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公开(公告)号：CN113268000A
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202110551029.9
申请日：2021-05-20
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种航空发动机多模型预测控制的软切换方法。首先，将非线性航空发动机模型的不同局部工作区域线性化。然后，为每个线性模型设计一个模型预测控制器。用于多个模型预测控制器的传统硬切换方法可能会导致不良的瞬态行为。因此，本发明提出了一种软切换机制，该机制采用模型预测控制器目标函数在切换前后的凸组合，以确保在相邻区域切换时航空发动机的平稳过渡。然后，使用多参数二次规划算法来解决该问题的次优解决方案，从而减少了计算量并获得了明确的解决方案。最后，将上述控制算法应用于涡扇发动机控制系统，通过数值实验可以得出上述控制算法的有效性和优越性。
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公开(公告)号：CN113268000B
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202110551029.9
申请日：2021-05-20
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种航空发动机多模型预测控制的软切换方法。首先，将非线性航空发动机模型的不同局部工作区域线性化。然后，为每个线性模型设计一个模型预测控制器。用于多个模型预测控制器的传统硬切换方法可能会导致不良的瞬态行为。因此，本发明提出了一种软切换机制，该机制采用模型预测控制器目标函数在切换前后的凸组合，以确保在相邻区域切换时航空发动机的平稳过渡。然后，使用多参数二次规划算法来解决该问题的次优解决方案，从而减少了计算量并获得了明确的解决方案。最后，将上述控制算法应用于涡扇发动机控制系统，通过数值实验可以得出上述控制算法的有效性和优越性。
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公开(公告)号：CN114329826B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202111577346.4
申请日：2021-12-22
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0442 , G06N3/0475 , G06N3/094 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 一种基于生成式对抗网络的平面叶栅定常流动预测方法，首先，对平面叶栅CFD仿真实验数据进行预处理，在仿真实验数据中划分出测试数据集和训练数据集。其次，依次构建Encoding‑Forecasting网络模块、构建深度卷积网络模块、构建生成式对抗网络预测模型。最后，在测试集数据上进行预测：对测试集数据采用相同方式进行预处理，并按保存的最优的预测模型的输入要求调整数据维度；通过预测模型得到进气攻角为10°时的平面叶栅流场图像。本发明能够有效避免轴流压气机内部传感器测量范围有限的问题，其预测结果与CFD的计算结果高度吻合，具有较高的预测精度；基于数据驱动，通过训练不同数据集可以将模型方便地应用于不同叶型的轴流压气机的流场预测中，具有一定的普适性。
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公开(公告)号：CN116746934A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310505809.9
申请日：2023-05-08
Applicant: 大连理工大学
IPC: A61B5/242
Abstract: 本发明公开一种基于钴基非晶线的肌磁测量装置，包括传感器探头、激励模块和检测模块。磁通门探头由聚二甲基硅氧烷(PDMS)柔性材料包围的钴基非晶丝和线圈组成，激励模块与钴基非晶丝连接提供具有直流偏置的交流电流驱动，检测模块与线圈连接通过检测线圈感应信号的基波幅值实现肌磁测量。与现有基于SQUID传感器的肌磁测量装置相比，具有体积小、成本低、不需要磁屏蔽、常温可工作等优势。本发明中的肌磁测量装置有望实现小型化和可穿戴设计，促进肌磁测量在人机接口和医学诊断领域中的广泛应用。
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公开(公告)号：CN112327669A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011282677.0
申请日：2020-11-14
Applicant: 大连理工大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机显式预测控制器的设计方法，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。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题，本发明的方法中多变量控制采用多速率双闭环控制，保证了控制精度；在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性的读取映射和函数计算问题，大幅度减少了计算量。数值仿真和硬件在环仿真结果表明，转速和压比稳态误差分别不超过±0.25％和±1％，控制器在25ms控制周期内能完成计算，满足嵌入式系统实时性要求，具有一定的工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN109540380A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811496283.8
申请日：2018-12-07
Applicant: 大连理工大学
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明公开了一种修正单螺栓扭矩转角法拧紧误差的方法，其特征在于具有如下步骤：S1、建立扭矩转角法修正角公式： 且 S2、计算螺栓刚度K1；S3、建立试验台总刚度K总与被连接件刚度K2的关系式；S4、单螺栓拧紧仿真求解K总；S5、计算被连接件刚度K2；S6、根据公式(2)计算螺栓与被连接件的相对变形ΔL，根据公式(1)计算修正角Δθ。本发明充分考虑扭矩转角法转角对预紧力以及装配性能的影响，提出了一种修正单螺栓扭矩转角法拧紧误差的方法，本发明通过对转角进行修正，来保证螺栓预紧力达到合理值，从而减小预紧力分散性。
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公开(公告)号：CN117490961A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311466305.7
申请日：2023-11-07
Applicant: 大连理工大学
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明属于电磁学及航天分离技术领域，涉及一种基于电磁驱动的火箭分离钢索冲击响应测试平台。该测试平台由电磁驱动模块、钢索冲击测试模块和数据分析模块组成。电磁驱动模块中的脉冲电源使导轨产生稳定磁场并提供回路电源为驱动件提供速度，钢索冲击测试模块受到驱动件冲击实现上端插销与插座分离，通过高速相机、光电传感器、对整个运动过程进行记录，将获得的运动特征对钢索手冲击的整个过程进行响应分析。与现有基于空气炮的绳索分离方式相比，具有便于控制、稳定性能优越、成本低、体积小，可重复利用等特点。基于上述优点，有望形成新一代火箭钢索分离测试技术，促进电磁驱动装置在航空航天领域中的广泛应用。
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公开(公告)号：CN112483261B
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202011283987.4
申请日：2020-11-16
Applicant: 大连理工大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机抗加力扰动方法，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。本发明提出一种加力过程ADRC补偿控制算法，即发动机在开通加力阶段压比回路采用MPC+ADRC控制，利用ADRC的干扰超前补偿作用，在保持原有模型预测控制器主控制器优异的稳态和过渡态性能以及约束管理能力的同时，解决加力过程造成的主核心机扰动问题。数值仿真表明，在采用ADRC补偿控制器后，相比未采用补偿器，加力的快速开通和关断过程对核心机工作的扰动明显减小，表明了本发明的抗加力补偿器设计方法的有效性和优越性，可以扩展到其他理论中。
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公开(公告)号：CN112363411A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011282663.9
申请日：2020-11-14
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明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，提供了一种航空发动机动态矩阵控制器的设计方法，算法的特点是离线求解优化问题，将求解得到每个时刻的解序列存储在矩阵中，同时存储矩阵采用稀疏矩阵压缩存储方法，每个输出只取未来时刻的一个点进行优化，对每个输入只计算出一步控制作用，大幅度减少了计算量，为硬件在环和半实物仿真试验提供了理论基础。数值仿真表明，航空发动机可实现从起动到慢车、中间等状态的稳态和过渡态控制，同时满足执行机构和输出约束，设计的动态矩阵控制器具有一定的工程应用价值。
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