本發(fā)明提供了一種航空發(fā)動機多工況下約束預(yù)測控制器的設(shè)計及調(diào)度方法，屬于航空宇航推進理論與工程中的系統(tǒng)控制與仿真領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

隨著航空發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，航空發(fā)動機工作條件日益復(fù)雜，其控制系統(tǒng)既要保證發(fā)動機從一種工作狀態(tài)平穩(wěn)快速地過渡到另一種工作狀態(tài)，又要防止發(fā)動機進入超轉(zhuǎn)、超溫、失速/喘振等異常狀態(tài)。為了改善傳統(tǒng)的線性PID控制器與Min-Max切換相結(jié)合的方法所固有的保守性，預(yù)測控制技術(shù)因其能夠直接處理輸入輸出約束被應(yīng)用于發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計，可省略Min-Max切換，簡化原控制器結(jié)構(gòu)。然而，考慮航空發(fā)動機工作狀態(tài)多、飛行條件廣的特點，僅單一工況下的約束預(yù)測控制器很難保證所有情況下的滿意效果，根據(jù)現(xiàn)有文獻，設(shè)計滿足發(fā)動機各種工況控制需求的預(yù)測控制器一般有以下幾種方法：一是通過系統(tǒng)辨識方法不斷修正預(yù)測模型使其與航空發(fā)動機實際狀態(tài)相匹配，但是，存在有些工況不滿足可辨識條件，有可能使辨識參數(shù)惡化；二是在某飛行條件下設(shè)計標(biāo)稱約束預(yù)測控制器，通過航空發(fā)動機相似原理將其他飛行條件的參數(shù)換算到設(shè)計點條件下，但是，采用常規(guī)的相似準(zhǔn)則并不一定對所有類型發(fā)動機適用；三是將航空發(fā)動機的飛行包線和工作狀態(tài)進行劃分，對每個子區(qū)域設(shè)計標(biāo)稱約束預(yù)測控制器，同時設(shè)計諸多約束預(yù)測控制器間的調(diào)度邏輯，這種方法的控制效果在一定程度上依賴于調(diào)度方案的合理性。目前為止，沒有專利公開多工況下約束預(yù)測控制器在全飛行包線、多工作狀態(tài)下的調(diào)度方案。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了保證航空發(fā)動機在整個飛行包線、全工作狀態(tài)下都能達到期望轉(zhuǎn)速，同時不出現(xiàn)超溫、超轉(zhuǎn)、失速、喘振等問題，本發(fā)明提出一種航空發(fā)動機多工況下約束預(yù)測控制器的設(shè)計及雙層調(diào)度方法。

本發(fā)明一種航空發(fā)動機多工況下約束預(yù)測控制器的設(shè)計及調(diào)度方法，控制系統(tǒng)具有兩層結(jié)構(gòu)，第一層是飛行包線調(diào)度層，調(diào)度參數(shù)為飛行高度和馬赫數(shù)，采用模糊隸屬度方法分配標(biāo)稱預(yù)測控制器的權(quán)值，得到當(dāng)前飛行條件、多個標(biāo)稱工作狀態(tài)下的控制量；第二層是工作狀態(tài)調(diào)度層，調(diào)度參數(shù)是轉(zhuǎn)速，對第一層得到的控制量采用線性插值方法，確定當(dāng)前工況下的最終控制量。

一種航空發(fā)動機多工況下約束預(yù)測控制器的設(shè)計及調(diào)度方法，步驟如下：

步驟1.確定航空發(fā)動機的標(biāo)稱工況

航空發(fā)動機在不同的飛行高度H、馬赫數(shù)Ma、轉(zhuǎn)速N_f工況下飛行，對應(yīng)不同的發(fā)動機線性動態(tài)模型；在飛行包線內(nèi)選取N₁個標(biāo)稱點，工作狀態(tài)下選取N₂個標(biāo)稱點，則對應(yīng)N₁N₂種標(biāo)稱工況，其中工作狀態(tài)下的標(biāo)稱點從慢車N_f到最大狀態(tài)N_f之間等間隔選取，飛行包線內(nèi)標(biāo)稱點確定方法如下：

根據(jù)航空發(fā)動機工作原理，航空發(fā)動機的輸出僅為飛行高度H和馬赫數(shù)Ma的函數(shù)，而發(fā)動機進口總溫T₁和總壓P₁又是H和Ma的函數(shù)，計算公式如下：

當(dāng)H≤11km時

當(dāng)H>11km時

因此，發(fā)動機線性動態(tài)模型和T₁、P₁直接相關(guān)，以下式(3)對飛行包線進行劃分，

其中，T₁₀、P₁₀和T_1x、P_1x分別指飛行包線內(nèi)標(biāo)稱點和待選點的進口總溫和總壓，若待選點與標(biāo)稱點的總溫和總壓的變化量的均方根不超過ε，就認(rèn)為該待選飛行狀態(tài)的發(fā)動機線性動態(tài)模型與標(biāo)稱點的模型相比變化不大，劃歸為同一子區(qū)域，一個子區(qū)域具有一個標(biāo)稱點；ε大小的選取直接影響系統(tǒng)的控制效果以及標(biāo)稱點的數(shù)量，采用試湊法確定ε：對某一ε值，在子區(qū)域的邊界位置任意選擇狀態(tài)點進行仿真，若效果滿意，則放大ε繼續(xù)驗證，否則，縮小ε繼續(xù)驗證；

步驟2.設(shè)計N₁N₂種標(biāo)稱工況下的約束預(yù)測控制器

針對航空發(fā)動機控制需求，對常規(guī)的線性約束預(yù)測控制算法進行改進，以不同方式處理跟蹤輸出量和約束輸出量；

將某標(biāo)稱工況處的航空發(fā)動機離散狀態(tài)空間模型作為預(yù)測模型：

通過增廣狀態(tài)形式，式(4)表達為增廣狀態(tài)形式：

由于干擾、部件退化、非線性原因，預(yù)測模型和當(dāng)前發(fā)動機狀態(tài)不完全相同，存在模型失配，引入反饋環(huán)節(jié)進行修正，定義當(dāng)前k時刻發(fā)動機實際輸出y_p(k)與預(yù)測模型輸出的誤差為預(yù)測模型輸出包括跟蹤輸出y_t(k)和限制輸出y_l(k)，預(yù)測校正輸出表示為：

其中，校正系數(shù)h_i,i＝1,2,...,n_y在0-1之間選擇，取h₁＝1，其余h_i<1；

航空發(fā)動機控制目標(biāo)是在輸入輸出約束下調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速達到期望值，且保證良好的動態(tài)品質(zhì)，性能指標(biāo)式(7)：

其中，y_r(k+j)是發(fā)動機跟蹤輸出量的期望參考軌跡；和分別表示發(fā)動機跟蹤量以及約束量的預(yù)測校正輸出；表示待優(yōu)化控制量的變化值，其權(quán)系數(shù)λ為正定矩陣；n_y和n_u指預(yù)測時域和控制時域；約束條件式中u_max、u_min和Δu_max、Δu_min分別是控制量及其變化速率的最大最小值約束；y_{l max}和y_{l min}指輸出量的最大最小值約束；

將公式(4)～(6)帶入性能指標(biāo)式(7)，則構(gòu)成一個帶約束條件的二次規(guī)劃問題，每個采樣時刻，在Matlab中調(diào)用二次規(guī)劃優(yōu)化函數(shù)quadprog進行求解，并將控制序列的第一個量Δu(k)作用于被控對象；

步驟3.設(shè)計雙層調(diào)度方法協(xié)調(diào)N₁N₂個約束預(yù)測控制器

雙層調(diào)度方法如下：第一層是飛行包線調(diào)度層，調(diào)度參數(shù)為H和Ma，采用模糊隸屬度方法分配N₁個標(biāo)稱預(yù)測控制器的權(quán)值，得到當(dāng)前飛行條件、N₂個標(biāo)稱工作狀態(tài)下的控制量；第二層是工作狀態(tài)調(diào)度層，調(diào)度參數(shù)是N_f，對第一層得到的控制量采用線性插值方法，確定當(dāng)前工況下的最終控制量；具體如下：

A.飛行包線調(diào)度層

第一層以(H，Ma)作為調(diào)度參數(shù)，對于某標(biāo)稱工作狀態(tài)，定義當(dāng)前飛行條件為(H_x，Ma_x)，由公式(1)或(2)得到其可測參數(shù)(T_1x、P_1x)，標(biāo)稱飛行狀態(tài)1,2,…,N₁的參數(shù)分別表示為相應(yīng)約束預(yù)測控制器的輸出量為定義

其中，分別表示當(dāng)前飛行條件與N₁個標(biāo)稱飛行狀態(tài)點的相近程度，其值越小表明狀態(tài)越接近；

若J₁的值為0，令當(dāng)前飛行條件處的控制量W_fx＝W_f1，同理，若均不為0，則令此時W_fx定義為：

在飛行包線調(diào)度層，非標(biāo)稱飛行條件的控制量將由所有標(biāo)稱約束預(yù)測控制器的輸出表示，隨飛行條件變化，各個標(biāo)稱控制器所占權(quán)值逐漸變化，從而使得控制量連續(xù)變化；

B.工作狀態(tài)調(diào)度層

第二層以轉(zhuǎn)速N_f作為調(diào)度參數(shù)，由飛行包線調(diào)度層，得到當(dāng)前飛行條件下，N₂個標(biāo)稱工作狀態(tài)下的控制量；對于當(dāng)前工作狀態(tài)N_fx，存在N_fk<N_fx<N_f(k+1)，其中N_fk和N_f(k+1)表示與N_fx相鄰的第k個和第k+1個標(biāo)稱工作狀態(tài)；和表示當(dāng)前飛行條件下第k個和第k+1個標(biāo)稱工作狀態(tài)下的控制量，工作狀態(tài)調(diào)度層采用的線性插值調(diào)度方法為：

通過雙層調(diào)度方法合理調(diào)度N₁N₂個標(biāo)稱工況下的約束預(yù)測控制器，得到當(dāng)前飛行條件、工作狀態(tài)下的控制量u_cmd。

本發(fā)明的有益效果：

(1)本發(fā)明提出的一種航空發(fā)動機多工況下預(yù)測控制器的調(diào)度方法，將飛行包線層隸屬度調(diào)度方法和工作狀態(tài)層線性插值調(diào)度方法相融合，對不同工況下諸多約束預(yù)測控制器進行調(diào)度，擴大某工況下單一約束預(yù)測控制器的限制保護控制范圍，可實現(xiàn)非標(biāo)稱工況下的穩(wěn)態(tài)控制，以及飛行包線內(nèi)的工作狀態(tài)大范圍變化下的過渡態(tài)控制。

(2)本發(fā)明可在針對標(biāo)稱工況設(shè)計的約束預(yù)測控制器中，直接考慮航空發(fā)動機控制量及其速率約束，溫度、喘振裕度等輸出約束，從而省略傳統(tǒng)方法中的Min-Max切換邏輯，大大簡化原控制器的結(jié)構(gòu)并避免了由切換帶來的積分飽和問題。

(3)本發(fā)明提出的雙層調(diào)度方法具有可拓展性，不僅適用于諸多標(biāo)稱預(yù)測控制器，也適用于多個工況下的其他類型控制器。

附圖說明

圖1是飛行包線內(nèi)的控制區(qū)域。

圖2是飛行包線內(nèi)控制區(qū)域的劃分及標(biāo)稱點選取。

圖3是雙層調(diào)度方法示意圖。

圖4是航空發(fā)動機工作狀態(tài)大范圍變化下的燃油流量響應(yīng)。

圖5是航空發(fā)動機工作狀態(tài)大范圍變化下的轉(zhuǎn)速響應(yīng)。

圖6是航空發(fā)動機工作狀態(tài)大范圍變化下的溫度響應(yīng)。

圖7是航空發(fā)動機工作狀態(tài)大范圍變化下的喘振裕度響應(yīng)。

圖8是航空發(fā)動機飛行條件變化軌跡。

圖9是航空發(fā)動機飛行條件大范圍變化下的轉(zhuǎn)速響應(yīng)。

圖10是飛行包線調(diào)度層的燃油流量響應(yīng)(子區(qū)域調(diào)度法)。

圖11是飛行包線調(diào)度層的燃油流量響應(yīng)(隸屬度調(diào)度法)。

圖12是工作狀態(tài)調(diào)度層的燃油流量響應(yīng)(子區(qū)域調(diào)度法)。

圖13是工作狀態(tài)調(diào)度層的燃油流量響應(yīng)(隸屬度調(diào)度法)。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖和技術(shù)方案，進一步說明本發(fā)明的具體實施方式。

本實施例是一種航空發(fā)動機多工況下約束預(yù)測控制器的設(shè)計及調(diào)度方法。具體詳細(xì)設(shè)計步驟如下：

步驟1.首先對飛行包線進行劃分。根據(jù)航空發(fā)動機工作原理，對一定的控制規(guī)律，航空發(fā)動機輸出(如高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和渦輪落壓比等)僅為飛行高度H和馬赫數(shù)Ma的函數(shù)，而發(fā)動機進口總溫T₁和總壓P₁又是高度和馬赫數(shù)的函數(shù)，計算公式如下：

當(dāng)H≤11km時

當(dāng)H>11km時

因此，發(fā)動機線性模型和T₁、P₁直接相關(guān)，以下式(3)對飛行包線進行劃分：

其中，T₁₀、P₁₀指標(biāo)稱飛行狀態(tài)的進口總溫和總壓，T_1x、P_1x是飛行包線內(nèi)待選擇狀態(tài)的總溫和總壓，若待選點與標(biāo)稱點的總溫和總壓的變化量的均方根不超過ε，就認(rèn)為該狀態(tài)點的線性動態(tài)模型與標(biāo)稱點的模型相比變化不大，可以劃歸為同一子區(qū)域，一個子區(qū)域具有一個標(biāo)稱點。ε大小的選取直接影響系統(tǒng)的控制效果以及標(biāo)稱點的數(shù)量，采用試湊法來確定ε：對某一ε值，在子區(qū)域的邊界位置任意選擇狀態(tài)點(即，子區(qū)域內(nèi)相對惡劣的狀況)進行仿真，若效果滿意，則放大ε繼續(xù)驗證，否則，縮小ε繼續(xù)驗證。經(jīng)過嘗試，對于本例中大涵道比雙軸渦扇發(fā)動機，ε≤0.2滿足要求。

不同工況(高度H，馬赫數(shù)Ma，轉(zhuǎn)速N_f)對應(yīng)著不同的發(fā)動機線性模型，因此，若飛行包線內(nèi)選取N₁個標(biāo)稱點，工作狀態(tài)下選取N₂個標(biāo)稱點，就共有N₁N₂種工況。假設(shè)只考慮飛行包線內(nèi)的一個控制區(qū)域(圖1)，通過上述方法可劃分三個子區(qū)域，并得到每個子區(qū)域的標(biāo)稱飛行狀態(tài)點，如圖2所示。本實例考慮工作狀態(tài)是80％N_f～104％N_f間的大過渡態(tài)過程，等間隔選取三個工作狀態(tài)標(biāo)稱點86％N_f，92％N_f和98％N_f，再考慮控制區(qū)域內(nèi)的三種飛行條件標(biāo)稱點，共有9種工況。

步驟2.根據(jù)發(fā)動機控制需求，對上述9種工況分別設(shè)計相應(yīng)的約束預(yù)測控制器，方法如下。將某工況處的航空發(fā)動機離散狀態(tài)空間模型作為預(yù)測模型：

通過增廣狀態(tài)形式，將傳統(tǒng)積分優(yōu)勢并入線性預(yù)測控制中，此時，式(4)可表達為增廣狀態(tài)形式：

實際發(fā)動機控制中，常常由于干擾、部件退化、非線性等原因，預(yù)測模型和當(dāng)前發(fā)動機狀態(tài)不完全相同，即存在模型失配，需要引入反饋環(huán)節(jié)來修正。定義當(dāng)前k時刻發(fā)動機實際輸出y_p(k)與預(yù)測模型輸出(包括跟蹤輸出y_t(k)和限制輸出y_l(k))的誤差為預(yù)測校正輸出可表示為：

其中，校正系數(shù)h_i,i＝1,2,...,n_y在0-1之間選擇，通常取h₁＝1，其余h_i<1。

航空發(fā)動機控制目標(biāo)是在輸入輸出約束下調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速達到期望值，且需保證良好的動態(tài)品質(zhì)，即超調(diào)小、響應(yīng)快、振蕩少、并平穩(wěn)可靠。一種性能指標(biāo)具有如下形式：

其中，y_r(k+j)是從當(dāng)前時刻起未來j步的參考軌跡，對應(yīng)發(fā)動機跟蹤輸出量的期望響應(yīng)軌跡；和分別表示自當(dāng)前時刻起未來j步的跟蹤量以及限制量的預(yù)測校正輸出；表示從當(dāng)前時刻未來i步的預(yù)測輸入變化量，其權(quán)系數(shù)λ為正定矩陣；求和符號的極限上值n_y和n_u分別表示預(yù)測時域和控制時域，且一般情況下n_y≥n_u。約束條件表達式中u_max和u_min分別表示控制量的最大最小值限制，Δu_max和Δu_min分別表示控制量變化速率的最大最小值限制，主要為了表征控制器的實際輸出受到執(zhí)行機構(gòu)極限位置及變化速率等限制；y_{l max}和y_{l min}分別是輸出量的最大最小值約束。

將公式(4)-(6)帶入性能指標(biāo)式(7)，可構(gòu)成一個帶約束條件的二次規(guī)劃問題，每個采樣時刻，在Matlab中調(diào)用二次規(guī)劃優(yōu)化函數(shù)quadprog進行求解，并將控制序列的第一個量Δu(k)作用于被控對象。

步驟3.考慮飛行條件和工作狀態(tài)下的9個標(biāo)稱工況點(如圖3中“*”所示)，在步驟2設(shè)計好的9個標(biāo)稱約束預(yù)測控制器的基礎(chǔ)上，設(shè)計雙層調(diào)度方案，協(xié)調(diào)上述諸多標(biāo)稱工況處的約束預(yù)測控制器，依次通過飛行包線調(diào)度層和工作狀態(tài)調(diào)度層，實現(xiàn)非標(biāo)稱工況下的穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)控制。圖3以工況(H，Ma，N_f)三個參數(shù)為坐標(biāo)，示意了本發(fā)明的雙層調(diào)度方法：非標(biāo)稱m工況處的控制量與相近的1，2，3，4，5，6工況相應(yīng)的6個標(biāo)稱約束預(yù)測控制器相關(guān)，首先通過飛行包線調(diào)度層，確定工況m₁(由4，5，6標(biāo)稱控制器決定)和m₂(由1，2，3標(biāo)稱控制器決定)的控制量；然后通過工作狀態(tài)調(diào)度層，由m₁和m₂決定m工況下的最終控制值。

A.飛行包線調(diào)度層

第一層以(H，Ma)作為調(diào)度參數(shù)。以圖3中工作狀態(tài)92％N_f為例示意飛行包線內(nèi)采用的調(diào)度方法。在92％N_f工作狀態(tài)下，對于當(dāng)前飛行條件(H_x，Ma_x)，由公式(2)或(3)得到可測參數(shù)(T_1x、P_1x)，標(biāo)稱飛行狀態(tài)1，2，3的參數(shù)分別表示為(T₁₁、P₁₁)，(T₁₂、P₁₂)，(T₁₃、P₁₃)，相應(yīng)約束預(yù)測控制器的輸出量為W_f1，W_f2，W_f3。定義

其中，J₁，J₂，J₃分別表示飛行包線內(nèi)當(dāng)前飛行條件與3個標(biāo)稱飛行狀態(tài)點的相近程度，其值越小表明狀態(tài)越接近。

若J₁的值為0，令W_fx＝W_f1，J₂和J₃同理。若三者都不為0，則令Q₁＝1/J₁，Q₂＝1/J₂，Q₃＝1/J₃，則當(dāng)前飛行條件(H_x，Ma_x)處待求的W_fx可表示為：

若待求點位于標(biāo)稱點1所覆蓋的子區(qū)域，對于W_f1的系數(shù)與標(biāo)稱點1的狀態(tài)越接近，Q₁越大，該系數(shù)也越大，使W_f1起主導(dǎo)作用，與實際相符。假設(shè)待求點與標(biāo)稱點1幾乎重合，則J₁→0，Q₁→∞，此時則有W_fx≈W_f1。當(dāng)待求點位于標(biāo)稱點2，3的子區(qū)域內(nèi)也能得到相同的結(jié)論。

在飛行包線調(diào)度層，非標(biāo)稱飛行條件的控制量將由所有標(biāo)稱約束預(yù)測控制器的輸出表示，隨飛行條件變化，各個標(biāo)稱控制器所占權(quán)值逐漸變化，從而使得控制量連續(xù)變化。

B.工作狀態(tài)調(diào)度層

第二層以轉(zhuǎn)速N_f作為調(diào)度參數(shù)。對于當(dāng)前工作狀態(tài)N_fx，存在N_fk<N_fx<N_f(k+1)，其中N_fk和N_f(k+1)表示與N_fx相鄰的第k個和第k+1個標(biāo)稱工作狀態(tài)。由上述飛行包線調(diào)度層，可得到當(dāng)前飛行條件下、第k個和第k+1個標(biāo)稱工作狀態(tài)下的控制量和該層所采用的線性插值調(diào)度方法為：

對于本例，由第一層得到m₁(H_x，Ma_x，86％N_f)和m₂(H_x，Ma_x，92％N_f)工況處的控制量，通過插值得到最終m工況下的控制量u_cmd。

為了進一步說明本實施例中雙層調(diào)度方法的效果，通過兩組仿真實驗，來驗證本發(fā)明中方法的有效性。

(1)航空發(fā)動機工作狀態(tài)大范圍變化

圖4-圖7為航空發(fā)動機在高度H＝11km，馬赫數(shù)Ma＝0.8飛行條件，80％N_f-104％N_f(4200r/min-5200r/min)工作狀態(tài)大范圍變化下的控制效果。由圖5可知，基于雙層調(diào)度方法的約束預(yù)測控制器可以在輸入輸出約束下調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速達到期望值，過渡態(tài)過程幾乎沒有超調(diào)且調(diào)節(jié)時間短，動態(tài)性能良好。如圖4所示，在加減速過程中，控制量速率約束首先起作用，控制量以每個控制周期0.03kg/s的幅度增加或減小，直到碰觸到其他限制。由圖6、圖7可知，所示限制輸出量渦輪出口溫度T₄₅和喘振裕度smHPC在整個過程中都在各自的約束線內(nèi)。該仿真實例說明雙層調(diào)度方法可應(yīng)對工作狀態(tài)大范圍變化的情況。

(2)航空發(fā)動機飛行條件大范圍變化

圖8-圖13為航空發(fā)動機在工作狀態(tài)90％N_f，飛行條件(H，Ma)大幅度變化下的控制效果。為說明本發(fā)明中飛行包線層調(diào)度方法的優(yōu)勢，本例對提出的隸屬度調(diào)度方法與較簡單的直接子區(qū)域調(diào)度方法進行比較，其中子區(qū)域調(diào)度指的是如果飛行條件在某個子區(qū)域內(nèi)，則由該子區(qū)域內(nèi)的標(biāo)稱預(yù)測控制器工作。

圖8是飛行條件變化軌跡，對照圖2可知，飛行軌跡跨越兩個子區(qū)域。首先通過第一層的飛行包線調(diào)度層得到“m1”和“m2”工況處的控制量，再根據(jù)第二層的工作狀態(tài)調(diào)度層線性插值方法得到最終的控制量W_f。以“m2”為例，圖10是子區(qū)域調(diào)度法，由標(biāo)稱控制器1或2決定控制量，大約在89s時刻，因標(biāo)稱預(yù)測控制器1與2交接控制權(quán)引起控制器切換，致使控制量發(fā)生跳躍，并直接導(dǎo)致轉(zhuǎn)速響應(yīng)不平穩(wěn)(圖9所示)；圖11是本發(fā)明的隸屬度調(diào)度法，由三個標(biāo)稱預(yù)測控制器1，2，3共同決定控制量，控制量可連續(xù)變化，轉(zhuǎn)速動態(tài)效果更佳(圖9所示)。圖12和圖13是通過線性插值方法的工作狀態(tài)調(diào)度層燃油流量響應(yīng)，圖12表明飛行包線調(diào)度層控制量的跳變，會直接影響最終的控制量W_f也發(fā)生跳變。

本例具體對雙層調(diào)度方法中每層控制量變化進行了仿真與分析，可知飛行包線層的隸屬度調(diào)度方法以及工作狀態(tài)層的線性插值調(diào)度方法能夠協(xié)調(diào)工作，使控制量連續(xù)變化，以較好的動態(tài)效果實現(xiàn)控制目標(biāo)。