CN116224804A - 一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法，包括控制器单元用于根据航空发动机的状态计算控制信号；事件触发机制单元用于获取控制信号，根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号；执行器用于获取事件触发机制单元的控制信号，根据控制信号控制航空发动机；切换信号单元用于根据采样器获取航空发动机的状态，通过所述状态和切换律计算切换信号，根据切换信号控制航空发动机；采样器用于对航空发动机的状态进行采样；航空发动机切换单元根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换。该控制系统有效地抑制了子系统切换时刻控制信号的颠簸，实现了控制信号的平滑切换水平。

Description

一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统 与方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法。
背景技术
工程实践中，大量复杂过程难以通过单一模型来描述。作为由多个模型与一个或多个离散事件构成的特殊混杂系统，切换系统成为刻画这些复杂过程的一个有效模型。通常将这些模型称为子系统，将离散事件称为切换信号。切换系统的研究内容不仅涵盖了非切换系统中的全部控制问题，而且具有其特有的控制问题。由切换引发的暂态性能问题就是切换系统的一个典型特有研究问题。相较于一般混杂系统，切换系统更易于进行分析与控制设计，所以其研究方法可以为一般混杂系统的研究提供启示与借鉴。因此，无论是从科学意义还是实际需求角度，对切换系统进行深入研究都是至关重要的。航空发动机控制系统就是切换系统的一个重要的应用场景。
航空发动机是飞机、导弹等飞行器的主要动力装置，它的工作过程是十分复杂的气动热力过程。对航空发动机运行状态的控制是发动机控制领域的一个重难点。由于航空发动机系统动态特性极其复杂，使其在各种恶劣环境中稳定安全的运行就是对航空发动机系统进行控制的主要目的。为实现这一目的，发动机控制系统在主推力控制回路以外，还会包括多个涉及安全保护的控制回路，在各控制回路之间切换往往会导致控制信号的颠簸。因此，必须避免控制信号的颠簸可能引起的发动机喘振、超温、超速、熄火等危险，才能保证发动机稳定安全的运行。随着对飞行器需求的不断增加，在不同飞行任务与不同的工作环境下，航空发动机控制系统要求发动机能迅速调节燃油供给、调整燃烧状态、改变推力等。这就有可能造成控制信号的抖动，为了抑制这种抖动，平滑切换控制是一种很好地控制方法。
近年来，由于网络化控制已经广泛地应用于工业自动化、工业生产线以及航空发动机等实际工业过程中。因为网络化控制系统中存在资源分配的问题，为了节约航空发动机控制系统的计算资源，基于周期采样的数字化控制已经在航空发动机系统中取得了较好的应用效果。相较于采样控制，事件触发控制因能节约更多的计算成本，尽可能的释放不必要的资源而被应用于航空发动机系统中，以确保整个航空发动机控制系统的可靠运行。
综上所述，现有技术存在由于系统切换引发的暂态性能、控制信号的颠簸导致飞行安全、频繁的信号更新导致资源消耗等问题。
发明内容
本发明提供一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法，以克服上述技术问题。
一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，包括控制器单元、事件触发机制单元、切换信号单元、执行器、采样器以及航空发动机切换单元，
控制器单元用于根据航空发动机的状态计算控制信号，并将控制信号传输至事件触发机制单元；
事件触发机制单元用于获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号，并将控制信号传输至执行器；
执行器用于获取事件触发机制单元的控制信号，根据控制信号控制航空发动机；
切换信号单元用于根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，根据切换信号控制航空发动机；
采样器用于对航空发动机的状态进行采样；
航空发动机切换单元用于接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换。
优选地，所述根据航空发动机的状态计算控制信号包括根据公式(1)计算控制信号，
u(t)＝Lρ(t)x(t)， (1)
其中，x(t)表示航空发动机的状态，Lρ(t)表示增益参数，u(t)表示控制信号。
优选地，所述根据事件触发律判断是否满足触发条件包括根据公式(2)设计事件触发律并判断是否满足触发条件，
Figure BDA0004172291970000031
其中，Tm+1和Tm分别为第m+1次和第m次触发时刻，t为时间，ξ(t)为动态变量，ξ(t)的模型为
Figure BDA0004172291970000032
动态变量ξ(t)的初始状态ξ(0)＞0，x(t)表示航空发动机的状态，常量c3＞0，c1>0，r≥1，λ≥1，误差
Figure BDA0004172291970000033
u(t)表示控制信号，在每一个触发间隔[Tm，Tm+1)内，
Figure BDA0004172291970000034
优选地，所述通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号包括根据公式(3)计算切换信号，
Figure BDA0004172291970000035
其中，th表示第h次采样的时刻，x(yh)是th时刻航空发动机状态的采样值，正定对称矩阵Wl为切换律增益，l为航空发动机中子系统的编号，ρ(t)表示切换信号。
优选地，所述根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换包括根据公式(4)、(5)进行平滑切换，
Figure BDA0004172291970000036
y(i)＝Hρ(t)x(t)， (5)
式中，x(t)表示航空发动机的状态，
Figure BDA0004172291970000037
表示航空发动机状态的一阶导数，u(t)表示控制信号，υ(t)为外部有界干扰，y(t)表示系统的输出，Eρ(t)、Fρ(t)、Hρ(t)、Gρ(t)分别为第l个子系统的系统矩阵、输入矩阵、输出矩阵、扰动矩阵，ρ(t)表示切换信号，ρ(t)＝l代表第l个子系统正在工作。
一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制方法，包括，
步骤一、根据航空发动机的状态计算控制信号，
步骤二、获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号，
步骤三、根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，
步骤四、航空发动机接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行无扰切换。
本发明提供一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法，通过事件触发机制单元对触发次数进行了限制，极大地节省了通信资源，减少了控制信号的更新频率，并且能够满足控制输入平滑切换性能，有效地抑制了子系统在切换时刻控制输入信号的颠簸；通过航空发动机切换单元对航空发动机的子系统进行平滑切换，解决了切换时刻与触发时刻同时发生时的冲突，实现了该情况下的控制输入平滑切换性能要求，相比于非平滑切换控制，系统状态的变化更加地平滑、更加地稳定。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明控制系统结构示意图；
图2是本发明各个单元进行数据传输的流程图；
图3是本发明切换信号的变化曲线；
图4是本发明实际控制输入的变化曲线；
图5是本发明事件触发机制触发时刻序列；
图6是本发明风扇转速增量的变化曲线；
图7是本发明核心增量的变化曲线。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
图1为本发明控制系统结构示意图，如图1所示，
一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，包括控制器单元、事件触发机制单元、切换信号单元、执行器、采样器以及航空发动机切换单元。
控制器单元用于根据航空发动机的状态计算控制信号，并将控制信号传输至事件触发机制单元，所述根据航空发动机的状态计算控制信号包括根据公式(1)计算控制信号，
u(t)＝Lρ(t)x(t)， (1)
其中，x(t)表示航空发动机的状态，Lρ(t)表示增益参数，u(t)表示控制信号。
事件触发机制单元用于获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，所述根据事件触发律判断是否满足触发条件包括根据公式(2)设计事件触发律并判断是否满足触发条件，
Figure BDA0004172291970000051
其中，Tm+1和Tm分别为第m+1次和第m次触发时刻，t为时间，ξ(t)为动态变量，ξ(t)的模型为
Figure BDA0004172291970000052
动态变量ξ(t)的初始状态ξ(0)＞0，x(t)表示航空发动机的状态，常量c3＞0，c1>0，r≥1，λ≥1，误差
Figure BDA0004172291970000053
u(t)表示控制信号，在每一个触发间隔[Tm，Tm+1)内，
Figure BDA0004172291970000054
当满足触发条件时，更新控制信号，更新后的控制信号为
Figure BDA0004172291970000055
并将控制信号传输至执行器。通过事件触发机制单元对触发次数进行了限制，极大地节省了通信资源，减少了控制信号的输入，能够满足控制输入平滑切换水平，有效地抑制了子系统在切换时刻控制输入信号的颠簸。
执行器用于获取事件触发机制单元的控制信号，根据控制信号控制航空发动机。
切换信号单元用于根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，根据切换信号控制航空发动机，所述通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号包括根据公式(3)计算切换信号，
Figure BDA0004172291970000061
其中，th表示第h次采样的时刻，x(th)是yh时刻航空发动机状态的采样值，正定对称矩阵Wl为切换律增益，l为航空发动机中子系统的编号，ρ(t)表示切换信号。
采样器用于对航空发动机的状态进行采样。
航空发动机切换单元用于接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换，其中，航空发动机包括多个子系统，每个子系统都是一个单独连续的系统，其模型相同，但系统参数不同。所述根据控制信号
Figure BDA0004172291970000062
和切换信号ρ(t)对航空发动机的子系统进行平滑切换包括根据公式(4)、(5)进行平滑切换，
Figure BDA0004172291970000063
y(t)＝Hρ(t)x(t)， (5)
式中，x(t)表示航空发动机的状态，
Figure BDA0004172291970000064
表示航空发动机状态的一阶导数，u(t)表示控制信号，υ(t)为外部有界干扰，y(t)表示系统的输出，Eρ(t)、Fρ(t)、Hρ(t)、Gρ(t)分别为第l个子系统的系统矩阵、输入矩阵、输出矩阵、扰动矩阵，ρ(t)表示切换信号，ρ(t)＝l代表第l个子系统正在工作。
通过航空发动机切换单元对航空发动机的子系统进行平滑切换，解决了切换时刻与触发时刻同时发生时的冲突，实现了该情况下的控制输入平滑切换性能要求，相比于非平滑切换控制，系统状态的变化更加地平滑、更加地稳定。
如图2所示为本实施例各个单元进行数据传输的流程图，包括所述控制器单元输入端与系统状态相连，通过控制器单元内计算，在输出端口控制输入信号，控制输入信号作为事件触发律单元的输入；所述的事件触发律单元对控制信号根据设计好的事件触发律，在满足触发条件时进行触发，更新一次控制信号，传送给执行器，节省通信资源，执行器根据触发的控制信号进行动作，作用于航空发动机的控制；所述的切换信号单元与经过采样后的系统状态相连，根据设计好的切换律输出切换信号，用来决定航空发动机控制方法的子系统运行状态。
本实施例具有输入平滑切换性能，根据以下步骤进行证明：
步骤E1：有限次切换发生在同一个触发间隔[Tm-1，Tm)内，即Tm-1≤Th＜Th+1＜…＜Th+p≤Tm。根据事件触发机制，可以得到计算公式(6)：
ξ(Th)+r[c1xT(Th)x(Th)+c3-(Llx(Th)-Llx(Tm-1))T(Llx(Th)-Llx(Tm-1))]＞0，ξ(Th)+r[c1xT(Th)x(Th)+c3-(Ljx(Th)-Llx(Tm-1))T(Ljx(Th)-Llx(Tm-1))]＞0， (6)
其中，Th为第h次切换时刻，Tm-1为第m-1次触发时刻，ξ(Th)为切换时刻Th时的动态变量值，x(Th)为切换时刻Th时的系统状态值，Ll、Lj分别为第l个、第j个子系统的控制器增益。
进一步得到计算公式(7)：
||Llx(Th)-Ljx(Th)||2
＝||(Llx(Th)-Llx(Tm-1))-(Ljx(Th)-Llx(Tm-1))||≤||Llx(Th)-Llx(Tm-1)||2+||Ljx(Th)-Llx(Tm-1)||2≤2c1xT(Th)x(Th)+2c3
＝2c1||x(Th)||2+2c3. (7)
步骤E2：有限次触发发生在同一个切换间隔[Th-1，Th)内，即Th-1≤Tm＜Tm+1＜…＜Tm+p≤Th。根据切换规则，可以得到下面的公式(8):
Figure BDA0004172291970000071
其中x(t)为航空发动机的状态，∧表示子系统的集合，l表示当前子系统为第l子系统、j∈∧表示非当前l子系统的其他子系统，正定对称矩阵Wl、Wi为切换律增益。
进一步得到公式(9)：
Figure BDA0004172291970000081
本实施例所采用的航空发动机的运动学模型参数如式(10)所示：
Figure BDA0004172291970000082
Figure BDA0004172291970000083
其中，ΔNf(t)表示风扇转速增量，ΔNc(t)表示核心增量，ΔWF(t)表示燃料流量增量，υ(t)表示外部有界干扰，y(t)表示系统的输出，Eρ(t)、Fρ(t)、Hρ(t)、Gρ(t)分别为航空发动机控制系统的系统矩阵、输入矩阵、输出矩阵、扰动矩阵，ρ(t)表示系统的切换信号。ρ(t)＝l代表第l个子系统正在工作。所述控制输入为燃料流量增量ΔWF(t)，是所述控制器单元的控制信号。与非切换系统控制器不同，切换系统每个子系统都拥有自己的控制器，控制输入为
Figure BDA0004172291970000084
Lρ(t)表示控制器的增益参数。
事件触发机制的误差
Figure BDA0004172291970000085
是实时的控制输入与上一时刻触发的控制输入的差值，在每一个触发间隔[Tm，Tm+1)内，
Figure BDA0004172291970000086
这样在事件触发机制的作用下，实际的控制输入在每一个触发间隔内[Tm，Tm+1)均不变，节省了通讯资源。
一种基于切换模型的航空发动机事件触发无扰切换控制方法，包括，
步骤一、根据航空发动机的状态计算控制信号，
步骤二、获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号，
步骤三、根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，
步骤四、航空发动机接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行无扰切换。
基于上述设计方案，本实施例中给出下述系统参数以满足所描述的控制策略，具体如下：
Figure BDA0004172291970000091
Figure BDA0004172291970000092
H1＝[0.1 0，1]，H2＝[0.1 0.1]
设计的控制器参数和切换规则矩阵如下：
L1＝[-6，0286 -8.6172]，L2＝[-5.5110 -7，4425]，
Figure BDA0004172291970000093
基于上述设计参数，对设计方案进行仿真验证，其仿真结果如图3-7所示：图3为本发明所述的切换信号的变化曲线，从图中可以看到相比于以往非平滑切换控制的切换次数有很大程度上的减少。图4为本发明所述的实际控制输入的变化曲线，相比于非平滑切换控制，从图中可以观察到控制输入的跳变得到了很大的抑制。图5为本发明所述的事件触发机制触发时刻序列，从图中可以看出，相比于非平滑切换控制，触发次数减少了很多，极大地节省了通信资源。图6和图7分别为本发明所述的系统风扇转速增量的变化曲线和核心增量的变化曲线，从图中可以看到，相比于非平滑切换控制，系统状态的变化更加地平滑、更加地稳定。
整体的有益效果：
本发明提供一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法，通过事件触发机制单元对触发次数进行了限制，极大地节省了通信资源，减少了控制信号的更新频率，能够满足控制输入平滑切换水平，有效地抑制了子系统在切换时刻控制输入信号的颠簸；通过航空发动机切换单元对航空发动机的子系统进行平滑切换，解决了切换时刻与触发时刻同时发生时的冲突，实现了该情况下的控制输入平滑切换性能要求，相比于非平滑切换控制，系统状态的变化更加地平滑、更加地稳定。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，其特征在于，包括控制器单元、事件触发机制单元、切换信号单元、执行器、采样器以及航空发动机切换单元，
控制器单元用于根据航空发动机的状态计算控制信号，并将控制信号传输至事件触发机制单元；
事件触发机制单元用于获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号，并将控制信号传输至执行器；
执行器用于获取事件触发机制单元的控制信号，根据控制信号控制航空发动机；
切换信号单元用于根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，根据切换信号控制航空发动机；
采样器用于对航空发动机的状态进行采样；
航空发动机切换单元用于接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换。
2.根据权利要求1所述的一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，其特征在于，所述根据航空发动机的状态计算控制信号包括根据公式(1)计算控制信号，
u(t)＝Lρ(t)x(t)， (1)
其中，x(t)表示航空发动机的状态，Lρ(t)表示增益参数，u(t)表示控制信号。
3.根据权利要求1所述的一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，其特征在于，所述根据事件触发律判断是否满足触发条件包括根据公式(2)设计事件触发律并判断是否满足触发条件，
Figure FDA0004172291950000011
其中，Tm+1和Tm分别为第m+1次和第m次触发时刻，t为时间，ξ(t)为动态变量，ξ(t)的模型为
Figure FDA0004172291950000012
动态变量ξ(t)的初始状态ξ(0)＞0，x(t)表示航空发动机的状态，常量c3＞0，c1＞0，r≥1，λ≥1，误差
Figure FDA0004172291950000021
u(t)表示控制信号，在每一个触发间隔[Tm，Tm+1)内，
Figure FDA0004172291950000022
4.根据权利要求1所述的一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，其特征在于，所述通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号包括根据公式(3)计算切换信号，
Figure FDA0004172291950000023
其中，th表示第h次采样的时刻，x(th)是th时刻航空发动机状态的采样值，正定对称矩阵Wl为切换律增益，l为航空发动机中子系统的编号，ρ(t)表示切换信号。
5.根据权利要求1所述的一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统，其特征在于，所述根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换包括根据公式(4)、(5)进行平滑切换，
Figure FDA0004172291950000024
y(t)＝Hρ(t)x(t)， (5)
式中，x(t)表示航空发动机的状态，
Figure FDA0004172291950000025
表示航空发动机状态的一阶导数，u(t)表示控制信号，υ(t)为外部有界干扰，y(t)表示系统的输出，Eρ(t)、Fρ(t)、Hρ(t)、Gρ(t)分别为第l个子系统的系统矩阵、输入矩阵、输出矩阵、扰动矩阵，ρ(t)表示切换信号，ρ(t)＝l代表第l个子系统正在工作。
6.一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制方法，其特征在于，包括，
步骤一、根据航空发动机的状态计算控制信号，
步骤二、获取控制信号，并根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号，
步骤三、根据采样器获取航空发动机的状态，通过航空发动机的状态和切换律计算切换信号，
步骤四、航空发动机接收控制信号和切换信号，并根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行无扰切换。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117215175A (zh) * 2023-09-12 2023-12-12 大连海事大学 一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107728475A (zh) * 2017-09-19 2018-02-23 天津大学 带有执行器饱和的切换系统事件触发控制设计方法
CN110032065A (zh) * 2018-11-28 2019-07-19 天津大学 一种线性切换系统输出反馈控制器设计方法
CN110162046A (zh) * 2019-05-21 2019-08-23 同济人工智能研究院(苏州)有限公司 基于事件触发型模型预测控制的无人车路径跟随方法
CN110298144A (zh) * 2019-07-30 2019-10-01 大连海事大学 基于交替事件触发的切换网络化飞控系统的输出调节方法
CN110456700A (zh) * 2019-08-12 2019-11-15 无锡机电高等职业技术学校 一种分布式网络数据传输驱动控制策略
CN110782650A (zh) * 2019-11-06 2020-02-11 同济人工智能研究院(苏州)有限公司 基于自适应事件触发的车流分布式协同编队控制方法
CN111367180A (zh) * 2020-04-02 2020-07-03 天津大学 基于动态事件触发的切换线性系统H_infinity控制方法
CN113934142A (zh) * 2021-10-21 2022-01-14 江南大学 非线性离散系统无模型自适应滑模约束事件触发控制方法
CN115167546A (zh) * 2022-08-26 2022-10-11 曲阜师范大学 一种航空发动机转速调节控制方法、控制装置和存储介质
CN115826412A (zh) * 2022-12-05 2023-03-21 沈阳工业大学 一种航空发动机的无扰控制方法、装置、系统和存储介质

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107728475A (zh) * 2017-09-19 2018-02-23 天津大学 带有执行器饱和的切换系统事件触发控制设计方法
CN110032065A (zh) * 2018-11-28 2019-07-19 天津大学 一种线性切换系统输出反馈控制器设计方法
CN110162046A (zh) * 2019-05-21 2019-08-23 同济人工智能研究院(苏州)有限公司 基于事件触发型模型预测控制的无人车路径跟随方法
CN110298144A (zh) * 2019-07-30 2019-10-01 大连海事大学 基于交替事件触发的切换网络化飞控系统的输出调节方法
CN110456700A (zh) * 2019-08-12 2019-11-15 无锡机电高等职业技术学校 一种分布式网络数据传输驱动控制策略
CN110782650A (zh) * 2019-11-06 2020-02-11 同济人工智能研究院(苏州)有限公司 基于自适应事件触发的车流分布式协同编队控制方法
CN111367180A (zh) * 2020-04-02 2020-07-03 天津大学 基于动态事件触发的切换线性系统H_infinity控制方法
CN113934142A (zh) * 2021-10-21 2022-01-14 江南大学 非线性离散系统无模型自适应滑模约束事件触发控制方法
CN115167546A (zh) * 2022-08-26 2022-10-11 曲阜师范大学 一种航空发动机转速调节控制方法、控制装置和存储介质
CN115826412A (zh) * 2022-12-05 2023-03-21 沈阳工业大学 一种航空发动机的无扰控制方法、装置、系统和存储介质

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
""Finite-time event-triggered bumpless transfer control for switched systems"", INTERNATIONAL JOURNAL OF ROBUST AND NONLINEAR CONTROL, pages 5 *
何文敏;李实;向峥嵘;: "切换非线性系统采样控制的研究现状与进展", 信息与控制, no. 02, pages 5 - 14 *
王芯迎: "切换系统的有限时间输入无扰切换控制", 大连海事大学, pages 17 *
王芯迎: "切换系统的有限时间输入无扰切换控制", 大连海事大学硕士学位论文, 1 June 2022 (2022-06-01), pages 9 - 10 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117215175A (zh) * 2023-09-12 2023-12-12 大连海事大学 一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法
CN117215175B (zh) * 2023-09-12 2024-03-22 大连海事大学 一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法

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