申请/专利权人：西北工业大学;中国航发四川燃气涡轮研究院

申请日：2023-02-13

公开（公告）日：2024-04-23

公开（公告）号：CN116126051B

主分类号：G05D23/20

分类号：G05D23/20

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.23#授权;2023.06.02#实质审查的生效;2023.05.16#公开

摘要：本发明提出一种高空模拟试车台进气系统温度控制方法，属于航空发动机高空模拟试车台控制领域。包括以下步骤：对液压伺服机构进行机理分析与建模；对管道容腔进行机理分析与建模；基于管道容腔温度变化模型和双幂次趋近律设计管道容腔温度控制器；基于液压伺服机构模型和双幂次趋近律设计内环液压伺服控制器。仿真结果表明，本发明提出的一种基于双幂次趋近律的高空模拟试车台进气系统温度控制方法，相比传统的基于前馈PID的无模型控制器，能够更好地改善航空发动机高空测试台运行过程中的动态品质，具有更好的抗干扰能力，这为航空发动机性能测试工作的顺利和有效进行提供了重要保障。

主权项：1.一种高空模拟试车台进气系统温度控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：对高空模拟试车台进气系统液压伺服机构进行建模，所述液压伺服机构分为五个部分：电液伺服阀、液压缸、液压伺服控制器、传动机构以及调节阀；建模得到的液压伺服机构传递函数为： 式中：θ为调节阀的实际开合角度；udian为电液伺服阀的输入控制信号，该控制信号来自液压伺服控制器；Kq为电液伺服阀的流量增益；ωsv为电液伺服阀的固有频率；εsv为电液伺服阀的阻尼比；ωh为液压缸固有频率；εh为液压缸阻尼比；Tr为液压缸滑阀阀芯位移量系数；Ap为液压缸活塞有效面积；A和B为状态系数；步骤2：对高空模拟试车台进气系统管道容腔进行建模，得到管道容腔的温度变化模型的传递函数为： 式中：Tout为管道容腔排出气体的温度，Tin为管道容腔流入气体的温度；R为理想气体常数，p为理想气体的压强，V为理想气体的体积，CP为气体比定压热容，ΔW＝Win-Wout，Win为进入容腔的气体流量，Wout为排出容腔的气体流量；步骤3：基于管道容腔温度变化模型的传递函数设计管道容腔温度控制器，温度控制器的表达形式为： 式中：p为理想气体的压强；V为理想气体的体积；Cp为气体比定压热容；R为理想气体常数；ST*为第一双幂次滑模趋近律公式的微分解；Td为期望的管道容腔温度；ΔW为容腔流入气体和流入气体的流量差；温度控制器的输出u作为液压伺服机构的输入传入液压伺服机构；所述第一双幂次滑模趋近律为： 式中：k1T,k2T,r1T,r2T,εT均为无量纲参数，ST＝Te，Te＝Tout-Td，Tout为温度传感器测得的管道容腔排出气体的温度，Td为期望的管道容腔温度；步骤4：基于液压伺服机构模型设计内环液压伺服控制器，设计得到的内环液压伺服控制器的S域表达形式为： 式中，ωsv为电液伺服阀的固有频率；εsv为电液伺服阀的阻尼比；ωh为液压缸固有频率；εh为液压缸阻尼比；Kq为电液伺服阀的流量增益；Tr为液压缸滑阀阀芯位移量系数；Ap为液压缸活塞有效面积；A和B为状态系数；ST2*为第二双幂次滑模趋近律的微分解；所述第二双幂次滑模趋近律为： 式中，k3T,k4T,r3T,r4T,εT3均为无量纲参数，ST2＝Δθ，Δθ＝θd-θ，θd为期望的调节阀的开合角度，其值等于温度控制器的输出u，θ为调节阀的实际开合角度。

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权利要求：

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