CN115793439A - 基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，包括包括数据采集模块、映射模块和控制模块；所述数据采集模块获取开关阀输出流量和高速开关阀开启占空比之间的关系；所述控制模块基于气缸实测压力值和高速开关阀实时开启占空比，计算实时误差，并进一步通过实时误差进行预测计算得到控制量，经过映射模块后通过控制开关阀组以改变气缸内压力，其中气缸内压力即航空发动机喘振模拟压力。本发明能够及时弥补开关阀内部或外部扰动引起的不确定性，鲁棒性强、动态性能较好，提高了航空发动机喘振压力模拟真实输出压力值的控制精度和响应速度。

Description

基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统及方法

技术领域

本发明属于气动伺服控制技术领域，具体涉及一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统及方法。

背景技术

在工业自动化、机器人技术和航空发动机硬件在环模拟中，固定容积容器中的压力的精确控制是非常重要的。在以往的研究中，电磁开关阀和比例阀是两种最常用的压力调节气动执行器。虽然比例阀具有这种比例输出的优点，但其高成本和复杂的结构降低了其通用性。近年来，各气动制造商生产了各种具有加速开启特性的电磁开关阀，将开启和关闭时间缩短为4ms或更多，这也使得在精确压力控制应用中逐渐使用开关阀代替比例阀。而在日益复杂的工业过程中，传统的数学模型已经无法完成重要变量的准确建模，重要的过程无法得到有效优化和诊断，高斯过程模型是以贝叶斯理论为基础的机器学习方法，作为是当前国际上机器学习研究的热点，为当下的挑战提供了一个新的思路。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统及方法，能够及时弥补开关阀内部或外部扰动引起得不确定性，鲁棒性强、动态性能较好，提高了航空发动机喘振压力模拟真实输出压力值的控制精度和响应速度。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，包括数据采集模块、映射模块和控制模块；所述数据采集模块获取开关阀输出流量和高速开关阀开启占空比之间的关系；所述控制模块基于气缸实测压力值和高速开关阀实时开启占空比，计算实时误差，并通过实时误差进行预测计算得到控制量，经过映射模块后通过控制开关阀组以改变气缸内压力，其中气缸内压力即航空发动机喘振模拟压力。

进一步的，所述数据采集模块包括空压机、调压阀、高速开关阀和流量计；所述空压机进气口连接大气，调压阀进气口连接空压机排气口以接入高压气源，调压阀的排气口通过高速开关阀连接流量计的进气口，流量计的排气口与大气相连；所述调压阀用于降低高压气源压力，输出给定的压力；所述流量计用于测量高速开关阀在不同压力条件下的输出流量。

进一步的，所述高速开关阀为两位两通高速开关阀，可通过对线圈的给电、断电进行开关阀的开闭控制，最大承受压力为0.6MPa；其中开关阀组为2个高速开关阀，分别与气缸的进气口与排气口相连，作为气缸进气阀与排气阀用于调节气缸内压力。

进一步的，所述控制模块包括控制器；所述控制器内置有基于开关阀体积流量特性数据集训练得到的开关阀流量高斯模型；所述模拟系还设有开关阀组、气缸和压力传感器；所述开关阀组为2个高速开关阀，分别与气缸的进气口、排气口相连；所述压力传感器连接于气缸的内腔气孔处；开关阀组、压力传感器分别通过电缆与控制器相连接，控制器控制开关阀组的开启和关闭，并对压力传感器反馈的数值进行测量和处理。

进一步的，所述所述压力传感器采用0～10V电信号的压力传感器，可变送-0.1MPa～0.6MPa压力，用于测量气缸内实时压力，以模拟航空发动机喘振真实压力，并将实测压力输出到控制模块进行计算。

一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，包括以下步骤：

步骤S1：通过调节调压阀调节其连接的高速开关阀的输入压力，并调节控制频率预设值下的高速开关阀的开启占空比，记录流量计输出的平均体积流量，最后对采集的数据进行整合，得到开关阀体积流量特性数据集；

步骤S2:提取开关阀体积流量数据集中的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量数据，对此分别进行拟合得到最小占空比D_min与最大开启占空比D_max、与最大流量曲线数据，与步骤S1所采集数据组合为完整数据集；

步骤S3:基于完整数据集，构建并训练开关阀流量高斯模型；

步骤S4:开关阀流量高斯预测模型以当前压力传感器测量气缸实测压力值、映射模块所得高速开关阀实时开启占空比为输入，预测得到当前体积流量，并通过压力换算得出预测气缸下一时刻压力；

步骤S5:基于步骤S4得到的时预测值与内部设定航空发动机喘振压力仿真信号输入的差值，作为压力误差；

步骤S6:控制模块根据压力误差，通过滚动优化性能指标函数进行计算处理得到最小控制量u，并传输至映射模块；

步骤S7：通过映射模块计算开关阀组中2个高速开关阀各自的开启占空比，输出控制矩阵，控制模块基于控制矩阵通过数字量输出卡输出数字信号控制开关阀组的开启和关闭，开关阀组通过改变其占空比使气缸输出实测压力即航空发动机喘振真实压力信号输出值与给定压力即航空发动机喘振压力仿真信号输入值的误差保持最小并保持稳定。

进一步的，所述步骤S1具体为：首先设定控制频率为100Hz，在调节调压阀开度以改变高速开关阀的输入输出压差后，采用自动采集系统，自动调节开关阀占空比，并对开关阀出口流量和入口流量进行实时记录，其中压差范围为0-3MPa；通过多次采集得到高速开关阀在相同控制频率100Hz下，各不同压差下的流量特性，以及其最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max；根据采集的数据，去除不满足预设要求的数据，得到开关阀体积流量特性数据集。

进一步的，所述步骤S2具体为：提取高速开关阀在所采集压差下对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量，并分别做拟合得到0.3～0.7MPa对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量预测曲线；其中，最小开启占空比D_min拟合函数为：D_min＝-7.745*ΔP^-0.06504+11.52，最大开启占空比D_max拟合函数为：D_max＝-2.728*ΔP^-0.4997+96.15，最大流量拟合函数为：V_max＝114.7*ΔP^0.5843-2.697；其中最小占空比曲线即加速开关阀临界在对应压差下临界开启的占空比，对应流量为0；最终组合为包含压差、占空比、流量三者参数的开关阀体积流量特性数据集。

进一步的，所述步骤S3具体为：利用开关阀体积流量特性数据采集中得到的开关阀体积流量数据集M＝{(x_i,y_i)|i＝1,2,...,n}为开关阀流量高斯过程建模的数据集输入；并确定核函数为指数核函数，即

其中，γ²表示高斯核函数幅值，α表示特征长度尺度；利用极大似然法，求取似然函数极值来估计超参数；通过高斯过程建模得到开关阀流量高斯预测模型。

进一步的，压力换算公式为：

其中，V是体积流量，P_in是开关阀的绝对进气压力，P_out是开关阀的绝对排气压力，C_d是开关阀的排放系数，T₀是停滞温度，T_in是开关阀的进气口空气温度。P_c＝P_out/P_in是开关阀排进气压力比，P_cr是临界压力比。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：

本发明可通过实际系统测试数据快速得出准确的系统模型，避免数学模型的简化条件带来的建模误差；采用开关阀流量预测控制方法滚动优化策略，能够及时弥补开关阀内部或外部扰动引起得不确定性，鲁棒性强、动态性能较好，提高了航空发动机喘振压力模拟真实输出压力值的控制精度和响应速度。

附图说明

图1是本发明方法流程示意图；

图2是本发明一实施例中高速开关阀流量高斯过程建模结果。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明做进一步说明。

请参照图1，本发明提供一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，包括数据采集模块、映射模块和控制模块；所述数据采集模块获取开关阀输出流量和高速开关阀开启占空比之间的关系；所述控制模块基于气缸实测压力值和高速开关阀实时开启占空比，计算实时误差，并通过实时误差进行预测计算得到控制量，经过映射模块后通过控制开关阀组以改变气缸内压力，其中气缸内压力即航空发动机喘振模拟压力。

在本实施例中，数据采集模块由空压机、调压阀、高速开关阀、流量计组成，控制模块由控制器组成，系统之间通过气管和电缆连接；所述的开关阀组由2个高速开关阀组成，2个高速开关阀分别通过气管与气缸相连；数据采集模块中空压机一端连接大气，另一端连接调压阀进气端，高速开关阀一端连接调压阀排气端、另一端连接流量计，流量计另一端连接大气，通过调节高速开关阀的进气压力、开启占空比和控制频率，采集流量计的体积流量，并通过处理最终将数据集连接开关阀流量高斯预测模块的训练集输入。

在本实施例中，开关阀流量高斯预测模块，通过训练集输入、核函数及超参数确定后进行开关阀流量高斯模型训练，最终得到开关阀流量高斯预测模型；所述控制模块的第一输入为开关阀流量高斯预测模块的输出模型，第二输入为映射模块的输出占空比D_x，第三输入为压力传感器实测值P(k)，该模块中通过计算压力误差

在气动系统约束条件下计算minJ(k)，最终得到控制量u并输出到映射模块，其中气动系统约束条件由开关阀组与气缸有关；映射模块根据控制量u计算开关阀组开启占空比D_x，并输出到开关阀组和控制模块的开关阀流量高斯预测模型；所述压力传感器与气缸相连，测量气缸内的实时压力即航空发动机喘振真实压力信号输出值P(k)，并将实际测量值输出到控制模块。

在本实施例中，控制模块、映射模块和压力传感器通过嵌入式控制器NI cRIO-9074运行，并接有数字量输出卡(型号为NI 9401)，用于数字量信号输出，接有模拟量采集卡(型号为NI 9205)与压力传感器连接用于模拟量信号采集。

优选的，在本实施例中，高速开关阀为两位两通高速开关阀(FESTO MHJ10-S-0,35-QS-4MF)，可通过对线圈的给电、断电进行开关阀的开闭控制，最大承受压力为0.6MPa；其中开关阀组为2个高速开关阀，分别与气缸的进气口与排气口相连，作为气缸进气阀与排气阀用于调节气缸内压力。气缸为最大耐压0.7MPa的标准气缸。

优选的，在本实施例中，压力传感器采用0～10V电信号高性能硅压阻式压力充油芯体压力传感器(型号为MIK-P300)，可变送-0.1MPa～0.6MPa压力，用于测量气缸内实时压力，以模拟航空发动机喘振真实气压，并将实测压力输出到开关阀预测模型进行计算。

优选的，在本实施例中，流量计采用输出0～5V电信号的微小气体热式流量计，用于测量高速开关阀在不同压差条件下的输出流量，并将实测流量组合输出到开关阀流量过程建模模块作为训练集。调压阀可降低高压气源压力，输出给定的压力。

在本实施例中，基于高速开关阀流量高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的方法，参考图1的整体模型系统，包括数据采集模块、开关阀流量高斯预测模块、控制模块、映射模块；数据采集模块的输出端连接开关阀流量高斯预测模块的输入端；开关阀流量高斯预测模块的输出端连接控制模块的第一输入端；控制模块的输出端连接映射模块的输入端；映射模块的第一输出端连接开关阀组的输入端、第二输出端连接控制模块的第二输入端；压力传感器的输出端连接控制模块的第三输入端；

数据采集模块用于采集高速开关阀流量特性数据集；开关阀流量高斯预测模块用于对输入的训练集进行高斯建模；控制模块用于计算控制量以减小给定压力与实测压力的误差；映射模块用于控制量与占空比的转换；具体包括如下步骤：

步骤S1：首先设定控制频率为100Hz，在调节调压阀开度以改变高速开关阀的输入输出压差后，采用自动采集系统，自动调节开关阀占空比，并对开关阀出口平均体积流量进行实时记录，通过不断实验得到高速开关阀在相同控制频率100Hz下，各不同压差下的流量特性，以及其最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max；根据采集的数据，去除部分不准确的数据，最终得到开关阀体积流量特性数据集，。

步骤S2：提取高速开关阀在所采集压差下对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量，并分别做拟合得到0.3～0.7对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比、最大流量预测曲线，与步骤1所采集数据组合为完整数据集；其中开启最小占空比D_min对应公式为：D_min＝-7.745*ΔP^-0.06504+11.52，其中最大开启占空比D_max对应公式为：D_max＝-2.728*ΔP^-0.4997+96.15；其中最大流量对应公式为：V_max＝114.7*ΔP^0.5843-2.697。

步骤S3：开关阀流量高斯过程建模：利用开关阀体积流量特性数据采集中得到的开关阀体积流量数据集D＝{(x_i,y_i)|i＝1,2,...,n}为开关阀流量高斯过程建模的数据集输入；并确定核函数为指数核函数，即

其中，γ²表示高斯核函数幅值，α表示特征长度尺度；利用极大似然法，求取似然函数极值来估计超参数；通过高斯过程建模得到开关阀流量高斯预测模型，如图2所示。

步骤S4：开关阀流量高斯预测模型以当前压力传感器测量气缸实测压力值、映射模块所得高速开关阀实时开启占空比为输入，预测得到当前体积流量，并通过压力换算得出预测气缸下一时刻压力；所述压力换算公式为：

其中，V是体积流量，P_in是开关阀的绝对进气压力，P_out是开关阀的绝对排气压力，C_d是开关阀的排放系数，T₀是停滞温度，T_in是开关阀的进气口空气温度。P_c＝P_out/P_in是开关阀排进气压力比，P_cr＝0.38是临界压力比；

步骤S5：通过计算开关阀流量预测模块实时预测值与内部设定航空发动机喘振压力仿真信号输入的差值，作为压力误差

步骤S6：控制模块根据压力误差，在气动系统约束条件下通过滚动优化性能指标函数

进行计算处理得到最小控制量u，并传输至映射模块。

步骤S7：通过映射模块计算开关阀组中2个高速开关阀各自的开启占空比，输出控制矩阵

其中D_L表示开关阀组进气阀开启占空比，D_R表示开关阀组排气阀开启占空比，f_L与f_R分别表示开关阀组进气阀与排气阀的控制频率；进而通过数字量输出卡输出数字信号控制开关阀组的开启和关闭，开关阀组通过改变其占空比

使气缸输出实测压力即航空发动机喘振真实压力信号输出值与给定压力即航空发动机喘振压力仿真信号输入值的误差保持最小并保持稳定，映射模块计算策略如下表所示。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，凡依本发明申请专利范围所做的均等变化与修饰，皆应属本发明的涵盖范围。

Claims (10)

1.一种基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，其特征在于，包括数据采集模块、映射模块和控制模块；所述数据采集模块获取开关阀输出流量和高速开关阀开启占空比之间的关系；所述控制模块基于气缸实测压力值和高速开关阀实时开启占空比，计算实时误差，并通过实时误差进行预测计算得到控制量，经过映射模块后通过控制开关阀组以改变气缸内压力，其中气缸内压力即航空发动机喘振模拟压力。

2.根据权利要求1所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，其特征在于，所述数据采集模块包括空压机、调压阀、高速开关阀和流量计；所述空压机进气口连接大气，调压阀进气口连接空压机排气口以接入高压气源，调压阀的排气口通过高速开关阀连接流量计的进气口，流量计的排气口与大气相连；所述调压阀用于降低高压气源压力，输出给定的压力；所述流量计用于测量高速开关阀在不同压差条件下的输出流量。

3.根据权利要求2所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，其特征在于，所述高速开关阀为两位两通高速开关阀，可通过对线圈的给电、断电进行开关阀的开闭控制，最大承受压力为0.6MPa；其中开关阀组为2个高速开关阀，分别与气缸的进气口与排气口相连，作为气缸进气阀与排气阀用于调节气缸内压力。

4.根据权利要求1所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，其特征在于，所述控制模块包括控制器，所述控制器内置有基于开关阀体积流量特性数据集训练得到的开关阀流量高斯模型；所述模拟系统还设有开关阀组、气缸和压力传感器；所述开关阀组为2个高速开关阀，分别与气缸的进气口、排气口相连；所述压力传感器连接于气缸的内腔气孔处；开关阀组、压力传感器分别通过电缆与控制器相连接，控制器控制开关阀组的开启和关闭，并对压力传感器反馈的数值进行测量和处理。

5.根据权利要求4所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统，其特征在于，所述压力传感器采用0～10V电信号的压力传感器，可变送-0.1MPa～0.6MPa压力，用于测量气缸内实时压力，以模拟航空发动机喘振真实压力，并将实测压力输出到控制模块进行计算。

6.根据权利要求1-5任一所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1：通过调节调压阀调节其连接的高速开关阀的输入压力，并调节控制频率预设值下的高速开关阀的开启占空比，记录流量计输出的平均体积流量，最后对采集的数据进行整合，得到开关阀体积流量特性数据集；

步骤S2:提取开关阀体积流量数据集中的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量数据，对此分别进行拟合得到最小占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量曲线数据，与步骤S1所采集数据组合为完整数据集；

步骤S3:基于完整数据集，构建并训练开关阀流量高斯模型；

步骤S4:开关阀流量高斯预测模型以当前压力传感器测量气缸实测压力值、映射模块所得高速开关阀实时开启占空比为输入，预测得到当前体积流量，并通过压力换算得出预测气缸下一时刻压力；

步骤S5:基于步骤S4得到的时预测值与内部设定航空发动机喘振压力仿真信号输入的差值，作为压力误差；

步骤S6:控制模块根据压力误差，通过滚动优化性能指标函数进行计算处理得到最小控制量u，并传输至映射模块；

步骤S7：通过映射模块计算开关阀组中2个高速开关阀各自的开启占空比，输出控制矩阵，控制模块基于控制矩阵通过数字量输出卡输出数字信号控制开关阀组的开启和关闭，开关阀组通过改变其占空比使气缸输出实测压力即航空发动机喘振真实压力信号输出值与给定压力即航空发动机喘振压力仿真信号输入值的误差保持最小并保持稳定。

7.根据权利要求6所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：首先设定控制频率为100Hz，在调节调压阀开度以改变高速开关阀的输入输出压差后，采用自动采集系统，自动调节开关阀占空比，并对开关阀出口流量进行实时记录，其中压差范围为0-3MPa；通过多次采集得到高速开关阀在相同控制频率100Hz下，各不同压差下的流量特性，以及其最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max；根据采集的数据，去除不满足预设要求的数据，得到开关阀体积流量特性数据集。

8.根据权利要求6所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，其特征在于，所述步骤S2具体为：提取高速开关阀在所采集压差下对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量，并分别做拟合得到0.3～0.7MPa对应的最小开启占空比D_min与最大开启占空比D_max、最大流量预测曲线；其中，最小开启占空比D_min拟合函数为：D_min＝-7.745*ΔP^-0.06504+11.52，最大开启占空比D_max拟合函数为：D_max＝-2.728*ΔP^-0.4997+96.15，最大流量拟合函数为：V_max＝114.7*ΔP^0.5843-2.697；其中最小占空比曲线即加速开关阀临界在对应压差下临界开启的占空比，对应流量为0；最终组合为包含压差、占空比、流量三者参数的开关阀体积流量特性数据集。

9.根据权利要求6所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，其特征在于，所述步骤S3具体为：利用开关阀体积流量特性数据采集中得到的开关阀体积流量数据集M＝{(x_i,y_i)|i＝1,2,...,n}为开关阀流量高斯过程建模的数据集输入；并确定核函数为指数核函数，即

其中，γ²表示高斯核函数幅值，α表示特征长度尺度；利用极大似然法，求取似然函数极值来估计超参数；通过高斯过程建模得到开关阀流量高斯预测模型。

10.根据权利要求6所述的基于高斯预测模型的航空发动机喘振压力模拟系统的控制方法，其特征在于，压力换算公式为：

其中，V是体积流量，P_in是开关阀的绝对进气压力，P_out是开关阀的绝对排气压力，C_d是开关阀的排放系数，T₀是停滞温度，T_in是开关阀的进气口空气温度。P_c＝P_out/P_in是开关阀排进气压力比，P_cr是临界压力比。

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