[發明專利]控制方法、裝置及航空發動機限制保護控制方法、裝置

在審

• 申請號: 201910583630.9
• 申請日: 2019-07-01
• 公開（公告）號: CN110221537A
• 公開（公告）日: 2019-09-10
• 發明（設計）人: 管庭筠;李秋紅;單睿斌;龐淑偉;倪波
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/02
• 分類號: G05B13/02
• 代理公司: 北京德崇智捷知識產權代理有限公司 11467
• 代理人: 楊楠

1.一種控制方法，其特征在于，通過在無模型自適應控制方法的控制輸入準則函數中加入誤差變化率來提高控制響應速度，控制輸入的表達式具體如下：

其中，u(k)、u(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的控制輸入；Δ表示變化量；φ_c(k)、φ_c(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的系統偽偏導數；e(k)、e(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的控制誤差；λ、β均為權重因子；ρ_i∈(0,1](i＝1，2，3)為步長因子。

2.如權利要求1所述控制方法，其特征在于，所述系統偽偏導數使用系統偽偏導數估計值來代替，所述系統偽偏導數估計值使用以下遞推算法得到：

其中，分別表示k時刻、(k-1)時刻的系統偽偏導數估計值；η∈(0,1]為步長因子；μ＞0是權重因子；y(k)表示控制輸出。

3.一種控制裝置，其特征在于，通過在無模型自適應控制器的控制輸入準則函數中加入誤差變化率來提高控制響應速度，該控制裝置的控制輸入表達式具體如下：

其中，u(k)、u(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的控制輸入；Δ表示變化量；φ_c(k)、φ_c(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的系統偽偏導數；e(k)、e(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻的控制誤差；λ、β均為權重因子；ρ_i∈(0,1](i＝1，2，3)為步長因子。

4.如權利要求1所述控制裝置，其特征在于，所述系統偽偏導數使用系統偽偏導數估計值來代替，所述系統偽偏導數估計值使用以下遞推算法得到：

其中，分別表示k時刻、(k-1)時刻的系統偽偏導數估計值；η∈(0,1]為步長因子；μ＞0是權重因子；y(k)表示控制輸出。

5.一種航空發動機限制保護控制方法，在航空發動機控制過程中，實時判斷航空發動機的各個限制量是否超過各自預設的限制值，并計算出每個超過限制值的限制量相應的主回路指令調整量，然后用這些主回路指令調整量的疊加值對航空發動機主回路控制系統的主回路控制指令進行修正；其特征在于，超過限制值的限制量相應的主回路指令調整量，具體按照下式得到：

其中，δ_r(k)、δ_r(k-1)分別表示該超過限制值的限制量在k時刻、(k-1)時刻的相應主回路指令調整量；Δ表示變化量；分別表示k時刻、(k-1)時刻的航空發動機主回路控制系統的偽偏導數估計值；e(k)、e(k-1)分別表示k時刻、(k-1)時刻限制值與實測值之間的偏差；λ、β均為權重因子且λ>0，β>0；ρ_i∈(0,1](i＝1，2，3)為步長因子。

6.如權利要求5所述航空發動機限制保護控制方法，其特征在于，所述航空發動機主回路控制系統的偽偏導數估計值使用以下遞推算法得到：

其中，η∈(0,1]為步長因子；；y(k)表示該超過限制值的限制量的實測值；當或|Δδ_r(k-1)|≤ε或時，ε是一個充分小的正數。

7.如權利要求6所述航空發動機限制保護控制方法，所述控制律中的步長因子ρ₁、ρ₂通過下式整定：

其中，k_p、k_i為限制保護控制器基于設計點確定的比例系數、積分系數。