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公开(公告)号：CN112417658B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202011253563.3
申请日：2020-11-11
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法。本发明根据气动热力学计算原理建立双外涵变循环发动机变比热模型，选取相应的发动机设计参数，根据NASA‑Glenn热化学数据和Gordon‑McBride平衡算法，将各组分入口和出口处的空气和燃烧气体模拟为理想气体。相比现有技术，本发明可使设计的变循环发动机具有更高精度和可靠性，并可在设计过程中计算得出发动机总体性能，进一步提高发动机模型的置信度。
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公开(公告)号：CN110219736B
公开(公告)日：2020-02-18
申请号：CN201910531675.1
申请日：2019-06-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于非线性模型预测控制的航空发动机直接推力控制方法。本发明方法直接以推力为控制目标，而不是传统控制方法采取不可测参数为控制目标的方法。采用在线滑动窗口深度神经网络作为预测模型，该模型采用深度学习结构，可提高模型精度，并基于滑动窗口方法来在线选取训练数据，降低了对训练数据噪声的敏感性。相比于目前流行的控制方法相比，所提出的方法将加速时间缩短了0.425秒，响应速度提高了1.14倍左右。
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公开(公告)号：CN111914367A
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN202010779388.5
申请日：2020-08-05
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种航空发动机部件级模型，航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域。本发明提出一种全新的基于参数最大变化率的自动快速定位插值方法进行航空发动机部件级模型流路计算中的气体热力参数计算，有效避免了气体热力参数计算迭代过程，大幅提高了部件级模型单次流路计算速度，从而可大幅改善部件级模型的实时性；此外，本发明技术方案还具有通用性、可移植性强的特点，可广泛应用于各类喷气式发动机部件级建模研究。
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公开(公告)号：CN110219736A
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201910531675.1
申请日：2019-06-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于非线性模型预测控制的航空发动机直接推力控制方法。本发明方法直接以推力为控制目标，而不是传统控制方法采取不可测参数为控制目标的方法。采用在线滑动窗口深度神经网络作为预测模型，该模型采用深度学习结构，可提高模型精度，并基于滑动窗口方法来在线选取训练数据，降低了对训练数据噪声的敏感性。相比于目前流行的控制方法相比，所提出的方法将加速时间缩短了0.425秒，响应速度提高了1.14倍左右。
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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
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 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：CN111914367B
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202010779388.5
申请日：2020-08-05
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种航空发动机部件级模型，航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域。本发明提出一种全新的基于参数最大变化率的自动快速定位插值方法进行航空发动机部件级模型流路计算中的气体热力参数计算，有效避免了气体热力参数计算迭代过程，大幅提高了部件级模型单次流路计算速度，从而可大幅改善部件级模型的实时性；此外，本发明技术方案还具有通用性、可移植性强的特点，可广泛应用于各类喷气式发动机部件级建模研究。
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公开(公告)号：CN112417658A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011253563.3
申请日：2020-11-11
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法。本发明根据气动热力学计算原理建立双外涵变循环发动机变比热模型，选取相应的发动机设计参数，根据NASA‑Glenn热化学数据和Gordon‑McBride平衡算法，将各组分入口和出口处的空气和燃烧气体模拟为理想气体。相比现有技术，本发明可使设计的变循环发动机具有更高精度和可靠性，并可在设计过程中计算得出发动机总体性能，进一步提高发动机模型的置信度。
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