本发明提供了一种航空发动机抗加力扰动方法，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真领域。
背景技术：
航空发动机补燃加力的接通和关断会对主发动机转速控制系统形成一种扰动，加力过渡过程控制系统的设计要求，就是要保证各部件参数之间的协调变化，使发动机安全、稳定、可靠的工作，并提供可靠的推力。根据航空发动机原理，发动机空中停车一般发生在加力起动和关闭过程，加力时如果主发动机变化较大，将可能导致发动机喘振甚至停车。采用模型预测控制作为主控制器时，因为模型预测控制器的基于模型的特点，当加力接通和关断时，发动机非线性增强，模型预测控制很可能无法保证主发动机不受干扰。本发明提出一种加力过程adrc补偿控制算法，即发动机在开通加力阶段压比回路采用mpc adrc控制，利用adrc的干扰超前补偿作用，在保持原有模型预测控制器主控制器优异的稳态和过渡态性能以及约束管理能力的同时，解决加力造成的主核心机扰动问题。目前为止，没有专利公开在模型预测控制器基础上基于航空发动机的抗加力扰动方法。
技术实现要素：
为了解决模型预测控制做主控制器时，快速开通和关断加力对核心机造成的干扰，本发明提出了一种航空发动机抗加力扰动方法。
一种航空发动机抗加力扰动方法，包括以下步骤：
第一步，搭建模型预测控制主控制系统；
第二步，设计adrc补偿控制器；
第三步，数值仿真验证。
现具体阐述如下：
第一步，搭建模型预测控制主控制系统；
由航空发动机原理知，高压转子转速和发动机推力和功率直接相关，涡轮落压比在加力开通和关断对保持核心机状态影响很大，因此选择主燃油控制转速、尾喷管面积控制压比的控制计划。再由模型预测控制基本原理，设计多变量控制器，使航空发动机完成起动到慢车、中间的状态控制，保证航空发动机稳态、过渡态控制和输入输出约束管理。
第二步，设计adrc补偿控制器；
由于模型预测控制基于当前时刻获得预测模型，而加力的快速开通和关断会使增加航空发动机非线性变强，因此基于模型预测控制的主核心机会产生较大扰动。adrc包括微分跟踪器、扩张状态观测器、非线性状态误差控制器，将adrc作为压比回路的补偿器，可实现对动态及干扰的估计。
第三步，数值仿真验证。
为了验证设计的adrc补偿器的性能，基于某型军用小涵道比涡扇发动机非线性模型，首先使航空发动机从起动到达最大不加力中间状态，并通过快推油门杆角度实现发动机快速进出加力状态，以验证adrc补偿器的抗干扰能力。
本发明的有益效果：
航空发动机快速开通和关断加力对核心机是一种扰动，尤其因为模型预测控制基于模型而对干扰敏感的特点，本发明采用一种在加力过程用adrc做补偿器的方法，为了减小加力扰动对核心机的影响。数值仿真表明，设计的mpc adrc控制器在保持原有模型预测控制器优异的稳态、过渡态性能和约束管理能力的同时，有效的消除了加力扰动对核心机的影响。本发明设计方法简单，扩展性强，为其他具有相同特性的控制器抗干扰提供了参考。
附图说明
图1是多变量控制架构图。
图2是adrc补偿控制器结构图。
图3是给定的油门杆角度曲线。
图4是航空发动机在h＝0km，ma＝0工况下主燃油曲线。
图5是航空发动机在h＝0km，ma＝0工况下加力燃油曲线。
图6是航空发动机在h＝0km，ma＝0工况下尾喷管面积曲线。
图7是航空发动机在h＝0km，ma＝0工况下有无补偿器转速对比图。
图8是航空发动机在h＝0km，ma＝0工况下无补偿器落压比对比图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术及优点更加清楚明白，以下结合附图及实例，对本发明进行进一步详细说明。
本发明是一种航空发动机抗加力扰动方法，具体设计步骤如下：
第一步，搭建模型预测控制主控制系统；
根据模型预测控制的基本原理，设计基于模型预测控制器的主控制系统。本发明重点在于补偿控制器，因此简要介绍mpc的设计过程。模型预测控制器包括预测模型、滚动优化、反馈校正三个部分。本发明采用辨识模型作为被控模型，先在航空发动机某个稳态通过小扰动法离线获取响应数据，得到预测模型；滚动优化是在每一个采样时间点，算法只优化一个范围内的有限时域，得出所有优化控制序列后，只实施当前控制量给发动机，到下一采样时间点又再次进行优化预测；反馈校正是根据预测模型计算出下一采样时间点的输出，到下一采样时间点用实测输出与预测输出求误差，以此对未来的输出进行启发式修正。
第二步，设计adrc补偿控制器；
步骤一，扩张状态观测器；
考虑单输入单输出的二阶系统：
其中f是系统总扰动，u是控制量，y是被控输出，x是状态变量，b是控制器增益。假设f可微，将其扩展为一个新的状态变量，可得：
其中x1＝y,
leso的拉式变换特征方程为：
l*(s)＝s3 β1s3 β2s3 β3(4)
观测器特征方程也可以直接从矩阵a-gc推导得到，将观测器的3个极点统一配置到s平面左半实轴-ω0处，即
从而可以确定观测器增益
l*(s)＝(s ω0)3(6)
步骤二，非线性状态误差控制器。
线性adrc的误差控制器实际上是一个pd控制器：
f＝-(β01,β02,1),g＝β01
v是设定被跟踪的信号值，e是跟踪误差，u0是虚拟控制量，β01,β02是控制器增益。
根据上式计算控制器v到u0额的传递函数：
特征方程为：
c(s)＝s2 β02s β01(9)
将控制器的两个极点配置到s平面的左半实轴-ω0处，从而可以确定控制器增益：
c(s)＝(s ωc)2(10)
其中
为了进一步说明本发明中adrc补偿控制器的控制效果，通过一组仿真实验，来验证本发明中方法的优越性。
(1)数值仿真验证。
本发明选择h＝0km，ma＝0包线点，设计如说明如附图1所示的多变量控制结构，adrc补偿器结构原理如附图2所示。仿真结果如图说明书附图2-8所示，图3是给定的pla曲线，当pla大于71时进入加力，由图5的加力燃油也可以看出加力燃油快速给定和减少的过程，通过快速进入和退出加力状态验证所设计的补偿控制器效果。图7和图8为转速和压比的有无adrc补偿器的对比效果图，图中实线为只有mpc主控制器的曲线，虚线为带adrc补偿控制器的mpc控制曲线。由仿真结果可知，在采用adrc补偿控制器后，相比未采用补偿器，加力的快速开通和关断过程对核心机工作的扰动有明显的减小，表明了本发明的抗加力补偿器设计方法的有效性和优越性，可以扩展到其他理论中。
1.一种航空发动机抗加力扰动方法，步骤如下：
第一步，搭建模型预测控制主控制系统；
根据模型预测控制的基本原理，设计基于模型预测控制器的主控制系统；模型预测控制器包括预测模型、滚动优化、反馈校正三个部分；采用辨识模型作为被控模型，先在航空发动机某个稳态通过小扰动法离线获取响应数据，得到预测模型；滚动优化是在每一个采样时间点，算法只优化一个范围内的有限时域，得出所有优化控制序列后，只实施当前控制量给发动机，到下一采样时间点又再次进行优化预测；反馈校正是根据预测模型计算出下一采样时间点的输出，到下一采样时间点用实测输出与预测输出求误差，以此对未来的输出进行启发式修正；
第二步，设计adrc补偿控制器
步骤一，扩张状态观测器；
考虑单输入单输出的二阶系统：
其中，f是系统总扰动，u是控制量，y是被控输出，x是状态变量，b是控制器增益；假设f可微，将其扩展为一个新的状态变量，得：
其中x1＝y,
leso的拉式变换特征方程为：
l*(s)＝s3 β1s3 β2s3 β3(4)
观测器特征方程直接从矩阵a-gc推导得到，将观测器的3个极点统一配置到s平面左半实轴-ω0处，即
从而确定观测器增益
l*(s)＝(s ω0)3(6)
步骤二，非线性状态误差控制器线性adrc的误差控制器实际上是一个pd控制器：
f＝-(β01,β02,1),g＝β01
式中，v是设定被跟踪的信号值，e是跟踪误差，u0是虚拟控制量，β01,β02是控制器增益；
根据上式计算控制器v到u0额的传递函数：
特征方程为：
c(s)＝s2 β02s β01(9)
将控制器的两个极点配置到s平面的左半实轴-ω0处，从而确定控制器增益：
c(s)＝(s ωc)2(10)
其中
