CN104314693B - 一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，步骤如下：1：根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型，状态空间模型包含了被控系统的不同参数，选取了发动机模型在一个稳态点下的状态空间模型，参数包括发动机高压涡轮前温度与发动机转子转速；2：根据被控系统的状态空间模型中的不同参数，建立不同的控制器；3：建立逻辑选择机制实现控制器的切换；4：在逻辑选择机制的基础上设置离线控制器的补偿器，将补偿器接入到带有补偿的逻辑切换控制环节中；5：将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台，实现半物理数字仿真。在补偿器的作用下，控制系统的输出震荡减小，发生切换的次数减少，保证工作状态更稳定。

Description

一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法

技术领域

本发明提供一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，它涉及一种基于补偿的多控制器切换的控制方法，属于控制技术领域。

背景技术

航空发动机是一种比较典型的非线性系统，而且需要通过多种参数表征其状态。为了保证发动机在大机动、更为宽广的飞行包线内飞行，发动机控制系统设计中除了考虑发动机性能外，还需要考虑发动机的安全性。在空气动力学方面和发动机部件方面等因素影响下，航空发动机在运行过程中需要考虑多种危险情况，例如喘振、超温、熄火等等，发动机参数超出既定的限制参数,表明发动机处于不安全状态，会导致不良影响。另一方面，若要提升发动机的快速响应性能，就必须使得发动机的运行过程中部分参数接近其安全边界，以获得更好的加速特性、推力特性等。如何处理安全性与快速性之间的矛盾，是对航空发动机控制系统设计的基本要求之一。

调节/保护控制是处理发动机运行过程中安全性与快速性之间的矛盾的一种方法，其基本思想是将安全性和快速响应的指标要求分解，分成多个控制回路分别进行设计。在航空发动机正常运行时，实用性能控制回路，保证发动机的性能要求；在发动机某一参数接近安全边界时，保护控制回路接通，从而保证发动机的安全运行。通过在不同控制回路之间的切换，解决航空发动机的快速响应和安全性之间的矛盾。由于有了安全保障，在控制系统设计时可以适当放松安全性约束，提高控制性能，控制力度可以大大增加。

根据调节/保护控制的思想，发动机控制系统的控制器分为两种类型：一种是稳态控制器，负责控制发动机的性能，另一种是限制控制器，负责保证发动机的安全。当发动机某一参数到达安全边界时，限制控制器接替稳态控制器，使得发动机参数不超过相应的安全边界。

控制回路切换系统在近二十年来一直受到重视，因为切换系统可以解决实际的控制问题，包括基于监控逻辑的控制方案和反馈控制算法的整合。

目前应用最多的控制器切换方式是最小即MIN切换控制，这种控制方式的思路是：比较各个控制器输出量，选取其中的最小值，最终确定发动机的输入量。这种切换方式是目前应用比较广泛的控制器切换模式。

发明内容

1.发明目的：目前应用比较广泛的最小/最大(MIN/MAX)切换控制并没有完全发挥出发动机的潜力。采用逻辑切换控制能够更好的提升发动机的动态性能，并保证发动机安全运行。但是逻辑切换控制存在的问题是当控制器切换时控制系统的输出量会产生突变，这对于发动机稳定工作是不利的。为了减少逻辑控制切换引发的输出量突变问题，通过增加补偿器，在补偿器的作用下使得离线控制器的输出跟踪在线控制回路的输出，在切换过程中输出量的突变减小，保证发动机稳定安全工作。

2.技术方案：

基于补偿的多回路切换控制方法由两大部分组成：软件和硬件。

软件方面：基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法的构成包括：作为被控对象的发动机数字模型，多个控制回路，多个控制回路离线状态补偿器，逻辑切换机构。当控制器处于离线状态时，控制回路的补偿器接通，使得离线的控制器的输出跟踪线控制器的输出。当控制器从离线状态转为在线状态时，补偿器自动断开，在线状态下的控制器进入正常工作状态。具体结构如图1所示，

硬件方面：硬件由三大部分组成：第一部分是发动机控制系统的硬件部分，即电子控制器(PLC)；第二部分是发动机数学模型硬件载体，组成包括工控机、采集板卡；第三部分是试验设备，由油泵电机组、流量计、传感器、当量喷嘴、燃油流量调节阀、油门杆、试验操作台等组成。其中油门杆和试验操作台属于控制机构，油泵电机组、流量计、传感器、当量喷嘴、燃油流量调节阀属于执行机构。

工作原理：

逻辑信号选择器的加入使得发动机控制系统可以在保证发动机安全运行的基础上降低过渡态所需时间，带来的问题是由于通道切换时不同控制器的输出不一致而出现控制量输出振荡现象。在切换发生的过程中，为了不产生硬切换的现象，将两个待切换的闭环控制系统的切换面重叠，这样在重叠区域中，两个切换控制器的状态相同，同时也与被控对象的状态一致，这样就不会产生切换时的一些振荡等附加现象。根据这一原理，为控制器设计补偿器，当控制器处于离线状态时补偿器根据在线控制器和离线控制器的信息改变离线控制器的输出，使得离线控制器的输出与在线控制器的输出相同，当离线控制器转为在线控制器时避免产生输出振荡的现象。

本发明一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其步骤如下：

步骤1：根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型，状态空间模型包含了被控系统的不同参数，本发明中选取了发动机模型在一个稳态点下的状态空间模型，参数包括发动机高压涡轮前温度与发动机转子转速；

步骤2：根据被控系统的状态空间模型中的不同参数，建立不同的控制器。

步骤3：建立逻辑选择机制实现控制器的切换。

步骤4：在逻辑选择机制的基础上设置离线控制器的补偿器，将补偿器接入到带有补偿的逻辑切换控制环节中。

步骤5：将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台，实现半物理数字仿真。

其中，在步骤1中所述的“根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型”，其建立的方法如下：通过小偏差线性化方法，在被控系统的稳态点上建立对应的运动方程，运动方程的形式可以通过状态空间方程进行表示。

其中，在步骤2中所述的“不同的控制器”，其不同的地方在于被控系统存在着不同参数，有的参数表征的是性能，而有的参数表征的是安全。根据不同参数表征意义的不同，可以将对应的控制器分为性能控制器与限制控制器。在本发明中，发动机转子转速表征被控系统的性能，高压涡轮前温度表征被控系统的安全。

其中，在步骤2中所述的“建立不同的控制器”，其建立的方法如下：根据被控参数的状态空间方程,通过试凑法或其他方法设置PID控制器,通过控制器使得被控对象参数的动态响应过程的稳态误差、超调量、调节时间达到给定的要求。

其中，在步骤3中所述的“切换”，是指在实际运行过程中，控制器有两种状态，离线状态与在线状态。当被控系统参数没有达到规定的安全边界时，性能控制器处于在线状态控制被控系统，限制控制器处于离线状态。当被控系统参数达到规定的安全边界时，限制控制器处于在线状态控制被控系统，性能控制器处于离线状态。基于这种逻辑建立控制器逻辑切换机制。

其中，在步骤3中所述的“建立逻辑选择机制实现控制器的切换”，其作法如下：在发动机控制系统中设立逻辑切换模块，根据被控对象的输出确定在线控制回路与离线控制回路，在线控制回路与被控对象相连，离线控制回路断开并处于热备份状态。

其中，在步骤4中所述的“补偿器”，其实质上是离线控制器的控制器，目的是使得离线控制器与在线控制器的输出信号误差能够尽可能小，可以根据二次型最优控制的思想进行设计。补偿器是基于离线控制器与在线控制器的输出误差表达式以及离线控制器的状态参数表达式形成的增广系统进行设计。

其中，在步骤5中所述的“将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台”，其转换的作法如下：将控制器参数转换到PLC平台上，原有的控制器功能被PLC代替，PLC从装有被控对象的电脑获取参数，将控制器输出参数提供给新增的硬件供油装置，供油装置输出的参数提供给被控对象的电脑，形成控制回路。

3.有益效果：

在补偿器的作用下，离线控制器的输出能够跟踪在线控制器的跟踪，当发生控制器切换的情况时，控制系统的输出震荡减小，控制系统发生切换的次数减少，保证发动机工作状态更加稳定。从图中可以看出，与没有补偿器的逻辑切换控制方法相比，有补偿器的逻辑切换控制方法在实现同样功能的前提下，控制系统输出变化震荡降低，切换次数减少，从而保证发动机稳定运行。

带有补偿的航空发动机切换控制的有益效果从图3、图4、图5中可以看出。

附图说明

图1：基于补偿的发动机多回路切换控制机制实现框图。

图2：控制系统硬件框图。

图3：本发明所述方法流程图。从图中可以看到带有补偿的航空发动机推力切换控制的实现流程。

图4：发动机加速过程中低压转子转速变化。

图5：发动机加速过程中供油变化率的变化。

图6：发动机加速过程中控制器切换过程。

图中符号、代号说明如下：

图1中1/S模块为积分模块

图4中n_L为发动机低压转子转速

图4中r/min为转/分

图4中time为运行时间

图4中s为秒

图5中△kg/s²为供油变化率

图5中time为运行时间

图5中s为秒

图6中signalofcontrolchannel为控制器切换标志，1表示温度控制器，2表示转速控制器

图6中time为运行时间

图6中s为秒

具体实施方式

基于补偿的航空发动机控制切换机制的具体实现分为软件和硬件两个方面。

软件方面：基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法的构成包括：作为被控对象的发动机数字模型，基于发动机数字模型的多个控制回路，为不同控制回路分别设计的离线状态补偿器，逻辑切换机构。当控制器处于离线状态时，控制回路的补偿器接通，使得离线的控制器的输出跟踪线控制器的输出。当控制器从离线状态转为在线状态时，补偿器自动断开，在线状态下的控制器进入正常工作状态。

本发明所采用的被控对象是一台双轴分排式涡轮风扇发动机，采用的发动机参数包括：发动机低压转子转速，发动机高压涡轮前温度。针对低压转子转速设计的控制器是性能控制器，针对高压涡轮前温度设计的控制器是限制控制器。性能控制器与限制控制器以负反馈的方式与被控系统相连，构成两个不相干的控制回路，根据逻辑切换机制确定哪个控制回路处于在线状态控制发动机，控制回路处于离线状态，但是并没有停止工作，而是处于热备份状态。当控制回路处于离线状态时，原有的给定输入被补偿器代替，补偿器是的离线控制回路的输出跟踪在线控制回路。

硬件方面：硬件由三大部分组成：第一部分是发动机控制系统的硬件部分，即电子控制器(PLC)，具体型号是西门子S7-300；第二部分是发动机数学模型硬件载体，组成包括工控机、采集板卡，其中AD/DA转换模块是研华PCI总线数据采集，16路D/A，8路A/D，燃机模型计算机是advantech工控机；第三部分是试验设备，由油泵电机组、流量计、传感器、当量喷嘴、燃油流量调节阀、油门杆、试验操作台等组成。其中油门杆和试验操作台属于控制机构，油泵电机组、流量计、传感器、当量喷嘴、燃油流量调节阀属于执行机构。

发动机控制系统仿真试验时，燃机实时数学模型运行在模型计算机上，控制软件在加载计算机修改、编译后通过通讯电缆加载到已通电的电子控制器。

试验开始时，按下操纵起动按钮，电子控制器采入此开关量信号后分别给指示灯单元和发动机模型一个起动信号，发动机模型得到起动信号后在起动机模型作用下开始工作，发动机转速增大，当增至点火转速时，电子控制器输出点火信号，同时将燃油计量调节阀位置开至点火位置。

模型通过涡轮流量计采入供油信号和起动信号，计算出发动机状态参数和Ng转速通过D/A转换送至电子控制器。

同时，电子控制器能接受各类传感器信号，包含燃油计量活门位移RVDT传感器的信号、压力、温度、转速等信号后经控制算法得到控制发动机状态的燃油流量，以电流形式由电子控制器输出通道输出给燃油计量阀上的力矩马达控制油门开度，从而控制发动机所需的燃油流量。燃油计量活门位移由RVDT传感器反馈给电子控制器。

通过电液计量装置计量后的燃油进入燃油放油附件，经过涡轮流量计，最后经过当量喷嘴进入回油系统。通过涡轮流量计测量获得代表发动机实际流量信号送到发动机模型作为燃油流量输入；当电子控制器获得停车信号时，输出给定零值控制力矩马达关闭计量活门，同时输出开关量信号使放油电磁阀打开放出管路余油并切断向燃机供油。

系统完成闭环控制外，还能完成许多逻辑控制，逻辑信号由电子控制器通过开关量接口输入、输出。开关量输入信号由状态监控显示装置或按钮产生，通过开关量输入和串口通讯进入电子控制器。

下面结合附图详细说明本发明所述方法的具体实施方式。

本发明一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，具体实施方式中步骤1－4的实现见图1所示。图1中发动机模型为步骤1中建立的状态空间模型，控制器1和控制器2为步骤2中建立的控制器，信号切换为步骤3中建立的切换机制，补偿控制器为步骤4中建立的补偿器。

图1所示为在信号切换机制作用下，当控制器1处于在线工作状态时，控制器1的输入切换为参考输入1，控制器2处于离线状态，控制器2的输入切换为补偿控制器2。当控制器2处于在线工作状态时，控制器2的输入切换为参考输入2，控制器1处于离线状态，控制器1的输入切换为补偿控制器1。

具体实施方式中步骤5的实现如图2所示。该图2为实时数学模型运行在模型计算机上，控制软件在加载计算机修改、编译后通过通讯电缆加载到已通电的电子控制器。发动机模型通过涡轮流量计采入供油信号和起动信号，计算出发动机状态参数通过D/A转换送至电子控制器。供油变化量以电流形式由电子控制器输出通道输出给燃油计量阀上的力矩马达控制油门开度，从而控制发动机所需的燃油流量。通过电液计量装置计量后的燃油进入燃油放油附件，经过涡轮流量计，最后经过当量喷嘴进入回油系统。通过涡轮流量计测量获得代表发动机实际流量信号送到发动机模型作为燃油流量输入；当电子控制器获得停车信号时，输出给定零值控制力矩马达关闭计量活门，同时输出开关量信号使放油电磁阀打开放出管路余油并切断向燃机供油。

图3是带有补偿的航空发动机推力切换控制的大致的实现流程。图3中的实现步骤包括了实现有补偿的航空发动机多回路切换控制所需的五个步骤。

带有补偿的发动机控制系统的具体的运行情况以及有益效果在图4、图5、图6中能够体现。

图4体现了发动机过渡态过程中转速低压转子转速的变化。从中可以看出，与最小选择机制相比，逻辑选择机制可以减少发动机过渡态过程所需的时间，提高发动机动态性能。从下面的图4以及图5中可以看出，有补偿的逻辑切换比无补偿的逻辑切换所需的切换次数少，振荡比较低，在保证发动机稳定运行方面表现更加良好。

图5体现了发动机过渡态过程中供油变化率的变化。从图中可以看出，与最小选择机制相比，逻辑选择机制可以在短时间内提供更多的燃油，更好的发挥发动机的潜力，减少发动机过渡态运行过程所需时间。带有补偿的逻辑选择机制与没有补偿的逻辑选择机制相比，振荡次数更少，能够保证发动机稳定工作。

图6体现了发动机过渡态过程中控制器切换的情况。可以看出有补偿的逻辑选择机制比无补偿的逻辑切换机制切换次数少，体现出带有补偿的逻辑控制切换机制的优势。

本发明的具体实施步骤如下：

步骤1：根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型，状态空间模型包含了被控系统的不同参数，本发明中选取了发动机模型在一个稳态点下的状态空间模型，参数包括发动机高压涡轮前温度与发动机转子转速；根据被控系统的状态空间模型建立被控系统的控制器，被控系统的状态空间模型中有多个参数，针对这些参数建立不同的控制器。见图1所示。

在步骤1中所述的“根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型”，其建立的方法如下：通过小偏差线性化方法，在被控系统的稳态点上建立对应的运动方程，运动方程的形式可以通过状态空间方程进行表示。

步骤2：建立逻辑选择机制实现控制器的切换，在实际运行过程中，控制器有两种状态，离线状态与在线状态。当被控系统参数没有达到规定的安全边界时，性能控制器处于在线状态控制被控系统，限制控制器处于离线状态。当被控系统参数达到规定的安全边界时，限制控制器处于在线状态控制被控系统，性能控制器处于离线状态。基于这种逻辑建立控制器逻辑切换机制。见图1所示。

在步骤2中所述的“不同的控制器”，其不同的地方在于被控系统存在着不同参数，有的参数表征的是性能，而有的参数表征的是安全。根据不同参数表征意义的不同，可以将对应的控制器分为性能控制器与限制控制器。在本发明中，发动机转子转速表征被控系统的性能，高压涡轮前温度表征被控系统的安全。

在步骤2中所述的“建立不同的控制器”，其建立的方法如下：根据被控参数的状态空间方程,通过试凑法或其他方法设置PID控制器,通过控制器使得被控对象参数的动态响应过程的稳态误差、超调量、调节时间达到给定的要求。在本发明中有两种控制器：发动机转子转速控制器与发动机稳定控制器。对于控制器的要求是：被控参数的动态响应过程在5秒以内，超调量不超过5％，稳态误差在1％以内。

步骤3：在逻辑选择机制的基础上设置离线控制器的补偿器。补偿器的作用是当控制器离线时替代控制器的给定参数，在补偿器的输出作用下使得离线控制器的输出能够跟踪在线控制器的输出，从而减小切换时的输出震荡现象。

补偿器实质上是离线控制器的控制器，目的是使得离线控制器与在线控制器的输出信号误差能够尽可能小，可以根据二次型最优控制的思想进行设计。补偿器是基于离线控制器与在线控制器的输出误差表达式以及离线控制器的状态参数表达式形成的增广系统进行设计。本发明中有两个补偿器，分别对应转速控制器与温度控制器，分别为转速控制补偿器和温度控制补偿器。见图1所示。

在步骤3中所述的“切换”，是指在实际运行过程中，控制器有两种状态，离线状态与在线状态。当被控系统参数没有达到规定的安全边界时，性能控制器处于在线状态控制被控系统，限制控制器处于离线状态。当被控系统参数达到规定的安全边界时，限制控制器处于在线状态控制被控系统，性能控制器处于离线状态。基于这种逻辑建立控制器逻辑切换机制。

在步骤3中所述的“建立逻辑选择机制实现控制器的切换”，其作法如下：在发动机控制系统中设立逻辑切换模块，根据被控对象的输出确定在线控制回路与离线控制回路，在线控制回路与被控对象相连，离线控制回路断开并处于热备份状态。当转速控制器接入被控对象时，转速控制补偿器处于离线状态，转速控制器接入给定参数正常工作，温度控制器处于离线热备份状态，温度控制补偿器接入温度控制器，使得温度控制器的输出跟踪转速控制器的输出。当温度控制器接入被控对象时，温度控制补偿器处于离线状态，温度控制器接入给定参数正常工作，转速控制器处于离线热备份状态，转速控制补偿器接入温度控制器，使得转速控制器的输出跟踪温度控制器的输出。

步骤4：将补偿器接入到控制环节中。当控制器处于离线状态时，控制器的给定参数信号断开，补偿器接通，离线控制器进入跟踪在线控制器输出的状态。当控制器处于在线状态时，补偿器断开，给定参数信号接通，控制器正常工作，这样完整的带有补偿的航空发动机控制切换机制就形成了。见图1所示。

在步骤4中所述的“补偿器”，其实质上是离线控制器的控制器，目的是使得离线控制器与在线控制器的输出信号误差能够尽可能小，可以根据二次型最优控制的思想进行设计。补偿器是基于离线控制器与在线控制器的输出误差表达式以及离线控制器的状态参数表达式形成的增广系统进行设计。

步骤5：将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台，实现半物理数字仿真。硬件包括：发动机控制系统的硬件部分，即电子控制器(PLC)，具体型号是西门子S7-300；发动机数学模型硬件载体，组成包括工控机、采集板卡，其中AD/DA转换模块是研华PCI总线数据采集，16路D/A，8路A/D，燃机模型计算机是advantech工控机；试验设备，由油泵电机组、流量计、传感器、当量喷嘴、燃油流量调节阀、油门杆、试验操作台等组成。见图2所示。

在步骤5中所述的“将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台”，其转换的作法如下：将控制器参数转换到PLC平台上，原有的控制器功能被PLC代替，PLC从装有被控对象的电脑获取参数，将控制器输出参数提供给新增的硬件供油装置，供油装置输出的参数提供给被控对象的电脑，形成控制回路。

Claims (8)

1.一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：其步骤如下：

步骤1：根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型，状态空间模型包含了被控系统的不同参数，选取了发动机模型在一个稳态点下的状态空间模型，参数包括发动机高压涡轮前温度与发动机转子转速；

步骤2：根据被控系统的状态空间模型中的不同参数，建立不同的控制器；

步骤3：建立逻辑选择机制实现控制器的切换；

步骤4：在逻辑选择机制的基础上设置离线控制器的补偿器，将补偿器接入到带有补偿的逻辑切换控制环节中；在补偿器的作用下使得离线控制器的输出跟踪在线控制回路的输出；

步骤5：将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台，实现半物理数字仿真。

2.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤1中所述的“根据被控系统特性建立被控系统的状态空间模型”，其建立的方法如下：通过小偏差线性化方法，在被控系统的稳态点上建立对应的运动方程，运动方程的形式通过状态空间方程进行表示。

3.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤2中所述的“不同的控制器”，其不同的地方在于被控系统存在着不同参数，有的参数表征的是性能，而有的参数表征的是安全；根据不同参数表征意义的不同，将对应的控制器分为性能控制器与限制控制器；发动机转子转速表征被控系统的性能，高压涡轮前温度表征被控系统的安全。

4.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤2中所述的“建立不同的控制器”，其建立的方法如下：根据被控参数的状态空间方程,通过试凑法设置PID控制器,通过控制器使得被控对象参数的动态响应过程的稳态误差、超调量、调节时间达到给定的要求。

5.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤3中所述的“切换”，是指在实际运行过程中，控制器有两种状态，离线状态与在线状态；当被控系统参数没有达到规定的安全边界时，性能控制器处于在线状态控制被控系统，限制控制器处于离线状态；当被控系统参数达到规定的安全边界时，限制控制器处于在线状态控制被控系统，性能控制器处于离线状态；基于这种逻辑建立控制器逻辑切换机制。

6.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤3中所述的“建立逻辑选择机制实现控制器的切换”，其作法如下：在发动机控制系统中设立逻辑切换模块，根据被控对象的输出确定在线控制回路与离线控制回路，在线控制回路与被控对象相连，离线控制回路断开并处于热备份状态。

7.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤4中所述的“补偿器”，是离线控制器的控制器，目的是使得离线控制器与在线控制器的输出信号误差能够尽可能小，根据二次型最优控制的思想进行设计；补偿器是基于离线控制器与在线控制器的输出误差表达式以及离线控制器的状态参数表达式形成的增广系统进行设计。

8.根据权利要求1所述的一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法，其特征在于：在步骤5中所述的“将带有补偿的航空发动机多回路控制切换系统由纯软件平台转换为硬件平台”，其转换的作法如下：将控制器参数转换到PLC平台上，原有的控制器功能被PLC代替，PLC从装有被控对象的电脑获取参数，将控制器输出参数提供给新增的硬件供油装置，供油装置输出的参数提供给被控对象的电脑，形成控制回路。