空中加油設備壓力閉環測試系統控制器設計

張維峰,范伯騫,王 健

(1.航空工業南京機電液壓工程研究中心 燃油系統部，江蘇 南京 211100;2.航空機電系統綜合航空科技重點實驗室，江蘇 南京 211100)

0 引言

某典型空中加油壓力閉環系統由涵道式渦輪驅動加油泵實現燃油增壓輸送，通過壓力調節器驅動風門連桿調節機構控制排氣風門開度，從而改變加油泵轉速以實現燃油增壓值閉環調節[1]。由于地面試驗時無法獲得高速氣流，通常采用伺服閥驅動液壓馬達驅動渦輪轉動[2-3]。為實現調速控制器的轉速閉環控制，使用傾角傳感器反饋渦輪風門開度，然而試驗中發生系統振蕩現象。常規傾角傳感器的測量值通過測量重力在多個空間方向上的分量計算得到[4-5]，然而此類傳感器難以實現較高的響應速度。本文通過分析系統特性，確定傾角傳感器輸出速率較低并存在測量滯后是產生系統振蕩的主要原因。針對性提出了使用慣性測量單元IMU實現傾角測量以及使用電子調速控制器替代原系統中模擬電路調速控制器的優化方案，并研究了測量數據融合方法，通過仿真分析研究了優化前后的穩定性，為系統改進提供了理論參考。

1 某典型空中加油壓力閉環系統工作原理

某典型空中加油壓力閉環系統使用一件涵道式渦輪(下文簡稱渦輪)作為主要動力來源，驅動燃油泵和二級泵，前者實現燃油輸送，后者向吊艙提供高壓燃油用于各個作動器的驅動，見圖1。當渦輪工作時，進氣錐收縮，進氣道向前方敞開，高速氣流經導向器進入進氣道驅動轉子及其主軸上連接的加油泵和二級泵旋轉，實現燃油增壓；氣流最終由進氣道后端的多個并聯風門排出。每個風門由鉸鏈連接在殼體上，可以在風門作動器及連桿機構的驅動下旋轉打開或關閉。壓力調節器連接加油泵入口出口、二級泵出口和風門作動器兩腔，是包含了多個閥體的液壓組件。當加油泵增壓值超過設定值時，壓力調節器向風門作動器供油使風門向關閉方向運動，以降低渦輪轉速；反之當加油泵增壓值過低時將風門向開啟方向運動，從而保證加油泵增壓值穩定在目標范圍內?？梢?，加油泵的增壓值控制，是由加油泵-壓力調節器-風門作動器-風門-渦輪共5個環節構成的負反饋閉環機械液壓控制系統。

圖1 某典型空中加油壓力閉環系統簡圖

2 原地面測試系統建模分析

2.1 原地面測試系統工作原理及特點

當某典型空中加油壓力閉環系統進行地面試驗時，由于無法模擬真實工況下的高速氣流，因此需要將進氣道部分和渦輪轉子部分取下，使用一套伺服閥控液壓馬達系統代替渦輪。同時在風門處安裝一只傾角傳感器，將測量風門傾角得到的電信號輸入液壓馬達調速控制器，由模擬電路對面板給定的參數和風門傾角信號運算得到伺服閥控制信號，進而控制液壓馬達轉速，模擬風門角度調節進氣量、對渦輪轉速的控制。該地面測試系統控制原理見圖2。伺服閥閥芯組件是由彈簧和質量構成的二階系統環節，壓力調節器主閥芯也是二階系統環節；液壓馬達和加油泵的轉動慣量帶來一階系統環節；風門作動器的活塞運動對壓力調節器輸出流量為一階積分環節。因此調速控制器的被控對象階次較高(不低于6階)。

圖2 空中加油壓力閉環地面測試系統控制原理

此外，傾角傳感器是一件單軸測量、4至20 mA電流信號輸出的傳感器，通過試驗驗證，發現傾角傳感器存在數據輸出速率較低、數據時間滯后明顯的不足，是導致控制系統不穩定的主要原因。同時地面測試控制系統存在伺服閥和壓力調節器主閥輸出增益隨負載變化非線性、作動器位移與風門角度關系非線性、作動器位移飽和等多個非線性環節，使用模擬電路構成的線性控制器難以應對該復雜被控對象的可靠控制。

2.2 原地面測試系統數學模型

能夠準確反映加油泵閉環控制系統中各環節動態特性的模型，是探索系統特性、設計可靠的控制算法等研究的基礎。由于系統中大量非線性特性的存在，無法像分析常規線性系統一樣簡單使用傳遞函數描述各個環節，因此本文借助Matlab/Simulink建立地面測試系統仿真模型，見圖3。

圖3 地面測試系統仿真模型

伺服閥子模型特性見圖4，該模型輸入量是伺服閥控制量、液壓源壓力和閥口負載壓力，輸出量是閥口負載流量[6]。

圖4 液壓伺服閥仿真模型

加油泵是一臺離心泵，其輸出壓力pc和主軸負載轉矩tc是與工作轉速n、負載流量qc有關的非線性函數，其子模型見5。

圖5 加油泵仿真模型

傾角傳感器與調速控制器子模型結構見6。模型中包含了輸入階段傾角傳感器的滯后、輸出速率等特性，和輸出階段DAC的輸出速率、有限量化特性。中間的控制環節使用簡單的負反饋比例控制。

圖6 傾角傳感器與調速控制器仿真模型

2.3 原地面測試系統仿真分析

原地面測試控制系統參數下的系統仿真結果見圖7，仿真結果復現了試驗中風門往返開關的振蕩現象。

圖7 原控制系統參數下的系統仿真結果

分析各環節數據的振蕩相位可見，由于傾角傳感器的滯后特性，控制器輸出值與風門角度相位相差約90°?？刂破鬏敵鲋档郊佑捅迷鰤褐抵g的環節相位滯后很小，可以忽略。風門作動器是加油泵增壓值與調定壓力(此處是0.5 MPa)差值的積分，但由于壓力調節器閥芯飽和，作動器位移速度存在上限；相位上作動器位移滯后加油泵增壓值約90°，系統總滯后達到180°。這與原地面測試系統在試驗時出現振蕩現象相吻合。

3 地面測試系統優化設計

3.1 優化設計方案

為消除系統中存在的滯后環節并適應系統本身的非線性特性，使用具有加速度和角速度測量通道的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit，IMU)替代傾角傳感器、電子調速控制器替代原模擬調速控制器的優化方案。

IMU可以測量兩個軸向(記作X軸和Z軸)上的瞬時加速度及敏感角度方向的瞬時角速度，實現傾角傳感器的高動態響應。通過滑窗互相關運算[7]分析IMU與傾角傳感器數據的滑窗互相關值見圖8，滑窗寬度為5 s，其中曲線是互相關值在時間t維度上的極小值曲線。從第18 s傳感器開始轉動到第40 s轉動結束，此間互相關曲線數據可見IMU相較傾角傳感器消除了約0.28 s的滯后。

圖8 傾角傳感器相對慣性測量單元時間滯后

然而X軸和Z軸兩個軸向的瞬時加速度計測量值ax和az會因IMU的運動和振動而含有非重力加速度成分，導致瞬時角度出現誤差，而角速度計測量值ωy會不可避免的含有零點誤差，在積分后會造成角度漂移。

因此，本文采用互補濾波的方法(見圖9)，將加速度計和角速度計的傾角計算值使用融合算法后獲得準確的傾角數據，可以消除高頻振動和積分漂移，快速響應被測目標的角度變化。優化設計后的壓力閉環測試系統由遠程測量單元RMU、電子調速控制器和總臺控制面板組成，見圖10。

圖9 IMU測量加速度和角速度示意圖

圖10 電子調速控制器原理

其中RMU由基于IMU實現的傾角傳感器和液壓馬達轉速信號調理器共同構成；電子調速控制器替換了原測試系統的模擬電路調速控制器，包含數字和模擬兩部分電路。數字電路的核心是一件微控制器，用來接收試驗臺控制臺的控制信號和RMU測量數據，并根據控制算法計算得到系統中被控對象的控制量。數模轉換器用來將數字電路的控制量轉換成模擬電壓，再通過模擬電路部分的運算放大器調理到合適的電壓范圍，并輸出至后續伺服閥環節。

3.2 優化設計后地面測試系統仿真分析

在原地面測試系統數學模型的基礎上，將角傳感器與調速控制器子模型參數改為使用IMU作為傾角傳感器及使用電子控制器后，仿真結果見11。

圖11 使用IMU作為傾角傳感器及使用電子控制器后的系統仿真結果

調整控制器增益進行對比，原地面測試控制系統在風門角度出現幅度超過0.1°振蕩的增益臨界值約為0.164%/°，且需要相應精調伺服閥前饋偏置量才可使風門控制在兩端飽和區之間的調節區內。相比之下，優化設計后控制系統增益臨界值是6.41%/°，相對原控制系統的增益裕度提高約40倍，系統穩定性提高，能夠滿足測試需求。

5 結論

(1)某典型空中加油壓力閉環原測試系統采用傾角傳感器和模擬電路調速控制器實現系統閉環，傾角傳感器輸出速率較低并存在時間滯后，是產生系統振蕩的主要原因；系統中存在大量非線性環節，使用模擬電路構成的線性控制器難以應對該復雜被控對象的可靠控制。

(2)本文提出慣性測量單元IMU及電子調速控制器優化方案，針對IMU測量誤差和零點誤差帶來的角度漂移采用互補濾波的測量數據融合方法，通過仿真分析對優化前后的系統特性進行了研究，驗證了新系統在消除振蕩、實現閉環控制方面的有效性，為系統改進提供了理論依據。