發(fā)布時間：2020-10-26 14:00

　　 航空飛行技術(shù)的不斷發(fā)展和飛機(jī)使用頻率的日益增長對航空發(fā)動機(jī)的性能及飛機(jī)運行的穩(wěn)定性提出了更高的要求。航空發(fā)動機(jī)的整個工作過程是非常復(fù)雜的氣動熱力學(xué)過程,由于不同環(huán)境條件和狀態(tài)下的氣動熱力學(xué)過程差別很大,因此航空發(fā)動機(jī)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型通常處于不斷變化之中,且具有極強(qiáng)的非線性特征。對于這樣一個非線性時變系統(tǒng),若不對其施加合理的控制手段,航空發(fā)動機(jī)將不能正常工作,因此航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)作為提升發(fā)動機(jī)性能、保護(hù)發(fā)動機(jī)部件、維持發(fā)動機(jī)穩(wěn)定運行的機(jī)構(gòu),變得日益重要。現(xiàn)如今PID仍在航空發(fā)動機(jī)控制中占據(jù)主導(dǎo)地位。雖然PID控制具有較高的穩(wěn)定裕度,但具有良好動態(tài)品質(zhì)的裕度不大,且被動抗擾所需控制能量較高,因此本課題將研究基于自抗擾的航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)并對其進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化,使系統(tǒng)具有較強(qiáng)的抗擾能力,最終實現(xiàn)以較低的控制能量維持良好發(fā)動機(jī)性能的目標(biāo)。本文的主要研究內(nèi)容和工作如下:第一,對民用渦扇發(fā)動機(jī)的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行了深入細(xì)致的研究。利用空氣動力學(xué)原理和熱力學(xué)原理,通過部件級建模技術(shù)建立了民用渦扇發(fā)動機(jī)的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)非線性模型。為了便于對發(fā)動機(jī)的控制系統(tǒng)進(jìn)行研究與設(shè)計,本文進(jìn)一步通過偏導(dǎo)數(shù)法對所建立的部件級非線性模型在穩(wěn)態(tài)點處進(jìn)行了線性化,并通過頻譜分解法對其進(jìn)行了降階。進(jìn)而通過對降階后的模型進(jìn)行歸一化處理,解決了由于參數(shù)數(shù)量級不同而導(dǎo)致方程組求解病態(tài)的問題。第二,通過自抗擾控制技術(shù)設(shè)計并導(dǎo)出了渦扇發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)。本研究設(shè)計了渦扇發(fā)動機(jī)自抗擾控制系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu),進(jìn)而針對每一個穩(wěn)態(tài)點處的系統(tǒng)設(shè)計了相應(yīng)的穩(wěn)態(tài)自抗擾控制器,并給出了控制系統(tǒng)穩(wěn)定的條件,然后將各穩(wěn)態(tài)點處的控制器通過調(diào)度的方式構(gòu)成發(fā)動機(jī)全狀態(tài)下的穩(wěn)態(tài)控制器。另外,本文對自抗擾控制器中的各項參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)的分析,利用帶寬整定的方法對控制器參數(shù)進(jìn)行了整定和賦值并進(jìn)行了仿真驗證,結(jié)果表明該方法得出的參數(shù)值能夠使系統(tǒng)響應(yīng)具有優(yōu)良的特性,但控制信號的瞬時值容易出現(xiàn)激增而超出執(zhí)行機(jī)構(gòu)的承受界限。第三,利用自適應(yīng)遺傳算法研究了自抗擾控制器參數(shù)的優(yōu)化問題。為了防止出現(xiàn)控制信號激增的情況,本文將系統(tǒng)響應(yīng)的穩(wěn)態(tài)特性、動態(tài)特性和對控制信號的約束項均包含在適應(yīng)度函數(shù)之內(nèi)。進(jìn)而本文將優(yōu)化設(shè)計后的自抗擾控制器與航空發(fā)動機(jī)控制領(lǐng)域常用的PID控制器進(jìn)行了對比。仿真實驗的結(jié)果表明,利用本文所設(shè)計的自適應(yīng)遺傳算法對上述穩(wěn)態(tài)自抗擾控制器進(jìn)行優(yōu)化后,有效消除了控制信號的激增現(xiàn)象,保護(hù)了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的安全,同時保證了系統(tǒng)響應(yīng)具有良好的動態(tài)及穩(wěn)態(tài)特性。最后,為實現(xiàn)對非線性發(fā)動機(jī)的直接控制,本文對各穩(wěn)態(tài)點處的控制器進(jìn)行了綜合,結(jié)合增益調(diào)參法設(shè)計了非線性渦扇發(fā)動機(jī)的自抗擾控制系統(tǒng)。以發(fā)動機(jī)的高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為依據(jù),對各穩(wěn)態(tài)點處的自抗擾控制器參數(shù)進(jìn)行實時插值運算,得到相應(yīng)的非穩(wěn)態(tài)點處的控制器參數(shù)并賦值給動態(tài)控制器,進(jìn)而通過增益調(diào)度的方法將穩(wěn)態(tài)控制器和動態(tài)控制器組合起來對非線性發(fā)動機(jī)施加控制作用。在穩(wěn)態(tài)點附近通過穩(wěn)態(tài)控制器控制,在非穩(wěn)態(tài)點處由動態(tài)控制器控制。航空發(fā)動機(jī)模型參數(shù)的變化是非線性的,而本文通過插值運算得到的動態(tài)控制器也是非線性的,最后的仿真實驗結(jié)果表明,本文所設(shè)計的航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)能夠直接對非線性發(fā)動機(jī)進(jìn)行有效的控制,在保證渦扇發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定運行的前提下,使發(fā)動機(jī)既具有良好的動態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)特性,又具有較強(qiáng)的主動抗干擾能力。
【學(xué)位單位】：青島科技大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V235.13
【部分圖文】：

到目前為止，我們己經(jīng)獲得了發(fā)動機(jī)各部件的氣動熱力學(xué)方程，并可以計算??每個部件的進(jìn)出口處的關(guān)鍵參數(shù)值�，F(xiàn)在我們按照各部件的輸入輸出關(guān)系將其連??接起來，并根據(jù)圖２－２所示的氣體流通過程進(jìn)行計算。??１８??

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Ｗｆ（Ｋｇ／ｓ）?Ｗｆ（ｋｇ／ｓ）??圖２－３高壓壓氣機(jī)出口溫度Ｔ３的模型輸出結(jié)果與測試數(shù)據(jù)對比及其誤差百分比??Ｆｉｇ．２－３?Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ?ａｎｄ?Ｐｅｒｃｅｎｔａｇｅ?ｏｆ?Ｅｒｒｏｒｓ?ｂｅｔｗｅｅｎ?Ｍｏｄｅｌ?Ｏｕｔｐｕｔ?ａｎｄ?Ｔｅｓｔ?Ｄａｔａ?ｏｆ?Ｈｉｇｈ??Ｐｒｅｓｓｕｒｅ?Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ?Ｏｕｔｌｅｔ?Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ?７３??ｒ?■?？?■?，?■?３ｉ?，?１?＾?■?—－ｉ??—Ｔ４?｜—Ｔ４－ｅｒｒｏｒ（％）｜??一?１４００．?｜?…子４－Ｔｅｓｔ卜?一?ＩＩ??｜ｌ２〇〇－?Ｉ＇??？?ｘ?■??２．４９１２?２．３７７６?２．０９３７?１．８０９８?１．５２５９?２．４９１２?２．３７７６?２．０９３７?１．８０９８?１．５２５９??Ｗｆ（ｋｇ／ｓ）?Ｗｆ（ｋｇ／ｓ）??圖２＿４燃燒室出口溫度Ｔ４的模型輸
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本文編號：2857090