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高空台后舱压力控制系统是航空发动机进行高空模拟试验的关键子系统,其调节品质的优劣直接决定着航空发动机空中工作环境模拟的准确性和可靠性。本文所研究的某高空台后舱压力控制系统已经过多次技术升级,但其控制器仍采用常规的PID控制方法。在进行航空发动机高空推力瞬变等过渡态试验时,高空台后舱压力控制效果不能达到预期,影响着发动机试车安全与性能的评定,急需对该系统控制器进行非线性控制方法研究。同时,由于航空发动机高空模拟试验是高风险试验,为保证发动机及高空台设备安全。对高空台后舱压力控制系统控制器进行改进时,不能直接通过实际系统对非线性控制方法进行研究,需要首先建立高空台后舱压力控制系统仿真模型。主要研究内容包括:(1)对高空台后舱压力控制系统进行功能性模块划分和分析。采用理论建模方式建立了液压执行机构模型、管道容腔模型、蝶阀流量特性模型。(2)为了提高高空台后舱压力控制系统仿真模型精度,将数值仿真技术运用到系统建模中。针对液压执行机构传统理论建模方式建立的模型与实际系统误差较大问题,结合ADAMS、UG、AMEsim三种软件对液压执行机构进行建模。首先使用AMEsim软件建立液压伺服系统模型,随后利用UG、ADAMS软件对传动机构进行动态运动学仿真分析,最终在AMEsim软件上建立了完整的液压执行机构模型并与MATLAB/Simulink完成了联合仿真。(3)针对常规理论方法无法准确分析排气扩压器工作特性问题,采用Fluent流体动力学分析软件对排气扩压器内部流场进行了定常数值模拟分析,并提出了一种基于仿真数据表建立排气扩压器特性模型的方法。(4)针对传统PID控制方法不能较好完成高空台后舱压力控制问题,在PID控制方法基础上研究了基于fal函数和基于极值搜索算法的非线性控制方法。随后在建立好的高空台后舱压力控制系统仿真模型上进行了压力控制仿真分析。仿真结果表明建立的各个模型状态变化与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态变化过程,证明了系统仿真模型的有效性。相比于传统PID控制方法,研究的非线性控制方法使系统具有更优的调节品质,能有效的提升高空台后舱压力的模拟精度。