CN111219258B - 发动机控制策略切换中防止积分饱和的pi控制器设计方法 - Google Patents

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CN111219258B CN202010142407.3A CN202010142407A CN111219258B CN 111219258 B CN111219258 B CN 111219258B CN 202010142407 A CN202010142407 A CN 202010142407A CN 111219258 B CN111219258 B CN 111219258B
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Abstract

本发明公开了一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，涉及高压转速闭环控制、排气温度闭环限制、低压转速闭环限制、压气机出口压力闭环限制、加速度闭环限制、减速度闭环限制等多个控制策略的PI控制器设计及各个控制策略的切换，各闭环控制器采用偏差乘以比例作用系数再加上上一时刻燃油流量给定值乘以一阶惯性环节传递函数的形式，所有的控制策略当前时刻的燃油流量给定值都从上一时刻选中的燃油流量给定值开始计算，对于未被选择控制策略的大偏差不会累加，不会出现积分饱和，但本质上仍然是PI控制器，包含积分环节，同样可以消除静差。

Description

发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法
技术领域
本发明属于控制器设计领域，涉及一种PI控制系统的设计方法，尤其涉及一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，涉及航空发动机各个控制策略的控制器设计及各个控制策略间的切换。
背景技术
航空发动机的主控制回路是将高压转子转速作为被控变量的主燃油控制回路，由于航空发动机工作状态复杂，有时也可能会在一些存在潜在破坏性的状态下运行，所以除主燃油控制回路外还要设置限制保护控制，通过强制性的附加限制来阻止上述情况发生。主要关注的问题包括：
1)超过低压转子转速的最大极限值时，通过超转保护避免可能出现的轮盘破裂或叶片折断，这有可能在发动机性能恶化或已被损坏时发生，比如低压转子和高压转子的转速匹配已远远偏离了他们的设计关系等。
2)超过高压转子转速的最大极限值时，转速传感器失效或者燃油控制装置失效时有可能出现这种情况，或者低压转速超转时也可能发生这种情况。
3)超过涡轮出口温度的最大极限值时，通过超温保护避免可能的涡轮叶片烧蚀，当燃烧室富油燃烧或者提取过量机械功率时可能会发生这种情况。
4)超过压气机出口压力的最大极限时，有可能导致燃烧室套筒破裂，当发动机超转或者进口总压超过设计极限时可能会发生这种情况。
5)加减速限制，对转速加速度/减速度进行闭环控制，即使发动机性能已经恶化或者由于制造、材料误差等原因引起同型号发动机之间有差异，加减速性能也应该是一致的。
航空发动机控制策略包括高压转速闭环限制、低压转速闭环限制、排气温度闭环限制、压气机出口压力闭环限制、加速度闭环限制、减速度闭环限制等，通常采用PID控制器进行闭环控制，再通过最大/最小值门进行控制策略选择。传统方法各个控制策略的控制器采用公式1)的形式
Figure BDA0002399533730000021
或者采用增量式的PI控制器，公式2)的形式
u(k+1)＝u(k)+kp(e(k)-e(k-1))+kie(k) 2)
当某一种控制策略被选择时，其他控制策略也在同时计算，但是未被选择的控制策略目标值与给定值相差较大，使得未被选择的控制策略容易达到积分饱和，这时如果从当前的控制策略切换到其他控制策略，可能会由于之前未被选择的控制策略达到积分饱和而出现较大的超调，甚至引起系统较大的振荡。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有航空发动机控制策略切换过程中由于积分饱和引起的超调及系统振荡等问题，而提供一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，本发明通过将每个控制策略的控制器都设计成偏差乘以比例作用系数再加上上一时刻的燃油流量给定值乘以一阶惯性环节传递函数的形式，所有的控制策略当前时刻的燃油流量给定值都从上一时刻的燃油流量给定值开始计算，对于未被选择控制策略的大偏差不会累加，避免了积分饱和，由于本质上仍然是PI控制器，仍然包含积分环节，因而同样能够消除系统静差。
为了实现上述的目的，本发明的技术方案如下：
一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，所述PI控制器至少包括高压转速限制闭环控制器、排气温度限制闭环控制器、低压转速限制闭环控制器、压气机出口压力限制闭环控制器、加速度限制闭环控制器、减速度限制闭环控制器，各闭环控制器均为PI控制器形式，且各闭环控制器的控制策略分别对应高压转速闭环限制、排气温度闭环限制、低压转速闭环限制、压气机出口压力闭环限制、加速度闭环限制、减速度闭环限制，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：
SS1.确定各闭环控制器对应控制策略下当前时刻的燃油流量给定值：
每一闭环控制器均包括两个输入值和一个输出值，第一输入值设置为当前时刻的给定值与当前时刻的测量值的偏差，第二输入值设置为上一时刻统一设定的燃油流量给定值，
将第一输入值乘以一个比例作用系数、第二输入值乘以一个一阶惯性环节传递函数后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，所述输出值即为对应控制策略下当前时刻的燃油流量给定值，
由此分别得到当前时刻的高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值、减速度限制燃油流量给定值；
SS2.统一设定所有闭环控制器当前时刻的燃油流量给定值：
将步骤SS1中得到的高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值进行比较后选取最小值，再将该最小值与减速度限制燃油流量给定值进行比较后取最大值，将该最大值作为所有闭环控制器当前时刻的燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，所述上一时刻统一设定的燃油流量给定值，为上一时刻根据步骤SS2所确定的燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，各比例作用系数和一阶惯性环节传递函数，均采用经验试凑的方法获得。
优选地，步骤SS1中，对于高压转速限制闭环控制器，其第一输入值设置为当前时刻的高压转速给定值snh(k)与当前时刻的高压转速测量值xnh(k)的偏差snh(k)-xnh(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，高压转速限制闭环控制器的一阶惯性环节参数为Tnh，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000041
比例作用系数为kpnh，将第一输入值乘以比例作用系数kpnh、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000042
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的高压转速限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，对于排气温度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的排气温度给定值st(k)与当前时刻的排气温度测量值xt(k)的偏差st(k)-xt(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，排气温度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tt，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000043
比例作用系数为kpt，将第一输入值乘以比例作用系数kpt、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000044
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的排气温度限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，对于低压转速闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的低压转速给定值snl(k)与当前时刻的低压转速测量值xnl(k)的偏差snl(k)-xnl(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，低压转速闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tnl，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000045
比例作用系数为kpnl，将第一输入值乘以比例作用系数kpnl、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000051
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的低压转速限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，对于压气机出口压力闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的压气机出口压力给定值sp(k)与当前时刻的压气机出口压力测量值xp(k)的偏差sp(k)-xp(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，压气机出口压力闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tp，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000052
比例作用系数为kpp，将第一输入值乘以比例作用系数kpp、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000053
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的压气机出口压力限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，对于加速度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的加速度给定值sacc(k)与当前时刻的加速度测量值xacc(k)的偏差sacc(k)-xacc(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，加速度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tacc，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000054
比例作用系数为kpacc，将第一输入值乘以比例作用系数kpacc、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000055
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的加速度限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，对于减速度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的减速度给定值sdec(k)与当前时刻的减速度测量值xdec(k)的偏差sdec(k)-xdec(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，减速度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tdec，一阶惯性环节的传递函数为
Figure BDA0002399533730000061
比例作用系数为kpdec，将第一输入值乘以比例作用系数kpdec、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure BDA0002399533730000062
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的减速度限制燃油流量给定值。
优选地，步骤SS1中，各一阶惯性环节传递函数中的s为拉普拉斯算子。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及突出性的技术效果：本发明的在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，通过将各个控制策略的控制器都设计成偏差乘以比例作用系数再加上上一时刻的燃油流量给定值乘以一个一阶惯性环节传递函数的形式，其本质上还是PI控制器，能够消除系统的静差，但是能够避免积分饱和，当选择一种控制策略时，其他控制策略也在同时运算，但未被选中的控制策略的大偏差不会累加，不会出现过大的控制量，不会引起系统较大的振荡。
附图说明
图1为闭环控制器示意图；
图2为控制策略切换逻辑示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
本发明提供了一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，PI控制器至少包括高压转速限制闭环控制器、排气温度限制闭环控制器、低压转速限制闭环控制器、压气机出口压力限制闭环控制器、加速度限制闭环控制器、减速度限制闭环控制器等，各闭环控制器都采用图1所示的PI控制器形式，且各闭环控制器的控制策略分别对应高压转速闭环限制、排气温度闭环限制、低压转速闭环限制、压气机出口压力闭环限制、加速度闭环限制、减速度闭环限制，其具体实施方法包括以下步骤：
SS1.确定各闭环控制器对应控制策略下的燃油流量给定值：
每一闭环控制器均包括两个输入值和一个输出值，第一输入值设置为给定值与测量值的偏差，第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值，
将第一输入值乘以一个比例作用系数、第二输入值乘以一个一阶惯性环节传递函数后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，所述输出值即为对应控制策略下的燃油流量给定值，
由此分别得到高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值、减速度限制燃油流量给定值；
SS2.计算当前时刻的燃油流量给定值：
将步骤SS1中得到的高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值进行比较后选取最小值，再将该最小值与减速度限制燃油流量给定值进行比较后取最大值，将该最大值作为当前时刻的燃油流量给定值。
具体而言，在步骤SS1中，各闭环控制器对应控制策略下的燃油流量给定值按照如下方式进行确定：
对于高压转速限制闭环控制器，当前时刻的高压转速给定值snh(k)，当前时刻的高压转速测量值xnh(k)，当前时刻的高压转速给定值与当前时刻的高压转速测量值的偏差snh(k)-xnh(k)，偏差snh(k)-xnh(k)送入高压转速限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入高压转速闭环控制器；高压转速限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tnh，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000081
比例作用系数kpnh，偏差snh(k)-xnh(k)乘以比例作用系数kpnh，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的高压转速燃油流量给定值；
对于排气温度限制闭环控制器，当前时刻的排气温度给定值st(k)，当前时刻的排气温度测量值xt(k)，当前时刻的排气温度给定值与当前时刻的排气温度测量值的偏差st(k)-xt(k)，偏差st(k)-xt(k)送入排气温度限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入排气温度限制闭环控制器；排气温度限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tt，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000082
比例作用系数kpt，偏差st(k)-xt(k)乘以比例作用系数kpt，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的排气温度限制燃油流量给定值；
对于低压转速限制闭环控制器，当前时刻的低压转速给定值snl(k)，当前时刻的低压转速测量值xnl(k)，当前时刻的低压转速给定值与当前时刻的低压转速测量值的偏差snl(k)-xnl(k)，偏差snl(k)-xnl(k)送入低压转速限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入低压转速限制闭环控制器；低压转速限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tnl，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000083
比例作用系数kpnl，偏差snl(k)-xnl(k)乘以比例作用系数kpnl，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的低压转速限制燃油流量给定值；
对于压气机出口压力限制闭环控制器，当前时刻的压气机出口压力给定值sp(k)，当前时刻的压气机出口压力测量值xp(k)，当前时刻的压气机出口压力给定值与当前时刻的压气机出口压力测量值的偏差sp(k)-xp(k)，偏差sp(k)-xp(k)送入压气机出口压力限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入压气机出口压力限制闭环控制器；压气机出口压力限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tp，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000091
比例作用系数kpp，偏差sp(k)-xp(k)乘以比例作用系数kpp，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的压气机出口压力限制燃油流量给定值；
对于加速度限制闭环控制器，当前时刻的加速度给定值sacc(k)，当前时刻的加速度测量值xacc(k)，当前时刻的加速度给定值与当前时刻的加速度测量值的偏差sacc(k)-xacc(k)，偏差sacc(k)-xacc(k)送入加速度限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入加速度限制闭环控制器；加速度限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tacc，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000092
比例作用系数kpacc，偏差sacc(k)-xacc(k)乘以比例作用系数kpacc，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的加速度限制燃油流量给定值；
对于减速度限制闭环控制器，当前时刻的减速度给定值sdec(k)，当前时刻的减速度测量值xdec(k)，当前时刻的减速度给定值与当前时刻的减速度测量值的偏差sdec(k)-xdec(k)，偏差sdec(k)-xdec(k)送入减速度限制闭环控制器；上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)也送入减速度限制闭环控制器；减速度限制闭环控制器的一阶惯性环节参数Tdec，一阶惯性环节的传递函数
Figure BDA0002399533730000093
比例作用系数kpdec，偏差sdec(k)-xdec(k)乘以比例作用系数kpdec，再加上上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)乘以一阶惯性环节，得到当前时刻的减速度限制燃油流量给定值。
如图2所示将高压转速燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值取最小值，再与减速度限制燃油流量给定值取最大值，得到当前时刻的燃油流量给定值。
本发明的上述在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，通过将各个控制策略的控制器都设计成偏差乘以比例作用系数再加上上一时刻的燃油流量给定值乘以一个一阶惯性环节传递函数的形式，其本质上还是PI控制器，能够消除系统的静差，但是能够避免积分饱和，当选择一种控制策略时，其他控制策略也在同时运算，但未被选中的控制策略的大偏差不会累加，不会出现过大的控制量，不会引起系统较大的振荡。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。

Claims (8)

1.一种在航空发动机控制策略切换中防止积分饱和的PI控制器设计方法，所述PI控制器至少包括高压转速限制闭环控制器、排气温度限制闭环控制器、低压转速限制闭环控制器、压气机出口压力限制闭环控制器、加速度限制闭环控制器、减速度限制闭环控制器，各闭环控制器均为PI控制器形式，且各闭环控制器的控制策略分别对应高压转速闭环限制、排气温度闭环限制、低压转速闭环限制、压气机出口压力闭环限制、加速度闭环限制、减速度闭环限制，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：
SS1.确定各闭环控制器对应控制策略下当前时刻的燃油流量给定值：
每一闭环控制器均包括两个输入值和一个输出值，第一输入值设置为当前时刻的给定值与当前时刻的测量值的偏差，第二输入值设置为上一时刻统一设定的燃油流量给定值，所述上一时刻统一设定的燃油流量给定值为上一时刻根据步骤SS2所确定的燃油流量给定值，
将第一输入值乘以一个比例作用系数、第二输入值乘以一个一阶惯性环节传递函数后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，所述输出值即为对应控制策略下当前时刻的燃油流量给定值，
由此分别得到当前时刻的高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值、减速度限制燃油流量给定值；
通过将每一闭环控制器对应的控制策略都设计成偏差乘以比例作用系数再加上上一时刻的燃油流量给定值乘以一阶惯性环节传递函数的形式，所有的控制策略当前时刻的燃油流量给定值都从上一时刻的燃油流量给定值开始计算，对于未被选择控制策略的大偏差不会累加，避免了积分饱和；
SS2.统一设定所有闭环控制器当前时刻的燃油流量给定值：
将步骤SS1中得到的高压转速限制燃油流量给定值、排气温度限制燃油流量给定值、低压转速限制燃油流量给定值、压气机出口压力限制燃油流量给定值、加速度限制燃油流量给定值进行比较后选取最小值，再将该最小值与减速度限制燃油流量给定值进行比较后取最大值，将该最大值作为所有闭环控制器当前时刻的燃油流量给定值。
2.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，各比例作用系数和一阶惯性环节传递函数，均采用经验试凑的方法获得。
3.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于高压转速限制闭环控制器，其第一输入值设置为当前时刻的高压转速给定值snh(k)与当前时刻的高压转速测量值xnh(k)的偏差snh(k)-xnh(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，高压转速限制闭环控制器的一阶惯性环节参数为Tnh，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000021
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpnh，将第一输入值乘以比例作用系数kpnh、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000022
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的高压转速限制燃油流量给定值。
4.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于排气温度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的排气温度给定值st(k)与当前时刻的排气温度测量值xt(k)的偏差st(k)-xt(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，排气温度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tt，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000023
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpt，将第一输入值乘以比例作用系数kpt、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000031
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的排气温度限制燃油流量给定值。
5.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于低压转速闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的低压转速给定值snl(k)与当前时刻的低压转速测量值xnl(k)的偏差snl(k)-xnl(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，低压转速闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tnl，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000032
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpnl，将第一输入值乘以比例作用系数kpnl、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000033
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的低压转速限制燃油流量给定值。
6.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于压气机出口压力闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的压气机出口压力给定值sp(k)与当前时刻的压气机出口压力测量值xp(k)的偏差sp(k)-xp(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，压气机出口压力闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tp，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000034
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpp，将第一输入值乘以比例作用系数kpp、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000035
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的压气机出口压力限制燃油流量给定值。
7.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于加速度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的加速度给定值sacc(k)与当前时刻的加速度测量值xacc(k)的偏差sacc(k)-xacc(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，加速度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tacc，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000041
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpacc，将第一输入值乘以比例作用系数kpacc、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000042
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的加速度限制燃油流量给定值。
8.根据权利要求1所述的PI控制器设计方法，其特征在于，步骤SS1中，对于减速度闭环限制控制器，其第一输入值设置为当前时刻的减速度给定值sdec(k)与当前时刻的减速度测量值xdec(k)的偏差sdec(k)-xdec(k)，其第二输入值设置为上一时刻计算的燃油流量给定值u(k-1)，减速度闭环限制控制器的一阶惯性环节参数为Tdec，一阶惯性环节的传递函数为
Figure FDA0003302237310000043
s为拉普拉斯算子，比例作用系数为kpdec，将第一输入值乘以比例作用系数kpdec、第二输入值乘以一阶惯性环节传递函数
Figure FDA0003302237310000044
后进行加和处理，加和处理的结果作为输出值，得到当前时刻的减速度限制燃油流量给定值。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113311771B (zh) * 2021-06-07 2022-10-18 北京航空航天大学 航空发动机控制方法、装置及电子设备

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01224413A (ja) * 1988-03-04 1989-09-07 Hitachi Ltd ガスタービン燃料制御装置
WO2003062617A1 (en) * 2002-01-21 2003-07-31 Ebara Corporation Gas turbine apparatus
CN102953835A (zh) * 2012-11-09 2013-03-06 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 燃气轮机的稳定运行控制装置及控制方法
CN107806368A (zh) * 2016-09-08 2018-03-16 北京空用联盟教育科技有限公司 一种航空发动机加速控制装置及方法
CN110199102A (zh) * 2017-01-20 2019-09-03 通用电气阿维奥有限责任公司 燃气涡轮发动机燃料控制系统和方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4517797A (en) * 1981-05-25 1985-05-21 Hitachi, Ltd. Fuel control method for gas turbine
US6424906B1 (en) * 2001-01-31 2002-07-23 Cummins, Inc. Closed-loop actuator control system having bumpless gain and anti-windup logic
CN102411305B (zh) * 2011-11-11 2014-03-05 南京航空航天大学 单旋翼直升机/涡轴发动机综合抗扰控制系统设计方法
CN102624299B (zh) * 2012-01-20 2014-04-09 中国科学院上海技术物理研究所 电机调速系统的抗饱和pid控制方法
CN104252135B (zh) * 2014-10-10 2017-03-29 四川理工学院 Pid控制系统抗积分饱和及抑制超调的智能积分方法
CN104696077B (zh) * 2015-01-28 2018-07-17 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃料流量调节方法和pid控制器
US10483927B2 (en) * 2017-05-16 2019-11-19 Texas Instruments Incorporated Amplifier error current based on multiple integrators
EP3530912A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-28 Siemens Aktiengesellschaft Controller and method
CN109747651B (zh) * 2018-12-27 2021-08-06 东软睿驰汽车技术（沈阳）有限公司 一种车辆控制方法、装置及系统
CN110080885B (zh) * 2019-04-16 2020-05-26 新奥能源动力科技（上海）有限公司 一种控制燃气轮机的方法、装置及存储介质
CN110173358A (zh) * 2019-06-18 2019-08-27 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种发电用带自由涡轮燃气轮机甩负荷时的转速调节方法
CN110609470A (zh) * 2019-09-11 2019-12-24 中国科学院光电技术研究所 一种基于过渡过程的抗积分饱和设计方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01224413A (ja) * 1988-03-04 1989-09-07 Hitachi Ltd ガスタービン燃料制御装置
WO2003062617A1 (en) * 2002-01-21 2003-07-31 Ebara Corporation Gas turbine apparatus
CN102953835A (zh) * 2012-11-09 2013-03-06 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 燃气轮机的稳定运行控制装置及控制方法
CN107806368A (zh) * 2016-09-08 2018-03-16 北京空用联盟教育科技有限公司 一种航空发动机加速控制装置及方法
CN110199102A (zh) * 2017-01-20 2019-09-03 通用电气阿维奥有限责任公司 燃气涡轮发动机燃料控制系统和方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
某燃气轮机控制系统改造调试研究;刘蕾，刘尚明;《热力透平》;20171230;第46卷(第4期);279-287 *

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