鄭旭洲 楊丹

摘要：針對(duì)某型飛機(jī)飛行試驗(yàn)中引氣系統(tǒng)流量不平衡的問題，按照不同構(gòu)型用戶系統(tǒng)的用氣需求，設(shè)計(jì)了基于多源并聯(lián)管網(wǎng)流量平衡的引氣控制系統(tǒng)，運(yùn)用增量式PID控制算法對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行控制，編寫了系統(tǒng)的流量控制軟件，并通過系統(tǒng)試驗(yàn)加以驗(yàn)證。結(jié)果表明，本文中采用的流量平衡控制方法能夠?qū)⒍喟l(fā)引氣系統(tǒng)的流量差異控制在20%以內(nèi)。

關(guān)鍵詞：引氣系統(tǒng);流量平衡;增量式PID控制

中圖分類號(hào)：V267 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1007-9416（2019）07-0001-03

0 引言

飛機(jī)引氣系統(tǒng)是給空調(diào)系統(tǒng)、機(jī)翼防冰系統(tǒng)等關(guān)聯(lián)系統(tǒng)提供溫度和壓力預(yù)調(diào)的空氣，在地面和空中從不同的氣源起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，控制和監(jiān)控從發(fā)動(dòng)機(jī)、APU或者地面高壓氣源的引氣和分配的環(huán)控系統(tǒng)的子系統(tǒng)[1]。引氣系統(tǒng)不僅是環(huán)境控制系統(tǒng)的關(guān)鍵分系統(tǒng)，也是發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵系統(tǒng)之一[2]，其設(shè)計(jì)合理與否直接關(guān)系到飛機(jī)安全性和系統(tǒng)運(yùn)行經(jīng)濟(jì)性[3]。

大型飛機(jī)的引氣系統(tǒng)通常采用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)引氣的構(gòu)型。在某型飛機(jī)試飛階段，出現(xiàn)了多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)引氣時(shí)流量不平衡的問題，即在保證下游總的用氣量前提下，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣量相差超過70%，致使發(fā)動(dòng)機(jī)的用氣可能出現(xiàn)單路引氣超量的現(xiàn)象，從而可能影響發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力，給飛機(jī)飛行安全帶來(lái)隱患。另外，發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的流量還受環(huán)控系統(tǒng)不同工況的影響，環(huán)控系統(tǒng)的工作狀態(tài)繁多，構(gòu)型復(fù)雜。因此，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣流量平衡控制方法的探索和研究是十分重要和關(guān)鍵的。

目前國(guó)內(nèi)大型飛機(jī)多發(fā)引氣系統(tǒng)對(duì)于多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)、APU及地面氣源供氣構(gòu)成的多源并聯(lián)管網(wǎng)，在溫度與壓力的綜合控制、系統(tǒng)故障隔斷、極限保護(hù)以及構(gòu)型控制等方面已經(jīng)進(jìn)行了相關(guān)研究，但對(duì)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)供氣時(shí)相關(guān)支路的流量平衡控制尚處于原理性探索階段，對(duì)于工程設(shè)計(jì)和應(yīng)用還存在不足。

對(duì)于多數(shù)氣體的流量控制而言，一般具有慣性大、滯后性強(qiáng)、非線性等特點(diǎn)，通過傳統(tǒng)的PID算法實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)的高精度控制較為困難。雖然PID控制的改進(jìn)算法較多，如模糊PID控制、基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的PID控制等，但計(jì)算過程較為復(fù)雜。本文采用增量式PID控制算法為基礎(chǔ)，結(jié)合專家規(guī)則，設(shè)計(jì)了基于多源并聯(lián)管網(wǎng)流量平衡的引氣控制系統(tǒng)，編制了系統(tǒng)的控制軟件，實(shí)際運(yùn)行效果較好，且方法簡(jiǎn)單易行。

1 增量式PID控制原理

其中：ΔU（k）為第k時(shí)刻的輸出增量，每次的輸出量U（k）是通過本次增量累加上一次輸出量U（k-1）得到的，即U（k）=U（k-1）+ΔU（k）。增量式PID計(jì)算結(jié)果是增量，所以系統(tǒng)產(chǎn)生的誤動(dòng)作對(duì)輸出結(jié)果的影響較弱，通過邏輯判斷能使影響消除。其次，增量的計(jì)算只與三次相鄰采樣值相關(guān)，使用加權(quán)處理的方法能改善控制效果。比例系數(shù)KP能改變響應(yīng)速率，可對(duì)系統(tǒng)偏差做出及時(shí)響應(yīng)[4]，但可能引起較大超調(diào);積分系數(shù)KI可以用來(lái)消除系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差[5]，但可能由于積分飽和致使系統(tǒng)出現(xiàn)較大超調(diào);微分系數(shù)KD可以消除系統(tǒng)振蕩，但可能出現(xiàn)動(dòng)態(tài)超調(diào)。

2 流量平衡控制系統(tǒng)

本文的控制對(duì)象是各支路引氣系統(tǒng)的流量。發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)是通過中、高壓級(jí)引氣活門切換、再經(jīng)過壓力調(diào)節(jié)和溫度調(diào)節(jié)，從而提供滿足不同構(gòu)型用戶系統(tǒng)的用氣需求。整個(gè)控制系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)如圖1所示。系統(tǒng)主要由4條引氣支路組成，每條支路包含中壓?jiǎn)蜗蚧铋T、高壓引氣活門、壓差傳感器、壓調(diào)活門、預(yù)冷器及反壓活門組成。正常供氣時(shí)由引氣主管路的隔斷活門隔離，因此在正常狀態(tài)下左、右側(cè)支路之間供氣流量不會(huì)出現(xiàn)干擾，從而導(dǎo)致流量出現(xiàn)較大偏差。若某路引氣失效，不足四發(fā)引氣供氣時(shí)，隔斷活門會(huì)自動(dòng)打開，此時(shí)，需要對(duì)所有支路引氣流量進(jìn)行平衡控制。本文只討論正常引氣時(shí)流量平衡控制，由于左右兩側(cè)引氣隔離，其單側(cè)兩路流量控制方法相同，因此下面針對(duì)單側(cè)兩路引氣流量的控制開展研究。引氣流量平衡控制系統(tǒng)如圖1所示。

系統(tǒng)的流量控制過程主要為，綜合管理計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)采集每條支路上壓差傳感器（DP）的電流值i，根據(jù)公式計(jì)算出各支路引氣流量GE，從而得出系統(tǒng)的平均流量GLA。再根據(jù)增量PID控制算法計(jì)算出輸出量U，通過綜合管理計(jì)算機(jī)輸出相應(yīng)的電流指令I(lǐng)，從而控制壓調(diào)活門的開度，進(jìn)而控制整個(gè)系統(tǒng)各支路流量的變化，使之達(dá)到相對(duì)平衡。

3 流量平衡控制方法

3.1 系統(tǒng)控制邏輯

4 流量平衡控制軟件

流量平衡控制軟件主流程如圖2所示。

根據(jù)圖2可知，控制系統(tǒng)主流程的軟件模塊主要包括：初始化模塊、信號(hào)采集模塊、引氣流量計(jì)算模塊和活門控制量計(jì)算模塊。

5 試驗(yàn)結(jié)果與分析

基于本次設(shè)計(jì)的流量平衡控制系統(tǒng)，以增量式PID控制算法為基礎(chǔ)，結(jié)合專家規(guī)則，通過某型飛機(jī)地面單側(cè)雙發(fā)引氣系統(tǒng)試驗(yàn)，分別從引氣出口壓力變化以及下游用戶用氣構(gòu)型改變兩種情況，對(duì)流量平衡控制系統(tǒng)的控制效果進(jìn)行驗(yàn)證，如圖3、圖4所示。

從圖3和圖4可以看出，使用本文設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)和PID控制算法，能夠?qū)⒍喟l(fā)引氣系統(tǒng)中兩側(cè)引氣流量偏差控制在20%以內(nèi)。該系統(tǒng)的設(shè)計(jì)已成功應(yīng)用于某型飛機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)中，對(duì)于引氣系統(tǒng)三發(fā)同時(shí)供氣的構(gòu)型仍需要進(jìn)一步驗(yàn)證和研究。

6 結(jié)語(yǔ)

本文針對(duì)某型飛機(jī)飛行試驗(yàn)中引氣系統(tǒng)流量不平衡的問題，設(shè)計(jì)了基于多源并聯(lián)管網(wǎng)流量平衡的引氣控制系統(tǒng)，運(yùn)用增量式PID，結(jié)合專家規(guī)則，實(shí)現(xiàn)了對(duì)多發(fā)引氣系統(tǒng)流量平衡的精準(zhǔn)控制，將各路引氣流量偏差控制在20%以內(nèi)，滿足系統(tǒng)的控制精度要求。該方法已成功應(yīng)用于某型飛機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，并通過地面試驗(yàn)驗(yàn)證，具有一定的應(yīng)用前景。

參考文獻(xiàn)

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