CN111095130B - 用于控制飞机发动机的混合系统和控制其的方法 - Google Patents
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Abstract
用于控制所提出的飞机发动机的系统包括：‑至少一个反馈回路，‑至少一个集成在反馈回路中的状态反馈控制器。状态反馈控制器包括静态补偿器(M)和状态校正器回路(L)，该静态补偿器和状态校正器回路被配置成对由待控制的发动机的操作参数形成的状态进行解耦。于是单变量控制器被配置成通过指令控制操作参数。
Description
技术领域
为了在整个飞行包线上优化飞机发动机(涡轮机)的性能，可行的手段之一是添加“可变几何结构”(安全阀、具有可变桨距的轮叶或叶片、可变截面喷嘴的闸门等)。通常，可变几何结构是设置有可移动元件的构件，可以操纵该可移动元件的位置以改变诸如气流流量之类的参数，并且该可移动元件使得能够在涡轮机的可操作性方面具有自由度。该可移动元件通常由计算机进行操纵，并且必须协调它们的动作以在性能方面达到最佳并且保持在涡轮机的可操作性和操作安全性的可接受限度内(尤其是在压力、温度、转速、转矩等方面)。
通常，当系统具有多个输入和/或多个输出时，本发明是关于多变量系统。常规的单变量架构和设置策略通常会因为不同变量之间的相互作用而不适用于这些系统。
涡轮螺旋桨发动机的情况
涡轮螺旋桨发动机通常由驱动可变桨距螺旋桨的气体发生器(涡轮)组成。
涡轮螺旋桨发动机调节系统的主要目的是提供所需的推力的同时保持螺旋桨的恒定转速。从控制角度来看，可以将涡轮螺旋桨发动机看作多变量系统，包括：
-两个输入变量：
ο燃料流量，记为WF，
ο螺旋桨桨距(也称为桨距角)，记为β；
-两个输出变量：
ο螺旋桨的功率，记为SHP，
ο螺旋桨的转速，记为XNP。
通常，功率SHP由燃料流量WF的作用控制，而螺旋桨转速XNP由螺旋桨桨距β上的作用控制。转速XNP是在多个速度级别附近被伺服控制的，这些速度级别是根据飞行条件和涡轮螺旋桨发动机的状态限定的。
调节的主要问题是，对于功率SHPref的变化需求会导致螺旋桨转速XNP发生不必要的变化。同样，螺旋桨速度需求XNPref的变化会影响气体发生器的功率SHP。这是因为每个控制都会作用于每个输出。
这些扰动对涡轮螺旋桨发动机来说极为不利。特别地，它们会导致明显的过转矩从而损坏疲劳部件，尤其是减速器。
其他应用示例
还涉及针对其他应用的发动机控制。
例如，在控制具有一对无涵道的对转螺旋桨(或根据本领域通常使用的术语为“开式转子”)的发动机的情况下，从控制的角度来看，该应用场合类似于涡轮螺旋桨发动机：系统使用三个输入变量(燃料流量和两个对转螺旋桨各自的桨距)来控制三个输出变量(低压体的旋转速度和两个螺旋桨各自的旋转速度)。
在涡轮喷气发动机的情况下，除了燃料流量外，还可以控制喷嘴截面。该额外的自由度主要能够改变气体喷射速度并因此改变推力。
还可以将不同的可变几何结构整合到涡轮喷气发动机中。尽管涡轮喷气发动机的可变几何结构和燃料流量的设定点是相互协调而制定的，但对该可变几何结构和燃料流量进行的控制(伺服阀电流)是独立合成的，这会影响压缩机的诸如转速或操作性线之类的某些常见的运行参数。
控制律合成的主要目标
这些系统的控制律合成的主要目标如下：
-符合需求列表中给出的技术指标(响应时间、超调量、稳定裕度)，
-限制不同变量之间的相互作用：其中一个变量的设定点变化必须尽可能使引起的其他变量的差异最小，
-对干扰和建模不确定性的控制的鲁棒性。
除了性能目标之外，控制律还必须能够易于调节并且具有合理的复杂度，以利于在测试中对其进行设置和调节以及在计算器中对其进行实现。
现有的利用解耦的多变量控制解决方案
在这些方法中，控制律是根据在操作点附近确定的线性模型合成的。通过线性涡轮螺旋桨发动机模型展示了以下现有技术系统的示意图。使用转移矩阵的形式时，将这些模型记为G。当使用状态的形式时，涡轮螺旋桨发动机模型由状态矩阵A、控制矩阵B和输出矩阵C组成(在所考虑的发动机控制应用中，直接作用矩阵D为零)。
如图1所示，被称为H2、H∞类型的集中方法的方法(如文献G.Zames，反馈和最佳灵敏度模型参考变换、乘法半范数以及逼近，IEEE自动控制学报，1981年第4期第26卷中所描述的方法)是已知的。
这些方法能够直接考虑螺旋桨的功率SHP和速度XNP来合成多变量校正器11。
尽管这些解决方案相对有效，但是它们的开发需要大量的计算，并且获得的校正器通常很复杂。此外，这些控制律并不直观，这对于在发动机测试期间调节设定而言是一个显而易见的问题。
如图2所示，还已知状态反馈控制(极点配置法类型的，二次线性控制法的)。这些方法在于加入了包括状态反馈12的反馈。通常会将积分作用项13添加到反馈12以获得良好的性能。
由于这些方法不专注于解耦，因此通常功率SHP和螺旋桨XNP回路之间的相互作用仍然非常大。此外，状态反馈控制很难在发动机测试台上进行调节。
如图3所示，已知状态反馈解耦方法(例如Falb-Wolovich合成(在“多变量控制和估计”中描述，Ostertag，2006年)或完全模态合成)。这些方法在于加入了包括状态反馈14和静态补偿M14b的反馈以使系统解耦。
这些方法的优点是它们能够使用相对简单的校正器进行完全解耦。
但是，这些方法与加入积分作用不兼容。实际上，这些方法是基于取决于系统的有限数量的极点的移动以及加入积分器，因此不稳定的极点会导致移动它们而不是系统的极点。这样，所获得的性能就会不足，特别是在抑制干扰方面。此外，该状态反馈控制在实践中难以调节。
如图4所示，还已知频率解耦方法(例如伪对角化、分解为特征值和奇异值、简化的解耦器或理想解耦器)，这些方法能够在使用PID类型的单变量调节器16对系统进行伺服控制之前，使用补偿器15对系统进行解耦。
这些方法的优势在于，合成补偿器15和合成单变量调节器16的步骤是有区别的。因此，凭经验调节单变量调节器16的设定相对简单。
问题在于，简单的补偿器通常无法提供令人满意的解耦。只能通过使用难以实现和内插的复杂补偿器来实现合适或完美的解耦。
一些方法在于仅实现补偿矩阵15(例如要加入到控制上的偏差)，以补偿不同回路的干扰。这些方法的问题在于，这些偏差难以计算且并不总是足够准确的。
先前的方法能够：
-获得平均解耦，或
-以相对复杂的控制律和合成方法为代价获得正确的解耦。
从文献US 5 274 558还已知一种飞机发动机系统，该系统包括：
-伺服回路，其接收转矩设定点QCMD作为输入；
-转速回路(图3的转速设定点NPSFLT)。
该系统还包括提供指示解耦转矩QDC的信号的解耦块18、35，该解耦块能够将转矩回路与速度回路解耦，使得只有速度回路对发动机转速的突然变化做出反应。
该系统中没有考虑到状态反馈控制。
文献US 5001 646描述了一种直升机的电动飞行控制系统(根据术语“电传操纵(fly-by-wire)”)。
该系统包括至少一个伺服回路，其接收来自控制杆的设定点(滚转、俯仰、偏航、竖直)作为输入参数。
反馈回路控制发动机操作参数。
该系统也不提供状态反馈控制。
文献US 5 920 478则描述了一种伺服回路通用动态控制系统。
解耦处理MIMO数据以将其转换为能够进行简单的单变量SISO处理的数据，同时考虑变量之间的复杂相互作用。
所使用的解耦不是状态反馈类型，而是对应于参考图4所示的上述解耦。如上所述，这些解耦的缺陷是，除非使用特别复杂的补偿器，否则不能够得到令人满意的解耦。
发明内容
本发明的一般目的是保证期望的性能，尤其是在解耦方面，同时可以保持以简单和直观的方式调节校正器。
为此目的，提出了一种飞机发动机控制系统，包括：
-至少一个伺服回路，该伺服回路接收发动机的操作参数设定点作为输入，以及通过这些操作参数的反馈回路来控制系统，所述伺服回路包括单变量调节器分散式控制器，
-至少一个集成到伺服回路的状态反馈控制器，所述状态反馈控制器接收单变量调节器分散式控制器的输出作为输入，并且该状态反馈控制器是发动机的操作参数与所述分散式控制器的输出之间的反馈回路，所述反馈回路提供发动机控制参数，
该状态反馈控制器被配置成对操作参数进行解耦，该分散式控制器的单变量调节器被配置成在这些参数的设定点上对操作参数进行伺服控制。
这里的分散式控制器是指不是集中式的控制器，而是该控制器针对要控制的不同子系统使用多个局部的和独立的控制律。
反馈控制器可以包括静态补偿器和状态反馈校正器回路，所述静态补偿器和所述状态反馈校正器回路被配置成对操作参数进行解耦。
这样的系统结合了状态反馈解耦解决方案和频率解耦方法的优势。
特别地，解耦和调节器的设计是分开的。
通过状态反馈解耦方法进行解耦，于是可以使用非常简单的状态校正器L和补偿矩阵M来确保完全解耦，同时与传统的解耦方法不同，保留了该方法的主要动态(这使得在矩阵排列中非对角要素的值等于0，而对角要素的值为非零)。
因此，减少耦合是非常有效的。此外，解耦状态反馈包括两个简单的增益矩阵：状态反馈和静态补偿。
分散式控制器的单变量调节器有利地是比例校正器/积分器(PI校正器)。
PI校正器使得能够确保所期望的性能。
它们具有的优势是简单，并且由于解耦而利于设置。此外，无论解耦状态反馈如何，都可以容易地对其进行调节/重置。这些调节/重置可以在设计阶段、在测试台上进行测试期间实施，也可以在涡轮螺旋桨发动机的使用寿命期间进行。实际上，该系统的特性在其老化期间被修改。然后可以调节PI校正器，以维持所期望的性能(特别是在响应时间和超调方面)。
本发明还涉及根据前述权利要求中任一项所述的用于对飞机发动机控制系统进行参数化的方法，包括以下的步骤：
-限定线性发动机模型，该线性发动机模型具有传递函数和状态表示；
-限定静态补偿器和状态反馈校正器，以对由要被伺服控制的发动机的操作参数构成的状态进行解耦；
-限定单变量调节器，以在设定点上对所述操作参数进行伺服控制。
因此，通过以下方式进行混合解耦：
-通过状态反馈执行解耦，
-根据通过状态反馈的解耦方法合成调节器(尤其是PI调节器)。
特别地，可以配置状态反馈校正器和静态补偿器，以使得控制系统的传递函数具有与发动机模型的传递函数的增益和极点相对应的增益和极点。
该方法还可以包括取决于飞行条件变量来内插单变量校正器的步骤。
单变量校正器的参数可以通过增益排序而被分别内插。
该方法还可包括取决于飞行条件变量来内插状态反馈校正器和静态补偿器的步骤。
本发明还涉及所提出的系统在各种应用中的使用。
应当注意，本发明所提出的解决方案在考虑2个或3个控制量和输出的系统的情况下特别有效，还能够考虑更多数量的变量，但是在这种情况下适当地具有不太准确的结果。实际上，控制律通常在标称线性模型上合成。由于该模型不可能是完美的，因此通常控制律无法确保在非线性模型中具有同等水平的性能。解耦也是如此，已知解耦对模型的不确定性非常敏感。矩阵M和L考虑了当变量的数量增加时多变量系统的所有传递以及不太准确的风险。
在控制具有可变桨距螺旋桨的发动机(例如涡轮螺旋桨发动机)的情况下，伺服控制的操作参数包括螺旋桨的功率(SHP)和其旋转速度(XNP)，被控制的参数包括燃料流量和螺旋桨桨距。
在控制具有一对可变桨距对转螺旋桨的发动机(一对无涵道式可变桨距“开式转子”或涵道式“对转风扇”的对转螺旋桨)的情况下，其中被伺服控制的操作参数包括低压体的转速(NBP)和两个螺旋桨的转速(N1和N2)，被控制的参数包括燃料流量(WF)和螺旋桨的桨距(β1和β2)。
为了控制带有可操纵的喷嘴截面的涡轮喷气发动机，被伺服控制的操作参数包括低压体的旋转速度(NBP)和控制喷嘴的可设置截面的一个或多个气缸的位置(xT)，控制量包括提供给一个或多个气缸的燃料流量(WF)和伺服阀电流(iTuy)。
在控制具有可变几何结构的涡轮喷气发动机的情况下，被伺服控制的操作参数包括低压体的转速(NBP)和气缸的位置(xVSV和xVBV)(也可以考虑诸如升压器的操作性线之类的其他操作参数)，控制量包括燃料流量WF和伺服阀控制电流(iVSV和iVBV)。
附图说明
本发明的其他特征和优势也将从下面的描述中显现出来，这些描述仅是示例性的而不是限制性的，并且应参考附图进行理解，其中：
图1示意性地示出了现有技术的集中式调节系统；
图2示意性地示出了现有技术的状态反馈调节系统；
图3示意性地示出了现有技术的状态反馈解耦系统；
图4示意性地示出了现有技术的频率解耦方法；
图5是根据本发明的可能实施例的混合策略控制系统；
图6示出了图5的系统的状态反馈控制；
图7示出了本发明在控制涡轮螺旋桨发动机的应用中的示例。
具体实施方式
图5所示的示例是在有两个设定点、两个控制量和两个输出量的情况下，此架构和设置方法被归纳在有N个设定点、N个控制量和N个输出量的架构和设置方法中。
该控制系统100的架构包括：
-具有补偿器的分散式控制回路101；
-集成到所述回路101中的状态反馈解耦系统103。
回路101接收N个设定点Yref，并且包括分散式控制器102，该分散式控制器的输出提供给状态反馈解耦系统103，选择该分散式控制器的校正器以使得回路101能够执行该方法的伺服控制功能。
状态反馈解耦
状态反馈解耦系统更具体地在图6中示出，它包括：
-静态补偿器104，其被配置成在分散式控制器101的输出端处对设定点进行解耦(前置滤波器矩阵M(或补偿矩阵))；
-状态反馈校正器105(状态反馈矩阵L)。
其中，假设满足以下假设：
-该方法是线性的。
-控制量的数量等于要被伺服控制的输出量的数量。这是解耦的常规假设(如果系统没有必需的数量的自由度，则在任何情况下都无法对系统进行解耦)。
-直接作用矩阵为零。这是大多数状态反馈控制系统自然遵循的常规假设(控制不会立即作用于输出)。
-控制矩阵B是可逆的。
-该方法不包括不稳定的零点(就像其他状态反馈解耦方法一样，不稳定的零点会在解决方案中引入不稳定的极点)。
同样，这里处于系统的状态数量等于输出数量(所有考虑到的状态都被测量)的情况下。在这种情况下，可以调节A和B，以将输出矩阵C视为单位矩阵。
不过可以绕开该假设。特别地，在系统的状态数量大于输入/输出数量的情况下，可以添加观测器。
给定了上述假设，图3中图示的输出矩阵C等于通过假设得出的恒等式，使得：
y＝x和
状态表示d写为如下：
y＝x
代表N个状态变量的列
代表N个控制量的列
代表N个输出量的列
状态矩阵
控制矩阵
因此所考虑的系统可以完全由下面的(1)表示。此后采用(2)的表示法。
因此，由图6的解耦系统执行的控制使得：
L和M则被选择为：
其中参数pi和Gi是标量值。
这样的控制确实可以实现完美的解耦：
-的每个要素仅取决于向量x中的相应要素(例如，/>必须仅取决于xi而不取决于x的其他要素)，
-的每个要素仅受向量u中相应要素的影响(例如，/>仅受ui的影响，而不受u的其他要素的影响)。
这样的矩阵L和M使得：
通过组合表达式(3)、(5)和(6)获得(7)。转换到(8)和(9)仅使用和y＝x。
经过Laplace域变换，就得出：
因此，系统的响应被解耦并且对应于具有极点pi和增益Gi的一阶传递函数。
增益Gi和极点pi的值是通过用等式(10)的一阶逼近对角线项的方法来确定的。不同的降阶技术使得能够通过系统的对角转移来实现对增益Gi和极点pi的选择。
为此目的，例如，使用诸如截断技术之类的模型降阶技术，以及通过比较原始传递和降阶传递的频率响应，着重保持静态增益和截止频率。
特别地，可以选择增益Gi和极点pi，使得静态增益和截止频率相似。
应当注意，利用所提出的控制，进行了完全的解耦，伺服设置不是在状态反馈回路103处执行，而是在回路101的校正器/补偿器处执行。
因此，与被称为Falb-Wolovich方法[多变量控制和估计，Ostertag，2006]的方法不同，状态反馈系统的目的不是对该方法进行伺服控制，而是对其进行解耦。
这使得校正器的增益(见下文)能够最好地保持传递动态。
单变量校正器
选择用于分散式控制器102的校正器，以根据被解耦的系统来调节期望的伺服控制。
特别地，当这些校正器是PI校正器时，它们相对简单的结构大大简化了设置。实际上，PI校正器的形状能够保持一定的物理意义，这使设置更加直观。然后，可以在测试台上进行测试时独立于解耦来调节该校正器。
当使用另一种解耦方法且没有完全解耦时，有必要使用称为多回路合成方法的合成方法(“失调”方法、顺序方法等)。后者能够在校正器的合成过程中考虑环路SHP和XNP之间的相互作用，但比常规设置方法更为复杂。
由于完成了状态反馈解耦，因此可以使用常规设置方法来设置校正器。这些方法易于实现，因为可以独立进行设置以便对系统的输出进行伺服控制。
特别地，可以使用PID-IMC(内模控制)方法以根据解耦方法的传递函数和以一阶传递函数的形式转换的技术指标来执行这些设置。PI调节器的设置相对简单，并且可以根据此方法、解耦方法的传递函数和技术指标自动完成。
不过也可以使用其他单变量校正器和其他设置方法来代替PID-IMC方法。
参数化
因此，根据参数化方法对控制系统进行参数化包括以下步骤：
-E1限定所考虑的机械发动机系统的模型；
-E2限定状态反馈校正器105和静态补偿器104，使得在保持系统的主要动态的同时对控制的输出参数进行解耦；
-E3限定分散式控制器102的校正器(例如，单变量PI校正器)，以便根据期望的规则对输出参数进行伺服控制。
可选地，该方法可以包括对分散式控制器102的校正器、状态反馈校正器105和静态补偿器104进行内插的步骤E4。
涡轮螺旋桨发动机的应用场景
图7示出了控制涡轮螺旋桨发动机T的应用。
如该图所示的控制系统接收螺旋桨功率SHPref和螺旋桨转速XNPref作为输入设定点。
这些设定点例如由管理单元(未示出)产生，该管理单元根据推力设定点计算出所述功率设定点和速度设定点，该推力设定点又由控制装置18(通常是杆)提供。
所述系统输出涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨功率SHP和螺旋桨转速XNP，该螺旋桨功率和螺旋桨转速分别由螺旋桨功率SHP传感器106和螺旋桨转速XNP传感器107测量得到。
该系统包括两个全局控制回路101a和101b，一个全局控制回路(101a)在功率设定点SHPref处对功率SHP进行伺服控制，另一个全局控制回路(101b)在螺旋桨转速的设定点XNPref处对螺旋桨转速XNP进行伺服控制。
求导器108a被置于全局功率回路SHP 101a的输入端处，求导器108b被置于螺旋桨的全局转速回路XNP 101b的输入端处。
此外，求导器109a和求导器109b接收螺旋桨功率SHP和转速XHP作为输入，并在两个回路101a和101b的反馈输入端上将该螺旋桨功率和转速发送回去。
这两个回路101a、101b中的每个进而包括分散式控制器110a、分散式控制器110b和分别由分散式控制器110a、110b的输出端提供的两个解耦回路103a、103b。
每个分散式控制器110a、110b接收其对应的回路的误差信号作为输入。
分散式控制器110a包括被配置成在设定点SHPref上对功率SHP进行伺服控制的单变量功率校正器SHP，而分散式控制器110b包括被配置成在设定点XNPref上对速度XNP进行伺服控制的单变量速度校正器。
解耦回路103a、103b包括状态反馈校正器105，该状态反馈校正器被配置成从系统状态的方面对涡轮螺旋桨发动机1的螺旋桨功率SHP和螺旋桨转速XNP进行解耦。
所述校正器105接收求导器109a和求导器109b的输出作为输入。
校正器105的输出形成所述回路103a和回路103b的反馈输入，这些回路在其另一输入端接收静态补偿器104的输出。
此外，所述回路103a、103b分别包括积分器111a和积分器111b，该积分器111a位于涡轮螺旋桨发动机T的燃料流量控制器的输入端WF之前，该积分器111b位于涡轮螺旋桨发动机T的螺旋桨的桨距控制器的输入端β之前。
这两个积分器111a和111b分别针对涡轮螺旋桨发动机T产生燃料流量控制WF和螺旋桨桨距控制β。
限定了一定数量的特征操作点。这些特征操作点由飞行条件(马赫、高度)和涡轮螺旋桨发动机的状态来表征。
在设计阶段，根据发动机的非线性热力学模型针对这些特征操作点中的每一个来对识别场景进行仿真。用于这些识别场景的控制通常是一系列带有白噪声的不同步控制级别。
然后，将这些仿真的结果用于表征涡轮螺旋桨发动机的性能以及限定线性涡轮螺旋桨发动机模型，该模型对涡轮螺旋桨发动机的运行进行建模，并且将燃料流量WF和螺旋桨桨距β作为输入以及将螺旋桨功率SHP和螺旋桨旋转速度XNP作为输出。
在分析结果之后，选择了2阶涡轮螺旋桨发动机模型。因此，涡轮螺旋桨发动机模型具有两个状态变量，系统的阶数等于状态变量的数量。
由于状态变量的数量等于涡轮螺旋桨发动机模型的输入数量和输出数量，因此可以直接将状态变量与涡轮螺旋桨发动机模型的输出相关联。因此，涡轮螺旋桨发动机模型的状态变量是螺旋桨功率SHP和螺旋桨转速XNP。
步骤E2和E3使用在步骤E1中限定的涡轮螺旋桨发动机模型对涡轮螺旋桨发动机的运行进行计算机辅助数值模拟。
对这些数据的分析引起对2阶模型的查找并且没有直接作用。
所识别的线性系统的转移矩阵具有呈状态形式的形式(11)和呈转移矩阵形式的形式(12)。在所有操作点上分析线性系统的零点和矩阵B之后，似乎前者很稳定并且矩阵B可逆。
因此，可以采用混合分散式控制策略。
基于该观察，可针对每个识别的系统采用确定上述参数的方法。
第一个步骤(E1)在每个识别的模型上自动搜索涡轮螺旋桨发动机的对角转移的主要动态。这可以通过诸如截断平衡基数之类的某些模型降阶技术来自动完成。因此可以找到逼近由两个极点和零点组成的对角转移的一阶转移。因此，从中推导出G1、G2、p1和p2。优选地，选择增益Gi和极点pi，使得降阶转移的频率响应的静态增益不偏离原始转移的频率响应的静态增益，并且使得降阶转移的频率响应的截止频率不偏离原始转移的频率响应的截止频率。
在第二个步骤(E2)中，通过应用(10)来在每个操作点上解析地确定矩阵M和矩阵L。
第三个步骤(E3)确定功率SHP回路和螺旋桨转速XNP回路的PI校正器。该步骤再次通过PID-IMC技术来解析地执行。
将矩阵M、矩阵L和PI校正器在飞行包线上进行演化，以补偿系统的可变性。为了使调节的性能最大化，根据飞行条件(马赫、高度、涡轮螺旋桨发动机的状态)来内插控制律。
因此，内插PI调节器以提高系统的性能(静态误差、响应时间、超调)，并内插矩阵M和矩阵L以保持最佳的解耦。
内插校正器能够提高控制系统的性能(特别是在静态误差、响应时间和超调方面)。
内插状态反馈校正器105和静态补偿器104能够在整个飞行包线上保持最佳的解耦。
特别地，单变量校正器的参数可以通过增益排序分别内插。
增益排序包括确定一族线性系统、在给定数量的操作点处逼近非线性系统、以及在状态空间的每个关联区域中提出控制律，以最终实现全局控制律。
特别地，当单变量校正器是PI校正器时，增益内插是简单的，因为该增益内插是由增益加权的不同作用的总和。同样，状态反馈校正器105和静态补偿器104是增益矩阵(大小为2×2)L和增益矩阵M，因此对这些矩阵的系数进行内插相对简单。
可以使用增量算法来在内插控制律时使控制平滑，并在多个调节回路竞争时使过渡更平滑。由此对设定点和输出进行求导(求导器108a、108b和109a、109b)，这使得能够使用误差增量进行操作，然后对控制增量进行积分。
使用相对简单且易于调节的控制律能够使得在整个飞行包线内实现最佳响应。
应用于其他系统
在其他应用情况下实现解决方案的步骤与在涡轮螺旋桨发动机中的步骤相同。
在包括一对无涵道“开式转子”或涵道式“对转风扇”的对转螺旋桨的推进单元的情况下，控制量包括燃料流量WF和螺旋桨的桨距β1和β2。而输出包括低压体的旋转速度NBP以及两个螺旋桨的旋转速度N1和N2，如下所示：
由完全的3×3转移矩阵(所有项都不为零)描述在不同操作点上线性化的系统。很好地遵循了不同的假设，这能够得出(10)中描述的矩阵L和矩阵M。
在带有可操纵的喷嘴截面的涡轮喷气发动机的情况下，控制量包括供应气缸的燃料流量WF和伺服阀电流iTuy，该气缸能够改变喷嘴的可设置截面。而输出包括低压体的旋转速度NBP和气缸xTuy的合并位置：
在较少数量的操作点上对该系统进行线性化。经线性化的系统对应于2×2矩阵，但转移WF→xTuy为零(燃料流量的变化对喷嘴的位置没有直接影响)。因此，必须对另一个耦合项iTuy→NBP进行最小化。不过这并不会改变假设，并且可以应用公式(10)。
在具有可变几何结构的涡轮喷气发动机的情况下，控制量包括燃料流量WF和伺服阀的控制电流iVSV和iVBV，该控制电流能够向气缸供电以分别优化高压压缩机的定子的角度(可变定子叶片的VSV)以及调节安全阀的开度(可变排气阀的VBV)。经伺服控制的输出包括低压体NBP的转速以及气缸的位置xVSV和xVBV。而这些执行器的设定点完全同步。
由3×3转移矩阵描述了在不同工作点上线性化的系统。优势项是对角项以及转移WF→xVSV和WF→xVBV为零。另一方面，其他耦合项不为零(VBV的作用直接影响低压状态，而VSV的作用也通过高压状态影响该低压状态)。再次，可以应用该解决方案。
Claims (12)
1.一种飞机发动机控制系统，其特征在于，所述飞机发动机控制系统包括：
至少一个伺服回路，所述伺服回路接收发动机的操作参数的设定点作为输入参数，并通过对于所述操作参数的反馈回路来控制系统，所述伺服回路包括单变量调节器分散式控制器，
至少一个集成到所述伺服回路的状态反馈控制器，所述状态反馈控制器接收单变量调节器分散式控制器的输出作为输入，并且所述状态反馈控制器是所述发动机的操作参数与所述分散式控制器的输出之间的反馈回路，所述反馈回路提供发动机控制参数，
所述状态反馈控制器被配置成对所述操作参数进行解耦，所述分散式控制器的单变量调节器被配置成在所述操作参数的设定点上对操作参数进行伺服控制，
其中，所述状态反馈控制器包括静态补偿器和状态反馈校正器回路，所述静态补偿器和所述状态反馈校正器回路被配置成对所述操作参数进行解耦。
2.根据权利要求1所述的飞机发动机控制系统，其中，所述分散式控制器的单变量调节器是比例校正器/积分器。
3.一种用于对根据权利要求1或2所述的飞机发动机控制系统进行参数化的方法，包括以下步骤：
限定线性发动机模型，所述模型具有传递函数和状态表示；
限定静态补偿器和状态反馈校正器，以对由要被伺服控制的发动机的操作参数构成的状态进行解耦；
限定单变量调节器，以基于设定点对所述操作参数进行伺服控制。
4.根据权利要求3所述的用于对飞机发动机控制系统进行参数化的方法，其中，所述状态反馈校正器和所述静态补偿器被配置成使得所述控制系统的传递函数具有与所述发动机模型的传递函数的增益和极点相对应的增益和极点。
5.根据权利要求3或4所述的用于对飞机发动机控制系统进行参数化的方法，还包括根据飞行条件变量来内插单变量校正器的步骤。
6.根据权利要求5所述的用于对飞机发动机控制系统进行参数化的方法，其中，所述单变量校正器的参数通过增益排序分别进行内插。
7.根据权利要求3或4所述的用于对飞机发动机控制系统进行参数化的方法，还包括根据飞行条件变量内插所述状态反馈校正器和所述静态补偿器的步骤。
8.一种根据权利要求1或2所述的飞机发动机控制系统的用途，所述飞机发动机控制系统用于控制具有可变桨距螺旋桨的发动机，其中，伺服控制的操作参数包括螺旋桨的功率和转速，受控参数包括燃料流量和螺旋桨桨距。
9.根据权利要求8所述的飞机发动机控制系统的用途，其中，所述发动机为涡轮螺旋桨发动机。
10.一种根据权利要求1或2所述的飞机发动机控制系统的用途，所述飞机发动机控制系统用于控制具有一对可变桨距对转螺旋桨的发动机，其中，伺服控制的操作参数包括低压体的转速和两个螺旋桨的转速，受控参数包括燃料流量和螺旋桨的桨距。
11.一种根据权利要求1或2所述的飞机发动机控制系统的用途，所述飞机发动机控制系统用于控制具有可操纵的喷嘴截面的涡轮喷气发动机，其中，控制的操作参数包括低压体的转速和控制喷嘴的可设置截面的汽缸的位置，控制量包括供给一个或多个气缸的燃料流量和伺服阀电流。
12.一种根据权利要求1或2所述的飞机发动机控制系统的用途，所述飞机发动机控制系统用于控制具有可变几何结构的涡轮喷气发动机，其中，伺服控制的操作参数包括低压体的转速和汽缸的位置，控制量包括燃料流量和伺服阀控制电流。
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