CN111608808A - 输入受限航空发动机增益调度容错控制器 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，包括PID控制器组容错控制模块、输入限制模块和气路部件故障诊断模块；PID控制器组容错控制模块产生控制向量v并输出给输入限制模块，输入限制模块产生限制后的控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到气路部件故障诊断模块，气路部件故障诊断模块诊断发动机的气路部件故障，解算得到发动机的健康参数h，并输出到PID控制器组容错控制模块；PID控制器组容错控制模块内设计有若干PID控制器，PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α，利用内部设计的若干PID控制器计算得到适应的PID控制器，该PID控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u。本发明能够在保证发动机安全工作的前提下，在发动机机气路部件故障的情况下依旧对真实发动机进行良好控制，保证发动机安全工作，充分发挥发动机的性能，提高飞机的安全性和性能。

Description

输入受限航空发动机增益调度容错控制器

技术领域

本发明涉及航空发动机控制技术领域，尤其涉及一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器。

背景技术

航空发动机是一个复杂的非线性动力学***,在范围宽广的飞行包线内工作时,发动机的工作状态随着外部条件和飞行条件的变化而不断变化。采用单一的线性控制器无法对发动机在全飞行包线内进行良好的控制，所以有人提出了非线性控制器设计方法，然而该方法不成熟而且非常复杂。针对发动机的控制，使用较多的是增益调度控制，通过对非线性模型中的一些稳定设计点进行线性化以获得对应各个点的线性化模型,然后针对各线化模型分别设计控制器,运用拟合或插值的方法将各个控制器连接起来，从而使用线性控制器对非线性发动机进行有效控制。

然而，现代战机对航空发动机性能的要求不断提高，其结构也越来越复杂，并且由于发动机工作环境的恶劣多变，发动机故障约占飞机总故障的1/3。其中，气路部件故障占发动机总体故障的90％以上，其维护费用占发动机总体维护费用的60％。为了保证发动机安全工作并使故障发动机提供足够的性能来保证飞机安全飞行或具有高的机动性，必须对故障的发动机性能进行恢复，并且对发动机进行容错控制，保证控制***正常稳定工作且具有良好的性能。因此，研究发动机气路部件故障容错控制方法具有重要意义。

传统的气路部件故障容错控制方法在航空发动机出现气路部件故障时通过修正控制规律，使得发动机的推力与油门杆始终匹配，有效的保证了发动机的推力。然而，这些设计方法并没有解决当前控制器和发动机模型不匹配从而导致控制***性能下降甚至不稳定的问题。当发动机发生气路部件故障时，发动机在同一工作点的线性化模型也会发生较大变化。因此，根据正常状态的发动机模型设计的控制器一般无法保证气路部件故障时发动机的性能，甚至无法保证控制***的闭环稳定。

此外，过大的控制输入会导致发动机损坏，因此我们需要考虑控制输入受限的控制器的设计。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，能够在发动机机气路部件故障的情况下依旧对真实发动机进行良好控制，保证发动机安全工作，充分发挥发动机的性能，提高飞机的安全性和性能。并且考虑控制输入受限，保证发动机安全工作。

本发明的技术方案为：

所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：包括PID控制器组容错控制模块、输入限制模块和气路部件故障诊断模块；

其中PID控制器组容错控制模块、输入限制模块、气路部件故障诊断模块与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成气路部件故障调度控制回路；

所述PID控制器组容错控制模块产生控制向量v并输出给输入限制模块，输入限制模块产生限制后的控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到气路部件故障诊断模块，气路部件故障诊断模块诊断发动机的气路部件故障情况得到航空发动机的健康参数h，并输出到PID控制器组容错控制模块；

PID控制器组容错控制模块、输入限制模块、与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器还组成调度参数调度控制回路；由传感器输出调度参数α至PID控制器组容错控制模块；

所述输入限制模块限制了控制输入向量的幅值，避免给发动机过大的控制输入导致发动机损坏；

所述PID控制器组容错控制模块内设计有若干PID控制器，所述PID控制器是利用若干线性化模型而分别设计得到的，所述线性化模型是对航空发动机不同设定工作点下的、不同气路部件故障下的航空发动机非线性模型进行线性化后得到的；

所述PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α，利用内部设计的若干PID控制器计算得到适应的PID控制器，该PID控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制向量v。

进一步的，所述PID控制器组容错控制模块内设计若干PID控制器的过程为：在全飞行包线内根据调度参数α选取q个工作点对包含健康参数的发动机非线性模型进行线性化得到q个含有健康参数的线性化模型，通过调整健康参数的值，得到分别在发动机无气路部件故障和特定气路部件故障处的11q个线性化模型，并对这11q个线性化模型分别设计相应的PID控制器从而组成PID控制器组。

进一步的，所述气路部件故障诊断模块中包括非线性机载发动机模型和分段线性化卡尔曼滤波器；

所述非线性机载发动机模型为带健康参数的发动机非线性模型：

y＝g(x,u,h)

其中

为控制输入向量，

为状态向量，

为输出向量，

为健康参数向量，f(·)为表示***动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生***输出的m维可微非线性向量函数；非线性机载发动机模型输入为控制输入向量u以及上一周期的健康参数h，其输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)作为分段线性化卡尔曼滤波器当前周期的估计初始值；

所述分段线性化卡尔曼滤波器的输入为测量参数y以及非线性机载发动机模型输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)，根据公式

计算得到当前周期的发动机的健康参数h；其中

K为卡尔曼滤波的增益，满足

P为Ricati方程

的解；系数A_aug和C_aug根据公式

确定，而A、C、L、M是将健康参数h看作发动机的控制输入，并对非线性机载发动机模型在健康稳态参考点处进行线性化得到的反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型

的系数：

w为***噪声，v为测量噪声，相应的协方差矩阵为对角阵Q和R。

进一步的，所述PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α插值得到的适应的PID控制器。

进一步的，所述PID控制器组容错控制模块先根据航空发动机当前的调度参数α选择前后相邻的两个设定工作点α_i和α_i+1，并获取两个设定工作点α_i和α_i+1对应发动机无部件故障的控制器Kⁱ和Kⁱ⁺¹，各种典型部件故障Δh_{base_j}的控制器

Δh_{base_j}表示向量Δh的第j个元素的值为Δh_base，其他元素的值为0，即Δh_{base_j}表示10种不同的部件故障，例如Δh_{base_1}表示风扇发生了故障且风扇的效率变化量为Δh_base。根据公式

计算得到航空发动机所选工作点α_i和α_i+1处发动机的当前部件故障程度(健康参数为h)下的PID控制器K_i和K_i+1(式中Δh_j为向量Δh的第j个元素；仅考虑||Δh||≤||Δh_max||的发动机气路部件故障情况，当||Δh||>||Δh_max||发动机已失效)；再根据公式

计算得到航空发动机当前适应的容错PID控制器K(α)。

进一步的，所述输入限制模块采用多维矩形饱和函数，控制输入向量u为：

其中v₁和v_m为控制向量v的元素，v_1，max和v_m,max为控制向量v对应元素的限幅值。

进一步的，所述调度参数α包括航空发动机的风扇转速或者压气机转速。

进一步的，所述测量参数包括进气道出口、风扇出口、压气机出口、高压涡轮后、低压涡轮后的温度和压力，风扇转速和压气机转速。

有益效果

与现有技术相比较，本发明的输入受限航空发动机增益调度容错控制器利用传统增益调度控制器中固有的模块，通过新增气路部件故障诊断模块、输入限制模块，并对PID控制器组容错控制模块进行了改进，新增了发动机不同气路部件故障下的多组PID控制器。气路部件故障诊断模块通过健康参数的可靠估计实现了气路部件故障的准确判断，进而结合传统的调度参数，在保证发动机安全工作的前提下，实现发动机气路部件故障时的增益调度控制，保证发动机发生气路部件故障时仍安全工作，最大限度的提高发动机气路部件故障时增益调度的控制精度，缩短控制***的过渡时间，减小其动态偏差及静态偏差。经控制器控制非线性受控***，以使***在整个工作范围内，获得理想的动静态控制品质。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本发明输入受限航空发动机增益调度容错控制器的结构简图；

图2是本实施例气路部件故障调度控制回路中气路部件故障诊断模块的结构示意图；

图3是本实施例气路部件故障诊断模块中卡尔曼滤波器的结构示意图；

图4是本发明非线性发动机模型示意图。

具体实施方式

航空发动机在运行过程中由于自然磨损、腐蚀、积垢以及热蠕变等因素都会引起气路部件性能发生蜕化，并且当性能蜕化到一定程度会引发故障；另外，由于外物吸入引起的损伤、机械疲劳断裂等原因，也会引起气路部件故障的发生。前者故障发生的过程较为缓慢，而后者故障发生的过程是迅速的。当发动机气路部件发生故障却并未失效时，此时发动机的部分性能将会严重偏离额定状态。以涡轮部件为例，当其发生故障后，其工作效率将会下降，即将具有高温、高压的燃气转换为机械能的能力将会有所降低，但仍能为风扇或压气机部件提供相应的动力，使其工作在新的平衡状态下。此时发动机也已较大偏离原始状态。气路部件故障会导致发动机设计时所建立的非线性模型和气路部件故障时的真实发动机严重不匹配，进而导致根据该非线性模型设计的增益调度控制器无法对气路部件故障后的发动机进行良好的控制，严重降低了发动机的性能，甚至不能保证控制***的稳定性，无法保证发动机安全工作，并且过大的控制输入会导致发动机损坏。针对这一问题，下面给出本发明的分析研究过程。

1、发动机气路部件故障诊断

气路部件故障会导致部件对应的特性参数发生变化。发动机气路部件故障最终表征在不同转子部件的工作效率和流通量的改变上，即可以从风风扇、压气机、主燃烧、高压涡轮和低压涡轮部件的效率系数或者流量系数的变化来揭示发动机故障位置以及故障程度，风扇、压气机、主燃烧室、高压涡轮和低压涡轮部件的效率系数或流量系数被称为健康参数。

基于部件法，建立带健康参数的发动机非线性模型

y＝g(x,u,h)

其中

为控制输入向量，

为状态向量，

为输出向量，

为健康参数向量，f(·)为表示***动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生***输出的m维可微非线性向量函数。

将健康参数h看作发动机的控制输入，采用小扰动法或拟合法对发动机非线性模型在健康稳态参考点处进行线性化。

其中

A′＝A,B′＝(B L),C′＝C,

D′＝(D M),Δu′＝(Δu Δh)^T

w为***噪声，v为测量噪声，h为健康参数,Δh＝h-h₀；上述w与v皆为不相关的高斯白噪声，其均值均为0，协方差矩阵为对角阵Q和R，即满足条件如下：

E(w)＝0 E[ww^T]＝Q

E(v)＝0 E[vv^T]＝R

Δ表示该参数的变化量，h₀表示发动机初始状态健康参数。

进一步得到了反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型

其中系数矩阵可由下式得到：

这些系数在发动机不同的工作状态具有不同的值。

实际上，健康参数很难测量，甚至不可能测量，而发动机各部分的压力、温度、转速等参数比较容易通过测量得到，通常称为“测量参数”，主要包括进气道出口、风扇出口、压气机出口、高压涡轮后、低压涡轮后的温度和压力，风扇转速和压气机转速。当发动机工作环境不发生变化时，健康参数的变化会引起被测参数的相应变化，二者之间存在气动热力学关系。因此，可以设计最优估计滤波器，通过测量参数来实现健康参数的最优估计。

对于渐变型部件故障，对应故障部件健康参数变化缓慢，因此在进行单次故障诊断的时间周期内，可以认为满足

对于突变型部件故障，更加关心的是发动机在故障发生后再次稳定工作时部件故障的严重程度，发动机再次稳定工作后，故障部件的健康参数变化依旧满足

将健康参数进一步转化为状态变量，可以得到

其中

建立的气路部件故障诊断模块主要由两部分组成，一部分是基于健康参数的非线性机载发动机模型，另一部分是分段线性卡尔曼滤波器。基本工作原理是将非线性机载发动机模型的输出作为分段线性卡尔曼滤波器的稳态参考值，并扩展健康参数，通过分段线性卡尔曼滤波器进行在线实时估计，最后反馈给非线性机载发动机模型进行在线实时更新，实现对实际发动机的实时跟踪。

卡尔曼估计方程为：

K为卡尔曼滤波的增益，满足

P为Ricati方程

的解；利用非线性机载模型输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)作为式

的初值，可得计算公式：

根据该计算公式可以得到发动机的健康参数h，实现发动机的气路部件故障诊断。

2、增益调度容错控制设计

增益调度控制的实质是设计一组线性化的控制器，然后将它们有规律地组合起来，从而能够控制非线性***。增益调度容错控制的基本原理是选择一系列的工作点，获得不同设定工作点下的、不同气路部件故障下的发动机线性化模型并分别设计对应的PID控制器得到图1中的PID控制器组。

请参阅图4，选择一组调度参数值α_i,i＝1,2,...,q，代表***的动态范围，并将飞行包线划分为几个子区间，并将这些点作为工作点。在工作点，有这些方程

其中

为所选择的第i个工作点，u_di为在时刻

保持平衡所需的稳态控制输入，h_di为时刻

的健康参数。

利用小扰动法，可以得到各工况点健康参数的线性模型，并得到发动机正常状态和性能退化h状态下的线性模型。

请参阅图4，上、下实线分别表示发动机无气路部件故障和有气路部件故障h的非线性模型。一系列的黑色小圆点表示发动机不同的工作点，在每一个工作点进行线性化得到线性模型。针对发动机正常状态和不同气路部件故障状态下的线性模型，分别设计一系列PID控制器得到图1中的PID控制器组。然后，在选定的工作点之间，对控制器增益进行线性内插，使得对于所有的固定参数值，闭环***都稳定且具有良好的性能。参数α是调度参数，这里可以定义为航空发动机的风扇转速或者压气机转速，可以实时测量。控制***的另一个调度变量是反映发动机气路部件故障程度的健康参数h。工作原理是图1中的PID控制器组容错控制模块根据调度参数和健康参数进行线性插值获得相应的PID控制器来控制***。

3、控制器的插值

这部分说明了图1中的PID控制器组容错控制模块通过调度参数和健康参数调度线性插值获得相应的PID控制器的调度计算原理。

分别在发动机正常状态和各种典型部件故障Δh_{base_j}状态下设计一系列线性PID控制器，对每个选定的工作点α_i进行控制。这将产生图1中的PID控制器组容错控制模块中的控制器

Kⁱ，

然后根据调度参数α和健康参数h对控制器进行插值，继而使用得到的插值控制器来控制***。

根据发动机当前的调度参数α选定周围相邻的两个工作点α_i和α_i+1，并获取两个设定工作点α_i和α_i+1对应发动机无部件故障的控制器Kⁱ和Kⁱ⁺¹，各种典型部件故障Δh_{base_j}的控制器

Δh_{base_j}表示向量Δh的第j个元素的值为Δh_base，其他元素的值为0，即Δh_{base_j}表示10种不同的部件故障，例如Δh_{base_1}表示风扇发生了故障且风扇的效率变化量为Δh_base。通过线性插值可以得到在工作点α_i处气路部件故障h处的控制器

同样的，可以得到在工作点α_i+1处气路部件故障h处的控制器

我们使用分段线性插值的方法，从PID控制器集K₁,K₂,...,K_q中对每一对控制器之间进行线性插值。得到当前调度参数α当前退化程度h处的线性插值控制器K(α),i＝1,2,...,q-1为

根据该公式可以得到某一工作点某一气路部件故障下相应的控制器，并对发动机进行有效控制。

4.***的输入限制

请参考图1，图1中的输入限制模块是为了建模***控制输入上的物理限制，使用了多维矩形饱和函数。限制航空发动机控制的输入，尤其是对于燃油流量输入。多维饱和函数还可以处理其他控制输入的限制，包括尾喷嘴的喉部面积。该函数是一个多维矩形饱和函数，定义为

其中v₁和v_m为控制向量v的元素，v_1，max和v_m,max为控制向量v对应元素的限幅值。对于所有的

下式给出了sat(·)

基于上述过程，下面给出本实施例中提出的一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，如图1所示，主要包括PID控制器组容错控制模块、输入限制模块和气路部件故障诊断模块。

其中PID控制器组容错控制模块、输入限制模块、气路部件故障诊断模块与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成气路部件故障调度控制回路10。

所述PID控制器组容错控制模块产生控制向量v并输出给输入限制模块，输入限制模块产生限制后的控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到气路部件故障诊断模块，气路部件故障诊断模块解算得到航空发动机的健康参数h，并输出到PID控制器组容错控制模块。

PID控制器组容错控制模块、输入限制模块、与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器还组成调度参数调度控制回路20；由传感器输出调度参数α至PID控制器组容错控制模块。

所述输入限制模块限制了控制输入向量的幅值，避免给发动机过大的控制输入导致发动机损坏。

优选的一种具体实现方式，所述输入限制模块采用多维矩形饱和函数，控制输入向量u为：

其中v₁和v_m为控制向量v的元素，v_1，max和v_m,max为控制向量v对应元素的限幅值。

所述PID控制器组容错控制模块内设计有若干PID控制器，所述PID控制器是利用若干线性化模型而分别设计得到的，所述线性化模型是对航空发动机不同设定工作点下的、不同气路部件故障下的航空发动机非线性模型进行线性化后得到的。

优选的一种具体实现方式，可以通过以下过程得到设计若干PID控制器：在全飞行包线内根据调度参数α选取q个工作点对包含健康参数的发动机非线性模型进行线性化得到q个含有健康参数的线性化模型，通过调整健康参数的值，得到分别在发动机无气路部件故障和特定气路部件故障处的11q个线性化模型，并对这11q个线性化模型分别设计相应的PID控制器从而组成PID控制器组。

所述PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α，利用内部设计的若干PID控制器计算得到适应的PID控制器，该PID控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u。

优选的一种具体实现方式，可以根据输入的健康参数h以及调度参数α插值得到的适应的PID控制器：

先根据航空发动机当前的调度参数α选择前后相邻的两个设定工作点α_i和α_i+1，并获取两个设定工作点α_i和α_i+1对应发动机无部件故障的控制器Kⁱ和Kⁱ⁺¹，各种典型部件故障Δh_{base_j}的控制器

Δh_{base_j}表示向量Δh的第j个元素的值为Δh_base，其他元素的值为0，即Δh_{base_j}表示10种不同的部件故障，例如Δh_{base_1}表示风扇发生了故障且风扇的效率变化量为Δh_base。根据公式

计算得到航空发动机所选工作点α_i和α_i+1处发动机的当前部件故障程度(健康参数为h)下的PID控制器K_i和K_i+1(式中Δh_j为向量Δh的第j个元素；仅考虑||Δh||≤||Δh_max||的发动机气路部件故障情况，当||Δh||>||Δh_max||发动机已失效)；再根据公式

计算得到航空发动机当前适应的容错PID控制器K(α)。

所述气路部件故障诊断模块中包括非线性机载发动机模型和分段线性化卡尔曼滤波器。

所述非线性机载发动机模型为带健康参数的发动机非线性模型：

y＝g(x,u,h)

其中

为控制输入向量，

为状态向量，

为输出向量，

为健康参数向量，f(·)为表示***动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生***输出的m维可微非线性向量函数；非线性机载发动机模型输入为控制输入向量u以及上一周期的健康参数h，其输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)作为分段线性化卡尔曼滤波器当前周期的估计初始值。

所述分段线性化卡尔曼滤波器的输入为测量参数y以及非线性机载发动机模型输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)，根据公式

计算得到当前周期的发动机的健康参数h。

其中

K为卡尔曼滤波的增益，满足

P为Ricati方程

的解；系数A_aug和C_aug根据公式

确定，而A、C、L、M是将健康参数h看作发动机的控制输入，并对非线性机载发动机模型在健康稳态参考点处进行线性化得到的反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型

的系数：

w为***噪声，v为测量噪声，相应的协方差矩阵为对角阵Q和R。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (7)

1.一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：包括PID控制器组容错控制模块、输入限制模块和气路部件故障诊断模块；

其中PID控制器组容错控制模块、输入限制模块、气路部件故障诊断模块与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器组成气路部件故障调度控制回路；

所述PID控制器组容错控制模块产生控制向量v并输出给输入限制模块，输入限制模块产生限制后的控制输入向量u并输出给航空发动机本体，传感器得到航空发动机测量参数y；控制输入向量u以及测量参数y共同输入到气路部件故障诊断模块，气路部件故障诊断模块诊断发动机的气路部件故障情况得到航空发动机的健康参数h，并输出到PID控制器组容错控制模块；

PID控制器组容错控制模块、输入限制模块与航空发动机本体以及航空发动机上的若干传感器还组成调度参数调度控制回路；由传感器输出调度参数α至PID控制器组容错控制模块；

所述输入限制模块限制了控制输入向量的幅值，避免给发动机过大的控制输入导致发动机损坏；

所述PID控制器组容错控制模块内设计有若干PID控制器，所述PID控制器是利用若干线性化模型而分别设计得到的，所述线性化模型是对航空发动机不同设定工作点下的、不同气路部件故障下的航空发动机非线性模型进行线性化后得到的；

所述PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α，利用内部设计的若干PID控制器计算得到适应的PID控制器，该PID控制器根据参考输入r和测量参数y的差值e产生控制输入向量u。

2.根据权利要求1所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述PID控制器组容错控制模块内设计若干PID控制器的过程为：在全飞行包线内根据调度参数α选取q个工作点对包含健康参数的发动机非线性模型进行线性化得到q个含有健康参数的线性化模型，通过调整健康参数的值，得到分别在发动机无气路部件故障和特定气路部件故障处的11q个线性化模型，并对这11q个线性化模型分别设计相应的PID控制器从而组成PID控制器组。

3.根据权利要求1或2所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述PID控制器组容错控制模块根据输入的健康参数h以及调度参数α插值得到适应的PID控制器。

根据权利要求3所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述PID控制器组容错控制模块先根据航空发动机当前的调度参数α选择前后相邻的两个设定工作点α_i和α_i+1，并获取两个设定工作点α_i和α_i+1对应发动机无部件故障的控制器Kⁱ和Kⁱ⁺¹，各种典型部件故障Δh_{base_j}的控制器

Δh_{base_j}表示向量Δh的第j个元素的值为Δh_base，其他元素的值为0，即Δh_{base_j}表示10种不同的部件故障，例如Δh_{base_1}表示风扇发生了故障且风扇的效率变化量为Δh_base。根据公式

计算得到航空发动机所选工作点α_i和α_i+1处发动机的当前部件故障程度(健康参数为h)下的PID控制器K_i和K_i+1(式中Δh_j为向量Δh的第j个元素；仅考虑||Δh||≤||Δh_max||的发动机气路部件故障情况，当||Δh||>||Δh_max||发动机已失效)；再根据公式

计算得到航空发动机当前适应的容错PID控制器K(α)。

4.根据权利要求1所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述气路部件故障诊断模块中包括非线性机载发动机模型和分段线性化卡尔曼滤波器；

所述非线性机载发动机模型为带健康参数的发动机非线性模型：

y＝g(x,u,h)

其中

为控制输入向量，

为状态向量，

为输出向量，

为健康参数向量，f(·)为表示***动态的n维可微非线性向量函数，g(·)为产生***输出的m维可微非线性向量函数；非线性机载发动机模型输入为控制输入向量u以及上一周期的健康参数h，其输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)作为分段线性化卡尔曼滤波器当前周期的估计初始值；

所述分段线性化卡尔曼滤波器的输入为测量参数y以及非线性机载发动机模型输出的健康稳态参考值(x_aug,NOBEM,y_NOBEM)，根据公式

计算得到当前周期的发动机的健康参数h；其中

K为卡尔曼滤波的增益，满足

P为Ricati方程

的解；系数A_aug和C_aug根据公式

C_aug＝(C M)

确定，而A、C、L、M是将健康参数h看作发动机的控制输入，并对非线性机载发动机模型在健康稳态参考点处进行线性化得到的反映发动机性能退化的增广线性状态变量模型

的系数：

w为***噪声，v为测量噪声，相应的协方差矩阵为对角阵Q和R。

5.根据权利要求1所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：

所述输入限制模块采用多维矩形饱和函数，控制输入向量u为：

其中v₁和v_m为控制向量v的元素，v_1，max和v_m,max为控制向量v对应元素的限幅值。

6.根据权利要求1所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述调度参数α包括航空发动机的风扇转速或者压气机转速。

7.根据权利要求1所述一种输入受限航空发动机增益调度容错控制器，其特征在于：所述测量参数包括进气道出口、风扇出口、压气机出口、高压涡轮后、低压涡轮后的温度和压力，风扇转速和压气机转速。

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