一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型公開了一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)，包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)、優(yōu)化控制器、全權(quán)限數(shù)字電子控制器以及發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型；航空發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝有用于測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、溫度以及壓力的傳感器，全權(quán)限數(shù)字電子控制器通過(guò)電磁閥組件控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)。本實(shí)用新型直接以航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型作為機(jī)載模型，全權(quán)限數(shù)字電子控制器根據(jù)優(yōu)化控制器輸入的最優(yōu)控制作用量來(lái)控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)，大幅提升優(yōu)化計(jì)算效率，從而提高加速尋優(yōu)控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。相對(duì)于傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制系統(tǒng)，可大幅減少加速時(shí)間并全面提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
【專利說(shuō)明】一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]當(dāng)今，高性能軍用殲擊機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)動(dòng)性要求越來(lái)越高，這就在客觀上對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制系統(tǒng)提出了更高的要求。在發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程中，若能在盡可能短的時(shí)間內(nèi)將發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升到最大，將會(huì)使飛機(jī)具有更好的機(jī)動(dòng)性，從而獲得更好的作戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)。
[0003]航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)極其復(fù)雜的熱力機(jī)械系統(tǒng)，其具有強(qiáng)非線性、多變量、強(qiáng)耦合等特性。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍越來(lái)越大，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性能的要求也越來(lái)越高，如希望加速時(shí)間短、發(fā)動(dòng)機(jī)的推力提升快等。為實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，要求現(xiàn)代的航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制系統(tǒng)具備在線尋優(yōu)控制能力。而傳統(tǒng)的機(jī)械液壓式控制器采用了子系統(tǒng)獨(dú)立設(shè)計(jì)和控制的方法，很難實(shí)現(xiàn)在線優(yōu)化控制。而隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，以發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(Full Authority Digital ElectronicControl, FADEC)為基礎(chǔ)，可實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速在線尋優(yōu)控制。航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程優(yōu)化控制技術(shù)對(duì)于提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能，使飛機(jī)獲得更好的空中作戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)，具有重要的意義。
[0004]在20世紀(jì)70年代，已有美國(guó)學(xué)者將線性二次型最優(yōu)控制理論應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制。而將線性二次型最優(yōu)控制理論應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程優(yōu)化控制時(shí)，具有明顯缺點(diǎn)，如采用此方法時(shí)需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行線性化處理，這導(dǎo)致了模型精度降低，控制效果大打折扣，且魯棒性較差，較小的模型誤差就可能導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。目前國(guó)外公開的有關(guān)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程優(yōu)化控制的研究資料非常少，且大多為一些科普性的資料，一些關(guān)鍵性的技術(shù)資料并未公開，很難了解到其核心技術(shù)。
[0005]國(guó)內(nèi)有學(xué)者設(shè)計(jì)了以線性規(guī)劃方法、序列二次規(guī)劃(Sequential QuadraticProgramming Algorithm, SQP)算法、遺傳算法(Genetic Algorithm, GA)等算法為優(yōu)化控制算法的航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速在線優(yōu)化控制系統(tǒng)。但這些方法存在如下缺陷:
[0006](I)這些方法中，線性規(guī)劃方法和SQP算法的突出優(yōu)點(diǎn)是所需計(jì)算量小，實(shí)時(shí)性好，但使用這些方法時(shí)，需要使用相似理論在全飛行包線范圍內(nèi)分塊線性化處理發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性數(shù)學(xué)模型，這致使航空發(fā)動(dòng)機(jī)模型出現(xiàn)線性化誤差，導(dǎo)致其精度較差。此外，這兩種方法對(duì)于初始解非常敏感，若初始解設(shè)置不合適，容易導(dǎo)致算法陷入局部最優(yōu)解甚至不收斂。
[0007](2)采用遺傳算法等智能算法時(shí)，無(wú)需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行線性化且其優(yōu)化效果良好，但這類智能算法的缺點(diǎn)在于需要大量計(jì)算才能收斂到最終解，故其計(jì)算效率低，實(shí)時(shí)性差。
[0008]綜上，目前尚未出現(xiàn)針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速在線尋優(yōu)控制的，既能避免發(fā)動(dòng)機(jī)模型線性化處理帶來(lái)的模型誤差，又具有嚴(yán)格的全局收斂能力、不對(duì)初始解敏感、高優(yōu)化效率(算法實(shí)時(shí)性可達(dá)到實(shí)際應(yīng)用要求)等特性的優(yōu)化算法。實(shí)用新型內(nèi)容
[0009]本實(shí)用新型的目的在于解決上述問題，提供一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)直接采用航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型作為機(jī)載模型，不對(duì)其做任何線性化處理，以提高優(yōu)化控制效果的置信度。
[0010]為達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型所采用的技術(shù)方案是:包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)、用于控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)限數(shù)字電子控制器以及用于為全權(quán)限數(shù)字電子控制器提供最優(yōu)控制策略的機(jī)載計(jì)算機(jī)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝有轉(zhuǎn)速傳感器、溫度傳感器以及壓力傳感器，各傳感器的輸出端分別與全權(quán)限數(shù)字電子控制器和機(jī)載計(jì)算機(jī)相連；機(jī)載計(jì)算機(jī)的輸出端與全權(quán)限數(shù)字電子控制器相連；全權(quán)限數(shù)字電子控制器根據(jù)最優(yōu)控制策略通過(guò)電磁閥組件控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0011]上述的機(jī)載計(jì)算機(jī)內(nèi)設(shè)置有處理器模塊、優(yōu)化控制器以及發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型；上述優(yōu)化控制器與發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型相交互。
[0012]上述的優(yōu)化控制器包括加速尋優(yōu)控制算法模塊、優(yōu)化控制目標(biāo)模塊、安全約束模塊以及物理約束模塊；所述加速尋優(yōu)控制算法模塊通過(guò)調(diào)用發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)優(yōu)化控制目標(biāo)模塊、安全約束模塊以及物理約束模塊為全權(quán)限數(shù)字電子控制器提供最優(yōu)控制策略。
[0013]上述的電磁閥組件分別通過(guò)幾何位置調(diào)節(jié)組件和主燃油控制組件與航空發(fā)動(dòng)機(jī)相連。
[0014]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本實(shí)用新型具有以下有益效果:
[0015]本實(shí)用新型直接以航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型作為機(jī)載模型，全權(quán)限數(shù)字電子控制器根據(jù)優(yōu)化控制器輸入的最優(yōu)控制作用量來(lái)控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)，大幅提升優(yōu)化計(jì)算效率，從而提高加速尋優(yōu)控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。該航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速尋優(yōu)控制系統(tǒng)可充分挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)加速潛力，全面提升發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能，能夠在多方面提升我國(guó)軍用戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性、使其獲得空中作戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)。相對(duì)于傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制系統(tǒng)，可大幅減少加速時(shí)間并全面提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0016]圖1為本實(shí)用新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速尋優(yōu)控制系統(tǒng)的原理圖；
[0017]圖2為本實(shí)用新型GA-SQP混合優(yōu)化控制算法的工作原理圖。
【具體實(shí)施方式】
[0018]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)的明的做進(jìn)一步的說(shuō)明:
[0019]參見圖1，本實(shí)用新型包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)、用于控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)限數(shù)字電子控制器以及用于為全權(quán)限數(shù)字電子控制器提供最優(yōu)控制策略的機(jī)載計(jì)算機(jī)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝有轉(zhuǎn)速傳感器、溫度傳感器以及壓力傳感器，各傳感器的輸出端分別與全權(quán)限數(shù)字電子控制器和發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型相連；機(jī)載計(jì)算機(jī)內(nèi)設(shè)置有處理器模塊、優(yōu)化控制器以及發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型；上述優(yōu)化控制器與發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型相交互，并且優(yōu)化控制器的輸出端與全權(quán)限數(shù)字電子控制器相連；優(yōu)化控制器包括加速尋優(yōu)控制算法模塊、優(yōu)化控制目標(biāo)模塊、安全約束模塊以及物理約束模塊；所述加速尋優(yōu)控制算法模塊通過(guò)調(diào)用發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)優(yōu)化控制目標(biāo)模塊、安全約束模塊以及物理約束模塊為全權(quán)限數(shù)字電子控制器提供最優(yōu)控制策略；全權(quán)限數(shù)字電子控制器通過(guò)電磁閥組件控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)，電磁閥組件分別通過(guò)幾何位置調(diào)節(jié)組件和主燃油控制組件與航空發(fā)動(dòng)機(jī)相連。
[0020]本實(shí)用新型還公開了一種的挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制方法，采用GA-SQP混合算法，其由遺傳算法和序列二次規(guī)劃算法組成，其中，針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速尋優(yōu)控制的GA-SQP混合算法中的GA的運(yùn)行參數(shù)包括種群規(guī)模P、最大進(jìn)化代數(shù)Gt、復(fù)制概率P,、變異概率Pm和標(biāo)準(zhǔn)偏差系數(shù)a，GA-SQP混合算法中的GA的各個(gè)操作過(guò)程包括以下步驟:
[0021]I)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主燃燒室燃油流量WFM、航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口喉部面積A8、航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口導(dǎo)流葉片轉(zhuǎn)角a 1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)可調(diào)靜子葉片轉(zhuǎn)角Ci2進(jìn)行浮點(diǎn)數(shù)編碼，隨機(jī)生成一個(gè)由若干個(gè)個(gè)體組成的群體，所述的個(gè)體由分別進(jìn)行編碼后的WFM、A8、a i和α 2組成；
[0022]2)優(yōu)化控制器調(diào)用發(fā)動(dòng)機(jī)非線性實(shí)時(shí)數(shù)學(xué)模型計(jì)算步驟I)中得到的每個(gè)個(gè)體適應(yīng)度，并按照適應(yīng)度大小由高到低的順序排列步驟I)中得到的個(gè)體，按照排列順序，由高至低選出排名在前5%~40%的個(gè)體，同時(shí)由低至高選出排名在后5%~40%的個(gè)體；
[0023]將選出的排名在前5%~40%的個(gè)體直接保留到下一代，同時(shí)直接將排名在后5%~40%的個(gè)體從群體中移除；
[0024]從排名在前5%~40%的個(gè)體中隨機(jī)選擇“雙親”，然后進(jìn)行交叉操作，生成新的個(gè)體，用生成的新的個(gè)體 ，取代被移除的個(gè)體。
[0025]其中，適應(yīng)度大小的確定方法如下:
[0026]在步驟I)產(chǎn)生的個(gè)體中，當(dāng)個(gè)體滿足安全約束和物理約束條件時(shí)，每個(gè)控制周期內(nèi)的優(yōu)化控制目標(biāo)值J；越小的個(gè)體，其適應(yīng)度越高；當(dāng)個(gè)體不滿足安全約束和物理約束時(shí)，則越接近滿足安全約束和物理約束條件的個(gè)體的適應(yīng)度越高。
[0027]其中，每個(gè)控制周期內(nèi)的優(yōu)化控制目標(biāo)值./丨的確定方法如下:
[0028]優(yōu)化控制目標(biāo)值J為:
[0029]
【權(quán)利要求】
1.一種挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)，其特征在于:包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)、用于控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)限數(shù)字電子控制器以及用于為全權(quán)限數(shù)字電子控制器提供最優(yōu)控制策略的機(jī)載計(jì)算機(jī)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝有轉(zhuǎn)速傳感器、溫度傳感器以及壓力傳感器，各傳感器的輸出端分別與全權(quán)限數(shù)字電子控制器和機(jī)載計(jì)算機(jī)相連；機(jī)載計(jì)算機(jī)的輸出端與全權(quán)限數(shù)字電子控制器相連；全權(quán)限數(shù)字電子控制器根據(jù)最優(yōu)控制策略通過(guò)電磁閥組件控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的挖掘航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加速潛能的控制系統(tǒng)，其特征在于:所述的電磁閥組件分別通過(guò)幾何位置調(diào)節(jié)組件和主燃油控制組件與航空發(fā)動(dòng)機(jī)相連。
【文檔編號(hào)】F02C9/28GK203499824SQ201320445502
【公開日】2014年3月26日 申請(qǐng)日期:2013年7月24日 優(yōu)先權(quán)日:2013年7月24日
【發(fā)明者】李 杰, 樊丁, 李剛, 李曉輝, 林海, 陳金平 申請(qǐng)人:長(zhǎng)安大學(xué)