发动机远程监控

发动机远程监控（精选11篇）

发动机远程监控 第1篇

1.5美元, 远比在设计上改造传统建筑, 增加白天采光效果, 而使每平米建设成本增加25美元要少得多。

根据测算, 晴天的比率在40%以上的地区就可安装该设备, 视不同地区晴天比率和电价不同, 投资回收年限为3-10年不等。

目前, 该技术由一外国公司买断使用权。该公司2010年获得加拿大可持续发展技术基金640万加元的拨款, 在全国兴建6个示范项目, 有2个已经建成。该公司希望寻找合适的、值得信赖的中国伙伴, 尽快将该技术商业化。

铁谱技术及其在发动机监控中的应用 第2篇

铁谱技术及其在发动机监控中的应用

由于航空发动机作为飞机动力装置,要求高推重比、低燃油消耗率、长时间的使用寿命,使得保证发动机良好的工作状态和各系统参数的.正常变得非常重要.据统计,与航空发动机相关的重大飞行事故占机械原因飞行事故的40%左右.在发动机工作过程中,对发动机的一些参数及系统的工作情况进行监控,是保证发动机正常工作的重要手段之一.

作 者：罗俊 何立明 陈超 作者单位：西安空军工程大学工程学院刊 名：航空维修与工程 PKU英文刊名：AVIATION MAINTENANCE & ENGINEERING年，卷(期)：2007“”(3)分类号：V2关键词：

发动机远程监控 第3篇

一、求安全是人类生存与发展的最基本需求

作业活动过程中，必然要产生一些职业安全健康危害。而煤矿生产作业的场所主要是在井下，由于受自然条件的限制，矿山生产作业环境相对较差，其作业场所狭小、阴暗、潮湿、生产环节多，环境多变，过程复杂。从安全生产基本常识和人类生存的最基本需求角度讲，“人的生命是第一重要的”。员工对作业环境中的重大危险源的危害性及造成的严重后果很敏感，对落实重大危险源整改技术措施的积极性和主动性也很高，对直接危及人身安全的“高压线”都有一个强烈的防范意识。在社会主义市场经济进一步发育的我国劳动力管理市场中，假如作业场所的安全环境不能满足员工安全生产的最基本需求，即使以较高的待遇也难以吸引员工的注意力和参与热情，即使已参与了该场所的作业，也同样难以长期共存，更难以留下高素质的员工，这种现象反过来直接影响到企业自身的进一步发展。煤矿企业招工难的客观事实就是受到自身环境条件限制的一个具体实例。

二、员工的安全防范意识与作业点的安全环境条件不一定成正比，有些情况下，作业点的安全环境条件越好，员工的安全防范意识就越淡薄

从煤矿安全生产经验往往有这样的情况出现：在一般情况下，作业点的围岩条件越破碎，员工的安全防范动机就越强烈，施工过程中，对安全防范措施就会落实的越到位，所以受到伤害的可能性就越低。如上京矿区小华煤矿，其围岩层理、节理均较发育，员工在生产过程中，作业点附近经常会产生掉渣现象。只要有一个班的顶板支护管理不够到位，就必然会对下一个班次正常生产造成不同程度的影响。不定时的碎渣落地声，随时都在激发员工的安全防范动机。员工在这种的环境下作业，对安全管理的意识丝毫也不敢放松，每发现支护不合格，员工必然会自觉地进行及时整改。而在其他矿井的“完整顶板”施工作业过程中，由于顶板保持着大面积的“完整”状态的采空区顶板，给现象作业的员工产生一个“安全感”，总认为在这样的作业环境下，不会产生顶板冒落的危险，或产生顶板冒落的概率很低，容易产生麻痹大意的思想，工作面迎头一旦进入构造变化带，很容易产生局部冒顶而导致事故发生。所以在矿山员工中，广泛流传着这样一句俗语：“工作面越‘安全’就越容易出事故”。就是是员工生产过程中总结出来的对安全防范意识与作业点安全环境条件两者之间关系的高度概括。

三、员工的安全防范意识受作业过程中的最强动机支配较明显，当作业过程中最强动机从安全防范向其他方面发生转移后，员工的安全防范意识也会在无意识中发生潜移默化的转变，从而降低对事故隐患的防能力

在实际的生产过程中，由于受到生产过程中劳动紧张强度的支配，员工的安全意识会在作业的过程逐渐削弱。主要原因有：

1、员工的生产任务意识对安全优势动机的支配作用。员工入井的主要目的是为了完成必需的生产任务，在紧张的劳动过程中，员工的安全行为动机（注意力）会随着时间的流逝而逐步向生产方面发生倾斜。当班生产任务完成多少，将直接影响到员工的经济效益。随着上班时间的流逝，当员工的思想意识转向生产后，脑海中的安全管理之弦，就会产生不自觉的松弛，随之而来的优势动机也发生相应的变化，从而放松了对安全状态的警惕和防备。

2、员工的功利行为对安全优势动机的负作用。对经济分配过程中的劳动量计酬方式不科学，导致部分员工的行为动机向生产方面倾斜。从事一线采掘作业的员工，其劳动报酬基本上是采用计件。而各班组在工资分配过程上，由于对不安全因素整改工作量的衡量标准和计酬准确性存在着不确定因素，各班之间把握的尺度不一致，难以统一考核标准。在实际分配过程中，往往只简单地与当班完成的生产任务直接持钩，处理不安全因素的报酬未能做到明码标价或单列核算。在经济利益驱使下，容易产生说起来重要，干起来次要，甚至是不要的不健康行为，给现场作业场所留下未及时排除的安全管理隐患。

3、员工的短期思想意识对安全优势动机的支配作用。采掘一线员工流动性大，短期思想意识较严重，员工的安全思想意识比较淡薄，自主保安业务技术素质参差不齐，容易引发随意降低安全管理标准的行为动机。煤矿用工制度改革后，从事矿山采掘一线生产的主力军大部分为农民轮换工，这部分员工流动性大，基本素质相对比较低，对生产过程中存在的不安全因素潜在危害性认识不足，安全思想意识比较淡薄，体现在日常管理上的安全优势动机不明显。同时在日常的生产过程中，受到短期思想意识的影响，没有认真地对安全管理基本技能进行研究，容易引发随意降低安全管理标准的行为，使得现场管理过程中的生产与安全之间的天平产生倾斜。

四、重新激发员工安全优势动机，提高自我安全监控素质，需要进一步完善安全管理机制，创造一个良性的“我会安全”的大环境

发动机油门远程控制盲区的治理 第4篇

1.故障分析

该履带起重机配装康明斯进口QSL9型电控发动机。根据QSL9型电控发动机的控制原理,其油门分为脚踏电子控制油门和远程控制油门2种形式。配备的1个红色指示灯和2个黄色指示灯,一方面作为停车指示、故障指示和等待启动指示用,另一方面用来显示发动机的故障代码,以方便在发动机出现故障时尽快找到故障点。

从远程控制油门位于怠速位置时红色停车指示灯常亮,而适当增大远程油门时红色停车指示灯自动熄灭这一状态来分析,应该是远程控制油门出现故障。

该机远程控制油门按照QSL9型电控发动机的要求,选用阻值为0～2.5 kΩ的无级可调电阻。发动机接收这个可调电阻信号,输入到发动机控制器,控制器再将电阻信号转换为0～5 V的电压信号,从而控制发动机转速的变化。值得注意的是,该发动机远程控制油门信号存在起始点和结束点2个死区,即电阻信号经过发动机控制器进行信号转换后电压信号不在0～5 V之间,而在0.3～4.5 V之间。可能由于起始的0～0.3 V电压信号和结束时的4.5～5 V电压信号不能被发动机控制器所识别,造成在这2个阶段控制器判断为没有远程油门信号输入,从而发出报警信息。

2.故障检测

根据上述提到的QSL9型电控发动机远程控制油门的工作原理,进行现场试验检测。

首先,将远程控制油门旋至最小位置,启动发动机,此时发动机红色停车指示灯点亮。在此状态下用万用电表测量远程控制油门的输入电压值为0V。

其次,保持万用电表的测量状态不变,旋转远程控制油门从最小逐渐增加,万用电表所测量的电压值从0V逐渐增加。当检测电压增加到0.3 V时,红色停车指示灯自动熄灭,此时远程控制油门只旋转了一个很小的角度。

再次,继续旋转远程油门增加输入阻值,万用电表所测量的电压值继续上升,红色停车指示灯一直保持熄灭状态。直到所测量电压显示为4.5V时,红色停车指示灯又会亮起,此时远程控制油门已经接近最大值。

最后,旋转远程控制油门直至最大位置,此时远程控制油门的输入阻值达到了最大值,万用电表显示电压值达到5V。

根据以上检测结果可知,远程油门的输入电压在0～0.3 V和4.5～5 V之间时,由于发动机控制器未检测到远程控制油门输入信号,导致红色停车指示灯点亮,同时发出报警信息。

至此故障原因已经找到,就是远程控制油门存在输入盲区,需要对其输入电路进行改进。

3.改进方法

远程控制油门输入的阻值在0～2.5 kΩ之间变化。此输入阻值经过发动机控制器转化后,输入电压在0～5 V之间变化。为了消除输入电压的死区,需要将输入电压调整到0.3～4.5 V之间。

根据串联电路的分压特性,可在远程控制油门的最小值输入端和最大值输入端分别串入合适的电阻,即将输入点由原来的A、B、C点调整为A1、B1、C点。串联分压电路原理如附图所示。

根据起始电压≥0.3 V、最大电压≤4.5 V的要求,利用欧姆定律计算输入阻值公式如下:

式中

R1——油门最小阻值端串入电阻值;

R2——油门最大阻值端串入电阻值;

R——远程油门电阻,2.5 kΩ;

V1——油门最小时输入电压;

V2——油门最大时输入电压。

求解上述不等式组可得出,R1≥178Ω,R2≥297Ω。为了便于选择,分别取R1为180Ω、R2为300Ω。串联电阻选定后,需要用下式再对验证是否满足要求。

由此可以看出,选定的串联电阻可以满足输入电压在0.3～4.5 V之间的要求。

将选取的2种电阻分别串联在远程控制油门的最小值与最大值端,再将远程油门与发动机连接好,进行实际测试。

发动机远程监控 第5篇

将最小二乘支持向量机(least square support vector machine,LS-SVM)应用于航空发动机气路故障诊断.首先,分析了用于气路故障诊断的巡航偏差数据类别,建立用于进行机器学习的诊断模型训练集,构建基于LS-SVM的.气路故障诊断模型;其次,采用模式搜索法优化LS-SVM建模,获取最优建模参数;最终,通过直接面向地空数据链(aircraft communication addressing and reporting system,ACARS)链路的报文解析组件,实时获取发动机巡航偏差数据集,远程诊断发动机气路故障.航路应用和对比实验表明:最小二乘支持向量机模型具有较高的诊断精度,适用于气路故障的远程诊断.

作 者：王旭辉 黄圣国 舒平Wang Xuhui Huang Shengguo Shu Ping 作者单位：王旭辉,黄圣国,Wang Xuhui,Huang Shengguo(南京航空航天大学,民航学院,南京,210016)

舒平,Shu Ping(中国民用航空总局,安全技术中心,航空安全研究所,北京100028)

发动机远程监控 第6篇

关键词:状态监视 航空发动机 试车台 滑油系统

中图分类号:V23文献标识码:A文章编号:1674-098X(2012)04(a)-0081-01

航空发动机是飞机的心脏,其结构复杂,工作条件苛刻,同时受到各种外部因素的干扰。飞机发动机故障监控系统的设计就是为了保障及时有效的监控发动机性能和可靠性状态,诊断故障。通过监控来调整发动机性能,分析故障,最终达到提高发动机使用质量的目的。目前在国际上已经具有很多成熟的飞机发动机故障诊断的专家系统,如XMAN和JET－X等等。但在航空发动机试车台上应用状态监视系统却仍然较为少见。

发动机在工作过程中,滑油系统的工作状况不仅影响发动机的工作性能和寿命,而且滑油系统故障可以导致严重的飞行事故也屡见不鲜。本文主要以某型航空发动机为例,探讨状态监视系统在试车台滑油系统上的应用,分别从航空发动机滑油系统的工作原理,常见的滑油系统故障原因分析,试车台滑油系统状态监视系统的建立等三个方面进行探讨。

1 航空发动机滑油系统工作原理

滑油系统是保证航空发动机正常工作的一个重要组成部分,其主要功能是保障发动机摩擦件的润滑、散热．发动机内部有摩擦件的地方就有滑油,如转子轴承、齿轮、封严装置。滑油系统中的滑油具有循环使用的特点,因此在滑油油路中会携带大量发动机运动状态的信息,如磨损物的数量、形状、粒度成分等,它在一定程度上反映了发动机内部可能存在的故障隐患,如润滑油系统本身故障(管路阻塞、滑油泵卡滞、封严装置失效)和发动机杂音、振动、抱轴等故障。这些信息为监控与技术诊断提供了良好的条件。

2 航空发动机滑油系统常见故障

对于航空发动机滑油系统来说,主要常见故障主要有以下几种。

2.1 滑油消耗量过大

滑油消耗量过大是指发动机滑油消耗量超过规定值。主要由于涨圈、篦齿在工作过程中磨损使密封能力降低,螺栓、管路接头松动渗油,或因转子不平衡引起的封严失效等造成。

2.2 滑油压力不正常

滑油压力不正常主要表现为压力偏高、偏低和压力脉动。引起滑油压力不正常的因素有滑油油路活门卡死、油滤堵塞、滑油泄漏管路破裂、释压活门或滑油泵出现故障等。

2.3 滑油温度过高

滑油温度过高,会使滑油粘度降低,润滑效果变差,最终导致齿轮和轴承磨损加快、滑油泵效率降低、滑油喷嘴局部堵塞。引起滑油温度过高的主要原因是滑油冷却器效率降低所致。

2.4 金属屑增多

由于摩擦件表面的润滑效果降低,导致摩擦件表面金属磨损脱落,致使滑油中金属屑增多,是发动机故障的主要先兆。

2.5 滑油量增多

滑油量增多主要是由于燃油/滑油热交换器内燃油管道磨损,使燃油进入滑油系统,使滑油的潤滑效果降低。

3 试车台滑油监视系统设计

通过与滑油有关的信息,监视滑油本身的理化性能以及发动机中所有接触滑油的零部件的健康状况,并诊断它们的故障。监控系统的主要功能:

(1)利用滑油压力、温度、消耗量等监测参数,监视滑油系统的工作状况,以保证发动机正常润滑;

(2)通过分析滑油中屑末的含量、成分、形状、尺寸等,监视发动机润滑零部件的磨损状况和故障特征;

(3)对滑油系统的工作情况进行趋势分析和状态监控。

以某型涡轴发动机的滑油系统为例,其发动机为外置供回油系统,根据其工作特点和试车测试要求,在试车台滑油状态监视系统设计中,可以设立4个子系统

3.1 滑油消耗量测量系统

消耗量测量方式主要三种:电子秤称重法、滑油箱滑油液面标尺刻度读取法、累计流量测量法。

目前车台状态监视系统可采用计算机辅助试验系统进行发动机监控数据处理,为满足数据自动采集的需要车台滑油消耗量测量均采用电子秤称重法。其主要优点:测量精度高、可实现实时在线监控。并在系统软件中设置发动机滑油消耗量上限报警装置,提供滑油消耗量过高及滑油泄漏的信息。

3.2 滑油参数在线监视系统

主要监视参数:滑油压力、滑油温度、滑油量和滑油消耗量以及滑油滤堵塞指示(压差)。

(1)滑油压力:在压力范围内设置发动机滑油压力范围。当超上限时,可能是由于滑油喷嘴堵塞、油滤堵塞或调压器工作不正常等原因;当压力超下限时,可能由于接口泄漏、油管破裂、油泵故障、油面太低、调压活门工作不正常等原因。

(2)滑油温度:高的滑油温度同其它滑油系统监视参数一起,可指出发动机子系统的故障。

(3)滑油滤堵塞指示:滑油滤堵塞指示有两种,一种是旁路活门打开指示,另一种是滑油滤压差过大指示。主要采取超限告警和趋势分析的监视方法

3.3 滑油分析试验系统

滑油分析试验系统是独立于试车台的,它应具有专门的场所和设备,并配置专业人员对采样的滑油进行理化分析。在实验室内利用专门仪器对滑油进行理化性能分析;监测滑油的黏度、闪点、总酸值以及滑油的氧化性等等。通过对滑油理化性能的监视可以提供关于滑油状态以及某些发动机工作异常的信息。影响滑油理化性能降低的速率和程度的因素有通气、温度、滑油消耗量、滑油系统的容量和滑油的成分,最后确定滑油的可使用性。

3.4 金属屑监控系统

主要采用在发动机滑油油路中安装磁性堵头和油滤进行金属屑的收集。

滑油屑末监视可提供很重要的发动机故障信息,它是滑油监视的主要手段之一。发动机滑油屑末监视的最主要任务就是及时发现相对运动机件表面产生的磨损屑末,判断摩擦件的健康状况并避免造成严重的发动机二次损伤。

评定屑末状况的参数有屑末含量、产生的速率、材质、形状、尺寸、颜色等。不同类型发动机对金属屑分析处理有所不同．主要有两类:一类是观察法:此方法不但要观察金属颗粒大小、数量及色泽,而且还要注意金属屑数量增加与否;另一类是光谱分析法:就是对滑油样品燃烧时产生的光谱进行测定,用光谱的频率和强度确定被检测元素的材质和含量。同时可以对检测到的金属元素的浓度和增长趋势,进行超限检查和趋势分析。

4 结语

通过在航空发动机试车台中建立完善的航空发动机滑油供回油系统、测量系统、滑油消耗量测量系统和建立专业的滑油理化分析试验室。可以对试车过程中滑油金属颗粒大小、形状、色泽和含量进行评估,基本上可以对发动机内部机件工作状态和发动机完好程度进行监控,准确判断发动机故障部位。这样不但能缩短发动机试车时间,节约试车成本,而且可将监控与诊断的信息反馈到设计、生产单位,对于提高发动机质量和工作可靠性、延长使用寿命、降低成本都有重大意义。

参考文献

[1]范作民,孙春林,白杰.航空发动机故障诊断导论.科学出版社.

[2]郑波,朱新宇.航空发动机故障诊断技术研究.中国民航飞行学院航空工程学院.

[3]陈卫,程礼物,李全通,高星伟.航空发动机监控技术.国防工业出版社.

浅谈发动机背地控制或远程遥控 第7篇

关键词：发动机,串口通信,调速系统,远程控制

随着现代通信技术、网络技术的飞速发展, 促进了远程控制技术的发展, 在发动机的远程遥控方面, 网络技术与通信技术的应用, 使得发动机的远程监测、控制得到了发展。本文主要针对发动机远程遥控进行分析, 阐述网络通信及串口通信通过对调速系统、变频器的控制, 从而实现对发动机的远程控制。

1、系统工作原理

在该控制系统中, 通过电缆将PLC、电动机、变频器连接在一起, 而PLC通过自带专用电缆与主控PC机串口相连, 通过局域网, 主控计算机与客户机连接起来。将变频器设置为外部端子控制模式, 通过端子RM、RL、RH及REX信号的组合, 实现多级频率输出, 将PLC输出电子Q0.5、Q0.6和变频器的正转端子STF与反转端子STR连接起来, 将PLC输出端子Q0.1、Q0.2、Q0.3、Q0.4与RH、RM、RL、REX连接起来。如图1所示:

2、程序设计

2.1 PLC 程序设计

进行PLC程序设计时, 其遵循的设计原理如下:调用子程序SBR-0, 将PLC配置成自由口通信模式, 将事件8与中断程序0相连, PLC在接收到上位机传输过来的字符时, 自动调用中断程序INT-O, 对传输来的字符进行判断, 根据判断的结果调用不同的子程序。上位机发送的是一个BYTE型变量, 可通过串口调试软件, 对上位机发送的字节变量进行验证。

2.2 主控计算机及监控计算机程序设计

上位机通常采用客户服务器的模式, 包含主控端服务器应用程序及客户端会话程序。本文所所采的是MFC类库应用程序框架, 其提供了CSocket类支持异步操作, 使编程的难度大大降低。

主控端应用程序:

基于MFC生成单文档应用程序, 在现有菜单增加了通信、调速、发送等菜单, 通信菜单增加子菜单:打开串口、关闭串口、设置。子菜单根据指令响应函数。消息通过视类捕捉, 通过设置菜单建立模态对话框, 可以对串口号、奇偶校验、波特率进行设置。将数据输入单个编辑框, 单击OK, 设置菜单的响应函数就会将操作者设置的数据发送到单文档应用程序标题栏上。

在串口数据需要的参数设置完成后, 可以打开串口, 并对函数进行相应, 通过创建窗口。调用API函数穿件窗口, 通信方式重叠。通过函数设置发送缓存及接收缓存的大小, 并用DCB结构对所需参数进行配置。将串口打开后, 点击发送菜单, 向下位机发送调用视类命令的响应函数。此时, PLC就可以通过调速菜单进行控制, 使其输出与变频器频率相应的三项电。点击调速菜单, 弹出模态对话框, 对话框上的按钮控件中, 正转、反转与停止的消息响应函数是类似的。

(1) 正转按钮控件。该控件响应函数通过函数Afx Get App () 获取框架类对象, 当前视类指针P由函数Get Active () 获取, 即视类中的成员变量就可以通过P→h Com获取, 该变量存储于视类CCom View中创建的串口句柄。在该响应函数中, 通过节型变量my WBYTE3, 发送0×01给下位机。下位机PLC接收到这个十六进制数以后, 调用对应子程序SBR-1, 从而使变频器的正转端子STF置1。

(2) 加速按钮控件。对话框类CSetup Dlg3捕获加速按钮控件消息, 定义成员变量j, 值为0, 响应函数On Button4 () 中, 按照j++、If顺序, 对成员变量j的值进行执行, 如果大于15, 那么j值为15, 则达到最大速度;如果小于15, 需要执行If语句中的分支结构, 根据j值对分支语句进行选择, j值为8时, 通过串口发送一个BYTE型十六进制数0×11, 下位机接收到数值后, 调用对应子程序SBR-1, 从而实现对变频器的输出控制。

(3) 插入符的创建。如果要在窗口中插入图形或文字, 设备描述表比不可少, 即DC, 这是一个包含设备信息的结构体。在微软平台下, 全部的图形操作都是在DC下实现的。MFC可以提供一个设备描述表的封装类, 包含所有和绘图有关的操作。还提供一个数据成员m-h DC, 用于存储DC句柄。而MFC中, CClient DC也能实现这一功能。

该程序的实现是在局域网络的会话功能上进行的, 所以要增加对话框资源, 该资源和对话框类CSetup Dlg5关联, 可以在菜单栏下添加对话菜单项。基于局域网进行对话时, 操作人员有可能会进行其它操作, 所以需要创建非模态对话框, 要为视类CCom View添加成员变量my Setup Dlg5。该非模态对话框下, 还可添加接收组框、发送编辑框、接收编辑框、IP地址空间、发送组框及发送按钮等控件。由于对话程序采用套接字编写, 因此要加载套接字库, 在MFC中, Afx Socketlnit能够提供这项功能。

通过对基于串口的发动机远程控制网络调速系统的实际应用显示, 该系统能够对发动机很好的进行远程控制, 极大的提高了工作效率, 因此该系统的成功运行也是自动化技术、智能技术及通信技术综合体现, 对发动机远程控制技术的进一步发展奠定了基础。

3、结束语

随着科学技术的发展, 现代发动机的工况都比较复杂, 并且具有一定的危险性, 串口通信技术与网络通信技术的发展, 使其在发动机的性能测试、零部件测试及故障诊断方面都有着重要的意义, 实现了发动机的远程遥控与检测, 也使得操作人员的人身安全得到保证, 同时, 现代信息技术的应用, 在操作人员的培训周期及检测效率的提高方面也有了很大的提高。

参考文献

[1]李秀娟, 韩雷.发动机油门远程控制盲区的治理[J].工程机械与维修, 2012 (4) .

[2]吴海东.轮式拖拉机发动机转速实时控制[J].微特电机, 2009 (7) .

[3]孙建华.车辆GPS远程监控系统开发[J].现代电子技术, 2012 (17) .

发动机远程监控 第8篇

关键词：ECTM,ITT,可靠性,飞行安全

发动机被称为飞机的“心脏”, 其工作的好坏与飞行安全直接相关。中国民航飞行学院引进的国产新舟600飞机上安装的是加拿大普惠发动机公司生产的涡轮螺旋桨发动机PW127J。用户可以借助于厂家提供的发动机状态趋势监控软件—ECTM, 通过将采集到的飞机巡航状态下的各种重要发动机参数如ITT (涡轮级间温度) 、Wf (燃油流量) 、NL (低压压气机转速) 和Nh (高压压气机转速) 录入ECTM中, 再对ECTM生成的状态趋势曲线的变化情况进行对比和分析研究, 从而判明发动机当前工作是否可靠, 并对发动机以后的工作情况做出科学合理的预测, 进而制定更加科学合理的发动机翻修计划。进行发动机状态趋势监控分析研究, 还能够及早地发现发动机内部潜在的故障隐患并及早排除, 从而有效地降低发动机大修成本, 确保飞行安全。同时根据厂家维护手册规定进行发动机状态趋势监控研究, 并结合定期的发动机热检和内部孔探检查, 可以将该型发动机由常规的定期维修转变为视情维修, 降低飞机维修成本。例如国外某航空公司利用ECTM对发动机状态趋势的科学研究与分析, 其PW127发动机已在翼使用近1万小时, 远远超出厂家规定的7000 h定期翻修周期, 其发动机工作仍然可靠稳定, 从而大大提高其飞机利用率, 有效降低了发动机翻修成本和公司运营成本。

(参数:↑持续上升, ↓持续下降, =不变)

(参数:↑持续上升, ↓持续下降, =不变)

正由于进行发动机状态趋势监控有上述众多的优点, 使用好ECTM对机务维修人员极其关键, 下面笔者就对ECTM曲线中反映出来的一些参数突变情况做一些简单原因分析并给出相应的排故措施。

1 新舟600飞机发动机简介

新舟600飞机上安装的PW127J发动机为加拿大普惠公司生产的三转子涡轮螺旋桨发动机, 该发动机采用数字电子式控制 (EEC) , 其额定功率为2750轴马力。其核心机由1级离心式低压压气机、1级离心式高压压气机, 环形回流式燃烧室、1级高压涡轮、1级低压涡轮和2级动力涡轮组成。其中低压压气机和低压涡轮组成了低压转子, 高压压气机和高压涡轮组成了高压转子, 2级动力涡轮又被称为“自由涡轮”由一根单独的轴带动旋转。三个转子轴并没有连接在一起, 而是以不同的转速和旋转方向进行转动。这样的设计使得飞行员能够单独通过压气机转速来改变螺旋桨转速, 由于起动发电机仅由高压轴带动, 这样使得发动机的起动更为容易, 不易造成起动悬挂。

2 发动机冷端部件故障导致的发动机参数变化情况及原因分析

按照进气顺序, 燃烧室前部的发动机部件如进气道和压气机等被称为冷端部件。发动机冷端部件故障如压气机外来物损伤 (FOD) 、浸蚀或脏物积聚会减少进入燃烧室的气流数量, 这样就会降低发动机功率。为了使发动机重新获得功率, 导致气流损失的压气机必须进行恢复工作 (更换损伤的叶片、进行压气机清洗等) 。在未进行压气机恢复工作前, 飞行员为了保持住发动机功率只有向前推油门杆来增加燃油流量, 燃油流量增加压气机就会转得更快其转速Nh就会增加, 增加的气流和燃油流量会使发动机获得了损失掉的功率, 但这时的发动机参数和正常状况下的参数已有了显著不同。这些迹象就表明了压气机工作不正常。

冷端部件的具体故障可以通过ECTM曲线上的参数变化情况反映出来, 具体变化情况、原因分析和排除措施如表1所示。

3 发动机热端部件故障导致的发动机参数变化情况及原因分析

按照进气顺序, 燃烧室后部的发动机部件如燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和动力涡轮被称为发动机热端部件。燃烧室和涡轮等热端出现的故障如压气机涡轮导向器环烧蚀或压气机涡轮叶尖间隙增加会减少涡轮获得的功率。这样涡轮不能提供压气机所需要的功率, 导致压气机转速和发动机功率都将降低。为了保持发动机功率, 飞行员就会向前推油门杆使得Wf和ITT都增加。由于更多的能量作用在压气机涡轮上压气机转速Nh会增加但仍低于初始的转速。这样发动机的能量是由动力涡轮来提供而不是由压气机涡轮来提供, 这就是发动机在较低的压气机转速下仍能够保持额定功率的原因。在这种特定功率下, 压气机转速过低表明涡轮的效率很低, 发动机只能通过增加供油来保持功率。这就表明了发动机的故障出现在热端。

热端部件的故障可以通过ECTM曲线上的参数变化情况反映出来, 具体变化情况、原因分析和排除措施如表2所示。

4 结语

综上所述, 导致PW127J发动机ECTM上某个参数监控曲线出现突变的原因既可能为发动机冷端问题, 也可能为发动机热端问题。建议结合ITT、Nh、NL和Wf等参数的变化情况综合分析, 必要时结合发动机孔探检查找故障源。确定最终的排故方案从而提高PW127J发动机工作的可靠性, 提升MA600飞机维修质量, 确保飞行安全。

参考文献

[1]P&W C, W e b E C T M, &, T R E N DANALYSIS Training Manual.

[2]MA600, 飞机地勤培训教材.

发动机远程监控 第9篇

燃油输送系统通常指经过净化后符合要求的燃油存放罐中, 再由燃油供给泵或靠油的重力, 经过滤器后, 提供给主柴油机等使用的所需管路与设备。华菱星马汽车 (集团) 股份有限公司发动机试验台架供油系统正是为了保证发动机试验大量用油而设计制造的一套自动化输送系统。随着国家对于柴油机排放标准的限值要求愈来愈严格, 用户对燃油经济性指标的大小也愈来愈关注。因此, 满足不同排放要求的试验燃料也成了发动机试验室运行的必考因素。

1 燃油供给系统

华菱星马汽车 (集团) 股份有限公司柴油发动机根据试验用油要求, 设计可同时提供4种牌号的柴油10#、5#、0#、-5#, 根据试验需求可手动切换。燃料采用油库远距离输送, 将试验用油从油库以一定压力、流量远距离输送到二层试验间高位油箱, 燃油靠重力流到各试验间的供油点 (燃油流量计) 处。高位油箱的高低液位自动控制油库的起动供油和停止供油。为了满足试验台架的不同的试验要求, 该系统由一个供油系统 (泵房油库) 带多个加油工位, 经耐压输油管路连接形成一个完整的供油体系, 实现发动机试验快速供油和集中输送, 极大地方便了现场, 节省了人力、空间, 提高了功率。

燃油供给系统一般分为两种形式:开式和压力式。根据使用需要, 项目采用开式燃油供给系统。系统工艺流程 (如图1所示) :

(1) 装罐工艺流程:油罐车 (软→管) 快速接头 (重→力式) 油罐。

(2) 供油工艺流程:油罐 (管→道) 输送泵 (管→道) 车间高位油箱。

1.1 油罐区

油罐区由5个柴油储存罐组成, 均采用卧式埋地安放。储液罐容积分别为2个30m3, 3个15m3, 碳钢制作;储罐下做混凝土鞍式基础, 并用钢带将罐身捆扎到基础上, 作好接地处理, 用细沙填埋, 为防止下雨导致的罐体起浮现象, 在细沙填埋的表面浇筑混凝土地面。

1.2 泵房

泵房用来实现油库补油和油品输送, 柴油的补油由送油槽车直接补入, 不设置补液泵, 设置补液流量计;油品输送由气动隔膜泵完成, 均由一备一用的气动隔膜泵 (如图2所示) 组成, 将油品从储罐中抽出, 通过高架管路输送到车间高位油箱。动力采用洁净的压缩空气, 安全可靠。

1.3 供油管路

因发动机性能试验对试验用油成分有较高的要求, 为保证试验数据的准确性, 管路只能采用高压无缝钢管或不锈钢管。该项目管路由耐高压无缝钢管、高压阀门及高压管件组成, 耐高压、不渗漏、安全美观。管径可根据实际长度、高度等具体情况设计。供油管路分补液管路、输送管路。补液管路实现原油从补液口到储罐, 随储罐埋地敷设, 填埋前作好防腐处理。输送管路实现输送泵组将油从储罐输送到试验室高位油箱, 全部采用不锈钢制作, 并做保温处理。当高位油箱液位低于一定值时, 液位传感器将信号经信号线传给供液控制柜, 控制柜将输送泵开启, 输送泵即将油输送到高位油箱, 当高位油箱液位到上限时, 控制柜即将输送泵关闭。

1.4 集中供液控制

系统由控制柜、PLC、触摸屏 (HMI) 软件等电气元件组成。触摸屏软件采用人性化的操作界面, 计量精度高, 运行稳定可靠, 可实现数字预设、修改, 故障报警, 工作状态实时动态显示, 单次补油量、用油量及剩油量查询等功能。

2 供油系统的控制原理

整个燃油供给系统采用一个综合控制柜实现所有的控制和管理功能, 系统具有手自动切换功能。以SIMATIC PLC (S7-200系列) 为核心的自动控制系统结构如图3所示。该控制系统能够完全实现整个供油系统的全自动化控制, 能够对4台气动隔膜泵、1台备用泵进行控制, 能够进行各信号和液位传感器的直接检测与控制, 以及供给泵、备用泵启动等。人机界面SMART700显示系统运行状态信息, 可设定或修改系统参数。

油液输送是输送泵将储油罐中的油液抽出后, 通过气动马达的加压, 将油液输送到管路末端的高位油箱中。通过车间高位油箱内的液位传感器液位高低来控制输送泵的启停。当高位油箱液位低于设置值时, 输送泵启动;当液位和设置值持平时, 输送泵自动停止工作。

3 项目实施

发动机试验需大量的燃油, 而且需燃油的品种也较多。由于燃油为易燃易爆危险品, 因此根据具体试验室选择好油库的位置、容积及数量特别重要。在试验运行时, 由气动膜泵将油库的燃油送到二层高位油箱, 再由高位油箱经重力送至各试验间。

项目竣工调试时, 对燃油供给系统进行供油试验。选择2个试验间发动机 (单台发动机最大油耗72kg/h) 试验台架满负载试验2h, 试验运行过程中, 当车间高位油箱液位低于设定值时, 自动启动隔膜泵进行加油, 当液位到达设定值时, 隔膜泵自动停止打油。基于PLC的燃油供给控制系统较好地实现了自动化控制。在初次由油罐往高位油箱打油时, 需提前在管路中填充一定的柴油。

4 结语

该供油控制系统在发动机试验室的应用, 从根本上解决了柴油发动机试验台架运行过程中的供油不足、缺油等问题。

参考文献

[1]刘永长.内燃机原理[M].武汉:华中科技大学出版社, 2001

[2]周龙保.内燃机学[M].北京:机械工业出版社, 1999

[3]廖常初.西门子人机界面 (触摸屏) 组态与应用技术[M].北京:机械工业出版社, 2008

[4]严赢富.触摸屏与PLC入门[M].北京:人民邮电出版社, 2007

发动机远程监控 第10篇

关键词：BTT导弹,制导算法,两点边界问题,多时间尺度,系统仿真

远程空空导弹主要采用冲压发动机作为其动力来源。冲压发动机在工作中由于进气问题引起的熄火情况致使空空导弹不能在大的攻角和侧滑角下飞行。工程上为避免发动机发生停工状况采用BTT导弹制导方法控制冲压发动机空空导弹的运动。国际上,采用火箭发动机的空空导弹已经开展了BTT制导方法的相应研究[1,2],取得了实用性的进展。采用冲压发动机的BTT导弹由于导弹姿态动力特性的非线性特点,在设计方面具有一定困难,研究进展比较缓慢。

传统远程空空导弹BTT系统设计是在线性简化导弹姿态动力特性的前提下开展的,真实导弹具有非线性特性,所以在线性简化前提下设计出的制导算法对其应用具有局限性,因此,需要设计一种更好的适应复杂的实际力学环境下的BTT制导算法,本文为远程BTT导弹设计了一种综合一阶俯仰通道自动驾驶仪和快速滚转通道自动驾驶仪的带有非线性反馈回路的控制系统,通过仿真表明,在真实作战环境条件下导弹飞行性能满足要求。

1 BTT制导最优算法研究

采用冲压发动机远程BTT空空导弹末制导控制算法设计是一种最优控制问题,本文采用多时间尺度设计方法[4]对BTT导弹末制导算法展开研究。

1.1 数学建模

在导弹末制导初始段对弹体坐标系进行校正,保证其与导引头坐标系指向一致。图1所示为在xdzd平面上的导弹与目标间的几何关系,坐标系中xd轴方向与初始弹目视线方向一致,zd轴正交于xd轴。

所以BTT导弹的运动方程为:

$\begin{array}{l}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle y{}_d}}=V{}_d(1)\\ \dot{z}{}_d=V{}_z(2)\\ \dot{V}{}_y=-{\rm K}\cos \text{ϕ}+{\rm K}{}_{ty}(3)\\ \stackrel{\cdot }{{\displaystyle V{}_z}}=-{\rm K}\sin \text{ϕ}+{\rm K}{}_{tz}(4)\\ \dot{\text{ϕ}}=\dot{\text{ϕ}}{}_n(5)\\ \dot{{\rm K}}=({\rm K}{}_n-{\rm K})/\tau {}_a(6)\end{array}$

式中:

yd、zd—相对位置误差;

Vy、Vz—相对速度误差;

ϕ—导弹滚转角;

$\dot{\text{ϕ}}{}_n$—导弹滚转角速率指令;

Kcosϕ、Ksinϕ、Kty、Ktz—导弹、目标相对弹目视线的法向加速度;

Kn—导弹加速度指令;

τa—俯仰通道自动驾驶仪时间常数。

假设Vn沿xd方向的速度分量是恒值,则弹目相遇时间为:

$x{}_d=V{}_n(t{}_f-t)(7)$

俯仰加速度指令An和滚转角速率指令$\dot{\text{ϕ}}{}_n$满足下式关系:

${\rm I}=\frac{1}{2}\{y{}_d^2(t{}_f)+z{}_d^2(t{}_f)+{\displaystyle {\int }_{t{}_0}^{t{}_f}(}b{}_a{\rm K}{}_n^2+b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}{}^2)\text{d}t\}(8)$

令(8)式中I值最小,得到Kn和$\dot{\text{ϕ}}{}_n$的指令的最优解。

1.2 最优控制指令

采用拉格朗日乘数法进行推导最优的指令形式。已知其哈密尔顿函数为[5]:

$\begin{array}{l}{\rm H}=\lambda {}_{y}V{}_y+\lambda {}_{v{}_y}(-{\rm K}\cos \text{ϕ}+{\rm K}{}_{ty})+\\ \lambda {}_{z}V{}_z+\lambda {}_{v{}_z}(-{\rm K}\sin \text{ϕ}+{\rm K}{}_{tz})+\\ \lambda {}_{\text{ϕ}}\dot{\text{ϕ}}{}_n+\frac{1}{2}(b{}_a{\rm K}{}_n^2+b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\dot{\text{ϕ}}{}_n{}^2)+\lambda {}_A({\rm K}{}_n-{\rm K})/\tau {}_a(9)\end{array}$

函数中不含系数yd和zd,所以

$\begin{array}{l}\dot{\lambda }{}_y=0(10)\\ \dot{\lambda }{}_z=0(11)\end{array}$

其它系数为:

$\dot{\lambda }{}_{V{}_y}=-\frac{\partial {\rm H}}{\partial V{}_y}=-\lambda {}_y(12)\dot{\lambda }{}_{V{}_z}=-\frac{\partial {\rm H}}{\partial V{}_z}=-\lambda {}_z(13)$

$\dot{\lambda }{}_{{\rm K}}=-\frac{\partial {\rm H}}{\partial {\rm K}}=\lambda {}_{V{}_y}\cos \text{ϕ}+\lambda {}_{V{}_z}\sin \text{ϕ}+\frac{\lambda {}_{{\rm K}}}{\tau {}_a}(14)$

$\dot{\lambda }{}_{\text{ϕ}}=-\frac{\partial {\rm H}}{\partial \text{ϕ}}={\rm K}(\lambda {}_{V{}_z}\cos \text{ϕ}-\lambda {}_{V{}_d}\sin \text{ϕ})(15)$

λVy、λVz、λK和λϕ的最终值为零,此时:

$\begin{array}{l}\lambda {}_y(t{}_f)=y{}_d(t{}_f)(16)\\ \lambda {}_z(t{}_f)=z{}_d(t{}_f)(17)\end{array}$

令:

$\begin{array}{l}y{}_d(t{}_f)=C\text{c}\text{o}\text{s}\overline{\text{ϕ}}(18)\\ z{}_d(t{}_f)=C\text{s}\text{i}\text{n}\overline{\text{ϕ}}(19)\end{array}$

式中,末制导距离误差C表示为:

$\begin{array}{l}C=\sqrt{y{}_d^2(t{}_f)+z{}_d^2(t{}_f)}(20)\\ \overline{\text{ϕ}}=\tan {}^{-1}\frac{z{}_d(t{}_f)}{y{}_d(t{}_f)}(21)\end{array}$

由式(10)～式(13),当λVy=0,λVz=0时,得:

$\begin{array}{l}\lambda {}_y(t)=\text{c}\text{o}\text{n}\text{s}\text{t}=C\text{c}\text{o}\text{s}\overline{\text{ϕ}}(22)\\ \lambda {}_z(t)=\text{c}\text{o}\text{n}\text{s}\text{t}=C\text{s}\text{i}\text{n}\overline{\text{ϕ}}(23)\\ \lambda {}_{V{}_y}=C\text{c}\text{o}\text{s}\overline{\text{ϕ}}(t{}_f-t)(24)\\ \lambda {}_{V{}_z}=C\text{s}\text{i}\text{n}\overline{\text{ϕ}}(t{}_f-t)(25)\end{array}$

代入式(14)、式(15),得:

$\begin{array}{l}\dot{\lambda }{}_{{\rm K}}=C[\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})](t{}_f-t)+\lambda {}_{{\rm K}}/\tau {}_a；\\ \lambda {}_{{\rm K}}(t{}_f)=0(26)\\ \dot{\lambda }{}_{\text{ϕ}}={\rm K}C[\sin (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})](t{}_f-t)；\\ \lambda {}_{\text{ϕ}}(t{}_f)=0(27)\end{array}$

理想条件下,俯仰加速度和滚转速率控制最优指令如下:

$\begin{array}{l}\frac{\partial {\rm H}}{\partial {\rm K}{}_n}=\frac{\lambda {}_{{\rm K}}}{\tau {}_a}+b{}_a{\rm K}{}_n=0(28)\\ \frac{\partial {\rm H}}{\partial \stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}}=\lambda {}_{\text{ϕ}}+b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}=0(29)\end{array}$

由式(1)～式(8),式(18),式(19)和式(26)～式(29)描述问题可以简化为两点边界问题(TPBVP)。现已存在对应的数值解析方法解决此类(TPBVP)问题,但现有计算机的计算能力在解决这些解算过程时有很大困难,基于摄动理论产生的多时间尺度复合分析近优反馈法则有效解决了这类问题。

通过对已有的状态变量进行衍化,得到最终解的函数形式。进行计算机仿真,比较BTT方式下和一阶控制系统下导弹性能的优劣。最终表明采用(TPBVP)多时间尺度复合反馈法能够提高控制系统的性能。

1.3 基于摄动理论下的控制指令

在摄动理论条件下,系统最优控制指令可以表示成[6]:

$\begin{array}{l}\cdot (t,\eta )=\cdot (t,0)+\frac{\partial \cdot }{\partial \eta }\eta +\cdots \\ t\in (t{}_0,t{}_f)(30)\end{array}$

符号“·”表示系统状态参数、伴随矩阵和导弹控制等参数。由于快速模型伴随函数在其变量定义区域的边界位置无效,所以在区间t0≤t≤tf,式(30)所示结果不满足定义区域内的所有点。因此对边界值,有:

·$(\tau ,\eta )=\cdot (\tau ,0)+\frac{\partial \cdot }{\partial \eta }\eta +\cdots ,t=t{}_0(31)$

·$(\sigma ,\eta )=\cdot (\sigma ,0)+\frac{\partial \cdot }{\partial \eta }\eta +\cdots ‚t=t{}_f(32)$

上述结果是通过时间公式对式(30)进行转化得到的:

$\tau =(t-t{}_0)/\eta ‚\sigma =(t{}_f-t)/\eta (33)$

此时的控制指令适用于整个区间t0≤t≤tf。

当快速模型有精确端值时,在区间t0≤t≤tf边界处存在最优控制指令。其中BTT导弹倾斜角变量在t=tf处无值,所以在末端边界点处不存在相应最优指令。

2.4 零阶外部控制指令

理想条件下[6,7],由式(8)、式(29)可以得到。当$b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\to 0$时,在t=t0时的最优控制指令$\dot{\text{ϕ}}{}_n$等效于系统阶跃输入指令。此外,由式(27)、式(29)得到,t=t0时输入的滚转速率指令将使滚转角ϕ变为$\overline{\text{ϕ}}(\text{ϕ}$的最优值),t>t0时,有:

$\begin{array}{l}\lambda {}_{\text{ϕ}}(t)=0,t\in (t{}_0,t{}_f](34)\\ \stackrel{\cdot }{{\displaystyle \lambda {}_{\text{ϕ}}}}(t)=0,t\in (t{}_0,t{}_f](35)\end{array}$

通过分析,将其动力学参数分为两类,一类为延迟环节参数,包括弹目相对位置、弹体速度和导弹俯仰加速度;一类为快速响应环节参数,包括导弹倾斜角。所以零阶延迟最优指令形式为:

$\text{ϕ}{}^0=\overline{\text{ϕ}}(36)$

这里“0”表示零阶外部最优控制指令。由式(26)、式(28)得:

K${}_n^0$=(C/ba){(tf-t)+τa×{exp[-(tf-t)/τa]-1}} (37)

将ϕ0和K${}_n^0$代入式(2)、式(5),由式(18)得:

$\begin{array}{l}{\rm K}{}_n^0(t{}_0)\cos \overline{\text{ϕ}}=\frac{{{\rm N}}^{\prime }}{(t{}_f-t{}_0){}^2}[y{}_d+V{}_y(t{}_f-t{}_0)+\\ \frac{1}{2}{\rm K}{}_{ty}(t{}_f-t{}_0){}^2]-{{\rm N}}^{\prime }{\rm K}(t{}_0)\times \\ \cos \overline{\text{ϕ}}\frac{({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}{{\rm T}{}^2}(38)\end{array}$

式(38)中:

${\rm T}=\frac{(t{}_f-t{}_0)}{\tau {}_a}(39)$

$\begin{array}{l}{{\rm N}}^{\prime }=\\ \frac{6{\rm T}{}^2[{\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1]}{[3+6{\rm T}-6{\rm T}{}^2+2{\rm T}{}^3-12{\rm T}e{}^{-{\rm T}}-3e{}^{-2{\rm T}}+6b{}_a/\tau {}_a^3]}(40)\end{array}$

综合式(3)、式(4),得到:

$\begin{array}{l}{\rm K}{}_n^0(t{}_0)\sin \overline{\text{ϕ}}=\frac{{{\rm N}}^{\prime }}{(t{}_f-t{}_0){}^2}[z{}_d+V{}_z(t{}_f-t{}_0)+\\ \frac{1}{2}{\rm K}{}_{tz}(t{}_f-t{}_0){}^2]-{{\rm N}}^{\prime }{\rm K}(t{}_0)\times \\ \sin \overline{\text{ϕ}}\frac{({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}{{\rm T}{}^2}(41)\end{array}$

上述零阶外部最优控制指令是通过对传统STT导弹经典控制理论线性化得到。在时间初始段,得到最优控制反馈回路形式,其零阶外部最优指令为:

$\overline{\text{ϕ}}=\tan {}^{-1}\left[\frac{z{}_d+V{}_z(t{}_f-t{}_0)+\frac{1}{2}{\rm K}{}_{tz}(t{}_f-t{}_0){}^2}{y{}_d+V{}_y(t{}_f-t{}_0)+\frac{1}{2}{\rm K}{}_{ty}(t{}_f-t{}_0){}^2}\right](42)$

并且:

$\begin{array}{l}{\rm K}{}_n^0(t{}_0)=\frac{{{\rm N}}^{\prime }}{(t{}_f-t{}_0){}^2}\{[y{}_d+V{}_y(t{}_f-t{}_0)+\begin{array}{l}\\ \end{array}\\ \frac{{\rm K}{}_{ty}}{2}(t{}_f-t{}_0){}^2]{}^2+[z{}_d+V{}_z(t{}_f-t{}_0)+\frac{}{}\\ \frac{{\rm K}{}_{tz}}{2}(t{}_f-t{}_0){}^2]{}^2\}{}^{\frac{1}{2}}-{{\rm N}}^{\prime }{\rm K}(t{}_0)\frac{[{\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1]}{{\rm T}{}^2}(43)\end{array}$

$\begin{array}{l}{\rm H}{}^0=\lambda {}_y^{0}V{}_y+\lambda {}_{V{}_y}^{0}V{}_y(-{\rm K}\cos \overline{\text{ϕ}}+{\rm K}{}_{ty})+\\ \lambda {}_z^{0}V{}_z+\lambda {}_{V{}_z}^{0}V{}_z(-{\rm K}\sin \overline{\text{ϕ}}+{\rm K}{}_{tz})+\\ \lambda {}_{{\rm K}}^0({\rm K}{}_n^0-{\rm K})/\tau {}_a+\frac{1}{2}b{}_a{\rm K}{}_n^{0{}^2}(44)\end{array}$

1.5 零阶内部控制指令

在上述BTT导弹的控制问题中,将弹目相对位置、速度和导弹俯仰加速度等参数视为延迟环节参数,导弹倾斜角为快速响应环节参数。其中,各延迟环节状态参数和其伴随矩阵在零阶内部控制指令中保持不变。

在导弹末制导初始段边界处,利用时间公式$\tau =(t-t{}_0)/b{}_{\dot{\text{ϕ}}}$进行转换,得到导弹倾斜角的边界值函数。令$b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\to 0$,得:

$\begin{array}{l}y{}_{d1}^0=y{}_d(t{}_0),\lambda {}_{y1}^0(\tau )=\lambda {}_y^0(45)\\ z{}_{d1}^0=z{}_d(t{}_0),\lambda {}_{z1}^0(\tau )=\lambda {}_z^0(46)\\ V{}_{y1}^0(\tau )=V{}_y(t{}_0),\lambda {}_{V{}_{y1}}^0(\tau )=\lambda {}_{V{}_y}^0(t{}_0)(47)\\ V{}_{z1}^0(\tau )=V{}_z(t{}_0),\lambda {}_{V{}_{z1}}^0(\tau )=\lambda {}_{V{}_z}^0(t{}_0)(48)\\ {\rm K}{}^0(\tau )={\rm K}(t{}_0),\lambda {}_{{\rm K}1}^0(\tau )=\lambda {}_{{\rm K}}^0(t{}_0)(49)\\ \frac{\text{d}\text{ϕ}{}_1^0}{\text{d}\tau }=b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}},\text{ϕ}{}_1^0(0)=\text{ϕ}(t{}_0),\text{ϕ}{}_1^0(\infty )=\overline{\text{ϕ}}(50)\end{array}$

${\rm H}{}_1^0=\lambda {}_y^{0}V{}_y(t{}_0)+\lambda {}_z^{0}V{}_z(t{}_0)+\lambda {}_{V{}_y}^0(t{}_0)[-{\rm K}(t{}_0)\cos \text{ϕ}+{\rm K}{}_{ty}]+\lambda {}_{V{}_z}^0(t{}_0)[-{\rm K}(t{}_0)\sin \text{ϕ}+{\rm K}{}_{tz}]+\lambda {}_{\text{ϕ}1}^0\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}+\frac{1}{2}b{}_a{\rm K}{}_{n{}_i}^{0{}^2}+\frac{1}{2}b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}{}^2+\lambda {}_{{\rm K}}^0[{\rm K}{}_{n1}^0(t{}_0)-{\rm K}(t{}_0)]/\tau {}_a$ (51)

上述各式中,“0”代表零阶控制指令,“1”代表内部控制指令。所以,两者叠加为零阶内部最优控制指令。其条件为:

$\frac{\partial {\rm H}{}_1^0}{\partial {\rm K}{}_{n1}^0}=\frac{\lambda {}_{{\rm K}}^0}{\tau {}_a}+b{}_a{\rm K}{}_{n1}^0=0,{\rm K}{}_{n1}^0=-\frac{\lambda {}_{{\rm K}}^0}{b{}_a\tau {}_a}={\rm K}{}_n^0(52)$

$\frac{\partial {\rm H}{}_1^0}{\partial \stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}}=\lambda {}_{\text{ϕ}1}^0+b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}=0,\lambda {}_{\text{ϕ}1}^0=b{}_{\dot{\text{ϕ}}}\stackrel{\cdot }{{\displaystyle \text{ϕ}{}_n}}(53)$

在单独系统中,其哈密尔顿函数值保持恒定,即H${}_1^0$=H0,则由式(51)、式(53)得:

$\begin{array}{l}-\lambda {}_{\text{ϕ}1}^0\dot{\text{ϕ}}{}_n=2{\rm K}(t{}_0)[\lambda {}_{V{}_y}^0(t{}_0)(\cos \overline{\text{ϕ}}-\cos \text{ϕ})+\\ \lambda {}_{V{}_z}^0(t{}_0)(\sin \overline{\text{ϕ}}-\sin \text{ϕ})=\\ 2{\rm K}(t{}_0)C(t{}_f-t{}_0)[1-\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})](54)\end{array}$

由式(37)、式(53)和式(54)得:

$\dot{\text{ϕ}}{}_n=\sqrt{\frac{2b{}_a{\rm T}{\rm K}(t{}_0)\cdot {\rm K}{}_n^0(t{}_0)[1-\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})]}{b{}_{\dot{\text{ϕ}}}({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}}\times$

$\text{s}\text{i}\text{g}\text{n}(\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})$ (55)

得到滚转速率控制指令。

1.6 一阶系统控制指令

零阶形式的控制指令中的俯仰加速度指令是在时间t=t0时导弹达到理想倾斜角的假设前提下推导得出的。实际情况中,由于导弹滚转角速率的限制,弹体不能立即达到理想倾斜角,因此,需对零阶控制指令中的加速度指令部分进行修正以补偿弹体滚转动力特性。

假设系统状态随时可测,并且随状态变化系统控制指令可以得到及时更新,则一阶最优控制指令只需对俯仰加速度控制指令表达式中的系数λK进行修正。系统动力特性函数中不包含系数yd和zd,所以系数λy、λz、λVy和λVz对最优控制指令的最终值没有影响。综上,一阶形式的俯仰加速度控制指令形式如下:

${\rm K}{}_n=-\frac{(\lambda {}_{{\rm K}{}_0}^0+\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1)}{b{}_a\tau {}_a}(56)$

一阶环节中修正系数λA在整个区间上的表达式为[5]:

$\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(0)=\lambda {}_{{\rm K}{}_0}^1-{\displaystyle {\int }_0^{\tau *}\frac{\text{d}}{\text{d}\tau }}\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(\tau )\text{d}\tau +\tau {}^{*}\frac{\text{d}}{\text{d}\tau }\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(\tau {}^{*})$ (57)

式(57)中:

$\frac{\text{d}}{\text{d}\tau }\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1=-\frac{\partial {\rm H}{}_1}{\partial {\rm K}}|{}^0=\lambda {}_{V{}_y}^0\cos \text{ϕ}+\lambda {}_{V{}_z}^0\sin \text{ϕ}+\frac{\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^0}{\tau {}_a}(58)$

令时间τ*满足$\text{ϕ}\approx \overline{\text{ϕ}}$。因此

$\frac{\text{d}}{\text{d}\tau }\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(\tau *)=\lambda {}_{V{}_y}^0\cos \overline{\text{ϕ}}+\lambda {}_{V{}_z}^0\sin \overline{\text{ϕ}}+\frac{\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^0}{\tau {}_a}(59)$

式(59)中,λ${}_{{\rm K}{}_0}^1$=0,由式(57)和式(59)得到:

$\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(0)={\displaystyle {\int }_0^{\tau *}C}(t{}_f-t{}_0)[1-\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})]\text{d}\tau (60)$

所以,式(55)转化为:

$\begin{array}{l}\dot{\text{ϕ}}{}_n=A{}_{\dot{\text{ϕ}}}[1-\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})]{}^{\frac{1}{2}}=\sqrt{2}A{}_{\dot{\text{ϕ}}}\sin [(\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})/2]\\ A{}_{\dot{\text{ϕ}}}=\sqrt{\frac{2b{}_a{\rm T}{\rm K}(t{}_0){\rm K}{}_n^0(t{}_0)}{b{}_{\dot{\text{ϕ}}}({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}}(61)\end{array}$

令$A{}_{\dot{\text{ϕ}}}\ne 0$,则式(60)可以转换为:

$\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(0)=\left[\frac{C(t{}_f-t{}_0)}{A{}_{\dot{\text{ϕ}}}}\right]{\displaystyle {\int }_{\text{ϕ}{}_n}^{\overline{\text{ϕ}}}\left[1-\cos (\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ})\right]}{}^{\frac{1}{2}}\text{d}\text{ϕ}(62)$

$\lambda {}_{{\rm K}{}_1}^1(0)=2\sqrt{2}\left[\frac{C(t{}_f-t{}_0)}{A{}_{\dot{\text{ϕ}}}}\right]\left[1-\cos \left(\frac{\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ}{}_0}{2}\right)\right](63)$

由式(37),式(52)、式(56)和式(63)综合得到俯仰加速度控制指令的表达式:

$\begin{array}{l}{\rm K}{}_n=\\ {\rm K}{}_n^0\left\{1-\frac{2\sqrt{2}{\rm T}}{A{}_{\dot{\text{ϕ}}}\tau {}_a({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}\left[1-\cos \left(\frac{\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ}{}_0}{2}\right)\right]\right\}=\\ {\rm K}{}_n^0\left[1-\frac{4\sqrt{2}{\rm T}\sin {}^2\left[(\overline{\text{ϕ}}-\text{ϕ}{}_0)/4\right]}{A{}_{\dot{\text{ϕ}}}\tau {}_a({\rm T}+e{}^{-{\rm T}}-1)}\right](64)\end{array}$

2 系统仿真

式(1)～式(6)描述的为在摄动理论条件下的导弹运动方程。BTT导弹的俯仰加速度控制指令和滚转角速率控制指令由内外两部分组成,表示为式(39)、式(40)、式(42)、式(43)、式(61)和式(64)。积分过程中基于弹目即时相对位置、即时速度,目标即时加速度等条件对控制指令即时更新,在一次积分步骤结束后重新得到弹目即时相对位置等参数并作为下一步积分计算的初始条件,每步积分结束时的系统状态向量作为下一步积分的初始条件输入到最优控制回路,反复迭代得到最终仿真结果。

对远程BTT导弹作战过程仿真,分别得到典型条件下弹目相对位置、导弹侧滑角、导弹滚转角速率控制指令、导弹加速度控制指令的时间变化曲线,如图2～图5所示。其中目标假定在作战末段初始点做过载为9 g的机动。

3 结论

BTT导弹基于摄动理论的非线性回路制导率的研究已经取得了一定的进展。现有的STT导弹已采用了具有相似控制特点并且具有同样滤波要求的制导率,通过高效计算能力实现在实际工程上的应用。

参考文献

[1]关英姿,刘皓.基于自适应变结构的再入弹头BTT控制系统设计.航天控制,2011;03:19—22

[2]侯洪庆,刘刚,王明昊,等.基于变论域理论的BTT导弹模糊自适应控制.弹箭与制导学报,2011;06:59—61

[3]顾文锦,赵红超,王凤莲,等.导弹末端机动的一体化模型.宇航学报,2004;25(6):677—680

[4] Phillips C A.Guidance algorithm for range maximization and time-of-flight control of a guided projectile.Journal of Guidance,Control andDynamics,2008;31,(5):1447—1455

[5] Melamed N,Calise A J.Evaluation of an optimal-guidance algorithmfor aeroassisted orbit transfer.Journal of Guidance,Control and Dy-namics,1995;18(4):632—640

[6] Calise A J.A singular perturbation analysis of optimal aerodynamicand thrust magnitude control.IEEE Transactions on Automatic Con-trol,1979;AC—24,(5):720—730

发动机远程监控 第11篇

关键词：发动机试验台,Profibus-DP总线,上位机PLC即插即用

近年来, 发动机试验平台提出了更高的自动化控制要求, 试验台工艺设备多且分散, 大多设备都要求有本地、远程两种控制模式, 为了节省资源, 提高设备的利用率, 很多试验设备都设计成独立系统, 方便随时移动实现共享使用。传统方法上, 我们将这些设备的监控线路通过多条电缆接入PLC, 耗费电缆多, 距离远, 接线复杂, 且每次拆装设备耗时较大。文中将PROFIBUS-DP总线 (以下简称DP总线) 应用到试验平台, 实现对系统中分散的设备进行集中管理, 简化线路, 降低硬件连接的故障率, 提高数据传输率, 采用一条通讯电缆挂接多个设备的形式, 不仅便于系统的扩展, 还可节省设备的安装、维护, 有效提高了工作效率。文中以某试验台工艺设备为例, 介绍基于DP总线的监控系统的设计与实现。

1 DP总线系统结构

典型的DP配置是单主站结构, 也可以是多主站结构。一个DP系统主要包括:站点数目、站点地址、站与站之间信息传递的格式及信号的传输线缆[1]。

该发动机试验台电气系统主要由主控制系统、引气系统、测功器润滑系统、测扭系统、液压系统、空压机系统、滑油加温系统、燃油加温系统、进气加温系统、燃油负压系统等组成, 其中主控制系统、引气系统、测功器润滑系统、测扭系统、液压系统、空压机系统是该试验台常规固有设备, 由主站PLC控制, 而滑油加温系统、燃油加温系统、进气加温系统、燃油负压系统是移动设备, 需要经常拆装以便与其他试验台共享, 所以这几个系统自带PLC从站, 通过DP模块和接头与试验台的DP总线连接, 网络拓扑结构见图1。其中, 上位工控机通过安装CP5611通讯卡与PLC进行DP通讯, 而主站则选用西门子的S7-300 CPU315-2DP, 自带两个DP通讯口, 从站从体积、经济、实用性上考虑选用的是S7-200的CPU, 不带DP口, 所以必须搭配通讯模块EM277模块来实现DP通讯。连接电缆为Profibus电缆, 接口为RS485接口, 接头为Profibus接头并带有终端电阻。

2 系统通讯设计

在DP总线上是通过各自的地址来识别的, 因此系统通讯的第一步就是建立一条DP网络, 并设置各个节点的地址及传输速率。

2.1 DP网络的建立

系统硬件组态首先启动STEP7, 按照向导生成一个项目, 并在该项目下插入SIMATIC 300 station。在硬件组态中按照硬件实际安装秩序和订货号插入机架、电源、C P U、I/O模块等。新建Profibus-DP网络, 配置网络属性, 地址设为2, 波特率为1.5Mbps, 并将其设为DP Master, 完成DP网络的建立和主站PLC的组态。从站则是通过EM277模块上的地址开关来实现地址的设置。

对于从站系统来说, 它们已经是一个完善的系统, 在本地可以自由操作。我们只需把监控信号引入到操纵台, 并不需要知道它们各自的内部组态及软件编程, 不必在主站组态时将这些从站挂上去, 只要在组态软件里对它们进行设置即可, 这样节省了PLC主从通讯的大量工作, 使系统变得更简单。

上位机是利用西门子的WINCC7.0软件编写的, 本试验台系统通讯可以分为两个部分:WINCC与主站S7-300的DP通讯、WINCC与从站S7-200的DP通讯。

2.2 WINCC与S7-300的通讯设置

首先, 打开W I N C C 7.0, 建立项目, 添加通讯驱动程序SIMATIC S7 Protocol Suite.CHN, 在其PROFIBUS下建立PLC的连接并设置连接属性, 包括站地址、网段ID、机架编号、插槽编号, 这样组态好PLC就可以建立过程变量了, 将WINCC与PLC间要通讯的变量根据名称、地址、数据类型定义并打开WINCC图形编辑器进行绘图, 将过程变量与绘图中对象相连, 即可完成上位机的监控及其与PLC的通讯[2]。

2.3 WINCC与S7-200的通讯设置

由于西门子公司S7-200系列PLC比监控组态软件WINCC推出晚, 因此WINCC中没有集成S7-200系列PLC的通信驱动程序, 所以WINCC与S7-200不能直接连接, 而利用开放的、标准的OPC服务器, 采用DP通讯协议可以实现WINCC与S7-200的同步通讯。

(1) 设置通讯接口。在工控机上安装PC Access软件后, 在项目管理器中, 选择Micro Win访问点, 进入设置PG/PC接口对话框, 选择Profibus, 设置相应参数。在本试验台的监控系统中, 有4个S7-200PLC, 所以需要新建4个PLC项目, 根据各自的EM277地址设置PLC名称及网络地址。 (2) 建立OPC服务器。点击各自PLC, 建立项目, 将试验过程中需要监控的变量名称、地址编入PC Access中。由于PC Access软件自身带有测试客户机, 可方便地了解客服机与服务器的通信情况, 将建立的项目拖拽到测试客服机窗口内, 再点击测试客服机状态按钮, 当质量为“好”, 表示通信成功。 (3) 建立WINCC的OPC客服端链接。在Win CC中添加OPC驱动, 在变量管理中添加新的驱动程序OPC.chn, 并设置系统参数。选择OPC条目管理的<LOCAL>中的S7-200 OPCServer, 添加条目, 建立连接, 创建画面, 将变量与画面的I/O域连接并测试[3]。

通过以上步骤, 我们建立完成了此试验台所有需要监控的工艺设备变量的连接, 实现了上位机对多个PLC变量的同步实时监控, 见图2。

3 DP总线应用中需注意的问题

在我们的实际应用中, 有多种不同的因素引起其网络通信的故障或造成网络通信的不稳定, 是我们在以后的设计和安装时需要注意避免的。

(1) 终端电阻设置错误:一个DP网络的两个终端必须接入终端电阻。在本试验台的设计中, 上位机和燃油负压系统两个节点属于网络终端, 须将这两个节点的DP接头终端电阻拨至“ON”, 而其余节点则拨至“OFF”。若网络两端终端电阻没有接入, 将导致信号反射的发生, 而中间设备接入终端电阻将导致阻抗的不匹配而造成整个系统通信出现严重的低频噪声, 使整个通信中断[4]。 (2) 终端设备断电:终端电阻是无源的, 也就是说终端电阻要起作用需要设备为DP接头提供终端电阻所需的电源。在本试验台中当燃油负压系统断电时, 终端电阻因得不到电源而失去作用, 影响整个网络。 (3) 屏蔽与接地:某些大功率设备可以引起严重的信号反射使系统的通信不稳定。DP总线进行现场安装时, 通讯电缆单独路径敷设, 并与动力电源电缆保持一定距离。屏蔽层必须要牢固连接并可靠的接地, 以抑制电磁干扰和信号反射。

4 结语

通过DP总线, 上位机软件WINCC实现了与PLC单元的无缝连接, 实现了对发动机试验台各个系统的实时监控, 该方法传输速度快、易扩展、实时性好, 避免了PLC之间通讯的主从硬件组态、软件设置编程、移走或增加设备的线路处理等工作, 实现了分布式系统的实时监控及可移动系统的即插即用。

参考文献

[1]西门子 (中国) 有限公司自动化与驱动集团.深入浅出西门子S7-300PLC.北京:北京航空航天大学出版社, 2004.

[2]西门子 (中国) 有限公司自动化与驱动集团.深入浅出西门子Win CC.北京:北京航空航天大学出版社, 2004.

[3]崔琦, 郭豫鹏, 段立强.S7-200PLC与WINCC监控的通信研究[J].洛阳理工学院学报, 2010, 20 (4) .