航空發動機起動燃油流量控制方法技術

本發明專利技術涉及航空發動機起動控制技術領域，為了便于對起動燃油流量進行控制，本申請提供了一種航空發動機起動燃油流量控制方法，包括：1、采集發動機起動時前k個周期分別對應的供油量、壓氣機實際轉速并設定各控制周期的壓氣機轉速速率目標值；2、計算供油增加量及壓氣機轉速速率；3、構造矩陣Y、X和A，4、求解矩陣A的當前最小二乘解；5、根據最小二乘解獲取發動機模型參數；6、根據發動機模型參數計算下一周期的目標供油量；7、重復步驟1

【技術實現步驟摘要】
航空發動機起動燃油流量控制方法


[0001]本專利技術涉及航空發動機起動控制
，具體是一種基于模型參數在線辨識的航空發動機起動燃油流量控制方法。

技術介紹

[0002]航空發動機起動過程是一個典型非線性特性過程，燃油流量控制不當會引起起動超溫、發動機熱懸掛、起動超時等現象，處理不當會直接損傷發動機。目前航空發動機起動燃油流量控制一般是在獲得發動機部件特性參數之后，對發動機起動過程進行分段線性化，再針對每段線性化模型計算控制參數。該過程前期需要進行大量的氣動和熱動試驗以獲取發動機特性參數，試驗過程復雜、花費較大。同時航空發動機起動過程受環境因素直接影響，在不同的環境溫度和海拔條件下起動發動機，發動機模型參數會直接發生改變，需要針對模型參數變化對燃油流量控制參數進行調整。

技術實現思路

[0003]針對航空發動機模型參數非線性、模型參數不易獲取和模型參數受環境變量影響大的問題，提供一種基于模型參數在線辨識加離散比例積分控制的起動燃油流量控制方法，該方法可在發動機模型未知的情況下，快速實現航空發動機的起動試車，試驗發動機的性能。
[0004]本專利技術解決上述問題所采用的技術方案是：
[0005]航空發動機起動燃油流量控制方法，包括：
[0006]步驟1、采集發動機起動時前k個周期分別對應的供油量Wf(k)及壓氣機轉速N(k)，并分別設定各控制周期的壓氣機轉速速率目標值
[0007]步驟2、根據ΔWf(k
?
1)＝Wf(k)
?
Wf(k
?
1)計算供油增加量ΔWf(k
?
1)，并根據計算壓氣機轉速速率式中ΔT為系統的采樣周期；
[0008]步驟3、構造矩陣Y、X和A，其中，
[0009][0010]式中，N為矩陣階數；
[0011]步驟4、根據A＝(X
T
X)
?1X
T
Y，及Y＝XA，求解矩陣A的當前最小二乘解；
[0012]步驟5、根據最小二乘解獲取a1、a2、b0、b1；
[0013]步驟6、根據Wf
dem
(k+1)＝Wf(k)+ΔWf
dem
(k+1)計算下一周期的目標供油量，其中
[0014][0015]式中，d0為反映期望系統性能指標的參數；
[0016]步驟7、重復步驟1
?
6，直至發動機起動成功。
[0017]進一步地，N取20。
[0018]本專利技術相比于現有技術具有的有益效果是：通過計算新的最小二乘解以獲取新的模型參數，再計算新的供油量，不停的迭代，直到起動成功，實現在發動機模型未知的情況下，快速實現航空發動機的起動試車，試驗發動機的性能。
具體實施方式
[0019]為了使本專利技術的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合實施例，對本專利技術進行進一步的詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本專利技術，并不用于限定本專利技術。
[0020]航空發動機起動燃油流量控制方法，包括：
[0021]步驟1、采集發動機起動時前k個周期分別對應的供油量Wf(k)及壓氣機轉速N(k)，并分別設定各控制周期的壓氣機轉速速率目標值
[0022]步驟2、根據ΔWf(k
?
1)＝Wf(k)
?
Wf(k
?
1)計算供油增加量ΔWf(k
?
1)，并根據計算壓氣機轉速速率式中ΔT為系統的采樣周期；
[0023]步驟3、構造矩陣Y、X和A，其中，
[0024][0025]式中，N為矩陣階數；
[0026]步驟4、根據A＝(X
T
X)
?1X
T
Y，及Y＝XA，求解矩陣A的當前最小二乘解；
[0027]步驟5、根據最小二乘解獲取a1、a2、b0、b1；
[0028]步驟6、根據Wf
dem
(k+1)＝Wf(k)+ΔWf
dem
(k+1)計算下一周期的目標供油量，其中
[0029][0030]式中，d0為反映期望系統性能指標的參數；
[0031]步驟7、重復步驟1
?
6，直至發動機起動成功。
[0032]優選的，N取20。
[0033]整個思考化簡流程如下：
[0034]根據發動機起動控制經驗，選取壓氣機轉速速率作為控制變量。因航空發動機壓氣機轉子速率與燃油供油增加量存在正相關特性，假設發動機燃油流量供油增加量與壓氣機轉子速率之間的傳遞函數結構為：
[0035][0036]其中表示壓氣機轉速速率，ΔWf(s)表示燃油流量增加量，s表示頻域算子，m1、m2、n0和n1表示發動機模型參數，這四個參數會在發動機加速起動過程中動態改變。
[0037]為實現發動機模型參數的在線辨識，將模型公式(1)轉化為如下離散形式：
[0038][0039]式中a1、a2、b0和b1為實際需要辨識的發動機模型參數。
[0040]將模型公式(2)改寫為差分形式，可得：
[0041][0042]其中k代表當前時刻，k
?
1代表上一采樣時刻，ΔWf(k
?
1)表示上一控制周期燃油流量增加量。
[0043]為了獲取發動機模型參數，定義矩陣Y、X和A，并根據發動機起動過程中的相關采樣值構造成如下形式：
[0044][0045][0046][0047]其中N為辨識矩陣的階數，取值范圍為10
?
30，可為10、15、20等，具體實施過程中，考慮到辨識參數的精度要求和計算復雜量限制，N值的選取不易過大也不易過小，可設置N＝20。為避免辨識矩陣奇異，可在供油增量基礎上增加一個高斯白噪聲信號，以避免每個控制周期供油增加量都一樣，從而確保公式(7)一定有解。
[0048]根據公式(3)，矩陣Y、X和A滿足Y＝XA的關系。通過公式(7)的矩陣運算，即可獲得發動機模型參數矩陣A的當前最小二乘解，從而得知a1、a2、b0和b1的取值。
[0049]A＝(X
T
X)
?1X
T
Y(7)
[0050]辨識得到發動機模型參數后，采用比例積分控制器進行燃油流量控制，比例積分控制器的離散形式如下：
[0051][0052]為保證系統穩定，加入一個濾波環節：F(z
?1)＝1+f1z
?1(9)
[0053]根據公式(8)和公式(9)將控制器改寫為：
[0054][0055]因系統為最小相位系統，結合公式(2)和(10)，采用零極點對消計算控制器參數如下：
[0056][0057]此時系統的閉環傳遞函數為：
[0058][0059]可根據期望的系統性能指標，設定d0的值。
[0060]根據公式(10)和(11)，下一控制周本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.航空發動機起動燃油流量控制方法，其特征在于，包括：步驟1、采集發動機起動時前k個周期分別對應的供油量Wf(k)及壓氣機轉速N(k)，并分別設定各控制周期的壓氣機轉速速率目標值步驟2、根據ΔWf(k
?
1)＝Wf(k)
?
Wf(k
?
1)計算供油增加量ΔWf(k
?
1)，并根據計算壓氣機轉速速率式中ΔT為系統的采樣周期；步驟3、構造矩陣Y、X和A，其中，式中，N為矩陣階數；步驟4、根據A＝(X
T...

【專利技術屬性】
技術研發人員：李洋，胡惠芳，趙柯，程春，陳明安，
申請(專利權)人：中國人民解放軍第五七一九工廠，
類型：發明
國別省市：