CN112631146A - 基于串级rladrc的高空台飞行高度模拟控制方法 - Google Patents

基于串级rladrc的高空台飞行高度模拟控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机高空模拟技术领域，具体涉及基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟控制方法。该方法包括：步骤1：将该方法应用的串级RLADRC控制器定义为两个RLADRC串联组成；步骤2：由压力传感器实时获取后舱压力测量信息x1作为外环压力主调节器的控制反馈值，由位移传感器实时获取调节阀位置测量信息x2作为内环位置副调节器的控制反馈值；步骤3：将人工设定压力给定信息rset与当前x1共同送入外环主调节器，通过外环主调节器解算获得调节阀位置给定信息
Figure DDA0002803041030000011
步骤4：将
Figure DDA0002803041030000012
及调节阀位置测量信息x2共同送入内环副调节器，通过内环副调节器让调节阀位置实时、快速跟踪
Figure DDA0002803041030000013
步骤5：调节阀位置到达
Figure DDA0002803041030000014
时，通过调节阀对后舱容腔流出流量进行节流以实时调节后舱压力；步骤6：重复步骤2～5。

Description

基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟控制方法
技术领域
本发明涉及航空发动机高空模拟技术领域，具体涉及基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟控制方法。
背景技术
高空模拟试车台飞行高度模拟控制系统(后舱压力控制系统)是模拟被试航空发动机飞行高度的关键试验设备，该系统通过调节试验舱环境压力来建立发动机宽广飞行包线范围内的稳/瞬态飞行高度环境条件。相比于其它控制子系统，飞行高度模拟控制系统被控对象结构及组成复杂，具有设备庞大、非线性程度高、受扰严重且未知扰动众多、子系统耦合程度高等显著特点，致使飞行高度模拟控制系统非线性特征及模型不确定性显著增加，基于模型的控制方法几乎很难满足飞行高度模拟要求。同时，当前在研、预研航空发动机对高空台飞行高度模拟控制系统的品质要求越来越高，不仅要求该系统在性能/功能试验中具备高精度的稳态模拟能力，更要求其在减速、推力瞬变、惯性起动等状态变化剧烈的过渡态试验的短时大负荷扰动下始终具备优秀的通用性、动态响应性及快速稳定性，给飞行环境模拟带来了极大的难度和挑战。
美国阿诺德工程发展中心(AEDC)历经多年对ASTF高空台控制系统进行技术升级和改造，在后舱压力系统设置了多个调节阀以增加调节裕度，并设计了多种控制器自动切换技术，一定程度上克服非线性因素对后舱压力控制的影响，有效提升了发动机过渡态试验时的舱压模拟精度。俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)高空台为提升过渡态环境模拟品质先后多次对舱压系统结构进行了改造，通过在高空舱内加装引射喷管来抑制排气扩压器对模拟飞行高度造成的强扰动影响，取得了较好成效。
目前我国舱压控制系统的核心思想仍秉承基于模型或经验数据的经典前馈+PID反馈控制模式，并辅以试凑及手动辅助控制手段，一定程度上改善了发动机试验飞行高度模拟品质。但在实际过程中，控制系统扰动源特性不一且存在大量的“模型不确定性”和“未建模动态”，当模拟工况发生变化时必须同步调整控制策略及控制参数，系统鲁棒性、通用性严重不足，只能完成控制品质的局部优化，无法较好的满足发动机宽广飞行包线范围内复杂多变的环境模拟要求。另外受当前建模能力限制，对于部分难以建模且无法测量但又对被控对象有着显著影响的环节(如排气扩压器、冷却器等)，基于模型的经典控制方法将无法发挥作用，直接制约了发动机高空模拟试验尤其是过渡态试验对控制系统的快速、鲁棒、高精度的稳/动态控制性能要求。
发明内容
发明目的：本发明给出了一种基于串级RLADRC(降阶线性自抗扰控制器)的高空台飞行高度模拟控制方法，该控制方法无需被控对象和扰动作用规律的具体模型信息，抗扰能力强、通用性高、鲁棒性优且实现简单高效，有效改善了发动机过渡态试验中后舱压力的动态调节品质，保障了发动机过渡态试验性能评定工作的有效开展。另外该控制器也可用于火电、化工、天然气等相关领域的压力容腔控制系统中。
一种基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟控制方法，包括：
步骤1：将该方法应用的串级RLADRC控制器定义为两个RLADRC串联组成，规定其中第一RLADRC作为外环主调节器，第二RLADRC作为内环副调节器；
步骤2：由压力传感器实时获取后舱压力测量信息x1作为外环压力主调节器的控制反馈值，由位移传感器实时获取调节阀位置测量信息x2作为内环位置副调节器的控制反馈值；
步骤3：将人工设定压力给定信息rset与当前x1共同送入外环主调节器，通过外环主调节器解算获得调节阀位置给定信息
Figure BDA0002803041010000021
步骤4：将
Figure BDA0002803041010000031
及调节阀位置测量信息x2共同送入内环副调节器，通过内环副调节器让调节阀位置实时、快速跟踪
Figure BDA0002803041010000032
步骤5：调节阀位置到达
Figure BDA0002803041010000033
时，通过调节阀对后舱容腔流出流量进行节流以实时调节后舱压力；
步骤6：重复步骤2～5，实现后舱压力的动态快速、精确闭环调节。
进一步的，RLADRC包括降阶扩张状态观测器RLESO、线性状态误差反馈控制器LSEF、积分近似确定系统组成。
进一步的，外环主调节器的控制率为：
Figure BDA0002803041010000034
其中，ωc1、b01分别为外环主调节器观测器带宽、控制输入增益，
Figure BDA0002803041010000035
是利用第一RLADRC中RLESO1对外环对象总扰动f1的实时估计。
进一步的，
Figure BDA0002803041010000036
由下式RLESO1给出：
Figure BDA0002803041010000037
其中，z1为状态x1的估计值，即z1→x1，ω01为观测器带宽。
进一步的，内环副调节器的控制率为：
Figure BDA0002803041010000038
其中，ωc2、b02、u分别为外环主调节器观测器带宽、控制输入增益、控制输出，
Figure BDA0002803041010000039
是利用第二RLADRC中RLESO2对外环对象总扰动f2的实时估计。
进一步的，
Figure BDA00028030410100000310
由下式RLESO2给出：
Figure BDA00028030410100000311
其中，z2为状态x2的估计值，即z2→x2，ω02为观测器带宽。
进一步的，后舱压力测量信息与模拟飞行高度一一对应。
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述任一所述的方法。
技术效果：
(1)对比高空台原有基于PID的后舱压力控制模式，本发明显著提升了控制系统的动态响应速度、鲁棒性和抗扰能力，大幅缩小了系统的调节时间和动态偏差。
(2)本发明提出的串级RLADRC控制模式，由于副调节通道的存在，形成的超前控制有效降低了系统干扰对主调节通道的影响。同时，基于RLADRC的控制器克服了常规LADRC对不必要的状态进行估计从而引发的相位滞后问题，减轻了控制器负担。该串联控制模式满足了扰动估计要求高、相位滞后要求小、响应速度要求快的高品质控制要求。
(3)本发明改善了发动机过渡态试验中后舱压力的动态调节品质，对于航空发动机高空过渡态性能/特性的准确评估具有极其重要的意义。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1为后舱压力控制系统结构简图；
图2为串级RLADRC控制器结构原理图；
图3为RLADRC控制器结构原理图；
图4为仿真环境下的PID控制效果的示意图；
图5为仿真环境下的串级RLADRC控制效果的示意图；
图6为仿真环境下的PID控制和串级RLADRC控制动态误差对比的示意图；
图7为实际高空模拟试验下的PID控制效果(H＝5km)的示意图；
图8为实际高空模拟试验下的串级RLADRC控制效果(H＝5km)的示意图；
图9为实际高空模拟试验下的串级RLADRC控制效果(H＝8km)的示意图；
图10为实际高空模拟试验下的串级RLADRC控制效果(H＝11km/13km)的示意图。
具体实施方式
后舱压力控制系统结构如图1所示，受控对象主要包括蝶阀、后舱管道容腔和排气扩压器、液压伺服系统等。系统实时采集后舱压力测量值，通过控制器解算给出蝶阀的位置控制指令，调节蝶阀跟随位置指令动作并节流实现后舱压力的调节，从而完成发动机试验飞行高度的模拟。本发明设计的串级RLADRC控制器，结构原理如图2所示。将其中一RLADRC作为外环主调节器，该调节器以后舱压力为被控量，以设定压力为给定量，实现后舱压力受控对象的总扰动估计、去扰及压力调节。另外一个作为内环副调节器，该调节器以阀门位置为被控量，以主调节器输出为给定量，实现调节阀位置闭环控制对象的总扰动估计、去扰及阀门位置调节。具体实施过程如下：
步骤1：将串级RLADRC控制器定义为两个RLADRC串联组成，规定其中一个RLADRC作为外环主调节器，另外一个RLADRC作为内环副调节器，且RLADRC设计方法如下：
RLADRC的结构如图3所示，由RLESO(降阶扩张状态观测器)、线性状态误差反馈(LSEF)控制器、积分近似确定系统组成。
S1：将一阶受扰对象表示为
Figure BDA0002803041010000051
的一般形式，其中f称为总扰动，将f扩张成一个新的状态，则有：
Figure BDA0002803041010000052
式(1)中x1，f为系统状态，b为控制输入增益。
S2：构造对象(1)的RLESO，并把观测器极点配置在实轴-w0处，并满足w0>0，则有：
Figure BDA0002803041010000061
其中w0称为观测器带宽，z1，z2分别是状态x1，f的估计值，即z1→x1,z2→f。
S3：引入虚拟控制量u0并令：
u＝(-z2+u0)/b (3)
如果总扰动f被完全估计，将式(3)代入式(1)的第一项，得到：
Figure BDA0002803041010000062
式(4)表明，经总扰动观测补偿后，含总扰动的对象(1)，已经被动态改造成近似无扰的一阶积分环节。
S4：对该无扰对象设计线性误差状态反馈控制律(LSEF)：
u0＝wc(rset-z1) (5)
其中，wc>0为比例控制参数，rset为参考输入。
S5：最终RLADRC的控制率如式(6)所示，通过该控制率实现被控量y的控制。
Figure BDA0002803041010000063
步骤2：由压力传感器实时获取后舱压力测量信息x1(对应所模拟飞行高度)作为外环压力主调节器的控制反馈值，由位移传感器实时获取调节阀位置测量信息x2作为内环位置副调节器的控制反馈值；
步骤3：将人工设定压力给定信息rset与当前后舱压力测量信息x1共同送入主RLADRC调节器(即外环压力主调节器)，通过主RLADRC调节器解算获得调节阀位置给定信息
Figure BDA0002803041010000064
此时，主RLADRC调节器的控制率为：
Figure BDA0002803041010000065
其中，
Figure BDA0002803041010000066
是利用RLESO1对f1(外环对象总扰动)的实时估计，
Figure BDA0002803041010000067
由式(8)RLESO1给出。
Figure BDA0002803041010000071
步骤4：将步骤三获得的调节阀位置给定信息
Figure BDA0002803041010000072
及调节阀位置测量信息x2共同送入副RLADRC调节器(即内环副调节器)，通过副RLADRC调节器实现调节阀实时、快速跟踪调节阀位置给定信息
Figure BDA0002803041010000073
此时，副RLADRC调节器的控制率为：
Figure BDA0002803041010000074
其中，
Figure BDA0002803041010000075
是利用RLESO2对f2(外环对象总扰动)的实时估计，
Figure BDA0002803041010000076
由式(10)RLESO2给出。
Figure BDA0002803041010000077
步骤5：依据步骤4动态调整调节阀位置，并通过调节阀对后舱容腔流出流量进行节流以实时调节后舱压力；
步骤6：重复步骤2～5，实现后舱压力的动态快速、精确闭环调节。
实施效果
仿真环境中实施效果
仿真任务坡面安排如下：1)发动机油门杆不变、马赫数变化的性能试验(0～80秒)，检验串级RLADRC控制器在设定值变化下的动态跟踪能力；2)发动机油门杆变化、马赫数不变的过渡态试验(80～160秒)，该过程通过快速移动发动机油门杆位置(移动时间≯0.5s)，
Figure BDA0002803041010000078
Figure BDA0002803041010000079
整个过程流量变化量450％，最大流量变化速率约20kg/s2，以检验串级RLADRC控制器在过渡态试验中受强干扰时的鲁棒性、抗扰动性及非线性适应性。
仿真结果如图4、5、6所示，1)相比较PID，串级RLADRC控制模式下舱压控制系统在设定值变化下跟踪速度快且无超调，具备极强的动态跟踪能力。2)在发动机过渡态仿真试验中舱压系统被控压力的最大偏离值由3.4kPa(PID控制模式)缩小至0.8kPa(串级RLADRC控制模式)，被控压力进入稳态的调节时间由23.3s(PID控制模式)大幅缩短至7.8s(串级RLADRC控制模式)。串级RLADRC控制器展现出极强的抗扰动能力，大幅提升了控制系统动态调节品质。
实际高空模拟试验中实施效果
在某型涡扇发动机高空模拟试验中，验证了串级RLADRC控制器在后舱压力控制的实施效果，如图7所示。整个过程中发动机油门杆移动时间≯1s，流量变化量295.5％，最大流量变化速率达15kg/s2。
实施效果如图7、8所示。与高空台现有变PID控制方法相比，采用串级RLADRC控制技术，后舱压力动态调节偏差及调节时间大幅缩短，被控压力最大偏差为2.5kPa，且调节时间与发动机状态变化时间(≯8s)基本同步，发动机状态变化扰动结束被控压力随即快速收敛趋于稳定。而变PID控制手段被控压力最大偏差达7.3kPa，且收敛速度较慢(15s以上)。该发明成果大幅提升了发动机过渡态试验中系统的动态调节能力和过渡态调节品质，有效保障了发动机过渡态试验性能评定工作的有效开展。
图9、10给出了不同型号发动机、不同过渡态试验工况下的基于串级RLADRC控制器的后舱压力控制效果，表明了RLADRC控制器具有极强的通用性及普适性。
综上，基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟鲁棒控制器无需被控对象和扰动作用规律的具体模型信息，具有抗扰能力强、通用性高、鲁棒性优且实现简单高效的优势。该发明有效改善了发动机过渡态试验中后舱压力的动态调节品质，保障了发动机过渡态试验性能评定工作的有效开展，对于航空发动机高空过渡态性能/特性的准确评估具有极其重要的意义。

Claims (8)

1.一种基于串级RLADRC的高空台飞行高度模拟控制方法，其特征在于，包括：
步骤1：将该方法应用的串级RLADRC控制器定义为两个RLADRC串联组成，规定其中第一RLADRC作为外环主调节器，第二RLADRC作为内环副调节器；
步骤2：由压力传感器实时获取后舱压力测量信息x1作为外环压力主调节器的控制反馈值，由位移传感器实时获取调节阀位置测量信息x2作为内环位置副调节器的控制反馈值；
步骤3：将人工设定压力给定信息rset与当前x1共同送入外环主调节器，通过外环主调节器解算获得调节阀位置给定信息
Figure FDA0002803037000000011
步骤4：将
Figure FDA0002803037000000012
及调节阀位置测量信息x2共同送入内环副调节器，通过内环副调节器让调节阀位置实时、快速跟踪
Figure FDA0002803037000000013
步骤5：调节阀位置到达
Figure FDA0002803037000000014
时，通过调节阀对后舱容腔流出流量进行节流以实时调节后舱压力；
步骤6：重复步骤2～5，实现后舱压力的动态快速、精确闭环调节。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，RLADRC包括降阶扩张状态观测器RLESO、线性状态误差反馈控制器LSEF、积分近似确定系统组成。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，外环主调节器的控制率为：
Figure FDA0002803037000000015
其中，ωc1、b01分别为外环主调节器观测器带宽、控制输入增益，
Figure FDA0002803037000000016
是利用第一RLADRC中RLESO1对外环对象总扰动f1的实时估计。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
Figure FDA0002803037000000017
由下式RLESO1给出：
Figure FDA0002803037000000018
其中，z1为状态x1的估计值，即z1→x1，ω01为观测器带宽。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，内环副调节器的控制率为：
Figure FDA0002803037000000019
其中，ωc2、b02、u分别为外环主调节器观测器带宽、控制输入增益、控制输出，
Figure FDA00028030370000000110
是利用第二RLADRC中RLESO2对外环对象总扰动f2的实时估计。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，
Figure FDA00028030370000000111
由下式RLESO2给出：
Figure FDA0002803037000000021
其中，z2为状态x2的估计值，即z2→x2，ω02为观测器带宽。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，后舱压力测量信息与模拟飞行高度一一对应。
8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一所述的方法。
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