航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器制造技术

本发明专利技术提出一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，包括最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块和退化参数估计回路。本发明专利技术设计的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器采用小摄动不确定性发动机模型，消除发动机不确定性中的退化项，降低不确定模型的摄动范围，降低鲁棒增益调度控制器的保守性。退化参数估计回路实现了退化参数的可靠估计，利用退化参数实现发动机性能退化时的增益调度控制。本发明专利技术具有强的鲁棒性并且保守性低，最大限度的提高发动机在最大推力状态的性能，使发动机在最大推力状态不仅稳定工作，并且提高发动机最大推力状态的推力，提高战斗机的机动性能。

Two degree of freedom h \u221e controller for Aeroengine maximum thrust state reduction

【技术实现步骤摘要】
航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器
本专利技术涉及航空发动机控制
，尤其涉及一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器。
技术介绍
航空发动机是一个复杂的非线性动力学系统，其控制系统容易受到工作条件，发动机性能下降，环境条件变化的影响，并且很难事先知道外部干扰和测量噪声的影响。由于飞机发动机的工作过程非常复杂，难以建立准确的数学模型，所以数学模型与实际系统之间总是存在差异。因此，有必要设计一种鲁棒控制器，用于在外部干扰信号，噪声干扰，未建模的动态特性和参数变化的情况下稳定航空发动机控制系统，并具有良好的性能。战斗机由于需要实现高机动性，发动机的最大推力状态的性能至关重要。传统的鲁棒控制器虽然可以对发动机在最大推力状态实现稳定控制，然而，它们是非常保守的，因为它们将发动机退化看作发动机模型的不确定性进行鲁棒控制器的设计。事实上，发动机的性能退化程度可以通过测量参数来估计，从而消除不确定性模型中的退化项，缩小不确定性模型的范围，降低鲁棒控制器的保守性，提高发动机在最大推力状态的性能，从而使得飞机具有更好的机动性，在战斗中具有更加明显的优势。另外，传统单自由度控制器无法同时兼顾航空发动机控制系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。我们引入自由度H∞控制器设计方法对航空发动机进行鲁棒控制器设计。在传统H∞控制器的基础上加入前置滤波器和反馈控制器，通过调整反馈控制器使扰动抑制的能力达到最佳，在此基础上调整前置滤波器使系统的指令跟踪能力达到最佳。
技术实现思路
为解决现有技术存在的问题，本专利技术提出一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，同时兼顾航空发动机控制系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能，且保守性低，最大限度的提高发动机在最大推力状态的性能，使发动机在最大推力状态不仅稳定工作，并且提高发动机最大推力状态的推力，提高战斗机的机动性能。本专利技术的技术方案为：所述一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，其特征在于：包括最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块和退化参数估计回路；其中最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块、退化参数估计回路与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成退化参数调度控制回路；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块产生控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到退化参数估计回路，退化参数估计回路解算得到航空发动机的退化参数h，并输出到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块内设计有两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器包含前置滤波器和反馈控制器；两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器采用以下过程得到：分别在发动机正常状态h1和设定退化程度hbase处，在航空发动机最大推力状态下对包含退化参数的发动机非线性模型进行线性化得到2个线性化模型，对线性化模型加入不含发动机性能退化的摄动块得到小摄动不确定性发动机模型，对两个小摄动不确定性发动机模型利用H∞回路成形方法分别设计得到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块根据输入的退化参数h，利用内部设计的两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器计算得到适应的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器，该最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u。进一步的，所述退化参数估计回路中包括非线性机载发动机模型和最大推力状态处卡尔曼滤波器；所述非线性机载发动机模型为带退化参数的发动机非线性模型：y＝g(x,u,h)其中为控制输入向量，为状态向量，为输出向量，为退化参数向量，f(·)为表示系统动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生系统输出的m维可微非线性向量函数；非线性机载发动机模型输入为控制输入向量u以及上一周期的退化参数h，其输出的健康稳态参考值(xaug,NOBEM,yNOBEM)作为最大推力状态处卡尔曼滤波器当前周期的估计初始值；所述最大推力状态处卡尔曼滤波器的输入为测量参数y以及非线性机载发动机模型输出的健康稳态参考值(xaug,NOBEM,yNOBEM)，根据公式计算得到当前周期的发动机的退化参数h；其中K为卡尔曼滤波的增益，满足P为Ricati方程的解；系数Aaug和Caug根据公式确定，而A、C、L、M是将退化参数h看作发动机的控制输入，并对非线性机载发动机模型在健康稳态参考点处进行线性化得到的反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型的系数：w为系统噪声，v为测量噪声，相应的协方差矩阵为对角阵Q和R。进一步的，所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块根据航空发动机正常状态h1和设定退化程度hbase处的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器K、Kh_base，通过公式计算得到航空发动机当前退化状态适应的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器Kh。进一步的，所述测量参数包括进气道出口、风扇出口、压气机出口、高压涡轮后、低压涡轮后的温度和压力，风扇转速和压气机转速。有益效果与现有技术相比较，本专利技术的航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器利用传统鲁棒控制器的设计方法，通过新增退化参数估计回路，并对增益调度控制器组进行了改进，新增了发动机一定退化程度下的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器，得到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块。设计的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器采用小摄动不确定性发动机模型，消除了发动机不确定性中的退化项，降低了不确定模型的摄动范围，降低了鲁棒增益调度控制器的保守性。退化参数估计回路实现了退化参数的可靠估计，利用退化参数实现发动机性能退化时的增益调度控制。本专利技术实现发动机最大推力状态的降保守性二自由度H∞鲁棒控制，具有强的鲁棒性并且保守性低，最大限度的提高发动机在最大推力状态的性能，使发动机在最大推力状态不仅稳定工作，并且提高发动机最大推力状态的推力，提高战斗机的机动性能。本专利技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。附图说明本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1是本专利技术航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器的结构简图；图2是本实施例退化参数调度控制回路中化参数估计回路的结构示意图；图3是本实施例退化参数估计回路中卡尔曼滤波器的结构示意图；图4是发动机模型摄动结构图；...

【技术保护点】
1.一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，其特征在于：包括最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块和退化参数估计回路；/n其中最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块、退化参数估计回路与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成退化参数调度控制回路；/n所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块产生控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到退化参数估计回路，退化参数估计回路解算得到航空发动机的退化参数h，并输出到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块；/n所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块内设计有两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器包含前置滤波器和反馈控制器；两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器采用以下过程得到：/n分别在发动机正常状态h

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，其特征在于：包括最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块和退化参数估计回路；
其中最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块、退化参数估计回路与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成退化参数调度控制回路；
所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块产生控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到退化参数估计回路，退化参数估计回路解算得到航空发动机的退化参数h，并输出到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块；
所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块内设计有两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器；所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器包含前置滤波器和反馈控制器；两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器采用以下过程得到：
分别在发动机正常状态h1和设定退化程度hbase处，在航空发动机最大推力状态下对包含退化参数的发动机非线性模型进行线性化得到2个线性化模型，对线性化模型加入不含发动机性能退化的摄动块得到小摄动不确定性发动机模型，对两个小摄动不确定性发动机模型利用H∞回路成形方法分别设计得到最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器；
所述最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器组解算模块根据输入的退化参数h，利用内部设计的两个最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器计算得到适应的最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器，该最大推力状态降保守性二自由度H∞鲁棒控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u。


2.根据权利要求1所述一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度H∞控制器，其特征在于：所述退化参数估计回路中包括非线性机载发动机模型和最大推力状态处卡尔曼滤波器；
所述非线性机载发动机模型为...

【专利技术属性】
技术研发人员：缑林峰，刘志丹，孙楚佳，赵东柱，孙瑞谦，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61