一种基于非线性扩张状态观测器的压力自抗扰控制方法

本发明涉及航空发动机高空飞行环境模拟控制，具体涉及一种基于非线性扩张状态观测器的压力自抗扰控制方法。

背景技术：

1、航空发动机高空模拟试验是在地面上利用高空模拟试车台(简称“高空台”)设施，模拟航空发动机在高空中的飞行环境和工况条件，进而对航空发动机的性能进行科学评价的试验。鉴于飞行过程中航空发动机所需要遭遇的起动、推力瞬变等情况，需要进行过渡态试验以对发动机在过渡情况的性能进行考核。但这类试验具有任务时间短、油门杆移动速率快、状态变化剧烈等显著特点，为此要求高空台配套设施尤其是飞行环境模拟控制系统必须具备与发动机过渡态工作条件相匹配的快速、精确动态模拟能力。

2、进气环境压力模拟系统作为高空台的重要组成部分，可间接模拟出航空发动机的飞行条件。航空发动机通常需要执行多种飞行任务，为了为复杂的发动机试验提供所需环境压力条件，进气环境压力控制系统需要拥有较强的抗扰能力。鉴于航空发动机过渡态试验中进气环境压力模拟控制系统所存在的被控对象的扰动具有瞬时性、剧烈性与未知性等突出问题，考虑引入能够消除扰动影响的主动抗干扰控制方法来有效提升进气环境压力控制系统的控制品质。

3、在主动抗干扰控制技术(adrc)中，未知扰动对系统的影响是否能够被及时有效补偿消除，主要取决于扩张状态观测器(eso)的估计能力。因此作为adrc核心关键环节，eso承担着实时对未知扰动进行估计的作用。

4、eso中不同的反馈函数结构对系统不确定扰动的估计能力差异显著。本发明针对航空发动机过渡态试验中飞行环境模拟进气压力控制技术问题，设计了基于新型非光滑反馈函数的扩张状态观测器，并且基于该扩张状态观测器引入噪声抑制环节设计新型非线性扩张状态观测器，基于所设计的新型扩张状态观测器提出高空舱飞行环境进气压力自抗扰控制方法，提升飞行环境模拟控制系统过渡态的控制品质。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种基于非线性扩张状态观测器的压力自抗扰控制方法，其中设计一种基于新型非光滑反馈函数的扩张状态观测器算法，在该算法的基础上引入噪声抑制环节，对进气环境模拟系统的压力输出信号进行滤波处理，进而获得有效的压力信号反馈与扰动估计。基于有效的压力信号反馈与扰动估计，对控制量进行扰动补偿，进而提高飞行环境模拟控制系统航空发动机过渡态试验的控制品质。

2、为实现上述目的，即解决航空发动机过渡态试验过程中飞行环境模拟系统进气压力控制技术面临的难题，本发明的技术方案是：一种基于非线性扩张状态观测器的压力自抗扰控制方法，见图1，所述方法包括如下步骤：

3、步骤1、对包括高空舱进气压力系统的调节阀特性模型、管道容腔特性模型及简易发动机模型的主要设备特性模型进行建立，构建得到一个二阶高空舱进气环境压力系统模型；

4、步骤2、基于所构建的二阶高空舱进气环境压力系统模型，设计全程非光滑反馈函数；

5、步骤3、基于典型的二阶积分系统，应用所设计的全程非光滑反馈函数构造非线性扩张状态观测器算法；

6、步骤4、引入噪声抑制环节以提升非线性扩张状态观测器算法对噪声的抑制能力，并且将二阶高空舱进气环境压力系统模型中的压力输出信号输入到所设计的非线性扩张状态观测器算法中获取有效的压力反馈状态与扰动估计；

7、步骤5、将处理后的压力信号与扰动估计输入至pd控制器用于二阶高空舱进气环境压力系统模型中，实现对航空发动机过渡态试验的控制；

8、步骤6、重复步骤4～5。

9、在本发明一实施例中，所述步骤1具体内容为：

10、高空舱飞行环境模拟系统是一个复杂系统，本专利申请针对进气环境压力系统展开建模。首先是调节阀特性模型，基于流体力学与工程热力学等相关理论，建立轮盘式特种调节阀理论流量特性模型：

11、

12、式中p1为调节阀阀前压力，pr为调节阀阀后压力与调节阀阀前压力之比，ρ1为阀前介质密度，k为气体绝热指数，即气体等熵指数；u为流束收缩系数，是流束收缩最小截面积与节流孔截面积之比，m为节流孔截面积与管道截面积之比，a0为节流孔面积，即调节阀等效截面积。令式(1)中的根号项为称为流量系数，则可将其简化为如下流量公式：

13、

14、其次是管道容腔特性模型，根据热力学方程与气体内部储能方程可以得到容腔压力的微分方程：

15、

16、其中pin，win分别为流入容腔的总压、流量；pout，wout为流出容腔的总压、流量；r为温度常系数，v为容腔体积，cp为比定压热容；为气体热量交换值，hin，hout分别为流入、流出气体的比焓，t为温度。

17、接着是简易发动机模型，发动机作为系统的主要扰动源，依据试验数据辨识得到：

18、wengine＝f(h,ma,apla)  (4)

19、其中，h为飞行高度，apla为油门杆角度，ma为飞行马赫数。

20、基于上述高空舱进气环境压力模拟系统的调节阀特性模型、管道容腔模型和简易发动机模型等主要设备特性模型，可以得到进气环境压力系统的整体模型可简化为：

21、

22、在本发明一实施例中，所述步骤2具体内容为：

23、针对公式(5)中的二阶系统，设计得到如下非线性函数xal(e,a,δ)如下：

24、

25、其中a、δ是可调参数。如图2所示，在参数a、δ选取合适的条件下，奇函数xal(e,a,δ)在定义域内表现出良好的连续性与图像平滑性，且具有“大误差小增益，小误差大增益”的特点。该函数运用全程非光滑结构，用xal(e,a,δ)函数取代eso原非线性函数，能够使得误差e迅速地收敛到0，进而使系统控制取得理想的效果。

26、在本发明一实施例中，所述步骤3具体内容为：

27、基于(6)，给出非线性扩张状态观测器的方程如下：

28、

29、其中a、δ为函数参数；z1为状态变量x1的估计值，即进气环境压力控制系统的压力信号估计值；z2为状态变量x2的估计值；z3为总扰动d的估计值；β1,β2,β3为扩张状态观测器参数。

30、在本发明一实施例中，所述步骤4具体内容为：

31、在实际工程应用中，由于输出变量常常含有噪声而eso对噪声的抑制能力较弱，导致eso的估计能力受到抑制。针对输出存在噪声的问题难以克服，抑制eso估计能力这一难点，在非线性函数xal(e,a,δ)的基础上引入噪声抑制因子λ以克服高频振颤，提高eso在有噪声情况下的观测能力。基于(7)，给出新型扩张状态观测器算法如下：

32、

33、其中g(z1,z2)为系统估计状态函数，可以抑制噪声与突变信号；λ为噪声抑制因子。

34、噪声抑制环节λg(z1,z2)的引入能够抑制扰动的作用，这样的非线性部分使误差e的轨线能够比以线性为滑动曲线的误差e具有更高的效率收敛到0，进而使得新型扩张状态观测器算法对于状态变量和扰动的估计更加快速、准确。若式(8)中β1,β2,β3选取合适，式(6)中参数a、b选取恰当，则新型扩张状态观测器算法就可以精确的估计出系统(5)的状态变量x1(t)、x2(t)和x3(t)。

35、在本发明一实施例中，所述步骤5具体内容为：

36、新型扩张状态观测器算法接收到来自于容腔模型的实时仿真压力并进行对滤波、微分信号与实时扰动的估计，pd控制器基于新型扩张状态观测器算法所输出的压力信号的滤波与微分信号输出相应的控制量，并基于新型扩张状态观测器算法估计得到的扰动估计进行动态补偿，最终作用于高空舱进气压力控制系统，发动机作为干扰直接将容腔中的气体抽出。

37、在本发明一实施例中，所述步骤6具体内容为：

38、重复步骤4至步骤5，实时对飞行环境模拟控制系统试验中的压力信号进行滤波，对发动机扰动信号进行估计，而后反馈回控制器中实现对飞行环境模拟控制系统的实时控制与调节。

39、相较于现有技术，本发明具有以下有益效果：本发明方法，其中设计一种基于新型非光滑反馈函数的扩张状态观测器算法，在该算法的基础上引入噪声抑制环节，对进气环境模拟系统的压力输出信号进行滤波处理，进而获得有效的压力信号反馈与扰动估计。基于有效的压力信号反馈与扰动估计，对控制量进行扰动补偿，进而提高飞行环境模拟控制系统航空发动机过渡态试验的控制品质。