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公开(公告)号：CN112711278B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202011440283.3
申请日：2020-12-07
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05D7/06
Abstract: 本发明公开了一种变循环发动机模态转换恒定流量控制方法。本发明方法以模态转换过程中的发动机进口流量恒定为控制目标，以风扇转速Nl和压气机转速Nh作为状态变量，以供油量Wfb和尾喷管喉道面积A8作为控制变量，以风扇转速Nl及风扇静压变化ΔP与风扇进口总压Pt2的比值ΔP/Pt2为输出变量，对所述变循环发动机进行闭环控制。相比现有技术，本发明在模态转换过程中控制流量恒定，使得发动机与进气道流量较好匹配，降低进气道溢流阻力，提高发动机安装推力性能。
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公开(公告)号：CN109973221B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201910227764.7
申请日：2019-03-25
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数。本发明还公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制装置。本发明将进气道正激波模型与发动机模型结合在一起，通过正激波位置对总压恢复系数进行修正，可模拟进气道不同工作状况，准确体现发动机与进气道之间的耦合关系，提高发动机控制性能。
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公开(公告)号：CN111486009A
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN202010328588.9
申请日：2020-04-23
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/28
Abstract: 本发明公开了一种基于深强化学习的航空发动机控制方法，首先根据控制指令和反馈参数获得初始的燃油流量，然后根据预设的发动机物理限制对初步的燃油流量进行修正，最后按照修正后的燃油流量向航空发动机输入相应流量的燃油；所述根据控制指令和反馈参数获得初始的燃油流量，具体是通过深度强化学习网络实现。本发明还公开了一种基于深强化学习的航空发动机控制装置。相比现有技术，本发明采用深度增强学习方法来设计发动机控制器，使得发动机随学习时间增加，其响应速度不断提高，从而提高发动机响应速度。
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公开(公告)号：CN115680935A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211396330.8
申请日：2022-11-09
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02K7/16
Abstract: 本发明公开了一种串联式TBCC发动机的模态转换控制方法，所述串联式TBCC发动机作为并联式TBCC发动机低速通道加速器使用。随着来流马赫数对串联式TBCC发动机的模态转换进行以下分区控制：在来流马赫数为0～第一马赫数区间内，控制所述串联式TBCC发动机以涡扇模态最大状态工作；在来流马赫数为第一马赫数～第二马赫数区间内，打开低速通道冲压涵道，并令低速通道冲压涵道开度大于0且低于或等于临界开度；在来流马赫数为第二马赫数～4.0区间内，控制所述串联式TBCC发动机以完全冲压模态工作。相比现有技术，本发明可有效避免推力陷阱，同时实现高加速性。
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公开(公告)号：CN112648638A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011483949.3
申请日：2020-12-16
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F23R3/42 , F02K7/14 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机，所述超燃冲压发动机的燃烧室为由等面积段、等压段、等马赫数段和等温段这四个分段沿入口至出口方向依次连接组成的多级燃烧室，所述等面积段、等压段、等马赫数段和等温段分别使用等面积加热规律、等压加热规律、等马赫数加热规律和等温加热规律；在每个分段的入口处均设置有一个燃油喷注点。相比现有技术，本发明可有效提高超燃冲压发动机性能，同时保证发动机不超温，不超压，不会产生热雍塞。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115898656A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211437529.0
申请日：2022-11-17
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种多电航空发动机加力燃油控制方法，属于航空宇航发动机控制技术领域。本发明针对采用电动泵计量燃油的多电航空发动机实验过程中因加力燃油执行机构死区特性带来的发动机控制不稳定的问题，设计了基于神经网络逆模型和改进μ修正自适应控制方法的加力燃油闭环控制回路。本发明还公开了一种多电航空发动机加力燃油控制装置。仿真结果表明本发明控制方法可以有效地避免执行机构的死区区间，并在加力燃油执行机构的整个工作范围内实现发动机状态的平稳过渡，有效地提高了控制系统的稳定性；同时，该控制方法中提出的改进μ修正自适应控制算法相较传统μ修正自适应控制算法具有更好的动态特性。
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公开(公告)号：CN113482797A
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202110949089.6
申请日：2021-08-18
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种串联式TBCC发动机模态转换控制方法。在发动机模态转换过程中，以涡轮部件的最大状态工作点和慢车状态工作点作为优化边界，通过优化求解得到模态转换过程中总推力、总空气流量、风扇换算转速、后可变面积涵道引射器开度、模式转换活门开度的最优变化曲线，然后以总推力、总空气流量、风扇换算转速这三个直接性能量的最优变化曲线对发动机进行闭环控制，以后可变面积涵道引射器开度、模式转换活门开度的最优变化曲线对发动机进行开环控制。本发明还公开了一种串联式TBCC发动机模态转换控制装置。本发明以直接性能量作为被控量来对发动机进行闭环控制，可有效提高转换过程的平稳性，安全性和速度。
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公开(公告)号：CN109896026B
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN201910215847.4
申请日：2019-03-21
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种变旋翼转速直升机‑涡轴发动机综合控制方法。该方法在综合考虑转速控制指标与经变传动比传动机构扭矩匹配的转子动力学特性的基础上，对涡轴发动机的燃油流量进行在线优化，可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下，显著减小变旋翼转速过程中动力涡轮转速超调与下垂量，实现涡轴发动机的快速响应控制的同时，有利于改善发动机使用寿命。本发明还公开了一种变旋翼转速直升机‑涡轴发动机综合控制装置。本发明可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下，显著减小变旋翼转速过程中动力涡轮转速超调与下垂量，实现涡轴发动机的快速响应控制的同时，有利于改善发动机使用寿命。
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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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公开(公告)号：CN115680935B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202211396330.8
申请日：2022-11-09
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02K7/16
Abstract: 本发明公开了一种串联式TBCC发动机的模态转换控制方法，所述串联式TBCC发动机作为并联式TBCC发动机低速通道加速器使用。随着来流马赫数对串联式TBCC发动机的模态转换进行以下分区控制：在来流马赫数为0～第一马赫数区间内，控制所述串联式TBCC发动机以涡扇模态最大状态工作；在来流马赫数为第一马赫数～第二马赫数区间内，打开低速通道冲压涵道，并令低速通道冲压涵道开度大于0且低于或等于临界开度；在来流马赫数为第二马赫数～4.0区间内，控制所述串联式TBCC发动机以完全冲压模态工作。相比现有技术，本发明可有效避免推力陷阱，同时实现高加速性。
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