[发明专利]一种航空发动机伺服控制系统设计方法

权利要求书

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×A_无杆-P_回油×A_有杆

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。

5.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，所述伺服系统流量理论计算公式为：

Q_总＝Q_作动1+Q_作动2+...

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。

6.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，所述作动器运动时间理论计算公式为：

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。