航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性與優(yōu)化控制設(shè)計(jì)方法研究.pdf

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)復(fù)雜的熱力-機(jī)械系統(tǒng)，具有強(qiáng)非線性的特點(diǎn)，但由于惡劣復(fù)雜的高溫高壓的工作環(huán)境，使得其相應(yīng)控制單元無(wú)法滿(mǎn)足計(jì)算要求而應(yīng)用相對(duì)復(fù)雜先進(jìn)的控制算法，所以傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制一直采用相對(duì)可靠且無(wú)需大量復(fù)雜在線運(yùn)算的增益調(diào)度計(jì)劃方法。隨著相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域的不斷突破以及非線性控制理論的不斷完善，航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性控制技術(shù)研究漸漸成為熱點(diǎn)問(wèn)題。
　　本文首先對(duì)針對(duì)未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)極其控制技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)做了闡述，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)模型辨識(shí)技術(shù)

2、、非線性控制理論及航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)優(yōu)化等發(fā)展現(xiàn)狀做了概括。
　　其次，基于某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型，應(yīng)用NARX非線性模型結(jié)構(gòu)，針對(duì)模型運(yùn)行數(shù)據(jù)進(jìn)行了非線性模型辨識(shí)。應(yīng)用相關(guān)評(píng)價(jià)準(zhǔn)則，選擇較優(yōu)模型，同時(shí)針對(duì)辨識(shí)結(jié)果進(jìn)行了誤差對(duì)比分析，分析結(jié)果表明，辨識(shí)模型滿(mǎn)足進(jìn)一步的研究分析。
　　再次，應(yīng)用非線性廣義最小方差控制方法，針對(duì)上節(jié)辨識(shí)得到的非線性、非解析模型設(shè)計(jì)了控制系統(tǒng)中參考信號(hào)模型、傳感器模型以及加入了延遲環(huán)節(jié)，最終設(shè)計(jì)了

3、非線性控制器。為了對(duì)比控制效果，設(shè)計(jì)了傳統(tǒng)PID控制器。仿真結(jié)果表明，二者輸出量效果基本相同，但控制量區(qū)別較大，非線性廣義最小方差控制器明顯優(yōu)于PID控制器。進(jìn)一步將干擾噪聲加入了控制系統(tǒng)，驗(yàn)證控制系統(tǒng)的抗干擾能力。仿真結(jié)果表明，控制系統(tǒng)具有一定的抑制干擾能力。
　　接下來(lái)，為了考慮發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作過(guò)程中受到的諸多限制條件，從優(yōu)化算法的角度，應(yīng)用二次規(guī)劃算法中的有效集算法針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量及尾噴管面積進(jìn)行控制量?jī)?yōu)化。仿真結(jié)果表