1种弹用发动机控制系统高空转速超调控制技术应用研究

仇小杰，林星辰，王全胜，胡文霏，王 琴

（1.中国航发控制系统研究所，江苏无锡214063；2.中国人民解放军空军驻扬州地区军事代表室，江苏扬州225000）

0 引言

航空发动机是1个结构极其复杂、工作环境极为恶劣、强非线性的被控对象[1]。在实际工作过程中，航空发动机特性会随着负荷或飞行条件的变化而发生变化，为保证全包线内控制系统性能，必须采用适应性强的控制方法。国外从20世纪70、80年代开始先后验证了自适应控制、鲁棒控制、LQG/LTR控制、LPV控制等先进控制方法[2-5]。国内从90年代开始先后开展了自适应控制、鲁棒控制、智能控制、性能寻优等先进控制算法的研究[6-10]，但仅限于理论研究。而PI控制以其技术成熟、结构简单、适应性强等特点在航空发动机控制系统中被广泛应用[11]。为保证全包线内控制系统性能，基于相似原理的PI参数修正方法被广泛应用，该方法在发动机基本满足相似原理的情况下能显著提高控制参数的全包线适应性[12-14]。

弹用发动机研制本着简单可靠、低成本的原则，传感器不如传统飞机发动机那么完善，控制算法中也较少针对控制参数进行修正，不能保证全包线内的控制品质。例如在某型弹用发动机控制系统的研制过程中，由于没有采集发动机进口参数信息，控制系统无法使用相似原理实时对PI参数进行修正，从而导致高空出现转速超调现象。为保证全包线内控制系统控制品质，开展发动机进口条件缺失情况下的弹用发动机控制参数修正方法研究势在必行。

本文设计了1种基于压气机出口总压P3重构发动机进口总压P1的PI参数修正方法，经过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证，发动机转速超调量满足设计要求，解决了用户需求，显著提高了弹用发动机控制系统控制参数的全包线适应性。

1 基于压气机出口总压P3重构发动机进口总压P1的PI参数修正方法

根据发动机数学模型，建立地面状态发动机各稳定状态下的发动机线性模型[15]，并设计出各转速状态下的地面点PI控制参数，见表1（表中数据进行了归一化处理）。

表1 地面条件下各转速状态的PI参数

根据相似原理对地面PI参数进行修正，随着H、Ma的变化，即P1、T1改变的情况下，Kp0、Ki0的相似参数Kp、Ki的相似变换为

式中：Kp、Ki为经过相似变换过的PI控制参数，P0=1 kPa，T0=288.15 K。

从式（1）、（2）中可知，如果要对 PI参数进行H、Ma修正，那么需要发动机的进口温度T1以及发动机进口压力P1的参数信息。而在本文控制对象中，仅有T1测量值而没有P1测量值，无法使用相似原理对PI参数进行实时修正。

本文提出基于压气机出口总压P3重构发动机进口总压P1的PI参数修正方法，步骤如下：

（1）分析控制系统不同包线高空飞行试验数据，使用弹体埋入式进气道抛盖时刻的压气机出口总压P3值作为当次试验的发动机进口压力P1值，同时采集不同转速条件下的压气机出口总压P3值，得到不同转速下的压比值，通过对不同包线高空飞行试验数据值以及发动机模型计算值进行对比分析，形成不同包线不同转速下的转速-压比参数，见表2（表中数据进行了归一化处理）。

表2 不同转速下的转速-压比参数

（2）在实际试验过程中，根据控制系统实时采集到的发动机压气机出口总压P3参数值，通过表2重构出当前的发动机进口压力参数P1，从而根据T1、P1实时对PI参数进行相似变换修正

2 试验验证

2.1 全数字仿真验证

分别模拟发动机使用包线点（H=0 km，Ma=0）、（H=3 km，Ma=0.5）以及（H=7 km，Ma=0.7）的飞行条件加速到90%、93%转速的仿真试验，将原控制参数与使用实时修正的控制参数试验结果进行对比，仿真结果如图1～6所示。图中Nexz为实时修正控制参数得到的仿真结果。从图中可见，使用实时修正的控制参数对该发动机的调节性能优于原控制参数的，同时加速性也能满足设计要求，即设计的基于压气机出口总压P3重构发动机进口总压P1的PI参数修正方法在整个飞行包线内具有适应性。

图1 （H=0 km，Ma=0）包线点目标转速90%的加速过程

图2 （H=0 km，Ma=0）包线点目标转速93%的加速过程

图3 （H=3 km，Ma=0.5）包线点目标转速90%的加速过程

图4 （H=3 km，Ma=0.5）包线点目标转速93%的加速过程

图5 （H=7 km，Ma=0.7）包线点目标转速90%的加速过程

图6 （H=7 km，Ma=0.7）包线点目标转速93%的加速过程

2.2 半物理模拟试验验证

分别模拟发动机使用包线点为（H=0 km，Ma=0）、（H=3 km，Ma=0.5）、（H=7 km，Ma=0.7）的飞行条件进行转速加速到90%、93%的半物理模拟试验，将原控制参数与使用实时修正的控制参数试验结果进行对比分析，结果如图7～12所示。从对比结果可见，使用实时修正的控制参数对发动机的超调性能优于原控制参数，同时加速性也能满足要求，即设计的基于压气机P3重构P1的PI参数修正方法在整个飞行包线内具有适应性。

图7 （0，0）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速90%阶跃）

图8 （0，0）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速93%阶跃）

图9 （H=3 km，Ma=0.5）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速90%阶跃）

图10 （H=3 km，Ma=0.5）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速93%阶跃）

图11 （H=7 km，Ma=0.7）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速90%阶跃）

图12 （H=7 km，Ma=0.7）包线点调整PI控制参数前后半物理模拟试验数据对比（转速93%阶跃）

2.3 高空模拟试验及高空飞行试验验证

为了进一步证明该方法的可靠性和有效性，分别开展高空模拟试验验证以及飞行试验验证。

在高空台分别采用2种PI控制参数进行试验验证，验证包线点为（H=7 km，Ma=0.7），发动机均起动后直接加速至换算转速90%。具体试验情况如图13所示并见表3。图中Neg为转速目标值（小图是转速超调的局部放大）。

图13 高空模拟试验调整PI参数前后主要参数对比

在高空飞行试验中，发动机起动成功后均直接加速至目标转速。由于飞行试验的包线点并没有完全一致的情况，故选择3次接近的包线点飞行数据进行分析对比，验证该方法的有效性。选择（H=7 km，Ma=0.71）包线点PI参数无修正的飞行数据与（H=7 km，Ma=0.72） 和（H=7 km，Ma=0.73） 包 线点PI参数有修正的飞行数据进行对比分析，具体试验情况见表4并如图14～16所示。

表3 高空台模拟试验结果对比

表4 高空飞行试验结果对比

图14 （H=7 km，Ma=0.71）包线点高空飞行试验（无修正）

图15 （H=7 km，Ma=0.72）包线点高空飞行试验（有修正）

图16 （H=7 km，Ma=0.73）包线点高空飞行试验（有修正）

通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证得知，设计的基于压气机出口总压修正的弹用发控系统高空转速超调控制技术对弹用发动机高空转速超调有很好的抑制作用，同时加速性也满足要求，解决措施有效，显著提高了弹用发控系统控制参数的全包线适应性。

3 结束语

独创性地设计了1种在发动机进口参数测量不全条件下对弹用发动机的全包线控制算法，提出了基于P3重构P1的PI参数修正方法。通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验结果表明：该设计方法使得弹用发动机在全包线范围内具有良好的加速控制性能，改善了高空条件下弹用发动机动态控制性能，保证了全包线范围内控制系统的品质，具有良好的应用前景。

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