CN114326404B - 基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于低选‑高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，它包括以下步骤：基于零极点对消法的PI控制器设计；控制系统静态特性分析；面向多目标控制的多回路关联方法设计；基于限制计划的主燃油控制架构设计。本发明将发动机高性能、高可靠性和高安全性的多目标控制转化为各回路控制燃油独立计算的单目标控制，实现控制解耦，各回路控制参数的独立设计，可确保控制架构具备全包线适应能力，并能保证控制量平滑切换，防止发动机性能出现跳变，厘清主燃油多回路控制架构设计原理，做到控制参数与架构设计有依据，对于进一步提升发动机性能，具有很强的工程应用价值。

Description

基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法

技术领域

本发明属于航空发动机控制律设计方法，具体地说是一种基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法。

背景技术

航空发动机是强非线性、工作点大范围变化的复杂系统，且在高转速、高温、高压、高负荷等异常恶劣的环境下长期反复工作，若不考虑将发动机关键变量维持在允许的限制范围内，包括机械约束如转速，热动约束如压强及温度，安全稳定工作过程约束如喘振裕度、燃烧室熄火限制等，可能使得发动机进入异常工况，严重缩短发动机寿命。但过度关注安全性将导致发动机性能下降。因此，航空发动机燃油控制需实现功率管理和限制管理两类控制目标，保证发动机产生良好推力响应的同时，始终将关键参数限制在安全工作边界之内。传统航空发动机超限保护控制律只针对表征推力水平的参数(如发动机转速)设计一套控制参数，限制参数计划需通过预先设计的插值换算关系转化为转速计划，最终选择合适的转速计划作为燃油控制指令，存在各控制回路耦合，转速控制器无法发挥其他回路性能潜力，控制参数调整困难，各回路等效关系仅满足设计状态换算关系，不具备全包线适应能力等问题，实践情况和这一理论分析结果一致。从提升发动机超限保护控制能力的角度出发，目前基于燃油量进行回路选择的设计方法缺乏成熟理论指导，体现为缺乏控制器设计到控制架构设计的理论支撑，在架构设计初期未综合考虑限制特性与控制器性能的匹配性，未明确不同控制任务优先级与低选/高选选择器关联摆放位置的相关性，亟待研究一种能够解决上述问题、理论可靠的超限保护控制正向设计方法。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术中存在的不足，提供一种可确保控制架构具备全包线适应能力、能保证控制量平滑切换并能防止发动机性能出现跳变的基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法。

按照本发明提供的技术方案，所述基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，该方法包括以下步骤：

S1、基于零极点对消法的PI控制器设计；

S2、控制系统静态特性分析；

S3、面向多目标控制的多回路关联方法设计；

S4、基于限制计划的主燃油控制架构设计。

作为优选，所述基于零极点对消法的PI控制器设计步骤具体为：基于部件级模型开展的发动机特性辨识，获取发动机指定回路传递函数等特征数据；基于不同回路，采用PI控制器参数设计方法，设计独立控制器，保证各回路具备较好的动、稳态性能。

进一步优选，所述基于零极点对消法的PI控制器设计步骤进一步具体为：包括基于非线性部件级模型和试车数据开展的发动机模型辨识，获取燃油-转速、燃油-压力和燃油-温度等增益系数以及发动机时间常数等特征参数；根据发动机整体性能需求合理分解设计各燃油控制回路动态性能指标，基于设计带宽确定开环控制系统特性，通过零极点对消方法设计控制器参数，实现控制回路稳动态特性整定，进而满足目标性能需求。

作为优选，所述控制系统静态特性分析步骤具体为：针对PI闭环控制系统，根据初值与终值定理获取控制回路静态特性。

进一步优选，所述控制系统静态特性分析进一步具体为：包括采用初值和终值定理获得初始状态和稳定状态时不同控制回路的控制量，基于静态特性分析结果，判断当某一控制回路被激活时，其他控制回路的被控参数稳态终值和其限制值的大小关系。

作为优选，所述面向多目标控制的多回路关联方法设计步骤具体为：根据限制特性和静态特性，结合低选-高选主燃油选择逻辑，设计不同回路与特定选择环节关联方法，保证发动机不超出安全工作边界。

进一步优选，包括针对仅低选、仅高选和低选-高选混合3种控制架构，分别从初始状态回路激活条件和稳定状态回路激活条件两个角度进行分析，获取控制参数、限制方向和选择器特性的对应关系，设计多回路关联准则。

作为优选，所述基于限制计划的主燃油控制架构设计步骤具体为：基于多回路关联方法，综合发动机多元限制计划，不同限制计划优先级，获得主燃油控制方案。

进一步优选，所述基于限制计划的主燃油控制架构设计步骤进一步具体为：包括基于多回路关联准则，将具有相同控制任务优先级、采用相同类型选择器进行组合，最后将多个选择器进行连接，获得发动机主燃油最终控制架构，确保能够满足系统快速性与安全可靠性的需要。

本发明将发动机高性能、高可靠性和高安全性的多目标控制转化为各回路控制燃油独立计算的单目标控制，实现控制解耦，各回路控制参数的独立设计，可确保控制架构具备全包线适应能力，并能保证控制量平滑切换，防止发动机性能出现跳变，厘清主燃油多回路控制架构设计原理，做到控制参数与架构设计有依据，对于进一步提升发动机性能，具有很强的工程应用价值。

附图说明

图1为航空发动机主燃油高低选控制架构示意图。

图2为N1回路限制保护控制效果。

图3为N2回路限制保护控制效果。

图4为T6回路限制保护控制效果。

图5为P31回路限制保护控制效果。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。

本发明-一种基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法原理如图1所示。图中,控制指令表示为r_i，被控参数表示为y_i，控制器表示为K_i，发动机不同被控参数特性表示为G_i，各回路的控制量通过低选或者高选进行选择，最终获得激活回路控制量表示为u_i，其中，低选回路相关量的下标索引定义为i＝1,2,L,l，高选回路相关量的下标索引定义为i＝l+1,l+2,L,h。

本发明通过拟合法获取发动机特征参数G(s)，采用零极点对消方法设计不同回路PI控制器参数K(s)，基于PI控制器和发动机特性辨识结果，分别构造不同回路指令至控制量传递函数，采用初值和终值定理分析回路静态特性，基于多回路关联准则、限制任务确定回路与何种选择器连接，最终形成航空发动机主燃油控制架构的设计方案。

本发明提出的一种基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，具体步骤如下：

1)根据发动机非线性部件级模型或者试车数据开展特性辨识

采用特性辨识方法，获取不同被控参数对应的发动机传递函数模型，考虑到发动机具有惯性特性，将辨识模型设定为如下一阶惯性环节形式：

式中，Y_i为发动机被控参数，以某型低涵道比涡扇发动机为例，包括表征推力水平的高压转子转速N₂，需进行约束的限制参数，如低压转子转速N₁、低压涡轮后排气温度T₆以及高压压气机后压力P₃₁等，U_i表示发动机燃油控制量，T_e,i为时间常数，K_e,i为稳态增益，Y_i和U_i分别基于y_i和u_i进行拉式变换获得。

2)采用零极点对消法设计控制回路参数

根据发动机性能需求合理设计各燃油控制回路动态性能指标。假设当前被控输出y_i闭环设计带宽为ω_b,irad/s，即调节时间指标约为3/ω_b,is。该回路采用的PI控制器具有如下形式：

K_i＝K_p,i+K_p,i/T_i,is (2)

式中，K_p,i表征第i回路控制器比例系数，T_i,i表征第i回路控制器积分系数。

基于上述控制器形式(2)和设计指标，第i回路系统开环传递函数应满足如下关系：

若上述关系成立，则控制参数为：

K_p,i＝T_e,i/K_e,iω_b,T_i,i＝T_e,i (4)

3)多回路切换控制系统静态特性分析

在开展静态特性分析之前，不妨首先假设第i控制回路为激活回路，第j控制回路为不同于i的未激活回路，则激活回路控制量可表示为：

式中，R_i基于r_i进行拉式变换获得。

由激活回路控制量、未激活回路发动机特性、未激活回路指令及未激活回路控制器特性可得未激活回路控制量：

U_j(s)＝K_j(s)(R_j(s)-U_i(s)G_j(s)) (6)

假设各回路指令为阶跃信号，则R_i(s)＝r_i/s，R_j(s)＝r_j/s，采用初值定理求取初始状态下控制量：

将式(1)和式(2)代入式(7)和式(8)，可得：

同理，采用终值定理求取经闭环控制系统稳定后控制量：

同样，将式(1)和式(2)代入式(11)和式(12)，可得：

注意到，Y_j(s)＝U_i(s)G_j(s)，采用终值定理可得：

将式(15)代入式(14)，可得：

式中，r_j为限制计划，y_j(∞)为执行当前控制任务后被控参数的稳态终值。

至此，通过采用初值和终值定理，获得初始状态和稳定状态时不同控制回路的控制量。对于初始状态特性分析结果，可用于判断控制任务开始时，何种控制回路被激活；对于稳定状态特性分析结果，可判断当某一控制回路被激活时，其他控制回路的被控参数稳态终值和其限制值的大小关系，为后续搭配不同选择器提供理论基础。

4)基于低选-高选架构的多回路关联准则设计

该部分设计方法面向三种控制架构分别考虑：仅低选、仅高选和低选-高选混合。每种控制架构分别从初始状态回路激活条件和稳定状态回路激活条件两个角度进行分析。值得一提的是，初始状态激活条件一般用于性能分析，稳定状态回路激活条件则用于指导回路关联设计。

a)仅低选

若仅采用低选选择器，则激活回路控制量必定不大于未激活回路控制量。针对初始状态，结合式(9)和式(10)可得如下关系：

r_iK_p,i≤r_jK_p,j (17)

因此，可基于式(17)，采用初猜后验证的手段，进行初始时刻激活回路判断。针对稳定状态，可得如下关系：

由上式可知，当s趋向于0时，u_j(∞)必趋向于无穷大，若满足式(18)中的关系，只需保证r_j-y_j(∞)与K_i,j同号。当控制器积分系数确定时，其符号将作为判断限制能力的依据。即，仅采用低选选择器时，若积分系数K_i,j大于0，可实现参数向下限制，否则可实现向上限制。

b)仅高选

若仅采用低选选择器，则激活回路控制量必定不小于未激活回路控制量。同理可得初始状态控制量关系如下：

r_iK_p,i≥r_jK_p,j (19)

初始状态激活回路判断方法与仅低选时方法相同，不再赘述。针对稳定状态，可得:

同样可采用相似方法获得如下结论：若满足式(20)关系，只需保证r_j-y_j(∞)与K_i,j异号，仅采用高选择器时，若积分系数K_i,j大于0，可实现参数向上限制，否则可实现向下限制。

c)低选-高选混合

处理复杂限制问题时，如积分系数符号不同却需实现相同方向的限制任务，仅采用低选或者高选单一选择器，显然无法实现完整的限制功能，此时需采用低选-高选混合型架构。

若采用低选-高选混合架构，其激活回路可能在低选或者高选回路，需针对这两种情形分别讨论。为方便理论推导，分别采用下标j和k区分低选回路和高选回路。假设控制架构信号流为经过低选选择后的控制量再经高选选择。

针对初始状态，若激活回路处于低选回路，则：

若激活回路处于高选回路，则：

由上述二式可知，相比于仅低选和仅高选架构，低选-高选混合架构在判断初始激活回路时可能会进行2次迭代。对于多个低选和多个高选组合形成的控制架构，其迭代次数最多为低选和高选选择器的总个数。

针对稳定状态，若激活回路处于低选回路，则：

若激活回路处于高选回路，则：

可以看出，若激活回路位于信号流前端的低选选择器，各控制回路与激活回路的控制量关系明确，当积分系数符号确定时，通过合理选择相应选择器，可以实现相应的限制任务；若激活回路位于信号流后端的高选选择器，仅高选选择器连接的控制回路关系明确，可以确保其实现限制任务，但对于低选选择器连接的各控制回路，仅能确保控制量最小的控制回路满足特定关系。

5)基于控制任务优先级的主燃油控制架构设计

由上文可知，对于仅低选和仅高选控制架构，若采用关联准则进行设计，则可实现限制任务，但对于混合控制架构，仍有可能发生超限风险，造成这种现象的根本原因在于两种选择器在控制信号流上的摆放位置不同，若继续考虑采用这种多选择器架构，势必要对不同控制任务进行优先级划分，将优先级高的控制回路摆放在信号流后端，优先级低的控制回路摆放在信号流前端，进而保证当激活回路位于某一层级时，高于该层级的控制回路依然能实现限制任务。

基于前文所述技术方案，开展主燃油控制方案设计，并进行全数字仿真、半物理仿真验证，效果符合预期，发动机台架试验表明，该算法在保障发动机动态性能的基础上可保证发动机关键参数不超限，有效保证了发动机工作的安全可靠性。其效果如图2-图5所示，可以看出，通过将油门杆拉至中间状态位置，分别向下调整N1/N2/T6/P31限制计划，使得发动机进入准超限状态，采用本发明所设计的主燃油控制方案可有效保证限制参数不超出限制计划。

Claims (3)

1.一种基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，其特征是该方法包括以下步骤：

S1、基于零极点对消法的PI控制器设计；

S2、多回路切换控制系统静态特性分析；

S3、面向多目标控制的多回路关联方法设计；

S4、基于限制计划的主燃油控制架构设计；

所述多回路切换控制系统静态特性分析步骤具体为：针对PI闭环控制系统，采用初值和终值定理获得初始状态和稳定状态时不同控制回路的控制量；

所述面向多目标控制的多回路关联方法设计步骤具体为：采用低选选择器时，若积分系数大于0，可实现参数向下限制，否则可实现向上限制；采用高选择器时，若积分系数大于0，可实现参数向上限制，否则可实现向下限制；

所述基于限制计划的主燃油控制架构设计步骤具体为：对于仅低选和仅高选控制架构，若采用关联准则进行设计，则可实现限制任务；但对于混合控制架构，对不同控制任务进行优先级划分，将优先级高的控制回路摆放在信号流后端，优先级低的控制回路摆放在信号流前端，进而保证当激活回路位于某一层级时，高于该层级的控制回路依然能实现限制任务。

2.根据权利要求1所述的基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，其特征是：所述基于零极点对消法的PI控制器设计步骤具体为：基于部件级模型开展的发动机特性辨识，获取发动机指定回路传递函数特征数据；基于不同回路，采用PI控制器参数设计方法，设计独立控制器，保证各回路具备较好的动、稳态性能。

3.根据权利要求2所述的基于低选-高选架构的航空发动机超限保护控制律设计方法，其特征是：所述基于零极点对消法的PI控制器设计步骤进一步具体为：包括基于非线性部件级模型和试车数据开展的发动机模型辨识，获取燃油-转速、燃油-压力和燃油-温度增益系数以及发动机时间常数；根据发动机整体性能需求合理分解设计各燃油控制回路动态性能指标，基于设计带宽确定开环控制系统特性，通过零极点对消方法设计控制器参数，实现控制回路稳动态特性整定，进而满足目标性能需求。