开云体育官网登录入口:基于多类型电机起动发电机负载突变稳压控制：技术谱系与性能边界
来源：开云体育官网登录入口 发布时间：2026-03-14 13:58:30
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航空电气化已成为全世界航空工业发展的核心趋势，这一技术变革正在深刻重塑飞机动力系统的设计与运行理念。随着电力电子技术、高性能电机技术和储能技术的加快速度进行发展，传统依赖液压能、气压能和电能的复杂二次能源系统正逐步被统一的电能系统所取代，由此催生了多电飞机及多电航空发动机的概念。多电航空发动机的核心特征是采用电驱动执行机构替代常规发动机中的机械、液压和气动驱动附件，包括附件齿轮箱驱动的燃油泵、滑油泵、轴承系统和发动机引气口和除冰装置等。这种替代不仅有助于显著减轻发动机的质量，更重要的是能够提升发动机的整体效率，因为电驱动执行机构的运作时的状态能够准确的通过实际的需求进行灵活调节，而不再像传统齿轮箱驱动的附件那样完全由发动机转速决定，从而避免了为吸收多余流量而设计旁路所造成的能量浪费。
从多电航空发动机的发展历史来看，其发电功率需求呈现出持续攀升的态势。早期空客A380配装的Trent 900发动机发电功率为600千瓦，波音787采用的Trent 1000发动机发电功率已达1兆瓦，而随着电推进技术的兴起，用电需求更是出现了量级上的跃升。NASA提出的STARC-ABL飞行器采用两台涡扇发动机加装一个电力涵道风扇的动力组合，其用电功率需求达到2至3兆瓦；更为激进的N3-X飞行器采用分布式电推进系统，其电功率需求甚至高达50兆瓦。这种大功率负载的引入给多电航空发动机控制带来了前所未有的严峻考验。当单个或多个大功率负载突然接入或切除时，发电机将承受兆瓦级的负载突变，这种剧烈扰动会沿着刚性连接的转轴迅速传递至航空发动机，导致发动机转速产生显著波动。转速的波动不仅会引发发动机推力的突变，影响飞行器的平稳飞行，同时还会造成发电电压的剧烈跳变，对机载电气系统形成冲击。因此，如何在电负载突变条件下保持发动机转速和发电电压的稳定，使波动量尽可能小且调节时间尽可能短，已成为多电航空发动机控制领域亟待解决的关键科学问题。
多电航空发动机的电气化进程与飞行器总体设计理念的变革紧密关联。从动力架构的角度审视，传统航空发动机主要是通过轴功率提取的方式驱动发电机，为飞机提供所需的电能，此时发动机仍是飞机的全部推力来源，发电机仅作为附件存在。然而，随着电推进技术的发展，多电航空发动机的内涵得到了极大的拓展，它不仅是飞机的动力核心，同时也成为混合电推进系统不可分割的组成部分。在这一新架构下，飞行器的推力来源除发动机本体外，还包括电力风扇，能量来源则可能同时涵盖燃油和高能量密度电池，形成了常规推进、全电推进、串联混合电推进、并联混合电推进以及涡轮电推进等多种动力组合形式。
具体而言，罗罗公司在其电气化战略中明白准确地提出，航空动力发展需兼顾燃气涡轮发动机的持续改进与电推进技术的创新突破。该公司正在开发的超扇发动机采用可变螺距风扇和嵌入式电起动机发电机，将先进的燃气涡轮发动机发展为能够输出更多电力的电气机械。基于M250发动机的混合电推进系统验证机集成了高能量密度电池系统、发电机、电能转换器以及先进的电能管理和控制管理系统，可运行于串联混合电推进、并联混合电推进和涡轮电力等多种模式。而与空客、西门子公司联合开展的E-Fan X验证项目则致力于测试功率达2兆瓦的串联式混合电推进系统，采用AE2100发动机驱动2.5兆瓦发电机，带动西门子2兆瓦电动机驱动涵道风扇。
从用电负载的构成来看，多电航空发动机的电气负载已从传统的电动燃油泵、电动滑油泵、电力作动器、磁浮轴承等附件级负载，扩展至电力涵道风扇这类推进级负载。这一变化使负载功率从千瓦级跃升至兆瓦级，负载特性也从相对平稳的准恒功率负载演变为可能剧烈变化的动态负载。波音787客机就曾在2013年出现过机载电气系统故障的案例，这从一个侧面反映出大功率电气系统引入后对系统可靠性和控制性能提出的更加高的要求。对于多电航空发动机而言，用电负载的突变不仅会影响发电电压的稳定，更重要的是会通过转轴扭矩耦合影响发动机的转速稳定，进而影响整个推进系统的推力输出。因此，深入理解多电航空发动机在负载突变条件下的动态响应特性，发展有效的抗扰控制策略，具备极其重大的理论价值和工程意义。
针对起动发电机在发电模式下电负载突变的稳压控制问题，国内外学者已开展了大量卓有成效的研究工作。根据起动发电机类型的不同，这些研究主要涵盖异步电机、三级式同步电机、开关磁阻电机和双凸极电机四类机型的控制策略探索。
异步起动发电机因其结构相对比较简单可靠、转矩脉动小等优点而受到广泛关注。电力电子变换技术的加快速度进行发展使得异步电机发电特性相对较差的固有劣势得以通过合适的操控方法加以弥补。胡育文等针对三相笼型异步起动发电系统开展深入研究，成功研制出18千瓦样机，在发电控制中采用瞬时转矩控制策略，样机在突加突卸71%额定负载时电压恢复时间约为10毫秒，展现出优异的动态响应性能。刘皓喆等针对双绕组感应起动发电机的发电状态提出一种直接功率控制策略，并开展加载、卸载试验验证，电压动态调节时间约为40毫秒，电压最动控制在5%左右。为逐步提升控制性能，他们还提出基于线性自抗扰控制的交流电压控制策略，通过构建交流电压的线性扩张状态观测器对电压扰动进行实时观测和补偿，研究表明相比传统PI交流电压控制，线性自抗扰控制在抗扰能力和动态性能方面有着非常明显优势，突加突卸负载试验中交流电压动态调节时间不超过30毫秒。
三级式同步起动发电机拥有非常良好的发电特性，已在波音787客机上获得实际应用，F22战机也选择三级式同步电机建立270伏高压直流发电系统。Sebastian等针对三级式同步发电机负载突变时的发电电压扰动问题，提出一种基于发电机模型的d轴电流前馈补偿方法，通过模型前馈的方式提前预知负载变化对电压的影响并施加补偿控制，有效抑制了电压波动。开关磁阻电机以其优异的容错性能著称，已在F-35战机第一代PTMS涡轮机组中得到实际应用。刘勇智等针对开关磁阻电机发电过程的控制问题，提出一种滑膜变结构控制器，基于2千瓦样机开展恒转速和匀加速负载突变试验，发电电压能在40毫秒内调节至稳态，验证了滑膜控制对参数变化和外部扰动的强鲁棒性。双凸极起动发电机由开关磁阻电机演化而来，具有发电控制简单、高速运行适应能力强的特点。于立提出双凸极起动发电机在发电模式下采用单级励磁调压可获得更优的动态性能，突加突卸50%额定负载试验表明，电压调节至稳定的时间分别需要11.2毫秒和7.8毫秒。
相较于发电电压稳压控制的丰硕研究成果，针对多电航空发动机电负载突变时发动机转速抗扰控制的研究则相对较少。李雪伟提出一种PID加负载前馈插值的操控方法，仿真根据结果得出发动机转速在电负载突变后能在2秒内稳定，初步验证了前馈补偿在转速抗扰控制中的有效性。仇小杰等将自抗扰操控方法应用于辅助动力装置发电和引气抗扰控制中，辅助动力装置本质上可视为小型燃气涡轮发动机，基于某型辅助动力装置部件级模型的仿真验证显示，相比传统增益调度PI操控方法，受扰后转速波动量减少了35%，转速调节时间缩短了9%。这些研究为多电航空发动机转速抗扰控制提供了有益的思路借鉴，但现有成果大多将起动发电机与航空发动机作为独立对象分别研究，发电模式下起动发电机把发动机视为转速不受影响的原动机，发动机则将起动发电机简化为轴功率提取，这种割裂的解决方法难以准确反映两者间的动态耦合关系。
多电航空发动机本质上是一个强非线性、跨学科耦合的复杂系统，涉及电磁、机械、热力学等多个物理域的相互作用。起动发电机与航空发动机同轴刚性连接的结构特点决定了二者之间有紧密的转速-扭矩耦合关系。从能量流动的角度分析，航空发动机通过燃烧燃油产生高温度高压力燃气，驱动涡轮膨胀做功，输出的轴功率一部分用于驱动压气机压缩空气，剩余部分通过转轴传递给起动发电机，由起动发电机转换为电能供给机载负载。当发电机负载发生突变时，例如大功率负载突然接入，发电机电磁转矩会瞬间增大，这一增大的制动转矩通过刚性转轴作用于发动机转子，使发动机转速呈现下降趋势。转速的下降又会引起压气机流量和压比的变化，进而影响发动机的燃烧过程和涡轮做功能力，最后导致发动机输出功率的改变。
这种耦合关系的数学描述可采用转子动力学方程加以表达。发动机转子加速度由涡轮剩余功率与发电机负载功率之差决定，当发电机提取功率突变时，转子的动态平衡被打破，转速出现波动。从控制管理系统的视角审视，发电机负载转矩构成作用于发动机转速回路的外部扰动，这一扰动的特点是幅值大、变化快、不确定性强。与此同时，转速的变化也会反作用于发电机系统，因为发电机的感应电动势与转速成正比，转速下降会导致发电电压降低，触发电压调节器动作，改变励磁电流或功率变换器的占空比以维持电压恒定，这一调节过程又会引起发电机电磁转矩的进一步变化。由此形成了转速与电压之间的双向耦合：发电控制引起的负载转矩变化对转速控制存在非常明显耦合影响，而转速变化对发电控制量增益系数的耦合影响则相对较弱。
多电航空发动机的运行工况具有宽域变化的特征，从地面起动、爬升、巡航到下降着陆，飞行高度、马赫数以及发动机转速均在较大范围内变化。不同工况下发动机的动态特性参数存在非常明显差异，这给控制器设计带来了额外挑战。例如，高空低雷诺数条件下压气机和涡轮的效率会发生明显的变化，导致发动机对燃油流量的响应特性改变。同时，电气负载的突变有几率发生在任意工况点，这就要求抗扰控制算法一定要能在全飞行包线内保持良好的控制性能，而不仅仅是在某个设计点附近有效。
自抗扰控制技术由韩京清研究员于1998年正式提出，其核心思想是将系统内部动态与外部扰动共同定义为总扰动，通过扩张状态观测器对总扰动进行实时估计并在控制律中加以补偿，从而将复杂的非线性不确定系统简化为串联积分型标准形式。为解决非线性自抗扰控制器参数众多、难以整定的工程应用难题，高志强教授提出基于带宽概念的线性自抗扰控制参数整定方法，极大地增强了自抗扰控制技术的工程实用性。在线性自抗扰控制框架下，扩张状态观测器的增益由观测器带宽唯一确定，控制器的增益则由控制器带宽决定，参数物理意义明确，整定过程直观简便。
对于多电航空发动机转速控制管理系统，可将其动态特性表述为二阶非线性系统形式。将模型未知动态与外部负载扰动合并为总扰动，通过线性扩张状态观测器对系统状态和总扰动进行实时估计。观测器带宽越大，对总扰动的跟踪速度越快，估计精度越高，但过高的观测器带宽会放大测量噪声的影响，甚至有可能引发系统不稳定，同时也受限于控制管理系统的采样周期。控制器带宽则决定系统对给定指令的跟踪速度，通常取值小于观测器带宽以保证系统稳定性。
常规扩张状态观测器在处理变化剧烈、不确定性强的总扰动时，受限于有限的观测器带宽，往往难以达到理想的跟踪精度。针对多电航空发动机发电机负载突变的特定扰动特性，本文从发动机与发电机的耦合机理出发，对扩张状态观测器进行针对性改进，提出一种改进型扩张状态观测器。
首先，将耦合输入引入扩张状态观测器。基于对发动机与发电机耦合机理的分析，发电机负载转矩可测或可计算，这一信息若能加以利用，可使扩张状态观测器不必估计全部扰动，而只需估计剩余的部分。具体而言，将发电机负载转矩作为已知的耦合输入项加入扩张状态观测器模型，这样观测器需要估计的总扰动中已扣除已知耦合部分，以此来降低了观测器的估计负担。仿真根据结果得出，引入耦合输入补偿后，总扰动的最大估计误差减小80%，这一改进对于提升观测器在有限带宽下的估计精度具备极其重大意义。
其次，在扩张状态观测器中引入观测误差积分项。常规扩张状态观测器为二阶或三阶结构，其对斜坡类扰动的估计存在稳态误差。通过在观测器中增加观测误差积分通道，相当于提高了观测器的型别，使观测器对斜坡扰动乃至加速度扰动具备无静差跟踪能力。观测误差积分项的引入能够使总扰动的估计误差更快地趋于零，这对于缩短转速受扰后的调节时间具有积极作用。
再次，引入动态调度参数以适应发动机宽工况运行的特点。航空发动机在不同飞行高度、马赫数和转速下，其动态特性参数存在非常明显变化。固定参数的扩张状态观测器难以在全飞行包线内保持一致的估计性能。因此，根据当前工况点对观测器参数进行动态调度，使观测器参数与发动机当前动态特性相匹配，可逐步提升扰动估计的准确性和快速性。
基于上述改进思路，构建的改进型扩张状态观测器结构包含耦合输入通路、观测误差积分回路和参数动态调度模块三部分。耦合输入通路将发电机负载转矩测量值实时引入观测器方程，作为已知动态加以抵消；观测误差积分回路对输出估计误差进行积分处理，将积分量反馈至状态估计方程，提高观测器型别；参数动态调度模块根据当前飞行高度、马赫数与发动机转速，查表或函数计算得到与当前工况匹配的观测器增益系数。
基于改进型扩张状态观测器的自抗扰控制律仍采用比例-微分组合形式，利用观测器估计的转速和总扰动，构造控制量对总扰动进行实时补偿。控制器的输出为燃油流量指令，作用于发动机燃油计量装置，调节发动机供油量以抵消发电机负载突变引起的转速波动。整个控制管理系统形成双闭环结构：内环为改进型扩张状态观测器，负责总扰动的实时估计；外环为状态反馈控制律，基于估计信息计算控制量。
为验证所提出的基于改进型扩张状态观测器的自抗扰控制算法在抑制发电机负载突变扰动方面的有效性，基于建立的多电航空发动机部件级模型开展数字仿真研究。该部件级模型采用基于功率流建模的技术路线，在保留发动机主要动态特性的同时兼顾电气系统的响应特性，能够准确反映发动机与发电机之间的转速-扭矩耦合关系。仿真试验以多电航空发动机巡航工况为基准，模拟发电机在33%至100%额定负载范围内的突加和突卸过程。为对比各项改进措施对抗扰控制效果的影响，分别设置常规扩张状态观测器、引入耦合输入的改进观测器、引入耦合输入与观测误差积分的改进观测器以及同时引入耦合输入、观测误差积分与动态调度参数的改进观测器四组对照试验，并确保所有观测器采用相同的观测器带宽，以保证对比的公平性。
仿真根据结果得出，对于转速控制回路，耦合输入补偿的引入明显降低了转速受负载突变扰动的超调量，使转速受扰后的最动幅度控制在0.5%以内。这一改进效果归因于耦合输入对扩张状态观测器估计负担的减轻：当发电机负载转矩作为已知信息加入观测器后，观测器无需完全依靠输出误差来估计这一部分扰动，从而在有限带宽下能够更准确地估计剩余扰动成分。观测误差积分项的加入则有效缩短了转速受扰后调节至稳态的时间，调节时间由约2秒缩短至约1秒。这表明观测误差积分使扩张状态观测器对扰动的估计误差收敛速度加快，控制管理系统能够更及时地对扰动做出补偿。参数的动态调度进一步改善了抗扰控制效果，在超调和调节时间两方面均有小幅优化，但其改善效果不如前两项改进显著。
对总扰动估计误差的分析进一步揭示了控制性能改善的内在原因。常规扩张状态观测器对总扰动的估计存在很明显的相位滞后和幅值衰减，尤其是在负载突变瞬间，估计误差达到较大值。引入耦合输入后，估计误差的峰值明显降低；加入观测误差积分后，误差收敛速度加快；而动态调度则使观测器在全工况范围内保持一致的估计性能。定量分析表明，在同等的观测器带宽下，改进后的扩张状态观测器对总扰动的最大估计误差减小80%。值得关切的是电压控制回路的改进效果相对有限。深入分析发现，这一现象的本质原因主要在于起动发电机电压控制的采样周期远小于发动机转速控制回路的采样周期。一般而言，发动机控制管理系统的采样周期约为20毫秒量级，而起动发电机的控制采样周期可达0.1毫秒量级，这在某种程度上预示着发电机电压控制回路可采用的观测器带宽远高于发动机转速控制回路。在观测器带宽足够大的情况下，常规扩张状态观测器已能实现对电压扰动的快速准确估计，因此对观测器结构的进一步改善带来的效益不明显。这一发现具备重要的工程指导意义：对于观测器带宽受限的回路，如发动机转速控制，改进扩张状态观测器结构十分必要；而对于观测器带宽充足的回路，如发电机电压控制，采用常规扩张状态观测器已能满足控制要求。
航空发动机在实际运行中需面对宽广的飞行包线，因此抗扰控制算法的工况适应性至关重要。为验证基于改进型扩张状态观测器的自抗扰控制算法在不同飞行工况下的抗扰能力，选取飞行包线内三个典型工况点，分别在不同转速条件下进行恒功率负载突加突卸试验和功率负载交变试验。仿真结果为，所提算法能够有效应对不同飞行工况下的用电负载突变，转速受扰后的超调量和调节时间相比常规扩张状态观测器均有显著改善。
。从转速受扰后超调量、调节至稳态时间以及积分时间绝对误差三个维度对控制性能做评估。统计根据结果得出，引入耦合输入补偿明显降低了超调量，引入观测误差积分显著缩短了调节时间，而动态调度参数则在全工况范围内保证了控制性能的一致性。定量分析显示，改进后转速受扰超调至少降低68%，调节时间至少缩短46%。这一组数据充分证明了基于改进型扩张状态观测器的自抗扰控制算法对发电机负载突变具有更强的抗扰能力。
电气化浪潮正在深刻改变飞机动力系统的总体架构设计，促使动力架构朝着多元化方向演进。从目前的技术发展路径来看，主要形成了全电架构、串联混合电架构、并联混合电架构和涡轮电架构四种典型方案，每种架构都有其特定的适用场景和技术特点。
全电架构是指飞行器的全部推力来源均由电能提供，能量完全存储于机载电池中，不消耗燃油。这一架构的优点是飞行过程中零排放、噪声低，但受限于当前电池技术的单位体积内的包含的能量水平，仅适用于轻型运动类飞机、航程较短的通勤飞机以及城市空中交通飞行器等小型平台。罗罗公司正在开发的ACCEL全电动飞机项目瞄准的就是这一市场领域，该机采用6000个锂离子电池供电，驱动3台YASA 750R电动机，为螺旋桨提供372千瓦功率，计划飞行速度达到483千米每小时。
串联混合电架构采用燃气涡轮发动机驱动发电机发电，所产生的电能一部分用于驱动电动机带动风扇或螺旋桨产生推力，另一部分可为机载电池充电。在这一架构中，燃气涡轮发动机不直接产生推力，其全部功率输出均转化为电能。串联架构的优点是发动机与推进器之间没有机械连接，发动机可始终运行于最优工况附近，有利于提高燃油效率和降低排放，且便于实现分布式推进布局。罗罗公司基于M250发动机开发的混合电推进系统验证机即可运行于串联混合模式。
并联混合电架构则是燃气涡轮发动机与电动机共同为推进器提供轴功率。两者通过某种形式的并车装置将功率耦合后驱动风扇或螺旋桨。并联架构的优点是结构相对简单，功率传输效率较高，且当电动机不工作时仍可由发动机单独驱动推进器，具有一定的冗余容错能力。其缺点是发动机转速与推进器转速存在耦合，发动机难以始终运行于最优工况。并联混合架构适用于从现有传统动力向混合电推进过渡的应用场景。
涡轮电架构是专对于大功率电推进需求发展出的一种特殊形式。在这种架构下，燃气涡轮发动机驱动发电机发电，电力直接驱动电动机带动涵道风扇产生推力，电池系统作为冗余或峰值功率补充。涡轮电架构的特点在于实现了推力产生与功率生成之间的解耦，便于采用分布式推进布局以显著提高推进效率。NASA的N3-X飞行器方案采用的就是涡轮电架构，其电功率需求高达50兆瓦，通过分布在机翼和机身表面的多个电驱动涵道风扇产生推力，可明显降低翼载和提高升阻比。STARC-ABL飞行器则采用尾部安装电力涵道风扇的涡轮电架构，用电功率需求为2至3兆瓦。
从发展趋势来看，未来大型民用飞机和军用运输机更可能采用涡轮电或串联混合电架构，中小型通用航空器和城市空中交通飞行器则可能以全电或并联混合电架构为主。无论何种架构，多电航空发动机作为核心功率部件，其控制性能对整个动力系统的影响将日益凸显。
本文针对多电航空发动机在发电机负载突变条件下的抗扰控制问题，系统分析了发动机与发电机之间的耦合机理，提出一种基于改进扩张状态观测器的自抗扰控制算法。通过将耦合输入、观测误差积分和动态调度参数引入扩张状态观测器，有效提升了有限观测器带宽下对总扰动的估计精度和收敛速度。基于多电航空发动机部件级模型的仿真验证表明，所提算法能够显著改善转速受扰后的动态响应性能，超调量至少降低68%，调节时间至少缩短46%，总扰动最大估计误差减小80%。研究还发现，转速控制与发电电压控制之间有双向耦合，但发电控制引起的负载转矩变化对转速控制耦合影响显著，而转速变化对发电控制量增益系数的耦合影响相对较弱。此外，观测器带宽受限与否决定了改进型扩张状态观测器的适用性：对于带宽受限的发动机转速控制回路，观测器结构改进效果非常明显；对于带宽充足的发电机电压控制回路，常规扩张状态观测器已能满足规定的要求。在多电航空发动机控制技术的未来发展中，以下几个方面值得持续关注和深入研究。
，特别是面向控制的实时动态模型需要在准确性与实时性之间取得平衡，可考虑采用基于辨识的阻抗模型建模技术处理跨时间尺度的多物理场耦合问题。其
，电功率传输技术和涡轮电能管理技术有望逐步优化发动机在低转速和过渡状态下的性能，实现发动机与电气系统的深度协同控制。其三，电推进系统中电气故障对发动机的影响机理和容错控制策略亟待深入研究，包括短路故障、功率器件失效等电气故障条件下如何通过发动机与发电机的协同控制保障推进系统安全。其四，推力一体化控制将成为未来电推进飞行器的核心技术，涉及发动机、电动机、风扇以及有几率存在的电池系统之间的协调控制，需建立考虑燃油消耗、排放和飞行任务需求的能量管理优化框架。随着电气化进程的持续推进，多电航空发动机控制技术必将在航空动力发展中发挥越来越关键的作用。&注：此文章内使用的图片部分来源于公开网络获取，仅供参考使用，配图作用于文章整体美观度，如侵权可联系我们删除，如需进一步了解公司产品及商务合作，请与我们联系！！
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