一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，是面向航空发动机及其控制系统中存在不确定性和噪声等问题的Leitmann鲁棒跟踪控制方法，包括：建立航空发动机标称状态变量模型；建立含有不确定性和噪声的航空发动机控制系统状态变量模型；建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型；Leitmann鲁棒跟踪控制器设计。提出“一致跟踪有界”和“一致最终跟踪有界”的跟踪控制系统性能，提出了基于Leitmann控制器的鲁棒跟踪方法，克服了航空发动机控制系统中存在的噪声和不确定性等问题，满足系统的跟踪要求，保证了被控系统在发动机工作环境、工作状态、动态性能变化时仍然具有良好鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法
本专利技术属于航空发动机控制
，具体涉及一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法。
技术介绍
近年来飞机性能指标不断提高，比如推重比、经济性和控制性能等，这对航空发动机也提出了更高的要求。为了获得更好的航空发动机控制性能，航空发动机控制系统控制量和被控量不断增加，系统也变得愈发复杂，这包括多控制输入多输出间的动态耦合，非线性变化的运行环境和运行状态(通常以转速表征)。考虑到控制器设计时，通常存在多个建模过程，如首先基于航空发动机气动热力学工作原理和试验数据建立非线性的部件级模型，随后根据该非线性部件级模型通过小扰动法、系统辨识等理论和方法建立用于控制器设计的线性模型。在这个过程中不可避免的存在建模误差。线化模型中参数的受到空气来流影响还有各个发动机之间存在的个体差异，航空发动机在运行过程中噪声额影响等。综上所及的非线性、建模误差、参数摄动、个体差异和噪声问题给航空发动机控制器设计者带来的挑战。发动机控制系统除了面临上述来自环境和发动机自身的挑战外，随着飞机机动性要求提高，需要发动机机跟随飞行员操控提供更高动态、稳态性能的推力，意味着控制系统需要具有良好的动态指令跟踪特性因此，针对上述航空发动机控制系统设计中面临的问题和需求，有必要专利技术一种新的航空发动机鲁棒跟踪控制方法，在克服非线性、建模误差、参数摄动、个体差异和噪声对控制系统影响的同时，保证被控系统具有良好的跟踪性能。
技术实现思路
专利技术目的：为了克服现有技术中存在的不足，本专利技术提供一种基于Leitmann方法的航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，将系统中非线性、建模误差、参数摄动、个体差异视为不确定性。针对噪声、不确定性，设计鲁棒跟踪控制器，保证被控系统在飞行包线内良好的跟踪性能、抗干扰能力。技术方案：为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，包括以下步骤：步骤1)建立航空发动机标称状态变量模型；步骤2)建立包含噪声和不确定性的航空发动机控制系统状态变量模型；步骤3)建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型；步骤4)设计Leitmann鲁棒跟踪控制器。进一步的，所述步骤1)中建立航空发动机状态变量模型的具体步骤如下：步骤1.1)，根据航空发动机气动热力学特性和典型部件特性数据建立发动机部件级模型，带加力双轴涡扇发动机模型主要部件包括进气道、风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管；步骤1.2)，根据所建发动机部件级模型，采用小扰动法和拟合法建立发动机控制系统状态方程：yp(t)＝Cxp(t)+Dup(t).其中，xp(t)＝[NLπT]T为状态量，NL和πT分别为风扇转速和涡轮落压比；up(t)＝[WfbA8]T为控制量，Wfb和A8分别为主燃烧室供油量和尾喷管喉道面积；yp(t)＝[NLπT]T为输出量。A，B，C，D是系统矩阵。进一步的，所述步骤1.2)中建立发动机状态变量模型的具体步骤如下：步骤1.2.1)采用小扰动法求出系数矩阵A，C的初始解；步骤1.2.2)对发动机部件级模型作控制量up(t)阶跃得到其动态响应；步骤1.2.3)根据非线性模型动态响应的稳态终值计算出矩阵B，D的各个元素。进一步的，步骤2)中所述建立包含不确定性和噪声的航空发动机控制系统状态变量模型的具体步骤如下：步骤2.1)建立包含噪声的发动机控制系统动态模型：yp(t)＝Cxp(t)+Dup(t)+D1wp(t).其中，B1和D1是具有适当维数的噪声系数矩阵，wp(t)表示了系统模型中的噪声信号，满足：||wp(t)||≤ωmax其中，ωmax是噪声的范数上界；步骤2.2)进一步考虑不确定性因素，建立含不确定性的发动机控制系统动态模型：y(t)＝Cxp(t)+Dup(t)+D1wp(t).其中，ΔA是2×2维的不确定参数矩阵函数，表示了系统模型中的参数不确定性；假定所考虑的参数不确定性的表达形式为：ΔA(xp(t),α(t),t)＝α(t)·A其中，标量α(t)是不确定性系数，且满足||α(t)||≤αmax，其中αmax是不确定性系数上界。进一步的，步骤3)中所述建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型中，参考模型的形式如下：yss(t)＝Cxss(t)+Duss(t).其中xss(t)＝[NLssπTss]T为状态量，NLss和πTss分别为参考模型的风扇转速和涡轮落压比；upss(t)＝[WfbssA8ss]T为控制量，Wfbss和A8ss分别为参考模型的主燃烧室供油量和尾喷管喉道面积；ypss(t)＝[NLssπTss]T为输出量。基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统模型形式如下：y(t)＝Cx(t)+Du(t)+D1w(t).其中，x(t)＝xp(t)-xss(t)，u(t)＝up(t)-uss(t)，y(t)＝yp(t)-yss(t)。进一步的，步骤4)中所述的H∞/Leitmann鲁棒控制器设计的具体步骤如下：步骤4.1)，针对基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型所描述的被控对象，选取由p(t)和q(t)组成状态反馈控制器，其具体形式如下：u(t)＝q(t)+p(t)步骤4.2)，将基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型所描述的被控对象，分为不含确定性的标称系统和不确定性两部分；针对标称系统，设计状态控制器q(t)，具体形式如下：q(t)＝K1x(t)则标称系统形式如下：y(t)＝Cx(t)+Du(t)+D1wp(t).步骤4.3)，定义变量ρ>0，矩阵X＝XT>0和待求的矩阵W；步骤4.4)，利用Matlab中的LMI工具箱求解矩阵不等式：X>0,则是标称系统鲁棒跟踪控制器控制增益阵K1的具体形式如下：K1＝WX-1步骤4.5)，确定噪声的范数上界ωmax和不确定性上界αmax。步骤4.6)，定义确定矩阵E(t)和G，满足等式：ΔA(t)＝BE(t),B1＝BG.定义标量v(t)和ρ(x,w,t)，满足：ν(t)＝E(t)x(t)+Gw(t),||ν(t)||＝||Ex(t)+Gw(t)||≤||E||||x(t)||+||G||||w(t)||≤||E||max||x(t)||+||G||||wmax||＝ρ(x,w,t).则针对基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统具体形式如下：步骤4.7)，选取常数ε，定义μ(x,v,t)＝2BTX-1x(t)ρ(x,v,t)不确定性部分跟踪控制器为：步骤4.8)，H∞/Leitmann鲁棒跟踪控制器具体形式如下：进一步的，步骤4.7)中所述的常数ε取0.5。ε越小对不确定性影响抑制效果越好。但是，过小的ε导致Leitmann控制器频繁切换，使得状态量波动，控制效果变差。针对发动机对象，综合考虑其动态特性，选取ε＝0.5。有益效果：本专利技术提供的一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：(1)本专利技术是基于Leitmann控制方法并结合H∞控制理论，提出的Leitmann鲁棒跟踪控制器设计方法，该方法所设计控制器使得航空发动机控制系统存在噪声和不确定性时，系统状态跟踪动态指令，且跟踪误差一致有界、一致最终有界。(2)本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1)建立航空发动机标称状态变量模型；步骤2)建立包含噪声和不确定性的航空发动机控制系统状态变量模型；步骤3)建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型；步骤4)设计Leitmann鲁棒跟踪控制器。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1)建立航空发动机标称状态变量模型；步骤2)建立包含噪声和不确定性的航空发动机控制系统状态变量模型；步骤3)建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型；步骤4)设计Leitmann鲁棒跟踪控制器。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：所述步骤1)中建立航空发动机状态变量模型的具体步骤如下：步骤1.1)，根据航空发动机气动热力学特性和典型部件特性数据建立发动机部件级模型，带加力双轴涡扇发动机模型主要部件包括进气道、风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管；步骤1.2)，根据所建发动机部件级模型，采用小扰动法和拟合法建立发动机控制系统状态方程：yp(t)＝Cxp(t)+Dup(t).其中，xp(t)＝[NLπT]T为状态量，NL和πT分别为风扇转速和涡轮落压比；up(t)＝[WfbA8]T为控制量，Wfb和A8分别为主燃烧室供油量和尾喷管喉道面积；yp(t)＝[NLπT]T为输出量。A，B，C，D是系统矩阵。3.根据权利要求2所述的一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：所述步骤1.2)中建立发动机状态变量模型的具体步骤如下：步骤1.2.1)采用小扰动法求出系数矩阵A，C的初始解；步骤1.2.2)对发动机部件级模型作控制量up(t)阶跃得到其动态响应；步骤1.2.3)根据非线性模型动态响应的稳态终值计算出矩阵B，D的各个元素。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：步骤2)中所述建立包含不确定性和噪声的航空发动机控制系统状态变量模型的具体步骤如下：步骤2.1)建立包含噪声的发动机控制系统动态模型：yp(t)＝Cxp(t)+Dup(t)+D1wp(t).其中，B1和D1是具有适当维数的噪声系数矩阵，wp(t)表示了系统模型中的噪声信号，满足：||wp(t)||≤ωmax其中，ωmax是噪声的范数上界；步骤2.2)进一步考虑不确定性因素，建立含不确定性的发动机控制系统动态模型：y(t)＝Cxp(t)+Dup(t)+D1wp(t).其中，ΔA是2×2维的不确定参数矩阵函数，表示了系统模型中的参数不确定性；假定所考虑的参数不确定性的表达形式为：ΔA(xp(t),α(t),t)＝α(t)·A其中，标量α(t)是不确定性系数，且满足||α(t)||≤αmax，其中αmax是不确定性系数上界。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机鲁棒跟踪控制器设计方法，其特征在于：步骤3)中所述建立基于参考模型的航空发动机跟踪控制系统动态模型中，参考模型的形式如下：yss(t)＝Cxss(t)+Duss(t).其中xss(t)＝[NLssπTss]T为状态量，NLss和πTss分别为参考模型的风扇转速和涡轮落压比；upss(t)＝[WfbssA8ss]T为控制量，Wfbss和A8ss分别为参考模型的主燃烧室供油量和尾喷管喉道面积；ypss(t)＝[NLssπTss]T为输出量。基于参考...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘慕绚，张凯文，黄金泉，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32