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公开(公告)号：CN111878252B
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202010770915.6
申请日：2020-08-04
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种进气道引射喷管模型。本发明基于准一维流理论建立了一种计算复杂度大幅降低的进气道引射喷管模型，模型的计算复杂度降低，便于移植和集成于发动机总体计算软件中，并易于与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型。本发明还公开了一种包括上述进气道引射喷管模型的涡扇发动机模型。本发明建立的基于准一维流理论的进气道引射喷管模型相比于二维理论计算方法速度有效提高，便于移植和集成于发动机总体计算软件中，并可与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型，用于分析不同任务段引射喷管的引射效果，进一步提高模型的置信度。
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公开(公告)号：CN111425304B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202010329284.4
申请日：2020-04-23
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种基于复合模型预测控制的航空发动机直接推力控制方法，利用非线性预测模型控制方法对发动机推力进行直接控制；所述非线性预测模型控制方法中所使用的预测模型为基于发动机状态变量模型、卡尔曼滤波器、发动机非线性模型所建立的复合预测模型，所述卡尔曼滤波器利用发动机测量参数值和发动机非线性模型计算值之差计算得到发动机退化量并将其反馈到发动机非线性模型，发动机非线性模型计算出发动机不可测参数并将其与发动机退化量一起反馈至发动机状态变量模型，发动机状态变量模型通过实时滚动优化求出预测控制量。相比现有技术，本发明可有效提高发动机模型预测控制的实时性。
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公开(公告)号：CN111914365A
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN202010770766.3
申请日：2020-08-04
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种变循环发动机建模方法，其中副外涵道气流计算模型的建立步骤具体如下：计算变循环发动机在不同模式选择活门开度下的流场，并进而获得风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与不同模式选择活门开度之间的对应数据；根据所述对应数据，利用二维插值方法将风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与模式选择活门开度进行关联；根据风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与模式选择活门开度之间的关联关系，建立风扇涵道比及副外涵总压恢复系数与高度、马赫数、模式选择活门开度之间的关系函数，并分别代入核心驱动风扇级流量平衡方程、副外涵出口总压计算公式。本发明还公开了一种变循环发动机部件级模型。相比现有技术，本发明具有更高精度和实时性。
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公开(公告)号：CN110222464A
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201910531273.1
申请日：2019-06-19
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种基于燃油逆映射的航空发动机极限保护方法，在航空发动机控制过程中，分别通过航空发动机的各个限制约束参数所对应的燃油逆映射模型获得相应的燃油流量限制值，然后根据这些燃油流量限制值计算出同时满足各个限制约束的燃油流量极限值，并利用该燃油流量极限值对航空发动机进行极限保护；每个燃油逆映射模型均是以包括航空发动机的燃油流量历史数据和该限制约束参数当前数据在内的数据作为训练输入，以航空发动机的燃油流量当前数据作为训练输出，预先对深度神经网络进行训练得到。本发明还公开了一种基于燃油逆映射的航空发动机极限保护装装置。本发明可使得发动机运行限制可以根据飞行任务进行变化，发动机限制值可连续变化。
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公开(公告)号：CN109973221A
公开(公告)日：2019-07-05
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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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：CN109031951A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810775737.9
申请日：2018-07-16
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于精确偏导数的航空发动机状态变量模型在线建立方法，包括：步骤A、确定航空发动机状态变量模型的表达形式；步骤B、根据状态变量模型表达形式，基于泰勒展开，获得能够表示稳态点和动态点的统一离散状态变量形式；步骤C、根据所需要建立的离散状态模型中的变量，确定偏导数计算过程中的中间变量，基于航空发动机部件级模型和链式求导法则，采用解析法建立相应的偏导数模型；步骤D、联合部件级模型和偏导数模型利用多次通过算法进行共同计算，获得当前工作点的状态变量模型系数矩阵和初始值，获得相应工作点的状态变量模型。本发明能够在任意工作点在线计算出准确的状态变量模型。
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公开(公告)号：CN107463938A
公开(公告)日：2017-12-12
申请号：CN201710492443.0
申请日：2017-06-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06K9/62
Abstract: 本发明公开了一种基于间隔校正支持向量机的航空发动机气路部件故障检测方法，首先对航空发动机数据(包括正常工作和故障数据)进行无量纲化处理，修正传统支持向量机中的损失函数，重新定义目标函数，然后通过计算间隔支持向量偏置的平均值，从而达到间隔校正的目的。本发明从航空发动机气路故障检测的实际需求(非平衡数据集)出发，提出利用间隔校正支持向量机对故障数据进行识别，并利用智能优化算法进行参数优化，从而为航空发动机故障检测建立最优间隔的分类模型，大幅度提高了航空发动机气路故障检测在面临“非平衡”问题下的精度和模型泛化能力，为日后故障检测系统提供技术支持。
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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：CN116841202A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310808919.2
申请日：2023-07-03
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机加速控制计划嵌套优化方法，属于航空发动机控制技术领域。本发明方法使用内、外回路嵌套的方式对参与航空发动机控制的几何机构进行嵌套优化：在外回路，对参与开环控制的几何机构通过构建贝塞尔曲线来进行全局优化；在内回路，对参与闭环控制的几何机构进行局部滚动优化；内回路的优化以外回路为基础，外回路的优化以内回路的加速响应时间为评价指标。本发明还公开了一种航空发动机加速控制计划嵌套优化装置。相比现有技术，本发明控制计划优化过程和实际控制过程更一致，能够充分发挥多变量控制的优势，且加速评价过程更直接。
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