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公开(公告)号：CN115030823B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202210796462.3
申请日：2022-07-06
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/28
Abstract: 本发明公开了一种涡扇发动机加速控制方法。本发明基于分段多滑膜调节切换的方法设计涡扇发动机加速控制器，将涡扇发动机的加速过程分为多个分段，并基于滑模控制方法为每个分段分别建立一个包括一个主控制器和一组限制保护器的滑膜控制器，在每个加速过程分段使用相应的滑膜控制器，并通过高低选来确定当前发动机的输入。本发明还公开了一种涡扇发动机加速控制器。本发明能够避免现有技术加速供油曲线和加速控制计划难以获得的缺点，简化了控制结构的同时获得了更好的控制效果。
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公开(公告)号：CN118083137A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311785728.5
申请日：2023-12-22
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种航空串联混合电推进系统在线功率管理方法。所述航空串联混合电推进系统包括航空发动机、发电机、电池、电机、传动及推进器，本发明方法首次在航空串联混合电推进系统中引入#imgabs0#效率作为评价指标，并结合可变动力涡轮转速进行系统功率管理方案的优化。相比现有技术，本发明能够提高航空发动机的#imgabs1#效率，减少#imgabs2#损失，得到确定航程下航空发动机与电池期望功率分配的最优方案，提升混合电推进飞行器性能。
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公开(公告)号：CN113032899B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202110263090.3
申请日：2021-03-11
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/06 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种涡扇发动机设计参数优化方法。所述涡扇发动机的排气系统为带有直二元喷管的直二元排气系统；以高推力、低耗油率和低红外辐射强度为目标，对所述涡扇发动机的设计参数进行多目标优化，本发明的优化模型以推力、耗油率和红外辐射强度的线性加权和作为目标函数，同时考虑各设计参数的上下限约束。相比现有技术，本发明方法针对带有直二元排气系统的涡扇发动机，以高推力、低耗油率和低红外辐射强度为目标，对设计参数进行多目标优化，可同时实现高推力、低耗油率和低红外辐射强度的目标，且优化模型简单清晰，优化过程简便易行。
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公开(公告)号：CN112182789B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202011229839.4
申请日：2020-11-06
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种自适应变循环发动机多目标优化设计方法。本发明方法以自适应变循环发动机的推力、耗油率及红外辐射强度满足设计指标作为优化目标，对自适应变循环发动机的循环参数进行多目标参数循环分析优化。相比现有技术，本发明根据参数循环分析模型，通过多目标优化算法对自适应变循环发动机在设计阶段调节发动机循环参数，进而优化变循环发动机总体性能，为提高自适应变循环发动机总体性能提供参考依据。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115217635A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210896841.X
申请日：2022-07-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明公开了一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法。本发明涡扇发动机全包线自适应加速控制方法通过变压气机中间级引气与可调低压涡轮导叶的复合加速控制以有效降低加速过程中压气机稳定裕度的限制，有效提升发动机在左半平面包线内的加速性能，并根据在线发动机性能退化估计情况对加速控制计划进行实时修正，从而可在发动机全寿命周期内有效提升加速性能。相比现有技术，本发明有效降低了加速起始阶段压气机稳定裕度限制，同时有效提升了发动机在左半平面包线内的加速性能，仿真验证其加速时间减少量最大可达到50%以上。
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公开(公告)号：CN113359484B
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202110841852.3
申请日：2021-07-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于半交替优化的航空发动机模型预测控制方法，利用离散状态空间模型并结合发动机的限制量和执行机构约束条件、指令输入及目标函数，构造出相应的带约束二次规划问题并进行求解；将求得的控制序列应用于当前控制周期的发动机控制；通过自适应机载模型实时跟踪真实发动机工作状态，并实时在线线性化得到用于预测的离散状态空间模型；其中，将半交替形式的待优化控制序列引入模型预测控制结构中取代现有的待优化控制序列，构造出新的参数预测方程形式，重构出新的带约束二次规划问题进行求解，进而一体化实现对航空发动机的多变量控制、限制保护控制和优化控制，在大幅度降低优化问题规模、提高实时性的同时，提升控制精度。
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公开(公告)号：CN112729857B
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202011616239.3
申请日：2020-12-30
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机健康参数估计方法，基于航空发动机状态空间模型与真实发动机的可测状态参数，利用增量式动态逆估计方法，实现对航空发动机健康参数的实时在线估计。本发明还公开一种航空发动机自适应模型。本发明根据真实发动机的可测状态参数与发动机状态空间模型的状态量，采用增量式动态逆实时估计航空发动机的健康参数，从而实现了对常规测量方法无法得到的健康参数的准确估计；本发明进一步基于在线实时估计的健康参数构建航空发动机自适应模型，可实现对非额定工况下发动机动态响应的实时跟踪，具有良好的变状态鲁棒适应性。
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公开(公告)号：CN113359484A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110841852.3
申请日：2021-07-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于半交替优化的航空发动机模型预测控制方法，利用离散状态空间模型并结合发动机的限制量和执行机构约束条件、指令输入及目标函数，构造出相应的带约束二次规划问题并进行求解；将求得的控制序列应用于当前控制周期的发动机控制；通过自适应机载模型实时跟踪真实发动机工作状态，并实时在线线性化得到用于预测的离散状态空间模型；其中，将半交替形式的待优化控制序列引入模型预测控制结构中取代现有的待优化控制序列，构造出新的参数预测方程形式，重构出新的带约束二次规划问题进行求解，进而一体化实现对航空发动机的多变量控制、限制保护控制和优化控制，在大幅度降低优化问题规模、提高实时性的同时，提升控制精度。
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公开(公告)号：CN110502840B
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN201910788314.5
申请日：2019-08-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机气路参数在线预测方法，包括：步骤A、通过传感器获得当前时刻k的发动机可测参数测量值；步骤B、利用线性化卡尔曼滤波器对发动机健康参数和状态量进行增量式估计；步骤C、更新发动机模型的健康参数和外部输入，基于部件级偏导数模型进行卡尔曼滤波器所需状态空间模型和气路参数预测状态空间模型更新；步骤D、将控制输入序列传给气路参数预测状态空间模型，对发动机气路参数变化进行在线预测。本发明能在动态过程中有效评估真实发动机健康状态，并根据给定的输入序列快速、准确地在线预测气路参数变化。
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