民用涡扇发动机预测控制器设计

对一定包线范围内的稳态预测控制器和加速减速过渡态控制器设计展开研究.针对某大涵道比民用涡扇发动机,根据发动机进口参数的相对变化指标对控制区域进行划分,以标称点处发动机线性模型为对象设计了相应的预测控制器,利用提出的多层参数调度方案实现了不同飞行条件及不同发动机状态下预测控制器参数的自适应调整.仿真结果表明:所设计的发动机预测控制系统在控制区域内的设计点和非设计点均具有良好的性能,为全包线设计提供了有效方法.     

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

基于MPC的民用涡扇发动机主动容错控制研究

在民用涡扇发动机模型预测控制器设计的基础上,提出一种隐性判断故障并调整控制律的主动容错控制方案。首先建立正常模式及各种已知故障模式的动态模型库,然后在每个采样周期判断当前发动机状态与动态模型库中各模型的匹配度,选择最佳匹配的预测模型,以其预测控制算法作为该时刻的子控制器,且保证各子控制器间能够平滑切换。最后以两种事先考虑的部件级故障,及某种未知故障的情况为例,进行了主动容错控制仿真,结果表明监控决策机制能够在0.5s内判断故障并给出切换指令,切换逻辑能保证不同子控制器间的平滑过渡,验证了该方法的有效性。     

某型涡扇发动机分布式容错控制系统设计与试验验证

为了提高某型涡扇发动机控制系统的安全性和可靠性,提出1种分布式架构下的容错控制方案。基于模块级硬件冗余的思想,设计了包含7个智能节点的基于TTP/C(时间触发协议)总线的发动机分布式容错控制系统,可以实现核心控制节点的硬件备份。基于控制律重构的方法,采用模型参考变结构控制算法设计了容错控制器,可以根据系统故障情况将控制结构切换至无故障的控制回路中。搭建了涡扇发动机分布式容错控制系统硬件在环仿真试验环境,开展了容错控制系统的试验验证。结果表明:在核心控制节点故障时,容错控制系统可以在120 ms内快速启用热备份节点代替故障节点;在非核心控制节点故障时,容错控制系统可以在100 ms内完成控制回路的切换,并保证发动机各状态量不产生明显波动。     

基于神经网络时延预测的航空发动机内模控制器设计（英文）

针对航空发动机分布式控制系统中时延不确定问题,提出了一种基于神经网络时延预测的航空发动机内模多变量控制设计方法。首先分析了分布式控制架构下网络时延产生的原因及影响因素。然后设计了内模控制器,包括基于神经网络的时延预测模块、内模主控制器模块、执行机构小闭环控制模块以及与发动机起动过程开环控制计划相结合的切换控制模块。在理想和扰动条件下,从理论上分析了基于预测时延的内模控制系统的稳定性能,并对所提控制策略下允许的最大时延进行了说明。最后进行了全数字仿真和硬件在环仿真试验。结果表明,所设计的神经网络时延预测模块具备高精度预测能力,内模控制器的稳态误差不超过0.5%,具有良好的抗干扰能力、并满足实时性要求,具有一定的工程应用价值。     

基于N-dot的涡扇发动机加速控制器设计

针对双转子民用涡扇发动机,进行基于转子加速度的加速控制器设计研究。采用常规的PI控制器结构,针对结构中所需的转子加速度指令,给出了1种满足要求的设计方法,并将PI控制参数的求解过程转化为带约束的非线性优化问题,利用模式搜索算法求解。构建包含稳态控制器和加速控制器的涡扇发动机闭环控制回路,进行加速过程仿真测试。结果表明:所设计的加速控制器满足涡扇发动机加速过程的性能要求,对于工程设计与应用具有一定的参考价值。     

基于线性自抗扰的齿轮传动涡扇发动机控制

为了研究干扰对航空发动机系统的影响及提高控制系统抗干扰能力,采用基于模型的设计方法（MBD）,建立一种大涵 道比齿轮传动涡扇发动机（GTF）部件级模型,并且针对发动机干扰来源,根据发生机理建立大气湍流干扰和功率提取干扰模型。 基于线性自抗扰控制（LADRC）方法设计了发动机转子转速控制器。在全数字仿真平台和硬件在环仿真平台上对发动机模型、干 扰模型以及控制算法进行了集成与验证。结果表明：发动机在面对这些类干扰时,LADRC控制器在转速等重要性能指标上的抗 扰能力比PID控制器提高20%以上。LADRC控制具有更好的鲁棒性和抗干扰能力,保证了发动机的平稳运行,为LADRC在实际 航空工程中的应用打下了良好的基础。     

涡扇发动机加速过程转速预测模型

以某型涡扇发动机为研究对象,深入研究了不同条件下加速瞬态过程的飞行试验数据,通过分析转速的变化特性,建立了该型发动机加速瞬态过程的转速预测模型,同时结合飞行试验数据对发动机预测模型进行了验证,结果表明预测模型计算与飞行试验数据吻合度较高,可用于该型发动机加速瞬态过程的转速预测。     

嵌入式分布式架构下航空发动机模型预测控制方法研究

传统集中式架构和离线设计控制器的方法已经很难满足航空发动机复杂多变、全生命周期控制需求。本文提出了一种部分分布式架构的涡喷发动机模型预测控制方法,并进行了鲁棒性分析：采用改进的组合线性模型求解方法,在保证精度的前提下大幅缩短求解时间,解决了发动机多变量线性状态空间模型求解问题;设计了基于线性模型预测控制的涡喷发动机控制器,解决了含有约束条件下发动机动态性能优化问题;考虑到分布式控制系统具有总线网络通信特性,建立了以网络工具箱模拟总线网络的分布式控制系统仿真平台,解决了存在总线网络丢包情况下的分布式控制系统鲁棒性分析问题;采用多节点模块化设计方法,设计并搭建了分布式控制系统硬件在环仿真平台并采用嵌入式矩阵运算优化方法,解决了模型预测控制算法在嵌入式平台上的应用问题。试验表明：模型预测控制的效果优于传统PID控制效果,有效地提高了发动机的动态响应;同时,在存在网络丢包情况下,本文所设计的基于模型预测控制的分布式控制系统依然具有稳定的控制效果和鲁棒性。     

涡轴发动机组合模型非线性预测控制

针对涡轴发动机,为了更好的满足控制系统的实时性要求和提高控制性能,建立了数值稳态非线性模型和ARX动态线性模型相串联的组合模型,并将其作为预测模型,设计了非线性预测控制器。由于优化求解控制器时避免了非线性规划问题,控制系统的实时性得以保证。仿真结果表明,当旋翼负载变化时,功率涡轮转速收敛速度快,稳态精度高,超调量小。     

涡扇发动机全包线加速控制计划改进方法研究

加速控制计划直接影响了发动机的响应速度以及运行安全。为了提高发动机响应能力,提出了一种基于等温度线的发动机全包线加速控制计划。分别针对稳态和动态过程开展相似换算误差分析,证明并验证了关键参数在等风扇进口温度时,具有较高相似换算精度的规律。基于此换算误差理论,提出全包线加速控制计划改进方法,该方法在不同等风扇进口温度下设计多条加速控制计划,再通过线性插值得到包线内不同等温线下的加速控制计划。结果表明,改进后的加速控制计划相比于传统单点优化得到的加速控制计划,发动机加速至最大转速的98%所需的时间减少了7.2%,最大转速提升了1%,且风扇、压气机喘振裕度和涡轮前温度等均未超出限制值。因此,该方法相比于传统单点优化方法既提升了在包线内获取的加速控制计划的精度,又确保了发动机在包线内安全稳定工作的前提下更好的发挥加速性能。     

基于改进无模型自适应算法的涡扇发动机限制保护控制方法

针对发动机限制保护控制问题,提出了一种基于数据驱动的改进无模型自适应限制保护控制方法。以主回路闭环系统为设计对象,通过在常规无模型自适应控制律的准则函数中增加误差变化率,使超限保护系统具有更快的响应速度,给出了改进后系统的稳定性条件,并采用临界比例度法进行了控制器参数整定。仿真结果表明:在不同工作点,所设计的改进无模型自适应限制保护控制器相比常规无模型自适应限制保护控制器,最大超限平均减小2.97%,响应时间平均缩短2.30s,实现了发动机超限后的迅速回调,保证了发动机系统的安全运行。     

改进参考模型的涡扇发动机多变量模型参考自适应控制

针对涡扇发动机难以获得精确数学模型和普通模型参考自适应控制不保证动态性能的问题,提出了一种具有改进参考模型的涡扇发动机多变量模型参考自适应控制方法。采用状态反馈形式设计了状态跟踪的多变量自适应控制器,其中对参考模型作了引入跟踪误差反馈的改进,使得高自适应增益下跟踪曲线的超调得到明显的抑制,动态响应得到改善。应用该方法对涡扇发动机非线性部件级模型进行仿真分析,结果表明,控制系统调节时间小于2s,无稳态误差,具有良好的控制品质。     

基于改进拟合法的涡扇发动机状态变量模型建立方法

为解决拟合法建立涡扇发动机状态变量模型时初值难以选取的问题和有效提高模型的精度,研究了一种改进的优化拟合方法.针对拟合法初值难以选取的问题,采用改进偏导数法获得的优化迭代初值;根据发动机稳态工作点线性化模型的动态响应与该点处的非线性模型动态响应一致的原则,采用线性最小二乘优化拟合法建立某型涡扇发动机状态变量模型.通过在不同状态工作点、采用不同模型结构,与改进偏导数法和非线性部件级模型仿真结果相比较表明:该方法能有效保证模型收敛性,具有较高的建模精度,并适用于高阶系统建模.     

基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化设计研究

为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,开展了基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明：在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。     

基于在线滚动LS-SVR的涡轴发动机混合预测控制

提出了一种串级PID+非线性模型预测控制(NMPC)的混合控制方案,用于涡轴发动机控制系统中。其中:主控制回路采用串级PID控制器以消除静差保证系统稳定;带约束优化的预测控制器则用于实时燃油补偿,以增强发动机系统对直升机功率需求的快速跟随能力。该预测控制器是基于在线预测模型实现,首先在VC环境下设计在线滚动最小二乘支持向量回归机(OSLS-SVR),在线训练高精度、实时性好的内嵌式预测模型,其测试精度可达3‰;而后利用该模型与序列二次规划(SQP)算法完成滚动优化,建立预测控制器;最后,在UH-60A直升机/T700涡轴发动机综合模型仿真环境下,通过模拟直升机大幅急速升降操作,验证了该混合预测控制方案对大扰动具有较强的抑制能力及鲁棒性,从而使直升机获得更好的机动性能。     

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下的单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制.采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型.利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的...