CN105508056B - 用于航空发动机的控制系统和方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于航空发动机的方法和控制系统(10)，该航空发动机包括利用机械齿轮传动驱动风扇螺旋桨的燃气轮机，和用于该风扇螺旋桨的专用节距变化机构，包括：燃料流信号输入(20)；节距变化机构信号输入(22)；受控设备(28)，把节距变化机构俯仰角(BetaP)和燃料流(Wf)关联上至少两个受控输出(24、26)和一组约束。用于为第一和第二受控输出(24、26)把受控设备(28)和/或约束解耦成两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路的解耦控制(34)和用于把约束与解耦的受控输出解耦并且把这些约束彼此解耦的解耦控制提供了燃气轮机和该风扇螺旋桨的协调控制，同时协调地控制这些约束和输出(24、26)。前馈控制能够补偿负荷变化对发动机转速和风扇螺旋桨转子速度控制的影响。
Description
相关申请的交叉引用
根据35U.S.C.§119(e)，本非临时申请主张对在2014年9 月30日提交的、名称为“用于可变桨距风扇发动机和涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的基于模型的控制的方法和系统”的美国临时专利申请62/057595的优先权，其作为参考全部并入本文。
技术领域
本发明涉及用于可变桨距风扇发动机和涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机的控制系统。
背景技术
在一些风扇发动机(亦称"螺旋桨风扇"发动机)中，风扇螺旋桨的轴线平行于燃气发动机的轴线或与其同轴。通常，在涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机中，单个或多个螺旋桨的轴线将垂直于燃气发动机的轴线。在这两种配置中，风扇或螺旋桨可以具有固定桨距或可变桨距。如果桨距是可变的，发动机还可以具有专用桨距变化机构(PCM)。螺旋桨转速(Nr)与燃气发动机动力涡轮轴转速(N1)成比例，通过纯机械齿轮系变换，也就是 Nr＝Kgb*N1，式中，Kgb是代表传动比的常数。控制风扇或螺旋桨转速Nr相当于控制动力涡轮转速。通常，推力预定为螺旋桨转速Nr的函数，还是燃气发动机高压(IIP)涡轮轴转速(N2)或发动机压力比(EPR)的函数。主要的挑战是协调螺旋桨转速(Nr)、HP涡轮轴转速(N1)与任何PCM桨距角的主控制，同时保持一组有效约束，包括但不限于芯部压力(Px)、排气温度(T)、芯部速率(N2dot)和/或扭矩(Tq)，与规定限值保留在一起，包括但不限于负载变化，同时抑制外部干扰和/或内部已知干扰，包括但不限于可变放气阀和可变定子叶片。
还需要一种用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机的系统化控制方法和完整的控制系统，协调地控制风扇或螺旋桨与发动机，同时适应有效约束。
发明内容
在一方面中，实施例涉及一种用于航空发动机的控制系统，该航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机，和用于该风扇螺旋桨的专用桨距变化机构。该控制系统包括：燃料流信号输入；和桨距变化机构信号输入；受控设备，把来自桨距变化机构信号输入的桨距变化机构桨距角(BetaP)和来自燃料流信号输入的燃料流(Wf)关联上至少两个受控输出和至少一个约束以及至少一个已知内部干扰输入；用于为第一和第二受控输出把受控设备解耦成两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路的解耦控制和用于把约束与受控输出解耦以及这些约束彼此解耦从而每个约束被分到SISO控制回路的解耦控制。受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr) 或动力涡轮轴转速(N1)，受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)。这些约束可以是芯部速率(N2dot)、芯部压力(Px)、排气温度(T)和发动机转矩(Tq)。
在另一方面中，实施例涉及一种控制航空发动机的方法，该航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机、燃料致动器、桨距变化机构致动器。该方法包括：接收燃料流信号；接收桨距变化机构信号；把受控设备中的来自桨距变化机构信号的桨距变化机构桨距角(BetaP)和来自燃料流信号的燃料流(Wf)关联上至少两个受控输出；为第一和第二受控输出把受控设备解耦成两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路；以及把约束与受控输出解耦并且把这些约束彼此解耦从而每个约束被分到SISO 控制回路。受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴转速(N1)，受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)。这些约束可以是芯部速率(N2dot)、芯部压力(Px)、排气温度(T)和发动机转矩(Tq)。
本发明的第一技术方案提供了一种用于航空发动机的控制系统，航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机，用于风扇螺旋桨的专用桨距变化机构，控制系统包括：燃料流信号输入；桨距变化机构信号输入；至少一个约束输入；受控设备，其用于使来自桨距变化机构信号输入的桨距变化机构桨距角(BetaP)和来自燃料流信号输入的燃料流(Wf)和来自至少一个约束输入的约束关联至至少两个受控输出，其中，受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴转速(N1)，而受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)；和解耦控制，其用于使受控设备和至少一个约束中的一者解耦成用于第一和第二受控输出的两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路；解耦控制，其用于使约束与解耦受控输出解耦，并使约束彼此解耦，使得每个约束被分到 SISO控制回路；其中，该燃气轮机和该风扇螺旋桨协调地被控制，同时协调地控制这些约束和输出。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，风扇螺旋桨平行于燃气轮机的轴线。
本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，航空发动机是无导管单风扇发动机。
本发明的第四技术方案是在第一技术方案中，航空发动机是涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机。
本发明的第五技术方案是在第一技术方案中，还包括用于测量要传送给转速相位同步的螺旋桨转速相位的控制和用于接收并增加转速基准偏差给螺旋桨转速基准以同步航空发动机与第二航空发动机的控制。
本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，解耦控制包括至少一个已知的干扰输入。
本发明的第七技术方案是在第六技术方案中，桨距变化机构桨距角 (BetaP)作为已知的干扰输入处理，并且，解耦控制重新配置成具有基于燃料流(Wf)的单受控输入。
本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，风扇螺旋桨是可变桨距的。
本发明的第九技术方案提供了一种控制航空发动机的方法，航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机，和燃料致动器、桨距变化机构致动器，方法包括：接收燃料流信号；接收桨距变化机构信号；在受控设备中使来自桨距变化机构信号的桨距变化机构桨距角(BetaP)和燃料流(Wf)燃料流信号关联到至少两个受控输出，其中，受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴转速(N1)，受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)；使受控设备解耦成用于第一和第二受控输出的两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路；以及使约束与解耦的受控输出解耦，并使约束彼此解耦以用于协调地控制约束和输出。
本发明的第十技术方案是在第九技术方案中，航空发动机包括桨距变化机构致动器，并且还包括接收桨距变化机构信号，并在受控设备中使来自桨距变化机构信号的桨距变化机构桨距角(BetaP)关联到至少两个受控输出，其中，受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴速度(N1)，受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或者发动机转矩(Tq)。
本发明的第十一技术方案是在第九技术方案中，还包括如下步骤，在所述解耦步骤中抑制已知的干扰。
本发明的第十二技术方案是在第十一技术方案中，还包括如下步骤，重新配置解耦控制为具有基于所述燃料流(Wf)的单受控输入并把所述桨距变化机构桨距角(BetaP)作为已知的干扰输入处理。
本发明的第十三技术方案是在第九技术方案中，还包括至少一个前馈控制动作，其根据负荷变化指示或负荷变化估计补偿所述负荷变化对发动机转速和风扇螺旋桨转子转速控制的影响。
附图说明
在本文中描述的技术可以参考结合附图进行的下列描述而最好地理解，其中：
图1A是代表用于飞行中的航空器的可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制构造的框图表现。
图1B是处于推力反向或用于在地面上的航空器的可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制构造的框图表现。
图1C显示了代表用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制构造的前馈控制动作的框图表现。
图1D显示了用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制构造的桨距角伺服控制的框图表现。
图1E显示了用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制构造的发动机燃料流伺服控制的框图表现。
图2是用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的约束解耦控制构造的框图表现。
图3是用于带有多个可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的航空器的发动机-发动机转速相位同步构造的框图表现。
具体实施方式
本公开提供了一种控制系统，其中，风扇或螺旋桨(风扇螺旋桨)和燃气发动机被作为单个受控设备处理。该控制系统构造包括要被控制的所有输出和约束，考虑已知的干扰抑制并且对基准的剧烈变化是稳固的。随后，本公开提供了一种作为整体且可分开的解决方案的完整的、系统化但简单的方法和系统，以用于有导管或无导管的控制可变桨距风扇发动机和涡轮轴涡轮螺旋桨发动机。
用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的实施例的基础控制系统构造在图1A和1B中被呈现出。图1A呈现用于飞行中的航空器的控制系统10，而图1B呈现用于在地面上或处于推力反向的航空器的控制系统构造12。
控制输入是来自燃料致动器(集成到燃料流伺服控制62中) 的燃料流(Wf)20和来自PCM致动器(集成到PCM桨距角伺服控制64)的 PCM桨距角(BetaP)22。其它的可变几何结构(VG)被认为是已知的干扰输入。一个受控输出24可以是基于关系式的Nr＝Kgb*N1的螺旋桨转速(Nr) 或动力涡轮轴转速(N1)，并且表示为Nx。第二受控输出26可以是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)和发动机转矩(Tq)中的任何一个。为了清晰性和简洁性，用于后面的公式在本文中表现的受控输出24、26是 Nx(第一受控输出24)和N2(第二受控输出26)。控制方法学的典型的约束可以包括最小和最大限值，例如但不限于：最小压力限值(MinPx)、最大压力限值(MaxPx)、最高温度限值(MaxT)、最大转矩限值(MaxTq)、最小速率限值(MinN2dot)和最大速率限值(MaxN2dot)。
受控输出24、26 N2和Nx形成了控制系统构造10、12中的反馈回路的基础。这些反馈信号与指示为N2Ref和NxRef的成形(或过滤的基准)结合。反馈信号与成形基准N2Ref和NxRef的结合形成跟踪误差信号。这些跟踪误差信号可以经历基准跟踪SISO控制，然后与前馈控制动作结合，该前馈控制动作源于考虑气动载荷变化对受控输出24、26 NX和N2的影响。基准跟踪SISO控制输出和前馈控制的结合形成了拟输入30、32。用于选择来自拟输入的最需要的输入的选择逻辑48的应用源于将控制和受控输出跟踪控制解耦的约束。源于解耦控制的拟输入可以代替拟输入30、32中的至少一者并且形成用于主解耦控制34的输入。主解耦控制的输出形成控制输入指令的基础。控制输入指令馈入燃料流伺服控制62和PCM桨距角伺服控制64，连同受控设备28，其产生受控输出24、26和受控约束50。
受控设备28包括功能要素，其描述集成器、致动器和发动机动力学之间的关系。根据在本文中提供的系统，致动器的要素可包括一阶或二阶转换函数。不散失普遍性，致动器可以被看作在本文中表现的公式中的一阶滞后装置。随后是控制系统状态，其包括发动机动态、致动器状态和集成器状态。
受控设备28，也就是控制系统10、12的受控部分或过程，包括状态(x)、控制输入(u)、干扰输入(d)、输出(y)和约束(yc)，按照x＝[N2 Nx Wf βp Wf1 βp1]T， d＝[VG1 VG2 VG3 VG4 VG5]T，y＝[N2 Nx]T以及 yc＝[Px T Tq Ndot]T。
假定原始的受控设备28用下列方程式表示：
在样本k，系统状态xk，输入干扰dk和输出是已知的。因此，关于当前运转状态表达偏差变量。
从下列条件定义偏差变量：
以及
系统的局部线性化模型，关于偏差变量，可以衍生为：
式中，Fk是一个样本上的自由响应，并且
对于与发动机动力性和致动器动力性有关的状态，其中，状态更新不明显地取决于输入，也就是，存在：
以及
因此，
和
对于集成器，其中，Ts是取样时间。
对于受控输出和约束，
使用集成器的输入作为用于受控设备的控制输入，Du＝0并且 Dcu＝0，归因于由致动器和集成器引入的增加相对次数。用于控制系统的状态空间干扰模型是：
注意到，通过定义，和令并且允许下列近似：
现在转向至控制方法和系统，考虑主解耦控制34。回想到，螺旋桨转速和发动机转速控制的受控输出y 24、26包括变量N2(第二受控输出26)和Nx(第一受控输出24)，每个相对次数3。因此，
也就是，
控制输入与受控输出之间的输入-输出映射或解耦矩阵是：
通过引入拟输入30、32并且让输入-输出关系要被成形为期望动力性，在连续时间域中为：
相当地，在离散时间域中，在取样时间Ts下：
和
代替(方程式5)中的和得到：
也就是，
比较(方程式7)与(方程式4)，得到：
因此，主解耦控制34是：
因此，解耦受控设备28是：
当PCM桨距角22需要遵循预定桨距角基准36，例如，在推力反向操作中(如图1B所示)时，主解耦控制34执行在线重新配置以降低为更低阶的系统。从原始的2×2主解耦控制34，
或者更紧凑地，
该系统从受控设备28中分离项，该项备选地称作u2dot 38并且把u2dot 38当做已知的干扰输入处理。因此，系统把原始的2×2控制分别转换成用于N2(第二受控输出26)和Nx(第一受控输出24)的1×1控制，即其中，PCM桨距角(BetaP)22确定(即，遵循BetaP提供的基准预定)。
以这种方式，BetaP 22不充当转速跟踪控制输入。相反地，控制系统把BetaP当做用于转速跟踪的已知的干扰处理。因此，该系统包括仅仅一个控制输入，来自燃料致动器的燃料流(Wf)20，来服务两个受控输出24、26。
因此，控制系统12然后可以例示用一个控制输入(Wf)兼顾跟踪两个受控转速输出24、26(即N2和Nx)。控制系统12可以在和中间选择最需要的使得最需要的转速跟踪得到满足，并且其它转速跟踪自然地失去，并且，应用于两个转速跟踪，其成比例地对应于由解耦矩阵E得出的它们的动态关系。控制系统12也可以将加权因子应用于这两个转速跟踪输出中的每一个，其中，加权因子是基于用于指定操作状态下这两个受控输出24、 26的相对优先级。备选地，控制系统12可以更尽力地控制较高优先级的转速跟踪输出，由此，较低优先级的输出自然失去。加权因子增加了由解耦矩阵E得出的调整自然比的灵活性，成比例地作用在两个转速跟踪上，以用于补偿解耦矩阵E中的可能的模型误差并且考虑了受控输出优先级。现在，在加权了的和中间选择最需要的
因为主解耦控制34已经分别为N2和Nx把受控设备28解耦成两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路，并且成形它们的期望动力性，控制系统可以包括附加的SISO提前/滞后以分别增强N2和Nx跟踪40、42，这可以为v1dot30和v2dot32表达为：
在解耦设备28并且成形其期望的动力性之后，控制系统10、 12确定受控输出跟踪40、42，通过执行下列SISO控制关系式：
控制系统10、12通过期望的解耦动力性选择确定转换函数(即)的第一运算数。控制系统10、12根据期望输出跟踪选择转换函数的第二运算数。假定N2R-N2且NxR-Nx，主控制系统包括已知输入和
现在转向至在图2中呈现的约束解耦控制44，控制系统包括如下假定，所有约束具有相对次数2，而不丧失普遍性，基于解耦受控设备 46。在控制拟输入(例如v1dot 30、v2dot 32)和所有的约束输出50之间的输入-输出映射可以表达为：
控制拟输入(例如v1dot 30、v2dot 32)与约束输出50之间的输入-输出映射矩阵可以表达为：
因此，
控制系统包括限定约束跟踪误差52为：
注意，约束基准54可以指最大限值、最小限值或这两者。
用于控制系统的期望约束跟踪响应可以表达为：
跟踪动力性的极可以设定为λcd1和λcd2，在单位圆内。因此，
kci,1＝-(λcd1+λcd2)，kci,0＝λcd1·λcd2(方程式15)
把代入(方程式12)中得到：
如果基准是恒量，并且：
也就是，
然而，如果约束基准54是时间变化的，控制系统包括如下假定，基准在三个样本内线性变化，通过定义和因此，
也就是
在控制系统的优选实施例中，Nx，24的控制优先级是大于N2 26 的控制优先级，也就是说，N2 26是折衷目标。因此，控制系统可以比较所有的约束与N2。控制系统然后可选择备选地公知为v1dot 30的带有用于的最大需要的变量，来作为新的受控输出。
在本文中呈现的约束解耦控制44至少可适用于可变桨距风扇发动机和涡轮轴涡轮螺旋桨发动机，其它应用更普遍的包括但不限于开式转子涡轮发动机。注意到，当Nx 24被v2dot 32单独地控制时，第i个约束输入-输出映射可以表达为通过跟踪Nx 24确定的项(例如，v2dot 32)是用于任何约束且表示为的已知的输入。
控制系统包括约束解耦控制44，通过比较(方程式13)和(方程式17)获得：
备选地，
和
对于每个约束跟踪，控制系统计算需要的为：
给定约束，表达为最小和最大限值56、最小压力限值(MinPx)、最大压力限值(MaxPx)、最大温度限值(MaxT)、最大转矩限值(MaxTq)、最小速率限值(MinN2dot)和最大速率限值(MaxN2dot)，控制系统包括下列关系式：
MaxPx要求
MinPx要求
MaxT要求
MaxTq要求
MaxN2dot要求和
MinN2dot要求
每个约束跟踪嵌入到在上面描述的约束解耦控制44中。
控制系统的选择逻辑48确定在所有控制约束输出50和N2 26 中的最需要的输出。然后，控制系统选择例如控制约束50或N2中的任意者的最需要的输出所要求的拟输入(例如，v1dot 30，v2dot 32)并且把这个拟输入分配为v1dot。
控制基准成形58是用于主控制基准(即主控制基准成形58A) 和约束控制基准(即约束控制基准成形58B)。总体来说，控制基准成形58 使基准适应于一个或更多个期望轨迹。控制基准成形58执行与基准率预定和基准协调、过滤和基准预测动作相关的功能。
正如在本文中对控制系统的使用所构思的，主控制基准成形 58A用作N2和Nx基准的基准率预定和基准协调，根据推力正向操作或推力方向操作以及这两个操作之间的相关转换。对于约束基准，约束控制基准成形58B提供基准预测，根据约束或变化的约束限值的已知信息。例如，MinPx、 MaxPx、MaxT和MaxTq可以是恒定限值，MaxN2dot和MinN2dot可以是变化的限值，并且MaxN2dot和MinN2dot可以是连续变量。因此，构思的是，控制系统包括N2dot限值预测为当前N2dot限值率的线性延伸，在N2dot的相对次数内的采样。
总体来说，如果控制基准成形稳固且精确地管理基准变化率，那么所有的基准都是适当地协调的，并且反馈控制具有适当的带宽，那么，前馈控制动作是不必要的。然而，当外部干扰是显著的时候，控制系统可以包括前馈控制动作，如图1C所示，以增强控制系统带宽，同时抑制外部干扰。
在当前公开的控制系统中，前馈控制动作操作来有效地考虑气动负荷60的变化对控制系统10、12的影响。气动负荷60的显著变化可以引起航空器速度和螺旋桨叶片桨距角的变化。气动负荷60的变化可以是按照预定提前已知的，或者控制系统可以例如通过考虑气动延迟和机械传输延迟的转矩传感器测量估计负荷变化。控制系统可以映射负荷变化到速度和叶片桨距角的相应的反应变化并且为致动器控制指令合并已出请求中的调整。通过这种方式，控制系统更敏感地响应负荷变化，同时跟踪速度基准。PCM 桨距角伺服控制64的前向路径补偿和反馈路径补偿的控制元件的集成以及前馈控制动作在图1D中示出。用于燃料流伺服控制62的前向路径补偿和反馈路径补偿的控制元件的集成在图1E中示出。
现在参照图3，对于带有多个发动机102、104，其中，每个发动机用其自己的控制系统110、112来操作的航空器来说，控制系统110、112 和转速相位同步调节器114通过一系列的控制步骤执行发动机-发动机转速相位同步(即，螺旋桨的相对旋转位置)。每个发动机控制系统110、112 测量螺旋桨转速相位116、118并且把过滤了的相位信号120、122传播给一个或多个其它发动机控制系统。每个发动机控制系统包括转速相位同步调节器。一个发动机102被指定为主，第二发动机104被指定为副。每个发动机控制系统从其它发动机和主发动机经由数据总线接收相位信号。副发动机的每个控制系统如下地计算转速相位信号124之间的差值：通过比较来自主发动机102的转速相位信号与来自副发动机104自身的转速相位信号，并且然后把这个差值与相位差值基准126(通常，它为零)作比较来产生相位差值误差128。相位差值误差128被发送给转速相位同步调节器114，并且转速相位同步调节器114计算转速基准偏差130。控制系统把转速基准偏差130 加到副发动机螺旋桨转速基准，使得副发动机转速相位可以同步于主发动机转速相位。
上面描述的控制系统把风扇或螺旋桨和燃气发动机当做一个受控设备并且包括所有输出和要控制的约束，考虑了已知的干扰抑制，并且覆盖了在基准预定中出现大变化的运转工况。因此，技术优点包括完整的、系统化但简单的方法和系统，作为用于控制可变桨距风扇发动机和涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的整体且可分离的解决方案，其包括有导管和无导管的可变桨距风扇发动机和涡轮轴涡轮螺旋桨发动机。
要理解的是，在本文中公开的控制系统结构可以以任何本领域技术人员已知的方式来提供，包括软件解决方案、硬件或固件解决方案，以及这些的组合。这些解决方案将合并使用适当的处理器、存储器(并且，嵌有本文描述的任何算法的软件可以驻留在任何类型的非暂时性存储器中)、电路和本领域技术人员已知的其它部件。
这个书面描述使用例子来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法。本发明的可取得专利的范围是由权利要求来限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他例子。这些其他例子意图在权利要求的范围内，如果它们具有不同于权利要求的字面语言的结构元件，或者它们包括等同结构元件，与权利要求的字面语言有非实质性区别。
Claims (11)
1.一种用于航空发动机的控制系统(10)，所述航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机，和用于所述风扇螺旋桨的专用桨距变化机构，所述控制系统包括：
燃料流信号(20) 输入；
桨距变化机构信号(22) 输入；
至少一个约束输入；
受控设备(28)，其用于使来自所述桨距变化机构信号(22) 输入的桨距变化机构桨距角(BetaP)和来自所述燃料流信号(20) 输入的燃料流(Wf)和来自所述至少一个约束输入的约束关联至至少两个受控输出(24、26)，其中，所述受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴转速(N1)，而所述受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)；和
主解耦控制(34)，其用于使所述受控设备(28)和所述至少一个约束中的一者解耦成用于所述受控输出(24、26)的第一者和第二者的两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路；
解耦控制，其用于使约束与解耦受控输出解耦，并使所述约束彼此解耦，使得每个约束被分到单输入单输出(SISO)控制回路；
其中，所述燃气轮机和所述风扇螺旋桨协调地被控制，同时协调地控制所述约束和所述受控输出(24,26)，所述约束为芯部转速、芯部压力、排气温度和发动机扭矩中的至少一者。
2.根据权利要求1所述的控制系统，其中，所述风扇螺旋桨平行于所述燃气轮机的轴线。
3.根据权利要求2所述的控制系统，其中，所述航空发动机是无导管单风扇发动机。
4.根据权利要求1所述的控制系统，其中，所述航空发动机是涡轮轴发动机或者涡轮螺旋桨发动机。
5.根据权利要求1所述的控制系统，还包括用于测量要传送给转速相位同步调节器(114)的螺旋桨转速相位(116)的控制(110)和用于接收并增加转速基准偏差(130)给螺旋桨转速基准以同步所述航空发动机(102)与第二航空发动机(104)的控制(112)。
6.根据权利要求1所述的控制系统，其中，所述解耦控制(44)包括至少一个已知的干扰输入。
7.根据权利要求6所述的控制系统，其中，所述桨距变化机构桨距角(BetaP)作为已知的干扰输入处理，并且，所述解耦控制重新配置成具有基于燃料流(Wf)的单受控输入。
8.一种控制航空发动机的方法，所述航空发动机包括利用机械齿轮系驱动风扇螺旋桨的燃气轮机、燃料致动器和桨距变化机构致动器，所述方法包括：
接收燃料流信号(20)；
接收桨距变化机构信号(22)；
接收至少一个约束输入，在受控设备(28)中使来自所述桨距变化机构信号(22)的桨距变化机构桨距角(BetaP)和燃料流(Wf)信号(20)关联到至少两个受控输出(24、26)，其中，所述受控输出的第一者是螺旋桨转速(Nr)或动力涡轮轴转速(N1)，所述受控输出的第二者是发动机芯部转速(N2)、发动机压力比(EPR)或发动机转矩(Tq)；
使所述受控设备(28)解耦成用于所述受控输出(24、26)的第一者和第二者的两个分开的单输入单输出(SISO)控制回路；以及
使所述约束与所述解耦的受控输出(24、26)解耦，并使所述约束彼此解耦以用于协调地控制所述约束和所述受控输出(24、26)，其中所述约束为芯部转速、芯部压力、排气温度和发动机扭矩中的至少一者。
9.根据权利要求8所述的方法，还包括如下步骤，在所述使所述约束与所述解耦的受控输出(24、26)解耦步骤中抑制已知的干扰。
10.根据权利要求9所述的方法，在所述使所述约束与所述解耦的受控输出(24、26)解耦步骤中抑制已知的干扰，并且重新配置具有基于所述燃料流(Wf)的单受控输入并把所述桨距变化机构桨距角(BetaP)作为已知的干扰输入处理。
11.根据权利要求8所述的方法，还包括至少一个前馈控制动作，其根据负荷变化指示或负荷变化估计补偿负荷变化对发动机转速和风扇螺旋桨转子转速控制的影响。
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