CN109828472A - 一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，针对传统方式下控制量都是缓慢变化或固定不变，没有得到充分利用的问题，通过多变量滑模控制器引入发动机除燃油输入装置以外的其他执行机构，达到充分利用发动机所有执行机构的目的。针对飞机处于紧急状态时，现有控制器存在较大的控制保守性，将基于滑模限制器的低选‑高选限制管理引入多变量滑模控制器，使得发动机对紧急状况快速响应，在保证飞行安全的前提下，充分发挥发动机性能。本发明利用低选‑高选限制管理逻辑将滑模限制器引入多变量滑模控制器之中形成了一种新的控制架构，结合二者共同的优点，使得发动机具有更快的推力响应性能，同时各个输出限制又在安全的限制以内。

Description

一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法

技术领域

本发明涉及一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，涉及航空发动机控制系统技术领域。

背景技术

航空发动机是一个复杂的多变量、强耦合系统，随着航空发动机在飞行过程中外界条件(如高度和马赫数)以及工况点的变化，系统参数也会在较大的范围内发生变化，如何保证发动机不超过极限范围且可靠工作，这就需要先进的控制技术。对现代航空发动机而言，输出限制主要包括：高低压转子转速最大限制，涡轮进口温度，发动机压比，高压压气机喘振裕度以及高压压气机出口静压等。

目前，发动机限制保护器采用的控制逻辑是基于线性调节器的单输入低选-高选逻辑，该逻辑结构可有效地在主控制器和保护逻辑控制器之间切换，提供供油信号，同时可以保证关键参数不超限和发动机的安全工作。但是这种控制逻辑存在很大的保守性、降低了发动机的响应速度。

对于现代航空发动机而言，例如典型的民用涡扇发动机，除了燃油输入装置以外还有其他执行机构，典型的有可变静子叶片(VSV)和可调放气活门(VBV)等。在传统的单输入低选-高选逻辑中，这两个控制量都是开环控制的，根据预先设定的控制律缓慢变化或者不变，没有得到充分的利用。

滑模控制是一种具有强鲁棒性和强干扰能力的非线性控制技术。系统的“结构”并不固定，而是可以在动态过程中，根据系统当前的状态(如偏差及其各阶导数等)有目的地不断变化，迫使系统按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动。由于滑动模态可以进行设计且与对象参数及扰动无关，这就使得滑模控制具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，利用滑模限制调节器替换传统的线性限制调节器，主控制器采用多变量滑模调节器，同时采用低选-高选逻辑将主控制器和限制调节器整合在一起，提升了发动机性能。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，包括如下步骤：

步骤1，对航空发动机在某个稳态工作点进行线性化，建立增量线性化模型，并定义增量线性化模型的控制输入变量和输出变量，对每个输出变量施加限制，得到输出限制变量；

步骤2，针对步骤1的增量线性化模型，采用滑模控制理论设计多变量滑模主控制器，得到主控制律，根据多变量滑模主控制器计算得到控制输入变化率；

步骤3，对于增量线性化模型的每个输出限制变量，采用滑模控制理论设计相应的滑模限制调节器，并采用低选-高选逻辑将各滑模限制调节器输出的控制输入变化率整合在一起；

步骤4，整合多变量滑模主控制器以及各滑模限制调节器，形成完整的控制器。

作为本发明的一种优选方案，步骤3所述各滑模限制调节器输出的控制输入变化率，具体指的是燃油变化率。

作为本发明的一种优选方案，步骤4所述整合多变量滑模主控制器以及各滑模限制调节器，整合方法为：将多变量滑模主控制器输出之一的燃油变化率加入低选-高选逻辑模块的低选逻辑中。

作为本发明的一种优选方案，步骤1所述增量线性化模型为：

其中，x为状态变量矩阵，A、B均为系数矩阵，u为控制变量矩阵，u_r为控制变量矩阵的变化率。

作为本发明的一种优选方案，步骤2所述主控制律为：

其中，u_r为控制变量矩阵的变化率，G为滑模系数矩阵，x为状态变量矩阵，Ξ为滑模函数系数矩阵，表示一个向量，A_a、B_a均为增广系数矩阵，A、B均为系数矩阵，I为单位矩阵。

作为本发明的一种优选方案，步骤3所述滑模限制调节器的控制律为：

其中，u_ri表示多变量滑模主控制器的第i个输出，C_i和D_i均为系数矩阵，A、B均为系数矩阵，x_a为增广状态反馈值，η_i为对应第i个任意初始点的切换增益，s_i为对应第i个任意初始点的切换函数。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1、本发明在多变量滑模控制器的基础上引入的滑模限制调节器，不仅可以充分利用航空发动机上除了燃油以外的其他执行机构，充分发挥发动机的潜能；而且滑模限制调节器相比于传统的线性调节器在安全范围内降低了发动机的保守性，增强了发动机的响应，提升其过渡态性能。

2、本发明在实际工程中具有重要意义，当飞机处于某种危险工况时，带有滑模限制调节器的航空发动机多变量滑模控制器能够克服现有控制系统保守性过强、响应速度过慢的缺点，以降低控制保守性，保证发动机响应可以快速跟随指令信号，以保证飞行安全，进而减小损耗、延长发动机使用寿命。

附图说明

图1是本发明提出一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法的架构图。

图2是本发明所提出的航空发动机控制器架构实施例示意图。

图3是针对某一稳态工作点风扇转速的仿真结果图。

图4是针对某一稳态工作点涡轮前温度的仿真结果图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

本发明将传统的线性限制调节器改用滑模限制调节器的基础上，主控制器采用多变量滑模调节器，同时采用低选-高选逻辑将主控制器和限制调节器整合在一起，控制器的架构示意图如图1所示。采用滑模限制调节器的方法可以在保证发动机安全运行的基础上，增强响应速度、减低控制器的保守性，同时多变量滑模主控制器可以通过调节除了燃油以外的其他执行机构以便更加充分的挖掘发动机的潜力。具体步骤如下：

步骤1：基于MATLAB/Simulink平台搭建航空发动机控制系统仿真平台。并对涡扇发动机在不同稳态工作点进行线性化得到若干增量线性化模型。

步骤2：分别针对每一个增量线性化模型设计多变量滑模主控制器。

多变量滑模主控制器采用的控制输入除了一定包括燃油以外，其它控制输入可以包括可调静子叶片(VSV)、可调放气活门(VBV)、尾喷口面积等其他可调执行机构及其组合。图1中，低选和高选的输出限制变量的数目可以是大于等于零的任意个。

步骤3：对于每一个增量线性化模型，为每一个输出限制变量设计相应的滑模限制调节器，并采用低选-高选逻辑将它们输出的控制输入变化率(对于发动机典型的指燃油变化率)整合在一起。

主控制器与限制调节器均采用滑模控制理论设计，控制系统包括多变量控制器模块，滑模限制调节器模块，低选-高选逻辑模块，积分器模块，执行机构模块。

步骤4：整合滑模限制调节器以及多变量滑模主控制器，形成完整的控制器。其中，整合方法为将多变量主控制器输出之一的燃油变化率加入滑模限制调节器的低选逻辑中。

整合主控制器与限制调节器的是低选-高选逻辑模块。多变量滑模主控制器计算得到燃油变化率从低选器输入，滑模限制调节器计算得到燃油变化率根据各自的滑模参数选择从低选器或者高选器输入，将低选-高选逻辑最终输出输入到积分器模块。

步骤5：将上述分别针对每一个稳态工作点设计完整控制器采用增益调参的方式加入航空发动机控制系统仿真平台。

下面结合附图2并对某型民用分排涡扇发动机的某个稳态工作点设计控制器为实例作进一步地详细描述。

步骤1：

考虑发动机一个稳态工作点的对象模型：

式中，x＝[ΔN_fΔN_c]^T为状态变量矩阵，分别为风扇转子转速增量和高压转子转速增量，A、B为系数矩阵，u∈R^m为控制变量矩阵，u_r是控制变量矩阵的变化率。

假设一系列输出：

y_i＝C_ix+D_iu

式中，y_i为输出变量矩阵，C_i和D_i为系数矩阵。

定义一个增广状态：

则

y＝C_ax_a

式中，A_a、B_a和C_a为增广系数矩阵，y为输出变量矩阵，其中：

定义控制输入变量矩阵u＝[ΔW_f ΔVSV ΔVBV]^T，分别为燃油流量增量、可变静子叶片角度增量和可调放气活门增量。选取两个输出变量y＝[ΔT₄ ΔSmHPC]^T分别是涡轮前进口温度增量和高压压气机喘振裕度增量，并对这两个输出变量分别施加限制。

步骤2：

采用滑模控制理论设计多变量滑模控制器，得到主控制律为：

式中，G为滑模系数矩阵，Ξ为滑模函数系数矩阵，是一个向量，其中元素为sgn(s_i)。s是将系统状态从任意初始点带到期望状态点的切换函数。

在给定状态参考值和增广状态反馈值x_a后，主控制器可以计算并输出控制变量矩阵变化率分别为燃油流量增量变化率、可变静子叶片角度增量变化率和可调放气活门增量变化率。

步骤3：

分别针对受限输出变量T₄和SmHPC设计滑模限制调节器，限制调节器的输出分别为和在这里它们输出的燃油变化率均选择低选器，这是根据具体的滑模函数参数决定的。其中，滑模限制器的控制律为：

步骤4：

将多变量滑模主控制器计算得到的输入低选器，与和低选得到最终的燃油变化率将控制输入变化率输入积分器后，再经过执行机构分别是燃油流量计量装置、可调静子叶片和可调放气活门，输入给发动机。

图3为针对某一稳态工作点的仿真结果图—风扇转速，横轴为时间，纵轴为转速增量，实线表示标准值，虚线表示实际值。图4为针对某一稳态工作点的仿真结果图—涡轮前温度，横轴为时间，纵轴为温度增量，实线表示温度限值，虚线表示实际值。本发明在针对CMAPSS发动机某个稳态动态工作点的仿真表明，该方法可以提高发动机响应速度，同时保证各个输出变量不超出限制。

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (6)

1.一种基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，对航空发动机在某个稳态工作点进行线性化，建立增量线性化模型，并定义增量线性化模型的控制输入变量和输出变量，对每个输出变量施加限制，得到输出限制变量；

步骤2，针对步骤1的增量线性化模型，采用滑模控制理论设计多变量滑模主控制器，得到主控制律，根据多变量滑模主控制器计算得到控制输入变化率；

步骤3，对于增量线性化模型的每个输出限制变量，采用滑模控制理论设计相应的滑模限制调节器，并采用低选-高选逻辑将各滑模限制调节器输出的控制输入变化率整合在一起；

步骤4，整合多变量滑模主控制器以及各滑模限制调节器，形成完整的控制器。

2.根据权利要求1所述基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，步骤3所述各滑模限制调节器输出的控制输入变化率，具体指的是燃油变化率。

3.根据权利要求1所述基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，步骤4所述整合多变量滑模主控制器以及各滑模限制调节器，整合方法为：将多变量滑模主控制器输出之一的燃油变化率加入低选-高选逻辑模块的低选逻辑中。

4.根据权利要求1所述基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，步骤1所述增量线性化模型为：

其中，x为状态变量矩阵，A、B均为系数矩阵，u为控制变量矩阵，u_r为控制变量矩阵的变化率。

5.根据权利要求1所述基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，步骤2所述主控制律为：

其中，u_r为控制变量矩阵的变化率，G为滑模系数矩阵，x为状态变量矩阵，Ξ为滑模函数系数矩阵，表示一个向量，A_a、B_a均为增广系数矩阵，A、B均为系数矩阵，I为单位矩阵。

6.根据权利要求1所述基于滑模控制器的航空发动机控制架构设计方法，其特征在于，步骤3所述滑模限制调节器的控制律为：

其中，u_ri表示多变量滑模主控制器的第i个输出，C_i和D_i均为系数矩阵，A、B均为系数矩阵，x_a为增广状态反馈值，η_i为对应第i个任意初始点的切换增益，s_i为对应第i个任意初始点的切换函数。