本发明涉及涡扇发动机的，具体为一种航空涡扇发动机切换控制方法、系统和设备。
背景技术：
1、航空涡扇发动机切换控制技术应用在高度复杂的运行环境，具有动态特性。涡扇发动机作为现代航空器的核心动力装置，其性能直接影响到飞机的安全、可靠和高效运行。由于航空涡扇发动机的动态具有高度非线性，且运行在充满限制和不确定性的环境中，传统单一的发动机控制系统难以满足其在各种工况下的需求。
2、发动机切换控制技术的引入，能够针对发动机不同工作模态下的动态差异，实现更加精确和灵活的发动机调节。这不仅能够提升发动机的推力响应能力和运行稳定性，还能在保证安全性的同时，优化燃油消耗，提高飞行效率。因此，设计一个实用的切换机制，并且在设计的切换机制下实现不同模态之间性能的平滑过渡，减小控制器之间的切换扰动，是当前航空涡扇发动机控制系统研究中亟需解决的问题。
技术实现思路
1、为解决上述背景技术中存在的技术问题，本发明提供了一种航空涡扇发动机切换控制方法、系统和设备。
2、本发明一种航空涡扇发动机切换控制方法包括；
3、s1、根据飞行器动力学模型，建立适用于飞行器巡航的航空涡扇发动机切换控制系统；
4、s2、基于航空涡扇发动机切换控制系统的状态，构建依赖于状态的切换机制，从当前航空涡扇发动机运行的子系统切换至能量最低的子系统；
5、s3、基于航空涡扇发动机切换控制系统的状态，引入无扰切换性能指标，得到无扰切换机制；
6、s4、基于依赖于状态的切换机制和无扰切换机制，确定事件触发采样机制；
7、s5、基于无扰切换机制和事件触发采样机制，得到无扰切换事件触发控制方案；
8、s6、根据依赖于状态的切换机制和无扰切换事件触发控制方案，确定无扰切换事件触发控制器参数。
9、s1中建立适用于飞行器巡航的航空涡扇发动机切换控制系统，具体为；
10、，
11、其中，表示航空涡扇发动机切换控制系统状态，是发动机切换控制器，和是给定的常数矩阵，
12、是一个切换函数，
13、 k是一个正整数集， d为子系统的个数，切换函数用于指派子系统的激活状态， t是切换时刻。
14、s2中依赖于状态的切换机制具体为；
15、,
16、,
17、其中，表示航空涡扇发动机切换控制系统状态，是所有子系统的集合， i和 j分别表示第 i和第 j个子系统， 是第 i个子系统的李雅普诺夫函数，是第 j个子系统的李雅普诺夫函数，表示使子系统 i激活的航空涡扇发动机切换控制系统状态的域，指满足子系统 i激活的域和满足子系统 j激活的域二者相交的部分，
18、在 t时刻时，若处于的内部，并且在此时刻之前子系统 i激活，则子系统处于运行状态；
19、在 t时刻时，若处于的边界，并且在此时刻之前子系统激活，则子系统处于运行状态。
20、s3中无扰切换机制，具体为；
21、,
22、其中，是无扰切换性能指标，是发动机切换控制器的虚拟控制信号，表示航空涡扇发动机切换控制系统状态，是发动机切换控制器。
23、s4中事件触发采样机制，具体为；
24、定义为触发采样序列，为触发采样时刻，
25、其中， n是实数集，当前触发采样时刻小于下一个触发采样时刻，并且下一个触发采样时刻为；
26、，
27、其中，是航空涡扇发动机切换控制系统状态采样误差；，为给定时间间隔；，为事件触发阈值；是一个权重系数，和是调节参数，为 i或 j， i和 j分别表示第 i和第 j个子系统，是无扰切换性能指标， t是切换时刻。
28、s5中无扰切换事件触发控制方案，具体为；
29、基于事件触发采样机制，计算得到状态采样值，则事件触发切换控制器为，
30、，
31、其中，表示最后一次传输的状态值，为触发采样时刻，为下一个触发采样时刻，为时刻的航空涡扇发动机切换控制器，是待设计的控制器增益，是发动机切换控制器， t是切换时刻。
32、s6中所述无扰切换事件触发控制器参数具体确定方法为，
33、当时，定义，，
34、其中， i表示第 i个子系统，和是给定的常数矩阵，使得以下不等式成立；
35、，
36、，
37、，
38、，
39、，
40、其中，为预设的单位矩阵，常数，，是调节参数，矩阵、、、是调节矩阵，矩阵、、、、是正定调节矩阵，为常数，矩阵是虚拟控制增益矩阵，是对角矩阵，、、是约束条件的矩阵形式，为矩阵的简化表示，、、、为约束参数。
41、无扰切换事件触发控制器参数具体获得方法为；
42、，
43、，
44、，
45、，
46、，
47、，
48、，
49、，
50、，
51、，
52、，
53、，
54、，
55、，
56、，
57、，
58、，
59、，
60、，
61、，
62、，
63、其中，、、是不同方向单位矩阵，是矩阵的简化表示，是矩阵的简化表示，是参数，、、表示方向，是子系统个数，是正定调节矩阵；常数、、、、、是调节参数；标量表示从模态 i切换到模态转移速率的二分之一次方；表示正定矩阵，，、为正定调节矩阵。
64、本发明一种航空涡扇发动机切换控制系统，包括；
65、发动机切换控制系统建立模块，根据飞行器动力学模型，建立一种适用于飞行器巡航的航空涡扇发动机切换控制系统；
66、依赖于状态的切换模块，在航空涡扇发动机切换控制系统状态中进行划分，确定一种依赖于状态的切换机制，从当前航空涡扇发动机运行的子系统切换至能量最低的子系统；
67、无扰切换模块，在航空涡扇发动机切换控制系统状态中，引入无扰切换性能指标，得到无扰切换机制，减小发动机切换控制时产生的扰动；
68、事件触发采样模块，基于依赖于状态的切换机制和无扰切换机制，确定事件触发采样机制；
69、无扰切换事件触发控制模块，基于无扰切换机制和事件触发采样机制，得到无扰切换事件触发控制方案；
70、无扰切换事件触发控制器参数获得模块，根据依赖于状态的切换机制和无扰切换事件触发控制方案，确定无扰切换事件触发控制器参数。
71、本发明一种航空涡扇发动机切换控制设备，包括处理器和存储器，处理器执行保存的计算机程序时，实现上述一种航空涡扇发动机切换控制方法中的步骤。
72、通过上述设计，本发明的有益效果在于：发动机切换控制技术的引入，能够针对发动机不同状态下的动态差异，实现更加精确和灵活的发动机控制；
73、提升发动机的推力响应能力和运行稳定性，还能在保证安全性的同时，优化燃油消耗，提高飞行效率；
74、在设计的切换机制下实现发动机不同状态之间性能的平滑过渡，减小控制器之间的切换扰动。
1.一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述s1中建立适用于飞行器巡航的航空涡扇发动机切换控制系统，具体为；
3.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述s2中依赖于状态的切换机制具体为；
4.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述s3中无扰切换机制，具体为；
5.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述s4中事件触发采样机制，具体为；
6.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，所述s5中无扰切换事件触发控制方案，具体为；
7.根据权利要求1所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，s6中所述无扰切换事件触发控制器参数具体确定方法为，
8.根据权利要求7所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法，其特征在于，无扰切换事件触发控制器参数具体获得方法为；
9.一种航空涡扇发动机切换控制系统，其特征在于，所述系统包括：
10.一种航空涡扇发动机切换控制设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述处理器执行保存的计算机程序时，实现如权利要求1-8任一项所述的一种航空涡扇发动机切换控制方法。
