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公开(公告)号：CN103306822B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201310197086.7
申请日：2013-05-23
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明公开了一种基于喘振裕度估计模型的航空涡扇发动机控制方法。本发明提出的喘振裕度估计模型的建模分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分：无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入，以非线性拟合方法建模实现；损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估航空发动机进口畸变度，进而计算获得畸变时喘振裕度损失量。而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测，在不改变发动机常规控制回路的基础上，对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿，实现高稳定性控制。本发明可保证航空发动机稳定、高效地工作，实现航空发动机喘振裕度控制在11%~13%之间。
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公开(公告)号：CN103306822A
公开(公告)日：2013-09-18
申请号：CN201310197086.7
申请日：2013-05-23
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明公开了一种基于喘振裕度估计模型的航空涡扇发动机控制方法。本发明提出的喘振裕度估计模型的建模分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分：无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入，以非线性拟合方法建模实现；损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估航空发动机进口畸变度，进而计算获得畸变时喘振裕度损失量。而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测，在不改变发动机常规控制回路的基础上，对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿，实现高稳定性控制。本发明可保证航空发动机稳定、高效地工作，实现航空发动机喘振裕度控制在11%~13%之间。
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公开(公告)号：CN104834785A
公开(公告)日：2015-08-12
申请号：CN201510251444.7
申请日：2015-05-15
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于单纯形样条函数的航空发动机稳态模型建模方法，根据给定发动机的飞行参数和控制参数，对航空发动机稳定状态进行实时估计，建立航空发动机的稳态模型，包括以下步骤：获取航空发动机稳态模型的训练和测试数据；进行发动机工作区域的三角划分，并计算工作点所在单纯形的重心坐标；计算单纯形样条的基函数；求解单纯形样条函数的系数；利用所述的测试数据对模型泛化能力进行验证，若精度差则返回上述步骤二，重新进行三角划分，并调节单纯形样条的基函数的阶数；若精度好，则建立航空发动机稳态模型。本发明方法算法复杂度低、存储数据量小、实时性好，拟合效果优，有效避免了支持向量回归机不能拟合大样本数据的缺点。
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公开(公告)号：CN105404717B
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201510714129.3
申请日：2015-10-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种轴流式压气机叶尖静压模型，属于压气机建模及稳定性控制技术领域。本发明通过四个独立的子模型：相位模型、叶片通道静压模型、失速脉动模型以及失速阻尼修正模型构建压气机叶尖静压模型。本发明所建立的压气机叶尖静压模型具备较好的信号还原度，可有效模拟压气机稳定工况、近喘工况下压气机叶尖静压的动态静压信号；本发明所建立的压气机叶尖静压模型与实际情况的吻合度较高，其与真实压气机实验数据之间的自相关性误差可保证不超过5%。
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公开(公告)号：CN106569977A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610852930.9
申请日：2016-09-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/11
Abstract: 本发明公开了一种涡轴发动机起动过程建模方法，首先获取涡轴发动机各主要部件在起动过程中的部件特性，然后将所获得的部件特性用于涡轴发动机起动模型的建立；利用以下方法获取涡轴发动机各主要部件在起动过程中的部件特性：对压气机采用级累叠方法，根据压气机进口参数和转速，通过求解每一级压气机转子和静子叶片轴向速度的线性方程来获得各级气体流动参数，以得到压气机整体特性参数；对于涡轮部件，基于相似原理，根据已有的慢车以上特性曲线外推出低转速下的部件特性。相比现有技术，本发明获取低转速部件特性的过程更简单准确，所建立的发动机起动模型与实际更吻合。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105676640A
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201610021317.2
申请日：2016-01-13
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明公开了一种基于贝塞尔曲线的涡扇发动机加速过程控制律设计方法，包括以下步骤：1、确定涡扇发动机在加速过程的起点时刻以及涡扇发动机各控制量在起点时刻和终点时刻的状态，并初始化涡扇发动机各控制量在时域空间的贝塞尔曲线阶数；2、以缩短控制量从初始值到目标值的耗时为目标，并结合相应约束条件，优化求解涡扇发动机各控制量在时域空间的贝塞尔曲线；3、改变涡扇发动机各控制量的贝塞尔曲线阶数，转至步骤2；4、反复迭代多次后，选择使得所述优化目标值最小的迭代步中所得到的涡扇发动机各控制量的最优贝塞尔曲线。相比现有技术，本发明从全局优化的角度出发，可以有效提高发动机在响应过程中的推力响应速率。
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公开(公告)号：CN105404717A
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201510714129.3
申请日：2015-10-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种轴流式压气机叶尖静压模型，属于压气机建模及稳定性控制技术领域。本发明通过四个独立的子模型：相位模型、叶片通道静压模型、失速脉动模型以及失速阻尼修正模型构建压气机叶尖静压模型。本发明所建立的压气机叶尖静压模型具备较好的信号还原度，可有效模拟压气机稳定工况、近喘工况下压气机叶尖静压的动态静压信号；本发明所建立的压气机叶尖静压模型与实际情况的吻合度较高，其与真实压气机实验数据之间的自相关性误差可保证不超过5%。
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公开(公告)号：CN106569977B
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201610852930.9
申请日：2016-09-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/11
Abstract: 本发明公开了一种涡轴发动机起动过程建模方法，首先获取涡轴发动机各主要部件在起动过程中的部件特性，然后将所获得的部件特性用于涡轴发动机起动模型的建立；利用以下方法获取涡轴发动机各主要部件在起动过程中的部件特性：对压气机采用级累叠方法，根据压气机进口参数和转速，通过求解每一级压气机转子和静子叶片轴向速度的线性方程来获得各级气体流动参数，以得到压气机整体特性参数；对于涡轮部件，基于相似原理，根据已有的慢车以上特性曲线外推出低转速下的部件特性。相比现有技术，本发明获取低转速部件特性的过程更简单准确，所建立的发动机起动模型与实际更吻合。
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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：CN104834785B
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201510251444.7
申请日：2015-05-15
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于单纯形样条函数的航空发动机稳态模型建模方法，根据给定发动机的飞行参数和控制参数，对航空发动机稳定状态进行实时估计，建立航空发动机的稳态模型，包括以下步骤：获取航空发动机稳态模型的训练和测试数据；进行发动机工作区域的三角划分，并计算工作点所在单纯形的重心坐标；计算单纯形样条的基函数；求解单纯形样条函数的系数；利用所述的测试数据对模型泛化能力进行验证，若精度差则返回上述步骤二，重新进行三角划分，并调节单纯形样条的基函数的阶数；若精度好，则建立航空发动机稳态模型。本发明方法算法复杂度低、存储数据量小、实时性好，拟合效果优，有效避免了支持向量回归机不能拟合大样本数据的缺点。
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