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公开(公告)号：CN118838162A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410810767.4
申请日：2024-06-21
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种涡扇发动机大包线加速控制计划设计方法。其包括：S1、结合飞行任务包线，选取一组具有不同的进气道进口总温的典型工况点；S2、对每一典型工况点，建立以多个控制周期的控制量为优化变量，以在各控制周期内保证发动机安全稳定工作为约束条件，以所述多个控制周期产生的总体性能为优化目标，建立加速控制计划优化模型，并优化求解，得到各典型工况点的最优加速控制计划；S3、将各典型工况点的最优加速控制计划作为同一进口总温等温线的最优加速控制计划，并利用线性插值的方法得到其余进气道进口总温等温线的最优加速控制计划。本发明方法设计的加速控制计划具有更好的加速控制性能及良好的适用性和可行性。
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公开(公告)号：CN118188176A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410292294.3
申请日：2024-03-14
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种多模式涡轮发动机模式切换过程的预测控制方法。本发明预测控制方法将输入的变几何定向调节计划分为主燃烧室熄火与变几何调节机构定向调节这两个阶段，在模式切换过程中使用机载自适应复合模型与多模式预测控制器所构成的反馈校正回路对多模式涡轮发动机进行预测控制。本发明还公开了一种多模式涡轮发动机模式切换过程的预测控制装置。相比现有技术，本发明可实现发动机性能退化情况下多模式涡轮发动机模式切换过程推力、流量的精确控制。
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公开(公告)号：CN115992777A
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202310115360.5
申请日：2023-02-15
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种双燃料预冷变循环发动机。本发明双燃料预冷变循环发动机包括具有可变几何调节机构的变循环发动机，以及设置于所述变循环发动机前端的当量双燃料预冷器；所述当量双燃料预冷器的燃料比是以H＝30km，Ma＝5.0最大飞行状态为设计点，以相对推力经济比ΔFprice最大为目标确定。相比现有技术，本发明将双燃料预冷技术与具有可变几何调节机构的变循环发动机相结合，并对两种燃料预冷工质的比例进行优化，可有效提升全包线的变循环发动机的推力性能。
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公开(公告)号：CN115030823A
公开(公告)日：2022-09-09
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：CN115075956B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202210866040.9
申请日：2022-07-22
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明公开了一种多发配置涡轴发动机的自适应匹配控制方法。本发明综合考虑发动机最大输出扭矩差、最大燃气涡轮出口温度差以及最大压气机相对转速的多目标函数，构建多发匹配最优化问题，以在线获得最优的燃气涡轮出口温度；最后，基于常规的燃气涡轮出口温度匹配策略，提出并设计多发自适应匹配控制方法。相比现有技术，本发明有效降低压气机转速与发动机输出扭矩的最大相对匹配误差，有利于均衡发动机与传动系统的使用寿命。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115992777B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202310115360.5
申请日：2023-02-15
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种双燃料预冷变循环发动机。本发明双燃料预冷变循环发动机包括具有可变几何调节机构的变循环发动机，以及设置于所述变循环发动机前端的当量双燃料预冷器；所述当量双燃料预冷器的燃料比是以H＝30km，Ma＝5.0最大飞行状态为设计点，以相对推力经济比ΔFprice最大为目标确定。相比现有技术，本发明将双燃料预冷技术与具有可变几何调节机构的变循环发动机相结合，并对两种燃料预冷工质的比例进行优化，可有效提升全包线的变循环发动机的推力性能。
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公开(公告)号：CN115808876A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211451657.0
申请日：2022-11-21
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种发动机尾喷管执行机构自适应控制方法。本发明对传统史密斯预估器进行了改进，并将其与二阶线性LADRC控制器相结合，来对发动机尾喷管执行机构进行控制，改进的史密斯预估器包括一个传统史密斯预估器和一个一阶滤波器，传统史密斯预估器的系统内置模型经过时滞环节的输出y1与被控对象的输出yp间的差值dy经所述一阶滤波器进行滤波处理以补偿模型失准，传统史密斯预估器的系统内置模型不经过时滞环节的输出yp'与所述一阶滤波器的输出信号之和作为改进的史密斯预估器输出的整定后系统输出y′。本发明还公开了一种发动机尾喷管执行机构自适应控制装置。本发明可在尾喷管执行机构发生增益退化以及延迟退化等各类退化时，依旧能保持较高的控制精度。
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公开(公告)号：CN112711278B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202011440283.3
申请日：2020-12-07
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05D7/06
Abstract: 本发明公开了一种变循环发动机模态转换恒定流量控制方法。本发明方法以模态转换过程中的发动机进口流量恒定为控制目标，以风扇转速Nl和压气机转速Nh作为状态变量，以供油量Wfb和尾喷管喉道面积A8作为控制变量，以风扇转速Nl及风扇静压变化ΔP与风扇进口总压Pt2的比值ΔP/Pt2为输出变量，对所述变循环发动机进行闭环控制。相比现有技术，本发明在模态转换过程中控制流量恒定，使得发动机与进气道流量较好匹配，降低进气道溢流阻力，提高发动机安装推力性能。
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公开(公告)号：CN113550839A
公开(公告)日：2021-10-26
申请号：CN202110916666.1
申请日：2021-08-11
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种推力矢量涡扇发动机模型。针对现有矢量偏转模型精度难以保证，传统矢量偏转PID方法控制不稳定问题，本发明基于数值模拟手段建立了可反映矢量偏转负载变化对喉道面积控制系统影响的推力矢量涡扇发动机模型，本发明建立的推力矢量涡扇发动机模型可反映矢量偏转气动负载变化对喷管喉道面积控制系统影响，可有效的模拟矢量偏转过程中发动机性能参数的变化情况，具有较高的置信度。本发明还公开了基于上述推力矢量涡扇发动机模型的矢量偏转稳定控制装置。相比现有技术，本发明可有效保证矢量偏转时发动机被控参数的稳定控制，同时矢量偏转过程中燃油流量变化幅度更小，具有更高的经济性，为工程应用提供重要参考。
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公开(公告)号：CN111425304A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010329284.4
申请日：2020-04-23
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种基于复合模型预测控制的航空发动机直接推力控制方法，利用非线性预测模型控制方法对发动机推力进行直接控制；所述非线性预测模型控制方法中所使用的预测模型为基于发动机状态变量模型、卡尔曼滤波器、发动机非线性模型所建立的复合预测模型，所述卡尔曼滤波器利用发动机测量参数值和发动机非线性模型计算值之差计算得到发动机退化量并将其反馈到发动机非线性模型，发动机非线性模型计算出发动机不可测参数并将其与发动机退化量一起反馈至发动机状态变量模型，发动机状态变量模型通过实时滚动优化求出预测控制量。相比现有技术，本发明可有效提高发动机模型预测控制的实时性。
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