一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法技术

本发明专利技术公开了一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，具体步骤包括：

【技术实现步骤摘要】
一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机控制
，尤其涉及一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法
。

技术介绍

[0002]航空发动机是一种高安全性
、
高可靠性要求的设备，通常运行在多种工作状态下
。
实际中通常采用切换系统来描述航空发动机的动态特性，而切换系统不仅要受到网络传输带宽的限制，也受到未建模动态
、
参数摄动
、
外部扰动以及测量噪声等多类型
、
多来源的干扰影响，为了避免这些干扰对航空发动机造成的超温
、
超转
、
喘振与熄火等严重后果，在对航空发动机控制系统设计时，必须考虑干扰的影响，因此通过干扰抑制控制输入从而影响航空发动机系统
。
[0003]航空发动机切换系统在工作中往往要受到多种扰动的影响，实际中对航空发动机的切换系统建模研究时绝大多数只考虑一种扰动对发动机切换系统的影响或没有考虑扰动对航空发动机切换系统的影响，并且航空发动机切换系统在工作中需要传输信号，信号的传输离不开网络，而网络资源又是有限的，随着切换系统网络化控制规模的不断增加与控制精度要求的不断提高，综合抗干扰需求与节约网络通讯传输资源需求间的矛盾也日益突出
。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，以解决在网络资源有限的情况下，航空发动机切换系统如何综合抗干扰的问题
。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术的技术方案是：
[0006]一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，具体步骤包括：
[0007]S1
：建立综合考虑外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统模型；
[0008]S2
：设计用于观测外部系统扰动的扰动观测器；
[0009]S3
：基于扰动观测器和设计的动态事件触发机制设计
H
∞
状态反馈抗干扰控制器；
[0010]S4
：基于动态事件触发机制求解
H
∞
状态反馈抗干扰控制器的反馈增益矩阵，实现对具有外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统的综合抗干扰控制
。
[0011]具体地，
S1
中，建立的综合考虑外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统模型为：
[0012][0013][0014][0015][0016]其中，表示实际高压转子转速，表示实际低压转子转速，表示实际燃油流量，表示高压转子在平衡点转速，表示低压转子在平衡点转速，表示燃油在平衡点流量，
M
λ
(t)
是航空发动机切换系统矩阵，
N
λ
(t)
是航空发动机切换系统的输入矩阵，
P
λ
(t)
是航空发动机切换系统的扰动矩阵，
υ1(t)
是外部系统产生的扰动，
υ2(t)
是航空发动机系统内部的有界扰动；
[0017]所述外部系统的模型为：
[0018][0019]其中，
υ3(t)
是外部系统中的有界扰动；
[0020]基于所述外部系统产生的扰动
υ1(t)
表示为：
[0021]υ1(t)
＝
O
λ
(t)
ξ
(t)
[0022]其中，
ξ
(t)
是外部系统的状态，
S
λ
(t)
是外部系统的系统矩阵，
T
λ
(t)
是外部系统的扰动矩阵，
O
λ
(t)
是外部系统的输出矩阵
。
[0023]具体地，
S2
中，设计的用于观测外部系统扰动的扰动观测器为：
[0024][0025][0026][0027]其中，
θ
(t)
是扰动观测器的状态，是扰动
υ1(t)
的估计值，
Λ
是扰动观测器的增益，
x(t)
是航空发动机切换系统的状态，
u(t)
是
H
∞
状态反馈抗干扰控制器输出的控制指令，是外部系统状态的估计值；
[0028]所述扰动观测器的估计误差为：
[0029][0030]设定估计误差的动态方程，当估计误差为0时，则代表扰动观测器成功观测到了扰动，估计误差的动态方程表示为：
[0031][0032]其中，
S
λ
(t)
是外部系统的系统矩阵，
Λ
是扰动观测器的增益，
N
λ
(t)
是航空发动机切换系统的输入矩阵，
O
λ
(t)
是外部系统的输出矩阵，
T
λ
(t)
是外部系统的扰动矩阵，
υ3(t)
是外部系统中的有界扰动，
P
λ
(t)
是航空发动机切换系统的扰动矩阵，
υ2(t)
是航空发动机系统内部的有界扰动
。
[0033]具体地，
S3
中，设计动态事件触发机制，通过判断当前
H
∞
状态反馈抗干扰控制器的采样状态是否满足设计的动态事件触发机制，进而决定
H
∞
状态反馈抗干扰控制器是否传输当前的采样状态，即当满足动态事件触发机制时，
H
∞
状态反馈抗干扰控制器传输采样状态，设计的所述动态事件触发机制如下：
[0034][0035]其中，
t0是初始时刻，
t
k+1
是
k+1
触发时刻，
e(t)
是动态事件触发机制的测量误差，
u0(t)
是事件触发之前的
H
∞
状态反馈抗干扰控制器输出信号，是事件触发之后的
H
∞
状态反馈抗干扰控制器输出信号；
β
(t)
＝
[x
T
(t)
ε
T
(t)]T
表示航空发动机切换系统的状态和扰动观测器的估计误差的扩维，
(
·
)
T
是转置操作；
[0036]η
(t)
是动态变量，变化规则为：
[0037][0038]其中，
m、
ζ
、c1和
c2是设计常数，且
m≥1
，
ζ
≥1...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，其特征在于，具体步骤包括：
S1
：建立综合考虑外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统模型；
S2
：设计用于观测外部系统扰动的扰动观测器；
S3
：基于扰动观测器和设计的动态事件触发机制设计
H
∞
状态反馈抗干扰控制器；
S4
：基于动态事件触发机制求解
H
∞
状态反馈抗干扰控制器的反馈增益矩阵，实现对具有外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统的综合抗干扰控制
。2.
根据权利要求1所述的基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，其特征在于，
S1
中，建立的综合考虑外部系统扰动和航空发动机系统内部扰动的航空发动机切换系统模型为：换系统模型为：换系统模型为：换系统模型为：其中，表示实际高压转子转速，表示实际低压转子转速，表示实际燃油流量，表示高压转子在平衡点转速，表示低压转子在平衡点转速，表示燃油在平衡点流量，
M
λ
(t)
是航空发动机切换系统矩阵，
N
λ
(t)
是航空发动机切换系统的输入矩阵，
P
λ
(t)
是航空发动机切换系统的扰动矩阵，
υ1(t)
是外部系统产生的扰动，
υ2(t)
是航空发动机系统内部的有界扰动；所述外部系统的模型为：其中，
υ3(t)
是外部系统中的有界扰动；基于所述外部系统产生的扰动
υ1(t)
表示为：
υ1(t)
＝
O
λ
(t)
ξ
(t)
其中，
ξ
(t)
是外部系统的状态，
S
λ
(t)
是外部系统的系统矩阵，
T
λ
(t)
是外部系统的扰动矩阵，
O
λ
(t)
是外部系统的输出矩阵
。3.
根据权利要求1所述的基于切换模型的航空发动机事件触发综合抗干扰方法，其特征在于，
S2
中，设计的用于观测外部系统扰动的扰动观测器为：中，设计的用于观测外部系统扰动的扰动观测器为：中，设计的用于观测外部系统扰动的扰动观测器为：其中，
θ
(t)
是扰动观测器的状态，是扰动
υ1(t)
的估计值，
Λ
是扰动观测器的增益，
x
(t)
是航空发动机切换系统的状态，
u(t)
是
H
∞
状态反馈抗干扰控制器输出的控制指令，是外部系统状态的估计值；所述扰动观测器的估计误差为：设定估计误差的动态方程，当估计误差为0时，则代表扰动观测器成功观测到了扰动，...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵颖，高裕轩，刘小辉，许昌一，
申请(专利权)人：大连海事大学，
类型：发明
国别省市：