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公开(公告)号：CN109063407B
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201811264984.9
申请日：2018-10-29
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17
Abstract: 本发明公开了一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法。本发明通过在进气道及隔离段的出口截面建立控制体，将二维气流转换为一维气流计算，以提高模型的计算实时性；并进一步采用参考温度法进行进气道附面层修正，同时，基于隔离段内的气流根据隔离段背压的不同，本发明还进一步将隔离段工作状态分为弱激波工作状态和斜激波工作状态分别进行建模，并考虑隔离段的粘性，进行附面层修正。相比现有技术，本发明建模方法可以提高超燃冲压发动机计算精度，同时保证模型计算实时性。
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公开(公告)号：CN108386276A
公开(公告)日：2018-08-10
申请号：CN201810163571.5
申请日：2018-02-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
CPC classification number: F02C9/00 , F05D2260/941 , F05D2270/11 , F05D2270/114
Abstract: 本发明公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法。该方法在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。本发明还公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化装置。相比现有技术，本发明在加速过程考虑了航空发动机叶片受到热机械疲劳的影响，在加速优化目标中不但考虑使发动机快速响应，而且将叶片热机械疲劳寿命引入到目标函数中。因此，本发明可使得发动机不但具有快速响应，同时又具有较高的寿命。
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公开(公告)号：CN105867121A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610184036.9
申请日：2016-03-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明公开了一种用于自旋恢复的直升机非线性预测控制方法。在进入自旋之后，利用预先训练好的直升机需求扭矩模型对当前的直升机需求扭矩进行实时在线预测；在进入自旋恢复阶段后，利用预先训练好的发动机动态参数模型对当前的发动机动态参数进行实时在线预测，同时利用直升机需求扭矩模型和发动机动态参数模型的在线预测结果，求解以缩小离合器接通时的直升机需求扭矩和发动机提供的扭矩支持间的差值为目标，并考虑发动机稳定安全的运行条件的滚动优化问题，并将求解得到的控制量序列的第一项作为当前输入的直升机控制量。本发明还公开了直升机非线性预测控制装置。本发明可有效地缩短自旋恢复阶段的时间延迟并减小旋翼转速瞬态下滑。
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公开(公告)号：CN105446167B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201610048245.0
申请日：2016-01-25
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型。该实时模型采用了简化的激波角计算方法；并进一步将飞行器前体和超燃冲压发动机进气道视为耦合为一体的前体/进气道；将隔离段内的气流视为等截面摩擦管流；考虑燃烧室的容积效应，将燃烧室视为一个空腔；将发动机尾喷管和飞行器后体耦合成一体，燃气在其中流动视为变截面摩擦管流；从而将燃烧室出口参数用基于容积动力学原理的一阶常微分方程表示。本发明还公开了一种高超声速超燃冲压发动机仿真方法及控制律设计方法。相比现有技术，本发明能够准确反映高超声速超燃冲压发动机的动态过程，且易于求解，实时性更好。
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公开(公告)号：CN105446167A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201610048245.0
申请日：2016-01-25
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型。该实时模型采用了简化的激波角计算方法；并进一步将飞行器前体和超燃冲压发动机进气道视为耦合为一体的前体/进气道；将隔离段内的气流视为等截面摩擦管流；考虑燃烧室的容积效应，将燃烧室视为一个空腔；将发动机尾喷管和飞行器后体耦合成一体，燃气在其中流动视为变截面摩擦管流；从而将燃烧室出口参数用基于容积动力学原理的一阶常微分方程表示。本发明还公开了一种高超声速超燃冲压发动机仿真方法及控制律设计方法。相比现有技术，本发明能够准确反映高超声速超燃冲压发动机的动态过程，且易于求解，实时性更好。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108386276B
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201810163571.5
申请日：2018-02-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法。该方法在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。本发明还公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化装置。相比现有技术，本发明在加速过程考虑了航空发动机叶片受到热机械疲劳的影响，在加速优化目标中不但考虑使发动机快速响应，而且将叶片热机械疲劳寿命引入到目标函数中。因此，本发明可使得发动机不但具有快速响应，同时又具有较高的寿命。
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公开(公告)号：CN105868467B
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201610184251.9
申请日：2016-03-28
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种动稳态航空发动机机载模型构建方法，属于航空发动机控制技术领域。首先利用相似准则及及泰勒展开原理进行采样数据的压缩，大幅降低采样数据量及时间；然后利用压缩后采样数据中的动态数据和稳态数据分别训练基于稀疏自动编码器的动态机载模型以及基于BP神经网络的稳态机载模型，最后设置相应的相应的准稳态判断逻辑，在动态过程使用稀疏自动编码器动态模型，在稳态过程使用BP网络稳态模型。相比现有技术，本发明所构建航空发动机机载模型在动态和稳态条件下均具有更高的精度，并且实时性更好，对数据存储量的要求更低。
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公开(公告)号：CN107315875A
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201710492418.2
申请日：2017-06-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真技术领域。本发明针对分开排气三涵道涡扇发动机的结构特点，构建出了第三涵道及其涵道尾喷管的部件级数学模型，并进一步利用级累叠方法构建风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型；本发明仿真模型可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况，具有较高的实用价值。
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公开(公告)号：CN105867121B
公开(公告)日：2018-07-31
申请号：CN201610184036.9
申请日：2016-03-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种用于自旋恢复的直升机非线性预测控制方法。在进入自旋之后，利用预先训练好的直升机需求扭矩模型对当前的直升机需求扭矩进行实时在线预测；在进入自旋恢复阶段后，利用预先训练好的发动机动态参数模型对当前的发动机动态参数进行实时在线预测，同时利用直升机需求扭矩模型和发动机动态参数模型的在线预测结果，求解以缩小离合器接通时的直升机需求扭矩和发动机提供的扭矩支持间的差值为目标，并考虑发动机稳定安全的运行条件的滚动优化问题，并将求解得到的控制量序列的第一项作为当前输入的直升机控制量。本发明还公开了直升机非线性预测控制装置。本发明可有效地缩短自旋恢复阶段的时间延迟并减小旋翼转速瞬态下滑。
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公开(公告)号：CN109063407A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201811264984.9
申请日：2018-10-29
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法。本发明通过在进气道及隔离段的出口截面建立控制体，将二维气流转换为一维气流计算，以提高模型的计算实时性；并进一步采用参考温度法进行进气道附面层修正，同时，基于隔离段内的气流根据隔离段背压的不同，本发明还进一步将隔离段工作状态分为弱激波工作状态和斜激波工作状态分别进行建模，并考虑隔离段的粘性，进行附面层修正。相比现有技术，本发明建模方法可以提高超燃冲压发动机计算精度，同时保证模型计算实时性。
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