面向大机动飞行的燃油泵无位置传感器控制与自适应压力供油研究

 

摘要：针对某型号燃油系统入口压力在飞行过载与燃油流量变化条件下的精确控制需求，本文提出了一种基于PID控制的新型自适应压力供油技术。该技术以燃油入口压力为控制输入，通过PID算法实时调节增压泵转速，从而实现供油压力的动态自适应调控。利用AMEsim建模仿真软件建立了简化的供油系统仿真模型，对燃油流量变化、飞行高度变化及极限过载工况进行了系统的动态仿真分析。仿真结果表明，在典型飞行剖面、地面小流量及极限过载等复杂工况下，所提出的自适应供油技术能够将燃油入口压力有效控制在设计允许范围内。该技术为解决常规恒转速增压泵因燃油泵出口至入口垂向距离过大导致的供油压力超限问题提供了有效技术途径。

关键词： 燃油系统；入口压力控制；PID控制；自适应供油；AMEsim仿真；过载飞行

 

一、航空燃油系统压力调控研究

燃油系统是飞行器动力装置的关键子系统，其核心任务是在各种飞行条件下向发动机可靠供油。燃油系统入口压力受到大气压力、燃油温度、燃油流量、飞行过载、油位及飞行姿态等多重因素的耦合影响。当增压泵恒转速运转无法满足燃油入口压力工作要求时，必须采取有效的压力调控措施，以确保燃油入口压力始终处于发动机设计允许范围内。

近年来，国内外学者在航空燃油系统压力调控领域开展了广泛的研究工作。在仿真建模方面，Sciatti等利用Simulink建立了完整的燃油系统模型，评估了不同工作条件下系统各部件的性能表现；Afiz等采用PID控制器建立了燃油系统数学模型并进行了仿真分析。在调控策略方面，研究主要围绕两条技术路径展开：一是“泵控方案”，即通过控制增压泵转速主动调节供油压力；二是“阀控方案”，即在供油回路中加装压力调节装置以抑制压力波动。叶宁武等以发动机燃油入口压力为控制输入，采用PID控制策略调节增压泵转速，动态仿真分析验证了变转速泵控方案的可行性。

然而，现有研究多集中于常规飞行工况，对于大过载机动飞行条件下燃油入口压力的自适应调控研究仍显不足。特别是在燃油泵出口至燃油入口垂向距离较大的燃油系统构型中，常规恒转速增压泵供油方式在全包线内的压力变化范围极易超出燃油入口压力允许边界，亟需开发新型自适应压力供油技术以满足宽工况适应性要求。

本文基于某型号燃油系统入口压力的实际需求，提出了一种以PID控制为核心的新型自适应压力供油技术方案，系统阐述其系统组成、控制原理及关键技术，并通过AMEsim仿真验证其有效性。

 

二、燃油系统入口压力调控关键技术

燃油系统入口压力的精确控制是实现发动机稳定运行的核心前提。针对某型号燃油系统入口压力的可控性需求，现阶段主要从四个维度开展技术攻关：传感器精度提升、PID控制算法优化、增压泵技术创新以及系统集成与测试能力发展。

传感器精度提升方面，高精度传感器的应用使对大气压力、燃油温度、入口压力等参数的实时感知成为可能。新型传感器在极端航空环境条件下仍能稳定工作，为后续控制决策提供可靠的数据基础。

PID控制算法优化方面，传统PID控制器面临参数整定困难及工况适应性不足的挑战。研究人员通过引入自适应参数调整机制，使PID控制器能够根据飞行高度、过载系数及燃油流量等工况参数自动调整比例、积分、微分系数，实现了更高效、更稳定的压力控制。

增压泵技术创新方面，新型材料的应用使增压泵结构更加紧凑、重量更轻，同时提高了其耐用性和可靠性。电机驱动技术的进步使增压泵能够更快速、平稳地调整转速，满足燃油入口压力的动态变化需求。

系统集成与测试能力方面，通过建立高度逼真的模拟测试环境，可以在不同海拔高度、气温、飞行姿态等条件下全面验证燃油系统的性能和可靠性，但仍面临周期较长、效率需提升的问题。在此基础上，本文提出一种基于PID控制的变转速增压泵自适应供油方案，通过建模仿真验证实现高效开发。

 

三、自适应压力供油系统方案设计

3.1 系统组成及工作原理

自适应压力供油系统主要由增压泵、控制器、单向阀、燃油切断阀、燃油压力传感器、供油管路及燃油滤等核心部件组成。系统采用增压供油方式，在整个飞行剖面及应急供电情况下，每组供油箱内的两台增压泵同时工作向燃油系统增压供油，实现冗余供油保障。两台增压泵并联工作的冗余设计确保了一台增压泵发生故障时，另一台仍能保障全包线内的供油需求。增压泵出口设置单向活门，可有效防止当一台增压泵失效时增压燃油通过失效泵回流至油箱。供油管路设置燃油滤，其具有阻塞警示和旁通功能，当燃油滤进出口压差大于40 kPa时旁通活门自动打开，确保供油连续性。

系统上电后，智能泵首先执行加电BIT，检测控制器芯片状态、电源状态等基本指标，确保控制器能正常工作。加电BIT通过后控制器进入待机状态，压力传感器实时采集燃油系统入口压力值并发送给控制器。当接收到工作指令后，上位机将工作指令及当前飞行高度通过RS422通信接口发送给增压泵电机控制器，控制器驱动电机运转，带动油泵输出一定流量和压力的燃油供给燃油系统。

3.2 基于PID控制的智能泵转速控制方法

3.2.1 增压泵分档控制逻辑

为平衡系统控制精度与运行稳定性，采用四档转速调控策略，各档位转速分别为：一档9 100 r/min、二档10 000 r/min、三档11 000 r/min、四档11 400 r/min。增压泵从静止启动时默认以档位一档为目标转速运行，运行至目标转速后，根据当前飞行高度和燃油系统入口压力的综合判断进行电机转速调节。分档控制逻辑细化为升档与降档两种工作场景：当入口压力低于设定下限阈值时控制器执行升档操作，当入口压力高于设定上限阈值时执行降档操作。这一分档策略使每个档位都能覆盖一定的增压范围，满足一般工况下入口压力平稳的需求，避免频繁调速引起人为控制波动。在飞机快速机动工况下，能够以最大升率迅速调节至下一档位，实现极限过载下的快速响应。

控制器每10 ms采集一次压力传感器数据，采集10组后进行滑动滤波，100 ms完成数据采集与处理，保证了系统的响应速度与测量精度。

3.2.2 增压泵快速启动与响应

增压泵电机从启动到稳定运行依次经历预定位、I/F启动、状态切换和双闭环矢量控制四个运行区间。为满足大过载机动飞行的瞬时供油需求，设计指标要求50 ms完成预定位，100 ms完成开环加速，随后切换至闭环运行，实现500 ms内完成增压泵启动的全过程。

3.2.3 泵电机无位置传感器控制策略

在航空燃油泵电机控制中，传统的机械式位置传感器会显著增加系统复杂度和故障率，不利于高压、高转速工况下的可靠性提升。因此，在全速域范围内采用无位置传感器控制策略，将电机的启动和运行控制分为三个阶段实现。

（1）I/F流频比启动控制（低速阶段）。在电机零速及低速阶段，反电动势信号微弱，观测器难以准确估算转子位置。在低速区采用I/F流频比启动控制策略，通过给定dq坐标轴下的电流值间接给定αβ坐标轴下的两相电压，使电机在电流闭环状态下平稳启动。I/F控制的核心是通过设置合适的电流-频率比，使得电机输出转矩与不同转速下的负载相匹配，以达到较高的运行效率。与传统的V/F开环控制相比，I/F启动方式使电机始终处于电流闭环状态，经过电流传感器反馈回来的电流受到设定安全电流值的限制，有效避免了PMSM过流故障的发生，使启动过程安全高效。

（2）矢量控制与Id=0控制（中速运行）。当电机转速升至一定值后，控制系统切换至双闭环矢量控制。矢量控制（又称磁场定向控制）的核心思想是根据坐标变换前后基波合成磁动势等效原则，将永磁同步电机在三相静止坐标系中的电压、电流和磁链变换到以转子磁链定向的两相旋转坐标系中，实现各个物理量幅值和相位的解耦控制。采用Id=0的控制策略，即保持定子电流的直轴分量为零，仅由交轴分量产生电磁转矩。这一方法实现了定子电流与转子磁链的解耦，转矩稳定性好，可以获得较宽的调速范围。

（3）滑膜观测器估计转子位置（全速运行）。由于航空燃油泵电机在高速运行时难以安装物理位置传感器，且传感器自身的可靠性问题会带来安全隐患，在中高速运行阶段采用滑膜观测器来估算转子的角度和速度。滑膜控制是一种具有不连续性的非线性控制系统，其响应速度快，对系统参数变化及扰动不灵敏。利用滑膜观测器实时估算转子角度信息，实现电流内环、转速外环的双闭环控制系统，有效增强了泵电机转速及转矩的稳定性，进而提高了系统的控制精度和运行效率。滑膜观测器实现简单、鲁棒性强且能保证在有限时间内收敛，在大功率电机驱动系统中具有显著优势。

3.3 控制器架构与BIT自检测

控制器主要包括滤波电路、电源电路、控制电路、驱动电路、功率电路及信号采集等模块。在飞行过程中，增压泵电机控制器执行周期BIT，一方面周期性采集压力传感器数据和上位机通信数据用于系统的调节控制，另一方面周期性采集电机母线电压、电机相电流、控制器温度等数据用于故障研判及故障保护。

四、自适应供油子系统仿真分析

4.1 仿真场景及建模

为实现在单一模型中模拟多种工况，在AMEsim仿真平台中增加了仪表盘控制界面，实现不同工况的组合与切换。通过供油系统状态控制框内的按钮可实现双泵供单发、双泵供双发、单泵供单发等模式，并选择不同模式下的不同任务剖面。仿真模型中，利用状态机动态调节增压泵转速来实现档位切换功能，以飞机飞行高度和燃油系统入口压力共同作为输入，泵转速作为输出。

4.2 仿真结果与分析

仿真分析覆盖了典型飞行剖面、地面小流量工况及极限过载工况。仿真结果表明，在典型剖面、地面小流量及极限过载工况下，增压泵供油压力均可满足入口压力要求，但最低压力在部分工况下余量较小。具体而言，在7 000 m海拔高度、3.5 g过载条件下测得最小压力为100 kPaA；在-300 m海拔高度、-0.5 g过载条件下测得最大压力为239 kPaA。

这一结果完全满足系统设计指标：在-300~2 000 m的高度范围内不低于137.7 kPaA的绝对压力，以及2 000~7 000 m的高度范围内不低于88.26 kPaA的绝对压力的使用需求。

整个仿真过程中，以燃油系统入口压力为输入量采用PID控制泵的转速变化，使管路系统内的压力及流量实现了快速响应。燃油系统入口压力范围可自适应调节至该燃油系统的使用要求范围，验证了所提出的自适应压力供油技术的可行性与有效性。

 

五、 湖南泰德航空核心技术优势

在国内航空燃油系统技术领域，湖南泰德航空技术有限公司凭借十余年的技术积累与持续创新，在燃油系统核心元件与系统集成方面形成了显著的技术优势。

（1）高压共轨与精密计量技术。湖南泰德航空研发的智能燃油控制系统采用三级压力调节机制，主燃油泵可在200~5 000 psi的压力范围内实现无级调节，配合燃油喷嘴使雾化颗粒直径控制在20微米以下，燃烧效率提升至99.7%。燃油计量精度达到±0.25% FS，比传统机械液压系统精度提升10倍，双冗余ECU采样周期为10 μs，确保毫秒级燃油流量控制精度。

（2）全权限数字电子控制系统。湖南泰德航空研发的燃油系统采用符合DO-178C航空软件标准的FADEC架构，集成自适应模糊PID控制算法，解决了传统机械液压式计量装置响应滞后的问题。自主研发的冗余式双通道燃油计量阀在保证计量精度的同时实现了故障自检测和自动切换功能。

（3）多燃料兼容与自适应调节。通过多传感器融合技术实时监测燃油流量、压力、温度等参数，配合自主研发的控制算法，可实现燃油效率提升15%以上。系统支持JP-8、SAF可持续航空燃料及生物燃料等多种航空燃料，通过燃料特性自适应算法保持燃烧稳定性。

（4）三级过滤与健康管理。燃油系统采用三级过滤机制（粗滤、精滤、水分分离），复合式滤清器通过特殊涂层技术延长使用寿命。系统建立机械备份、数字控制、健康管理三级控制架构，通过压力脉动分析技术实现柱塞磨损状态的实时监测。

（5）电动离心+燃油组合泵技术。湖南泰德航空自主研发的电动离心+燃油组合泵集成永磁同步电机与动态功率分配系统，通过模糊逻辑算法实时调整双泵工作比例，在典型飞行任务中节能20%~30%，并有效解决了高空气蚀问题。

 

六、结论与未来发展展望

本文针对某型号燃油系统入口压力在全飞行包线内的精确控制需求，提出并验证了一种基于PID控制的自适应压力供油技术方案，得出如下结论：

（1）提出的分档PID调速控制策略有效实现了燃油入口压力对大过载和流量变化的动态适应。通过四档转速分级调控与PID连续调节的有机结合，既避免了频繁调速引起的系统不稳定，又满足了极限机动条件下的快速响应需求。

（2）I/F流频比启动控制、矢量控制与滑膜观测器三级递进的无位置传感器控制策略，实现了增压泵在全转速范围内的高效稳定运行。该方案无需安装物理位置传感器，显著提升了航空燃油泵的可靠性。

（3）通过AMEsim仿真验证，在7 000 m/3.5 g极限工况下燃油入口压力为100 kPaA，在-300 m/-0.5 g工况下为239 kPaA，完全满足设计指标要求，验证了所提方案的可行性与有效性。

展望未来，自适应压力供油技术将沿着智能化、集成化和绿色化的方向持续发展。基于数字孪生的燃油系统预测性维护、基于强化学习的自适应控制算法优化、以及面向可持续航空燃料的智能兼容技术将成为该领域的重要发展方向。随着eVTOL等新型飞行器的兴起，对燃油系统的紧凑化、轻量化和多燃料适应性提出了更高的要求，自适应压力供油技术将在更广泛的航空动力系统中发挥关键作用。本文的研究成果为供油系统在大过载下燃油入口压力控制提供了有效的技术方案，对后续燃油系统压力可控性研究具有一定的参考价值。

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