CN112612205A - 一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法 - Google Patents

一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，具体为：分别获得振源到电子控制器响应和外部管路支撑位置响应的频率传递函数，以及电子控制器施加控制响应到电子控制器响应和外部管路支撑位置响应的频率传递函数；画出频谱图并确定要抗干扰的频率带范围；传感器测量电子控制器位置的加速度，并做负反馈控制，具体的反馈控制量按照所述设计最优参数；通过仿真确认最优设计满足性能要求；若不满足则重新开展优化设计。本发明针对航空发动机，可使得其电子控制器响应和外部管路支撑位置响应对外部干扰达到同时减小的效果，对实际工程具有重要价值。

Description

一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，属于航 空发动机领域。
背景技术
航空发动机的高可靠控制，主要通过电子控制器计算燃油流量、导叶角度等 可控变量，并由外部管路将燃油、滑油和液压油以要求的温度和压力输送到燃烧 室和其他发动机控制部位。因此电子控制器被形容为航空发动机的“心脏”，而 外部管路则被称为航空发动机的“血管”。然而，电子控制器和外部管路安装于 风扇机匣和机身，工作环境恶劣，很容易造成各种各样的振动故障，这将直接影 响发动机的使用寿命甚至引发严重事故。
为保护航空发动机电子控制器和外部管路系统，通常对电子控制器和管路系 统卡箍之间加装阻尼支承，这样一是通过阻尼降低环境干扰力，二是避开共振频 率，以力求减少相应的振动故障。然而在工程中，由于故障常由高周疲劳和宽频 振动造成，阻尼支承的实际效果并不理想。例如，李青、佟文伟、韩振宇、张开 阔在文献《某型航空发动机引接管断裂故障分析》指出，引接管断裂性质为高周 疲劳，起源于外表面部位的应力集中及发动机的振动载荷；潘柏霖在《航空发动 机外部管路特性与系统动力学参数研究》中指出，发动机外径、跨度和弯曲角度 等结构都能够对导管振动特性产生影响；当导管注入介质后,各阶频率也会随介 质密度增大,且基频降低明显。而通过对卡箍约束位置对固有频率的影响规律研 究，确认了电子控制器和外部管路系统的承载力属于宽频振动。
综上所述，由于航空发动机电子控制器和外部管路遭受宽频振动载荷，使得 通常在谐频有效的阻尼支承的工程效果不理想；同时，电子控制器和外部管路的 卡箍约束不在同一位置甚至距离甚远，因此亟需发展一种设计方法，使得处于不 同位置的电子控制器和外部管路支撑同时得到防护，以减轻宽频振动对两者的干 扰，从而减少所引发的故障。在目前的公开文献中，未见有相关方法的报道。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供一种航空发动机电子控制器及外部管路 的保护设计方法，使得电子控制器响应和外部管路支撑位置响应对外部干扰达到 同时减小，起到了对电子控制器及外部管路保护的效果。
本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，包括如下步骤：
步骤1，分别获得振源到电子控制器响应和振源到外部管路支撑位置响应各 自对应的频率传递函数；以及分别获得电子控制器施加控制响应到电子控制器响 应和电子控制器施加控制响应到外部管路支撑位置响应各自对应的频率传递函 数；
步骤2，画出振源到电子控制器响应的频率传递函数以及振源到外部管路支 撑位置响应的频率传递函数各自对应的频谱图，根据频谱图确定需要抗干扰的频 率带范围；
步骤3，利用传感器测量电子控制器位置的加速度，即电子控制器响应，并 设计最优参数进行负反馈控制；
步骤4，通过仿真确认步骤3设计的最优参数是否满足性能要求，若不满足， 则返回步骤2，重新设计。
作为本发明的一种优选方案，所述步骤1的具体过程如下：
通过系统辨识或部件特性建模获得振源d(jω)到电子控制器响应y(jω)和振 源d(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)各自对应的频率传递函数，定义为 g12(jω)和g22(jω)，以及电子控制器施加控制响应u(jω)到电子控制器响应 y(jω)和电子控制器施加控制响应u(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)各自对 应的频率传递函数，定义为g11(jω)和g21(jω)，则存在如下关系：
Figure BDA0002794894250000031
其中，ω表示频率，j表示虚数单位。
作为本发明的一种优选方案，步骤2所述需要抗干扰的频率带范围包括谐频 频率，谐频频率即频谱图上幅值最大处对应的频率，对于振源到电子控制器响应 的频率传递函数以及振源到外部管路支撑位置响应的频率传递函数各自对应的 频谱图，两个频谱图上幅值最大处对应的频率相同。
作为本发明的一种优选方案，所述步骤3的具体过程如下：
传感器测量电子控制器位置的加速度，在频域即为电子控制器响应y(jω)， 并做如下负反馈控制：
u(jω)＝-k(jω)y(jω)
其中：u(jω)为电子控制器施加控制响应，k(jω)为需要设计的最优参数； 按照如下公式设计最优参数：
Figure BDA0002794894250000032
其中：
Figure BDA0002794894250000033
上式中：
Figure BDA0002794894250000034
g11(jω)为电子控制器施加控制响应u(jω) 到电子控制器响应y(jω)的频率传递函数，g21(jω)为电子控制器施加控制响应 u(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)的频率传递函数，g12(jω)为振源d(jω)到 电子控制器响应y(jω)的频率传递函数，g22(jω)为振源d(jω)到外部管路支撑位 置响应z(jω)的频率传递函数；γr和γi分别为γ(jω)的实部和虚部，且计算公式 为：
Figure BDA0002794894250000041
Figure BDA0002794894250000042
其中：ω表示频率，j表示虚数单位，
Figure BDA0002794894250000043
和
Figure BDA0002794894250000044
分别表示
Figure BDA0002794894250000045
的实部 和虚部。
本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
本发明针对航空发动机，提出了一种电子控制器及外部管路的保护设计方 法。该方法可以使得电子控制器响应和外部管路支撑位置响应对外部干扰达到同 时减小的效果，对实际工程具有重要价值。
附图说明
图1是本发明的结构示意图。
图2是实施例中g12(jω)和g22(jω)的频谱图。
图3是实施例中的最优设计效果图，其中，(a)为电子控制器响应y(jω)的 性能图；(b)为外部管路支撑位置响应z(jω)的性能图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面 通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对 本发明的限制。
本发明设计了一种电子控制器及外部管路的保护设计方法，结构示意图如图 1所示，步骤如下：
步骤1：分别获得振源到电子控制器响应和外部管路支撑位置响应的频率传 递函数；以及电子控制器施加控制响应到电子控制器响应和外部管路支撑位置响 应的频率传递函数；
通过系统辨识或部件特性建模可获得振源d(jω)到电子控制器响应y(jω)和 外部管路支撑位置响应z(jω)的频率传递函数，定义为g12(jω)和g22(jω)，其中ω 亦代表频率，d(jω)表示振源的频率特性，简称振源；以及电子控制器施加控制 响应u(jω)到电子控制器响应y(jω)和外部管路支撑位置响应z(jω)的频率传递 函数，定义为g11(jω)和g21(jω)。为了更清楚说明相应变量，参见图1示例。将 上述变量写成矩阵形式，该模型可表示如下：
Figure BDA0002794894250000051
在实施例中，通过部件特性物理建模获得相应系统特性如下：
Figure BDA0002794894250000052
其中s为拉普拉斯复变量，由于系统稳定，因此将式中所有拉普拉斯复变量 s替换为jω即得到相应模型的频域传递函数。
步骤2：画出频谱图并确定要抗干扰的频率带范围；
首先画出g12(jω)和g22(jω)的频谱图，通常其幅值最大处即为谐频响应，谐 频频率附近便是需要抗干扰的频率带范围。
在实施例中，g12(jω)和g22(jω)的频谱图如图2所示。由图2可知，谐频响 应发生在0.6283rad/s处，即谐频频率为0.1Hz。现在考虑在频率带 [0.02,0.14]Hz的范围内进行保护设计，即需要开展最优设计，使得电子控制器 响应y(jω)和外部管路支撑位置响应z(jω)在[0.02,0.14]Hz范围内对外部干扰 同时减小。
步骤3：传感器测量电子控制器位置的加速度，并做负反馈控制；具体的反 馈控制量按照所述设计最优参数；
传感器测量电子控制器位置的加速度，在频域即为电子控制的响应y(jω)， 并做如下负反馈控制：
u(jω)＝-k(jω)y(jω)
其中：u(jω)为电子控制器施加控制响应，具体量值需要根据最优设计k(jω) 确定。现按照如下所述设计最优参数k(jω)：
Figure BDA0002794894250000061
其中设计参数γ(jω)做如下设计：
Figure BDA0002794894250000062
上式中：
Figure BDA0002794894250000063
定义为
Figure BDA0002794894250000064
而γr和γi分别为γ(jω)的实 部和虚部，且计算为：
Figure BDA0002794894250000065
Figure BDA0002794894250000066
显然，
Figure BDA0002794894250000067
和
Figure BDA0002794894250000068
则分别表示
Figure BDA0002794894250000069
的实部和虚部。经过如此设计，可 保证外部管路支撑位置响应z(jω)不增大，而电子控制器响应y(jω)达到最小。 也就是说，电子控制器响应y(jω)和外部管路支撑位置响应z(jω)对外部干扰同 时减小，即达到了对电子控制器及外部管路的保护设计。
本实施例中，令频率ω分别等于[0.02,0.14]Hz范围中的值；为计算方便， 可选择0.02Hz为间隔，即在ω＝0.02Hz、ω＝0.04Hz、ω＝0.06Hz、ω＝0.08Hz、 ω＝0.10Hz、ω＝0.12Hz和ω＝0.14Hz等处，分别计算上述
Figure BDA00027948942500000611
值；这样便可 得到实部γr和虚部γi，即得到γ(jω)在上述频率处的值；再由
Figure BDA00027948942500000610
即可计算得到在上述各个频率处的k(jω)值。该最优 参数即为需要图1中实施的最优设计。
步骤4：通过仿真确认步骤3获得的最优设计满足性能要求；若不满足则返 回步骤2，重新开展优化设计；
通过仿真确认步骤3的最优设计确实使得电子控制器响应y(jω)和外部管路 支撑位置响应z(jω)对外部干扰达到同时减小的效果。本实施例中，由图3的(a) 和(b)可见，即使在宽频[0.02,0.14]Hz干扰下，电子控制器处的扰动量几乎 得到完全抑制，而与此同时，外部管路支撑位置的扰动量也得到极大衰减。因此， 该方法使得电子控制器响应和外部管路支撑位置响应对外部干扰达到同时减小， 起到了对电子控制器及外部管路保护的效果。
以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围， 凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本 发明保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，分别获得振源到电子控制器响应和振源到外部管路支撑位置响应各自对应的频率传递函数；以及分别获得电子控制器施加控制响应到电子控制器响应和电子控制器施加控制响应到外部管路支撑位置响应各自对应的频率传递函数；
步骤2，画出振源到电子控制器响应的频率传递函数以及振源到外部管路支撑位置响应的频率传递函数各自对应的频谱图，根据频谱图确定需要抗干扰的频率带范围；
步骤3，利用传感器测量电子控制器位置的加速度，即电子控制器响应，并设计最优参数进行负反馈控制；
步骤4，通过仿真确认步骤3设计的最优参数是否满足性能要求，若不满足，则返回步骤2，重新设计。
2.根据权利要求1所述航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，其特征在于，所述步骤1的具体过程如下：
通过系统辨识或部件特性建模获得振源d(jω)到电子控制器响应y(jω)和振源d(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)各自对应的频率传递函数，定义为g12(jω)和g22(jω)，以及电子控制器施加控制响应u(jω)到电子控制器响应y(jω)和电子控制器施加控制响应u(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)各自对应的频率传递函数，定义为g11(jω)和g21(jω)，则存在如下关系：
Figure FDA0002794894240000011
其中，ω表示频率，j表示虚数单位。
3.根据权利要求1所述航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，其特征在于，步骤2所述需要抗干扰的频率带范围包括谐频频率，谐频频率即频谱图上幅值最大处对应的频率，对于振源到电子控制器响应的频率传递函数以及振源到外部管路支撑位置响应的频率传递函数各自对应的频谱图，两个频谱图上幅值最大处对应的频率相同。
4.根据权利要求1所述航空发动机电子控制器及外部管路的保护设计方法，其特征在于，所述步骤3的具体过程如下：
传感器测量电子控制器位置的加速度，在频域即为电子控制器响应y(jω)，并做如下负反馈控制：
u(jω)＝-k(jω)y(jω)
其中：u(jω)为电子控制器施加控制响应，k(jω)为需要设计的最优参数；按照如下公式设计最优参数：
Figure FDA0002794894240000021
其中：
Figure FDA0002794894240000022
上式中：
Figure FDA0002794894240000023
g11(jω)为电子控制器施加控制响应u(jω)到电子控制器响应y(jω)的频率传递函数，g21(jω)为电子控制器施加控制响应u(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)的频率传递函数，g12(jω)为振源d(jω)到电子控制器响应y(jω)的频率传递函数，g22(jω)为振源d(jω)到外部管路支撑位置响应z(jω)的频率传递函数；γr和γi分别为γ(jω)的实部和虚部，且计算公式为：
Figure FDA0002794894240000024
Figure FDA0002794894240000025
其中：ω表示频率，j表示虚数单位，
Figure FDA0002794894240000026
和
Figure FDA0002794894240000027
分别表示
Figure FDA0002794894240000028
的实部和虚部。
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