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公开(公告)号：CN116291762B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310363994.2
申请日：2023-04-07
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件。本发明通过巧妙的结构设计，使内层可变径机匣的变形和内表面位置与作动杆位移构成明确的耦合关系，并且为位移传感器营造了可正常工作的环境温度，基于位移传感器的实时数据反馈，可通过HTSMA（High temperature shape memory alloy，高温形状记忆合金）位移作动器对叶尖间隙实现精准的闭环控制，并且由于本发明的HTSAM位移作动器受到强冷却流场和电流热效应的共同作用，可以通过控制驱动电流的大小，双向灵活地调节HTSMA的温度，实现低延迟的快速作动，提高叶尖间隙控制的实时性。本发明还公开了一种航空发动机。相比现有技术，本发明可对航空发动机涡轮叶尖间隙进行快速准确地主动闭环控制。
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公开(公告)号：CN113642271B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202110958916.8
申请日：2021-08-20
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06T3/40 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于模型的航空发动机性能恢复控制方法，属于航空发动机控制技术领域。该方法基于部件法建立机载模型，并从气动热力参数计算和平衡方程迭代求解这两方面进行实时性优化，以大幅减少计算量；在此基础上，为了进一步利用线性卡尔曼滤波器结构简单、计算复杂度低的优点，设计了一种机载模型在线线性化方法，以实时更新其状态矩阵，提高卡尔曼滤波器估计精度。本发明还公开了一种基于模型的航空发动机性能恢复控制装置。相比现有技术，本发明技术方案可实现对航空发动机进行在线实时的性能恢复控制。
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公开(公告)号：CN113642271A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110958916.8
申请日：2021-08-20
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06T3/40 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于模型的航空发动机性能恢复控制方法，属于航空发动机控制技术领域。该方法基于部件法建立机载模型，并从气动热力参数计算和平衡方程迭代求解这两方面进行实时性优化，以大幅减少计算量；在此基础上，为了进一步利用线性卡尔曼滤波器结构简单、计算复杂度低的优点，设计了一种机载模型在线线性化方法，以实时更新其状态矩阵，提高卡尔曼滤波器估计精度。本发明还公开了一种基于模型的航空发动机性能恢复控制装置。相比现有技术，本发明技术方案可实现对航空发动机进行在线实时的性能恢复控制。
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公开(公告)号：CN116880210A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202311017703.0
申请日：2023-08-14
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于可控裕度的模块化自重构空中机器人自重构方法。在出现单元体故障时，按照以下方法进行自重构：计算故障单元体在不同可选位置下所构成的装配体的可控裕度，并选择使得所构成装配体的可控裕度最大的故障单元体位置作为故障单元体最优位置，进而得到最优装配体结构；以所述最优装配体结构为自重构目标，以自重构过程中拆卸和装配的基本单元的可控裕度大于可控阈值作为约束条件，进行所述模块化自重构空中机器人的自重构；所述可控裕度是指系统在所有方向产生的力抵消干扰之后的最小值。本发明以可量化的可控性指标作为指导，在保证重构过程中的可控性的同时，可有效降低重构的时间复杂度，提升重构过程的安全可靠性。
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公开(公告)号：CN114564996B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202210201846.6
申请日：2022-03-03
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F18/20
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机喘振先兆在线检测方法，通过对航空发动机的压气机出口静压低频采样信号进行时频分析来获取喘振先兆特征，并根据所述喘振先兆特征与预设阈值的比较结果实现喘振先兆在线检测；所述时频分析包括：模态分解、Hilbert变换、时频谱分析这三个步骤；所述模态分解为带自适应噪声的改进完备集成经验模态分解方法。本发明还公开了一种航空发动机喘振先兆在线检测装置。相比现有技术，本发明可以极低成本实现在线喘振先兆预警，且预警时间大幅提高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114564996A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202210201846.6
申请日：2022-03-03
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06K9/00
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机喘振先兆在线检测方法，通过对航空发动机的压气机出口静压低频采样信号进行时频分析来获取喘振先兆特征，并根据所述喘振先兆特征与预设阈值的比较结果实现喘振先兆在线检测；所述时频分析包括：模态分解、Hilbert变换、时频谱分析这三个步骤；所述模态分解为带自适应噪声的改进完备集成经验模态分解方法。本发明还公开了一种航空发动机喘振先兆在线检测装置。相比现有技术，本发明可以极低成本实现在线喘振先兆预警，且预警时间大幅提高。
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公开(公告)号：CN114818205B
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210732109.9
申请日：2022-06-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机稳定性控制技术领域，具体为一种航空发动机全生命周期叶尖间隙在线感知方法，本发明通过发展一种航空发动机机载工作参数感知机理模型部件特性自修正方法，获得极限环境下高精度航空发动机工作参数机载实时感知基线模型；再通过合理假设和简化叶尖间隙的建模过程，分析部件变形机理且考虑材料特性等因素，建立高置信度的涡轮叶尖间隙模型；最后设计基于涡轮健康估计器实时跟踪发动机的退化情况，融合深度卷积网络学习算法建立叶尖间隙估计器修正叶片、轮盘和机匣的蠕变情况，最终形成一种航空发动机全生命周期叶尖间隙在线感知方法。
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公开(公告)号：CN114818205A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210732109.9
申请日：2022-06-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机稳定性控制技术领域，具体为一种航空发动机全生命周期叶尖间隙在线感知方法，本发明通过发展一种航空发动机机载工作参数感知机理模型部件特性自修正方法，获得极限环境下高精度航空发动机工作参数机载实时感知基线模型；再通过合理假设和简化叶尖间隙的建模过程，分析部件变形机理且考虑材料特性等因素，建立高置信度的涡轮叶尖间隙模型；最后设计基于涡轮健康估计器实时跟踪发动机的退化情况，融合深度卷积网络学习算法建立叶尖间隙估计器修正叶片、轮盘和机匣的蠕变情况，最终形成一种航空发动机全生命周期叶尖间隙在线感知方法。
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公开(公告)号：CN113669166B
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202110958996.7
申请日：2021-08-20
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C9/28
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机控制方法，以模型基控制器作为主控制系统对所述航空发动机进行控制，并对航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况是否正常进行实时监控，如发现异常，则切换至作为备份控制系统的转速/压比控制器来对所述航空发动机进行控制；当以下条件全部得到满足时，判定航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况正常，否则，判定异常：航空发动机的状态参数均在预设范围内；航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差均在预设范围内；航空发动机未处于接近失稳状态。本发明还公开了一种航空发动机控制装置。本发明可大幅提高航空发动机控制系统的安全性，并降低先进控制算法的验证成本。
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公开(公告)号：CN112560340B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202011448201.X
申请日：2020-12-09
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机喘振裕度估计方法，首先构建机载自适应模型，并以基于压气机叶尖压力测量的喘振裕度估计方法所获取的近喘范围喘振裕度估计数据作为反馈，对所述机载自适应模型中发动机非线性模型的喘振边界进行修正，然后用修正后的机载自适应模型进行最终的喘振裕度估计。本发明还公开了一种航空发动机喘振裕度控制方法。相比现有技术，本发明能够输出足以满足航空发动机实际控制要求的宽范围高置信度喘振裕度估计数据，进而使得模型基主动喘振裕度控制技术真正能够进入工程应用。
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