CN113311771A - 航空发动机控制方法、装置及电子设备 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机控制方法、装置及电子设备，航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；方法包括：在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号；将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号；通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。本申请能够有效避免航空发动机控制过程中出现的非线性积分饱和状态，该方法具有通用性和广泛的推广性。

Description

航空发动机控制方法、装置及电子设备

技术领域

本申请涉及航空技术领域，尤其是涉及一种航空发动机控制方法、装置及电子设备。

背景技术

目前，航空发动机控制系统已从简单的液压机械式控制发展为现代的全权限数字式电子控制系统(Full authority digital electronic control，简称FADEC)。FADEC为了在不同的飞行任务下，完成对发动机推力变化的调节，以满足飞机的推力要求，FADEC具备了稳态控制、过渡态控制和对重要物理参数限制保护控制的功能。FADEC按照驾驶员指令实现相应的调节推力功能，在控制过程中，由于主控回路的稳态控制含有积分环节，一旦出现不同回路的控制切换情况，主控回路上的稳态控制器的积分环节将进入非线性积分饱和状态，当再一次切换到主控回路工作时，输出的燃油流量必将发生不连续的振荡，引起发动机转速、压力、温度、推力等参数的波动，甚至出现严重的失控现象。显然，抗积分饱和设计是FADEC设计中非常重要的一个关键技术。

在FADEC设计中，常常采用减油的方式进行抗积分饱和的设计，如控制系统中出现超转、超温、超压时立即减少燃油供油量，但到底减多少油合适，没有对应的算法以保证减油合理性，要通过多次的发动机试车来确定大致的减油量，不仅导致控制系统的性能下降、甚至付出发动机出现摆动的代价。目前，有三种抗积分器饱和算法，即增量算法、积分跟踪法和偏差修正法，增量法直观，这三种抗积分饱和方法均存在以下缺点：需要针对不同的发动机控制系统对抗积分器饱和算法进行修正，不具备通用性。

发明内容

本申请的目的在于提供一种航空发动机控制方法、装置及电子设备，能够有效避免航空发动机控制过程中出现的非线性积分饱和状态，该方法具有通用性和广泛的推广性。

第一方面，本申请实施例提供一种航空发动机控制方法，航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；方法包括：在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号；将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号；通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。

进一步的，上述获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号的步骤，包括：在当前采样时刻，获取航空发动机的当前参考指令信号和当前发动机输出信号；其中，当前发动机输出信号为航空发动机在当前发动机控制信号的作用下的输出信号；根据当前参考指令信号和当前发动机输出信号，确定当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号。

进一步的，上述根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号的步骤，包括：将当前指令偏差信号和当前发动机控制信号代入以下抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，得到稳态控制器的输出信号：

v＝K₀e+(1-K₀K^-1(s))u；

其中，v表示稳态控制器的输出信号；K₀表示静态增益；K^-1(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数的逆运算；u表示发动机控制信号；e表示指令偏差信号。

进一步的，上述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式的确定过程如下：基于预设航空发动机等效控制系统结构，确定指令偏差信号、稳态控制器的输出信号和发动机控制信号之间的第一关系；在指令偏差信号刚好到达饱和状态时，存在如下第二关系：指令偏差信号等于临界偏差信号，稳态控制器的输出信号等于发动机控制信号；根据第一关系和第二关系进行推导，得到等效变换后的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式。

进一步的，上述第一关系包括：

v＝K(s)e；u＝Lim(s)v；K(s)＝K₀+K_T(s)；

其中，e表示指令偏差信号，v表示稳态控制器的输出信号，u表示发动机控制信号，K(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数，K₀表示静态增益；K_T(s)表示严格真传递函数；Lim(s)表示执行机构的控制函数。

进一步的，上述第二关系包括：

e_cr＝e；u_cr＝v_cr；

其中，e_cr表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的临界偏差信号；v_cr、u_cr分别表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的稳态控制器的输出信号和发动机控制信号。

进一步的，上述执行机构至少包括以下之一：加减速过渡态控制器、限制保护控制器、执行机构速率饱和模块和位置饱和限制模块。

第二方面，本申请实施例还提供一种航空发动机控制装置，航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；装置包括：信号采集模块，用于在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻对应的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；第一信号确定模块，用于根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号；第二信号确定模块，用于将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号；发动机控制模块，用于通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。

第三方面，本申请实施例还提供一种电子设备，包括处理器和存储器，存储器存储有能够被处理器执行的计算机可执行指令，处理器执行计算机可执行指令以实现上述第一方面所述的方法。

第四方面，本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，计算机可执行指令在被处理器调用和执行时，计算机可执行指令促使处理器实现上述第一方面所述的方法。

本申请实施例提供的航空发动机控制方法、装置及电子设备中，航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号；将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号；通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。本申请在航空发动机的控制过程中，通过上述当前指令偏差信号、当前发动机控制信号、预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式以及执行机构对应的控制函数，不断地确定出新的发动机控制信号，实现对航空发动机的循环控制，能够有效避免航空发动机控制过程中出现的非线性积分饱和状态，该方法具有通用性和广泛的推广性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为现有技术中的一种典型的推力控制系统结构图；

图2为本申请实施例提供的一种航空发动机控制方法的流程图；

图3为现有技术中的一种航空发动机等效控制系统结构；

图4为本申请实施例提供的一种航空发动机等效控制系统结构；

图5为本申请实施例提供的一种航空发动机控制装置的结构框图；

图6为本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合实施例对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

目前，航空发动机控制系统已从简单的液压机械式控制发展为现代的全权限数字式电子控制系统FADEC。FADEC为了在不同的飞行任务下，完成对发动机推力变化的调节，以满足飞机的推力要求，FADEC具备了稳态控制、过渡态控制和对重要物理参数限制保护控制的功能。FADEC采用高低选的逻辑将稳态控制器、过渡态控制器和限制保护控制器组合，构建发动机控制系统，典型的推力控制系统结构如图1所示，其特点是在主控回路上辅以加减速过渡态控制、限制保护控制的支路，并采用高低选的逻辑实现对不同功能的回路切换方法。

FADEC按照驾驶员指令实现相应的调节推力功能，从图1可知，当FADEC接收推力设定指令并将燃油流量输出给发动机之前，要经过一系列的稳态控制器计算、加速控制器计算、发动机排气温度限制控制器计算、压气机出口静压限制控制器计算、高压转子转速限制控制器计算，除对各个回路上计算结果进行逻辑选择外，还要与执行机构的位置限制、速率限制进行高低选，最后才能将抉择的燃油流量输出给发动机。在控制过程中，由于主控回路的稳态控制含有积分环节，一旦出现不同回路的控制切换情况，主控回路上的稳态控制器的积分环节将进入非线性积分饱和状态，当再一次切换到主控回路工作时，输出的燃油流量必将发生不连续的振荡，引起发动机转速、压力、温度、推力等参数的波动，甚至出现严重的失控现象。显然，抗积分饱和设计是FADEC设计中非常重要的一个关键技术。

在FADEC设计中，常常采用减油的方式进行抗积分饱和的设计，如控制系统中出现超转、超温、超压时立即减少燃油供油量，但到底减多少油合适，没有对应的算法以保证减油合理性，要通过多次的发动机试车来确定大致的减油量，不仅导致控制系统的性能下降、甚至付出发动机出现摆动的代价。目前，有三种抗积分器饱和算法，即增量算法、积分跟踪法、偏差修正法，增量法直观，虽然积分器对限制值的跟踪不很精确,但动态性能基本能满足要求；积分跟踪法稍复杂，相对而言不易理解，但积分器对限制值的跟踪效果最好；偏差修正法比较直观,但修正量还需要考虑发动机放大系数，跟踪效果与系数有一定关系。上述三种抗积分饱和方法均存在以下缺点：需要针对不同的发动机控制系统对抗积分器饱和算法进行修正，不具备通用性。

基于此，本申请实施例提供一种航空发动机控制方法、装置及电子设备，能够有效避免航空发动机控制过程中出现的非线性积分饱和状态，该方法具有通用性和广泛的推广性。

为便于对本实施例进行理解，首先对本申请实施例所公开的一种航空发动机控制方法进行详细介绍。

在航空发动机的控制过程中，主控回路上稳态控制器的积分环节在主控回路起作用时会对偏差进行积分，产生对偏差的消偏作用；但是，如果切换到其他控制回路如加速过渡态控制回路时，这时主控回路上的这个积分环节就应该立即停下来，如果停不下来仍在积分，就会出现非线性积分饱和状态，从而导致输出的燃油流量发生不连续的振荡，引起发动机转速、压力、温度、推力等参数的波动，甚至出现严重的失控现象。本申请实施例提供一种通用的航空发动机控制方法，能够有效避免控制系统进入上述非线性积分饱和状态。

图2为本申请实施例提供的一种航空发动机控制方法的流程图，该航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；该航空发动机控制方法包括以下几个步骤：

步骤S202，在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号。

实际应用中，上述预设采样时间可以为：20ms。即每隔20ms，获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号。其中，当前指令偏差信号的获取过程如下：在当前采样时刻，获取航空发动机的当前参考指令信号和当前发动机输出信号；其中，当前发动机输出信号为航空发动机在当前发动机控制信号的作用下的输出信号；根据当前参考指令信号和当前发动机输出信号，确定当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号。

步骤S204，根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号。

抗积分饱和控制器输出信号的计算公式如下：

v＝K₀e+(1-K₀K^-1(s))u；

其中，v表示稳态控制器的输出信号；K₀表示静态增益；K^-1(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数的逆运算；u表示发动机控制信号；e表示指令偏差信号。

将当前指令偏差信号和当前发动机控制信号代入上述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，即可得到稳态控制器的输出信号。

步骤S206，将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号。

上述执行机构至少包括以下之一：加减速过渡态控制器、限制保护控制器、执行机构速率饱和模块和位置饱和限制模块。

步骤S208，通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。

本申请实施例提供的航空发动机控制方法，在航空发动机的控制过程中，能够通过上述当前指令偏差信号、当前发动机控制信号、预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式以及执行机构对应的控制函数，不断地确定出新的发动机控制信号，实现对航空发动机的循环控制，能够有效避免航空发动机控制过程中出现的非线性积分饱和状态，该方法具有通用性和广泛的推广性。

上述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式的确定过程如下：

(1)基于预设航空发动机等效控制系统结构，如图3所示，确定指令偏差信号、稳态控制器的输出信号和发动机控制信号之间的第一关系；第一关系包括：

v＝K(s)e；u＝Lim(s)v；K(s)＝K₀+K_T(s)；

其中，e表示指令偏差信号，v表示稳态控制器的输出信号，u表示发动机控制信号，K(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数，K₀表示静态增益；K_T(s)表示严格真传递函数；Lim(s)表示执行机构的控制函数。

(2)在指令偏差信号刚好到达饱和状态时，存在如下第二关系：指令偏差信号等于临界偏差信号，稳态控制器的输出信号等于发动机控制信号，即：

e_cr＝e；u_cr＝v_cr；

其中，e_cr表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的临界偏差信号；v_cr、u_cr分别表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的稳态控制器的输出信号和发动机控制信号。

(3)根据第一关系和第二关系进行推导，得到等效变换后的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式。

下面具体阐述一下推导过程：将图3所示的稳态控制器对应的最小相位的传递函数K(s)表示为：

K(s)＝K₀+K_T(s)； (1)

其中，K₀表示静态增益；K_T(s)表示严格真传递函数；

设临界偏差信号e_cr为指令偏差信号e刚好到达饱和状态时的偏差，则满足如下条件：e_cr＝e,u_cr＝v_cr，结合式(1)可得：

v_cr＝K(s)e_cr＝K₀e_cr+K_T(s)e_cr (2)

u_cr＝Lim(s)v_cr＝Lim(s)[K₀e_cr+K_T(s)e_cr] (3)

由于u_cr＝v_cr，根据式(2)与式(3)的关系，同时，考虑到e_cr＝e，可得：

K₀e_cr+K_T(s)e_cr＝Lim(s)[K₀e_cr+K_T(s)e_cr] (4)

即：

在执行机构刚好达到饱和状态时，存在e_cr＝e的关系，为了分离前项的K₀，则临界偏差信号e_cr可改写为：

同时，考虑到e_cr＝e，得：

u＝Lim(s)[K₀e+K_T(s)e_cr] (7)

v＝K₀e+K_T(s)e_cr (8)

将式(7)代入式(6)得：

将式(9)带入式(8)，得：

则，具有抗积分饱和功能的稳态控制器的输出信号为：

v＝K₀e+(1-K₀K^-1(s))u (10)

其中，具有抗积分饱和功能的稳态控制器的输出信号由两部分组成，其一是能够感受偏差信号e，并仅通过静态增益进行调节，其二是能够感受在执行机构达到饱和状态时的输出信号u。基于上述具有抗积分饱和功能的稳态控制器的输出信号和预设航空发动机等效控制系统结构分析，可得等效变换后的另一种航空发动机等效控制系统结构，如图4所示。

由图4可知，在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，可以获取当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号e和当前发动机控制信号u；其中，当前指令偏差信号e是根据当前参考指令信号r和当前发动机输出信号y共同确定的。然后结合K₀(s)，和反馈回路上的K₀K^-1(s)，可以确定出稳态控制器的输出信号v；将稳态控制器的输出信号v输入执行机构对应的控制函数Lim(s)，得到航空发动机的新发动机控制信号u’；通过航空发动机的新发动机控制信号u’控制航空发动机工作。

本申请实施例提供的一种航空发动机的控制方法中的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式是通过上述等效变换过程得到的，该抗积分饱和算法已应用于涡扇发动机控制系统的仿真与验证中，仿真结果表明：

(1)当涡扇发动机控制系统进入积分饱和状态时，采用基于抗积分饱和控制器输出信号的计算公式确定的发动机控制信号，能够使涡扇发动机控制系统退出积分饱和状态，并能够保证控制系统的性能；

(2)当积分饱和现象消失后，能够恢复原来的稳态控制性能；

(3)该抗积分饱和算法在单输入单输出控制系统中具有通用性。

因此，本专利在航空发动机控制系统的抗积分饱和设计方面具有重要的工程应用价值和重大的经济效益。

基于上述方法实施例，本申请实施例还提供一种航空发动机控制装置，航空发动机与执行机构连接，执行机构与稳态控制器连接；参见图5所示，该装置包括：

信号采集模块52，用于在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻对应的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；第一信号确定模块54，用于根据当前指令偏差信号、当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定稳态控制器的输出信号；第二信号确定模块56，用于将稳态控制器的输出信号输入执行机构对应的控制函数，得到航空发动机的新发动机控制信号；发动机控制模块58，用于通过航空发动机的新发动机控制信号控制航空发动机工作。

上述第一信号确定模块54，还用于在当前采样时刻，获取航空发动机的当前参考指令信号和当前发动机输出信号；其中，当前发动机输出信号为航空发动机在当前发动机控制信号的作用下的输出信号；根据当前参考指令信号和当前发动机输出信号，确定当前采样时刻航空发动机的当前指令偏差信号。

上述第一信号确定模块54，还用于将当前指令偏差信号和当前发动机控制信号代入以下抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，得到稳态控制器的输出信号：

v＝K₀e+(1-K₀K^-1(s))u；

其中，v表示稳态控制器的输出信号；K₀表示静态增益；K^-1(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数的逆运算；u表示发动机控制信号；e表示指令偏差信号。

上述装置还包括：公式确定模块，用于基于预设航空发动机等效控制系统结构，确定指令偏差信号、稳态控制器的输出信号和发动机控制信号之间的第一关系；在指令偏差信号刚好到达饱和状态时，存在如下第二关系：指令偏差信号等于临界偏差信号，稳态控制器的输出信号等于发动机控制信号；根据第一关系和第二关系进行推导，得到等效变换后的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式。

上述第一关系包括：

v＝K(s)e；u＝Lim(s)v；K(s)＝K₀+K_T(s)；

其中，e表示指令偏差信号，v表示稳态控制器的输出信号，u表示发动机控制信号，K(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数，K₀表示静态增益；K_T(s)表示严格真传递函数；Lim(s)表示执行机构的控制函数。

上述第二关系包括：

e_cr＝e；u_cr＝v_cr；

其中，e_cr表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的临界偏差信号；v_cr、u_cr分别表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的稳态控制器的输出信号和发动机控制信号。

上述执行机构至少包括以下之一：加减速过渡态控制器、限制保护控制器、执行机构速率饱和模块和位置饱和限制模块。

本申请实施例提供的航空发动机控制装置，其实现原理及产生的技术效果和前述方法实施例相同，为简要描述，航空发动机控制装置的实施例部分未提及之处，可参考前述方法实施例中相应内容。

本申请实施例还提供了一种电子设备，如图6所示，为该电子设备的结构示意图，其中，该电子设备包括处理器61和存储器60，该存储器60存储有能够被该处理器61执行的计算机可执行指令，该处理器61执行该计算机可执行指令以实现上述方法。

在图6示出的实施方式中，该电子设备还包括总线62和通信接口63，其中，处理器61、通信接口63和存储器60通过总线62连接。

其中，存储器60可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口63(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。总线62可以是ISA(IndustryStandard Architecture，工业标准体系结构)总线、PCI(Peripheral ComponentInterconnect，外设部件互连标准)总线或EISA(Extended Industry StandardArchitecture，扩展工业标准结构)总线等。所述总线62可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

处理器61可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器61中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器61可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessor，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本申请实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器61读取存储器中的信息，结合其硬件完成前述实施例的方法的步骤。

本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令在被处理器调用和执行时，该计算机可执行指令促使处理器实现上述方法，具体实现可参见前述方法实施例，在此不再赘述。

本申请实施例所提供的航空电发动机控制方法、装置和电子设备的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对步骤、数字表达式和数值并不限制本申请的范围。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机控制方法，其特征在于，所述航空发动机与执行机构连接，所述执行机构与稳态控制器连接；所述方法包括：

在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻所述航空发动机的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；

根据所述当前指令偏差信号、所述当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定所述稳态控制器的输出信号；

将所述稳态控制器的输出信号输入所述执行机构对应的控制函数，得到所述航空发动机的新发动机控制信号；

通过所述航空发动机的新发动机控制信号控制所述航空发动机工作。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取当前采样时刻所述航空发动机的当前指令偏差信号的步骤，包括：

在当前采样时刻，获取所述航空发动机的当前参考指令信号和当前发动机输出信号；其中，所述当前发动机输出信号为所述航空发动机在所述当前发动机控制信号的作用下的输出信号；

根据所述当前参考指令信号和所述当前发动机输出信号，确定当前采样时刻所述航空发动机的当前指令偏差信号。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述当前指令偏差信号、所述当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定所述稳态控制器的输出信号的步骤，包括：

将所述当前指令偏差信号和所述当前发动机控制信号代入以下所述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，得到所述稳态控制器的输出信号：

v＝K₀e+(1-K₀K^-1(s))u；

其中，v表示稳态控制器的输出信号；K₀表示静态增益；K^-1(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数的逆运算；u表示发动机控制信号；e表示指令偏差信号。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式的确定过程如下：

基于预设航空发动机等效控制系统结构，确定指令偏差信号、稳态控制器的输出信号和发动机控制信号之间的第一关系；

在指令偏差信号刚好到达饱和状态时，存在如下第二关系：指令偏差信号等于临界偏差信号，稳态控制器的输出信号等于发动机控制信号；

根据所述第一关系和所述第二关系进行推导，得到等效变换后的所述抗积分饱和控制器输出信号的计算公式。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一关系包括：

v＝K(s)e；u＝Lim(s)v；K(s)＝K₀+K_T(s)；

其中，e表示指令偏差信号，v表示稳态控制器的输出信号，u表示发动机控制信号，K(s)表示稳态控制器对应的最小相位的传递函数，K₀表示静态增益；K_T(s)表示严格真传递函数；Lim(s)表示执行机构的控制函数。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第二关系包括：

e_cr＝e；u_cr＝v_cr；

其中，e_cr表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的临界偏差信号；v_cr、u_cr分别表示在指令偏差信号刚好到达饱和状态时的稳态控制器的输出信号和发动机控制信号。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述执行机构至少包括以下之一：加减速过渡态控制器、限制保护控制器、执行机构速率饱和模块和位置饱和限制模块。

8.一种航空发动机控制装置，其特征在于，所述航空发动机与执行机构连接，所述执行机构与稳态控制器连接；所述装置包括：

信号采集模块，用于在航空发动机控制过程中，每隔预设采样时间，获取当前采样时刻对应的当前指令偏差信号和当前发动机控制信号；

第一信号确定模块，用于根据所述当前指令偏差信号、所述当前发动机控制信号及预设的抗积分饱和控制器输出信号的计算公式，确定所述稳态控制器的输出信号；

第二信号确定模块，用于将所述稳态控制器的输出信号输入所述执行机构对应的控制函数，得到所述航空发动机的新发动机控制信号；

发动机控制模块，用于通过所述航空发动机的新发动机控制信号控制所述航空发动机工作。

9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的计算机可执行指令，所述处理器执行所述计算机可执行指令以实现权利要求1至7任一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令在被处理器调用和执行时，计算机可执行指令促使处理器实现权利要求1至7任一项所述的方法。

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