飛發(fā)一體化架構(gòu)下航空發(fā)動機控制裕度定義及評估準則研究

摘 要：針對傳統(tǒng)的裕度評估標準難以直觀地體現(xiàn)飛機端干擾量對發(fā)動機的控制耦合性問題，在飛發(fā)一體化架構(gòu)下開展了航空發(fā)動機控制裕度及相應(yīng)的評估準則研究?；谝环N可以在有限頻域內(nèi)采用幾何圖解法進行控制性能改進的控制理論“幾何設(shè)計法”，本文提出一種新的發(fā)動機控制裕度定義方法及評估準則，包括構(gòu)造滿足需求控制裕度的控制器求解方法、評估對比不同控制器的控制裕度和評估固定結(jié)構(gòu)控制器的控制裕度。以某型寬速域組合動力（TBCC）航空發(fā)動機作為研究對象，在亞聲速巡航典型工況下，基于幾何設(shè)計理論所設(shè)計的控制器，控制性能可以達到控制裕度理論極限的99.61%。部件級模型仿真結(jié)果表明，相比于傳統(tǒng)比例積分（PI）控制器，基于幾何設(shè)計理論所設(shè)計的控制器的推力控制裕度和綜合控制裕度分別提升了7.3%和5.9%，驗證了所定義的控制裕度及其評估準則在解決飛發(fā)一體控制耦合性問題的有效性。

關(guān)鍵詞：飛發(fā)一體化； 渦輪基組合動力； 控制裕度； 幾何設(shè)計法； 評估準則

中圖分類號：V233.7 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.12.010

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)機對機動性能要求的大幅度提高， 飛機子系統(tǒng)和發(fā)動機子系統(tǒng)之間的耦合顯著增強，在不同飛行工況下，飛機通過高度H、馬赫數(shù)Ma和迎角α 來影響推進系統(tǒng)的工作狀態(tài)，而推進系統(tǒng)則通過發(fā)動機矢量噴管來影響飛機的飛行姿態(tài)。這在客觀上給飛機和發(fā)動機提出了一體化控制的要求[1]。鑒于單個控制回路所受的耦合影響，可認為是對該回路或強或弱的干擾， 因此，識別飛機對發(fā)動機控制回路的干擾特性，并采取適當?shù)目刂撇呗蕴岣吆娇瞻l(fā)動機控制子系統(tǒng)的抗擾性和魯棒性，就是從另外一個角度消除飛機和發(fā)動機子系統(tǒng)間的耦合，該方法突出的優(yōu)點是設(shè)計對象階次低， 且其物理概念明晰，易于為工程界所接受。

傳統(tǒng)的裕度評估標準通常為幅值裕度和相角裕度，這類頻域指標很難直觀體現(xiàn)出飛機端干擾量（本文主要研究迎角）對發(fā)動機的耦合性以及指導(dǎo)設(shè)計符合抗擾需求的控制器。理想的控制裕度定義不僅需要能定量表征飛機迎角對于發(fā)動機性能量的影響情況，而且需要具備可以根據(jù)需求的控制裕度來設(shè)計相對應(yīng)的控制器的能力，其應(yīng)具有如下特征：（1）可以在任何特定頻率及有限頻帶下，定量地表征飛機耦合量作用下，航空發(fā)動機的控制裕度性能指標；（2）可以在不增加控制系統(tǒng)所需反饋信號傳感器數(shù)目的情況下，對航空發(fā)動機不同輸出性能進行全局控制裕度的定量優(yōu)化；（3）可以直觀地在控制器設(shè)計階段，基于理論進行面向全局控制裕度的控制器設(shè)計。

在這種飛發(fā)一體化架構(gòu)下，形成一種滿足以上需求控制特征的發(fā)動機通用抗擾控制方法，是有效提升控制系統(tǒng)控制品質(zhì)的核心問題。傳統(tǒng)的抗擾控制方法主要分為被動抗擾控制和主動抗擾控制。針對頻域整形的被動抗擾控制以Zames 等[2]提出的H∞控制理論為主，對于有界干擾籠統(tǒng)地定義范數(shù)有界來解決抗擾問題，但會犧牲在有限頻帶下的控制性能?；诨旌响`敏度的H2/H∞控制理論[3-4]雖然引入了頻率加權(quán)函數(shù)，在窄帶寬頻率下定義了最小方差類型的平方誤差作為優(yōu)化性能指標，但同樣無法直接在指定有限頻率帶進行控制性能指標定義，導(dǎo)致所設(shè)計的抗擾控制器仍具有較大保守性。主動抗擾控制理論主要包括基于干擾觀測器的控制（DOBC）[5]和自抗擾控制（ADRC）[6-8]，這類主動抗擾控制理論雖然能通過狀態(tài)觀測器（ESO）來實時估計干擾特性在反饋回路中進行干擾補償，但無法直觀定義有限頻域內(nèi)控制性能指標，且存在缺少通用的控制器參數(shù)調(diào)節(jié)規(guī)范等問題。