一种适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法
本发明属于航空发动机控制技术领域，公开了一种适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法。本发明设计了适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制器。首先，对航空发动机转速模型不同工况下对应的控制增益b和系统未建模动态f(·)进行一体化辨识。基于系统辨识结果，利用增益调度思想完成不同工作点的补偿因子b0在线整定，并将对应的系统未建模动态f(·)引入控制器，对控制律和扩张状态观测器进行前馈补偿，消除待估计总扰动中的高频分量，减小观测器增益。最后，通过仿真实验证明，所提方法适用于具有过渡态的航发工作过程，可以快速整定参数b0，并在保证性能的前提下有效减小观测器带宽。
发明专利
CN202311391332.2
2023-10-25
CN117345434A
2024-01-05
F02C9/00(2006.01)
大连理工大学
于亮;刘舒恒;孙希明
116024 辽宁省大连市甘井子区凌工路2号
辽宁鸿文知识产权代理有限公司
王海波
辽宁;21
1.一种适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法，其特征在于，对航空发动机转速模型不同工况下对应的系统控制增益b和系统未建模动态f(·)进行系统辨识；基于航空发动机转速模型系统辨识结果，通过增益调度思想完成不同工作点的补偿因子b0在线整定，进行控制增益的在线切换；并将对应的系统未建模动态f(·)实时计算，并引入控制器，对控制律和扩张状态观测器进行前馈补偿，消除待估计总扰动中的高频分量，对线性自抗扰控制器进行改进。 2.根据权利要求1所述的一种适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法，其特征在于，所述系统辨识具体如下： 航空发动机转速模型表示为： 其中，N2表示发动机高压转子转速，u表示主燃油流量，b表示系统控制增益，w表示外部扰动，表示系统未建模动态； 式(1)进行向前差分，得： N2(k)＝T2bu(k-2)+T2f(k-2)+2N2(k-1)-N2(k-2) (2) 其中，N2表示发动机高压转子转速，即航空发动机转速模型输出，u表示主燃油流量，即航空发动机转速模型输入，T表示运行周期，k表示时刻，f(k-2)表示k-2时刻的系统未建模动态； 选择NARMAX模型作为航空发动机转速模型系统的离散化表征，并通过NARMAX模型进行拟合；构造NARMAX模型对应的线参数模型： 其中，y(t)为航空发动机转速模型输出，φi(t)为航空发动机转速模型结构项，θi为航空发动机转速模型结构项对应的参数，e(t)为航空发动机转速模型误差项，M为航空发动机转速模型结构项个数； 线参数模型为二阶系统，输入输出时延均为d，设置模型结构项为{u(k-1)，u(k-2)，...，u(k-d+1)，u(k-d)，N2(k-1)，N2(k-2)，...，N2(k-d+1)，N2(k-d)，u(k-1)u(k-1)，...，u(k-1)u(k-d)，...，u(k-d)u(k-1)，...，u(k-d)u(k-d)，N2(k-1)N2(k-1)，...，N2(k-1)N2(k-d)，...，N2(k-d)N2(k-1)，...，N2(k-d)N2(k-d)，u(k-1)N2(k-1)，...，u(k-1)N2(k-d)，...，u(k-d)N2(k-1)，...，u(k-d)N2(k-d)}； 设置稳定在某个定值的参考转速，将其作为控制器输入，从而得到控制器给到执行机构的主燃油流量给定值，作为航空发动机转速模型输入u，同时获取到航空发动机实际转速，作为转速模型的发动机高压转子转速N2； 根据某个时间段内航空发动机转速模型输入输出数据，得到线参数模型的矩阵形式： Y＝ΦΘ+E (4) 其中，Y＝[y(t1)，y(t2)，...，y(tN)]T，Φ＝[Φ1，Φ2，...，ΦM]N×M，Φi＝[φi(t1)，φi(t2)，...，φi(tN)]T，E＝[e(t1)，e(t2)，...，e(tN)]T，Θ＝[θ1，θ2，...，θM]T，N≥M； 采用Gram-Schmidt算法对航空发动机转速模型系统控制增益和发动机未建模动态进行辨识，结合ERR准则进行模型结构项的选择和正交化次序的调整，依据辨识结果求解未知参数； Gram-Schmidt算法的迭代过程如下： 1)对Φ进行QR分解，记RΘ＝G，将式(4)转化为Y＝QG+E，其中G＝D-1QTY，D＝QTQ，则有 2)初始化模型结构项qi＝Φi，i＝1,2，...，M； 3)计算第i个模型结构项qi的误差减小比率其中依据此比率选取贡献最大的模型结构项； 4)以上一步选择的模型结构项为基底，其余模型结构项进行施密特正交化； 5)重复至步骤2)，循环往复完成Φ的排序、Q的更新与R的构建； 6)依据RΘ＝G回代求解Θ； 模型结构项u(k-2)对应参数θ2，则有： 完成系统控制增益b和系统未建模动态f的辨识，获得控制增益辨识值和系统未建模动态辨识值/> 3.根据权利要求2所述的适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法，其特征在于，所述控制增益的在线切换具体为： 依据航空发动机的实际工作情况，设置不同的参考转速N2r，获取不同工作点的航空发动机转速模型输入输出数据，根据Gram-Schmidt算法辨识得到不同工作点对应的控制增益辨识值构建出航空发动机实际转速-系统控制增益插值表； 实时获取航空发动机实际转速，将实际转速视为分配变量，通过插值方法取得对应的控制增益，将此值设置为补偿因子b0，完成参数整定。 4.根据权利要求2或3所述的适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法，其特征在于，所述系统未建模动态f(·)实时计算具体为：利用公式(6)实时计算f(k-2)，得到系统未建模动态辨识值使用低通滤波器和滑动平均滤波算法处理该辨识值，得到最终引入控制器的系统未建模动态辨识值/> 5.根据权利要求4所述的适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法，其特征在于，所述线性自抗扰控制器进行改进具体为： 利用补偿因子整定值b0和引入控制器的系统未建模动态辨识值进行控制律和扩张状态观测器的改进；改进形式如下： 经过改进的线性自抗扰控制器为： 其中，z1，z2，z3分别是转速模型转速的观测值、转速模型加速度的观测值、系统总扰动的观测值，y为航空发动机转速模型输出，β1，β2，β3分别是不同通道的观测器增益，int(·)为取整符号； 改进的控制律为： 其中，z1，z2，z3分别是航空发动机转速模型转速、加速度和系统总扰动的观测值，N2r为参考转速，kp，kd是控制器增益。