CN114964798A - 一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法，属于无人机技术领域，能够实现对涡喷发动机的关键参数测量和动态特性辨识，为飞行控制律的设计和仿真提供前提输入条件，有效降低了试验风险；该系统包括安装支架、发动机工作配件、主控模块、推力传感器和环境测量传感器；安装支架用于固定被测涡喷发动机；发动机工作配件与被测涡喷发动机连接，用于保证被测涡喷发动机的正常运转；主控模块与被测涡喷发动机以及环境测量传感器连接，用于根据测试要求和环境测量传感器监测到的环境数据控制被测涡喷发动机的动作；推力传感器设置在发动机安装支架和被测涡喷发动机之间，并与主控模块连接，用于测量被测涡喷发动机的推力。

Description

一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法。

背景技术

发动机关键参数的测量及动态特性辨识对整个无人机的性能评估和飞行控制律的设计至关重要。诸多进口的航空发动机采购过程中厂家往往不提供精准的数学模型，严重影响无人机总体设计工作的开展。因此，外购的航空发动机在装机使用前往往需要开展大量的地面试验以确认发动机的工作参数并对其数学模型进行辨识。

涡喷发动机叶轮旋转速度和燃气温度均较高，为保证发动机具有较长的使用寿命，其动态调节过程通常较缓慢，这对高速无人机的飞行控制影响较大。目前，发动机地面台架试验装置往往测量的数据实时性差，采样频率低；发动机集成于无人机上后虽然能够解决采样数据实时性的问题，但往往采集的数据准确度不够高甚至有的数据无法获得，不能满足涡喷发动机动态特性辨识的使用要求。另外，涡喷发动机全风门操纵过程非线性特性比较明显，采用一阶惯性和比例环节

进行辨识时动态特性误差较大，对高速无人机并不适用。

专利CN 105510035 A公开了一种活塞式航空发动机测试系统，将测试数据保存在工业计算机上，数据实时性差，采样频率低；发动机集成于无人机上后虽然能够解决采样数据实时性的问题，但往往采集的数据准确度不够高甚至有的数据无法获得。专利CN110889239 A公开了一种基于飞参数据辨识的航空燃气涡轮发动机建模方法，提供了一种发动机风门到转速的辨识方法，但其发动机模型采用一阶积分环节、比例环节以及加法环节，即

该方法辨识得到的模型与发动机真实动态过程偏差较大，且不能反映发动机风门与推力的变化，控制律设计时不能直接使用。

因此，有必要研究一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法来应对现有技术的不足，以解决或减轻上述一个或多个问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法，能够实现对涡喷发动机的关键参数测量和动态特性辨识，为飞行控制律的设计和仿真提供前提输入条件，有效降低了试验风险。

本发明提供一种涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述系统包括：发动机安装支架、发动机工作配件、主控模块、推力传感器和环境测量传感器；

所述发动机安装支架用于固定被测涡喷发动机；

所述发动机工作配件与所述被测涡喷发动机连接，用于保证被测涡喷发动机的正常运转；

所述主控模块与所述被测涡喷发动机以及所述环境测量传感器连接，用于根据测试要求和所述环境测量传感器监测到的环境数据控制所述被测涡喷发动机的动作；

所述推力传感器设置在所述发动机安装支架和所述被测涡喷发动机之间，并与所述主控模块连接，用于测量所述被测涡喷发动机的推力。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述主控模块包括机载飞控计算机、监控计算机和参数记录仪；所述监控计算机、所述机载飞控计算机和所述被测涡喷发动机依次连接；

所述环境测量传感器与所述监控计算机连接；

所述参数记录仪和所述推力传感器均与所述机载飞控计算机连接；

所述机载飞控计算机用于接收所述监控计算机的指令控制所述被测涡喷发动机的动作，并采集所述被测涡喷发动机的工作参数传输给所述参数记录仪进行记录。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述系统还包括发动机固定台架，所述发动机安装支架和所述发动机工作配件均固定在所述发动机固定台架上。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述发动机工作配件包括与所述被测涡喷发动机配套的进气道、燃油及启动系统附件。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述环境测量传感器监测的环境数据包括测试环境的温度、湿度和大气压力。

另一方面，本发明提供一种涡喷发动机关键参数测试方法，所述测试方法采用如上任一所述的测试系统来实现；所述方法的步骤包括：

S1、在全风门范围内选择若干典型风门测试点；

S2、主控模块根据选择的若干典型风门测试点控制被测涡喷发动机在每个典型风门测试点工作且保持预设时间；

S3、主控模块采集被测涡喷发动机在每个典型风门测试点条件下的关键参数并存储；所述关键参数包括风门数据、转速数据和推力数据；

S4、读取存储的关键参数，利用MATLAB进行分析，确定发动机模型以及各典型风门测试点平衡条件下的静态增益；

S5、利用Simulink对关键参数进行线性仿真，辨识出不同典型风门测试点平衡状态下除静态增益之外的其它参数，包括惯性时间常数和时间延迟；

S6、根据S4和S5的结果，得到某一平衡条件下的发动机模型；

S7、利用Simulink对S6中得到的发动机模型进行非线性全量的仿真；

S8、将S7的仿真结果和测试得到的关键参数数据进行对比，分析推力误差是否满足容差要求；

若满足，判定步骤S6得到的发动机模型真实有效，能够用于控制律的设计和仿真工作；否则，重复步骤S6-S8直至满足上述容差要求。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，步骤S8中的容差要求具体为：推力误差≤10％。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，步骤S1中典型风门测试点的选择具体为：在50％～100％风门范围内每隔5％步进选取测试点。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，在50％～100％风门范围内每隔5％步进选取测试点具体包括：由50％递增到100％和由100％递减到50％。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，步骤S4的内容包括：

S41、绘制风门数据、转速数据、推力数据三者随时间变化的曲线，结合实际试验过程分析数据是否存在丢帧、数据跳变的失效数据，并剔除失效数据；

S42、绘制发动机的风门-推力变化曲线，根据该变化曲线确定发动机模型；

S43、利用MATLAB对风门和推力进行曲线拟合，得风门与推力的全量表达式：

S44、对风门与推力的全量表达式进行求导，得到静态增益随平衡状态下风门的变化关系式，从而确定静态增益。

与现有技术相比，上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明的测试系统具有结构简单、测量数据实时性高的特点，使用本发明可以实现对涡喷发动机的关键参数测量和动态特性辨识，为飞行控制律的设计和仿真提供前提输入条件，有效降低了试验风险。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明一个实施例提供的无人机涡喷发动机测试系统的连接示意图。

其中，图中：

1、发动机固定台架；2、被测发动机燃油及启动系统附件；3、被测涡喷发动机；4、进气道；5、推力传感器；6、发动机安装支架；7、线缆；8、直流稳压电源；9、参数记录仪；10、机载飞控计算机；11、监控计算机；12、环境测量传感器。

具体实施方式

为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

应当明确，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

针对现有技术的不足，本发明提供一种涡喷发动机关键参数测试系统及动态特性辨识方法。其中：

涡喷发动机关键参数测试系统如图1所示，包括：

发动机固定台架，装有发动机安装支架及被测发动机配套的进气道、燃油及启动系统附件，用于固定被测涡喷发动机并保证其正常运转；发动机固定台架上装有测力传感器；该测力传感器安装在发动机安装支架和被测涡喷发动机之间，用于实时测量发动机的推力；

监控计算机，装有发动机控制软件，供测试人员在测试过程中对发动机进行实时操控和监控；

推力传感器，其安装接口能够与被测涡喷发动机、所述发动机固定台架兼容，用于实时测量涡喷发动机工作时产生的推力；

机载飞控计算机，具有CAN、RS422、USB等多种通信接口，可与所述被测涡喷发动机、所述推力传感器、所述参数记录仪、所述监控计算机等设备相连，用于接收监控计算机产生的指令控制发动机运转，另一方面采集发动机固定台架输出的发动机转速、推力等信息并发送给参数记录仪；

参数记录仪，能够实时接收并存储机载飞控计算机发送的关键状态参数，为发动机动态特性辨识提供依据；

直流稳压电源，具有两路独立的直流供电输出，可分别为被测发动机和机载飞控计算机提供供电；

温湿度大气压力三合一传感器，能够实时测量试验环境的温度、湿度及大气压力，并能通过数字接口发送给监控计算机。

本发明提供的采用上述涡喷发动机测试系统进行关键参数测量以及动态特性辨识的方法，内容包括：

首先在全风门范围内选取典型的测试点，通过上述测试系统测量并记录典型测试点处的风门给定、转速、推力等关键参数数据，再通过参数辨识的方法获得发动机全风门范围内非线性响应特性

具体包括以下步骤：

步骤1、发动机启动后，在全风门范围内(怠速->大车->怠速)每隔5％风门为步进选取若干典型测试点；

步骤2、在典型测试点转速稳定后，通过监控计算机进行风门档位调节进入下一个测试点；

步骤3、测试过程中的风门给定、发动机转速、推力等数据以不低于20Hz的数据刷新率存入参数记录仪；

步骤4、试验结束后，读取并解析发动机风门给定、转速、推力等关键参数，利用MATLAB绘制相应曲线并结合试验实际情况确定其合理性；

步骤5、利用MATLAB绘制出以风门指令为输入、推力大小为输出的变化曲线，并拟合得到风门指令与推力的非线性表达式，观察曲线近似确定发动机的模型；

步骤6、分别在各典型测试点处将风门指令与推力的非线性表达式进行线性化，确定该点平衡条件下的静态增益；

步骤7、利用Simulink中的Parameter Estimation工具箱进行线性仿真，辨识出不同测试点平衡状态下的惯性时间常数T和时间延迟τ；

步骤8、根据不同典型测试点处平衡条件下的模型，计算出任一平衡条件下的模型；

步骤9、利用计算出的模型，在Simulink中进行非线性全量的仿真。对比全量仿真结果与试验得到的风门指令—推力曲线，分析推力误差大小是否满足容差要求。

所述容差阈值的取值范围为≤10％。

若非线性仿真所得到的推力在上述容差阈值范围内，则说明通过上述步骤辨识所得到的发动机推力数学模型真实有效，可以用于控制律的设计和仿真工作。否则，重复步骤8操作根据不同典型测试点处平衡条件下的模型，针对风门上升阶段和下降阶段的数据特性分别建立任一平衡条件下的非线性模型，重复步骤9操作直至全风门非线性推力误差满足要求。

实施例1

如图1所示，本发明一种无人机涡喷发动机关键参数测试系统，主要包括发动机固定台架1、推力传感器5、发动机安装支架6、发动机固定台架对外供电和通信用的线缆7、直流稳压电源8、参数记录仪9、机载飞控计算机10、监控计算机11、温湿度大气压力三合一的环境测量传感器12。图中3为被测的涡喷发动机，4为发动机配套的进气道，2为被测发动机的燃油及启动系统附件。

其中，发动机燃油及启动系统附件2包括油桶、电磁阀、点火器、启动电池等通过扎带、卡箍等固定在发动机固定台架1上。

发动机配套的进气道4采用胶带与涡喷发动机3的进风口密封对接。

推力传感器5采用圆柱式拉压两用型测力传感器通过M12螺纹杆安装在被测涡喷发动机3和发动机安装支架6之间。

直流稳压电源8通过两路独立的供电线缆分别为被测涡喷发动机3的ECU和机载飞控计算机10供电。

机载飞控计算机10通过CAN接口控制被测涡喷发动机3运转并实时采集其状态数据，采集频率不小于20Hz；同时机载飞控计算机10通过USB接口将实时采集的关键状态数据写入参数记录仪9。

监控计算机11通过RS422发送给机载飞控计算机10发动机控制指令并接收其回传的状态数据；同时通过RS485接收温湿度大气压力三合一的环境测量传感器12发送的试验环境数据。

某无人机涡喷发动机关键参数测量及动态特性辨识的具体方法步骤为：

1)在50％～100％风门范围内每隔5％步进选取测量点，其中由50％递增到100％时记录的测量点标记为N₅₀₊、N₅₅₊……N₉₅₊，由100％递减到50％时记录的测量点标记为N_100-、N_95-、N_90-……N_55-；

2)发动机在每个测量点保持稳定运行3min以上，确保动态调节过程完全过渡到稳态；

3)将发动机风门给定δ_p、转速n、推力P分别实时记录在参数记录仪9中，数据存储周期为50ms；

4)试验结束后，解析并绘制风门给定δ_p、转速n、推力P三者随时间变化的曲线，结合实际试验过程分析数据是否存在丢帧、数据跳变等情况；

5)确认记录的数据有效后，绘制发动机风门指令δ_p—推力变化P曲线，通过观察曲线可以看出，从风门指令到推力动态变化的特性可以近似为一个一阶惯性环节，并带有一定的时间延时，因此将发动机模型确定为

的形式；

6)利用MATLAB对风门指令δ_p和推力P进行曲线拟合，可得出P与δ_p的全量表达式：

拟合最大相对误差为2.758％，满足要求。

7)对P(δ_p)表达式进行求导得到静态增益K随平衡状态下风门指令δ_pss的变化关系式为：

分别将风门指令δ_pss＝50％、55％......100％代入上式可得到不同平衡条件下的静态增益K'，标记为K'₅₀，K'₅₅……K'₁₀₀；

8)利用Simulink中自带的Parameter Estimation工具箱，在不同的测试点处通过阶跃响应辨识出该条件下的静态增益K、惯性时间常数T和时间延迟τ，分别标记为K₅₀₊、K₅₅₊……K_100-、K_95-……K_55-，T₅₀₊、T₅₅₊……T_100-、T_95-……T_55-，τ₅₀₊、τ₅₅₊……τ_100-、τ_95-……τ_55-；

10)将相同风门给定处风门递增和递减两个动态过程辨识得到的实验结果进行均值处理，即K₅₀＝K₅₀₊、K₅₅＝(K₅₅₊+K_55-)/2……K₉₅＝(K₉₅₊+K_95-)/2、K₁₀₀＝K_100-，由此可确定风门指令分别为50％、55％、……、100％处的小扰动线性化模型；

11)对比通过Parameter Estimation辨识得到的静态增益K与理论计算得到的静态增益K'，发现两组数据基本吻合，故将静态增益的理论计算式

作为最后的辨识结果；

12)分析辨识结果发现风门指令在上升阶段和下降阶段所辨识得到的惯性环节时间常数有较大的不同。对于这一问题，首先分别利用风门指令在上升阶段、下降阶段以及整个变化阶段的实验数据进行均值处理，确定任意平衡条件下的模型。再次，针对三种模型进行非线性的全量仿真，从而综合选取一个性能最好的模型；

13)通过比较三种不同模型下的非线性仿真结果，发现利用整个变化阶段的实验数据进行均值处理后得到的模型响应与实际测试数据有着最小的推力相对误差，以及在整个飞行过程中较好的动态特性。由此可以确定惯性时间常数T和时间延迟τ的计算分别如下：

T＝(T₅₀₊+T₅₅₊+...+T₉₅₊+T_100-+T_95-+...T_55-)/20；

τ＝(τ₅₀₊+τ₅₅₊+...+τ₉₅₊+τ_100-+τ_95-+...τ_55-)/20；

14)由步骤13)可最后确定该型涡喷发动机在任一平衡条件下的动态响应特性为：

其中：

以上对本申请实施例所提供的一种涡喷发动机关键参数测试系统及测试方法，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用全部或部分地以计算机程序产品的形式实现，所述计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载或执行所述计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本发明实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(DSL)或无线(例如红外、无线、微波等)方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输)。所述计算机可读取存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质，(例如，软盘、硬盘、磁带)、光介质(例如，DVD)、或者半导体介质(例如固态硬盘Solid State Disk(SSD))等。

Claims (10)

1.一种涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述系统包括：发动机安装支架、发动机工作配件、主控模块、推力传感器和环境测量传感器；

所述发动机安装支架用于固定被测涡喷发动机；

所述发动机工作配件与所述被测涡喷发动机连接，用于保证被测涡喷发动机的正常运转；

所述主控模块与所述被测涡喷发动机以及所述环境测量传感器连接，用于根据测试要求和所述环境测量传感器监测到的环境数据控制所述被测涡喷发动机的动作；

所述推力传感器设置在所述发动机安装支架和所述被测涡喷发动机之间，并与所述主控模块连接，用于测量所述被测涡喷发动机的推力。

2.根据权利要求1所述的涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述主控模块包括机载飞控计算机、监控计算机和参数记录仪；所述监控计算机、所述机载飞控计算机和所述被测涡喷发动机依次连接；

所述环境测量传感器与所述监控计算机连接；

所述参数记录仪和所述推力传感器均与所述机载飞控计算机连接；

所述机载飞控计算机用于接收所述监控计算机的指令控制所述被测涡喷发动机的动作，并采集所述被测涡喷发动机的工作参数传输给所述参数记录仪进行记录。

3.根据权利要求1所述的涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述系统还包括发动机固定台架，所述发动机安装支架和所述发动机工作配件均固定在所述发动机固定台架上。

4.根据权利要求1所述的涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述发动机工作配件包括与所述被测涡喷发动机配套的进气道、燃油及启动系统附件。

5.根据权利要求1所述的涡喷发动机关键参数测试系统，其特征在于，所述环境测量传感器监测的环境数据包括测试环境的温度、湿度和大气压力。

6.一种涡喷发动机关键参数测试方法，其特征在于，所述测试方法采用权利要求1-5任一所述的测试系统来实现；所述方法的步骤包括：

S1、在全风门范围内选择若干典型风门测试点；

S2、主控模块根据选择的若干典型风门测试点控制被测涡喷发动机在每个典型风门测试点工作且保持预设时间；

S3、主控模块采集被测涡喷发动机在每个典型风门测试点条件下的关键参数并存储；所述关键参数包括风门数据、转速数据和推力数据；

S4、读取存储的关键参数，利用MATLAB进行分析，确定发动机模型以及各典型风门测试点平衡条件下的静态增益；

S5、利用Simulink对关键参数进行线性仿真，辨识出不同典型风门测试点平衡状态下除静态增益之外的其它参数，包括惯性时间常数和时间延迟；

S6、根据S4和S5的结果，得到某一平衡条件下的发动机模型；

S7、利用Simulink对S6中得到的发动机模型进行非线性全量的仿真；

S8、将S7的仿真结果和测试得到的关键参数数据进行对比，分析推力误差是否满足容差要求；

若满足，判定步骤S6得到的发动机模型真实有效，能够用于控制律的设计和仿真工作；否则，重复步骤S6-S8直至满足上述容差要求。

7.根据权利要求6所述的涡喷发动机关键参数测试方法，其特征在于，步骤S8中的容差要求具体为：推力误差≤10％。

8.根据权利要求6所述的涡喷发动机关键参数测试方法，其特征在于，步骤S1中典型风门测试点的选择具体为：在50％～100％风门范围内每隔5％步进选取测试点。

9.根据权利要求8所述的涡喷发动机关键参数测试方法，其特征在于，在50％～100％风门范围内每隔5％步进选取测试点具体包括：由50％递增到100％和由100％递减到50％。

10.根据权利要求6所述的涡喷发动机关键参数测试方法，其特征在于，步骤S4的内容包括：

S41、绘制风门数据、转速数据、推力数据三者随时间变化的曲线，结合实际试验过程分析数据是否存在丢帧、数据跳变的失效数据，并剔除失效数据；

S42、绘制发动机的风门-推力变化曲线，根据该变化曲线确定发动机模型；

S43、利用MATLAB对风门和推力进行曲线拟合，得风门与推力的全量表达式：

S44、对风门与推力的全量表达式进行求导，得到静态增益随平衡状态下风门的变化关系式，从而确定静态增益。

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