[发明专利]航空发动机最大推力状态降保守性二自由度μ控制器

权利要求书

1.一种航空发动机最大推力状态降保守性二自由度μ控制器，其特征在于：包括最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块和退化参数估计回路；

其中最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块、退化参数估计回路与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成退化参数调度控制回路；

所述最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块产生控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到退化参数估计回路，退化参数估计回路解算得到航空发动机的退化参数h，并输出到最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块；

所述最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块内设计有两个最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器；所述最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器包含前置滤波器和反馈控制器；两个最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器采用以下过程得到：

分别在发动机正常状态h₁和设定退化程度h_base处，在航空发动机最大推力状态下对包含退化参数的发动机非线性模型进行线性化得到2个线性化模型，对线性化模型加入不含发动机性能退化的摄动块得到小摄动不确定性发动机模型，对两个小摄动不确定性发动机模型利用μ综合方法分别设计得到最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器；

所述最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块根据输入的退化参数h，利用内部设计的两个最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器计算得到适应的最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器，该最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u；

所述退化参数估计回路中包括非线性机载发动机模型和最大推力状态处卡尔曼滤波器；

所述非线性机载发动机模型为带退化参数的发动机非线性模型：

y＝g(x,u,h)

其中为控制输入向量，为状态向量，为输出向量，为退化参数向量，f(·)为表示系统动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生系统输出的m维可微非线性向量函数；非线性机载发动机模型输入为控制输入向量u以及上一周期的退化参数h，其输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)作为最大推力状态处卡尔曼滤波器当前周期的估计初始值；

所述最大推力状态处卡尔曼滤波器的输入为测量参数y以及非线性机载发动机模型输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)，根据公式

计算得到当前周期的发动机的退化参数h；其中T为卡尔曼滤波的增益，满足P为Ricati方程的解；系数A_aug和C_aug根据公式

C_aug＝(C M)

确定，而A、C、L、M是将退化参数h看作发动机的控制输入，并对非线性机载发动机模型在健康稳态参考点处进行线性化得到的反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型

的系数：

w为系统噪声，v为测量噪声，相应的协方差矩阵为对角阵Q和R；

所述最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器组解算模块根据航空发动机正常状态h₁和设定退化程度h_base处的最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器K、K_{h_base}，通过公式

计算得到航空发动机当前退化状态适应的最大推力状态降保守性二自由度μ鲁棒控制器K_h。

2.根据权利要求1所述航空发动机最大推力状态降保守性二自由度μ控制器，其特征在于：所述测量参数包括进气道出口、风扇出口、压气机出口、高压涡轮后、低压涡轮后的温度和压力，风扇转速和压气机转速。