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公开(公告)号：CN114488794B
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202111653785.9
申请日：2021-12-30
申请人： 北京动力机械研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，该方法具体步骤如下：步骤一，根据冲压增程炮弹预设的初始滚转速度，计算舵机的俯仰角速度指令值ωyi；步骤二，测量冲压增程炮弹发生初始章动时的舵机的俯仰角速度，得到俯仰角速度测量值ωy，根据俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy采用PID算法实时解算舵机的偏转角度#imgabs0#步骤三，根据舵机的偏转角度#imgabs1#对舵机进行调节，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，偏转角度为#imgabs2#从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。该方法利用舵机控制冲压增程炮弹向与初始章动相反的方向进行偏转，以抑制初始章动。
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公开(公告)号：CN113485117B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202110854400.9
申请日：2021-07-28
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种基于输入输出信息的航空发动机多变量强化学习控制方法，包括选择基于输入/输出信息的发动机多变量状态、构造多变量执行机构动作的输出变量、设计基于深度确定性策略梯度算法的深度神经网络、设置面向控制性能的奖励函数、设定深度神经网络收敛条件、根据经验回放集合中的经验更新深度神经网络，最后利用设计好的深度神经网络实现对航空发动机的智能控制；本发明考虑了航空发动机多变量输入/输出信息，构建了具有主动交互、自主探索能力的DDPG深度强化学习多变量控制器，调节燃油流量与喷口喉道面积，在学习过程中实时修正并完善控制策略，实现了对航空发动机低压转子转速与压比两个关键变量的高水平、强鲁棒控制。
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公开(公告)号：CN112234875B
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202011171878.3
申请日：2020-10-28
申请人： 北京动力机械研究所(CN)
IPC分类号： H02P6/08 , H02P6/24 , H02P25/022 , H02P25/22 , H02P29/024 , H02P29/028
摘要： 本发明公开了一种多相高速永磁同步电机驱动控制系统，包括多相高速永磁同步电机和驱动控制器，多相高速永磁同步电机的电机本体采用3N相定子绕组结构，每三相绕组构成一组独立的对称三相绕组，N套三相绕组均有互相绝缘的中性点并引出到驱动控制器，N＝2、3…；驱动控制器主要包括：控制单元、采样单元、主功率单元和制动单元四部分；其中，主功率单元包括N个功率子单元，用于对N套三相绕组分别施加功率驱动；采样单元包括N个采样子单元，用于对N套三相绕组的电流、电压和温度进行采样及调理处理；制动单元用于实现对多相高速永磁同步电机的制动控制。本发明实现了对多相高速永磁同步电机的稳定高效控制。
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公开(公告)号：CN114508446A
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202111653971.2
申请日：2021-12-30
申请人： 北京动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种冲压增程制导弹减阻控制的方法，该方法为：在任意一个设定时长的时段，计算该时段最前连续N个周期内的燃烧室压力最终平均值P1；同时，计算该时段最后连续N个周期内的燃烧室压力最终平均值P2；根据P1与P2的差值与门限值的逻辑关系，判断冲压增程制导弹内的发动机是否熄火；若P1与P2的差值小于门限值，则判定发动机熄火，表示发动机的工作结束，此时，输出执行机构工作的指令，执行机构工作后，将所述发动机的进气道关闭；若P1与P2的差值大于或等于门限值，则判定发动机未熄火，表示发动机的工作未结束，不能关闭发动机的进气道。本发明能够减小弹体飞行阻力增加射程。
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公开(公告)号：CN113341760A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110542884.3
申请日：2021-05-19
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明是一种半实物仿真用试验台与发动机耦合性能模型建模方法。本发明涉及工程系统建模技术领域，本发明通过建立总阀门数学模型给定的压力入口和背压以及阀门开度确定出口的的流量和阀门后总压、总压损失系数以及速度系数；建立加热器模型，通过酒精的释热和气体的温升确定酒精燃烧后的加热器温度；确定发动机试验台耦合模型的PID控制器参数，确定总温试验台的传递函数，并对控制器所用参数进行整定。本发明的建模和控制策略既兼顾了模型计算的快速性，又利用压力和流量的积分关系计算保证了计算的准确性，为部署在硬件上并进一步进行发动机实验提供了基础。
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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
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN112152386A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011099492.6
申请日：2020-10-14
摘要： 本发明涉及一种内部电感可无级调节的超高速一体化电机，属于电机技术领域。本发明通过在正常定子齿外增加一套电抗器的定转子，电抗器定子齿上缠绕线圈，固定在电机定子上，转子固定在机壳上且可通过机壳外部推进按钮来回滑动，以此来调节电抗器定子齿与转子齿之间的耦合面积，进一步改变磁路的磁导率，实现了内部电感可无级调节，从而可通过调节电感值的大小来适应不同的工作情况，由此简化了电机的工作系统，提高了电机的工作效率。相比于传统外部串联电抗器来限制电机定子绕组电流的方式，本发明的串联电感可任意调节电感值的大小且调节范围足够广。在保证电机工作安全性的基础上，还有着更加灵活、更适应于电机复杂多变的工作情况的优点。
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