CN111046568B - 一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制参数优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制参数优化方法，首先对航空发动机以及尾喷管的机械运动机构、液压执行机构、控制系统分别进行单独建模，然后运用子系统之间的参数传递功能以及机电液系统仿真软件之间的接口技术实现了联合仿真模型的搭建。之后，在集成仿真系统基础上，制定控制器参数优化规则，根据当前状态实时优化控制器参数，从而优化尾喷管的动态响应。本发明所建立的联合仿真模型捕捉到了喷管调节过程中气动力的变化，弥补了单独进行尾喷管仿真时信息的缺失；采用本发明所优化后的控制器，克服了传统PI控制器可能振荡不稳当的缺点，因此本发明具有较强的实际应用价值。

Description

一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制 参数优化方法

技术领域

本发明涉及的是一种航空发动机仿真控制方法，具体地说是航空发动机尾喷管机械、液压、控制的多学科联合仿真。

背景技术

航空发动机运行时，尾喷管使燃气发生器排出的燃气继续膨胀，将燃气的可用功充分转变为动能，从而推动飞机高速飞行。在这过程中，尾喷管工作环境十分恶劣，调节片、密封片承受着巨大的气动力，再加上尾喷管液压执行机构本身的非线性、时变性，尾喷管喉道面积调节有时可能超调严重、响应慢，甚至出现振荡现象。

然而，当前对其原因的探究或是仅探究液压油粘性、温度等因素对液压伺服系统本身的影响，抑或是采用新型控制算法单独地对液压伺服系统进行控制研究。它们的关注点都在于喷管液压伺服机构本身，而未曾对液压执行机构与发动机整体共同工作时的状况进行研究，忽略了其耦合动态特性。因此，提出采用联合仿真的方法，将尾喷管液压伺服机构模型引入到整机仿真模型中，建立航空发动机和喷管机电液系统的联合仿真模型。并在此联合仿真模型基础上制定控制器参数优化规则，实时调整控制器参数，优化尾喷管液压执行机构的动态响应。

Simulink是一个进行动态系统建模、仿真和综合分析的集成软件包。可处理包括线性、非线性系统；离散、连续及混合系统；单任务、多任务离散事件系统等。因此并借助Simulink提供的求解算法，实现发动机整机模型、喷管喉道运动学数学模型以及控制系统模型的搭建。AMESim软件是专门用于液压机械系统建模、仿真及动力学分析的优秀软件。使用它能够方便地构建出由机械、液压、电气等元件构成的复杂系统的数学模型，进行仿真度较高的系统仿真分析和参数优化。因此，借助AMESim仿真平台，建立尾喷管液压执行机构的仿真模型。两个软件之间可通过接口实现数据传递，实现联合仿真模型的搭建。

发明内容

本发明的目的在于提供能自适应地优化控制器参数、改善尾喷管动态响应的一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制参数优化方法。

本发明的目的是这样实现的：

本发明一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制参数优化方法，其特征是：

(1)建立尾喷管液压执行机构模型：

尾喷管液压执行机构包括高速电磁阀、分油活门、液压作动筒以及相应的位移传感器；工作时，来自定压油源的液压油分两路流过分油活门活塞的左右两侧，活塞左腔的压力为一常数值，由两个节流器分压而成；右侧压力由层板节流器和高速电磁阀分压而成，此时的高速电磁阀相当于一个可变节流器，可根据电信号的大小调节其液阻，从而改变活塞右腔的压力，活塞和与之相连接的滑阀随着左右腔室压差变化而发生移动，从而调节作动筒左右两腔的压力，促使活塞伸出或收回，进而通过凸轮装置实现尾喷管面积的调节；因此模型简化为一个作动筒、两个流量阀以及一个带旁路节流的正开度滑阀，在AMESim中采用键合图构建方法分别拉取对应模块建立模型；

(2)将AMESim模型编译为MEX程序：

以作动筒位移量为输出量，以作动筒受力以及控制器信号为输入量，使用VisualStudio编译器将AMESim模型编译为一种可在Matlab环境中调用的C语言衍生程序；

(3)在Simulink中建立尾喷管机械运动学模型、航空发动机模型以及控制器模型：

a.建立尾喷管机械运动学模型：

根据牛顿第二定律可得如下表达式：

X:

Y:

M:

为机匣与尾喷管调节片铰接处的作用力，

为液压作动筒前端滚子对凸轮的作用力，

为尾喷管所受的气动力，L为调节片长度，d_om为原点到

的垂直距离，α为偏转角，由当前S或X_d经插值给出，角度θ由当前滚子与凸轮接触点的切线斜率计算得到，这样剩下F_0x、F_0y、F_m三个未知量，三个方程三个未知量，可解得尾喷管的运动学模型；

b.建立航空发动机模型：

航空发动机型式为涡扇发动机，包括进气道、风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、混合室、加力燃烧室及尾喷管，其中风扇与低压涡轮通过低压转子轴连接，由低压涡轮进行驱动，高压压气机与高压涡轮通过高压转子轴连接，由高压涡轮进行驱动，将发动机各部件由其各自的特性方程以及参数方程描述；通过求解惯性微分方程组，部件之间互相耦合构成发动机的整机模型；

涡扇发动机属于轻型燃机，仅考虑转轴之间的转动惯性以及容积腔的容积惯性，选取高低压转轴来建立转动惯性微分方程组；选取外涵道、高低压涡轮间的容积、混合式以及主燃烧室作为四个容积腔，来建立容积惯性微分方程组，建立下式六个微分方程，采用Simulink中ode23算法求解：

c.建立控制器模型：

控制器数学表达式：

u(k)为控制器输出，e(k)为误差，k_p为比例系数，k_i为积分系数，k为采样序列，在Simulink中直接选取对应的运算模块；

(4)搭建航空发动机及尾喷管机电液系统联合仿真模型：

步骤(3)三个模型，通过Simulink内参数传递功能实现数据传递，通过Simulink中的SimuCosim模块将MEX程序作为S-function调用，实现AMESim与Matlab的数据传递，从而搭建起联合仿真模型；

(5)制定控制器参数优化方法：

以最小J因子为目标，采用序列二次规划算法对控制规则表输入输出参数的量化因子进行寻优，若J因子的值小于或等于0.1，系统响应良好，停止优化；若J因子的值大于0.1，系统响应还有优化空间，继续采用序列二次规划算法对输入输出参数的量化因子进行寻优，从而对PI控制器的参数进行实时调节：

序列二次规划算法约束取为下式：

控制规则表1：参数Kp调整规则

控制规则表2：参数Ki调整规则

本发明的优势在于：本发明联合仿真模型能捕捉喷管调节过程中，液压作动筒所受气动力的变化；在集成仿真模型基础上，通过优化算法得到的控制器参数，使喷管达到良好的动态响应。

附图说明

图1为本发明中实施流程图；

图2为本发明中航空发动机及尾喷管机电液系统的整体原理图；

图3为本发明液压执行机构的原理图；

图4为本发明中尾喷管机械运动学的受力分析图；

图5为双轴涡扇发动机结构示意图；

图6为本发明喷管阶跃响应曲线图。

具体实施方式

下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：

结合图1-6，航空发动机及尾喷管机电液系统共同工作的原理。

如图2所示，整个主要包括四大部分：涡扇发动机整机模型、尾喷管液压执行机构模型、尾喷管机械运动学模型、控制器模块。其中，用于作动筒受力计算，进行液压执行机构和整机模型数据传递的‘尾喷管机械运动学，模型’已内置于发动机模型中。

工作时，发动机电子控制器(Electronic Engine Controller,EEC)接受来自飞行控制计算机(Flight Control Computer)的飞行控制指令信号，需按要求调整发动机尾喷管喉道面积A8。它结合来自液压执行机构反馈的位移信号Ld、Xd，发出控制指令，调节液压作动筒的位移，进而实现A8面积的调节。在A8调节过程中，‘尾喷管机械运动学模块’会根据当前发动机工作状态和液压作动筒位移，计算当前液压作动筒受力F，并传递到液压执行机构仿真模块中。从而实现尾喷管液压执行机构同航空发动机的共同工作，为后续尾喷管液压执行机构动态响应和控制方法研究奠定基础。

如图1所示，本发明的流程如下：

首先建立航空发动机及尾喷管机电液系统的各个子模型，包括涡扇发动机的整机仿真模型、尾喷管液压执行机构仿真模型、尾喷管机械运动学模型、喷管面积控制算法模型等四个子模型。其中涡扇发动机的整机仿真模型计算当前飞行状态下发动机各截面的参数，为其它模块提供基本的发动机热力学参数；尾喷管液压执行机构模型则通过调节分油活门的位置，来控制液压作动筒的伸长和收缩，通过凸轮装置转变运动形式，实现喷管面积的调节；尾喷管机械运动学模型则用来计算此时液压作动筒所受的气动力，以更加真实的还原喷管面积调节过程中液压执行机构的工作状况；而喷管面积控制模块，通过目标值与实际值之间的误差和误差变化率计算得到控制信号控制液压作动筒运动。

然后通过各子模型之间的参数传递以及仿真软件之间的接口实现联合仿真模型的搭建。尾喷管液压执行机构的建模使用AMESim仿真软件，发挥AMESim软件在液压机械系统建模、仿真方面的优势。其它三个模型我们借助于Simulink在处理包括线性、非线性系统；离散、连续及混合系统；单任务、多任务离散事件系统等方面的优势来统一建立。两个软件数据传递为：首先通过Visual Studio将AMESim模型编译为可供Matlab 调用的MEX程序，然后通过Simulink中的‘SimuCosim’模块将MEX程序作为 S-function调用。从而实现联合仿真。

最后，在联合仿真模型搭建起来的基础上，根据专家经验和试验数据，制定通用的控制器参数优化规则，然后采用序列二次规划算法优化得到优化规则输入输出参数的量化因子，根据当前工作状态实时优化控制器参数，进一步优化喷管的耦合动态响应，实现喷管调节更迅速的响应、更小的超调量。

具体为：

1.AMESim软件中建立尾喷管液压执行机构模型

由图3所示，它包括高速电磁阀、分油活门、液压作动筒、以及相应的位移传感器等部件。工作时，来自定压油源的液压油分两路流过分油活门活塞的左右两侧。活塞左腔的压力为一常数值，由两个节流器分压而成；右侧压力由层板节流器和高速电磁阀分压而成。此时的高速电磁阀相当于一个可变节流器，可根据电信号的大小调节其液阻，从而改变活塞右腔的压力。活塞和与之相连接的滑阀随着左右腔室压差变化而发生移动，从而调节作动筒左右两腔的压力，促使活塞伸出或收回，进而通过凸轮装置实现尾喷管面积的调节。因此模型简化为一个作动筒、两个流量阀、以及一个带旁路节流的正开度滑阀。在AMESim中采用键合图构建方法分别拉取对应模块建立模型。

2.将AMESim模型编译为MEX程序

以作动筒位移量为输出量，以作动筒受力以及控制器信号为输入量，使用VisualStudio编译器将AMESim模型编译为一种可在Matlab环境中调用的C语言衍生程序。

3.Simulink软件中建立尾喷管机械运动学模型、航空发动机模型以及控制器模型

(1)Simulnik中尾喷管机械运动学模型

如图4的受力分析，根据牛顿第二定律可得如下三个表达式：

X:

Y:

M:

为机匣与尾喷管调节片铰接处的作用力，

为液压作动筒前端滚子对凸轮的作用力，

为尾喷管所受的气动力，其计算公式经一定简化，压强视为平均压强，作用面积视为圆台的侧面积，计算公式见式。L为调节片长度，d_om为原点到

的垂直距离，计算公式见式，偏转角α，由当前S或X_d经插值给出，而角度θ，可由当前滚子与凸轮接触点的切线斜率计算得到。这样只剩下F_0x、F_0y、F_m三个未知量。三个方程三个未知量，便可解得尾喷管的运动学模型。

(2)Simulink中航空发动机模型

由图5所示，航空发动机型式为涡扇发动机。它主要由进气道、风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、混合室、加力燃烧室及尾喷管等部件组成。其中风扇与低压涡轮通过低压转子轴连接，由低压涡轮进行驱动，高压压气机与高压涡轮通过高压转子轴连接，由高压涡轮进行驱动。由于双轴涡扇发动机的整体结构比较复杂，因此本文在建模时采用模块化的建模思想。将发动机整体按实际结构划分为多个部件，各部件由其各自的特性方程以及参数方程描述；通过求解惯性微分方程组，多个部件之间则可互相耦合构成发动机的整机模型。

涡扇发动机属于轻型燃机，转子、机匣、燃烧室火焰筒和外壳的热惯性较小，因此本模型忽略其热惯性，而仅考虑转轴之间的转动惯性，以及容积腔的容积惯性。具体实施中，本文选取高低压转轴来建立转动惯性微分方程组；选取外涵道、高低压涡轮间的容积、混合式以及主燃烧室作为四个容积腔，来建立容积惯性微分方程组。建立下式六个微分方程，采用Simulink中ode23算法求解。

(3)Simulink中控制器模型

控制器基础是传统的PID控制器，其数学表达式见下式。Simulink中直接选取对应的运算模块即可。

u(k)为控制器输出；e(k)为误差；k_p为比例系数；k_i为积分系数；k为采样序列。

4.航空发动机及尾喷管机电液系统联合仿真模型的搭建

Simulink中三个子模型，通过的软件内参数传递功能便可实现数据传递。联合仿真模型搭建的关键点是AMESim软件与Matlab软件之间的数据传递。通过Simulink中的‘SimuCosim’模块将步骤3中的MEX程序作为S-function调用，可实现AMESim与 Matlab的数据传递，从而搭建起联合仿真模型。

5.控制器参数优化方法的制定

传统控制器多采用经典PID算法，它具有控制方法简单易于实现等优点。但由于喷管液压执行机构具有非线性、时变性、强耦合等特点，使用传统PID算法，难以达到预期效果。针对本此问题，本文首先根据现场试验和专家经验制定了控制器参数优化表，如表1、表二所示。然后以最小J因子为目标，采用序列二次规划算法对控制规则表输入输出参数的量化因子进行寻优。若J因子的值小于0.1，系统响应良好，停止优化；若J因子的值大于0.1，系统响应还有优化空间，继续采用序列二次规划算法对输入输出参数的量化因子进行寻优，从而对PI控制器的参数进行实时调节，以达到满意的控制效果，此过程可采用增加迭代步长的方式或修改PI参数初始值的方式。

序列二次规划算法约束取为下式：

表1：参数Kp调整规则

表2：参数Ki调整规则

联合仿真模型结果：

如图6所示，维持发动机高压转速不变，进行发动机喷管面积下降阶跃响应仿真。0-10秒维持发动机面积不变，之后进行大幅度下降阶跃。阶跃幅度为喷管设计的最大行程。传统PI控制器参数分别为Kp＝0.01，Ki＝0.1，同时也作为本发文明中控制器的基础参数。

从响应图中可以看出，使用传统PI控制器时，系统有11.7％的超调，并且经过1.4秒方才稳定。而使用本发明优化后的控制器参数，系统完全没有超调量，并且达到稳定的时间缩短了43％，仅用了0.8秒便达到了设定值。采用序列二次规划算法得到的量化因子，很好的根据控制优化规则调整了控制器参数，从而大幅度优化了系统阶跃响应，使得系统阶跃响应特性良好。

由于本发明中的控制参数优化表根据专家经验和试验数据得到的，具有通用性，另外序列二次规划算法也是一种通用的数学优化工具，因此本发明可推广到其它领域，为其提供参考思路。

Claims (1)

1.一种基于航空发动机及尾喷管机电液多系统联合仿真的控制参数优化方法，其特征是：

(1)建立尾喷管液压执行机构模型：

尾喷管液压执行机构包括高速电磁阀、分油活门、液压作动筒以及相应的位移传感器；工作时，来自定压油源的液压油分两路流过分油活门活塞的左右两侧，活塞左腔的压力为一常数值，由两个节流器分压而成；右侧压力由层板节流器和高速电磁阀分压而成，此时的高速电磁阀相当于一个可变节流器，可根据电信号的大小调节其液阻，从而改变活塞右腔的压力，活塞和与之相连接的滑阀随着左右腔室压差变化而发生移动，从而调节作动筒左右两腔的压力，促使活塞伸出或收回，进而通过凸轮装置实现尾喷管面积的调节；因此模型简化为一个作动筒、两个流量阀以及一个带旁路节流的正开度滑阀，在AMESim中采用键合图构建方法分别拉取对应模块建立模型；

(2)将AMESim模型编译为MEX程序：

以作动筒位移量为输出量，以作动筒受力以及控制器信号为输入量，使用VisualStudio编译器将AMESim模型编译为一种可在Matlab环境中调用的C语言衍生程序；

(3)在Simulink中建立尾喷管机械运动学模型、航空发动机模型以及控制器模型：

a.建立尾喷管机械运动学模型：

根据牛顿第二定律可得如下表达式：

X:

Y:

M:

为机匣与尾喷管调节片铰接处的作用力，

为液压作动筒前端滚子对凸轮的作用力，

为尾喷管所受的气动力，L为调节片长度，d_om为原点到

的垂直距离，α为偏转角，由当前S或X_d经插值给出，角度θ由当前滚子与凸轮接触点的切线斜率计算得到，这样剩下F_0x、F_0y、F_m三个未知量，三个方程三个未知量，可解得尾喷管的运动学模型；

b.建立航空发动机模型：

航空发动机型式为涡扇发动机，包括进气道、风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、混合室、加力燃烧室及尾喷管，其中风扇与低压涡轮通过低压转子轴连接，由低压涡轮进行驱动，高压压气机与高压涡轮通过高压转子轴连接，由高压涡轮进行驱动，将发动机各部件由其各自的特性方程以及参数方程描述；通过求解惯性微分方程组，部件之间互相耦合构成发动机的整机模型；

涡扇发动机属于轻型燃机，仅考虑转轴之间的转动惯性以及容积腔的容积惯性，选取高低压转轴来建立转动惯性微分方程组；选取外涵道、高低压涡轮间的容积、混合式以及主燃烧室作为四个容积腔，来建立容积惯性微分方程组，建立下式六个微分方程，采用Simulink中ode23算法求解：

c.建立控制器模型：

控制器数学表达式：

u(k)为控制器输出，e(k)为误差，k_p为比例系数，k_i为积分系数，k为采样序列，在Simulink中直接选取对应的运算模块；

(4)搭建航空发动机及尾喷管机电液系统联合仿真模型：

步骤(3)三个模型，通过Simulink内参数传递功能实现数据传递，通过Simulink中的SimuCosim模块将MEX程序作为S-function调用，实现AMESim与Matlab的数据传递，从而搭建起联合仿真模型；

(5)制定控制器参数优化方法：

以最小J因子为目标，采用序列二次规划算法对控制规则表输入输出参数的量化因子进行寻优，若J因子的值小于或等于0.1，系统响应良好，停止优化；若J因子的值大于0.1，系统响应还有优化空间，继续采用序列二次规划算法对输入输出参数的量化因子进行寻优，从而对PI控制器的参数进行实时调节：

序列二次规划算法约束取为下式：

控制规则表1：参数Kp调整规则

控制规则表2：参数Ki调整规则

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