[發(fā)明專利]一種飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201510968382.1
• 申請(qǐng)日: 2015-12-21
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN106892121B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-10-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 任明波;王娟;朱明潔
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): B64D13/06
• 分類號(hào): B64D13/06
• 代理公司: 中國(guó)航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本發(fā)明屬于飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)控制方法。將飛機(jī)的飛行過(guò)程分為地面停機(jī)、地面滑行、起飛、爬升階段，巡航階段，下降、著陸階段；在地面停機(jī)、地面滑行、起飛、爬升階段環(huán)空系統(tǒng)按照飛機(jī)設(shè)定的供氣流量進(jìn)行供氣；在巡航、下降、著陸階段，動(dòng)態(tài)控制飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的供氣流量。在保證系統(tǒng)正常工作情況下，通過(guò)判斷飛機(jī)的飛行階段和環(huán)控系統(tǒng)的狀態(tài)，減小飛機(jī)飛行過(guò)程中環(huán)控系統(tǒng)的供氣量。特別是減小飛機(jī)巡航階段及下降階段環(huán)控系統(tǒng)的供氣量，從而大大降低環(huán)控系統(tǒng)從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量，達(dá)到優(yōu)化環(huán)控系統(tǒng)能量消耗的效果。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)控制方法。

背景技術(shù)

隨著現(xiàn)代飛機(jī)的發(fā)展，飛機(jī)能量管理越來(lái)為人們所關(guān)注，飛行過(guò)程中飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)消耗了很大一部分發(fā)動(dòng)機(jī)引氣，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力產(chǎn)生極大的影響。特別是飛機(jī)巡航階段環(huán)控系統(tǒng)能量消耗占所有機(jī)電系統(tǒng)能量消耗的80％。所以解決環(huán)境控制系統(tǒng)能量消耗成為近年來(lái)國(guó)內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)研究的又一新穎的方向。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題：提供一種能夠降低飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)能量消耗的控制方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)控制方法，其特征在于所述的方法：將飛機(jī)的飛行過(guò)程分為地面停機(jī)、地面滑行、起飛、爬升階段，巡航階段，下降、著陸階段；

在地面停機(jī)、地面滑行、起飛、爬升階段環(huán)空系統(tǒng)按照飛機(jī)設(shè)定的供氣流量進(jìn)行供氣；

在巡航、下降、著陸階段，動(dòng)態(tài)控制飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的供氣流量。

作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，在巡航階段，若機(jī)艙溫度與目標(biāo)機(jī)艙溫度之差在一定范圍內(nèi)持續(xù)一定時(shí)間T，同時(shí)機(jī)艙排氣閥角度大于θ且持續(xù)一定時(shí)間T，則流量控制閥目標(biāo)供氣量通過(guò)以下公式確定：

其中，θ為系統(tǒng)允許的機(jī)艙排氣閥角度最小開(kāi)度，G(k)為當(dāng)前時(shí)刻流量控制閥目標(biāo)供氣量，G(k-1)為一個(gè)控制周期前流量控制閥目標(biāo)供氣量，t為流量控制閥目標(biāo)供氣量計(jì)算周期，λ為穩(wěn)態(tài)目標(biāo)流量變化率，P_{turbin_min}為保證環(huán)控系統(tǒng)制冷包正常工作系統(tǒng)所允許的最小制冷包入口壓力，P_{turbin_stop}為環(huán)控系統(tǒng)制冷包停止工作時(shí)的制冷包入口壓力。

若“機(jī)艙溫度與目標(biāo)機(jī)艙溫度之差在一定范圍內(nèi)持續(xù)一定時(shí)間T，同時(shí)機(jī)艙排氣閥角度大于θ且持續(xù)一定時(shí)間T”的條件不滿足，則巡航階段使用飛機(jī)設(shè)定的供氣流量進(jìn)行供氣。

作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，在下降、著陸階段，根據(jù)以下公式確定目標(biāo)供氣量，

H其中為飛機(jī)飛行高度，Land_h為著陸機(jī)場(chǎng)高度，v為飛機(jī)垂直速度。G(k)為當(dāng)前時(shí)刻流量控制閥目標(biāo)供氣量，G(k-1)為一個(gè)控制周期前流量控制閥目標(biāo)供氣量，G_set為飛機(jī)設(shè)定的供氣流量。

作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，根據(jù)流量控制閥目標(biāo)供氣量與流量控制閥出口流量之差，通過(guò)PID算法調(diào)節(jié)流量控制閥開(kāi)度，使得流量控制閥出口流量控制達(dá)到流量控制閥目標(biāo)供氣量，

當(dāng)|e(k)|≤δ，u(k)＝0；

當(dāng)輸出結(jié)果為開(kāi)活門時(shí)，若e(k)*Δe(k)＜0且0＜e(k)＜η則活門保持當(dāng)前位置不動(dòng)；

當(dāng)輸出結(jié)果為關(guān)活門時(shí)，若e(k)*Δe(k)＜0且-η＜e(k)＜0，則活門保持當(dāng)前位置不動(dòng)；