FR3048229A1 - TURBOPROPOWER CONTROL SYSTEM AND PARAMETERING METHOD THEREOF - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un système de commande (10) d'un turbopropulseur (1) comportant : - une commande par retour d'état (24) configurée pour découpler la puissance d'hélice (SHP) et la vitesse de rotation d'hélice (XNP) du turbopropulseur (1) ; - un compensateur statique (29) configuré pour découpler des consignes de puissance d'hélice (SHPref) et de vitesse de rotation d'hélice (XNPref) du turbopropulseur (1) ; - une boucle globale de puissance (31) comportant un correcteur monovariable de puissance (22a) configuré pour asservir la puissance d'hélice (SHP) du turbopropulseur (1) sur la consigne de puissance d'hélice (SHPref) ; - une boucle globale de vitesse de rotation de l'hélice (32) comportant un correcteur monovariable de vitesse de rotation de l'hélice (22b) configuré pour asservir la vitesse de rotation d'hélice (XNP) du turbopropulseur (1) sur la consigne de vitesse de rotation d'hélice (XNPref) ; les asservissements fournissant des commandes de débit carburant (WF) et de pas d'hélice (β) à destination du turbopropulseur (1).The present invention relates to a control system (10) for a turboprop (1) comprising: - a feedback control (24) configured to decouple the propeller power (SHP) and the rotational speed of the propeller (XNP) turboprop (1); - a static compensator (29) configured to decouple helix power (SHPref) and propeller rotational speed (XNPref) commands from the turboprop (1); a global power loop (31) comprising a monovariable power corrector (22a) configured to slave the propeller power (SHP) of the turboprop (1) to the propeller power setpoint (SHPref); a global loop of rotational speed of the propeller (32) comprising a monovariable rotational speed corrector of the propeller (22b) configured to control the propeller rotation speed (XNP) of the turboprop (1) on the rotational speed reference (XNPref); servo drives supplying fuel flow (WF) and propeller pitch (β) commands to the turboprop (1).
Description
Système de commande d’un turbopropulseur et procédé de paramétrage associéTurboprop control system and method of setting thereof
DOMAINE DE L'INVENTION L’invention concerne le domaine des systèmes de commande de turbopropulseur.FIELD OF THE INVENTION The invention relates to the field of turboprop control systems.
ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART
En référence à la figure 1, un turbopropulseur 1 est constitué d’une turbine 2, entraînant une hélice 3 à pas variable par l’intermédiaire d’un réducteur 4.With reference to FIG. 1, a turboprop 1 consists of a turbine 2, driving a variable pitch propeller 3 through a reduction gear 4.
En référence à la figure 2, un turbopropulseur 1 peut être vu comme un système multivariable comprenant : - deux grandeurs d’entrée : - le débit carburant, qui sera noté WFreel, - le pas de l’hélice (également appelé angle de calage), qui sera noté preel ; - deux grandeurs de sortie : - la puissance de l’hélice, qui sera noté SHP, - la vitesse de rotation de l’hélice, qui sera noté XNP.Referring to Figure 2, a turboprop 1 can be seen as a multivariable system comprising: - two input quantities: - the fuel flow, which will be noted WFreel, - the pitch of the propeller (also called calibration angle) , which will be noted preel; - two output quantities: - the power of the helix, which will be noted SHP, - the speed of rotation of the helix, which will be noted XNP.
En référence à la figure 2, dans un système de commande de turbopropulseur 10, la puissance SHP est commandée par le contrôle du débit carburant WFreel, tandis que la vitesse de rotation de l’hélice XNP est commandée par le contrôle sur le pas de l’hélice preel. La vitesse XNP est asservie autour de plusieurs paliers de vitesse, définis par rapport aux conditions de vol et par rapport à l’état du turbopropulseur.With reference to FIG. 2, in a turboprop control system 10, the power SHP is controlled by the control of the fuel flow WFreel, while the rotational speed of the propeller XNP is controlled by the control on the pitch of the engine. preel helix. The XNP speed is controlled around several speed levels, defined in relation to the flight conditions and the state of the turboprop.
Une boucle globale de puissance SHP 31 asservie la puissance SHP sur une consigne de puissance SHPref tandis qu’une boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 asservie la vitesse de rotation de l’hélice XNP sur une consigne de vitesse de rotation de l’hélice XNPref.A global SHP power loop 31 controls the power SHP on a power setpoint SHPref while a global loop of rotation speed of the propeller XNP 32 slaves the speed of rotation of the propeller XNP on a setpoint of rotational speed of the XNPref helix.
Les boucles globales de puissance SHP 31 et de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 sont complétées par des boucles locales 33 et 34 qui asservissent d’autres variables, dont le débit carburant WF et le pas de l’hélice β. Par la suite, les boucles locales de débit carburant WF 33 et de pas de l’hélice β 34 seront directement incluses dans le modèle de turbopropulseur et n’apparaissent pas sur les schémas de commande.The overall SHP 31 power and rotation speed loops of the helix XNP 32 are supplemented by local loops 33 and 34 which slave other variables, including the fuel flow WF and the pitch of the helix β. Subsequently, the local fuel flow loops WF 33 and pitch of the β 34 propeller will be directly included in the turboprop model and do not appear on the control diagrams.
Un système de gestion des consignes 19 détermine les consignes de puissance d’hélice SHPref et de vitesse de rotation d’hélice XNPref à partir d’une consigne de poussée unique fixée par le pilote par actionnement d’une manette des gaz 18.A setpoint management system 19 determines the SHPref helix power and propeller rotation speed XNPref setpoints from a single thrust setpoint set by the pilot by actuation of a throttle lever 18.
La demande de variation de puissance SHPref entraîne une variation non désirée de la vitesse de rotation de l’hélice XNP. De même, la variation de la demande de vitesse de rotation de l’hélice XNPref affecte la puissance du générateur de gaz SHP.The power variation request SHPref causes an undesired change in the rotational speed of the XNP helix. Likewise, the variation in the rotational speed demand of the XNPref helix affects the power of the SHP gas generator.
Ces perturbations sont fortement préjudiciables au turbopropulseur. Elles entraînent notamment des surcouples importants qui endommagent les composants en fatigue, et en particulier le réducteur 4.These disturbances are highly detrimental to the turboprop engine. In particular, they lead to significant overvoltages which damage the components in fatigue, and in particular the gearbox 4.
Afin d’asservir le turbopropulseur, tout en garantissant un découplage correct entre les boucles Puissance SHP et Hélice XNP, plusieurs approches ont été proposées.In order to enslave the turboprop, while ensuring proper decoupling between Power SHP and Helix XNP loops, several approaches have been proposed.
Dans ces approches, les lois de commande sont synthétisées à partir d’un modèle linéaire identifié autour de points de fonctionnement. Les schémas des systèmes de l’art antérieur qui suivent sont présentés avec des modèles de turbopropulseur linéaire. Ces modèles de turbopropulseur sont notés G lorsque le formalisme de matrice de transfert est utilisé. Lorsque le formalisme d’état est utilisé, le modèle de turbopropulseur se compose des matrices d’état, de commande et de sortie A, B et C (la matrice d’action directe D étant nulle dans le cas des turbopropulseurs).In these approaches, control laws are synthesized from a linear model identified around operating points. The schematics of the systems of the prior art that follow are presented with linear turboprop models. These turboprop models are denoted G when the transfer matrix formalism is used. When state formalism is used, the turboprop model consists of the state, control, and output matrices A, B, and C (the D action matrix is zero in the case of turboprops).
Comme illustré sur la figure 3, on connaît des approches dites centralisées de type H2, H- (comme celle décrit dans le document G. Zames. Feedback and optimal sensitivity Model reference transformations, multiplicative seminorms, and approximations. IEEE Transactions on Automatic Control, vol. 26, issue n°4, 1981).As illustrated in FIG. 3, so-called centralized approaches of the type H2, H- are known (as that described in the document G. Zames.) IEEE Transactions on Automatic Control, 26, issue 4, 1981).
Ces approches permettent de synthétiser un correcteur multivariable 11 prenant en compte directement la puissance SH P et la vitesse de l’hélice XNP.These approaches make it possible to synthesize a multivariable corrector 11 taking directly into account the power SH P and the speed of the helix XNP.
Bien que ces solutions soient relativement performantes, leur développement nécessite des calculs importants, et les correcteurs obtenus sont généralement complexes. Par ailleurs, ces lois de commande ne sont pas intuitives, ce qui constitue un problème évident pour les ajustements des réglages lors d’essais moteurs.Although these solutions are relatively efficient, their development requires significant calculations, and the correctors obtained are generally complex. Moreover, these control laws are not intuitive, which is an obvious problem for adjusting adjustments during engine tests.
Comme illustré sur la figure 4, on connaît également des commandes par retour d’état (de type méthode de placement de pôles, méthode de la commande linéaire quadratique). Ces méthodes consistent à ajouter une rétroaction comportant un retour d’état 12. Des termes d’action intégrale 13 sont généralement ajoutés au retour d’état 12 afin d’obtenir de bonnes performances.As illustrated in FIG. 4, feedback control commands are also known (of the type of pole placement method, of the quadratic linear control method). These methods consist in adding a feedback with a state feedback 12. Integral action terms 13 are generally added to the state feedback 12 in order to obtain good performance.
Ces méthodes n’étant pas axées sur le découplage, les interactions entre les boucles Puissance SH P et Hélice XNP restent généralement trop importantes. Par ailleurs, les commandes par retour d’état sont difficilement ajustables sur banc moteur.Since these methods do not focus on decoupling, the interactions between SH Power and XNP Helix loops generally remain too important. Moreover, the commands by state feedback are difficult to adjust on engine bench.
Comme illustré sur la figure 5, on connaît des approches de découplage par retour d’état (comme par exemple la synthèse de Falb-Wolovich (décrite dans « Commande et estimation multivariables », Ostertag, 2006) ou la synthèse modale complète). Ces méthodes consistent à ajouter une rétroaction comportant un retour d’état 14 et une compensation statique M 14b pour découpler le système. L’avantage de ces méthodes est qu’elles permettent d’obtenir un découplage total, avec des correcteurs relativement simples.As illustrated in FIG. 5, feedback decoupling approaches are known (for example the Falb-Wolovich synthesis (described in "Multivariable control and estimation", Ostertag, 2006) or the complete modal synthesis). These methods consist in adding a feedback comprising a state feedback 14 and a static compensation M 14b to decouple the system. The advantage of these methods is that they make it possible to obtain a total decoupling, with relatively simple correctors.
Ces méthodes ne sont cependant pas compatibles avec l’ajout d’actions intégrales. En effet, ces méthodes sont basées sur le déplacement d’un nombre limité de pôles dépendant du système, et le fait d’ajouter des intégrateurs et donc des pôles instables conduit à déplacer ces derniers au lieu des pôles du système. Les performances obtenues sont alors insuffisantes, notamment en termes de rejet de perturbations. Par ailleurs, les commandes par retour d’état sont difficilement ajustables en pratique.However, these methods are not compatible with the addition of integral actions. Indeed, these methods are based on the displacement of a limited number of poles depending on the system, and the fact of adding integrators and therefore unstable poles leads to move them instead of the poles of the system. The performances obtained are then insufficient, especially in terms of rejection of disturbances. Moreover, the commands by state return are difficult to adjust in practice.
Comme illustré sur la figure 6, on connaît également des méthodes fréquentielles de découplage (comme les méthodes de pseudodiagonalisation, de décomposition en valeurs propres et en valeurs singulières, de découpleur simplifié, ou de découpleur idéal) qui permettent de découpler le système à l’aide de compensateurs 15, avant d’utiliser des régulateurs monovariables 16 de type PID permettant d’asservir le système. L’avantage de ces méthodes est que les étapes de synthèse des compensateurs 15 et des régulateurs monovariables 16 sont distinctes. Il est donc relativement simple d’ajuster a posteriori les réglages des régulateurs monovariables 16.As illustrated in FIG. 6, frequency decoupling methods (such as pseudodiagonalisation, eigenvalue and singular value decomposition, simplified decoupler, or ideal decoupler methods) are also known which make it possible to decouple the system from the decoder. using compensators 15, before using PID type monovariable regulators 16 to enslave the system. The advantage of these methods is that the synthesis steps of the compensators 15 and the monovariable controllers 16 are distinct. It is therefore relatively simple to adjust a posteriori the settings of the monovariable regulators 16.
Le problème est que des compensateurs simples ne parviennent généralement pas à assurer un découplage satisfaisant. Un découplage convenable ou parfait ne peut être atteint qu’en utilisant des compensateurs complexes, difficilement implémentables et interpolables.The problem is that simple compensators generally fail to ensure satisfactory decoupling. Decoupling suitable or perfect can only be achieved by using complex compensators, difficult to implement and interpolable.
Comme illustré sur la figure 7, on connaît également des méthodes de découplage physique qui consistent à calculer des biais 17 à ajouter sur les commandes pour compenser les perturbations des différentes boucles. Des régulateurs monovariables 16 sont ensuite ajoutés sur chacune des boucles.As illustrated in FIG. 7, physical decoupling methods are also known which consist in calculating biases 17 to be added to the controls to compensate for the disturbances of the different loops. Monovariable controllers 16 are then added to each of the loops.
Le problème de ces méthodes est que les biais 17 sont difficilement calculables et pas toujours suffisamment précis.The problem with these methods is that the biases 17 are difficult to calculate and not always sufficiently precise.
En conclusion, les approches de l’art antérieur sont insatisfaisantes soit parce qu’elles ne permettent pas d’obtenir un découplage suffisant entre la puissance de l’hélice SH P et la vitesse de rotation de l’hélice XNP soit parce qu’elles utilisent des méthodes de synthèse trop complexes qui ne permettent pas d’être utilisées sur banc moteur.In conclusion, the approaches of the prior art are unsatisfactory either because they do not make it possible to obtain a sufficient decoupling between the power of the helix SH P and the speed of rotation of the helix XNP either because they use synthetic methods too complex that do not allow to be used on engine bench.
EXPOSE DE L'INVENTIONSUMMARY OF THE INVENTION
Un but de l’invention est donc de proposer un système de commande d’un turbopropulseur permettant d’obtenir un découplage efficace entre la puissance de l’hélice SH P et la vitesse de rotation de l’hélice XNP avec des lois de commande et des méthodes de synthèse relativement simples.An object of the invention is therefore to propose a control system for a turboprop which makes it possible to obtain an efficient decoupling between the power of the propeller SH P and the speed of rotation of the propeller XNP with control laws and relatively simple synthesis methods.
Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à un système de commande d’un débit carburant et d’un pas de l’hélice d’un turbopropulseur en fonction d’une consigne de puissance d’hélice et d’une consigne de vitesse de rotation d’hélice, le système de commande étant caractérisé en ce qu’il comporte : - une commande par retour d’état configurée pour découpler la puissance d’hélice et la vitesse de rotation d’hélice du turbopropulseur du point de vue des états du système ; - un compensateur statique configuré pour découpler des consignes de puissance d’hélice et de vitesse de rotation d’hélice du turbopropulseur ; - une boucle globale de puissance comportant un correcteur monovariable de puissance configuré pour asservir la puissance d’hélice du turbopropulseur sur la consigne de puissance d’hélice; - une boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice comportant un correcteur monovariable de vitesse de rotation de l’hélice configuré pour asservir la vitesse de rotation d’hélice du turbopropulseur sur la consigne de vitesse de rotation d’hélice ; les asservissements fournissant des commandes de débit carburant et de pas d’hélice à destination du turbopropulseur.This object is achieved in the context of the present invention by virtue of a system for controlling a fuel flow and a pitch of the propeller of a turboprop engine as a function of a propeller power setpoint and a rotational speed reference of the propeller, the control system being characterized in that it comprises: a control by state feedback configured to decouple the propeller power and the rotational speed of the turboprop propeller from the point view of system states; a static compensator configured to decouple propeller power and propeller rotational speed commands from the turboprop; a global power loop comprising a monovariable power corrector configured to slave the propeller power of the turboprop to the propeller power setpoint; a global loop of rotational speed of the helix comprising a monovariable rotational speed corrector of the helix configured to control the rotational speed of the propeller of the turboprop to the rotational speed of the propeller; servos supplying fuel flow and propeller pitch commands to the turboprop.
Le système de commande d’un turbopropulseur proposé permet d’assurer un découplage efficace avec un correcteur de retour d’état et une matrice de compensation simples, tout en conservant les dynamiques principales du turbopropulseur, ce qui permet de régler les correcteurs d’une manière simple et intuitive.The proposed turbo-prop engine control system provides efficient decoupling with a simple state-return corrector and compensation matrix, while maintaining the main dynamics of the turboprop engine, allowing the correctors of a turboprop to be adjusted. simple and intuitive way.
En outre, les lois de commande d’un système de commande conforme à l’invention sont facilement ajustables et d’une complexité raisonnable.In addition, the control laws of a control system according to the invention are easily adjustable and of a reasonable complexity.
En effet, l’asservissement du turbopropulseur est réalisé par des correcteurs monovariables.In fact, servocontrol of the turboprop is performed by monovariable correctors.
Les correcteurs monovariables sont simples et leurs réglages sont facilités du fait du découplage. Par ailleurs, ces réglages n’impactent pas le découplage. Ces réglages peuvent être réalisés lors des phases de conception en amont, au cours d’essais sur bancs de tests, mais également au cours de la vie du turbopropulseur. En effet, le comportement du système est modifié lors du vieillissement de celui-ci. Il est alors possible d’adapter les correcteurs monovariables dans le but de maintenir les performances souhaitées (notamment en termes de temps de réponse et de dépassement).The monovariable correctors are simple and their adjustments are facilitated by the decoupling. Moreover, these settings do not affect the decoupling. These adjustments can be made during the design phases upstream, during tests on test benches, but also during the life of the turboprop engine. Indeed, the behavior of the system is changed during aging thereof. It is then possible to adapt the monovariable correctors in order to maintain the desired performances (in particular in terms of response time and overshoot).
Le système de commande permet ainsi de limiter les interactions entre le contrôle hélice et le contrôle moteur de manière à : - minimiser l’impact d’une variation de puissance sur la vitesse de l’hélice, et - minimiser l’impact d’une variation du palier de vitesse hélice sur la puissance de l’hélice ;The control system thus makes it possible to limit the interactions between the helical control and the engine control so as to: - minimize the impact of a variation of power on the speed of the propeller, and - minimize the impact of a variation of the propeller speed bearing on the power of the propeller;
Le système de commande permet en outre d’assurer la robustesse de la commande aux perturbations et aux incertitudes de modélisation, et d’assurer un temps de réponse, de dépassement, et des marges de stabilité correctes. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles.The control system furthermore makes it possible to ensure the robustness of the control to disturbances and modeling uncertainties, and to ensure a response time, overshoot, and correct stability margins. The invention is advantageously supplemented by the following characteristics, taken individually or in any of their technically possible combinations.
La commande par retour d’état est un régulateur multivariable statique dont les commandes résultantes sont des combinaisons linéaires de la puissance de l’hélice et de la vitesse de rotation de l’hélice du turbopropulseur.The feedback control is a static multivariable controller whose resulting controls are linear combinations of the propeller power and rotational speed of the turboprop propeller.
Le compensateur statique est un régulateur multivariable statique dont les commandes résultantes sont des combinaisons linéaires des incréments de consigne de puissance de l’hélice et de consigne de vitesse de rotation de l’hélice du turbopropulseur.The static compensator is a static multivariable regulator whose resulting commands are linear combinations of the increments of the propeller power setpoint and the rotational speed setpoint of the turboprop propeller.
Le correcteur monovariable de puissance SHP a comme variable d’entrée l’erreur de l’asservissement de la puissance d’hélice ; et le correcteur monovariable de vitesse de rotation de l’hélice XNP a comme variable d’entrée l’erreur de l’asservissement de la vitesse de rotation d’hélice.The monovariable power corrector SHP has as an input variable the error of the slaving of the propeller power; and the monovariable rotational speed corrector of the XNP helix has as an input variable the error of the servocontrol of the rotational speed of the helix.
La commande par retour d’état est une boucle de rétroaction entre les sorties du turbopropulseur et les sorties de la matrice de retour d’état.The feedback control is a feedback loop between the turboprop outputs and the outputs of the feedback matrix.
La boucle globale de puissance est une boucle de rétroaction entre la sortie de puissance du turbopropulseur et la sortie du correcteur monovariable de puissance.The overall power loop is a feedback loop between the power output of the turboprop and the output of the single power variable corrector.
La boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice est une boucle de rétroaction entre la sortie de vitesse de rotation de l’hélice du turbopropulseur et la sortie du correcteur monovariable de vitesse de rotation de l’hélice.The overall rotational speed loop of the propeller is a feedback loop between the rotational speed output of the propeller of the turboprop and the output of the monovariable rotational speed corrector of the propeller.
Les correcteurs monovariables sont des correcteurs comportant une action proportionnelle et une action intégrale. L’invention propose en outre un procédé de paramétrage d’un système de commande d’un turbopropulseur, comportant des étapes consistant à : - définir un modèle du turbopropulseur ; - définir un correcteur de retour d’état de manière à découpler la puissance d’hélice et la vitesse de rotation d’hélice du modèle de turbopropulseur ; - définir un compensateur statique de manière à découpler les consignes de puissance d’hélice et de vitesse de rotation d’hélice du turbopropulseur ; - définir un correcteur monovariable de puissance d’hélice de manière à asservir la puissance d’hélice du modèle de turbopropulseur sur la consigne de puissance d’hélice et définir un correcteur monovariable de vitesse de rotation d’hélice de manière à asservir la vitesse de rotation d’hélice du modèle de turbopropulseur sur la consigne de vitesse de rotation d’hélice ;Monovariable correctors are correctors with proportional action and integral action. The invention also proposes a method of parameterizing a control system of a turboprop engine, comprising the steps of: defining a model of the turboprop; - Define a state return corrector so as to decouple the propeller power and propeller rotation speed of the turboprop model; defining a static compensator so as to decouple the propeller power and propeller rotational speed commands from the turboprop engine; define a monovariable helical power corrector so as to slave the propeller power of the turboprop model to the propeller power setpoint and to define a monovariable corrector of propeller rotation speed so as to enslave the speed of the propeller. propeller rotation of the turboprop model on the rotational speed of propeller;
Le correcteur de retour d’état et le compensateur statique sont configurés pour que la fonction de transfert du système de commande ait des gains et pôles correspondant à ceux de la fonction de transfert du modèle de turbopropulseur.The feedback corrector and the static compensator are configured so that the transfer function of the control system has gains and poles corresponding to those of the transfer function of the turboprop model.
Le procédé de paramétrage d’un système de commande comporte en outre une étape d’interpolation des correcteurs monovariables en fonction de variables de conditions de vol.The parameterization method of a control system further comprises a step of interpolation of the monovariable correctors according to variables of flight conditions.
Les paramètres des correcteurs monovariables sont interpolés individuellement par séquencement de gains.The parameters of the monovariable correctors are interpolated individually by sequencing gains.
Le procédé de paramétrage d’un système de commande comporte en outre une étape d’interpolation du correcteur de retour d’état et du compensateur statique en fonction de variables de conditions de vol.The parameterization method of a control system further comprises a step of interpolation of the state return corrector and the static compensator according to variables of flight conditions.
Le procédé de paramétrage proposé permet de séparer les phases de conception du découplage et de l’asservissement.The proposed parameterization process makes it possible to separate the design phases from decoupling and servocontrol.
Les correcteurs monovariables peuvent ainsi être réglés indépendamment du correcteur de retour d’état à partir du système découplé.Monovariable correctors can thus be set independently of the feedback corrector from the decoupled system.
DESCRIPTION DES FIGURES D’autres objectifs, caractéristiques et avantages ressortiront de la description détaillée qui suit en référence aux dessins donnés à titre illustratif et non limitatif parmi lesquels : - la figure 1 illustre schématiquement un turbopropulseur ; - la figure 2 illustre schématiquement un système de régulation d’un turbopropulseur ; - la figure 3 illustre schématiquement un système de régulation centralisé de l’art antérieur ; - la figure 4 illustre schématiquement un système de régulation par retour d’état de l’art antérieur ; - la figure 5 illustre schématiquement un système de découplage par retour d’état de l’art antérieur ; - la figure 6 illustre schématiquement une méthode fréquentielles de découplage de l’art antérieur ; - la figure 7 illustre schématiquement une méthode de découplage physique de l’art antérieur ; - la figure 8 illustre schématiquement un système de commande d’un turbopropulseur conforme à l’invention ; - la figure 9 est un schéma générique de commande par retour d’état ; - la figure 10 illustre l’étape d’interpolation des lois de commande conformément à un mode de réalisation de l’invention ; - la figure 11 illustre la puissance SHP et la figure 12 la vitesse de l’hélice XNP dans un modèle précis et recalé de turbopropulseur, commandé par un système de commande conforme à l’invention.DESCRIPTION OF THE FIGURES Other objectives, features and advantages will emerge from the detailed description which follows with reference to the drawings given by way of non-limiting illustration, among which: FIG. 1 schematically illustrates a turboprop; - Figure 2 schematically illustrates a control system of a turboprop; FIG. 3 schematically illustrates a centralized control system of the prior art; FIG. 4 schematically illustrates a feedback control system of the prior art; FIG. 5 schematically illustrates a system for decoupling by state feedback of the prior art; FIG. 6 schematically illustrates a frequential decoupling method of the prior art; FIG. 7 schematically illustrates a method of physical decoupling of the prior art; - Figure 8 schematically illustrates a control system of a turboprop according to the invention; FIG. 9 is a generic scheme of control by state feedback; FIG. 10 illustrates the step of interpolation of the control laws according to one embodiment of the invention; FIG. 11 illustrates the power SHP and FIG. 12 shows the speed of the XNP propeller in a precise and recalibrated turboprop model, controlled by a control system according to the invention.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Comme illustré sur la figure 8, un système 10 de commande d’un turbopropulseur 1 comporte : - un dispositif de commande 18, typiquement une manette, à laquelle l’utilisateur transmet une consigne de poussée Pouséeref ; - une unité de gestion des consignes 19 définissant à partir de la consigne de poussée Pouséeref des consignes de puissance d’hélice SHPref et de vitesse de rotation d’hélice XNPref ; - un capteur 27 de puissance d’hélice SHP et un capteur 28 de vitesse de rotation d’hélice XNP du turbopropulseur 1 ; - un correcteur de retour d’état 24 configuré pour découpler la puissance d’hélice SHP et la vitesse de rotation d’hélice XNP du turbopropulseur 1 du point de vu des états du système; - un compensateur statique 29 configuré pour découpler les consignes de puissance d’hélice SHPref et de vitesse de rotation d’hélice XNPref du turbopropulseur 1 ; - une boucle globale de puissance SH P 31 qui asservit la puissance SHP sur la consigne de puissance SHPref ; - une boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 qui asservit la vitesse de rotation de l’hélice XNP sur la consigne de vitesse de rotation de l’hélice XNPref ; - une commande de débit carburant WF et une commande de pas d’hélice β.As illustrated in FIG. 8, a system 10 for controlling a turboprop 1 comprises: a control device 18, typically a joystick, to which the user transmits a Pouséeref push command; a setpoint management unit 19 defining, starting from the Pouséeref push command, helix power setpoints SHPref and helical rotation speed XNPref; - A propeller power sensor 27 SHP and a propeller rotation speed sensor 28 XNP turboprop 1; a state feedback corrector 24 configured to decouple the propeller power SHP and the propeller rotation speed XNP of the turboprop 1 from the point of view of the states of the system; a static compensator 29 configured to decouple the propeller power instructions SHPref and the propeller rotation speed XNPref of the turboprop 1; a global power loop SH P 31 which slaves the power SHP on the power setpoint SHPref; a global loop of rotational speed of the helix XNP 32 which slaves the speed of rotation of the helix XNP on the rotation speed reference of the helix XNPref; a fuel flow control WF and a helical pitch control β.
La commande de retour d’état 24 est une boucle de rétroaction entre les états qui correspondent aux sorties de puissance d’hélice SHP et de vitesse de rotation d’hélice XNP du turbopropulseur 1 et les sorties du retour d’état 24.The state feedback control 24 is a feedback loop between the states corresponding to the propeller power outputs SHP and the propeller rotation speed XNP of the turboprop 1 and the outputs of the state feedback 24.
La commande de retour d’état 24 est un régulateur multivariable statique se traduisant par des combinaisons linéaires des valeurs de puissance d’hélice SHP et de vitesse de rotation d’hélice XNP mesurées par les capteurs 27 et 28.The state feedback control 24 is a static multivariable regulator resulting in linear combinations of the SHP propeller power values and the XNP helix rotational speed values measured by the sensors 27 and 28.
Le compensateur statique 29 est un régulateur multivariable statique se traduisant par des combinaisons linéaires des incréments de consigne de puissance d’hélice SHPref et de vitesse de rotation d’hélice XNPref.The static compensator 29 is a static multivariable regulator resulting in linear combinations of the SHPref helix power setpoint increments and the XNPref helix rotation speed.
Le compensateur statique 29 est configuré pour découpler les consignes de puissance d’hélice SHP et de vitesse de rotation d’hélice XNP.The static compensator 29 is configured to decouple the SHP propeller power and XNP propeller rotational speed commands.
La boucle globale de puissance SHP 31 comporte un correcteur monovariable de puissance SHP 22a configuré pour asservir la puissance d’hélice SHP sur la consigne de puissance d’hélice SHPref.The overall power loop SHP 31 comprises a monovariable power corrector SHP 22a configured to control the propeller power SHP on the helical power setpoint SHPref.
La boucle globale de puissance SHP 31 est une boucle de rétroaction entre la sortie de puissance SHP du turbopropulseur 1 et la sortie du correcteur monovariable de puissance SHP 22a.The overall power loop SHP 31 is a feedback loop between the power output SHP of the turboprop 1 and the output of the power variable controller SHP 22a.
La boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 comporte un correcteur monovariable de vitesse de rotation de l’hélice XNP 22b configuré pour asservir la vitesse de rotation d’hélice XNP sur la consigne de vitesse de rotation d’hélice XNPref.The overall rotational speed loop of the XNP propeller 32 comprises a monovariable rotational speed corrector of the XNP propeller 22b configured to control the propeller rotation speed XNP on the propeller rotation speed reference XNPref.
La boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 est une boucle de rétroaction entre la sortie de vitesse de rotation de l’hélice XNP du turbopropulseur 1 et la sortie du correcteur monovariable de vitesse de rotation de l’hélice XNP 22b.The overall rotational speed loop of the XNP propeller 32 is a feedback loop between the rotational speed output of the propeller XNP of the turboprop 1 and the output of the monovariable rotational speed corrector of the propeller XNP 22b.
Les correcteurs monovariables 22a, 22b peuvent en particulier être des régulateurs PI comportant une action proportionnelle et une action intégrale.Monovariable correctors 22a, 22b can in particular be PI controllers comprising a proportional action and an integral action.
Le correcteur monovariable 22a a comme variable d’entrée l’erreur de l’asservissement SHP et le correcteur monovariable 22b a comme variable d’entrée l’erreur de l’asservissement XNP.The monovariable corrector 22a has as an input variable the error of the servocontrol SHP and the monovariable corrector 22b has as an input variable the error of the servocontrol XNP.
Un dérivateur 26a est placé en entrée de la boucle globale de puissance SHP 31, et un dérivateur 26b est placé en entrée de la boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32.A differentiator 26a is placed at the input of the overall power loop SHP 31, and a differentiator 26b is placed at the input of the overall speed loop of the XNP helix 32.
La boucle globale de puissance SHP 31 comporte un intégrateur 23a positionné avant l’entrée du contrôle de débit carburant WF du turbopropulseur 1, et la boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 comporte un intégrateur 23b positionné avant l’entrée du contrôle de pas de l’hélice β du turbopropulseur 1.The overall power loop SHP 31 includes an integrator 23a positioned before the entry of the fuel flow control WF of the turboprop 1, and the overall speed loop of the XNP 32 propeller comprises an integrator 23b positioned before the entry of the pitch control of turboprop propeller β 1.
La boucle de rétroaction de la commande de retour d’état 24, la boucle globale de puissance SHP 31 et la boucle globale de vitesse de rotation de l’hélice XNP 32 comportent toutes un dérivateur 25 en amont.The feedback loop of the state feedback control 24, the overall power loop SHP 31 and the overall speed loop of the XNP helix 32 all include an upstream diverter 25.
Le système de commande 10 est paramétré selon un procédé de paramétrage comportant des étapes consistant à : - E1 définir un modèle du turbopropulseur ; - E2 définir un correcteur de retour d’état 24 et un compensateur statique 29 de manière à découpler la puissance d’hélice SHP et la vitesse de rotation d’hélice XNP, tout en conservant les dynamiques principales du turbopropulseur ; E3 définir un correcteur monovariable 22a de manière à asservir la puissance d’hélice SHP sur la consigne de puissance d’hélice SHPref et définir un correcteur monovariable 22b de manière à asservir la vitesse de rotation d’hélice XNP sur la consigne de vitesse de rotation d’hélice XNPref.The control system 10 is parameterized according to a parameterization method comprising the steps of: - E1 defining a model of the turboprop; - E2 define a state return corrector 24 and a static compensator 29 so as to decouple the propeller power SHP and the propeller rotation speed XNP, while maintaining the main dynamics of the turboprop engine; E3 define a monovariable corrector 22a so as to slave the propeller power SHP on the helical power setpoint SHPref and define a monovariable corrector 22b so as to slave the propeller rotation speed XNP to the rotation speed setpoint helix XNPref.
Optionnellement, le procédé peut comporter une étape E4 d’interpolation des correcteurs monovariables 22a, 22b, du correcteur de retour d’état 24 et du compensateur statique 29. E1 Définition du modèle du turbopropulseurOptionally, the method may comprise a step E4 of interpolation of the monovariable correctors 22a, 22b, of the state return corrector 24 and the static compensator 29. E1 Definition of the turboprop model
Le modèle de turbopropulseur modélise le fonctionnement du turbopropulseur. Il a comme variables d’entrée un débit carburant WF et un pas de l’hélice β et comme variables de sortie une puissance de l’hélice SHP et une vitesse de rotation de l’hélice XNP.The turboprop model models the operation of the turboprop. It has as input variables a fuel flow WF and a pitch of the helix β and as output variables a power of the propeller SHP and a rotational speed of the helix XNP.
Le modèle du turbopropulseur permettant de réaliser les étapes E2 et E3 est généralement un modèle linéaire identifié autour de points de fonctionnement.The turboprop model for performing steps E2 and E3 is generally a linear model identified around operating points.
Un certain nombre de points de fonctionnement caractéristiques sont définis. Ces points de fonctionnement caractéristiques sont caractérisés par des conditions de vol (Mach, altitude) et des états du turbopropulseur.A number of characteristic operating points are defined. These characteristic operating points are characterized by flight conditions (Mach, altitude) and turboprop states.
Des scénarios d’identification sont simulés pour chacun de ces points de fonctionnement caractéristiques à partir d’un modèle thermodynamique non linéaire du moteur. La commande utilisée pour ces scénarios d’identification est typiquement un enchaînement d’échelons de commande avec du bruit blanc.Identification scenarios are simulated for each of these characteristic operating points from a non-linear thermodynamic model of the engine. The command used for these identification scenarios is typically a sequence of control steps with white noise.
Les résultats de ces simulations sont ensuite utilisés pour caractériser le comportement du turbopropulseur et définir un modèle linéaire de turbopropulseur modélisant le fonctionnement du turbopropulseur et ayant comme entrées un débit carburant WF et un pas de l’hélice β et comme sorties une puissance de l’hélice SHP et une vitesse de rotation de l’hélice XNP.The results of these simulations are then used to characterize the behavior of the turboprop engine and to define a linear turboprop model modeling the operation of the turboprop and having as inputs a fuel flow WF and a pitch of the β helix and as outputs a power of the SHP propeller and a rotational speed of the XNP helix.
Après analyse des résultats, on choisit un modèle de turbopropulseur d’ordre 2. Le modèle de turbopropulseur a donc deux variables d’état, l'ordre du système étant égal au nombre de variables d'état.After analysis of the results, a second-order turboprop model is chosen. The turboprop model therefore has two state variables, the system order being equal to the number of state variables.
Le nombre de variables d’état étant égal à la fois au nombre d’entrées et au nombre de sorties du modèle du turbopropulseur, il est possible d’associer directement les variables d’état aux sorties du modèle du turbopropulseur. Les variables d’état du modèle du turbopropulseur sont donc la puissance de l’hélice SHP et la vitesse de rotation de l’hélice XNP.Since the number of state variables is equal to both the number of inputs and the number of outputs of the turboprop model, it is possible to directly associate the state variables with the outputs of the turboprop model. The state variables of the turboprop model are therefore the power of the SHP propeller and the rotational speed of the XNP helix.
Les étapes E2 et E3 utilisent une simulation numérique assistée par ordinateur du fonctionnement du turbopropulseur à l’aide du modèle de turbopropulseur défini à l’étape E1. E2 Définition d’un correcteur de retour d’état 24Steps E2 and E3 use a computer-assisted numerical simulation of the operation of the turboprop engine using the turboprop model defined in step E1. E2 Definition of a state return corrector 24
Le modèle de turbopropulseur est représenté sous forme d’une représentation d'état, comme illustré sur la figure 9, ce qui permet de modéliser le turbopropulseur 1 sous forme matricielle en utilisant les variables d'état du modèle de turbopropulseur, à savoir la puissance de l’hélice SHP et la vitesse de rotation de l’hélice XNP.The turboprop model is represented in the form of a state representation, as illustrated in FIG. 9, which makes it possible to model the turboprop engine 1 in matrix form by using the turboprop model state variables, namely the power of the SHP propeller and the rotational speed of the XNP helix.
La représentation d'état du modèle de turbopropulseur s'écrit de la manière suivante :The state representation of the turboprop model is written as follows:
'x (0 £ M · colonne qui représente les n variables d'état u (t) € R · colonne qui représente les m commandes 1/ (β) € Rp; colonne qui représente les p sorties Λ € R11 ' ” : Matrice d'état B Matrice de commande ( ' € BR ” : Matrice d'observation D *£ PJ' ' : Matrice d'action directe'x (0 £ M · column which represents the n state variables u (t) € R · column which represents the m commands 1 / (β) € Rp; column which represents the p outputs Λ € R11' ": Matrix B Command Matrix ('€ BR': Observation Matrix D * £ PJ '': Direct Action Matrix
La matrice de sortie C est égale à l’identité puisque les sorties correspondent aux variables d’état et D la matrice d'action directe est nulle dans le cas du turbopropulseur.The output matrix C is equal to the identity since the outputs correspond to the state variables and D the direct action matrix is zero in the case of the turboprop engine.
Cette représentation permet de déterminer l'état du système, c’est-à-dire la puissance d’hélice SHP et la vitesse de rotation d’hélice XNP, à n'importe quel instant futur si l'on connaît l'état à l'instant initial et le comportement de la commande, à savoir le débit carburant WF et le pas de l’hélice β. L’équation d’état associée au modèle du turbopropulseur est alors donnée par l’équation (1).This representation makes it possible to determine the state of the system, that is to say the propeller power SHP and the rotational speed of helix XNP, at any future time if one knows the state to the initial moment and the behavior of the command, namely the fuel flow WF and the pitch of the helix β. The state equation associated with the turboprop model is then given by equation (1).
(1)(1)
La structure du modèle est donnée sous forme de matrice de transfert, dans l’équation (2). Le modèle possède deux pôles communs à tous les transferts, mais les zéros sont différents pour chacun d’entre eux.The structure of the model is given as a transfer matrix in equation (2). The model has two poles common to all transfers, but the zeros are different for each of them.
(2)(2)
Les notations de l’équation (3) sont adoptées par la suite :The notation in equation (3) is adopted later:
(3)(3)
Contrairement à la méthode dite de Falb-Wolovich [Commande et estimation multivariables, Ostertag, 2006], le but de l’étape E2 n’est pas d’asservir le procédé mais de le découpler en conservant au mieux les dynamiques des transferts WF —► SHP et β —► XNP.Contrary to the so-called Falb-Wolovich method [Multivariable control and estimation, Ostertag, 2006], the goal of step E2 is not to enslave the process but to decouple it while conserving at best the WF transfer dynamics. ► SHP and β -► XNP.
La commande par retour d’état 24 et le compensateur statique 29 sont définis de manière à obtenir des réponses en boucle fermée, correspondant à des fonctions de transfert du premier ordre et reproduisant les dynamiques des transferts diagonaux de la matrice de transfert du modèle du turbopropulseur (WF —» SHP et β —> XNP).The state feedback control 24 and the static compensator 29 are defined so as to obtain closed-loop responses corresponding to first-order transfer functions and reproducing the dynamics of the diagonal transfers of the transfer matrix of the turboprop model. (WF - »SHP and β -> XNP).
Autrement dit, la commande par retour d’état 24 et le compensateur statique 29 sont définis de manière à obtenir un système en boucle fermée dont les pôles, c'est-à-dire les valeurs propres de la matrice d'état du système en boucle fermée, permettent d’approcher les dynamiques des transferts diagonaux de la matrice de transfert du modèle du turbopropulseur, données par leurs pôles et zéros.In other words, the state feedback control 24 and the static compensator 29 are defined so as to obtain a closed-loop system whose poles, that is to say the eigenvalues of the state matrix of the system in question. closed loop, allow to approach the dynamics of diagonal transfers of the transfer matrix of the turboprop model, given by their poles and zeros.
La structure de la matrice de transfert désirée du système en boucle fermée est donnée dans (4) (en utilisant les notations de (3)).The structure of the desired closed loop system transfer matrix is given in (4) (using the notation of (3)).
(4)(4)
Les gains N, et les pôles p, sont choisis de manière à approcher au mieux les transferts diagonaux de l’expression (2), en utilisant des techniques de réduction de modèle, comme par exemple la technique de troncature et en comparant les réponses fréquentielles des transferts originaux et celles des transferts réduits, en insistant sur la conservation du gain statique et de la fréquence de coupure.The gains N, and the poles p, are chosen so as to best approach the diagonal transfers of the expression (2), by using model reduction techniques, for example the truncation technique and by comparing the frequency responses. original transfers and those of reduced transfers, insisting on the conservation of the static gain and the cutoff frequency.
Les gains N, et les pôles p, sont choisis de manière à ce que les gains statiques et fréquences de coupure soient similaires. Préférentiellement, les gains Ni et les pôles p, sont choisis de manière à ce que le gain statique des réponses fréquentielles des transferts réduits ne s’éloigne pas du gain statique des réponses fréquentielles des transferts orignaux de plus de 2 dB, et de manière à ce que la fréquence de coupure des réponses fréquentielles des transferts réduits ne s’éloigne pas de la fréquence de coupure des réponses fréquentielles des transferts orignaux de plus de 5 rad/s.The gains N, and the poles p, are chosen so that the static gains and cutoff frequencies are similar. Preferably, the gains Ni and the poles p, are chosen so that the static gain of the frequency responses of the reduced transfers does not deviate from the static gain of the frequency responses of the moose transfers by more than 2 dB, and so as to that the cut-off frequency of the frequency responses of the reduced transfers does not deviate from the cutoff frequency of the frequency responses of the moose transfers by more than 5 rad / s.
Soit L la matrice par retour d’état et M la matrice de compensation statique. On a :Let L be the state return matrix and M the static compensation matrix. We have :
La commande résultante est donnée par (5) (en utilisant les notations de (3)).The resulting command is given by (5) (using the notation of (3)).
(5)(5)
Le calcul de ÿ en fonction du schéma de la figure 9 est réalisé dans (6), en utilisant le fait que ÿ = x. Par ailleurs, ÿ peut être déterminé en utilisant les réponses désirées en boucle fermée (4), ce qui conduit à l’expression (7).The calculation of ÿ according to the scheme of Figure 9 is done in (6), using the fact that ÿ = x. On the other hand, ÿ can be determined using the desired closed-loop responses (4), which leads to the expression (7).
(6)(6)
(7)(7)
Il est alors possible d’identifier les termes des expressions (6) et (7). Cela permet d’obtenir (8). Les matrices L et M peuvent ainsi se calculer en utilisant (9).It is then possible to identify the terms of expressions (6) and (7). This allows to obtain (8). The matrices L and M can thus be calculated using (9).
(8) (9)(8) (9)
Avec une matrice par retour d’état L et une matrice de compensation statique M telles que définies ci-dessus, il est possible de découpler totalement les variables de sortie et d’imposer au système bouclé par le retour d’état et complété par la matrice de compensation, les dynamiques des transferts diagonaux de la matrice de transfert WF —► SHP et β —► XNP.With a state feedback matrix L and a static compensation matrix M as defined above, it is possible to completely decouple the output variables and to impose on the system looped by the state feedback and completed by the compensation matrix, the diagonal transfer dynamics of the WF -► SHP and β -► XNP transfer matrix.
Comme précisé précédemment, les dynamiques désirées correspondent aux dynamiques du turbopropulseur, et non aux dynamiques permettant de répondre aux spécifications. E3 Définition des correcteurs monovariables 22a et 22bAs previously stated, the desired dynamics correspond to the dynamics of the turboprop, and not the dynamics to meet the specifications. E3 Definition of monovariable correctors 22a and 22b
Les correcteurs monovariables 22a et 22b sont choisis afin d’asservir la puissance de l’hélice SHP et sa vitesse de rotation XNP à partir du turbopropulseur découplé.The single-variable correctors 22a and 22b are chosen to control the power of the SHP propeller and its rotation speed XNP from the decoupled turboprop.
En particulier lorsque les correcteurs monovariables 22a et 22b sont des correcteurs PI, leur structure relativement simple facilite considérablement les réglages. En effet, la forme des correcteurs PI permet de conserver un certain sens physique, ce qui rend les réglages plus intuitifs.In particular, when the monovalent correctors 22a and 22b are PI correctors, their relatively simple structure considerably facilitates the adjustments. Indeed, the shape of the PI correctors makes it possible to preserve a certain physical sense, which makes the adjustments more intuitive.
Lorsqu’une autre méthode de découplage est utilisée et que le découplage n’est pas total, il est nécessaire d’utiliser des méthodes de synthèse dites multiboucles (méthodes de detuning, méthodes séquentielles...). Ces dernières permettent de tenir compte des interactions entre les boucles SHP et XNP lors de la synthèse des correcteurs mais sont plus complexes que les méthodes de réglage classiques.When another decoupling method is used and the decoupling is not total, it is necessary to use so-called multi-loop synthesis methods (detuning methods, sequential methods, etc.). These allow to take into account the interactions between the SHP and XNP loops during the synthesis of the correctors but are more complex than the classical adjustment methods.
Le découplage par retour d’état étant total, des méthodes de réglage classiques peuvent être utilisées pour le réglage des correcteurs monovariables 22a et 22b. Ces méthodes sont simples à mettre en oeuvre car les réglages peuvent être réalisés indépendamment pour asservir la puissance SHP et la vitesse de l’hélice XNP. La méthode PID-IMC (Internai Model Control) peut notamment être utilisée pour effectuer ces réglages, à partir des fonctions de transfert du procédé découplé et des spécifications traduites sous forme de fonctions de transfert du premier ordre. Les réglages des régulateurs PI sont relativement simples et peuvent être effectués automatiquement à partir de cette méthode, des fonctions de transfert du procédé découplé et des spécifications.The decoupling by state feedback being total, conventional control methods can be used for the adjustment of monovariable correctors 22a and 22b. These methods are simple to implement because the adjustments can be made independently to control the power SHP and the speed of the helix XNP. In particular, the PID-IMC (Internal Model Control) method can be used to make these adjustments, from the transfer functions of the decoupled process and the specifications translated as first-order transfer functions. The settings of the PI controllers are relatively simple and can be done automatically from this method, decoupled process transfer functions and specifications.
E4 Interpolation des correcteurs monovariables 22a, 22b, du correcteur de retour d’état 24 et du compensateur statique ME4 Interpolation of monovalent correctors 22a, 22b, state return corrector 24 and static compensator M
Afin de maximiser les performances du système 10, les lois de commande peuvent en outre être interpolées en fonction de variables de conditions de vol C1, C2, C3, ... (typiquement la vitesse Mach, l’altitude de vol, l’état du turbopropulseur), comme illustré sur la figure 10. L’interpolation des correcteurs monovariables 22a, 22b permet d’accroître les performances du système 10 (et notamment en termes d’erreur statique, de temps de réponse, et de dépassement). L’interpolation du correcteur de retour d’état 24 et du compensateur statique 29 permet de conserver un découplage optimal sur tout le domaine de vol.In order to maximize the performance of the system 10, the control laws can also be interpolated as a function of variables of flight conditions C1, C2, C3,... (Typically the Mach speed, the flight altitude, the flight status turboprop engine), as shown in Figure 10. The interpolation of monovariable correctors 22a, 22b increases the performance of the system 10 (and in particular in terms of static error, response time, and exceeding). The interpolation of the state return corrector 24 and the static compensator 29 makes it possible to maintain optimal decoupling over the entire flight envelope.
En particulier, les paramètres des correcteurs monovariables 22a, 22b peuvent être interpolés individuellement par séquencement de gains.In particular, the parameters of the monovariable correctors 22a, 22b can be interpolated individually by sequencing gains.
Le séquencement de gain consiste à déterminer une famille de systèmes linéaires, approchant le système non linéaire en un nombre de points de fonctionnement donnés, et à proposer des lois de commandes dans chacune des régions de l'espace d'état associées, pour réaliser finalement une loi de commande globale.Gain sequencing involves determining a family of linear systems, approximating the nonlinear system to a number of given operating points, and proposing control laws in each of the associated state space regions, to ultimately achieve a global control law.
Le fait que les paramètres des correcteurs monovariables 22a, 22b puissent être interpolés individuellement par séquencement de gains est un avantage puisque le séquencement de gain constitue l'une des synthèses de loi de commande les plus intuitives.The fact that the parameters of the monovalent correctors 22a, 22b can be individually interpolated by gain sequencing is an advantage since the gain sequencing is one of the most intuitive control law syntheses.
En particulier, lorsque les correcteurs monovariables 22a, 22b sont des correcteurs PI, l’interpolation des gains est simple puisqu’il s’agit d’une somme de différentes actions pondérées par des gains. De même, le correcteur de retour d’état 24 et le compensateur statique 29 sont des matrices de gains (de taille 2x2) L et M, il est donc relativement simple d’interpoler les coefficients de ces matrices.In particular, when the monovalent correctors 22a, 22b are PI correctors, the interpolation of the gains is simple since it is a sum of different actions weighted by gains. Similarly, the state return corrector 24 and the static compensator 29 are gain matrices (of size 2x2) L and M, so it is relatively simple to interpolate the coefficients of these matrices.
Un algorithme incrémental peut être utilisé afin de lisser les commandes lors de l’interpolation des lois de commande et de permettre des transitions plus douces lorsque plusieurs boucles de régulation sont mises en concurrence. Les consignes et les sorties sont ainsi dérivées ce qui permet de travailler avec des incréments d’erreur, et les incréments de commande sont intégrés.An incremental algorithm can be used to smooth controls when interpolating control laws and to allow smoother transitions when multiple control loops are in competition. The setpoints and outputs are thus derived which makes it possible to work with error increments, and the control increments are integrated.
Les figures 11 et 12 illustrent les résultats obtenus avec le système de commande 10 décrit. Un test de validation a été appliqué pour valider les lois de commande sur le modèle complet du turbopropulseur. Il s’agit d’un modèle recalé en essais et non linéaire. Le test permet de parcourir le domaine de vol en appliquant en entrée des échelons de consigne de poussée. Par ailleurs, des perturbations extérieures (dues aux fermetures et ouvertures de vannes) ont été appliquées sur le système et du bruit a été ajouté sur les mesures.Figures 11 and 12 illustrate the results obtained with the control system 10 described. A validation test was applied to validate the control laws on the complete turboprop model. It is a model recaled in tests and not linear. The test makes it possible to traverse the flight range by applying as input thrust step levels. In addition, external disturbances (due to closures and valve openings) were applied to the system and noise was added to the measurements.
Les simulations de puissance SHP et de vitesse de l’hélice XNP obtenues lors de ces tests sont respectivement tracées sur les figures 11 et 12.The SHP power and XNP propeller speed simulations obtained in these tests are respectively plotted in Figures 11 and 12.
On constate que la puissance SHP et la vitesse de l’hélice XNP se comportent bien en termes de suivi de consigne, de découplage et de rejet de perturbations.It can be seen that the SHP power and XNP propeller speed perform well in terms of setpoint tracking, decoupling and disturbance rejection.
Le système de commande décrit permet donc d’atteindre des réponses optimales sur l’ensemble du domaine de vol, et ce, avec des lois de commande relativement simples et facilement ajustables.The control system described thus makes it possible to achieve optimal responses over the entire flight range, with relatively simple and easily adjustable control laws.
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3693573A1 (en) * | 2019-02-06 | 2020-08-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for controlling propeller-driven aircraft |
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-
2016
- 2016-02-29 FR FR1651649A patent/FR3048229B1/en active Active
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3048229B1 (en) | 2018-03-02 |
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