[發明專利]航空發動機非線性控制系統建模方法

有效

• 申請號: 202010050065.2
• 申請日: 2020-01-16
• 公開（公告）號: CN111274692B
• 公開（公告）日: 2022-04-05
• 發明（設計）人: 陳雪峰;楊亮東;劉金鑫;孫闖;嚴如強
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F119/02
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 覃婧嬋

本發明公開了航空發動機非線性控制系統建模方法，步驟包括：設定用于辨識控制系統輸入和輸出的非線性自適應濾波器初值，記錄控制系統當前及歷史時刻的輸入，將基于所述輸入得到的輸入向量與FIR濾波器權值內積運算，得到FIR濾波輸出，得到其在樣條插值器中的局部區間索引以及局部歸一化坐標，生成樣條插值器輸出，利用傳感器采集控制系統當前時刻的輸出，并與所述樣條插值器輸出進行對比，得到濾波誤差，根據濾波誤差分別計算當前時刻FIR濾波器權值及樣條插值點的梯度，根據梯度分別計算FIR濾波器權值的梯度動量以及樣條插值點的梯度動量，分別更新FIR濾波器權向量和樣條插值點坐標，繼續從第二步驟開始進行下一時刻的自適應過程。

技術領域

本發明屬于航空發動機控制技術領域，特別是一種航空發動機非線性控制系統建模方法。

背景技術

航空發動機是一種高度復雜和精密的裝備，是深度融合機械、熱力學、電氣、控制、材料等學科的產物。控制系統是航空發動機的“神經中樞”，控制系統的可靠性和安全性對航空發動機的安全運行至關重要。模型是控制的基礎，航空發動機由于工作環境惡劣且工作條件多變，導致其被控對象是時變的，因此更加需要一種快速的被控對象建模方法。

傳統的建模方法主要集中于對部件機理模型的研究。在分析被控系統構成的基礎上，通過已知的物理和數學規律，推導出其輸出變量與輸入變量之間的數學關系，并以此作為其機理模型。在此基礎上，考慮到實際發動機設計制造的差異性，以及某些實際存在但尚未通過數學公式進行描述的未建模特性，利用系統辨識方法對航空發動機控制系統進行建模的研究也層出不窮。傳統系統辨識方法主要基于線性系統理論，無法有效描述實際系統中存在的一些非線性特性如飽和、死區、滯環等，這降低了系統辨識的精確度。利用非線性系統辨識方法進行航空發動機控制系統建模，充分考慮實際系統中存在的非線性特性，對于建立航空發動機控制系統的精確模型至關重要。另一方面，目前的非線性系統辨識方法主要集中于神經網絡、支持向量機、Hammerstein-Wiener模型等方面的研究，在系統辨識的快速性和魯棒性上表現較差，且難以在線辨識。航空發動機控制系統工況多變、可靠性要求極高，因此急需一種簡單、快速和可靠的非線性系統在線辨識方法。

在背景技術部分中公開的上述信息僅僅用于增強對本發明背景的理解，因此可能包含不構成在本國中本領域普通技術人員公知的現有技術的信息。

發明內容

針對現有技術中存在的問題，本發明提出一種航空發動機非線性控制系統建模方法，根據被控系統的實測輸入和輸出數據，利用一種非線性自適應濾波器進行在線系統辨識。本濾波方法由線性濾波部分和非線性濾波部分串聯而成，其中線性部分是一個橫向自適應FIR濾波器，用于描述實際系統的線性特性；非線性部分是一個自適應三次樣條插值器，用于描述實際系統的非線性特性。利用濾波器輸出與實際系統輸出之間的誤差對濾波器參數進行自適應，采用動量隨機梯度下降法進行參數迭代，從而加速算法收斂過程，提高非線性系統建模的快速性。

本發明的目的是通過以下技術方案予以實現，一種航空發動機非線性控制系統建模方法包括以下步驟：

第一步驟中，設定用于辨識控制系統輸入和輸出的非線性自適應濾波器初值，其中，設定用于描述控制系統線性特性的線性FIR濾波器初始權值、設定用于描述非線性特性的樣條插值器的樣條插值點初始值及其兩者的學習步長和動量因子，

第二步驟中，記錄控制系統當前及歷史時刻的輸入，基于FIR濾波器輸入向量與FIR濾波器權值進行內積運算，得到FIR濾波輸出，，

第三步驟中，基于所述FIR濾波輸出得到其在樣條插值器中的局部區間索引以及局部歸一化坐標，

第四步驟中，基于所述局部區間索引以及局部歸一化坐標生成歸一化向量坐標，并提取局部區間插值點的縱坐標向量，

第五步驟中，基于所述歸一化向量坐標和縱坐標向量生成樣條插值器輸出，