本發(fā)明航空器控制，具體涉及一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法。

背景技術(shù)：

1、傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的特點(diǎn)是采用旋轉(zhuǎn)式短艙，在短艙垂直于機(jī)翼時(shí)采用直升機(jī)模式，在平行時(shí)采用渦槳模式，航程比直升機(jī)更遠(yuǎn)，速度更快，機(jī)動(dòng)性更強(qiáng)，運(yùn)行成本比渦槳飛機(jī)更低，是一種具有發(fā)展前景的高速直升機(jī)。從直升機(jī)模式到渦槳飛機(jī)模式(或反之亦然)的過渡過程被稱為轉(zhuǎn)換模式。它代表了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)最具特色的操作流程。為了確保在傾轉(zhuǎn)過渡順利執(zhí)行，必須在稱為傾轉(zhuǎn)走廊的特定限制內(nèi)進(jìn)行。在傾轉(zhuǎn)階段，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)所需功率發(fā)生了快速而復(fù)雜的變化。如果渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)不能及時(shí)調(diào)整其狀態(tài)以匹配負(fù)載需求，則可能導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)狀態(tài)劇烈波動(dòng)甚至模式轉(zhuǎn)換失敗。這對(duì)動(dòng)力供給系統(tǒng)提出了嚴(yán)格的要求，要求渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)及時(shí)、充足地提供動(dòng)力。為了實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，一個(gè)重要的方法是采用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制方法，利用兩個(gè)系統(tǒng)之間的交互關(guān)系，發(fā)揮渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力，以確保傾轉(zhuǎn)旋翼以及渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)模式的平穩(wěn)轉(zhuǎn)換。

2、如果渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)功率需求變化的響應(yīng)出現(xiàn)延遲，導(dǎo)致動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速出現(xiàn)超調(diào)下垂，引起旋翼轉(zhuǎn)速波動(dòng)，傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的飛行穩(wěn)定性將受到影響。在常規(guī)直升機(jī)方面，james采用多項(xiàng)式神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為前饋信號(hào)預(yù)測(cè)直升機(jī)需求扭矩，提出了一種構(gòu)建飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)交聯(lián)信號(hào)的新方法。孫立國介紹了一種基于迭代化簡最小二乘支持向量回歸機(jī)的動(dòng)態(tài)扭矩信息預(yù)測(cè)方法。此外，設(shè)計(jì)了發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)矩補(bǔ)償控制器，與傳統(tǒng)的總距補(bǔ)償方案相比，渦輪轉(zhuǎn)速下垂可顯著降低10％以。盧辰昊基于內(nèi)模原理設(shè)計(jì)了渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)抗擾控制器，利用極限學(xué)習(xí)機(jī)預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)矩并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化進(jìn)行補(bǔ)償，與無前饋控制方法相比，動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速下降30％以上。汪勇開發(fā)了渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度串級(jí)控制器，建立了轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)矩預(yù)測(cè)模型，通過預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)矩與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際輸出進(jìn)行比較，實(shí)現(xiàn)了燃油輸出的補(bǔ)償。與總距前饋和預(yù)測(cè)扭矩前饋控制相比，提出的前饋控制方法使動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速超調(diào)量降低了約14％。為了實(shí)現(xiàn)直升機(jī)/渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合系統(tǒng)的快速響應(yīng)控制，新型非線性模型預(yù)測(cè)控制(nmpc)方法是另一個(gè)研究方向。王健康將約束非線性模型預(yù)測(cè)控制應(yīng)用于渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)，與串級(jí)pid控制器相比，顯著降低了動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速的下降或超調(diào)。汪勇基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)獲得的直升機(jī)旋翼預(yù)測(cè)模型和基于狀態(tài)變量模型的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)測(cè)模型，提出了一種新的非線性模型預(yù)測(cè)控制方法，與pid控制器相比，動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)量降低了50％。

3、模型預(yù)測(cè)控制可以有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)速度，但對(duì)預(yù)測(cè)模型的精度和泛化能力要求苛刻；同時(shí)，很難在預(yù)測(cè)模型的復(fù)雜性和實(shí)時(shí)計(jì)算的要求之間取得平衡。傾轉(zhuǎn)旋翼轉(zhuǎn)換階段的功率需求變化受多個(gè)飛行任務(wù)需求的影響，變化趨勢(shì)非常復(fù)雜，采用總距作為前饋信號(hào)無法準(zhǔn)確表征該過程中的功率變化。此外，旋翼需求扭矩與功率變化一致，但在測(cè)量航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)矩時(shí)存在轉(zhuǎn)矩測(cè)量延遲并且測(cè)量精度有限。最后，現(xiàn)有基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的預(yù)測(cè)模型普遍存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜的問題，考慮到航空工程應(yīng)用中的安全性和實(shí)時(shí)性，如何對(duì)基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的預(yù)測(cè)模型進(jìn)行有效的輕量化處理也是必須要考慮的。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法，以傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率作為飛發(fā)交聯(lián)參數(shù)，對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)控制器進(jìn)行前饋補(bǔ)償，并對(duì)基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的需求功率預(yù)測(cè)模型進(jìn)行簡化處理，以提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡段工作過程的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)能力。

2、本發(fā)明所提出的技術(shù)方案具體如下：

3、一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法，在模式轉(zhuǎn)換過程中，按照以下方法生成渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值：根據(jù)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速指令與其實(shí)際信號(hào)反饋值得出動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速誤差，經(jīng)比例環(huán)節(jié)生成內(nèi)環(huán)的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度指令，與估計(jì)得出的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度信號(hào)作差，得到燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度誤差，經(jīng)比例積分環(huán)節(jié)，得到主回路燃油輸出，再疊加上根據(jù)功率模型輸出計(jì)算出的前饋燃油輸出δwfbfd＝k(hpann-hpainit)，最終得到渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值，其中，k為前饋系數(shù)，hpann為功率模型當(dāng)前計(jì)算值，hpainit為初始接入前饋時(shí)刻功率模型的計(jì)算值；所述功率模型用于對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的需求功率進(jìn)行預(yù)測(cè)，通過以下方法構(gòu)建得到：

4、s1、確定與需求功率相關(guān)的可測(cè)飛行參數(shù)，并分析這些可測(cè)飛行參數(shù)對(duì)預(yù)測(cè)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率的貢獻(xiàn)度，剔除其中貢獻(xiàn)度低的部分，剩余貢獻(xiàn)度高的可測(cè)飛行參數(shù)作為功率模型的輸入特征；

5、s2、根據(jù)s1所確定的輸入特征，以需求功率作為輸出，建立初始bp神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型并進(jìn)行訓(xùn)練；

6、s3、按照以下方法對(duì)訓(xùn)練好的初始bp神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型進(jìn)行簡化：

7、首先使用相關(guān)性剪枝方法確定訓(xùn)練好的初始bp神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型中可刪除的隱層節(jié)點(diǎn)集合r，并將可刪除的隱層節(jié)點(diǎn)輸出通過剩余隱層節(jié)點(diǎn)輸出等效表示為：其中，vi為可刪除的隱層節(jié)點(diǎn)集合r中節(jié)點(diǎn)i的輸出，vu為剩余隱層節(jié)點(diǎn)u的輸出，系數(shù)βiu和ki通過逐步回歸法擬合得到；

8、刪除集合r中的所有節(jié)點(diǎn)并更新剩余的隱層節(jié)點(diǎn)與下層節(jié)點(diǎn)之間的連接權(quán)值以及下層節(jié)點(diǎn)的偏置值，得到簡化后模型；剩余的第l個(gè)隱層節(jié)點(diǎn)與下層節(jié)點(diǎn)k之間的連接權(quán)值wkl更新公式為：下層節(jié)點(diǎn)k的偏置值bk更新公式為wki為集合r中的節(jié)點(diǎn)i與下層節(jié)點(diǎn)k之間的連接權(quán)值；

9、s4、對(duì)簡化后模型進(jìn)行訓(xùn)練，得到最終的功率模型。

10、優(yōu)選地，使用隨機(jī)森林方法分析這些可測(cè)飛行參數(shù)對(duì)預(yù)測(cè)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率的貢獻(xiàn)度。

11、優(yōu)選地，使用高階濾波器估計(jì)得出所述燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度信號(hào)。

12、相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明技術(shù)方案具有以下有益效果：

13、(1)本發(fā)明采用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率作為飛發(fā)交聯(lián)參數(shù)，對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)控制器進(jìn)行前饋補(bǔ)償，能夠在復(fù)雜工況下及時(shí)將負(fù)載端需求的變化傳遞至發(fā)動(dòng)機(jī)端，加快渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)的響應(yīng)速度。

14、(2)本發(fā)明采用bp神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率預(yù)測(cè)模型，對(duì)輸入?yún)?shù)進(jìn)行特征篩選，減少輸入個(gè)數(shù)，并使用融合了逐步回歸法的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)相關(guān)性剪枝法刪除冗余節(jié)點(diǎn)，簡化神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，最終建立具有較高精度并貼合工程應(yīng)用要求的輕量化功率預(yù)測(cè)模型。

技術(shù)特征：

1.一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法，其特征在于，在模式轉(zhuǎn)換過程中，按照以下方法生成渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值：根據(jù)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速指令與其實(shí)際信號(hào)反饋值得出動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速誤差，經(jīng)比例環(huán)節(jié)生成內(nèi)環(huán)的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度指令，與估計(jì)得出的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度信號(hào)作差，得到燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度誤差，經(jīng)比例積分環(huán)節(jié)，得到主回路燃油輸出，再疊加上根據(jù)功率模型輸出計(jì)算出的前饋燃油輸出δwfbfd＝k(hpann-hpainit)，最終得到渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值，其中，k為前饋系數(shù)，hpann為功率模型當(dāng)前計(jì)算值，hpainit為初始接入前饋時(shí)刻功率模型的計(jì)算值；所述功率模型用于對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的需求功率進(jìn)行預(yù)測(cè)，通過以下方法構(gòu)建得到：

2.如權(quán)利要求1所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法，其特征在于，使用隨機(jī)森林方法分析這些可測(cè)飛行參數(shù)對(duì)預(yù)測(cè)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需求功率的貢獻(xiàn)度。

3.如權(quán)利要求1所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法，其特征在于，使用高階濾波器估計(jì)得出所述燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度信號(hào)。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛發(fā)綜合控制方法。在模式轉(zhuǎn)換過程中，按照以下方法生成渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值：根據(jù)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速指令與其實(shí)際信號(hào)反饋值得出動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速誤差，經(jīng)比例環(huán)節(jié)生成內(nèi)環(huán)的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度指令，與估計(jì)得出的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度信號(hào)作差，得到燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度誤差，經(jīng)比例積分環(huán)節(jié)，得到主回路燃油輸出，再疊加上根據(jù)功率模型輸出計(jì)算出的前饋燃油輸出，最終得到渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油輸出值；所述功率模型用于對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的需求功率進(jìn)行預(yù)測(cè)，其為使用改進(jìn)相關(guān)性剪枝法輕量化處理得到的BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型。相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明可有效提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡段工作過程的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)能力。

技術(shù)研發(fā)人員：郭浩然,汪勇,張海波,李善成
受保護(hù)的技術(shù)使用者：南京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/10