-
公开(公告)号：CN113282004A
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202110549309.6
申请日：2021-05-20
Abstract: 本发明公开了一种基于神经网络的航空发动机线性变参数模型建立方法，在线训练神经网络模型，神经网络模型包括隐含层、输出层以及设置于隐含层与输出层之间的乘法层，隐含层与乘法层之间为连接权值为1的局部连接，乘法层与输出层之间为全连接，乘法层的激励函数为比例函数，输出层的激励函数为线性函数，神经网络模型的输入为航空发动机线性变参数模型的调度参数，神经网络模型的输出为航空发动机线性变参数模型的状态方程和输出方程的输出；利用所述神经网络模型获得航空发动机线性变参数模型的参数，进而建立航空发动机线性变参数模型。相比现有技术，本发明能够基于个体发动机的输入输出数据，实现对发动机个体的快速线性变参数模型的建立。
-
公开(公告)号：CN113282004B
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202110549309.6
申请日：2021-05-20
Abstract: 本发明公开了一种基于神经网络的航空发动机线性变参数模型建立方法，在线训练神经网络模型，神经网络模型包括隐含层、输出层以及设置于隐含层与输出层之间的乘法层，隐含层与乘法层之间为连接权值为1的局部连接，乘法层与输出层之间为全连接，乘法层的激励函数为比例函数，输出层的激励函数为线性函数，神经网络模型的输入为航空发动机线性变参数模型的调度参数，神经网络模型的输出为航空发动机线性变参数模型的状态方程和输出方程的输出；利用所述神经网络模型获得航空发动机线性变参数模型的参数，进而建立航空发动机线性变参数模型。相比现有技术，本发明能够基于个体发动机的输入输出数据，实现对发动机个体的快速线性变参数模型的建立。
-
公开(公告)号：CN114237029B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202111543648.X
申请日：2021-12-16
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明公开了一种基于主动切换逻辑的涡扇发动机加速过程控制方法，设置对燃油流量进行控制的并行的主控制回路和N‑dot控制回路，同一时间只有一个控制回路处于工作状态；根据当前的低压转速控制误差对控制回路进行主动切换：在低压转速控制误差低于预设阈值时使用主控制回路，否则使用N‑dot控制回路。本发明还公开了一种基于主动切换逻辑的涡扇发动机加速过程控制装置。相比现有技术，本发明根据转速跟踪误差进行主控制回路和加速控制回路之间的主动切换控制，可以避免Min‑Max选择方法带来的频繁切换，提高控制系统的稳定性。
-
公开(公告)号：CN115950641A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310063994.0
申请日：2023-02-01
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提出一种基于滚动测频的旋转爆震发动机起爆过程在线检测方法。旋转爆震发动机的起爆具有不确定性、不规则性及过渡性，无法准确快速的判断起爆状态严重影响控制系统效率及可靠性。所述方法通过模拟电路将爆震波头周向运动产生的不规则高频压力信号调理成规则的方波信号，结合软件程序滚动采集固定时间窗口内的脉冲个数，通过测频法计算得到当前时间窗口内爆震波头的转动频率，根据连续数个时间窗口内测得的频率与所设定阈值的比较判断起爆过程是否完成。该方法利用模拟电路处理压力信号，无需对其进行高速采样，采用滚动测频计算连续时间窗口内的信号频率，避免发生误检，兼具实时性和准确性，解决了旋转爆震发动机起爆过程在线检测的难题。
-
公开(公告)号：CN114237029A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111543648.X
申请日：2021-12-16
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明公开了一种基于主动切换逻辑的涡扇发动机加速过程控制方法，设置对燃油流量进行控制的并行的主控制回路和N‑dot控制回路，同一时间只有一个控制回路处于工作状态；根据当前的低压转速控制误差对控制回路进行主动切换：在低压转速控制误差低于预设阈值时使用主控制回路，否则使用N‑dot控制回路。本发明还公开了一种基于主动切换逻辑的涡扇发动机加速过程控制装置。相比现有技术，本发明根据转速跟踪误差进行主控制回路和加速控制回路之间的主动切换控制，可以避免Min‑Max选择方法带来的频繁切换，提高控制系统的稳定性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115114731B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202210810361.7
申请日：2022-07-11
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种基于伪雅可比矩阵的航空发动机动态建模方法。本发明针对双向差分计算雅可比矩阵的部件级模型实时性较差的问题，基于非线性模型动态线性化策略，将涡轴发动机共同方程进行线性化，构建伪雅可比矩阵评价函数，通过最优估计近似计算雅可比矩阵，获得了伪雅可比矩阵的递推计算方法，避免了对部件模型的重复调用，大大提高了动态模型的实时性。
-
公开(公告)号：CN118855606A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410895030.7
申请日：2024-07-04
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种变循环发动机模式转换控制优化设计方法。在模式转换过程中，以主燃油、尾喷口喉道面积闭环控制推力、低压转速恒定。以模式转换时间为横坐标，开环几何机构位置为纵坐标，构建基于贝塞尔曲线的开环几何机构控制计划，采取群智能离线优化贝塞尔曲线控制点，使得模式转换过程中推力平稳、安全限制参数不超过限制。为此设计了4个模式转换过程的优化目标，通过加权转换为综合评价指标，通过优化得到和闭环控制回路最匹配的开环调节计划，搭建了模式转换控制系统。
-
公开(公告)号：CN115355104B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202210817722.0
申请日：2022-07-12
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，属于飞行器动力领域。本发明公开的结构包括：摆动导杆、平行连杆(4)、弹簧(5)、第二转动副(6)，所述的摆动导杆包括导杆(1)、滑块(2)、第一转动副(3)，所述第一转动副(3)和第二转动副(6)通过平行连杆(4)实现两个转动副的同步运动，构造用于实现风扇前后通道涵道比的联动连续调节，可实现外涵道的完全打开和完全关闭。本发明通过对风扇前后涵道比的联动控制，可实现单执行机构的联动驱动，相比于单涵道比调节机构，能最大限度的降低升力模式下风扇的负载，扩宽了发动机稳定工作范围，兼顾了超高速直升机悬停功率需求小，超高速巡航功率需求大的特点，可满足0.8马赫级别超高速直升机的动力需求。
-
公开(公告)号：CN115355104A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202210817722.0
申请日：2022-07-12
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，属于飞行器动力领域。本发明公开的结构包括：摆动导杆、平行连杆(4)、弹簧(5)、第二转动副(6)，所述的摆动导杆包括导杆(1)、滑块(2)、第一转动副(3)，所述第一转动副(3)和第二转动副(6)通过平行连杆(4)实现两个转动副的同步运动，构造用于实现风扇前后通道涵道比的联动连续调节，可实现外涵道的完全打开和完全关闭。本发明通过对风扇前后涵道比的联动控制，可实现单执行机构的联动驱动，相比于单涵道比调节机构，能最大限度的降低升力模式下风扇的负载，扩宽了发动机稳定工作范围，兼顾了超高速直升机悬停功率需求小，超高速巡航功率需求大的特点，可满足0.8马赫级别超高速直升机的动力需求。
-
公开(公告)号：CN112523874B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202011440326.8
申请日：2020-12-07
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机多变量限制保护控制方法。针对现有航空发动机限制保护控制方法所存在的缺陷，本发明基于模型基控制思想，通过机载模型的在线线性化和参数预测，实时地选择激活主控制回路或是相应的限制保护回路，并利用预测结果实现多变量框架下的指令自适应重构，进而利用多变量控制器实现对不可测量的直接控制或限制。其适用对象为能够建立复杂解析模型、具有多个可调节变量的各种动力机械，包括但不限于涡喷发动机、涡扇发动机、涡轴发动机、涡桨发动机、变循环发动机、涡轮基冲压组合发动机等。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
53
records
(took 0.047 seconds)
