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CN115030824A - 一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法 - Google Patents

一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法 Download PDF

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CN115030824A
CN115030824A CN202210958098.6A CN202210958098A CN115030824A CN 115030824 A CN115030824 A CN 115030824A CN 202210958098 A CN202210958098 A CN 202210958098A CN 115030824 A CN115030824 A CN 115030824A
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Abstract

本发明公开了一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法，系统包括机上电源、控制装置、供油泵、燃油箱、压力传感器以及发动机；控制装置的供电端通过电缆与机上电源连接，其控制端通过电缆与设置于燃油箱内的供油泵连接；供油泵通过供油管路与发动机连接，供油泵出口侧及发动机入口侧的供油管路上均设置有压力传感器，并通过电缆与控制信号的信号输入端连接。本发明在直升机全飞行剖面实时采集发动机入口压力，并与设定的发动机入口压力值进行比较、计算，通过控制装置实时调节供油泵转速，调整供油压力，保证直升机在全流量范围、正过载、无过载和负过载的全飞行剖面下发动机入口压力维持在设定值，满足发动机的入口要求要求，保证飞行安全。

Description

一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法
技术领域
本发明属于直升机然后系统的供油技术领域，具体涉及一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法。
背景技术
直升机供油系统与发动机之间的安装高度高，在全飞行剖面进行机动飞行时，燃油系统与发动机之间供油管中的燃油在正/负过载条件下，产生向下/向上的过载力，引起供油压力减小/升高，如果在此飞行条件不对供油压力进行实时调节，供油压力超出发动机的进口压力范围后，导致发动机出现空中停车的故障，
通过采用自适应闭环控制调节供油压力的技术，保证发动机入口压力不超限，确保飞行安全。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法解决了现有由于直升机的发动机与燃油箱之间安装有高度差，在过载条件和正常飞行切换过程下，难以实现供油系统供油自适应调节，导致发生空中停车的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统，其特征在于，包括机上电源、控制装置、供油泵、燃油箱、压力传感器以及发动机；
所述控制装置的供电端通过电缆与所述机上电源连接，所述控制装置的控制端通过电缆与设置于燃油箱内的供油泵连接；
所述供油泵通过供油管路与所述发动机连接，所述供油泵出口侧及发动机入口侧的供油管路上分别设置有第一压力传感器和第二压力传感器；
所述第一压力传感器和第二压力传感器均通过电缆与所述控制装置的信号输入端连接。
进一步地，所述控制装置包括预处理器、模糊控制器以及PID控制器；
所述预处理器用于根据设定压力值，计算其与第二压力传感器采集的发动机入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率，并将其输入至模糊控制器中；
所述模糊控制器用于根据输入的供油压力值误差和误差变化率，计算PID参数并将其输入至PID控制器；
所述PID控制器用于根据输入的PID参数，生成占空比控制信号，并根据其对供油泵中电机转速进行调节，进而控制供油泵的增压能力；
其中，供油泵中电机转速、第一压力传感器和第二压力传感器采集的压力信号一并传输至预处理器中。
一种直升机全飞行剖面下自适应供油方法，包括以下步骤：S1、确定直升机上发动机入口侧的压力状态；
S2、根据发动机入口侧的压力状态，通过控制装置根据第一压力传感器和第二压力传感器采集的压力数据对供油泵中电机转速进行调节，以保持发动机入口侧压力恒定，实现自适应供油。
进一步地，所述步骤S1具体为，通过第二压力传感器采集发动机入口侧的压力信号，并将其与设定压力值进行比较，进而确定发动机入口侧的压力状态；
其中，压力状态包括正常状态、高于设定压力值状态以及低于压力设定值状态。
进一步地，所述步骤S2中，在正常状态下，通过控制装置调节供油泵中电机转速保持不变，稳定供油泵增压能力，以保持发动机入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在低于压力设定值状态下，通过控制装置调节供油泵中电机转速增加，提高供油泵增压能力，以保持发动机入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在高于设定压力值状态下，通过控制装置调节供油泵中电机转速下降，降低供油泵增压能力，以保持发动机入口侧压力恒定，实现自适应供油。
进一步地，所述供油泵出口侧压力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
所述发动机入口侧压力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
为供油泵增压，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为燃油密度，a为飞机的绝对加速度，h为燃油箱内液面高度，
Figure 997551DEST_PATH_IMAGE007
为供油泵至发动机的安装高度，a 0为过载加速度；
在发动机入口侧压力为正常状态下，发动机入口侧压力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，控制泵增压能力不变；
在发动机入口侧压力低于压力设定值状态下，发动机入口侧压力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
，控制供油泵增压能力提高
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
；
在发动机入口侧压力高于压力设定值状态下，发动机入口侧压力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
，控制供油泵增压能力降低
Figure 433080DEST_PATH_IMAGE010
。
进一步地，通过控制装置调节供油泵中电机转速的方法具体为：
A1、计算控制装置内部设定压力值与第二压力传感器采集的发动机入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率；
A2、将计算的供油压力值误差和误差变化率作为模糊控制器的输入，获得PID参数并输入至PID控制器中；
A3、在PID控制器中，根据输入的PID控制参数，输出PWM占空比控制信号，并根据其调节供油泵中电机转速。
进一步地，所述步骤A2具体为：
A2-1、构建模糊控制器中的模糊控制表；
所述模糊控制表中的数据包括供油压力值误差e、误差变化率ec，△K p 、△K i 以及△K d 均为输出PID参数调节量；其中，供油压力值误差e、误差变化率ec均划分为3个区间，△K p 、△K i 以及△K d 均划分为2个区间；
A2-2、基于当前输入的供油压力值误差e和误差变化率ec，当前根据模糊控制表，采用重心法计算△K p 、△K i 和△K d ，进而得到PID参数K p ，K i 和K d ；
其中，K p ，K i 和K d 分别为比例系数、积分作用系数以及微分作用系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
为PID参数的初始值。
进一步地，所述步骤A3中，输出PWM占空比控制信号u k 的表达式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
为系统当前时刻k压力误差值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为系统前一时刻k-1的压力误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为时刻j的压力误差值。
本发明的有益效果为：
（1）本发明在直升机全飞行剖面实时采集发动机入口压力，并且与设定的发动机入口压力值进行比较、计算，通过控制装置实时调节供油泵转速，调整供油压力，保证直升机在全流量范围、正过载、无过载和负过载的全飞行剖面下发动机入口压力维持在设定值，满足发动机的入口要求要求，保证飞行安全。
（2）本发明实施例提供的控制方法相比传统的PID控制，模糊控制器与PID控制器形成的模糊PID算法更加的灵活稳定，特别是对于时变性和非线性较大的被控对象。
附图说明
图1为本发明提供的直升机飞行剖面下自适应供油系统结构示意图。
图2为本发明提供的控制装置结构图。
图3为本发明提供的直升机飞行剖面下自适应供油方法流程图。
图4为本发明提供的直升机燃油系统简图。
其中：1、机上电源；2、控制装置；3、供油泵；4、燃油箱；5、第一压力传感器；6、第二压力传感器；7、发动机；8、供油管路。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
实施例1：
本发明实施例提供了一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统，如图1所示，包括机上电源1、控制装置2、供油泵3、燃油箱4、压力传感器以及发动机7；
控制装置2的供电端通过电缆与机上电源1连接，控制装置2的控制端通过电缆与设置于燃油箱4内的供油泵3连接；
供油泵3通过供油管路8与发动机7连接，供油泵3出口侧及发动机7入口侧的供油管路8上分别设置有第一压力传感器5和第二压力传感器6；
第一压力传感器5和第二压力传感器6均通过电缆与控制装置的信号输入端连接。
本发明实施例中的控制装置2如图2所示，包括预处理器、模糊控制器以及PID控制器；
预处理器用于根据设定压力值，计算其与第二压力传感器6采集的发动机7入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率，并将其输入至模糊控制器中；
模糊控制器用于根据输入的供油压力值误差和误差变化率，计算PID参数并将其输入至PID控制器；
PID控制器用于根据输入的PID参数，生成占空比控制信号，并根据其对供油泵3中电机转速进行调节，进而控制供油泵3的增压能力；
其中，供油泵3中电机转速、第一压力传感器5和第二压力传感器6采集的压力信号一并传输至预处理器中。
在本发明实施例中控制装置是采集压力传感器信号作为反馈单元，由于机上传感器线路长、机上电磁干扰，对压力传感器输出信号干扰比较大，因此根据飞机过载最大频率和传感器响应特点设计数字滤波器提取传感器压力值，再根据发电机入口侧的供油管路压力偏差和偏差变化率，利用预设的模糊PID控制算法模型对系统参数进行实时修正，输出信号给信号放大器（电机驱动控制组件）控制电机转动为泵提供动力，提高系统快速响应能力和提升系统稳定和抗干扰能力。
在本发明实施例提供的自适应供油系统在工作时，将直升机的发动机7入口侧压力设为恒定值，当发动机7耗油量变化、飞行姿态和过载条件下引发发动机7入口压力变化时，控制装置2将接收的发动机7入口侧压力与设定值进行比较，当发动机7入口压力小于设定值时，控制装置2通过PID控制器实时调节供油泵3中电机转速，升高供油压力，保证使发动机7入口压力增大到设定值；当发动机7入口侧压力大于设定值时，控制装置2通过PID控制器实时调低供油泵3转速，降低供油压力，保证发动机7入口侧压力减小到设定值；在上述过程中，通过PID控制器的闭环控制，调节供油泵3中电机转速，实现自适应调压技术，进而实现直升机全飞行剖面下的自适应供油。
实施例2：
本发明实施例提供了基于实施例1中的直升机全飞行剖面下自适应供油系统的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，如图3所示，包括以下步骤：
S1、确定直升机上发动机7入口侧的压力状态；
S2、根据发动机7入口侧的压力状态，通过控制装置2根据第一压力传感器5和第二压力传感器6采集的压力数据对供油泵3中电机转速进行调节，以保持发动机7入口侧压力恒定，实现自适应供油。
本发明实施例的步骤S1具体为，通过第二压力传感器6采集发动机7入口侧的压力信号，并将其与设定压力值进行比较，进而确定发动机7入口侧的压力状态；
其中，压力状态包括正常状态、高于设定压力值状态以及低于压力设定值状态。
本实施例中引起发动机7入口侧压力发生变化的原因包括发动机7耗油量变化、飞行姿态和过载条件等；其中，正过载条件下，发动机7入口侧压力小于设定值，需要增加电机转速，提高增压能力；在负过载条件下，发动机7入口侧压力大于设定值，需要降低电机转速，减小增压能力。
本实施例的步骤S2中，在正常状态下，通过控制装置2调节供油泵3中电机转速保持不变，稳定供油泵3增压能力，以保持发动机7入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在低于压力设定值状态下，通过控制装置2调节供油泵3中电机转速增加，提高供油泵3增压能力，以保持发动机7入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在高于设定压力值状态下，通过控制装置2调节供油泵3中电机转速下降，降低供油泵3增压能力，以保持发动机7入口侧压力恒定，实现自适应供油。
在本发明实施例中，如图4所示，直升机过载加速度等于系统绝对加速度与重力加速度之和，即：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
当飞机过载加速度为
Figure DEST_PATH_IMAGE023
时，则飞机绝对加速度为：
Figure 733349DEST_PATH_IMAGE024
基于此，供油泵3出口侧压力
Figure 813301DEST_PATH_IMAGE001
为：
Figure 315390DEST_PATH_IMAGE002
发动机7入口侧压力
Figure 113581DEST_PATH_IMAGE003
为：
Figure 843640DEST_PATH_IMAGE004
式中，
Figure 309256DEST_PATH_IMAGE005
为供油泵增压，
Figure 833779DEST_PATH_IMAGE006
为燃油密度，a为飞机的绝对加速度，h为燃油箱内液面高度，H为供油泵至发动机的安装高度，a 0为过载加速度；
在发动机7入口侧压力为正常状态下，发动机7入口侧压力
Figure 853687DEST_PATH_IMAGE008
，控制泵增压能力不变；
在发动机7入口侧压力低于压力设定值状态下，发动机7入口侧压力
Figure 623322DEST_PATH_IMAGE009
，控制供油泵3增压能力提高
Figure 677866DEST_PATH_IMAGE010
；
在发动机7入口侧压力高于压力设定值状态下，发动机7入口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，控制供油泵3增压能力降低
Figure 170027DEST_PATH_IMAGE010
。
在本发明实施例中，根据泵相似定律，供油泵3的转速和压力之间的关系式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
式中，P 1 为供油泵3无过载的供油压力，kPa；P 2 为供油泵3过载时的供油压力，kPa；n 1 为供油泵3无过载的转速，r/min；n 2 为供油泵3过载时的转速，r/min。
本发明实施例中，供油泵3的转速调节是通过第二压力传感器6采集发动机7入口侧的供油压力，控制装置2将给定压力值与采集供油压力的供油压力误差值和误差变化率作为输入给模糊控制器，并根据PID控制器输出的PID参数调节供油泵3中电机转速，达到调节压力的目的。
基于此，本发明实施例中通过控制装置2调节供油泵3中电机转速的方法具体为：
A1、计算控制装置2内部设定压力值与第二压力传感器6采集的发动机7入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率；
A2、将计算的供油压力值误差和误差变化率作为模糊控制器的输入，获得PID参数并输入至PID控制器中；
A3、在PID控制器中，根据输入的PID控制参数，输出PWM占空比控制信号，并根据其调节供油泵3中电机转速。
本实施例步骤A2具体为：
A2-1、构建模糊控制器中的模糊控制表；
模糊控制表中的数据包括供油压力值误差e、误差变化率ec，△K p 、△K i 以及△K d 均为输出PID参数调节量；其中，供油压力值误差e、误差变化率ec均划分为3个区间，△K p 、△K i 以及△K d 均划分为2个区间。
A2-2、基于当前输入的供油压力值误差e和误差变化率ec，当前根据模糊控制表，采用重心法计算△K p 、△K i 和△K d ，进而得到PID参数K p ，K i 和K d ；
其中，K p ，K i 和K d 分别为比例系数、积分系数，以及微分系数，
Figure 473970DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 280252DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure 454881DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 55627DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 814242DEST_PATH_IMAGE016
、
Figure 424215DEST_PATH_IMAGE017
为PID参数的初始值。
在本实施例的步骤A2-1中，依据现实e的变化范围在（0,300），将其划分为3个区间，分别为PS, PM,PB；误差变化率ec变化范围（-300,300）划分为3个区间：N，Z，P； △K p 、△K i 、△K d 划分为2个区间：N，P，得到模糊控制表，如表1所示；
表1：模糊控制表
Figure DEST_PATH_IMAGE027
本实施例的步骤A3中，输出PWM占空比控制信号u k 的表达式为：
Figure 984509DEST_PATH_IMAGE018
式中，
Figure 287314DEST_PATH_IMAGE019
为系统当前时刻k压力误差值，
Figure 769111DEST_PATH_IMAGE020
为系统前一时刻k-1的压力误差，
Figure 182775DEST_PATH_IMAGE021
为时刻j的压力误差值。
本实施例中的PID参数K p ，K i 和K d 的解释说明如下：
比例系数K p ：加快系统的响应速度，提高系统的调节精度。K p 越大，系统的响应速度越快，但易超调，系统不稳定。K p 取值过小，则会降低调节精度，使响应速度缓慢，从而延长调节时间，使系统静态、动态特性变坏。
积分作用系数K i ：消除系统的稳态误差。K i 越大，系统的静态误差消除越快，但K i 过大，在响应过程会产生积分饱和现象，从而引起响应过程的较大超调。若K i 过小，将使系统静态误差难以消除。
微分作用系数K d ：改善系统的动态特性，其作用主要是在响应过程中抑制偏差向任何方向的变化，对偏差变化进行提前预报。但K d 过大，会使响应过程提前动作，从而延长调节时间，而且会降低系统的抗干扰性能。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“厚度”、“上”、“下”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“径向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或隐含指明的技术特征的数量。因此，限定由“第一”、“第二”、“第三”的特征可以明示或隐含地包括一个或者更多个该特征。

Claims (9)

1.一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统，其特征在于，包括机上电源（1）、控制装置（2）、供油泵（3）、燃油箱（4）、压力传感器以及发动机（7）；
所述控制装置（2）的供电端通过电缆与所述机上电源（1）连接，所述控制装置（2）的控制端通过电缆与设置于燃油箱（4）内的供油泵（3）连接；
所述供油泵（3）通过供油管路（8）与所述发动机（7）连接，所述供油泵（3）出口侧及发动机（7）入口侧的供油管路（8）上分别设置有第一压力传感器（5）和第二压力传感器（6）；
所述第一压力传感器（5）和第二压力传感器（6）均通过电缆与所述控制装置的信号输入端连接。
2.根据权利要求1所述的直升机全飞行剖面下自适应供油系统，其特征在于，所述控制装置（2）包括预处理器、模糊控制器以及PID控制器；
所述预处理器用于根据设定压力值，计算其与第二压力传感器（6）采集的发动机（7）入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率，并将其输入至模糊控制器中；
所述模糊控制器用于根据输入的供油压力值误差和误差变化率，计算PID参数并将其输入至PID控制器；
所述PID控制器用于根据输入的PID参数，生成占空比控制信号，并根据其对供油泵（3）中电机转速进行调节，进而控制供油泵（3）的增压能力；
其中，供油泵（3）中电机转速、第一压力传感器（5）和第二压力传感器（6）采集的压力信号一并传输至预处理器中。
3.一种基于权利要求1~2任一所述的直升机全飞行剖面下自适应供油系统的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、确定直升机上发动机（7）入口侧的压力状态；
S2、根据发动机（7）入口侧的压力状态，通过控制装置（2）根据第一压力传感器（5）和第二压力传感器（6）采集的压力数据对供油泵（3）中电机转速进行调节，以保持发动机（7）入口侧压力恒定，实现自适应供油。
4.根据权利要求3所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，所述步骤S1具体为，通过第二压力传感器（6）采集发动机（7）入口侧的压力信号，并将其与设定压力值进行比较，进而确定发动机（7）入口侧的压力状态；
其中，压力状态包括正常状态、高于设定压力值状态以及低于压力设定值状态。
5.根据权利要求4所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，所述步骤S2中，在正常状态下，通过控制装置（2）调节供油泵（3）中电机转速保持不变，稳定供油泵（3）增压能力，以保持发动机（7）入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在低于压力设定值状态下，通过控制装置（2）调节供油泵（3）中电机转速增加，提高供油泵（3）增压能力，以保持发动机（7）入口侧压力恒定，实现自适应供油；
在高于设定压力值状态下，通过控制装置（2）调节供油泵（3）中电机转速下降，降低供油泵（3）增压能力，以保持发动机（7）入口侧压力恒定，实现自适应供油。
6.根据权利要求5所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，所述供油泵（3）出口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE001
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
所述发动机（7）入口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为供油泵（3）增压，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为燃油密度，a为飞机的绝对加速度，h为燃油箱（4）内液面高度，H为供油泵（3）至发动机（7）的安装高度，a 0为过载加速度；
在发动机（7）入口侧压力为正常状态下，发动机（7）入口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE007
，控制泵增压能力不变；
在发动机（7）入口侧压力低于压力设定值状态下，发动机（7）入口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，控制供油泵（3）增压能力提高
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；
在发动机（7）入口侧压力高于压力设定值状态下，发动机（7）入口侧压力
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，控制供油泵（3）增压能力降低
Figure 775784DEST_PATH_IMAGE009
。
7.根据权利要求6所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，通过控制装置（2）调节供油泵（3）中电机转速的方法具体为：
A1、计算控制装置（2）内部设定压力值与第二压力传感器（6）采集的发动机（7）入口侧压力之间的供油压力值误差和误差变化率；
A2、将计算的供油压力值误差和误差变化率作为模糊控制器的输入，获得PID参数并输入至PID控制器中；
A3、在PID控制器中，根据输入的PID控制参数，输出PWM占空比控制信号，并根据其调节供油泵（3）中电机转速。
8.根据权利要求7所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，所述步骤A2具体为：
A2-1、构建模糊控制器中的模糊控制表；
所述模糊控制表中的数据包括供油压力值误差e、误差变化率ec，△K p 、△K i 以及△K d 均为输出PID参数调节量；其中，供油压力值误差e、误差变化率ec均划分为3个区间，△K p 、△K i 以及△K d 均划分为2个区间；
A2-2、基于当前输入的供油压力值误差e和误差变化率ec，当前根据模糊控制表，采用重心法计算△K p 、△K i 和△K d ，进而得到PID参数K p ，K i 和K d ；
其中，K p ，K i 和K d 分别为比例系数、积分作用系数以及微分作用系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为PID参数的初始值。
9.根据权利要求8所述的直升机全飞行剖面下自适应供油方法，其特征在于，所述步骤A3中，输出PWM占空比控制信号u k 的表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为系统当前时刻k压力误差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE019
为系统前一时刻k-1的压力误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为时刻j的压力误差值。
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