一种航空发动机控制方法及装置与流程

技术特征：
1.一种航空发动机控制方法，其特征在于，以模型基控制器作为主控制系统对所述航空发动机进行控制，并对航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况是否正常进行实时监控，如发现异常，则切换至作为备份控制系统的转速/压比控制器来对所述航空发动机进行控制；当以下条件全部得到满足时，判定航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况正常，否则，判定异常：航空发动机的状态参数均在预设范围内；航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差均在预设范围内；航空发动机未处于接近失稳状态。2.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，通过以下方法判断航空发动机是否处于接近失稳状态：使用基于压力相关度测量的近喘喘振裕度估计方法和基于完备集成经验模态分解的希尔伯特
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黄变换时频谱分析法分别对航空发动机是否处于接近失稳状态进行判定，只要其中一个判定结果为是，则判定航空发动机处于接近失稳状态。3.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，所述航空发动机的状态参数包括：风扇转速、核心机转速、高压压气机出口静压、高压压气机喘振裕度、低压压气机喘振裕度、类油气比；所述航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差包括：风扇转速估计残差、核心机转速估计残差、高压压气机总温估计残差、高压压气机出口静压估计残差、低压涡轮出口总温估计残差、低压涡轮出口总压估计残差。4.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，所述模型基控制器是利用机载自适应模型估计航空发动机的推力和喘振裕度，分别形成推力和喘振裕度闭环反馈控制回路，计算并通过保护逻辑得到最佳燃油流量指令，输出给执行机构来控制发动机。5.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，模型基控制器与转速/压比控制器的切换逻辑具体如下：step1：开始，主控制系统运行，并设置初始值k = 0，t = 0以及阈值nthr、tthr、mthr、nthr；step2：对k值变化进行统计，并计算当前短时间内k值变化的频率n；step3：判断n是否大于nthr，如果“是”，进入step4，如果“否”，切换为备份控制系统，并不再触发切换逻辑；step4：对实时监控的结果是否为异常进行判断，进入防止虚报事件触发切换逻辑：1）如果
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真”，m ，n=0；如果“假”，m=0，n ；2）判断m大于mthr和n大于nthr两个事件“或”，如果“真”，进入step5；如果“假”，重新进入step4；step5：判断实时监控的结果是否为异常，如果“真”，t清零，并开始计时，切换为备份控制系统；如果“假”，判断k是否等于0，如果“是”切换为主控制系统，进入step2，如果“否”切换为备份控制系统；step6：k = 1，t ；step7：判断t是否大于等于tthr以及实时监控的结果是否为异常，并将两个事件“与”，如果“真”，k=0，进入step2，如果“假”，进入step2。6.一种航空发动机控制装置，其特征在于，包括：模型基控制器，其作为所述航空发动机的主控制系统；转速/压比控制器，其作为所述航空发动机的备份控制系统；
实时监视器，用于对航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况是否正常进行实时监控；当以下条件全部得到满足时，实时监视器判定航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况正常，否则，判定异常：航空发动机的状态参数均在预设范围内；航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差均在预设范围内；航空发动机未处于接近失稳状态；切换逻辑，用于根据实时监视器的监控结果控制主控制系统与备份控制器系统的切换。7.如权利要求6所述航空发动机控制装置，其特征在于，通过以下方法判断航空发动机是否处于接近失稳状态：使用基于压力相关度测量的近喘喘振裕度估计方法和基于完备集成经验模态分解的希尔伯特
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黄变换时频谱分析法分别对航空发动机是否处于接近失稳状态进行判定，只要其中一个判定结果为是，则判定航空发动机处于接近失稳状态。8.如权利要求6所述航空发动机控制装置，其特征在于，所述航空发动机的状态参数包括：风扇转速、核心机转速、高压压气机出口静压、高压压气机喘振裕度、低压压气机喘振裕度、类油气比；所述航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差包括：风扇转速估计残差、核心机转速估计残差、高压压气机总温估计残差、高压压气机出口静压估计残差、低压涡轮出口总温估计残差、低压涡轮出口总压估计残差。9.如权利要求6所述航空发动机控制装置，其特征在于，所述模型基控制器是利用机载自适应模型估计航空发动机的推力和喘振裕度，分别形成推力和喘振裕度闭环反馈控制回路，计算并通过保护逻辑得到最佳燃油流量指令，输出给执行机构来控制发动机。10.如权利要求6所述航空发动机控制装置，其特征在于，所述切换逻辑具体如下：step1：开始，主控制系统运行，并设置初始值k = 0，t = 0以及阈值nthr、tthr、mthr、nthr；step2：对k值变化进行统计，并计算当前短时间内k值变化的频率n；step3：判断n是否大于nthr，如果“是”，进入step4，如果“否”，切换为备份控制系统，并不再触发切换逻辑；step4：对实时监控的结果是否为异常进行判断，进入防止虚报事件触发切换逻辑：1）如果
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真”，m ，n=0；如果“假”，m=0，n ；2）判断m大于mthr和n大于nthr两个事件“或”，如果“真”，进入step5；如果“假”，重新进入step4；step5：判断实时监控的结果是否为异常，如果“真”，t清零，并开始计时，切换为备份控制系统；如果“假”，判断k是否等于0，如果“是”切换为主控制系统，进入step2，如果“否”切换为备份控制系统；step6：k = 1，t ；step7：判断t是否大于等于tthr以及实时监控的结果是否为异常，并将两个事件“与”，如果“真”，k=0，进入step2，如果“假”，进入step2。

技术总结
本发明公开了一种航空发动机控制方法，以模型基控制器作为主控制系统对所述航空发动机进行控制，并对航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况是否正常进行实时监控，如发现异常，则切换至作为备份控制系统的转速/压比控制器来对所述航空发动机进行控制；当以下条件全部得到满足时，判定航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况正常，否则，判定异常：航空发动机的状态参数均在预设范围内；航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差均在预设范围内；航空发动机未处于接近失稳状态。本发明还公开了一种航空发动机控制装置。本发明可大幅提高航空发动机控制系统的安全性，并降低先进控制算法的验证成本。验证成本。验证成本。


技术研发人员：盛汉霖 陈芊 李嘉诚 王喆 顾至诚
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2021.08.20
技术公布日：2021/11/21