基于dSPACE的性能尋優(yōu)控制工程應(yīng)用研究

戴瑾珺，王 歡，楊 剛，孫牧橋，王亞妮

（中國(guó)航發(fā)航空動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫 214063）

基于dSPACE的性能尋優(yōu)控制工程應(yīng)用研究

戴瑾珺，王 歡，楊 剛，孫牧橋，王亞妮

（中國(guó)航發(fā)航空動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫 214063）

發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)是提高飛機(jī)效能的方法之一，其先進(jìn)控制模態(tài)能夠綜合飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的信息，在安全運(yùn)行的前提下，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)某項(xiàng)或綜合性能指標(biāo)的最優(yōu)。為提高飛機(jī)效能，本文在對(duì)飛行/推進(jìn)系統(tǒng)性能尋優(yōu)控制理論及現(xiàn)有成果的學(xué)習(xí)基礎(chǔ)上，通過(guò)最小二乘法求取線性模型，獲得較為精確的全包線推進(jìn)系統(tǒng)矩陣，從而確定線性小區(qū)間內(nèi)性能指標(biāo)和約束條件的線性表達(dá)式，進(jìn)而將發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)問(wèn)題表述成線性規(guī)劃問(wèn)題，通過(guò)單純形法獲取尋優(yōu)模式下的各項(xiàng)性能指標(biāo)。從驗(yàn)證性能尋優(yōu)控制算法工程可行性的角度出發(fā)，將性能尋優(yōu)程序模塊嵌入到數(shù)控系統(tǒng)中；在dSPA CE設(shè)備上搭建快速控制原型仿真平臺(tái)，進(jìn)行了實(shí)時(shí)仿真驗(yàn)證，仿真結(jié)果能夠獲得預(yù)期的指標(biāo)優(yōu)化結(jié)果。研究表明：性能尋優(yōu)算法在工程應(yīng)用上具有可行性及有效性。

性能尋優(yōu)控制；線性規(guī)劃；快速控制原型；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)系緊密，二者之間的相互作用會(huì)密切影響飛機(jī)的整體性能。隨著對(duì)現(xiàn)代飛機(jī)性能要求的不斷提高，各控制系統(tǒng)之間的耦合作用也日益增強(qiáng)[1]。航空推進(jìn)系統(tǒng)性能尋優(yōu)先進(jìn)控制模態(tài)（PSC，Performance Seeking Control）[2]能夠綜合飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的雙向信息，根據(jù)實(shí)際工況選擇最優(yōu)的控制方案，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前工作點(diǎn)進(jìn)行實(shí)時(shí)優(yōu)化，在安全運(yùn)行的前提下，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)某項(xiàng)或綜合性能指標(biāo)最優(yōu)，最大限度地挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力，最終增強(qiáng)飛機(jī)的飛行品質(zhì)，提高飛機(jī)的作戰(zhàn)效能[3]。美國(guó)在該領(lǐng)域較早開(kāi)展了研究，取得了多項(xiàng)成就，且部分研究已經(jīng)完成了飛行試驗(yàn)，有一部分甚至在現(xiàn)役飛機(jī)上應(yīng)用。英國(guó)也在飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制領(lǐng)域開(kāi)展了研究[4-6]。中國(guó)從20世紀(jì)90年代開(kāi)始也進(jìn)行了這方面的研究，建立了用于發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化、能準(zhǔn)確反映發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作狀態(tài)的自適應(yīng)模型，并把線性規(guī)劃方法用于非線性的發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)象，取得許多令人欣慰的科研成果。國(guó)內(nèi)各高校關(guān)于飛推尋優(yōu)控制的研究多局限于理論層面，而與工程實(shí)際結(jié)合研究較少。

典型性能尋優(yōu)控制優(yōu)化模式可以分為3大類：最大推力控制模式、最低油耗控制模式、最低風(fēng)扇渦輪進(jìn)口溫度控制模式。根據(jù)不同的飛行任務(wù)選擇不同的優(yōu)化模式：如在飛行爬升及平飛加速飛行時(shí)，選擇最大推力模式，充分挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)潛力，提高推力，進(jìn)而提高飛機(jī)爬升速度及平飛加速度；在飛機(jī)巡航時(shí)，通過(guò)最小油耗優(yōu)化模式降低發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率，增加飛機(jī)航程，改善經(jīng)濟(jì)性；在飛機(jī)大機(jī)動(dòng)飛行及超聲速巡航時(shí)，通過(guò)最低渦輪溫度優(yōu)化模式降低發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪出口溫度，從而延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命[7]。

本文著重介紹最大推力模式的設(shè)計(jì)方法。在此基礎(chǔ)上，消化吸收了已有技術(shù)資料并進(jìn)行算法設(shè)計(jì)研究，同時(shí)完成數(shù)字仿真，重點(diǎn)關(guān)注尋優(yōu)控制與現(xiàn)有數(shù)控系統(tǒng)的功能整合，最后在dSPACE平臺(tái)上進(jìn)行快速控制原型仿真試驗(yàn)，為后續(xù)應(yīng)用積累經(jīng)驗(yàn)。

1 性能尋優(yōu)模塊設(shè)計(jì)

結(jié)合推進(jìn)系統(tǒng)優(yōu)化控制原理，研究思路可以概括為以下步驟：

（1）提取線性模型，獲取 PSM（Propulsion System Matrix，推進(jìn)系統(tǒng)矩陣）。

a.對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型（封裝好的.cpp形式）通過(guò)時(shí)域辨識(shí)中最小二乘辨識(shí)的方法獲取線性模型，得到狀態(tài)矩陣A、B、C、D，即由狀態(tài)方程描述的發(fā)動(dòng)機(jī)線性模型

b.用從發(fā)動(dòng)機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型提取到的A、B、C、D矩陣，根據(jù)MPS=-CA-1B+D，得推進(jìn)系統(tǒng)矩陣MPS。

（2）性能尋優(yōu)，獲取尋優(yōu)模式各項(xiàng)性能指標(biāo)。

a.根據(jù)上一步得到的MPS，確定性能指標(biāo)和約束條件在線性小區(qū)間內(nèi)的線性表達(dá)式，進(jìn)而將本身是非線性的發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)問(wèn)題表述成可以用LP（Linear Programming，線性規(guī)劃）求解的問(wèn)題。最大推力模式，性能指標(biāo)R為發(fā)動(dòng)機(jī)推力

式中的矩陣P={pij}即為推進(jìn)系統(tǒng)矩陣MPS，描述了在線性化小區(qū)間線性范圍內(nèi)性能指標(biāo)和約束量、控制量之間的線性關(guān)系。

b.解此 LP 問(wèn)題，獲得控制增量 ΔWf、ΔA8，找到發(fā)動(dòng)機(jī)局部最優(yōu)工作點(diǎn)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性特性，采用線性規(guī)劃的方法時(shí)需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)象采用小區(qū)間分段線性化，將發(fā)動(dòng)機(jī)性能指標(biāo)和約束條件在某一段小區(qū)間范圍內(nèi)線性化，通過(guò)LP方法獲取此區(qū)間內(nèi)性能指標(biāo)的局部最優(yōu)值，再利用飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)本身的物理運(yùn)行過(guò)程，最終收斂至全局最優(yōu)值。此問(wèn)題可以用數(shù)學(xué)表達(dá)式表示

2 性能尋優(yōu)程序?qū)崿F(xiàn)

2.1 MPS推進(jìn)系統(tǒng)矩陣辨識(shí)

發(fā)動(dòng)機(jī)的控制量和工作狀態(tài)參數(shù)的限制要求共同構(gòu)成性能尋優(yōu)問(wèn)題中的約束條件。因此，需要獲取這些指標(biāo)和約束條件的線性關(guān)系。推進(jìn)系統(tǒng)矩陣（MPS）可以從非線性模型中提取。在線尋優(yōu)邏輯如圖1所示。

從圖1中可見(jiàn)，環(huán)節(jié)1、2是獨(dú)立開(kāi)展的，并非同時(shí)進(jìn)行。在尋優(yōu)進(jìn)行時(shí)，包括轉(zhuǎn)速等在內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)可測(cè)參數(shù)可以對(duì)穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行修正。尋優(yōu)結(jié)果則是由穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)及計(jì)算出的調(diào)節(jié)量疊加而成。

采用辨識(shí)理論方法獲取MPS的方法上文已經(jīng)概述，總結(jié)如下：

（1）在當(dāng)前尋優(yōu)工作周期內(nèi)，選取機(jī)載非線性模型當(dāng)前時(shí)刻前0.5 s的輸入輸出數(shù)據(jù)；

（2）對(duì)該輸入輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)，獲取狀態(tài)空間模型；

（3）通過(guò)狀態(tài)空間模型求取MPS；

（4）依靠發(fā)動(dòng)機(jī)本身的物理運(yùn)行過(guò)程獲取更新機(jī)載模型的工作狀態(tài)，獲取新的MPS。

為消除矩陣元素量級(jí)對(duì)優(yōu)化效果的影響，保證求解精度及解的穩(wěn)定性，縮小數(shù)量級(jí)的差別，改善矩陣的條件數(shù)，最后對(duì)MPS矩陣元素采用相似歸一化處理[10]，保證優(yōu)化效果和求解精度。在H=7 km、Ma=0.8時(shí)，各穩(wěn)態(tài)參數(shù)如下：Wf=5354.7，A8=0.26052，NL=97.36，NH=97.52，REP=4.1427，T4=1759.7，F(xiàn)=5014.1，SML=6.054，SMH=98.483，sfc=1.0679，上述REP為發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比。求得對(duì)應(yīng)的MPS矩陣為

其余各點(diǎn)不一一贅述。

2.2 線性規(guī)劃尋優(yōu)

求解線性規(guī)劃問(wèn)題時(shí)，其約束包括：為了保證線性假設(shè)的正確性，對(duì)控制增量進(jìn)行限制；由于各種條件約束下造成的控制量最大、最小值限制；發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)計(jì)劃和安全穩(wěn)定工作對(duì)其狀態(tài)量的限制值。

最大推力優(yōu)化控制模式性能指標(biāo)為R，由MPS矩陣關(guān)系式可知在線性段內(nèi)的推力和控制增量的關(guān)系ΔR=p61·ΔWf+p62·ΔA8。

約束條件可概括如下

在上述小區(qū)間范圍內(nèi)，用單純形算法得到局部最優(yōu)值，并依靠發(fā)動(dòng)機(jī)本身的物理運(yùn)行過(guò)程收斂至全局最優(yōu)值。

2.3 尋優(yōu)模塊應(yīng)用

將第2.1節(jié)所述的線性模型提取、MPS推進(jìn)系統(tǒng)矩陣辨識(shí)、線性規(guī)劃尋優(yōu)3部分內(nèi)容通過(guò).m程序的代碼編寫(xiě)完成，并將其封裝為S-Function模塊，如圖2所示。將其嵌入發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字控制系統(tǒng)仿真平臺(tái)的EEC（電子控制器）模塊主控系統(tǒng)中。

其中，Steady封裝模塊用來(lái)根據(jù)飛行高度H及馬赫數(shù)Ma得出對(duì)應(yīng)的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)各參數(shù)，在MPS封裝模塊中由于前期已經(jīng)將穩(wěn)態(tài)點(diǎn)各參數(shù)輸入，只需提供H、Ma即可得到對(duì)應(yīng)的MPS矩陣。以上2個(gè)模塊輸出的矩陣參數(shù)共同作為Optimization性能尋優(yōu)封裝模塊的輸入，在其中進(jìn)行以單純形法為核心的性能尋優(yōu)計(jì)算。尋優(yōu)計(jì)算所得的N1、N2、EPR修正控制量，將輸入到原主控算法中的N1、N2、EPR給定值計(jì)算模塊，結(jié)合尋優(yōu)指令對(duì)給定值進(jìn)行修正。

2.4 全數(shù)字仿真結(jié)果

使用單純形法尋優(yōu)得到最大推力模式的數(shù)字仿真結(jié)果如圖3所示。圖中“原始量”表示無(wú)優(yōu)化的曲線，“尋優(yōu)量”表示優(yōu)化后的曲線。圖中示出了尋優(yōu)過(guò)程推力整體變化，發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)量F、Wf為進(jìn)行歸一化后的處理值，其余為原始量。其中尋優(yōu)控制量表示是否在此階段進(jìn)行尋優(yōu)，該量值為0時(shí)不進(jìn)行尋優(yōu)，輸出原始控制量；該量值為1（圖中為表示清楚，將數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，即對(duì)應(yīng)藍(lán)色圖線非0段）時(shí)，進(jìn)行尋優(yōu)。在尋優(yōu)進(jìn)行時(shí)，推力明顯增大；在尋優(yōu)未進(jìn)行時(shí)，推力與原始值一致。

圖3的局部放大如圖4～6所示。即在84～100 s、H=7 km，Ma=0.8～1.0時(shí)的優(yōu)化曲線。在此工作點(diǎn)的優(yōu)化時(shí)間為3 s，推力由未尋優(yōu)時(shí)的0.968596（相對(duì)量）增大至1（相對(duì)量），增加了2.94%。在優(yōu)化結(jié)束時(shí)，SMF與NL達(dá)到設(shè)定的邊界線。數(shù)字仿真結(jié)果表明：尋優(yōu)模式中最大推力模式尋優(yōu)速度最快，反映在尋優(yōu)原理上，是因?yàn)樽畲笸屏δＪ絻H有不等式的邊界約束，約束較弱，故用較少的優(yōu)化步數(shù)即可收斂。

該尋優(yōu)階段參數(shù)點(diǎn)數(shù)在85～91 s,PLA=68°、H=7 km時(shí)的情況見(jiàn)表1。

表1 最大推力控制模式參數(shù)點(diǎn)數(shù)據(jù)

在尋優(yōu)允許的A8變化范圍內(nèi)，尾噴管喉道截面面積變化對(duì)推力影響較Wf變化的影響小得多。而隨著供油量Wf增加，推力顯著增大。

3 dSPACE仿真平臺(tái)搭建及試驗(yàn)

3.1 dSPACE仿真平臺(tái)介紹及搭建

在開(kāi)發(fā)初期，需要快速地建立控制對(duì)象原型和控制器模型，并對(duì)整個(gè)控制系統(tǒng)進(jìn)行多次離線及在線試驗(yàn)，來(lái)驗(yàn)證控制系統(tǒng)軟件及硬件方案的可行性，這個(gè)過(guò)程被稱作快速控制原型（RCP，Rapid Control Prototyping）[11-12]。

dSPACE（digital signal processing and control engineering）實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)是由dSPACE公司開(kāi)發(fā)的1套基于MATLAB/Simulink的控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)及測(cè)試的工作平臺(tái)。在dSPACE硬件平臺(tái)可進(jìn)行控制器快速原型設(shè)計(jì)，進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)快速開(kāi)發(fā)、驗(yàn)證。該平臺(tái)可以實(shí)現(xiàn)控制算法從設(shè)計(jì)、仿真到代碼的自動(dòng)生成與下載，實(shí)現(xiàn)快速控制原型的仿真。dSPACE快速實(shí)時(shí)原型系統(tǒng)的設(shè)計(jì)流程如圖7所示。

在dSPACE仿真之前，首先需建立MATLAB/Simulink仿真模型。在MATLAB/Simulink環(huán)境下，根據(jù)全數(shù)字仿真模型調(diào)用RTI庫(kù)中的硬件模塊，分別建立控制系統(tǒng)仿真模型和被控對(duì)象航空發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型，如圖8所示?？刂葡到y(tǒng)仿真模型由控制器模塊和I/O模塊組成?？刂破髂K為全數(shù)字仿真模型中的控制器模型；I/O模塊為dSPACE專有模塊，通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)模型傳輸過(guò)來(lái)的數(shù)據(jù)進(jìn)行采集和還原，同時(shí)，I/O模塊通過(guò)D/A轉(zhuǎn)換將必要的數(shù)據(jù)傳遞給發(fā)動(dòng)機(jī)模型機(jī)并對(duì)輸出前的數(shù)據(jù)歸一化。發(fā)動(dòng)機(jī)模型部分由發(fā)動(dòng)機(jī)模塊和I/O模塊組成，如圖9所示。發(fā)動(dòng)機(jī)模塊為全數(shù)字仿真模型中的發(fā)動(dòng)機(jī)模型，；I/O模塊為dSPACE專有模塊，其作用與控制器模型中的I/O模塊相同。

I/O模塊主要分為 Scaling to Hardware、Scaling from Hardware和Hardware3部分，如圖10所示。前2部分可將數(shù)據(jù)歸一化和將歸一化的數(shù)據(jù)還原。需要根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)調(diào)整歸一化增益的大小，通常選用發(fā)動(dòng)機(jī)輸出量和控制器輸出量的最大值，并將這些最大值稍加放大或取整后作為對(duì)應(yīng)的增益值，如圖11所示，以達(dá)到最佳仿真效果。Hardware部分可將歸一化后的變量進(jìn)行D/A輸出，并通過(guò)A/D讀取所需的變量，包括RTI模塊和使用到的硬件板卡。

建立完成控制系統(tǒng)和被控對(duì)象仿真模型后，通過(guò)屏蔽電纜將二者相應(yīng)的模擬量硬件接口連接，并保證對(duì)應(yīng)關(guān)系正確。

為便于后續(xù)分析，在仿真測(cè)試前，還需建立監(jiān)控界面，對(duì)仿真過(guò)程中數(shù)據(jù)進(jìn)行監(jiān)測(cè)和記錄，控制器模型和發(fā)動(dòng)機(jī)模型的監(jiān)視面板應(yīng)用ControlDesk軟件建立，如圖12、13所示。該軟件能通過(guò)拖放的方式方便地建立各種虛擬儀表監(jiān)控界面。

先將被控對(duì)象模型的目標(biāo)文件下載到dSPACE模型機(jī)仿真系統(tǒng)，再將控制器模型下載到dSPACE控制器仿真系統(tǒng)，構(gòu)成閉環(huán)系統(tǒng)[13-15]。

3.2 dSPACE仿真測(cè)試

為比較dSPACE快速原型系統(tǒng)仿真測(cè)試結(jié)果與全數(shù)字仿真測(cè)試結(jié)果的差異，在dSPACE模型機(jī)仿真系統(tǒng)中給定與全數(shù)字仿真相同的油門桿、高度和馬赫數(shù)等參數(shù)，在dSPACE控制器仿真系統(tǒng)中使用相同的控制器模型和控制參數(shù)，對(duì)比仿真測(cè)試結(jié)果。從以下2組測(cè)試來(lái)對(duì)比二者的控制效果。

dSPACE在運(yùn)行程序之前，先將程序下載到dSPACE里進(jìn)行預(yù)運(yùn)行，若程序在預(yù)運(yùn)行時(shí)超時(shí)，則會(huì)報(bào)錯(cuò)，無(wú)法下載到dSPACE中去。在仿真時(shí)，可設(shè)置允許超時(shí)次數(shù)，在實(shí)際操作時(shí)將此值設(shè)置為1，即允許模型初始化時(shí)超時(shí)。設(shè)置后，模型可成功下載，表示模型實(shí)時(shí)性滿足要求。實(shí)際仿真結(jié)果取與全數(shù)字對(duì)應(yīng)段，結(jié)果如圖14～16所示。

3.3 dSPACE仿真結(jié)果分析

對(duì)比測(cè)試結(jié)果可知，在2個(gè)仿真平臺(tái)下的仿真結(jié)果基本重合，二者控制效果基本一致。從圖14～16中可見(jiàn)，在2個(gè)平臺(tái)下的測(cè)試結(jié)果差異很小，主要為動(dòng)態(tài)時(shí)不一致，二者相差量最大值約為0.3%。在穩(wěn)態(tài)時(shí)二者相差量為0.01%左右，數(shù)值很小，可以忽略。在dSPACE平臺(tái)下，受噪聲等影響，同樣不可避免地出現(xiàn)小范圍內(nèi)的抖動(dòng)，抖動(dòng)量約為0.01%，在此不做贅述。在尋優(yōu)功能生效的中間狀態(tài)，在dSPACE仿真平臺(tái)與全數(shù)字仿真平臺(tái)下的控制效果基本一致，且均能達(dá)到控制系統(tǒng)性能要求。

本次dSPACE仿真試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)與全數(shù)字仿真的結(jié)果基本吻合，達(dá)到了試驗(yàn)?zāi)康摹?/p>

4 結(jié)論

本文通過(guò)將發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)問(wèn)題表述成線性規(guī)劃問(wèn)題，使用單純形法解決線性規(guī)劃問(wèn)題，從而獲得優(yōu)化的控制量。優(yōu)化后的控制量在全數(shù)字和dSPACE的仿真結(jié)果顯示發(fā)動(dòng)機(jī)效能明顯增加，尋優(yōu)后的控制量達(dá)到了優(yōu)化控制性能的目的，因此表明此方法具有一定的應(yīng)用價(jià)值。

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Research on Engineering Applications of Performance Optimization Control on dSPACE

DAI Jin-jun,WANG Huan,YANG Gang,SUN Mu-qiao,WANG Ya-ni
（AECC Aero Engine Control System Institute,Wuxi Jiangsu 214063,China）

Engine performance optimization is one of the ways to improve aircraft performance.Its advanced control mode can synthesize the information of aircraft and engine,to achieve a certain or comprehensive performance index optimization of the aeroengine when it was operating safely.In order to improve the performance of the aircraft,based on the study of the performance control theory of the flight/propulsion system and the existing achievements,the linear model was calculated by the least squares method.A comparatively accurate matrix of the full envelope propulsion system was obtained.The linea expression of performance indicators and constraints in linear subintervals was determined,and then expressed the engine performance optimization problem as a linear programming problem.Performance index of performance seeking mode were obtained by simplex method.From the view of verifying the feasibility of the performance seeking control algorithm,the PSC program module was embedded into an numerical control system.Rapid control prototyping simulation platform was constructed on dSPACE devices,the real-time simulation was realized with it.The simulation results achieved the expected results.Research shows that PSC for integrated flight/propulsion system is feasible and effective in engineering application.

performance seeking control;linear programming;rapid control prototyping；aeroengine

V 249.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.002

2016-03-01 基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

戴瑾珺（1989），女，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作；E-mail：ivydai@live.cn。

戴瑾珺，王歡，楊剛，等.基于 dSPACE 的性能尋優(yōu)控制工程應(yīng)用研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（1）：6-12.DAIJinjun，WANGHuan，YANGGang，et al.ResearchonengineeringapplicationsofperformanceoptimizationcontrolondSPACE[J].Aeroengine，2017，43（1）：6-12.

（編輯：趙明菁）