[发明专利]一种航空发动机伺服控制系统设计方法

说明书

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。

技术领域

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。

背景技术

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。

现有发动机伺服控制系统存在以下问题：

1)边界条件提取模糊，理论设计计算结果置信度较差；

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；

3)伺服控制系统内部各附件间的交叉耦合设计欠缺。

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。

发明内容

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。

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。

优选地，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。

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。

优选地，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。