空中加油设备压力闭环测试系统控制器设计

张维峰,范伯骞,王 健

(1.航空工业南京机电液压工程研究中心 燃油系统部，江苏 南京 211100;2.航空机电系统综合航空科技重点实验室，江苏 南京 211100)

0 引言

某典型空中加油压力闭环系统由涵道式涡轮驱动加油泵实现燃油增压输送，通过压力调节器驱动风门连杆调节机构控制排气风门开度，从而改变加油泵转速以实现燃油增压值闭环调节[1]。由于地面试验时无法获得高速气流，通常采用伺服阀驱动液压马达驱动涡轮转动[2-3]。为实现调速控制器的转速闭环控制，使用倾角传感器反馈涡轮风门开度，然而试验中发生系统振荡现象。常规倾角传感器的测量值通过测量重力在多个空间方向上的分量计算得到[4-5]，然而此类传感器难以实现较高的响应速度。本文通过分析系统特性，确定倾角传感器输出速率较低并存在测量滞后是产生系统振荡的主要原因。针对性提出了使用惯性测量单元IMU实现倾角测量以及使用电子调速控制器替代原系统中模拟电路调速控制器的优化方案，并研究了测量数据融合方法，通过仿真分析研究了优化前后的稳定性，为系统改进提供了理论参考。

1 某典型空中加油压力闭环系统工作原理

某典型空中加油压力闭环系统使用一件涵道式涡轮(下文简称涡轮)作为主要动力来源，驱动燃油泵和二级泵，前者实现燃油输送，后者向吊舱提供高压燃油用于各个作动器的驱动，见图1。当涡轮工作时，进气锥收缩，进气道向前方敞开，高速气流经导向器进入进气道驱动转子及其主轴上连接的加油泵和二级泵旋转，实现燃油增压；气流最终由进气道后端的多个并联风门排出。每个风门由铰链连接在壳体上，可以在风门作动器及连杆机构的驱动下旋转打开或关闭。压力调节器连接加油泵入口出口、二级泵出口和风门作动器两腔，是包含了多个阀体的液压组件。当加油泵增压值超过设定值时，压力调节器向风门作动器供油使风门向关闭方向运动，以降低涡轮转速；反之当加油泵增压值过低时将风门向开启方向运动，从而保证加油泵增压值稳定在目标范围内。可见，加油泵的增压值控制，是由加油泵-压力调节器-风门作动器-风门-涡轮共5个环节构成的负反馈闭环机械液压控制系统。

图1 某典型空中加油压力闭环系统简图

2 原地面测试系统建模分析

2.1 原地面测试系统工作原理及特点

当某典型空中加油压力闭环系统进行地面试验时，由于无法模拟真实工况下的高速气流，因此需要将进气道部分和涡轮转子部分取下，使用一套伺服阀控液压马达系统代替涡轮。同时在风门处安装一只倾角传感器，将测量风门倾角得到的电信号输入液压马达调速控制器，由模拟电路对面板给定的参数和风门倾角信号运算得到伺服阀控制信号，进而控制液压马达转速，模拟风门角度调节进气量、对涡轮转速的控制。该地面测试系统控制原理见图2。伺服阀阀芯组件是由弹簧和质量构成的二阶系统环节，压力调节器主阀芯也是二阶系统环节；液压马达和加油泵的转动惯量带来一阶系统环节；风门作动器的活塞运动对压力调节器输出流量为一阶积分环节。因此调速控制器的被控对象阶次较高(不低于6阶)。

图2 空中加油压力闭环地面测试系统控制原理

此外，倾角传感器是一件单轴测量、4至20 mA电流信号输出的传感器，通过试验验证，发现倾角传感器存在数据输出速率较低、数据时间滞后明显的不足，是导致控制系统不稳定的主要原因。同时地面测试控制系统存在伺服阀和压力调节器主阀输出增益随负载变化非线性、作动器位移与风门角度关系非线性、作动器位移饱和等多个非线性环节，使用模拟电路构成的线性控制器难以应对该复杂被控对象的可靠控制。

2.2 原地面测试系统数学模型

能够准确反映加油泵闭环控制系统中各环节动态特性的模型，是探索系统特性、设计可靠的控制算法等研究的基础。由于系统中大量非线性特性的存在，无法像分析常规线性系统一样简单使用传递函数描述各个环节，因此本文借助Matlab/Simulink建立地面测试系统仿真模型，见图3。

图3 地面测试系统仿真模型

伺服阀子模型特性见图4，该模型输入量是伺服阀控制量、液压源压力和阀口负载压力，输出量是阀口负载流量[6]。

图4 液压伺服阀仿真模型

加油泵是一台离心泵，其输出压力pc和主轴负载转矩tc是与工作转速n、负载流量qc有关的非线性函数，其子模型见5。

图5 加油泵仿真模型

倾角传感器与调速控制器子模型结构见6。模型中包含了输入阶段倾角传感器的滞后、输出速率等特性，和输出阶段DAC的输出速率、有限量化特性。中间的控制环节使用简单的负反馈比例控制。

图6 倾角传感器与调速控制器仿真模型

2.3 原地面测试系统仿真分析

原地面测试控制系统参数下的系统仿真结果见图7，仿真结果复现了试验中风门往返开关的振荡现象。

图7 原控制系统参数下的系统仿真结果

分析各环节数据的振荡相位可见，由于倾角传感器的滞后特性，控制器输出值与风门角度相位相差约90°。控制器输出值到加油泵增压值之间的环节相位滞后很小，可以忽略。风门作动器是加油泵增压值与调定压力(此处是0.5 MPa)差值的积分，但由于压力调节器阀芯饱和，作动器位移速度存在上限；相位上作动器位移滞后加油泵增压值约90°，系统总滞后达到180°。这与原地面测试系统在试验时出现振荡现象相吻合。

3 地面测试系统优化设计

3.1 优化设计方案

为消除系统中存在的滞后环节并适应系统本身的非线性特性，使用具有加速度和角速度测量通道的惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)替代倾角传感器、电子调速控制器替代原模拟调速控制器的优化方案。

IMU可以测量两个轴向(记作X轴和Z轴)上的瞬时加速度及敏感角度方向的瞬时角速度，实现倾角传感器的高动态响应。通过滑窗互相关运算[7]分析IMU与倾角传感器数据的滑窗互相关值见图8，滑窗宽度为5 s，其中曲线是互相关值在时间t维度上的极小值曲线。从第18 s传感器开始转动到第40 s转动结束，此间互相关曲线数据可见IMU相较倾角传感器消除了约0.28 s的滞后。

图8 倾角传感器相对惯性测量单元时间滞后

然而X轴和Z轴两个轴向的瞬时加速度计测量值ax和az会因IMU的运动和振动而含有非重力加速度成分，导致瞬时角度出现误差，而角速度计测量值ωy会不可避免的含有零点误差，在积分后会造成角度漂移。

因此，本文采用互补滤波的方法(见图9)，将加速度计和角速度计的倾角计算值使用融合算法后获得准确的倾角数据，可以消除高频振动和积分漂移，快速响应被测目标的角度变化。优化设计后的压力闭环测试系统由远程测量单元RMU、电子调速控制器和总台控制面板组成，见图10。

图9 IMU测量加速度和角速度示意图

图10 电子调速控制器原理

其中RMU由基于IMU实现的倾角传感器和液压马达转速信号调理器共同构成；电子调速控制器替换了原测试系统的模拟电路调速控制器，包含数字和模拟两部分电路。数字电路的核心是一件微控制器，用来接收试验台控制台的控制信号和RMU测量数据，并根据控制算法计算得到系统中被控对象的控制量。数模转换器用来将数字电路的控制量转换成模拟电压，再通过模拟电路部分的运算放大器调理到合适的电压范围，并输出至后续伺服阀环节。

3.2 优化设计后地面测试系统仿真分析

在原地面测试系统数学模型的基础上，将角传感器与调速控制器子模型参数改为使用IMU作为倾角传感器及使用电子控制器后，仿真结果见11。

图11 使用IMU作为倾角传感器及使用电子控制器后的系统仿真结果

调整控制器增益进行对比，原地面测试控制系统在风门角度出现幅度超过0.1°振荡的增益临界值约为0.164%/°，且需要相应精调伺服阀前馈偏置量才可使风门控制在两端饱和区之间的调节区内。相比之下，优化设计后控制系统增益临界值是6.41%/°，相对原控制系统的增益裕度提高约40倍，系统稳定性提高，能够满足测试需求。

5 结论

(1)某典型空中加油压力闭环原测试系统采用倾角传感器和模拟电路调速控制器实现系统闭环，倾角传感器输出速率较低并存在时间滞后，是产生系统振荡的主要原因；系统中存在大量非线性环节，使用模拟电路构成的线性控制器难以应对该复杂被控对象的可靠控制。

(2)本文提出惯性测量单元IMU及电子调速控制器优化方案，针对IMU测量误差和零点误差带来的角度漂移采用互补滤波的测量数据融合方法，通过仿真分析对优化前后的系统特性进行了研究，验证了新系统在消除振荡、实现闭环控制方面的有效性，为系统改进提供了理论依据。