CN116184839B - 一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法 - Google Patents

一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法 Download PDF

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CN116184839B CN202310466870.7A CN202310466870A CN116184839B CN 116184839 B CN116184839 B CN 116184839B CN 202310466870 A CN202310466870 A CN 202310466870A CN 116184839 B CN116184839 B CN 116184839B
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    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法，该控制系统主要包括第一扩张状态干扰观测器、第一浸入与不变自适应抗扰控制器、第二浸入与不变自适应抗扰控制器、第二扩张状态干扰观测器等四个部分，该控制系统所对应的方法主要包括控制通道解耦合、固定时间干扰观测、模型参数自适应调节、自适应抗扰解耦控制量计算、经限幅环节输出至航空发动机等步骤。该航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法结合了浸入与不变自适应方法和抗干扰控制方法的优势，具有控制通道解耦合、闭环稳定、控制精度高、不依赖于精确模型的优点。

Description

一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法
技术领域
本发明属于航空发动机控制领域，涉及一种航空发动机控制系统，尤其涉及一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法，该航空发动机控制系统及其控制方法结合了浸入与不变自适应方法和抗干扰控制方法的优势，具有控制通道解耦合、扰动估计与补偿、参数自适应、闭环稳定、控制精度高、不依赖于精确模型等优点。
背景技术
现代航空燃气涡轮发动机结构复杂，是典型的强耦合、快时变、非线性、不确定性MIMO系统，在多输入多约束条件下，设计满足稳定性、动静态性能和鲁棒性要求的控制系统具有较大的挑战性，这些挑战主要表现在以下几个方面：（1）结构复杂性：燃气涡轮发动机由许多复杂的部件组成，如压气机、燃烧室、涡轮等。不同部件之间存在复杂的相互作用和耦合，因此控制系统需要对这些复杂的结构进行有效的建模和控制。（2）非线性特性：燃气涡轮发动机存在较为复杂的非线性动力学特性，包括由于燃烧和加热引起的非线性热效应、由于旋转部件的非线性动力学引起的非线性特性等。这些非线性特性使得控制系统的设计和调节更加困难。（3）快时变特性：航空发动机的工作环境变化范围较大，导致进气条件剧烈变化，模型参数呈快变特性，对控制系统的鲁棒性和快速性提出了很高的要求。（4）不确定性：燃气涡轮发动机的工作过程受到许多因素的影响，如环境温度、空气湿度、燃料成分等。这些不确定因素会对控制系统的性能和鲁棒性造成影响，需要控制系统具备一定的自适应性和鲁棒性。（5）多输入多约束：燃气涡轮发动机的控制系统需要满足多个输入和多个约束条件，如加速时间、油耗、排放、噪声等。这些约束条件之间存在复杂的相互作用，需要设计合适的控制策略以实现最佳的动态和静态性能。
实际上，为应对上述挑战，目前控制领域的几乎所有方法均已在航空发动机系统中得到应用，总体上主要分为两类：第一类是基于传感器的无模型控制方法，诸如PID、ADRC等，这类方法的优势是结构简单、易于理解、实时性好、便于工程实现，存在的主要问题是无法从理论上说明闭环系统稳定性，难以分析系统的动静态性能和鲁棒性，参数整定依赖于现场试验；第二类是基于模型的控制方法，譬如LQR方法、LQG/LTR方法、
Figure SMS_1
控制方法、滑模控制方法(SMC)、模型预测控制(MPC)等，这类方法的优势是可以分析系统的闭环稳定性，并在给定性能要求下完成控制系统的分析与综合，这类方法存在的主要问题是其设计所需的精确解析模型难以得到，因而以精确模型为基础设计的控制器难以保证控制品质，应用起来较为困难。幸运的是，自适应控制主要基于系统输出和输入之间的关系来推导出控制器，具有不依赖于精确数学模型的特点，且能够有效应对参数变化等不确定性因素，使得控制系统能够具有一定的自适应性和鲁棒性，因而特别适用于航空发动机这类具有参数不确定性的时变系统。然而，当系统存在外部扰动时，若不对扰动进行补偿，即使采用自适应方法，由于没有考虑干扰对于系统动态的影响，控制系统的品质也会发生下降，甚至稳定性都得不到保证。
为解决上述问题，本发明给出了一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法，可有效实现控制通道解耦、参数自适应、扰动估计与补偿等。
发明内容
（一）技术问题
为解决现有航空发动机控制方法中存在的无法证明稳定性、鲁棒性差、依赖精确数学模型而导致适应性差、易受外部扰动的影响等问题，本发明提供一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及其方法，这种方法不需要提供精确的数学模型，通过在各个通道中选择主导控制变量，并将其余输入和耦合项当作外部输入，采用固定时间扩张观测器观测集总干扰，进一步采用自适应控制律应对参数误差或变化，得到一种面向航空发动机的自适应抗扰解耦控制方法，既能够实现控制系统各个通道的解耦合，又能够解决由模型不确定性和外部干扰带来的控制设计难题，结合了浸入与不变自适应方法和抗干扰控制方法的优势，具有控制通道解耦合、扰动估计与补偿、参数自适应、闭环稳定、控制精度高、不依赖于精确模型等优点，由这种方法得到的闭环系统在理论上是稳定的，大大提高了系统的控制品质。
（二）技术方案
本发明为实现其发明目的、解决其技术问题，所采用的技术方案为：
一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统，所述航空发动机为一双轴航空发动机系统并至少包括一低压轴转速控制通道和一高压轴转速控制通道，所述低、高压轴转速控制通道分别形成为第一、二控制通道，其特征在于，
所述控制系统至少包括第一扩张状态干扰观测器、第一浸入与不变自适应抗扰控制器、第二浸入与不变自适应抗扰控制器、第二扩张状态干扰观测器，其中，
所述第一、二扩张状态干扰观测器，用于观测第一、二通道集总干扰
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，以备控制设计使用；
所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器，用于浸入与不变自适应控制和抗干扰控制，实现第一、二控制通道的自适应抗扰控制；
所述第一、二扩张状态干扰观测器的输出端分别与所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输入端对应连接，所述第一、二扩张状态干扰观测器分别用于观测第一、二通道集总干扰
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，并对应输出至所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器；
所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输入端还分别对应连接低压轴转速跟踪误差
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所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输出端分别与所述第一、二控制通道的输入端对应连接，所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器产生的第一、二输出控制量
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。
本发明优选的实例中，所述控制系统还包括一幅值和速率限制单元，所述幅值和速率限制单元设置在所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输出端与其下游的所述第一、二控制通道之间，通过将第一、二输出控制量
Figure SMS_22
经幅值限制和速率限制后对应输出至所述第一、二控制通道中。
本发明进一步优选的实例中，所述幅值和速率限制单元在不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为
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本发明的第2个发明目的在于提供一种基于上述控制系统的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法，其特征在于，所述控制方法至少包括如下步骤：
步骤SS1. 控制通道解耦合
对于所述双轴航空发动机系统，将其第一、二控制通道的数学模型表示为如下表达式：
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步骤SS3. 模型参数自适应调节
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步骤SS4. 自适应抗扰解耦控制量计算
采用如下表达式进行第一、二输出控制量
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的自适应抗扰解耦计算并以此实现控制律：
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步骤SS5. 控制量输出至航空发动机
将第一、二输出控制量
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经幅值限制和速率限制单元处理后对应输出至航空发动机的低、高压轴转速控制通道中，且在不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为：
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其中，
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步骤SS6. 判断航空发动机是否结束控制，若是，则结束控制，若否，则跳转到步骤SS2循环执行。
本发明优选的实例中，上述步骤SS1中，具体通过以下方式对第一、二控制通道的数学模型进行解耦合：
首先，将第一、二控制通道的数学模型表示成如式（1）所示的表达式：
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（1）
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（2）
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然后，展开式（2）得到如式（3）所示的两个通道的解耦形式：
Figure SMS_130
（3）
式（3）中，
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（三）技术效果
同现有技术相比，本发明的航空发动机控制系统及其自适应抗扰解耦控制方法具有下列显著的技术效果：
（1）控制通道解耦：可以针对各个通道分别设计控制器；
（2）闭环稳定：与无模型控制方法诸如PID相比，本方法能从理论上说明系统的稳定性；
（3）控制精度高：通过对模型不确定性的自适应调节和外部干扰的补偿，本发明提出的方法具有很高的精度；
（4）不依赖于精确模型，对于航空发动机数学模型，只需要知道结构和大致参数。
附图说明
图1是本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统原理框图；
图2是本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法流程图；
图3是本发明中幅度和速率限制单元示意图；
图4是本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法的低压轴转速控制效果图；
图5是本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法的高压轴转速控制效果图。
附图标记说明：
1-第一扩张状态干扰观测器，2-第一浸入与不变自适应抗扰控制器，3-第二浸入与不变自适应抗扰控制器，4-第二扩张状态干扰观测器，5-航空发动机数学模型，51-低压轴转速控制通道，52-高压轴转速控制通道，6-第一减法器，7-第二减法器。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
为说明本发明所提出的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统的原理与方法，如图1所示，从逻辑上，本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统至少包括四个部分：
①第一扩张状态干扰观测器1：用于观测第一通道的集总干扰
Figure SMS_152
，以备控制设计使用。
②第一浸入与不变自适应抗扰控制器2：基于浸入与不变自适应控制方法和抗干扰控制方法，实现第一控制通道的自适应抗扰控制。
③第二浸入与不变自适应抗扰控制器3：基于浸入与不变自适应控制方法和抗干扰控制方法，实现第二控制通道的自适应抗扰控制。
④第二扩张状态干扰观测器4：用于观测第二通道的集总干扰
Figure SMS_153
，以备控制设计使用。
此外，还包括航空发动机数学模型5，航空发动机为包括高压轴和低压轴的双轴航空发动机，解耦后可分为航空发动机低压轴转速控制通道51和航空发动机高压轴转速控制通道52，该部分是本发明的必要组成部分，但不属于本发明的内容。
图1中，
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为第二浸入与不变自适应抗扰控制器2的控制量输出，下文中物理含义相同。
如图1所示，本发明所提出的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统中，第一、二扩张状态干扰观测器1、4的输出端分别与第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器2、3的输入端对应连接，第一、二扩张状态干扰观测器1、4分别用于观测第一、二通道集总干扰
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第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器2、3的输出端分别与低压轴转速控制通道51、高压轴转速控制通道52的输入端对应连接，第一浸入与不变自适应抗扰控制器2产生的第一输出控制量
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输出至高压轴转速控制通道52。
本发明优选的实例中，如图3所示，本发明所提出的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统还包括一幅值和速率限制单元，幅值和速率限制单元设置在第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器2、3的输出端与其下游的低、高压轴转速控制通道51、52之间，通过将第一、二输出控制量
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经幅值限制和速率限制后对应输出至航空发动机的低、高压轴转速控制通道51、52中。并且其中，幅值和速率限制单元在不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为/>
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如图2所示，本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法，主要包括6个步骤：
步骤SS1：控制通道解耦合，对于双轴航空发动机系统，其数学模型可以表示成如下形式：
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（1）
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(2)
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将(2)式展开即可得到两个通道(也就是航空发动机的低压轴转速通道和高压轴转速通道)的解耦形式：
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(3)
式（3）中，
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~/>
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分别表示选定的观测器增益，定义符号/>
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，
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，/>
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，
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、/>
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表示估计参数，/>
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、/>
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表示关于状态的基函数。由（4）式可观测到第一通道的集总干扰/>
Figure SMS_261
，第二通道的集总干扰/>
Figure SMS_238
。
步骤SS3：模型参数自适应调节，实现模型参数自适应估计，采用如下方式实现：
Figure SMS_262
（5）
其中，
Figure SMS_264
，/>
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表示估计参数，/>
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表示关于状态/>
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为/>
Figure SMS_271
或/>
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是系统的跟踪误差，/>
Figure SMS_268
表示自适应调节器的比例项增益。
步骤SS4：自适应抗扰解耦控制量计算，此步实现控制律，具体为：
Figure SMS_272
（6）
其中，
Figure SMS_273
，/>
Figure SMS_274
表示/>
Figure SMS_275
对时间的导数，/>
Figure SMS_276
为/>
Figure SMS_277
、/>
Figure SMS_278
。由以上式(3)、(4)、(5)、(6)构成的闭环系统是稳定的。
步骤SS5：控制量输出至航空发动机，将第一、二输出控制量 经幅值和速率限制单元输出至航空发动机中，幅值和速率限制单元如图3所示，不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为：
Figure SMS_279
（7）
步骤SS6：判断航空发动机是否结束控制，若是，则结束，若否，则跳转到步骤SS2循环执行。
以上对本发明提出的一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法进行了详细说明，图4、5分别为利用本发明的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法得到的低、高压轴转速的控制效果图。不难看出，同现有技术相比，本发明提出的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统及方法具有控制通道解耦（，可以针对各个通道分别设计控制器）、闭环稳定（与无模型控制方法诸如PID相比，本方法能从理论上说明系统的稳定性）、控制精度高（通过对模型不确定性的自适应调节和外部干扰的补偿，本发明提出的方法具有很高的精度）、不依赖于精确模型（对于航空发动机数学模型，只需要知道结构和大致参数）等显著的技术效果。
通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

Claims (6)

1.一种航空发动机自适应抗扰解耦控制系统，所述航空发动机为一双轴航空发动机系统并至少包括一低压轴转速控制通道和一高压轴转速控制通道，所述低、高压轴转速控制通道分别形成为第一、二控制通道，其特征在于，
所述控制系统至少包括第一扩张状态干扰观测器、第一浸入与不变自适应抗扰控制器、第二浸入与不变自适应抗扰控制器、第二扩张状态干扰观测器，其中，
所述第一、二扩张状态干扰观测器，用于观测第一、二通道集总干扰
Figure QLYQS_1
、/>
Figure QLYQS_2
，以备控制设计使用；
所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器，用于浸入与不变自适应控制和抗干扰控制，实现第一、二控制通道的自适应抗扰控制；
所述第一、二扩张状态干扰观测器的输出端分别与所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输入端对应连接，所述第一、二扩张状态干扰观测器分别用于观测第一、二通道集总干扰
Figure QLYQS_3
、/>
Figure QLYQS_4
，并对应输出至所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器；
所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输入端还分别对应连接低压轴转速跟踪误差
Figure QLYQS_5
的第一减法器、高压轴转速跟踪误差/>
Figure QLYQS_6
的第二减法器；
所述第一浸入与不变自适应抗扰控制器基于输入的第一通道集总干扰
Figure QLYQS_7
以及低压轴转速跟踪误差/>
Figure QLYQS_8
产生并输出第一输出控制量/>
Figure QLYQS_9
，所述第二浸入与不变自适应抗扰控制器基于输入的第二通道集总干扰/>
Figure QLYQS_10
以及高压轴转速跟踪误差/>
Figure QLYQS_11
产生并输出第二输出控制量/>
Figure QLYQS_12
；
所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输出端分别与所述第一、二控制通道的输入端对应连接，所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器产生的第一、二输出控制量
Figure QLYQS_13
、/>
Figure QLYQS_14
对应输出至所述第一、二控制通道。
2.根据权利要求1所述的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统，其特征在于，所述第一减法器基于输入的给定低压轴转速
Figure QLYQS_15
及低压轴转速控制量/>
Figure QLYQS_16
产生并输出低压轴转速跟踪误差/>
Figure QLYQS_17
，所述第二减法器基于输入的给定高压轴转速/>
Figure QLYQS_18
及高压轴转速控制量/>
Figure QLYQS_19
产生并输出高压轴转速跟踪误差/>
Figure QLYQS_20
。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统，其特征在于，所述控制系统还包括一幅值和速率限制单元，所述幅值和速率限制单元设置在所述第一、二浸入与不变自适应抗扰控制器的输出端与其下游的所述第一、二控制通道之间，通过将第一、二输出控制量
Figure QLYQS_21
经幅值限制和速率限制后对应输出至所述第一、二控制通道中。
4.根据权利要求3所述的航空发动机自适应抗扰解耦控制系统，其特征在于，所述幅值和速率限制单元在不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为
Figure QLYQS_22
，其中，/>
Figure QLYQS_23
表示特征频率，/>
Figure QLYQS_24
表示微分算子，/>
Figure QLYQS_25
表示阻尼系数。
5.一种基于上述权利要求1~4任一项所述的控制系统的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法，其特征在于，所述控制方法至少包括如下步骤：
步骤SS1. 控制通道解耦合
对于所述双轴航空发动机系统，将其第一、二控制通道的数学模型表示为如下表达式：
Figure QLYQS_26
式中，
Figure QLYQS_27
为系统状态，/>
Figure QLYQS_28
为系统扰动，
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为系统输入，/>
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表示/>
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对时间的导数，/>
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表示状态的非线性函数向量，/>
Figure QLYQS_33
表示与输入相关的非线性函数矩阵；
将上式转化成分量形式并解耦得到如下表达式：
Figure QLYQS_34
其中，
Figure QLYQS_48
，/>
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，/>
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表示第/>
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行第/>
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列的元素；
步骤SS2. 固定时间干扰观测
设计固定时间干扰观测器，实现固定时间干扰观测功能，并据此观测第一通道集总干扰
Figure QLYQS_56
、第二通道集总干扰/>
Figure QLYQS_57
，具体如下式所示：
Figure QLYQS_58
其中，
Figure QLYQS_59
，/>
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，/>
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，/>
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、
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，
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，
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，
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表示估计参数的比例项，/>
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、/>
Figure QLYQS_75
表示关于状态的基函数；
步骤SS3. 模型参数自适应调节
采用如下表达式实现模型参数的自适应调节及估计：
Figure QLYQS_85
其中，
Figure QLYQS_88
，/>
Figure QLYQS_91
表示估计参数，/>
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表示关于状态/>
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的基函数，/>
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Figure QLYQS_92
为/>
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或/>
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是系统的跟踪误差，/>
Figure QLYQS_89
表示自适应调节器的比例项增益；
步骤SS4. 自适应抗扰解耦控制量计算
采用如下表达式进行第一、二输出控制量
Figure QLYQS_95
的自适应抗扰解耦计算并以此实现控制律：
Figure QLYQS_96
其中，
Figure QLYQS_97
，/>
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，/>
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表示/>
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为/>
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是系统的期望状态轨迹；
步骤SS5. 控制量输出至航空发动机
将第一、二输出控制量
Figure QLYQS_104
经幅值限制和速率限制单元处理后对应输出至航空发动机的低、高压轴转速控制通道中，且在不发生饱和时，从输入到输出的传递函数为：
Figure QLYQS_105
其中，
Figure QLYQS_106
表示特征频率，/>
Figure QLYQS_107
表示微分算子，/>
Figure QLYQS_108
表示阻尼系数；
步骤SS6. 判断航空发动机是否结束控制，若是，则结束控制，若否，则跳转到步骤SS2循环执行。
6.根据权利要求5所述的航空发动机自适应抗扰解耦控制方法，其特征在于，上述步骤SS1中，具体通过以下方式对第一、二控制通道的数学模型进行解耦合：
首先，将第一、二控制通道的数学模型表示成如式（1）所示的表达式：
Figure QLYQS_109
（1）
式（1）中，
Figure QLYQS_110
，/>
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Figure QLYQS_117
（2）
式（2）中，
Figure QLYQS_119
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分别表示/>
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、/>
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的第1行第1列、第1行第2列、第2行第1列、第2行第2列的元素；
然后，展开式（2）得到如式（3）所示的两个通道的解耦形式：
Figure QLYQS_130
（3）
式（3）中，
Figure QLYQS_132
，/>
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，/>
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103195599A (zh) * 2013-04-03 2013-07-10 天津大学 一种hcci燃烧基于模型的解耦及抗扰控制方法
JP2018018398A (ja) * 2016-07-29 2018-02-01 株式会社自律制御システム研究所 適応制御方法、適応制御装置およびこの適応制御装置を備えた機器
CN108803649A (zh) * 2018-08-22 2018-11-13 哈尔滨工业大学 一种垂直起降重复使用运载器自抗扰滑模控制方法
CN111413872A (zh) * 2020-04-30 2020-07-14 西南科技大学 基于扩张状态观测器的空气容腔压力快速主动抗扰方法
CN114281092A (zh) * 2021-12-23 2022-04-05 北京航空航天大学 一种基于滑模干扰观测器的高超声速飞行器协调姿态控制方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103195599A (zh) * 2013-04-03 2013-07-10 天津大学 一种hcci燃烧基于模型的解耦及抗扰控制方法
JP2018018398A (ja) * 2016-07-29 2018-02-01 株式会社自律制御システム研究所 適応制御方法、適応制御装置およびこの適応制御装置を備えた機器
CN108803649A (zh) * 2018-08-22 2018-11-13 哈尔滨工业大学 一种垂直起降重复使用运载器自抗扰滑模控制方法
CN111413872A (zh) * 2020-04-30 2020-07-14 西南科技大学 基于扩张状态观测器的空气容腔压力快速主动抗扰方法
CN114281092A (zh) * 2021-12-23 2022-04-05 北京航空航天大学 一种基于滑模干扰观测器的高超声速飞行器协调姿态控制方法

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