CN115562002B - 基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明的基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法。包括1对高空台进气控制系统的容腔压力模型、调节阀流量模型及调节阀控制模型等主要设备特性模型进行建立，构建得到进气控制系统近似二阶系统模型；2设计非光滑反馈函数算法；3构造非线性增强滤波算法；4引入调整信号幅值参数与相位补偿参数提升非线性增强滤波算法的信号处理能力；5:将4所得到的压力输出滤波信号反馈至2所得到的非光滑反馈滑模控制器中，并将非光滑反馈滑模控制器算法和非线性增强滤波算法共同作用于进气控制系统中，实现航空发动机过渡态试验中进气压力的控制。步骤6:重复上述2～5。

Description

基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法

技术领域

本发明属于航空发动机高空模拟控制技术领域，尤其涉及一种基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法。

背景技术

航空发动机高空模拟试车台（简称高空台）是在地面上能够模拟各种类型航空发动机空中飞行时的高度、速度和进气畸变条件的试车台，它是研制先进航空发动机和推进系统必不可少的且最有效的实验设备之一。飞行环境模拟控制系统是高空台的重要组成部分，特别是其中的进气环境模拟控制系统在整个高空模拟试验中占有极其重要的地位，其控制品质和调节性能直接关系到被试发动机的试验安全和气动边界条件模拟的准确度。

高空台飞行环境模拟过渡态试验中存在大量扰动来源，例如被试发动机宽广飞行包线内复杂特性变化、管道容腔特性变化、排气扩压器气动特性变化、调节阀节流及间隙特性变化等等。这些大量扰动因素均会在试验过程中对控制系统稳定性和动态性能造成显著影响，成为制约控制品质提升的瓶颈问题。从飞行环境模拟控制系统控制器设计方面而言，国内外具备航空发动机高空模拟试验的单位展开了大量的过渡态控制方法的研究。美国阿诺德工程发展中心（AEDC）针对被控系统进行了大量的基础设备特性建模与仿真工作，建立了相对完备的系统模型并且在此基础上开展了增益调度控制、自适应控制、模型预测控制等经典控制算法，这些研究成果大大提升了航空发动机飞行环境模拟控制水平，为研制新型航空发动机提供了坚实的基础。德国斯图加特大学针对其高空模拟试车台建立了数字化飞行环境模拟控制仿真系统及硬件在回路的仿真系统，基于该仿真系统展开了复合控制以及前馈控制技术，大幅度提升了过渡态试验中进气控制系统的调节能力。

我国当前高空台飞行环境模拟系统中实际在使用的技术仍然围绕经典的误差反馈PID控制展开。当前系统中采用的线性反馈形式效率低且闭环系统的稳态误差与反馈增益成反比关系。当系统需要降低最终的稳态误差时，线性反馈存在两个方面，一方面调大反馈增益可能使得反馈控制量过大引起调节阀无法提高大的能量来实现，另外一方面若引入积分反馈可能会使得控制量饱和。此外，由于传感器自身约束、整体线路布局、环境噪声、系统扰动等等内外因素导致飞行环境模拟控制系统的控制输出含有较高强度的随机噪声，这进一步加剧了控制系统的控制难度。

发明内容

有鉴于此，提出一种高频感应加热的取样探针温度的控制系统，解决传统线性反馈控制效率低的问题的技术问题。

提供一种基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法，其包括以下步骤：

步骤1: 至少对高空台进气控制系统的容腔压力模型、调节阀流量模型及调节阀控制模型进行建立，确定进气控制系统的二阶系统模型；

步骤2: 基于所构建的二阶系统模型确定非光滑反馈函数算法；

步骤3: 基于典型的二阶积分系统，应用所述非光滑反馈函数构造非线性增强滤波算法；

步骤4：引入调整信号幅值参数与相位补偿参数提升非线性增强滤波算法的信号处理方法，并且将进气控制系统中的压力输出信号输入到所述非线性增强滤波算法中，以获取有效的压力输出滤波信号；

步骤5: 所述压力输出滤波信号反馈至非光滑反馈滑模控制器中，并将非光滑反馈滑模控制器算法和非线性增强滤波算法共同作用于进气控制系统中，以对航空发动机过渡态试验中进气压力的控制。

步骤6:重复上述步骤2～5，对航空发动机过渡态试验中进气压力进行实时控制，确保实验控制的准确性。

本发明的技术有益效果：

本发明针对航空发动机过渡态试验中飞行环境模拟进气控制技术问题，设计了基于非光滑反馈的滑模控制策略，并且基于该非光滑反馈设计非线性增强滤波器对输出信号进行实时滤波处理，作为主控制器的状态反馈输入，通过这两个算法的共同作用大幅度提升飞行环境模拟控制系统过渡态的控制品质，包括对滤波的处理和提高控制精度。

附图说明

为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1 基于非光滑反馈函数的进气系统抗扰控制原理图；

图2 基于非光滑反馈函数的非线性增强滤波器算法原理图；

图3 非线性增强滤波器算法的信号跟踪滤波效果图；

图4 扰动情况下基于非光滑反馈函数的进气系统抗扰控制效果图；

图5 扰动情况下基于PID控制的进气系统控制效果图；

图6 扰动情况下基于非光滑反馈函数的进气系统抗扰控制量。

具体实施方式

下面结合附图对本公开实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本公开的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本公开的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。本公开还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本公开的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本公开，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

针对航空发动机过渡态试验中飞行环境模拟进气控制技术问题，设计了基于非光滑反馈的滑模控制策略，基于该非光滑反馈设计非线性增强滤波器对输出信号进行实时滤波处理，作为主控制器的状态反馈输入，通过这两个算法的共同作用大幅度提升飞行环境模拟控制系统过渡态的控制品质，基于非光滑反馈函数的进气系统抗扰控制原理如图1所示，基于非光滑反馈函数的非线性增强滤波器算法原理如图2所示。本发明提供一种基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法，高空台进气系统为现有技术中的系统，其包括以下步骤：

步骤1: 至少对高空台进气控制系统的容腔压力模型、调节阀流量模型及调节阀控制模型进行建立，确定进气控制系统的二阶系统模型，具体的：

1.1:调节阀的控制模型，针对进气环境压力控制系统展开系统建模。首先通过机理与数据模型辨识方法，得到控制量与调节阀等效剖面截面积A的之间的调节阀控制模型（G1(s)）：

,其中是比例系数，是时间常数。调节阀中的调节开度与调节阀的等效剖面截面积A存在一个正相关比例关系，系数为K₁;

1.2:流量模型（G2(s)）

建立调节阀等效剖面截面积A与流量之间的调节阀流量模型为：

,其中为流量系数，P1为调节阀阀前压力，为空气密度。

1.3:调节阀流量与容腔压力之间的容腔压力模型为：

，其中Kf为流量压力之间的比例系数，Tf为流量压力之间的时间常数。

1.4：基于上述高空台进气系统的容腔压力模型、调节阀流量模型及调节阀控制模型等主要设备特性模型，可以得到进气压力控制系统的近似二阶系统模型为：

，其中，状态x为系统的被控输出，即压力；f为系统所受到的扰动；a1和a2为系统模型参数，b为控制输入增益，u为被控系统的控制输入，确定上述中三个因变量的传递关系。

步骤2: 基于所构建的二阶系统模型确定非光滑反馈函数算法，该算法通过控制器来执行，具体的：

2.1：将步骤1中高空台进气压力控制系统的模型（二阶系统模型为）进一步转化为：转化为状态空间模型，满足：

其中为系统的状态变量，即包括压力输出与压力输出的微分量；w为系统的等效总扰动和，包括公式（4）中的扰动以及系统模型参数不确定部分；n₁为系统被控输出中包含的随机噪声，其余的变量与公式（4）中规定的一致；

2.2：非光滑反馈函数算法满足：

，

其中，为新型饱和切换函数，用于切换公式中的滑模形态，使得状态在转移过程中降低抖振现象；h为进气压力控制系统的采样步长；r为控制量的约束极值且与系统状态转移过程的速度相关；为控制量构造过程中的中间变量；U_a和U_b为中间控制量；u是向进气控制系统被控对象最终施加的控制量，整体记作：。

该控制形式基于非光滑反馈函数的滑模变结构控制算法的构造形式，其中当状态处于非光滑滑模面外与非光滑滑模面上时，选择不同的控制量使得状态变量x₁和x₂快速达到原点。

为了提升控制器的控制效率，克服传统线性反馈控制效率低的问题，式（5）充当两个作用，控制与滤波的结合

步骤3: 基于典型的二阶积分系统，应用所述非光滑反馈函数构造非线性增强滤波算法，即为，设置滤波控制器进行滤波，具体的：

3.1：高空台进气控制系统的被控压力输出中含有较大强度的随机噪声，该噪声的存在将导致最终的非光滑反馈滑模控制算法的性能降低，为此基于公式（6）所得到的非光滑反馈函数设计非线性增强滤波算法，对被控系统的输出进行有效滤波。滤波器设计的过程中，与进气系统的具体数学模型无关，可直接依据典型二阶积分系统进行设计。具体的，基于下述典型的二阶积分串联系统，满足：

，其中，为典型二阶积分系统的系统状态；为算法所要设计的控制量。

3.2：因此，此处选择公式（6）中所设计的控制量，形成以下的非线性增强滤波器算法满足：

其中，为非线性增强滤波器的滤波输出；为非线性增强滤波器的微分输出； h为离散系统的采样步长；k=0,1,⋯为离散化系统的控制步骤；为非线性增强滤波算法的幅值调整参数，用于实现幅值跟随；为非线性增强滤波算法的快速因子，用于实现信号的快速跟踪；为非线性增强滤波算法的滤波因子，用于实现信号的平滑功能。

步骤4：引入调整信号幅值参数与相位补偿参数提升非线性增强滤波算法的信号处理方法，并且将进气控制系统中的压力输出信号输入到所述非线性增强滤波算法中，以获取有效的压力输出滤波信号，目的是强化滤波器过程，具体的：

4.1：在公式（8）基础上，进一步引入相位补偿参数提升非线性增强滤波算法在信号的信号处理能力，设计同时具备信号幅值调整与相位补偿调整能力的非线性增强滤波算法，并且将飞行环境模拟进气控制系统中的压力输出信号输入到所设计的非线性增强滤波算法中获取有效的压力输出滤波信号，完整非线性增强滤波算法，目的是：避免被控制信号的失真，实现滤波信号的高精度、小相位的提取；

4.2：完整非线性增强滤波算法

其中，为进气控制系统的压力输出信号序列；为非线性增强滤波算法的相位补偿参数；为非线性增强滤波算法输出的压力输出滤波信号。

步骤5: 所述压力输出滤波信号反馈至非光滑反馈滑模控制器中，并将非光滑反馈滑模控制器算法和非线性增强滤波算法共同作用于进气控制系统中，以对航空发动机过渡态试验中进气压力的控制，具体的：

针对进气系统（5）采用公式（6）给出的非光滑反馈控制器算法，同时采用公式（9）给出的非线性增强滤波器算法，并将两部分算法共同作用于高空台进气控制系统中，实现对航空发动机过渡态试验的环境模拟进气压力控制。

步骤6:重复上述步骤2～5，对航空发动机过渡态试验中进气压力进行实时控制，确保实验控制的准确性。

本案的方法通过闭环控制的方式且同时、同步进行，响应时间短，更能贴合实际试验模拟装置的动态变化。高空台进气控制系统中随着被试发动机测试任务的改变等原因存在很强的内外扰动，同时压力输出信号存在较强的随机噪声干扰。通过构造一种非光滑反馈机制，设计出一种非线性增强滤波器算法用于压力输出信号的滤波；同时设计出一种非光滑反馈滑模控制器，用于系统的主控制器设计。该非线性增强滤波器具有速度快、超调小、无抖振地跟随输入信号的特点，同时具备光滑度高，相位滞后满足实际要求的特点。设计的非光滑反馈滑模控制器具有扰动作用下，快速超调小的动态控制品质，同时稳态精度高，具有较强鲁棒性。

作为本案所提供的具体实施方式，所述非光滑反馈函数，采用构造非线性增强滤波算法以对压力信号进行滤波处理，且采用非光滑反馈函数设计滑模反馈至控制器。

实施效果

为验证本发明所提出的基于非光滑反馈函数的高空台飞行环境模拟系统进气系统抗干扰控制效果，包括非线性增强滤波器算法的跟踪滤波效果以及非光滑反馈滑模控制算法的控制效果，通过以下某高空台进气压力控制系统系统仿真进行说明。

对基于非光滑反馈函数构造的非线性增强滤波器算法中，给定输入信号为

，

其中0.085*rand(1)是能量为1的随机噪声，信噪比为20dB左右。对于所设计的非线性增强滤波器算法，所涉及的参数采用试错法进行调整，其中采样步长为0.001s，，C_filter=50；非线性增强滤波算法的幅值增强参数σ=1.15；非线性增强滤波算法的相位补偿参数μ=0.05。具体效果如图3所示。

在某高空台飞行环境模拟控制系统中，在80s-160s过程中仿真模拟油门杆突然动作，导致发动机吸气空气流量快速变化，其中参数选择与上述数值仿真例子一致。具体效果如图4、图5、图6所示。由图4、图5对比可知，基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法相比于基于PID控制方法，显著提升了控制系统的抗扰动能力和控制精度，同时大幅缩短了调节时间。图6表明在基于非光滑反馈函数进气系统抗扰控制方法的作用下，控制输出量能够实现光滑、无抖振的过渡，同时也说明在控制过程中采用非线性增强滤波算法能够显著削弱系统随机噪声的影响

以上，仅为本公开的具体实施方式，但本公开的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1: 至少对高空台进气控制系统的容腔压力模型、调节阀流量模型及调节阀控制模型进行建立，确定进气控制系统的二阶系统模型；

步骤2: 基于所构建的二阶系统模型确定非光滑反馈函数算法，包括对进气压力控制系统的模型进行转化且满足：

，式中，为系统的状态变量，即包括压力输出与压力输出的微分量； w为系统的等效总扰动和；n₁为系统被控输出中包含的随机噪声；

得到如下的非光滑反馈函数算法：

，

其中，为新型饱和切换函数，用于切换公式中的滑模形态，使得状态在转移过程中降低抖振现象；h为进气压力控制系统的采样步长；r为控制量的约束极值且与系统状态转移过程的速度相关；为控制量构造过程中的中间变量；U_a和U_b为中间控制量；u是向进气控制系统被控对象最终施加的控制量；

基于非光滑反馈函数的滑模变结构控制算法的构造形式，当状态处于非光滑滑模面外与非光滑滑模面上时，选择不同的控制量使得状态变量x₁和x₂快速达到原点；

步骤3: 基于典型的二阶积分系统，应用所述非光滑反馈函数构造非线性增强滤波算法，其中，高空台进气控制系统的被控压力输出中含有较大强度的随机噪声，噪声的存在导致所述非光滑反馈滑模控制算法的性能降低，基于非光滑反馈函数设计非线性增强滤波算法，对被控系统的压力输出进行有效滤波，其中，依据典型二阶积分系统进行设计，典型的二阶积分系统满足：

，式中，为典型二阶积分系统的系统状态， 为算法所要设计的控制量，根据非光滑反馈函数设计的非线性增强滤波器算法满足：

其中，为非线性增强滤波器的滤波输出；为非线性增强滤波器的微分输出；h为离散系统的采样步长；k为离散化系统的控制步骤；为非线性增强滤波算法的幅值调整参数，用于实现幅值跟随；为非线性增强滤波算法的快速因子，用于实现信号的快速跟踪；为非线性增强滤波算法的滤波因子，用于实现信号的平滑功能；

步骤4：引入调整信号幅值参数与相位补偿参数提升非线性增强滤波算法的信号处理方法，并且将进气控制系统中的压力输出信号输入到所述非线性增强滤波算法中，以获取有效的压力输出滤波信号，其中，引入相位补偿参数提升非线性增强滤波算法在信号的信号处理能力，且具备信号幅值调整与相位补偿调整能力的非线性增强滤波算法，将飞行环境模拟进气控制系统中的压力输出信号输入到所设计的非线性增强滤波算法中获取有效的压力输出滤波信号，非线性增强滤波算法满足：

，

其中，为进气控制系统的压力输出信号序列；为非线性增强滤波算法的相位补偿参数；为非线性增强滤波算法输出的压力输出滤波信号；

步骤5: 所述压力输出滤波信号反馈至非光滑反馈滑模控制器中，并将非光滑反馈滑模控制器算法和非线性增强滤波算法共同作用于进气控制系统中，以对航空发动机过渡态试验中进气压力的控制；

步骤6:重复上述步骤2～5，对航空发动机过渡态试验中进气压力进行实时控制，确保实验控制的准确性。

2.根据权利要求1所述的基于非光滑反馈函数的高空台进气系统抗扰控制方法，其特征在于，所述非光滑反馈函数，采用构造非线性增强滤波算法以对压力信号进行滤波处理，且采用非光滑反馈函数设计滑模反馈至控制器。