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公开(公告)号：CN117742174B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202311067207.6
申请日：2023-08-23
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提供一种卫星/惯导组合式旋转炮弹的半实物仿真系统及方法，方法包括：在实时仿真机中对IMU惯性组件提供的弹体角速度进行解耦处理；将解耦后的数据与数字注入的加速度信息整合生成IMU信号；根据所述IMU信号进行姿态角解算以获取姿态角信息；基于所述姿态角信息和目标方位信息进行制导控制解算以获取实际物理舵控指令；根据所述实际物理舵控指令完成舵机加载，并将舵角反馈信号传输至实时仿真机完成闭环仿真。本发明能够解决高旋状态时，惯导反馈的角速率误差变大进而影响组合导航姿态角的解算、造成姿态角尤其是横滚角解算误差变大等技术问题。
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公开(公告)号：CN119846970A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510041622.7
申请日：2025-01-10
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种基于模型预测控制的燃气发生器在线优化及负调约束控制系统设计方法，在满足燃气流量负调约束的条件下，实现对燃气流量调节系统的实时在线优化及控制。控制系统主要由两部分组成，第一部分是预测模型获取层，在考虑执行机构的前提下，以燃气发生器每个控制周期的实际工作状态作为稳态点，实时建立当前稳态点附近的小偏离线性化模型，并将其作为预测模型提供给控制器；第二部分是控制规律决策层，由模型预测控制器构成。控制器基于当前控制周期的预测模型，在考虑燃气流量负调约束的情况下，通过求解带约束的二次规划问题获得当前控制周期的最优控制量，实现对燃气流量调节系统的有效控制。
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公开(公告)号：CN118797796A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410111842.8
申请日：2024-01-26
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于模型的航空发动机喷口控制计划鲁棒性分析方法，基于航空发动机部件级模型分别设计喷口增压比控制计划、落压比控制计划、转差控制计划；分别采用三种喷口控制计划在设计点以及飞行包线进行仿真，测试三种控制计划控制效果；仿真发动机喷口控制所面临的不同扰动，并在不同扰动下分别对三种控制计划进行全包线飞行测试，并进行鲁棒性分析。本发明解决了在多种不确定因素影响下不同喷口控制计划之间鲁棒性差异的评价问题，能够用于多种喷口控制计划鲁棒性的评价，进而得到不同喷口控制计划鲁棒性，为喷口控制计划的选择提供依据，加快控制计划研发过程，有利于缩短研发周期，降低研发成本。
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公开(公告)号：CN116956748A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311164897.7
申请日：2023-09-11
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/063 , G06N3/08 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种高空直连试验台进气压力模拟系统的DQN智能控制方法，涉及发动机技术领域。首先，根据高空直连试验台进气压力模拟系统工作原理选取DQN智能控制器输入输出变量，并根据控制性能要求设定奖励机制。其次，根据控制器输入输出变量设计深度Q网络。然后，对DQN智能控制器进行训练，积累控制经验。最后，通过DQN控制器调节高空舱进气控制阀门，实现高空直连试验台进气压力模拟系统的DQN智能控制。本发明提出的方法，随着训练次数的增加，进气总压调节品质逐步提升，在恒定、变目标进气总压条件下分别进行的仿真测试均表现出优异的控制性能，实现了高空直连试验台进气压力模拟系统的自学习、自适应控制。
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Patent Agency Ranking
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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。
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公开(公告)号：CN114233919A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111445256.X
申请日：2021-11-30
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: F16K31/122 , F16K27/02 , F16K27/08 , F16K11/04
Abstract: 本发明公开了一种新型分体式供油切换装置，其包括壳体、第一堵头、第二堵头、小活门、活塞、弹簧，第一堵头和第二堵头分别设置在壳体的两端，小活门和活塞均安装在壳体内，活塞靠近第一堵头的一端，小活门靠近第二堵头的一端，活塞上设计有一个盲孔，小活门的活门杆装配入盲孔中，起导向作用；小活门与活塞之间通过弹簧连接，弹簧安装时具有预设的初始压力。本发明通过采用分体式设计，可有效避免小活门在油路出口高压时异常打开的情况；小活门上的动密封用的密封槽设计成燕尾槽形式，可有效防止密封垫在大流量工况下被冲刷掉而导致的密封失效。
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公开(公告)号：CN114186188A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111285204.0
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学 , 北京动力机械研究所
Abstract: 一种连续运算的浮点矩阵计算加速方法及装置，该方法包括：步骤S1：根据连续运算具体需求，按照四则运算的顺序排列计算任务；步骤S2：开始第一个矩阵运算，并判断下一次运算模式：如果是矩阵乘运算，转入执行步骤S3，如果是矩阵加、矩阵减运算，转入执行步骤S4；步骤S3：将中间计算结果暂时保存在片上RAM中，用于下一次矩阵运算的数据源，转入步骤S5；步骤S4：将中间计算结果暂时保存到片外存储器，转入步骤S5；步骤S5：进行下一个矩阵计算，重复步骤S2‑步骤S4,直到计算完成，将最终计算结果传输到片外存储器。该装置用来执行上述方法。本发明具有可减少数据访存时间、降低访存带宽、适用性和复用性好等优点。
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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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