一种航空发动机伺服控制系统设计方法技术方案

本申请属于航空发动机设计领域，为一种航空发动机伺服控制系统设计方法，通过建立各边界条件与设计计算结果之间的强耦合关系，并根据耦合关系建立优化函数，来实现对伺服控制系统的优化设计，通过设立限制条件来实现优化函数的快速收敛，由于使用了常用的所有边界条件，实现了伺服控制系统各附件间交叉耦合设计；由于以符合设计要求的边界条件作为初值进行优化计算，设计出来的伺服控制系统必然满足设计要求，计算结果置信度高，不会增加无用的设计负担与成本，在不影响功能、性能的前提下，降低伺服控制系统的尺寸、重量以及设计难度。重量以及设计难度。重量以及设计难度。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机伺服控制系统设计方法


[0001]本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机伺服控制系统设计方法。

技术介绍

[0002]未来航空发动机控制系统伺服导叶截面众多，作动器数量一般已超过30个，如仍按照传统伺服控制系统的设计思路，对其能力要求过高，不但增加了无用的设计负担与成本，也会令发动机的外部结构设计更为复杂。
[0003]现有发动机伺服控制系统存在以下问题：
[0004]1)边界条件提取模糊，理论设计计算结果置信度较差；
[0005]2)设计方法较为简单，主要倚靠增加附件尺寸或提升附件能力，“过设计”增加无用的设计负担与成本；
[0006]3)伺服控制系统内部各附件间的交叉耦合设计欠缺。
[0007]因此如何在保证伺服控制系统功能、性能稳定的前提下，降低伺服控制系统的尺寸、重量和设计难度是一个需要解决的问题。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供了一种航空发动机伺服控制系统设计方法，以解决现有技术中的伺服控制系统设计简单、重量大、设计复杂、置信度差的问题。
[0009]本申请的技术方案是：一种航空发动机伺服控制系统设计方法，包括：根据伺服控制系统设计过程的各边界条件，设定伺服系统驱动力、伺服系统流量、作动器运动时间理论计算公式，建立各边界条件与作动器三维尺寸、作动器理论计算驱动力、伺服系统理论计算流量、作动器理论计算运动时间的耦合关系；利用耦合关系建立优化函数，设立优化函数的限制条件；确定优化目标，给定各边界条件初值，获取优化结果与优化目标的差值，建立残差函数，判断该差值是否满足残差精度要求，若不满足，则通过差值对边界条件初值进行修正，进行重复优化；若满足，则执行下一步骤；获取作动器三维尺寸、作动器驱动力理论计算、伺服系统流量理论计算、作动器运动时间理论计算的最终结果，完成优化。
[0010]优选地，所述优化函数为：
[0011]其中，A1为作动器无杆腔直径，A2为作动器活塞杆直径，A3为作动器行程，A4为作动器装机数量，A5为作动器全行程运动要求时间，6为伺服泵后压力关系，A7为伺服阀设计流量，A8为几何导叶需求负载力，B1为作动器三维尺寸，B2为作动器理论计算驱动力，B3为伺服系统理论计算流量，B4为作动器理论计算运动时间。
[0012]优选地，所述优先函数的限制条件为：B1≤外廓尺寸限制；B2≥A8；B3与A6特性匹
配；B4≤A5。
[0013]优选地，所述伺服系统驱动力理论计算公式为：
[0014]F
收进max
＝P
泵后
×
A
有杆
‑
P
回油
×
A
无杆
；
[0015]F
伸出max
＝P
泵后
×
A
无杆
‑
P
回油
×
A
有杆
[0016]其中，F
收进max
为单支作动器收进状态理论最大驱动力；F
伸出max
为单支作动器伸出状态理论最大驱动力；P
泵后
为伺服泵后压力；P
回油
为回油压力；A
有杆
为作动器有杆腔面积；A
无杆
为作动器无杆腔面积。
[0017]优选地，所述伺服系统流量理论计算公式为：
[0018][0019]Q
总
＝Q
作动1
+Q
作动2
+...
[0020]其中，Q
作动
为单支作动器流量；Q
总
为伺服系统流量；A
无杆
为作动器无杆腔面积；L
作动
为作动器行程；T
作动
为作动器全行程运动要求时间。
[0021]优选地，所述作动器运动时间理论计算公式为：
[0022][0023][0024]其中，ρ为工作介质密度：η为流量效率：t
伸出
为作动器伸出时间：t
收进
为作动器收进时间：L
作动
为作动器行程：Q
伺服阀
为单支作动器对应伺服阀流量：Pr为控制装置回油压力：Ps为控制装置进口压力：C为作动器两腔面积比：F
负载
为几何导叶需求负载力；A
有杆
为作动器有杆腔面积。
[0025]本申请的一种航空发动机伺服控制系统设计方法，通过建立各边界条件与设计计算结果之间的强耦合关系，并根据耦合关系建立优化函数，来实现对伺服控制系统的优化设计，通过设立限制条件来实现优化函数的快速收敛，由于使用了常用的所有边界条件，实现了伺服控制系统各附件间交叉耦合设计；由于以符合设计要求的边界条件作为初值进行优化计算，设计出来的伺服控制系统必然满足设计要求，计算结果置信度高，不会增加无用的设计负担与成本，在不影响功能、性能的前提下，降低伺服控制系统的尺寸、重量以及设计难度。
附图说明
[0026]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0027]图1为本申请整体流程示意图；
[0028]图2为本申请边界条件与设计计算结果对应关系图。
具体实施方式
[0029]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。
[0030]一种航空发动机伺服控制系统设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0031]步骤S100，根据伺服控制系统设计过程的各边界条件，设定伺服系统驱动力、伺服系统流量、作动器运动时间理论计算公式，建立各边界条件与作动器三维尺寸、作动器理论计算驱动力、伺服系统理论计算流量、作动器理论计算运动时间的耦合关系；
[0032]伺服控制系统的设计过程基本包含八个边界条件，即作动器无杆腔直径、作动器活塞杆直径、作动器行程、作动器装机数量、作动器全行程运动要求时间、伺服泵后压力关系、伺服阀设计流量、几何导叶需求负载力。边界条件与设计计算结果存在强耦合关系。边界条件确认后，可得出作动器三维尺寸、作动器理论计算驱动力、伺服系统理论计算流量、作动器理论计算运动时间等四个设计计算结果。其中作动器三维尺寸不需要通过公式计算。
[0033]优选地，伺服系统驱动力理论计算公式为：
[0034]F
收进max
＝P
泵后
×
A
有杆
‑
P
回油
×
A
无杆
；
[0035]F
伸出max
＝P
泵后
×
A
无杆
‑
P
回油
×
A
有杆
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机伺服控制系统设计方法，其特征在于，包括：根据伺服控制系统设计过程的各边界条件，设定伺服系统驱动力、伺服系统流量、作动器运动时间理论计算公式，建立各边界条件与作动器三维尺寸、作动器理论计算驱动力、伺服系统理论计算流量、作动器理论计算运动时间的耦合关系；利用耦合关系建立优化函数，设立优化函数的限制条件；确定优化目标，给定各边界条件初值，获取优化结果与优化目标的差值，建立残差函数，判断该差值是否满足残差精度要求，若不满足，则通过差值对边界条件初值进行修正，进行重复优化；若满足，则执行下一步骤；获取作动器三维尺寸、作动器驱动力理论计算、伺服系统流量理论计算、作动器运动时间理论计算的最终结果，完成优化。2.如权利要求1所述的航空发动机伺服控制系统设计方法，其特征在于，所述优化函数为：其中，A1为作动器无杆腔直径，A2为作动器活塞杆直径，A3为作动器行程，A4为作动器装机数量，A5为作动器全行程运动要求时间，6为伺服泵后压力关系，A7为伺服阀设计流量，A8为几何导叶需求负载力，B1为作动器三维尺寸，B2为作动器理论计算驱动力，B3为伺服系统理论计算流量，B4为作动器理论计算运动时间。3.如权利要求2所述的航空发动机伺服控制系统设计方法，其特征在于，所述优先函数的限制条件为：B1≤外廓尺寸限制；B2≥A8；B3与A6特性匹配；B4≤A5。4.如权利要求1所述的航空发动机伺服控制系统设计方法，其特征在于，所述伺服系统驱动力理论计算公式为：F
收进max
＝P
泵后
×
A
有杆
‑
P
回油
×
A
无杆
；F
伸出max
＝P
泵后
...

【专利技术属性】
技术研发人员：白伟男，夏迩豪，张东，汤天宁，张博文，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：