節(jié)中獲得的結(jié)果在圖4，圖5，圖6中給出。圖4 電腦步驟中的閉環(huán)反應(yīng)