一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法与流程

本申请属于飞机进气道斜板调节系统领域，特别涉及一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法。
背景技术：
：飞机进气道斜板调节系统是关系到飞行安全和飞机性能的重要功能系统，其主要功能是自动连续地调节进气道斜板的转角，改变进气流量，以保证进气道与发动机的共同工作处于最佳匹配状态，从而获得发动机的最大有效推力并稳定地工作，防止进气道喘振。进气道的控制方式主要有辅助进气门调节、中心锥调节和斜板调节三种方式，实现以上三种控制方式的系统有气动力控制、模拟式自动控制和数字式自动控制三种模式。某飞机进气道斜板调节系统为模拟式自动控制系统，由左、右两个相同而基本独立的系统组成，接收来自大气数据计算机的m≥1.4信号，按发动机压气机的静增压比(πk)调节斜板的转角。系统设计阶段，发动机和气动力专业根据发动机πk值的理论特性和进气道特性，经过风洞试验和试飞验证，确定系统控制律。飞机在外场长期使用过程中，发动机历经多次大修和参数调整，其πk值特性与设计理论值相比可能会产生较大偏移，但由于发动机大修出厂时主要技术指标要求为发动机推力，而对其πk值特性并不严格考核，因此飞机在飞行过程中，普遍出现发动机πk值较设计值偏大，引起斜板起调角度过小的现象，导致飞行员无法确认系统是否正常起调。现有技术中通常采用如下方式解决上述问题，通过对斜板调节系统控制律进行更改，但更改后需要经大量的气动力试验和试飞验证；通过对发动机进行调整，降低其πk值，斜板起调角度即可增大，但会损失发动机推力。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。技术实现要素：本申请的目的是提供了一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。本申请的技术方案是：一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法，包括：s1、获取进气道斜板调节系统控制律，在所述进气道斜板调节系统控制律中，所述进气道斜板调节系统在πk≥10.2时输出预定恒值小角度，πk为发动机压气机的静增压比；s2、根据所述进气道斜板调节系统控制律控制斜板起调角度。可选地，s1中，所述获取进气道斜板调节系统控制律包括：s11、设置进气道斜板调节系统控制律；s12、选择进气道斜板调节系统，并确定所述进气道斜板调节系统中实现控制律的部件，所述进气道斜板调节系统为数字式控制系统，所述部件为数字式绝对压力比计算机；s13、非线性处理所述数字式绝对压力比计算机控制律；s14、将所述进气道斜板调节系统控制律在所述进气道斜板调节系统上进行验证。可选地，s11中，所述设置进气道斜板调节系统控制律包括：πk值在4.48～10之间时，斜板起调角度的相对误差设置为不大于±2.5％，绝对误差设置为不大于±0.397°；πk≥10.2时，斜板起调角度的相对误差设置为不大于±4.8％，绝对误差设置为不大于±0.762°。可选地，s1中，所述预定恒值小角度为0.5°。发明至少存在以下有益技术效果：本申请的采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法，能够提高进气道斜板调节系统的控制精度和响应速度，解决进气道斜板调节系统在外场使用过程中，出现的斜板起调角度过小问题。附图说明图1是本申请一个实施方式的采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法流程图；图2是现有技术的进气道斜板调节系统控制律曲线图；图3是本申请一个实施方式的进气道斜板调节系统原理示意图；图4是本申请一个实施方式的非线性处理后数字式绝对压力比计算机控制律曲线图；图5是本申请一个实施方式的非线性处理后斜板调节系统理论与实际控制律曲线图。具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。本申请提供了一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法，包括：s1、获取进气道斜板调节系统控制律，在进气道斜板调节系统控制律中，进气道斜板调节系统在πk≥10.2时输出预定恒值小角度，πk为发动机压气机的静增压比；s2、根据进气道斜板调节系统控制律控制斜板起调角度。飞机在飞行过程中，进气道斜板调节系统进入起调状态时，基本工作在πk≥10的控制点，由于模拟式斜板调节系统对πk≥10.2点斜板角度不做精度要求，而πk＝10时斜板角度为(0.524±0.72)°，因此如果πk值较大，系统在进入起调状态后，调节角度完全可能为零。本申请中，在满足模拟式斜板调节系统控制律要求的前提下，提高系统控制精度，同时保证πk≥10.2点，系统输出某一恒值小角度，即对控制律进行非线性化处理，解决起调角度过小的问题。本申请的一个实施方式中，s1中，获取进气道斜板调节系统控制律包括：s11、设置进气道斜板调节系统控制律；s12、选择进气道斜板调节系统，并确定进气道斜板调节系统中实现控制律的部件，进气道斜板调节系统为数字式控制系统，部件为数字式绝对压力比计算机；s13、非线性处理数字式绝对压力比计算机控制律；s14、将进气道斜板调节系统控制律在进气道斜板调节系统上进行验证。某型飞机进气道斜板调节系统为模拟式自动控制系统，接收来自大气数据计算机的m≥1.4信号，按发动机压气机的静增压比(πk)调节斜板的转角。在飞行过程中，进气道斜板调节系统进入起调状态时，基本工作在πk≥10的控制点，进气道斜板调节系统所用模拟式控制器的控制律见表1，控制律曲线见附图2。表1为实现上述进气道斜板调节系统在πk≥10.2时输出某一恒值小角度，需要对控制律重新设计具体方法如下：提高πk值在4.48～10之间的控制精度要求，各点误差要求由表1中所示不大于±4.8％、±4.0％和±3.27％均提高至不大于±2.5％，此时对应绝对误差为±0.397°，由此当πk＝10时，系统输出角度为(0.524±0.397)°。对于πk≥10.2的点，其误差由不要求精度提高至不大于±4.8％，此时对应绝对误差为±0.762°，这样系统就可以保证在πk≥10时斜板张开一个固定角度。重新设计后的进气道斜板调节系统控制律见表2：表2选择进气道斜板调节系统，参见附图3，采用数字式控制系统代替模拟式控制系统，组成进气道斜板调节系统的部件有：数字式绝对压力比计算机、放大器、伺服阀、调板作动筒、板位传感器、数字式板位显示器和调板继电器盒。与斜板的控制律相关的部件：数字式绝对压力比计算机、放大器、斜板伺服阀和板位传感器，其中数字式绝对压力比计算机是系统的核心控制部件，基于数字式产品的精度高和软件便于实现的等特点，选择数字式绝对压力比计算机实现非线性控制律。通过对进气道斜板调节系统各个控制环节进行分析和计算，对数字式绝对压力比计算机控制律进行非线性处理，并对控制误差进行合理分配，确定数字式绝对压力比计算机控制律，见表3，非线性处理后数字式绝对压力比计算机控制律曲线图参见图4。表3最后，将进气道斜板调节系统控制律在进气道斜板调节系统上进行验证，实现进气道斜板调节系统控制律的非线性处理。经非线性处理后的飞机数字式斜板调节系统的理论控制律见表4，理论控制曲线见附图5中理论规律曲线。表4经试验测试得出飞机的控制律数据见表5，实际控制曲线见附图5中测试数据曲线1、测试数据曲线2。由表5和图5可见，该飞机在飞行过程中，进气道斜板调节系统起调后，斜板张开的最小角度为0.5°，该设计方法在保证进/发匹配的前提下，有效解决了斜板起调角度过小的问题。表5πk≥10.210987654.48≤4.15△θ2(°)0.3650.5243.1465.7668.38611.00613.62615.00015.870张板0.50.83.46.08.611.313.915.316.2收板0.50.73.36.08.711.314.015.316.2本申请的采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法，能够提高进气道斜板调节系统的控制精度和响应速度，够解决外场飞机在使用过程中，经过大修的发动机πk值特性较设计理论值偏大，引起斜板起调角度过小问题。同时，这种方法更改后不需要进行大量的气动力试验和试飞验证，也不需要对发动机进行调整，不会损失发动机推力，可以使飞行员能够准确判断系统是否正常起调，满足外场飞机的使用要求。以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。当前第1页12