航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，屬于航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計【技術(shù)領(lǐng)域】。首先建立控制算法模型，利用虛擬儀器技術(shù)及實時硬件平臺進(jìn)行控制系統(tǒng)的原型設(shè)計，通過自動代碼生成技術(shù)將設(shè)計好的航空發(fā)動機控制算法模型編譯并下載至實時硬件平臺上，快速建立控制算法原型機；其次，快速控制原型機負(fù)責(zé)采集發(fā)動機模擬器經(jīng)過信號接口單元后的輸出信號，根據(jù)控制指令計算出發(fā)動機的相關(guān)控制量并發(fā)送給發(fā)動機模擬器，實現(xiàn)對發(fā)動機的閉合回路控制；最后，控制系統(tǒng)設(shè)計者通過監(jiān)控計算機實時觀測控制效果，根據(jù)設(shè)計者對控制系統(tǒng)的性能要求不斷對控制算法模型進(jìn)行修改，重復(fù)快速控制原型機閉合回路仿真過程，直至滿足控制系統(tǒng)設(shè)計者的要求。
【專利說明】航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計方法，應(yīng)用于航空發(fā)動機控制算法設(shè)計仿真方面，其屬于航空發(fā)動機控制系統(tǒng)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，工作狀態(tài)惡劣多變，發(fā)動機的控制系統(tǒng)則是保證飛機安全穩(wěn)定飛行的有效途徑。先進(jìn)的航空發(fā)動機對安全性、穩(wěn)定性、可靠性提出了更高的要求。它不僅要使發(fā)動機在變化的條件下能穩(wěn)定可靠地工作，滿足性能要求和控制功能，而且還要保證發(fā)動機有足夠的安全裕度，并充分發(fā)揮它的性能效益。隨著對航空發(fā)動機性能要求地不斷提升，航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的復(fù)雜度隨之越來越大，但目前國內(nèi)的航空發(fā)動機控制系統(tǒng)研發(fā)流程一直按照傳統(tǒng)的串行過程進(jìn)行，導(dǎo)致系統(tǒng)研發(fā)效率低、周期長、成本高并缺乏靈活的驗證手段。隨著控制系統(tǒng)復(fù)雜度的增加，若按照傳統(tǒng)的方法進(jìn)行開發(fā)，手工編寫代碼的錯誤率和運行效率都無法得到很好的保障。另一方面，用于實驗驗證的傳統(tǒng)仿真平臺，使用過多的傳統(tǒng)儀器，平臺的可擴展性、維護(hù)性、開發(fā)時間、儀器的費用和人性化等方面不能讓人滿
O
[0003]近年來，快速原型技術(shù)逐漸成為解決復(fù)雜系統(tǒng)開發(fā)和仿真的有效途徑。快速原型是指利用虛擬儀器技術(shù)及相應(yīng)的硬件開發(fā)平臺，在產(chǎn)品開發(fā)的初期，通過快速建立系統(tǒng)模型，并對整個系統(tǒng)進(jìn)行多次仿真與實物在回路試驗來驗證系統(tǒng)軟/硬件方案的可行性；在產(chǎn)品開發(fā)的中后期通過針對目標(biāo)的自動代碼生成和代碼下載，完成最終產(chǎn)品研發(fā)的整個過程。將快速原型技術(shù)引入發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計中來主要是指在控制系統(tǒng)設(shè)計初期，快速搭建控制器平臺，通過自動代碼生成技`術(shù)將設(shè)計好的控制算法程序下載至硬件平臺上，快速建立控制算法模型，并連接實際被控對象進(jìn)行實時仿真。對于復(fù)雜的航空發(fā)動機控制系統(tǒng)，通過快速原型設(shè)計可以讓開發(fā)者利用實際的I/o實現(xiàn)對控制模型進(jìn)行反復(fù)測試，方便及時對每一個設(shè)計步驟進(jìn)行測試和驗證，提前發(fā)現(xiàn)控制算法所存在的問題，從而使控制算法得到快速調(diào)整和優(yōu)化，從源頭上將錯誤的引入降至最低，使控制系統(tǒng)設(shè)計開發(fā)的成果在不同階段得到高度復(fù)用。快速原型控制技術(shù)把算法設(shè)計、軟件開發(fā)、硬件開發(fā)等各個階段融合在一起，能夠快速靈活地進(jìn)行控制系統(tǒng)方案設(shè)計和適時的硬件測試，克服傳統(tǒng)的基于物理平臺設(shè)計周期長、成本昂貴和風(fēng)險高的缺點，極大提高了控制系統(tǒng)的開發(fā)效率，降低了研制成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，用于航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計階段的快速驗證，驗證控制算法的有效性，提高控制系統(tǒng)的開發(fā)效率，降低研制成本，解決控制系統(tǒng)高效設(shè)計和快速驗證的問題。
[0005]本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:一種航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，該方法包括以下步驟
步驟A、在上位機上建立控制算法模型；
步驟B、利用虛擬儀器技術(shù)和實時硬件平臺進(jìn)行航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的原型設(shè)計，為快速控制原型器中控制算法模型的運行提供軟硬件支持；
步驟C、通過自動代碼生成技術(shù)將控制算法模型編譯下載到實時硬件平臺中快速生成控制系統(tǒng)的原型機；
步驟D、設(shè)計發(fā)動機模擬器，包括建立發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模型和發(fā)動機模型；
步驟E、設(shè)計信號接口單元，采集發(fā)動機模擬器輸出的信號，將輸出的信號通過信號接口單元實現(xiàn)傳感器高精度模擬并實時輸至快速控制原型機；
步驟F、設(shè)計快速控制原型機信號采集系統(tǒng)，采集上述傳感器信號，根據(jù)指令利用控制算法模型計算出相應(yīng)的控制量，將控制量傳輸至發(fā)動機模擬器實現(xiàn)對發(fā)動機的閉合回路控制，同時將更新后發(fā)動機的狀態(tài)傳輸至監(jiān)控計算機；
步驟G、控制系統(tǒng)設(shè)計者通過監(jiān)控計算機實時觀測控制效果，根據(jù)設(shè)計者對控制系統(tǒng)的性能要求對步驟A中的控制算法模型進(jìn)行修改，通過步驟C快速生成新的控制系統(tǒng)原型機進(jìn)行步驟步驟F的HIL仿真直至滿足控制系統(tǒng)設(shè)計者的要求。
[0006]所述設(shè)計的發(fā)動機模擬器包括發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊和發(fā)動機模塊，所述設(shè)計的信號接口單元包括轉(zhuǎn)速信號子模塊、溫度信號子模塊、壓力信號子模塊，所述設(shè)計的快速原型機包括信號采集模塊和控制模塊。
[0007]所述航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法中的快速原型仿真系統(tǒng)中包括發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊、發(fā)動機模塊、信號接口單元模塊、信號采集模塊、控制模塊、主工作站模塊和監(jiān)控模塊，所述模塊信號連接關(guān)系如下:
(1)發(fā)動機模塊，通過局域網(wǎng)絡(luò)總線接收控制模塊發(fā)出的控制量并實時運行，計算出發(fā)動機相關(guān)輸出參數(shù)，并發(fā)送至信號接口單元模塊；
(2)信號接口單元模塊，接收上述輸出參數(shù)，實現(xiàn)對轉(zhuǎn)速頻率信號、溫度熱偶信號以及壓力壓阻信號的高精度模擬和實時傳輸特性，并將生成的信號傳輸至信號采集模塊；
(3)信號采集模塊，負(fù)責(zé)采集上述信號接口單元模塊信息，供控制模塊使用；
(4)控制模塊，根據(jù)采集到的信息，利用發(fā)動機控制算法計算出相關(guān)控制量，并將信息通過局域網(wǎng)絡(luò)總線傳輸至發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊；
(5)執(zhí)行機構(gòu)模塊，接收上述控制量，模擬真實發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)，計算出通過執(zhí)行機構(gòu)后的控制量，并將其傳輸至發(fā)動機模塊；
(6)主工作站模塊，通過網(wǎng)絡(luò)總線將控制算法編譯下載至快速控制原型機中，在閉合回路仿真時進(jìn)行在線調(diào)參以達(dá)到實時修改控制算法；
(7)監(jiān)控模塊，通過局域網(wǎng)絡(luò)總線接收更新后的發(fā)動機輸出參數(shù)信息，生成控制效果圖以達(dá)到對控制效果的實時監(jiān)測，實現(xiàn)性能參數(shù)顯示、數(shù)據(jù)存儲、狀態(tài)與事件記錄。
[0008]本發(fā)明航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法具有如下有益效果:
(I)本發(fā)明采用現(xiàn)代V模式的開發(fā)思想，克服航空發(fā)動機控制系統(tǒng)串行研發(fā)過程中周期長、成本昂貴和風(fēng)險高的問題，把算法設(shè)計、軟件開發(fā)、硬件開發(fā)等各個階段融合在一起，能夠快速靈活地進(jìn)行控制系統(tǒng)方案設(shè)計和適時的硬件測試，并提供良好的人機交互方式、高效的編程開發(fā)途徑，實現(xiàn)設(shè)計和仿真全過程的在線觀測和在線修改，極大地提高發(fā)動機控制系統(tǒng)的開發(fā)效率；
(2)本發(fā)明設(shè)計了信號接口單元，模擬傳感器模塊，實現(xiàn)發(fā)動機控制系統(tǒng)中轉(zhuǎn)速信號、溫度信號和壓力信號的模擬。采用FPGA技術(shù)，實現(xiàn)傳感器高精度模擬及實時傳輸特性，有效提高了控制器的閉環(huán)仿真精度；
(3)本發(fā)明采用模塊化的思想設(shè)計搭建發(fā)動機控制系統(tǒng)閉環(huán)仿真中各個子模塊，模擬真實的航空發(fā)動機的閉環(huán)控制系統(tǒng)。航空發(fā)動機的閉環(huán)控制系統(tǒng)主要由執(zhí)行機構(gòu)、控制器、被控對象和傳感器組成。在實時仿真環(huán)境下，易實現(xiàn)各分系統(tǒng)的仿真模型與實際物理設(shè)備之間的互換，增加了在控制系統(tǒng)設(shè)計開發(fā)中的適用性。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0009]圖1為本發(fā)明航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。
[0010]圖2為本發(fā)明航空發(fā)動機快速原型仿真系統(tǒng)中各模塊的信號交互連接關(guān)系。
[0011]圖3為渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)及氣體流路工作截面示意圖。
[0012]圖4為信號接口單元中轉(zhuǎn)速頻率信號生成方式。
[0013]圖5為主工作站中信號接口單元的參數(shù)設(shè)定子面板。
[0014]圖6為快速控制原型機結(jié)構(gòu)示意圖。
[0015]圖7為監(jiān)控計算機中控制效果監(jiān)測面板。
[0016]圖8為航空發(fā)動機控制的閉合回路框圖。
[0017]圖9為高低壓轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制回路的結(jié)構(gòu)圖。
[0018]圖10 (a)為不同工作點處高壓轉(zhuǎn)速的控制效果。
[0019]圖10 (b)為不同工作點處低壓轉(zhuǎn)速的控制效果。
[0020]圖11為壓比閉環(huán)控制回路的結(jié)構(gòu)圖。
[0021]圖12為不同工作點處壓比閉環(huán)控制效果。
【具體實施方式】
[0022]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0023]本發(fā)明【具體實施方式】以渦扇發(fā)動機的控制系統(tǒng)快速原型仿真為例，詳細(xì)介紹本
【發(fā)明內(nèi)容】
。
[0024]采用模塊化思想構(gòu)建了該控制系統(tǒng)的快速原型仿真系統(tǒng)，其仿真平臺各模塊的結(jié)構(gòu)如圖1所示，I是航空發(fā)動機模擬器，2是信號接口單元，3是航空發(fā)動機快速控制原型機，4是主工作站，5是監(jiān)控計算機。表1為航空發(fā)動機快速原型仿真平臺關(guān)鍵軟硬件列表。
[0025]表1航空發(fā)動機快速原型仿真平臺關(guān)鍵軟硬件
【權(quán)利要求】
1.一種航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，其特征在于:該方法包括以下步驟 步驟A、在上位機上建立控制算法模型； 步驟B、利用虛擬儀器技術(shù)和實時硬件平臺進(jìn)行航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的原型設(shè)計，為控制算法模型的運行提供軟硬件支持； 步驟C、通過自動代碼生成技術(shù)將控制算法模型編譯下載到實時硬件平臺中快速生成控制系統(tǒng)的原型機； 步驟D、設(shè)計發(fā)動機模擬器，包括建立發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模型和發(fā)動機模型； 步驟E、設(shè)計信號接口單元，接收發(fā)動機模擬器輸出的信號，將輸出的信號通過信號接口單元實現(xiàn)傳感器模擬并實時輸至快速控制原型機； 步驟F、設(shè)計快速控制原型機信號采集系統(tǒng)，采集上述傳感器信號，根據(jù)指令利用控制算法模型計算出相應(yīng)的控制量，將控制量傳輸至發(fā)動機模擬器實現(xiàn)對發(fā)動機的閉合回路控制，同時將更新后發(fā)動機的狀態(tài)傳輸至監(jiān)控計算機； 步驟G、控制系統(tǒng)設(shè)計者通過監(jiān)控計算機實時觀測控制效果，根據(jù)設(shè)計者對控制系統(tǒng)的性能要求對步驟A中的控制算法模型進(jìn)行修改，通過步驟C快速生成新的控制系統(tǒng)原型機進(jìn)行步驟步驟F的HIL仿真直至滿足控制系統(tǒng)設(shè)計者的要求。
2.如權(quán)利要求1航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，其特征在于:所述設(shè)計的發(fā)動機模擬器包括發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊和發(fā)動機模塊，所述設(shè)計的信號接口單元包括轉(zhuǎn)速信號子模塊、溫度信號子模塊、壓力信號子模塊，所述設(shè)計的快速原型機包括信號采集模塊和控制模塊。
3.如權(quán)利要求2航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法，其特征在于:所述航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的快速原型仿真方法中的快速原型仿真系統(tǒng)中包括發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊、發(fā)動機模塊、信號接口單元模塊、信號采集模塊、控制模塊、主工作站模塊和監(jiān)控模塊，所述模塊信號連接關(guān)系如下: (1)發(fā)動機模塊，通過局域網(wǎng)絡(luò)總線接收控制模塊發(fā)出的控制量并實時運行，計算出發(fā)動機相關(guān)輸出參數(shù)，并發(fā)送至信號接口單元模塊； (2)信號接口單元模塊，接收上述輸出參數(shù)，實現(xiàn)對轉(zhuǎn)速頻率信號、溫度熱偶信號以及壓力壓阻信號的高精度模擬和實時傳輸特性，并將生成的信號傳輸至信號采集模塊； (3)信號采集模塊，負(fù)責(zé)采集上述信號接口單元模塊信息，供控制模塊使用； (4)控制模塊，根據(jù)采集到的信號接口單元信息，利用發(fā)動機控制算法計算出相關(guān)控制量，并將信息通過局域網(wǎng)絡(luò)總線傳輸至發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)模塊； (5)執(zhí)行機構(gòu)模塊，接收上述控制量，模擬真實發(fā)動機執(zhí)行機構(gòu)，計算出通過執(zhí)行機構(gòu)后的控制量，并將其傳輸至發(fā)動機模塊； (6)主工作站模塊，通過網(wǎng)絡(luò)總線將控制算法編譯下載至快速控制原型機中，在閉合回路仿真時進(jìn)行在線調(diào)參以達(dá)到實時修改控制算法； (7)監(jiān)控模塊，通過局域網(wǎng)絡(luò)總線接收更新后的發(fā)動機輸出參數(shù)信息，生成控制效果圖以達(dá)到對控制效果的實時監(jiān)測，實現(xiàn)性能參數(shù)顯示、數(shù)據(jù)存儲、狀態(tài)與事件記錄。
【文檔編號】G05B17/02GK103488098SQ201310440242
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年9月24日 優(yōu)先權(quán)日:2013年9月24日
【發(fā)明者】黃金泉, 張冬冬, 魯峰, 陳前景 申請人:南京航空航天大學(xué)