1、基于模型的智能數字化發動機控制Shrider Adibhatla 通用動力Timothy J.Lewis 美國空軍，萊特實驗室摘要現在介紹一種用于先進燃氣渦輪發動機的基于模型的控制系統，它的主要性能優點是可以通過仿真測試導出。發展建模的方法和從名義上的發動機模型反映失效的發動機的方法已知。一個通用的用于基于模型的控制定律設計定型的方法，包括線性和非線性分析，也將被介紹。執行模型的閉環控制得到的性能和可操作性參數也將通過仿真測試獲得。未來飛行器包括基于模型控制的測試也將在本文的綜合高性能渦扇發動機技術第二階段“先進發動機技術”中提到。術語A14 封門面積A16 可變旁路管路區域A8 喉部噴口面積

2、A9 出口噴嘴面積ALT 海拔C&A 控制系統及其附件CLM 成分水平模型EPR 發動機增壓比ETR 發動機增溫比DoD 國防部DTAMB delta 周邊溫度？Fn 凈推力HP 高壓IHPTET 綜合高性能渦扇發動機技術IRP 中等速度功率JTDE 聯合技術驗證發動機LEPR 線性發動機增壓比？LP 低壓MoBIDEC 基于模型的智能數字化發動機控制NASA (美國)國家航空和宇宙航行局PC 功率模態P2 風扇進氣壓力P27 壓氣機進氣壓力PI 比例-積分控制PID 比例-積分-微分控制PSC 狀態搜索控制PS15 風扇涵道出氣壓力（靜態）PS56 低壓渦輪出氣壓力（靜態）SFC 高

3、效燃油消耗STP2 風扇導流葉片位置STP27 壓氣機定子位置STP27D 核心驅動風扇葉尖定子位置？T2 風扇進氣溫度T27 壓氣機進氣溫度T3 燃燒室初始溫度T56 排氣溫度TMPC 燃燒室金屬溫度？VABI 可變區域進氣道？WF36 燃氣發生器燃料流？WF6 燃燒后燃料流？XM 馬赫數XNH 高壓轉速XNL 低壓轉速1.0 導言1.1 背景由空軍主持的對先進發動機控制的發展與研究是以“綜合高性能渦扇發動機技術計劃”（IHPTET）為目標進行的。IHPTET是國防部與(美國)國家航空和宇宙航行局在世紀之交致力于倍增發動機推力的一個項目。它囊括了軍方使用的各種類型的飛行器推進系統：渦扇、渦噴

4、、渦軸、渦槳以及有限壽命發動機（導彈）等。IHPTET計劃的建立強調更好地控制風險及技術轉換代價使之成熟以兼顧武器系統的安裝。IHPTET計劃的階段目標已列在表1中。推重比燃燒室溫度制造成本維護成本階段I+30%+100°F階段II+60%+200°F-20%-20%階段III+100%+400°F-35%-35%圖1. IHPTET 目標綜合提高推重比和燃燒室溫度使得燃油消耗減少，并戲劇性地使得飛行器尺寸和花費成本減少適應更多樣化的任務。IHPTET計劃使用了基于部件的方法來完成目標。主要有六個組成部分：風扇和壓氣機，燃燒室和加力燃燒室，渦輪，進氣道，機械系統（

5、傳動系統、密封系統和滑油系統），控制系統及其附件（C&A）。每一個組成部分都有一些目標直接對應于該系統所要達到的目標水平。投資主要用于那些能達到相關技術目標的部分。IHPTET C&A 技術發展方法的目標如圖2所示。重量設計誤差制造費用維修費用階段I-20%-20%階段II-35%-35%-20%-20%階段III-50%-50%-35%-35%圖2. IHPTET C&A 目標設計誤差關系到應用于發動機部分的設計的安全因數。例如包括風扇和壓氣機設計的遲滯誤差和高壓渦輪進氣溫度誤差。這些誤差限制了發動機可達到的性能水平。這些誤差在早期的燃氣渦輪發動機上更為顯著在很大程度

6、上歸因于當時使用的流體力學燃料控制來規范發動機的控制點。typically一般來說，風扇遲滯誤差控制在15-20%。壓氣機的遲滯誤差一般大約在30%左右。極限的增加是很必要的，因為控制系統對壓氣機的控制是很有限的，但是可以利用變進氣道來調整風扇操縱的線性精度。渦輪溫度極限（定義為軸和葉片材料所能承受的最大溫度量）大概在150-200°F。引入基于模型的控制提供了一種減小極限值的方法，從而增加了改善已知機械的性能的可能。本文接下來即描述了基于模型控制在基于模型的智能數字化發動機控制計劃中的設計與發展，隨后也將初步評價其在發動機關鍵性能參數中表現出的優點。1.2 傳統控制與基于模型的控制

7、的對比在傳統的控制系統中，可見參數如風扇轉速和增壓比常作為反饋信號產生錯誤信號來控制驅動一些激勵器如燃油噴嘴或進氣道使他們回到正確位置。使用這些可見信號是因為他們能反應出我們所感興趣的那些參數（推力，失速極限等）。因為這些相關性并非確切值，所以我們建立了大的安全裕度來保護發動機。在基于模型的控制系統中，所要控制的飛機（引擎）的模型被編程為電子控制系統的一部分。這樣的模型是一個植入式的模型。如果能將一個高仿真的飛機模型協同飛機的控制系統，我們感興趣的參數的模型計算值如推力或失速極限就可以用來作為反饋參數。這樣，我們就能用直接的推力控制系統來替代間接的推力控制系統。擁有一個能夠精確反應可控飛行器的

8、物理特性的模型是非常必要的，但還不夠。一般來說，植入的模型只反應了一般的或平均水平的新發動機。所以需要一種能區別由于制造誤差、使用年限和控制環境的變化所造成的發動機與發動機之間的差別的方法。用來區分這種差異的方法就是我們將要提到的“跟蹤濾波器”。從本質上說，一個跟蹤濾波器就是一個觀察系統或參數估計系統，它會將可見參數與模型對那些參數的估計值進行比較，然后調整燃燒效率和流量因數等模型參數。因而，跟蹤濾波器的作用就是使模型和發動機的真實特性實時匹配。本節描述的基于模型的控制由Adibhatla et al介紹，簡單的分析模型的應用由Qi 和Macallum執筆。2.0 飛行器與發動機模型2.1 飛

9、行器模型現在應用的飛行器和飛行控制模型由北約組織提供。該飛機模型的建立來自于F/A18飛機的高空動力性能數據庫。建立一個5自由度，非實時的可看做質點的近似模型。在這個模型中，2.2 發動機模型圖3 XTE46發動機示意圖2.3 植入式發動機模型2.4 發動機激勵與傳感模型2.5 跟蹤濾波器的選擇與設計3.0 控制定律設計盡管控制定律設計由許多步組成，其中建模是最耗時間的一步，我們接下來還是僅僅介紹線性和非線性設計階段的內容。3.1線性設計 線性模型的產生發動機的線性模型需要規范設計。設非線性系統為X=f(X,U)Y=g(X,U)其中X是空間向量，X是空間微分向量，U表示輸入向量，Y表示輸出向量

10、。這個系統可以在某個規范點X，Y線性化為X=AX+BUY=CX+DU其中矩陣A,B,C和D是部分微分向量A=dX/dX B=dX/dUC=dY/dX D=dY/dU在MoBIDEC中的基線控制模型中，空間、輸入和輸出向量規范化設計如下：X=|XNL XNH TMPC|這里XNL是低功率轉速，XNH是高功率轉速，TMPC是燃燒室壁溫度。U=|WF36 A8 A16|其中WF36是燃料流，A8是噴嘴面積，A16是可變截面進氣道面積；Y=|FN ETR LEPR|式中FN是推力，ETR是發動機增溫比，LEPR是線性發動機增壓比。注意到FN和ETR都是模型計算參數，而這種控制模型并不能在傳統的非基于模型的系統中應用。輸出向量Y可以看做包括其他變數如其他調整器設計中的失速極限。 調整器設計我們選擇Edmunds的模型匹配KQ復雜設計過程發展來研究，因為3使得控制器的形式確定。在這個模型匹配設計中，動態矩陣補償估計為最小方差在所要的閉環反應和實際的閉環反應之間。讀者可以通過Polley,Adibhatla,Baheti和Polley,Adibhatla,hoffman獲得更多的細節。在這節中獲得的結果在圖4，圖5，圖6中給出。圖4 電腦步驟中的閉環反應