一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法技术方案

本发明专利技术公开了一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法，属于高空模拟试车台控制领域；首先，建立包含进

【技术实现步骤摘要】
一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法


[0001]本专利技术属于高空模拟试车台控制领域，具体涉及一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法
。

技术介绍

[0002]无人机因其灵活性
、
安全性和低成本被越来越多地应用于各个领域
。
发动机作为无人机的主要动力，是其核心部件之一，其性能在很大程度上决定了无人机的运动能力
。
然而，通过空中试飞来测试发动机，成本太高且限制性强
。
[0003]因此各国主要测试发动机的方式是通过高空地面试验设施
(
简称高空台
)
对发动机进行模拟和试验，高空台模拟高空环境的准确度和可靠性决定了发动机测试的效果
。
复杂飞行工作环境连续模拟的实现过程是典型的多目标
、
多任务和多执行部件快速协同控制，所关注的重点是高性能目标跟踪
、
控制参数自主调节
、
自适应
、
抗内
/
外部扰动和快速响应等系列复杂控制问题
。
[0004]目前，我国高空台整体控制框架仍采用的是以“比例
、
积分和微分”(PID)
为核心的误差纠正控制策略，只能解决固定工况下稳态试验及定点过渡态试验环境模拟问题
。

技术实现思路

[0005]针对上述问题，本专利技术提出了一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法，采用了并行控制器无扰切换，通过对不同特性的模态进行多控制器设计，使整个控制过程在综合考虑算法复杂度与控制精度后跟踪效果更好，到达了并行控制器根据系统模态实时切换的效果，具有无扰动平滑切换的优势，在工程上具有一定价值
。
[0006]所述的面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法，具体分以下步骤：
[0007]步骤一：建立包含进气系统
、
发动机和排气系统的高空台模型，设置进气系统的初始条件，并设计发动机的高度
、
马赫数飞行任务剖面；
[0008]进气系统包括高温热气流和低温冷气流两路进气，分别由各自的控制阀调节，两路气流经过掺混器后，进入发动机，最后经排气系统输出；
[0009]进气系统容腔内温度的微分方程为：
[0010][0011]进气系统容腔内压强的微分方程为：
[0012][0013]式中，
T
inj
，
P
inj
，
C
inj
,h
inj
(j
＝
1,2)
分别表示进气系统等效容腔第一路进气和第二路进气的温度
、
压强
、
质量流量
、
平均气流速度和焓值；
C
P
为等效容腔内气体定压比热容，
R
为常数；
T1,P1,C1,h1分别为进气系统中的温度
、
压强
、
平均气流速度和焓值，
V1为进气系统等效容腔的容积，为发动机的质量流量，单位时间内进气系统等效容腔与外界交换的热量
。
[0014]排气系统容腔内温度及压强的微分方程：
[0015][0016][0017]其中
V2为等效容腔的容积；
P
out
,T
out
,h
out
为发动机排出气流的压强
、
温度
、
质量流量和焓值；
P2,T2,h2分别为排气系统排出的压强
、
温度
、
质量流量和焓值
。
[0018]步骤二：将发动机的高度
、
马赫数飞行任务剖面转换成压强和温度指令；并通过发动机模型将压强和温度指令转成高空台系统的质量流量指令；
[0019]转换公式如下：
[0020][0021][0022][0023]T
＝
T
H
×
(1+0.2Ma2)
[0024]其中，
T0,P0为当地海平面高度处温度和压强；
T
H
,P
H
为当前高度下马赫数为0时的温度和压强；
T,P
为当前高度下马赫数为
Ma
时的温度和压强
。
[0025]步骤三：面向进气系统和排气系统，设计基于自抗扰控制方法
、
非奇异终端滑模控制方法以及最速反馈控制方法的三种控制律；
[0026]具体步骤如下：
[0027]步骤
301、
将高空台模型的进
、
排气系统转化为仿射非线性形式，设计基于线性控制律的自抗扰控制律
。
[0028]进气系统的压强和温度模型，转化为公式的仿射非线性形式：
[0029][0030][0031]其中，
f
tu
为进气系统压强
、
温度模型的干扰项，为输入系数，
u1和
u2为控制输入；
[0032]排气系统的仿射非线性方程如下：
[0033][0034]其中，为排气系统压强模型的干扰项，
b
u
为排气系统输入系数
。
[0035]进气系统基于线性控制律的自抗扰控制律，设计如下：
[0036]首先，设计线性扩张观测器，如下：
[0037]针对压强和温度回路，设计线性扩张状态观测器
(LESO)
为如下形式：
[0038][0039][0040]其中，为进气系统压强估计
、
压强导数估计以及压强扰动估计
。
为进气系统温度估计
、
压温度导数估计以及温度扰动估计
。U1,U2压强和温度对应的二阶微分方程中的虚拟控制量，
β
ij
,i
＝
1,2,3,j
＝
1,2,3
为观测器参数
。
[0041]然后，基于线性扩张观测器设计线性控制律，如下：
[0042]针对进气系统压强回路和温度回路，首先定义误差表达式，接着分别设计了解耦控制律：
[0043][0044][0045]其中，
e
p
,e
t
,
分别为压强跟踪误差
、
压强微分跟踪误差
、
温度跟踪误差和温度微分跟踪误差
。P
c
,T
c
,
分别为压强指令
、
压强微分指令
、
温度指令
、
温度微分指令，可以
通过
TD
获取
。
和分别为温度和压强本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种面向高空台系统的多模态无扰切换控制方法，具体步骤如下：步骤一：建立包含进气系统
、
发动机和排气系统的高空台模型，设置进气系统的初始条件，并设计发动机的高度
、
马赫数飞行任务剖面；进气系统包括高温热气流和低温冷气流两路进气，分别由各自的控制阀调节，两路气流经过掺混器后，进入发动机，最后经排气系统输出；步骤二：将发动机的高度
、
马赫数飞行任务剖面转换成压强和温度指令；并通过发动机模型将压强和温度指令转成高空台系统的质量流量指令；其转换过程如下：首先根据高度是否低于
11Km
，采用不同的计算公式计算温度和压强
T
H
,P
H
；然后，计算出当前高度下马赫数为
Ma
时的温度和压强；转换公式如下：
H≤11:H
＞
11:11:T
＝
T
H
×
(1+0.2Ma2)
其中，
T0,P0为当地海平面高度处温度和压强；
T
H
,P
H
为当前高度下马赫数为0时的温度和压强；
T,P
为当前高度下马赫数为
Ma
时的温度和压强；步骤三：面向进气系统和排气系统，设计基于自抗扰控制方法
、
非奇异终端滑模控制方法以及最速反馈控制方法的三种控制律；具体步骤如下：步骤
301、
将高空台模型的进
、
排气系统转化为仿射非线性形式，设计基于线性控制律的自抗扰控制律；首先，针对进气系统的压强和温度回路，设计线性扩张状态观测器
LESO
为如下形式：为如下形式：
其中，为进气系统压强估计
、
压强导数估计以及压强扰动估计；为进气系统温度估计
、
压温度导数估计以及温度扰动估计；
U1,U2压强和温度对应的二阶微分方程中的虚拟控制量，
β
ij
,i
＝
1,2,3,j
＝
1,2,3
为观测器参数；然后，基于线性扩张观测器设计线性控制律，如下：针对进气系统压强回路和温度回路，首先定义误差表达式，接着分别设计了解耦控制律：律：其中，分别为压强跟踪误差
、
压强微分跟踪误差
、
温度跟踪误差和温度微分跟踪误差；分别为压强指令
、
压强微分指令
、
温度指令
、
温度微分指令，可以通过
TD
获取；和分别为温度和压强指令的二阶微分信号；
K
p1 K
p2 K
t1 K
t2
为控制器参数；排气系统基于线性控制律的自抗扰控制律，与进气系统的一致；首先，设计线性扩张观测器，然后，基于线性扩张观测器设计线性控制器与观测器；步骤
302、
选择趋近律，并设计高空台压强和温度回路的非奇异终端滑模控制律；首先，设计非奇异终端滑模面
s
T
,s
p
：其中，
β1、
β2、m1、m2、n1、n2为系统所需设计的参数；选择趋近律为其中，
α1α2η1η2为系统所需设计的参数；接着，温度和压强回路的非奇异终端滑模控制律设计为：步骤
303、
基于自抗扰控制的思想，通过最速综合函数
fhan
分别设计压强和温度回路的
最速反馈控制律；压强和温度回路的最速反馈控制律设计为：其中，
c
p
,r
p
,h
p
和
c
t
,r
t
,h
t
分别为最速综合函数
fhan
中的参数；步骤四：针对控制任务，将其分为三种模态，根据不同模态特性，分别设计相应的控制器；同时根据多模态特性以及控制任务的需要，设计一体化并行无扰控制器；三种模态包括：压强和温度均为稳态的模态一
、
压强和温度分别为稳态和过渡态的模态二
、
以及压强和温度均为过渡态的模态三；一体化并行无扰控制器的具体设计如下：首先，当高空台系统处于模态一，自抗扰控制器工作状态为：基于
LESO
的
fhan
控制器，基于
HOSM
的
fhan
控制器主动跟随自抗扰控制器的控制输出，并依据式
z(k)
＝
...

【专利技术属性】
技术研发人员：钱秋朦，李金柏，伦岳斌，王宏伦，但志宏，张松，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：