航空電氣化已成為全球航空工業(yè)發(fā)展的核心趨勢(shì)，這一技術(shù)變革正在深刻重塑飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與運(yùn)行理念。隨著電力電子技術(shù)、高性能電機(jī)技術(shù)以及儲(chǔ)能技術(shù)的快速發(fā)展，傳統(tǒng)依賴液壓能、氣壓能和電能的復(fù)雜二次能源系統(tǒng)正逐步被統(tǒng)一的電能系統(tǒng)所取代，由此催生了多電飛機(jī)及多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的概念。多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心特征在于采用電驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)替代常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)中的機(jī)械、液壓和氣動(dòng)驅(qū)動(dòng)附件，包括附件齒輪箱驅(qū)動(dòng)的燃油泵、滑油泵、軸承系統(tǒng)以及發(fā)動(dòng)機(jī)引氣口和除冰裝置等。這種替代不僅有助于顯著減輕發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量，更重要的是能夠提升發(fā)動(dòng)機(jī)的整體效率，因?yàn)殡婒?qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的運(yùn)行狀態(tài)可以根據(jù)實(shí)際需求進(jìn)行靈活調(diào)節(jié)，而不再像傳統(tǒng)齒輪箱驅(qū)動(dòng)的附件那樣完全由發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速?zèng)Q定，從而避免了為吸收多余流量而設(shè)計(jì)旁路所造成的能量浪費(fèi)。

一、前言

從多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展歷程來(lái)看，其發(fā)電功率需求呈現(xiàn)出持續(xù)攀升的態(tài)勢(shì)。早期空客A380配裝的Trent 900發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電功率為600千瓦，波音787采用的Trent 1000發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電功率已達(dá)1兆瓦，而隨著電推進(jìn)技術(shù)的興起，用電需求更是出現(xiàn)了量級(jí)上的躍升。NASA提出的STARC-ABL飛行器采用兩臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加裝一個(gè)電力涵道風(fēng)扇的動(dòng)力組合，其用電功率需求達(dá)到2至3兆瓦；更為激進(jìn)的N3-X飛行器采用分布式電推進(jìn)系統(tǒng)，其電功率需求甚至高達(dá)50兆瓦。這種大功率負(fù)載的引入給多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制帶來(lái)了前所未有的嚴(yán)峻考驗(yàn)。當(dāng)單個(gè)或多個(gè)大功率負(fù)載突然接入或切除時(shí)，發(fā)電機(jī)將承受兆瓦級(jí)的負(fù)載突變，這種劇烈擾動(dòng)會(huì)沿著剛性連接的轉(zhuǎn)軸迅速傳遞至航空發(fā)動(dòng)機(jī)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速產(chǎn)生顯著波動(dòng)。轉(zhuǎn)速的波動(dòng)不僅會(huì)引發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的突變，影響飛行器的平穩(wěn)飛行，同時(shí)還會(huì)造成發(fā)電電壓的劇烈跳變，對(duì)機(jī)載電氣系統(tǒng)形成沖擊。因此，如何在電負(fù)載突變條件下保持發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和發(fā)電電壓的穩(wěn)定，使波動(dòng)量盡可能小且調(diào)節(jié)時(shí)間盡可能短，已成為多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制領(lǐng)域亟待解決的關(guān)鍵科學(xué)問(wèn)題。

二、多電航空電氣化發(fā)展趨勢(shì)與用電負(fù)載

多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的電氣化進(jìn)程與飛行器總體設(shè)計(jì)理念的變革密切相關(guān)。從動(dòng)力架構(gòu)的角度審視，傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要通過(guò)軸功率提取的方式驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)，為飛機(jī)提供所需的電能，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)仍是飛機(jī)的全部推力來(lái)源，發(fā)電機(jī)僅作為附件存在。然而，隨著電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)涵得到了極大的拓展，它不僅是飛機(jī)的動(dòng)力核心，同時(shí)也成為混合電推進(jìn)系統(tǒng)不可分割的組成部分。在這一新架構(gòu)下，飛行器的推力來(lái)源除發(fā)動(dòng)機(jī)本體外，還包括電力風(fēng)扇，能量來(lái)源則可能同時(shí)涵蓋燃油和高能量密度電池，形成了常規(guī)推進(jìn)、全電推進(jìn)、串聯(lián)混合電推進(jìn)、并聯(lián)混合電推進(jìn)以及渦輪電推進(jìn)等多種動(dòng)力組合形式。

具體而言，羅羅公司在其電氣化戰(zhàn)略中明確提出，航空動(dòng)力發(fā)展需兼顧燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的持續(xù)改進(jìn)與電推進(jìn)技術(shù)的創(chuàng)新突破。該公司正在開(kāi)發(fā)的超扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用可變螺距風(fēng)扇和嵌入式電起動(dòng)機(jī)發(fā)電機(jī)，將先進(jìn)的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展為能夠輸出更多電力的電氣機(jī)械?；贛250發(fā)動(dòng)機(jī)的混合電推進(jìn)系統(tǒng)驗(yàn)證機(jī)集成了高能量密度電池系統(tǒng)、發(fā)電機(jī)、電能轉(zhuǎn)換器以及先進(jìn)的電能管理和控制系統(tǒng)，可運(yùn)行于串聯(lián)混合電推進(jìn)、并聯(lián)混合電推進(jìn)和渦輪電力等多種模式。而與空客、西門(mén)子公司聯(lián)合開(kāi)展的E-Fan X驗(yàn)證項(xiàng)目則致力于測(cè)試功率達(dá)2兆瓦的串聯(lián)式混合電推進(jìn)系統(tǒng)，采用AE2100發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)2.5兆瓦發(fā)電機(jī)，帶動(dòng)西門(mén)子2兆瓦電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)涵道風(fēng)扇。

從用電負(fù)載的構(gòu)成來(lái)看，多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的電氣負(fù)載已從傳統(tǒng)的電動(dòng)燃油泵、電動(dòng)滑油泵、電力作動(dòng)器、磁浮軸承等附件級(jí)負(fù)載，擴(kuò)展至電力涵道風(fēng)扇這類(lèi)推進(jìn)級(jí)負(fù)載。這一變化使負(fù)載功率從千瓦級(jí)躍升至兆瓦級(jí)，負(fù)載特性也從相對(duì)平穩(wěn)的準(zhǔn)恒功率負(fù)載演變?yōu)榭赡軇×易兓膭?dòng)態(tài)負(fù)載。波音787客機(jī)就曾在2013年出現(xiàn)過(guò)機(jī)載電氣系統(tǒng)故障的案例，這從一個(gè)側(cè)面反映出大功率電氣系統(tǒng)引入后對(duì)系統(tǒng)可靠性和控制性能提出的更高要求。對(duì)于多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)而言，用電負(fù)載的突變不僅會(huì)影響發(fā)電電壓的穩(wěn)定，更重要的是會(huì)通過(guò)轉(zhuǎn)軸扭矩耦合影響發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速穩(wěn)定，進(jìn)而影響整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的推力輸出。因此，深入理解多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)在負(fù)載突變條件下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，發(fā)展有效的抗擾控制策略，具有重要的理論價(jià)值和工程意義。

三、起動(dòng)發(fā)電機(jī)電負(fù)載突變的穩(wěn)壓控制研究

針對(duì)起動(dòng)發(fā)電機(jī)在發(fā)電模式下電負(fù)載突變的穩(wěn)壓控制問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已開(kāi)展了大量卓有成效的研究工作。根據(jù)起動(dòng)發(fā)電機(jī)類(lèi)型的不同，這些研究主要涵蓋異步電機(jī)、三級(jí)式同步電機(jī)、開(kāi)關(guān)磁阻電機(jī)和雙凸極電機(jī)四類(lèi)機(jī)型的控制策略探索。

異步起動(dòng)發(fā)電機(jī)因其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠、轉(zhuǎn)矩脈動(dòng)小等優(yōu)點(diǎn)而受到廣泛關(guān)注。電力電子變換技術(shù)的快速發(fā)展使得異步電機(jī)發(fā)電特性相對(duì)較差的固有劣勢(shì)得以通過(guò)合適的控制方法加以彌補(bǔ)。胡育文等針對(duì)三相籠型異步起動(dòng)發(fā)電系統(tǒng)開(kāi)展深入研究，成功研制出18千瓦樣機(jī)，在發(fā)電控制中采用瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩控制策略，樣機(jī)在突加突卸71%額定負(fù)載時(shí)電壓恢復(fù)時(shí)間約為10毫秒，展現(xiàn)出優(yōu)異的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能。劉皓喆等針對(duì)雙繞組感應(yīng)起動(dòng)發(fā)電機(jī)的發(fā)電狀態(tài)提出一種直接功率控制策略，并開(kāi)展加載、卸載試驗(yàn)驗(yàn)證，電壓動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)時(shí)間約為40毫秒，電壓最大波動(dòng)控制在5%左右。為進(jìn)一步提升控制性能，他們還提出基于線性自抗擾控制的交流電壓控制策略，通過(guò)構(gòu)建交流電壓的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)電壓擾動(dòng)進(jìn)行實(shí)時(shí)觀測(cè)和補(bǔ)償，研究表明相比傳統(tǒng)PI交流電壓控制，線性自抗擾控制在抗擾能力和動(dòng)態(tài)性能方面具有明顯優(yōu)勢(shì)，突加突卸負(fù)載試驗(yàn)中交流電壓動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)時(shí)間不超過(guò)30毫秒。

三級(jí)式同步起動(dòng)發(fā)電機(jī)具有良好的發(fā)電特性，已在波音787客機(jī)上獲得實(shí)際應(yīng)用，F(xiàn)22戰(zhàn)機(jī)也選擇三級(jí)式同步電機(jī)建立270伏高壓直流發(fā)電系統(tǒng)。Sebastian等針對(duì)三級(jí)式同步發(fā)電機(jī)負(fù)載突變時(shí)的發(fā)電電壓擾動(dòng)問(wèn)題，提出一種基于發(fā)電機(jī)模型的d軸電流前饋補(bǔ)償方法，通過(guò)模型前饋的方式提前預(yù)知負(fù)載變化對(duì)電壓的影響并施加補(bǔ)償控制，有效抑制了電壓波動(dòng)。開(kāi)關(guān)磁阻電機(jī)以其優(yōu)異的容錯(cuò)性能著稱(chēng)，已在F-35戰(zhàn)機(jī)第一代PTMS渦輪機(jī)組中得到實(shí)際應(yīng)用。劉勇智等針對(duì)開(kāi)關(guān)磁阻電機(jī)發(fā)電過(guò)程的控制問(wèn)題，提出一種滑膜變結(jié)構(gòu)控制器，基于2千瓦樣機(jī)開(kāi)展恒轉(zhuǎn)速和勻加速負(fù)載突變?cè)囼?yàn)，發(fā)電電壓能在40毫秒內(nèi)調(diào)節(jié)至穩(wěn)態(tài)，驗(yàn)證了滑膜控制對(duì)參數(shù)變化和外部擾動(dòng)的強(qiáng)魯棒性。雙凸極起動(dòng)發(fā)電機(jī)由開(kāi)關(guān)磁阻電機(jī)演化而來(lái)，具有發(fā)電控制簡(jiǎn)單、高速運(yùn)行適應(yīng)性強(qiáng)的特點(diǎn)。于立提出雙凸極起動(dòng)發(fā)電機(jī)在發(fā)電模式下采用單級(jí)勵(lì)磁調(diào)壓可獲得更優(yōu)的動(dòng)態(tài)性能，突加突卸50%額定負(fù)載試驗(yàn)表明，電壓調(diào)節(jié)至穩(wěn)定的時(shí)間分別需要11.2毫秒和7.8毫秒。

相較于發(fā)電電壓穩(wěn)壓控制的豐碩研究成果，針對(duì)多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)電負(fù)載突變時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速抗擾控制的研究則相對(duì)較少。李雪偉提出一種PID加負(fù)載前饋插值的控制方法，仿真結(jié)果表明發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在電負(fù)載突變后能在2秒內(nèi)穩(wěn)定，初步驗(yàn)證了前饋補(bǔ)償在轉(zhuǎn)速抗擾控制中的有效性。仇小杰等將自抗擾控制方法應(yīng)用于輔助動(dòng)力裝置發(fā)電和引氣抗擾控制中，輔助動(dòng)力裝置本質(zhì)上可視為小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，基于某型輔助動(dòng)力裝置部件級(jí)模型的仿真驗(yàn)證顯示，相比傳統(tǒng)增益調(diào)度PI控制方法，受擾后轉(zhuǎn)速波動(dòng)量減少了35%，轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)時(shí)間縮短了9%。這些研究為多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速抗擾控制提供了有益的思路借鑒，但現(xiàn)有成果大多將起動(dòng)發(fā)電機(jī)與航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為獨(dú)立對(duì)象分別研究，發(fā)電模式下起動(dòng)發(fā)電機(jī)將發(fā)動(dòng)機(jī)視為轉(zhuǎn)速不受影響的原動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)則將起動(dòng)發(fā)電機(jī)簡(jiǎn)化為軸功率提取，這種割裂的處理方式難以準(zhǔn)確反映兩者間的動(dòng)態(tài)耦合關(guān)系。

四、多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電機(jī)負(fù)載突變擾動(dòng)特性

多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)本質(zhì)上是一個(gè)強(qiáng)非線性、跨學(xué)科耦合的復(fù)雜系統(tǒng)，涉及電磁、機(jī)械、熱力學(xué)等多個(gè)物理域的相互作用。起動(dòng)發(fā)電機(jī)與航空發(fā)動(dòng)機(jī)同軸剛性連接的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)決定了二者之間存在緊密的轉(zhuǎn)速-扭矩耦合關(guān)系。從能量流動(dòng)的角度分析，航空發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)燃燒燃油產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)猓?qū)動(dòng)渦輪膨脹做功，輸出的軸功率一部分用于驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)壓縮空氣，剩余部分通過(guò)轉(zhuǎn)軸傳遞給起動(dòng)發(fā)電機(jī)，由起動(dòng)發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)換為電能供給機(jī)載負(fù)載。當(dāng)發(fā)電機(jī)負(fù)載發(fā)生突變時(shí)，例如大功率負(fù)載突然接入，發(fā)電機(jī)電磁轉(zhuǎn)矩會(huì)瞬間增大，這一增大的制動(dòng)轉(zhuǎn)矩通過(guò)剛性轉(zhuǎn)軸作用于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子，使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。轉(zhuǎn)速的下降又會(huì)引起壓氣機(jī)流量和壓比的變化，進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒過(guò)程和渦輪做功能力，最終導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率的改變。

這種耦合關(guān)系的數(shù)學(xué)描述可采用轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)方程加以表達(dá)。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子加速度由渦輪剩余功率與發(fā)電機(jī)負(fù)載功率之差決定，當(dāng)發(fā)電機(jī)提取功率突變時(shí)，轉(zhuǎn)子的動(dòng)態(tài)平衡被打破，轉(zhuǎn)速出現(xiàn)波動(dòng)。從控制系統(tǒng)的視角審視，發(fā)電機(jī)負(fù)載轉(zhuǎn)矩構(gòu)成作用于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速回路的外部擾動(dòng)，這一擾動(dòng)的特點(diǎn)是幅值大、變化快、不確定性強(qiáng)。與此同時(shí)，轉(zhuǎn)速的變化也會(huì)反作用于發(fā)電機(jī)系統(tǒng)，因?yàn)榘l(fā)電機(jī)的感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)與轉(zhuǎn)速成正比，轉(zhuǎn)速下降會(huì)導(dǎo)致發(fā)電電壓降低，觸發(fā)電壓調(diào)節(jié)器動(dòng)作，改變勵(lì)磁電流或功率變換器的占空比以維持電壓恒定，這一調(diào)節(jié)過(guò)程又會(huì)引起發(fā)電機(jī)電磁轉(zhuǎn)矩的進(jìn)一步變化。由此形成了轉(zhuǎn)速與電壓之間的雙向耦合：發(fā)電控制引起的負(fù)載轉(zhuǎn)矩變化對(duì)轉(zhuǎn)速控制存在顯著耦合影響，而轉(zhuǎn)速變化對(duì)發(fā)電控制量增益系數(shù)的耦合影響則相對(duì)較弱。

多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行工況具有寬域變化的特征，從地面起動(dòng)、爬升、巡航到下降著陸，飛行高度、馬赫數(shù)以及發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速均在較大范圍內(nèi)變化。不同工況下發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)特性參數(shù)存在顯著差異，這給控制器設(shè)計(jì)帶來(lái)了額外挑戰(zhàn)。例如，高空低雷諾數(shù)條件下壓氣機(jī)和渦輪的效率會(huì)發(fā)生變化，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)燃油流量的響應(yīng)特性改變。同時(shí)，電氣負(fù)載的突變可能發(fā)生在任意工況點(diǎn)，這就要求抗擾控制算法必須能夠在全飛行包線內(nèi)保持良好的控制性能，而不僅僅是在某個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)附近有效。

五、基于改進(jìn)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器自抗擾控制

5.1 線性自抗擾控制基本原理

自抗擾控制技術(shù)由韓京清研究員于1998年正式提出，其核心思想是將系統(tǒng)內(nèi)部動(dòng)態(tài)與外部擾動(dòng)共同定義為總擾動(dòng)，通過(guò)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)總擾動(dòng)進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)并在控制律中加以補(bǔ)償，從而將復(fù)雜的非線性不確定系統(tǒng)簡(jiǎn)化為串聯(lián)積分型標(biāo)準(zhǔn)形式。為解決非線性自抗擾控制器參數(shù)眾多、難以整定的工程應(yīng)用難題，高志強(qiáng)教授提出基于帶寬概念的線性自抗擾控制參數(shù)整定方法，極大地增強(qiáng)了自抗擾控制技術(shù)的工程實(shí)用性。在線性自抗擾控制框架下，擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的增益由觀測(cè)器帶寬唯一確定，控制器的增益則由控制器帶寬決定，參數(shù)物理意義明確，整定過(guò)程直觀簡(jiǎn)便。

對(duì)于多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)，可將其動(dòng)態(tài)特性表述為二階非線性系統(tǒng)形式。將模型未知?jiǎng)討B(tài)與外部負(fù)載擾動(dòng)合并為總擾動(dòng)，通過(guò)線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)和總擾動(dòng)進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)。觀測(cè)器帶寬越大，對(duì)總擾動(dòng)的跟蹤速度越快，估計(jì)精度越高，但過(guò)高的觀測(cè)器帶寬會(huì)放大測(cè)量噪聲的影響，甚至可能引發(fā)系統(tǒng)不穩(wěn)定，同時(shí)也受限于控制系統(tǒng)的采樣周期?？刂破鲙拕t決定系統(tǒng)對(duì)給定指令的跟蹤速度，通常取值小于觀測(cè)器帶寬以保證系統(tǒng)穩(wěn)定性。

5.2 基于耦合機(jī)理的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器改進(jìn)

常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器在處理變化劇烈、不確定性強(qiáng)的總擾動(dòng)時(shí)，受限于有限的觀測(cè)器帶寬，往往難以達(dá)到理想的跟蹤精度。針對(duì)多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電機(jī)負(fù)載突變的特定擾動(dòng)特性，本文從發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)的耦合機(jī)理出發(fā)，對(duì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器進(jìn)行針對(duì)性改進(jìn)，提出一種改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器。

首先，將耦合輸入引入擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器。基于對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)耦合機(jī)理的分析，發(fā)電機(jī)負(fù)載轉(zhuǎn)矩可測(cè)或可計(jì)算，這一信息若能加以利用，可使擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器不必估計(jì)全部擾動(dòng)，而只需估計(jì)剩余的部分。具體而言，將發(fā)電機(jī)負(fù)載轉(zhuǎn)矩作為已知的耦合輸入項(xiàng)加入擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器模型，這樣觀測(cè)器需要估計(jì)的總擾動(dòng)中已扣除已知耦合部分，從而降低了觀測(cè)器的估計(jì)負(fù)擔(dān)。仿真結(jié)果表明，引入耦合輸入補(bǔ)償后，總擾動(dòng)的最大估計(jì)誤差減小80%，這一改進(jìn)對(duì)于提升觀測(cè)器在有限帶寬下的估計(jì)精度具有重要意義。

其次，在擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器中引入觀測(cè)誤差積分項(xiàng)。常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器為二階或三階結(jié)構(gòu)，其對(duì)斜坡類(lèi)擾動(dòng)的估計(jì)存在穩(wěn)態(tài)誤差。通過(guò)在觀測(cè)器中增加觀測(cè)誤差積分通道，相當(dāng)于提高了觀測(cè)器的型別，使觀測(cè)器對(duì)斜坡擾動(dòng)乃至加速度擾動(dòng)具備無(wú)靜差跟蹤能力。觀測(cè)誤差積分項(xiàng)的引入能夠使總擾動(dòng)的估計(jì)誤差更快地趨于零，這對(duì)于縮短轉(zhuǎn)速受擾后的調(diào)節(jié)時(shí)間具有積極作用。

再次，引入動(dòng)態(tài)調(diào)度參數(shù)以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)寬工況運(yùn)行的特點(diǎn)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行高度、馬赫數(shù)和轉(zhuǎn)速下，其動(dòng)態(tài)特性參數(shù)存在顯著變化。固定參數(shù)的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器難以在全飛行包線內(nèi)保持一致的估計(jì)性能。因此，根據(jù)當(dāng)前工況點(diǎn)對(duì)觀測(cè)器參數(shù)進(jìn)行動(dòng)態(tài)調(diào)度，使觀測(cè)器參數(shù)與發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前動(dòng)態(tài)特性相匹配，可進(jìn)一步提升擾動(dòng)估計(jì)的準(zhǔn)確性和快速性。

5.3 改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的控制結(jié)構(gòu)

基于上述改進(jìn)思路，構(gòu)建的改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器結(jié)構(gòu)包含耦合輸入通路、觀測(cè)誤差積分回路和參數(shù)動(dòng)態(tài)調(diào)度模塊三部分。耦合輸入通路將發(fā)電機(jī)負(fù)載轉(zhuǎn)矩測(cè)量值實(shí)時(shí)引入觀測(cè)器方程，作為已知?jiǎng)討B(tài)加以抵消；觀測(cè)誤差積分回路對(duì)輸出估計(jì)誤差進(jìn)行積分處理，將積分量反饋至狀態(tài)估計(jì)方程，提高觀測(cè)器型別；參數(shù)動(dòng)態(tài)調(diào)度模塊根據(jù)當(dāng)前飛行高度、馬赫數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，查表或函數(shù)計(jì)算得到與當(dāng)前工況匹配的觀測(cè)器增益系數(shù)。

基于改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾控制律仍采用比例-微分組合形式，利用觀測(cè)器估計(jì)的轉(zhuǎn)速和總擾動(dòng)，構(gòu)造控制量對(duì)總擾動(dòng)進(jìn)行實(shí)時(shí)補(bǔ)償。控制器的輸出為燃油流量指令，作用于發(fā)動(dòng)機(jī)燃油計(jì)量裝置，調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)供油量以抵消發(fā)電機(jī)負(fù)載突變引起的轉(zhuǎn)速波動(dòng)。整個(gè)控制系統(tǒng)形成雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)：內(nèi)環(huán)為改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，負(fù)責(zé)總擾動(dòng)的實(shí)時(shí)估計(jì)；外環(huán)為狀態(tài)反饋控制律，基于估計(jì)信息計(jì)算控制量。

六、發(fā)電機(jī)負(fù)載突變時(shí)自抗擾控制仿真驗(yàn)證

6.1 仿真平臺(tái)與試驗(yàn)設(shè)計(jì)

為驗(yàn)證所提出的基于改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾控制算法在抑制發(fā)電機(jī)負(fù)載突變擾動(dòng)方面的有效性，基于建立的多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型開(kāi)展數(shù)字仿真研究。該部件級(jí)模型采用基于功率流建模的技術(shù)路線，在保留發(fā)動(dòng)機(jī)主要?jiǎng)討B(tài)特性的同時(shí)兼顧電氣系統(tǒng)的響應(yīng)特性，能夠準(zhǔn)確反映發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)之間的轉(zhuǎn)速-扭矩耦合關(guān)系。仿真試驗(yàn)以多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)巡航工況為基準(zhǔn)，模擬發(fā)電機(jī)在33%至100%額定負(fù)載范圍內(nèi)的突加和突卸過(guò)程。為對(duì)比各項(xiàng)改進(jìn)措施對(duì)抗擾控制效果的影響，分別設(shè)置常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器、引入耦合輸入的改進(jìn)觀測(cè)器、引入耦合輸入與觀測(cè)誤差積分的改進(jìn)觀測(cè)器以及同時(shí)引入耦合輸入、觀測(cè)誤差積分與動(dòng)態(tài)調(diào)度參數(shù)的改進(jìn)觀測(cè)器四組對(duì)照試驗(yàn)，并確保所有觀測(cè)器采用相同的觀測(cè)器帶寬，以保證對(duì)比的公平性。

6.2 負(fù)載突變時(shí)抗擾控制仿真結(jié)果分析

仿真結(jié)果表明，對(duì)于轉(zhuǎn)速控制回路，耦合輸入補(bǔ)償?shù)囊腼@著降低了轉(zhuǎn)速受負(fù)載突變擾動(dòng)的超調(diào)量，使轉(zhuǎn)速受擾后的最大波動(dòng)幅度控制在0.5%以內(nèi)。這一改進(jìn)效果歸因于耦合輸入對(duì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)負(fù)擔(dān)的減輕：當(dāng)發(fā)電機(jī)負(fù)載轉(zhuǎn)矩作為已知信息加入觀測(cè)器后，觀測(cè)器無(wú)需完全依靠輸出誤差來(lái)估計(jì)這一部分?jǐn)_動(dòng)，從而在有限帶寬下能夠更準(zhǔn)確地估計(jì)剩余擾動(dòng)成分。觀測(cè)誤差積分項(xiàng)的加入則有效縮短了轉(zhuǎn)速受擾后調(diào)節(jié)至穩(wěn)態(tài)的時(shí)間，調(diào)節(jié)時(shí)間由約2秒縮短至約1秒。這表明觀測(cè)誤差積分使擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)擾動(dòng)的估計(jì)誤差收斂速度加快，控制系統(tǒng)能夠更及時(shí)地對(duì)擾動(dòng)做出補(bǔ)償。參數(shù)的動(dòng)態(tài)調(diào)度進(jìn)一步改善了抗擾控制效果，在超調(diào)和調(diào)節(jié)時(shí)間兩方面均有小幅優(yōu)化，但其改善效果不如前兩項(xiàng)改進(jìn)顯著。

對(duì)總擾動(dòng)估計(jì)誤差的分析進(jìn)一步揭示了控制性能改善的內(nèi)在原因。常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)總擾動(dòng)的估計(jì)存在明顯的相位滯后和幅值衰減，尤其是在負(fù)載突變瞬間，估計(jì)誤差達(dá)到較大值。引入耦合輸入后，估計(jì)誤差的峰值顯著降低；加入觀測(cè)誤差積分后，誤差收斂速度加快；而動(dòng)態(tài)調(diào)度則使觀測(cè)器在全工況范圍內(nèi)保持一致的估計(jì)性能。定量分析表明，在同等的觀測(cè)器帶寬下，改進(jìn)后的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)總擾動(dòng)的最大估計(jì)誤差減小80%。

值得特別關(guān)注的是電壓控制回路的改進(jìn)效果相對(duì)有限。深入分析發(fā)現(xiàn)，這一現(xiàn)象的本質(zhì)原因在于起動(dòng)發(fā)電機(jī)電壓控制的采樣周期遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制回路的采樣周期。一般而言，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的采樣周期約為20毫秒量級(jí)，而起動(dòng)發(fā)電機(jī)的控制采樣周期可達(dá)0.1毫秒量級(jí)，這意味著發(fā)電機(jī)電壓控制回路可采用的觀測(cè)器帶寬遠(yuǎn)高于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制回路。在觀測(cè)器帶寬足夠大的情況下，常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器已能實(shí)現(xiàn)對(duì)電壓擾動(dòng)的快速準(zhǔn)確估計(jì)，因此對(duì)觀測(cè)器結(jié)構(gòu)的進(jìn)一步改進(jìn)帶來(lái)的效益不明顯。這一發(fā)現(xiàn)具有重要的工程指導(dǎo)意義：對(duì)于觀測(cè)器帶寬受限的回路，如發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制，改進(jìn)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器結(jié)構(gòu)十分必要；而對(duì)于觀測(cè)器帶寬充足的回路，如發(fā)電機(jī)電壓控制，采用常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器已能滿足控制要求。

6.3 多工況抗擾控制仿真驗(yàn)證

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際運(yùn)行中需面對(duì)寬廣的飛行包線，因此抗擾控制算法的工況適應(yīng)性至關(guān)重要。為驗(yàn)證基于改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾控制算法在不同飛行工況下的抗擾能力，選取飛行包線內(nèi)三個(gè)典型工況點(diǎn)，分別在不同轉(zhuǎn)速條件下進(jìn)行恒功率負(fù)載突加突卸試驗(yàn)和功率負(fù)載交變?cè)囼?yàn)。仿真結(jié)果顯示，所提算法能夠有效應(yīng)對(duì)不同飛行工況下的用電負(fù)載突變，轉(zhuǎn)速受擾后的超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間相比常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器均有顯著改善。

為進(jìn)一步量化改進(jìn)效果，在全包線范圍內(nèi)均勻選取飛行高度0至10千米、飛行馬赫數(shù)0至1.5、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速0.85至1范圍內(nèi)的36種工況，開(kāi)展恒功率用電負(fù)載突加試驗(yàn)。從轉(zhuǎn)速受擾后超調(diào)量、調(diào)節(jié)至穩(wěn)態(tài)時(shí)間以及積分時(shí)間絕對(duì)誤差三個(gè)維度對(duì)控制性能進(jìn)行評(píng)估。統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，引入耦合輸入補(bǔ)償顯著降低了超調(diào)量，引入觀測(cè)誤差積分顯著縮短了調(diào)節(jié)時(shí)間，而動(dòng)態(tài)調(diào)度參數(shù)則在全工況范圍內(nèi)保證了控制性能的一致性。定量分析顯示，改進(jìn)后轉(zhuǎn)速受擾超調(diào)至少降低68%，調(diào)節(jié)時(shí)間至少縮短46%。這一組數(shù)據(jù)充分證明了基于改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾控制算法對(duì)發(fā)電機(jī)負(fù)載突變具有更強(qiáng)的抗擾能力。

七、電氣化驅(qū)動(dòng)的飛機(jī)動(dòng)力架構(gòu)多元化發(fā)展

電氣化浪潮正在深刻改變飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的總體架構(gòu)設(shè)計(jì)，促使動(dòng)力架構(gòu)朝著多元化方向演進(jìn)。從目前的技術(shù)發(fā)展路徑來(lái)看，主要形成了全電架構(gòu)、串聯(lián)混合電架構(gòu)、并聯(lián)混合電架構(gòu)和渦輪電架構(gòu)四種典型方案，每種架構(gòu)都有其特定的適用場(chǎng)景和技術(shù)特點(diǎn)。

全電架構(gòu)是指飛行器的全部推力來(lái)源均由電能提供，能量完全存儲(chǔ)于機(jī)載電池中，不消耗燃油。這一架構(gòu)的優(yōu)勢(shì)在于飛行過(guò)程中零排放、噪聲低，但受限于當(dāng)前電池技術(shù)的能量密度水平，僅適用于輕型運(yùn)動(dòng)類(lèi)飛機(jī)、航程較短的通勤飛機(jī)以及城市空中交通飛行器等小型平臺(tái)。羅羅公司正在開(kāi)發(fā)的ACCEL全電動(dòng)飛機(jī)項(xiàng)目瞄準(zhǔn)的就是這一市場(chǎng)領(lǐng)域，該機(jī)采用6000個(gè)鋰離子電池供電，驅(qū)動(dòng)3臺(tái)YASA 750R電動(dòng)機(jī)，為螺旋槳提供372千瓦功率，計(jì)劃飛行速度達(dá)到483千米每小時(shí)。

串聯(lián)混合電架構(gòu)采用燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，所產(chǎn)生的電能一部分用于驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)風(fēng)扇或螺旋槳產(chǎn)生推力，另一部分可為機(jī)載電池充電。在這一架構(gòu)中，燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)不直接產(chǎn)生推力，其全部功率輸出均轉(zhuǎn)化為電能。串聯(lián)架構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)在于發(fā)動(dòng)機(jī)與推進(jìn)器之間沒(méi)有機(jī)械連接，發(fā)動(dòng)機(jī)可始終運(yùn)行于最優(yōu)工況附近，有利于提高燃油效率和降低排放，且便于實(shí)現(xiàn)分布式推進(jìn)布局。羅羅公司基于M250發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)發(fā)的混合電推進(jìn)系統(tǒng)驗(yàn)證機(jī)即可運(yùn)行于串聯(lián)混合模式。

并聯(lián)混合電架構(gòu)則是燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)與電動(dòng)機(jī)共同為推進(jìn)器提供軸功率。兩者通過(guò)某種形式的并車(chē)裝置將功率耦合后驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇或螺旋槳。并聯(lián)架構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)在于結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，功率傳輸效率較高，且當(dāng)電動(dòng)機(jī)不工作時(shí)仍可由發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器，具有一定的冗余容錯(cuò)能力。其缺點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速與推進(jìn)器轉(zhuǎn)速存在耦合，發(fā)動(dòng)機(jī)難以始終運(yùn)行于最優(yōu)工況。并聯(lián)混合架構(gòu)適用于從現(xiàn)有傳統(tǒng)動(dòng)力向混合電推進(jìn)過(guò)渡的應(yīng)用場(chǎng)景。

渦輪電架構(gòu)是專(zhuān)門(mén)針對(duì)大功率電推進(jìn)需求發(fā)展出的一種特殊形式。在這種架構(gòu)下，燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，電力直接驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)涵道風(fēng)扇產(chǎn)生推力，電池系統(tǒng)作為冗余或峰值功率補(bǔ)充。渦輪電架構(gòu)的特點(diǎn)在于實(shí)現(xiàn)了推力產(chǎn)生與功率生成之間的解耦，便于采用分布式推進(jìn)布局以顯著提高推進(jìn)效率。NASA的N3-X飛行器方案采用的就是渦輪電架構(gòu)，其電功率需求高達(dá)50兆瓦，通過(guò)分布在機(jī)翼和機(jī)身表面的多個(gè)電驅(qū)動(dòng)涵道風(fēng)扇產(chǎn)生推力，可顯著降低翼載和提高升阻比。STARC-ABL飛行器則采用尾部安裝電力涵道風(fēng)扇的渦輪電架構(gòu)，用電功率需求為2至3兆瓦。

從發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，未來(lái)大型民用飛機(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)更可能采用渦輪電或串聯(lián)混合電架構(gòu)，中小型通用航空器和城市空中交通飛行器則可能以全電或并聯(lián)混合電架構(gòu)為主。無(wú)論何種架構(gòu)，多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為核心功率部件，其控制性能對(duì)整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)的影響將日益凸顯。

八、結(jié)論與展望

本文針對(duì)多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)電機(jī)負(fù)載突變條件下的抗擾控制問(wèn)題，系統(tǒng)分析了發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)之間的耦合機(jī)理，提出一種基于改進(jìn)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾控制算法。通過(guò)將耦合輸入、觀測(cè)誤差積分和動(dòng)態(tài)調(diào)度參數(shù)引入擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，有效提升了有限觀測(cè)器帶寬下對(duì)總擾動(dòng)的估計(jì)精度和收斂速度?；诙嚯姾娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型的仿真驗(yàn)證表明，所提算法能夠顯著改善轉(zhuǎn)速受擾后的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能，超調(diào)量至少降低68%，調(diào)節(jié)時(shí)間至少縮短46%，總擾動(dòng)最大估計(jì)誤差減小80%。研究還發(fā)現(xiàn)，轉(zhuǎn)速控制與發(fā)電電壓控制之間存在雙向耦合，但發(fā)電控制引起的負(fù)載轉(zhuǎn)矩變化對(duì)轉(zhuǎn)速控制耦合影響顯著，而轉(zhuǎn)速變化對(duì)發(fā)電控制量增益系數(shù)的耦合影響相對(duì)較弱。此外，觀測(cè)器帶寬受限與否決定了改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的適用性：對(duì)于帶寬受限的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制回路，觀測(cè)器結(jié)構(gòu)改進(jìn)效果顯著；對(duì)于帶寬充足的發(fā)電機(jī)電壓控制回路，常規(guī)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器已能滿足要求。

在多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)的未來(lái)發(fā)展中，以下幾個(gè)方面值得持續(xù)關(guān)注和深入研究。其一，多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)的建模精度需進(jìn)一步提升，特別是面向控制的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)模型需要在準(zhǔn)確性與實(shí)時(shí)性之間取得平衡，可考慮采用基于辨識(shí)的阻抗模型建模技術(shù)處理跨時(shí)間尺度的多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題。其二，隨著雙起動(dòng)發(fā)電機(jī)構(gòu)型的應(yīng)用日益廣泛，電功率傳輸技術(shù)和渦輪電能管理技術(shù)有望進(jìn)一步優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)在低轉(zhuǎn)速和過(guò)渡狀態(tài)下的性能，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)與電氣系統(tǒng)的深度協(xié)同控制。其三，電推進(jìn)系統(tǒng)中電氣故障對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響機(jī)理和容錯(cuò)控制策略亟待深入研究，包括短路故障、功率器件失效等電氣故障條件下如何通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)的協(xié)同控制保障推進(jìn)系統(tǒng)安全。其四，推力一體化控制將成為未來(lái)電推進(jìn)飛行器的核心技術(shù)，涉及發(fā)動(dòng)機(jī)、電動(dòng)機(jī)、風(fēng)扇以及可能存在的電池系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)控制，需建立綜合考慮燃油消耗、排放和飛行任務(wù)需求的能量管理優(yōu)化框架。隨著電氣化進(jìn)程的持續(xù)推進(jìn)，多電航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)必將在航空動(dòng)力發(fā)展中發(fā)揮越來(lái)越關(guān)鍵的作用。

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