基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法技术

技术编号：40069443 阅读：13 留言：0更新日期：2024-01-16 23:56

本发明专利技术公开了一种基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，根据发动机高速慢车加速计划，确定高压压气机可调静子叶片角度调节计划；根据高压压气机可调静子叶片角度调节计划，建立电静液作动器与航空发动机仿真模型，控制高压压气机可调静子叶片角度；通过位置控制器控制电静液作动器消除高压压气机可调静子叶片角度调节误差，达到发动机高速慢车加速计划所需的高压压气机可调静子叶片角度。本发明专利技术有效提升了航空发动机的推力响应速度，为发动机应急响应控制提供了重要参考，对提升飞行器在紧急情况下的控制性能具有重要意义。

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【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空发动机领域，涉及一种基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法。

技术介绍

1、当飞机处于部件受损等紧急状况时，可能会发生控制执行机构失效或者气动特性变化，对飞机的稳定性和可控性带来不利影响。此时可通过发动机应急响应控制，一定程度上提高飞机的稳定性和可控性。然而，航空发动机的稳定运转存在诸多边界条件限制，因此发动机应急响应控制问题十分复杂。

2、目前航空发动机快速响应控制主要有控制增益调整、加速计划调整等方法。控制增益调整方法仅适用于发动机推力小幅度变化的情况；而加速计划调整方法通过调整发动机的加速计划曲线来提高发动机加速能力，但加速计划受限于喘振裕度，性能提升空间不大。有研究提出动态稳定法可以在不需要牺牲安全性的前提下寻找最优加速计划，但需要对原有的控制器进行大规模改造，且计算量巨大。高速慢车控制策略是一种可以在不对原有控制器进行大规模修改的前提下，通过调节供油量和高压压气机可调导叶角度提升大涵道比涡扇发动机推力响应速度，且不引起安全裕度大幅下降的应急控制策略。现有的高速慢车研究仅验证了调节导叶角度对提高发动机响应速度的有效性，对具体导叶角度调节方法、液压泄露问题考虑不足。

技术实现思路

1、本专利技术的目的在于解决现有技术中的问题，提供一种基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，解决航空发动机应急响应控制过程中对导叶角度调节方法、液压泄露问题考虑不足的问题。

2、为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案予以实现：</p>

3、基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，包括：

4、根据发动机高速慢车加速计划，确定高压压气机可调静子叶片角度调节计划；

5、根据高压压气机可调静子叶片角度调节计划，建立电静液作动器与航空发动机仿真模型，控制高压压气机可调静子叶片角度；

6、通过位置控制器控制电静液作动器消除高压压气机可调静子叶片角度调节误差，达到发动机高速慢车加速计划所需的高压压气机可调静子叶片角度。

7、进一步的，所述高压压气机可调静子叶片角度调节计划所需的角度为：

8、α＝f(n,t)

9、其中，α为高压压气机可调静子叶片角度，n为发动机高压压气机转速，t为高压涡轮前温度，f为高速慢车加速计划下的非标称高压压气机可调静子叶片角度调节规律。

10、进一步的，所述电静液作动器仿真模型为采用amesim软件建立的执行机构电静液作动器模型，所述航空发动机仿真模型为采用gasturb软件建立的大涵道比涡扇发动机模型。

11、进一步的，所述电静液作动器模型包括永磁同步电机、柱塞泵和液压缸。

12、进一步的，所述永磁同步电机的转速和电流用下式来表示：

13、

14、其中，iq为q轴电流，l为定子电感，r为定子电阻，uq为q轴电压，ke为反电势系数，ω为电机转速，kt为转矩系数，tl为负载，bm为阻尼系数，s为拉普拉斯算子，j为转动惯量。

15、进一步的，所述柱塞泵的负载为：

16、

17、其中，tl为柱塞泵的负载，dp为柱塞泵排量，δp为压强差。

18、进一步的，所述液压缸两端液压差以一阶动态方程表示为：

19、

20、其中，δp为液压缸两端液压差，为液压差的一阶导，a为液压缸作动筒有效面积，βe为液压油弹性模量，cin为内泄漏系数，cout为外泄露系数，v为液压缸容量，为作动筒活塞移动位置一阶导。

21、进一步的，所述作动筒活塞移动位置以二阶动态方程表示为：

22、

23、其中，为作动筒活塞移动位置二阶导，m为活塞及负载的惯性质量，δp为液压缸两侧压强差，b为负载阻尼系数，f为负载端受到的外力。

24、进一步的，所述位置控制器基于滑模控制方法的控制律为：

25、

26、其中，e为系统误差。

27、进一步的，所述位置控制器基于变阻尼滑模控制方法的控制律为：

28、

29、其中，k为阻尼系数(k>0)。

30、与现有技术相比，本专利技术具有以下有益效果：

31、本专利技术提供一种基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，根据发动机高速慢车加速计划，确定高压压气机可调静子叶片角度调节计划，建立电静液作动器与航空发动机仿真模型，控制高压压气机可调静子叶片角度，通过位置控制器控制电静液作动器消除高压压气机可调静子叶片角度调节误差，达到发动机高速慢车加速计划所需的高压压气机可调静子叶片角度。本专利技术建立了电液执行机构-发动机联合仿真模型，设计了基于变阻尼滑模位置控制的发动机导叶调节控制方法，有效提升了航空发动机的推力响应速度，为发动机应急响应控制提供了重要参考，对提升飞行器在紧急情况下的控制性能具有重要意义。

32、进一步的，所设计的变阻尼滑模位置控制器，能获得优于传统滑模控制和pid控制的高压压气机可调静子叶片角度调节性能，实现更低的超调量和更快的调节速度。

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【技术保护点】

1.基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述高压压气机可调静子叶片角度调节计划所需的角度为：

3.根据权利要求1所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述电静液作动器仿真模型为采用AMESim软件建立的执行机构电静液作动器模型，所述航空发动机仿真模型为采用GasTurb软件建立的大涵道比涡扇发动机模型。

4.根据权利要求3所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述电静液作动器模型包括永磁同步电机、柱塞泵和液压缸。

5.根据权利要求4所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述永磁同步电机的转速和电流用下式来表示：

6.根据权利要求4所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述柱塞泵的负载为：

7.根据权利要求4所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法

8.根据权利要求7所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述作动筒活塞移动位置以二阶动态方程表示为：

9.根据权利要求1所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述位置控制器基于滑模控制方法的控制律为：

10.根据权利要求1所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述位置控制器基于变阻尼滑模控制方法的控制律为：

...

【技术特征摘要】

1.基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，包括：

3.根据权利要求1所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述电静液作动器仿真模型为采用amesim软件建立的执行机构电静液作动器模型，所述航空发动机仿真模型为采用gasturb软件建立的大涵道比涡扇发动机模型。

5.根据权利要求4所述的基于滑模变阻尼导叶调节的航空发动机高速慢车控制方法，其特征在于，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：闫星辉，孟晓，马卓群，徐雨蕾，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：

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