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龍圖騰網(wǎng)恭喜南京航空航天大學申請的專利基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法獲國家發(fā)明授權(quán)專利權(quán)，本發(fā)明授權(quán)專利權(quán)由國家知識產(chǎn)權(quán)局授予，授權(quán)公告號為：CN114791702B 。

龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-05-23發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉：該發(fā)明授權(quán)的專利申請?zhí)?專利號為：202210510978.7，技術領域涉及：G05B13/04；該發(fā)明授權(quán)基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法是由黃金泉;鄧明銳;潘慕絢設計研發(fā)完成，并于2022-05-11向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

本基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法在說明書摘要公布了：本發(fā)明公開了一種基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法，包括建立基于航空發(fā)動機部件級模型和狀態(tài)空間模型的高精度線性變參數(shù)模型；設計實現(xiàn)大范圍跟蹤控制的多變量滑模轉(zhuǎn)速跟蹤控制器；多變量滑模轉(zhuǎn)速跟蹤控制方法數(shù)字仿真。本發(fā)明通過建立的航空發(fā)動機線性變參數(shù)模型，實現(xiàn)對控制系統(tǒng)狀態(tài)空間系數(shù)矩陣的實時更新，以解決傳統(tǒng)滑模控制器無法實現(xiàn)大范圍轉(zhuǎn)速跟蹤的問題。該方法中，采用線性變參數(shù)模型對系數(shù)矩陣進行更新的方法適用于各類主控制器，對于有多個可調(diào)變量的動力機械系統(tǒng)具有普遍適用性。

本發(fā)明授權(quán)基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法在權(quán)利要求書中公布了：1.一種基于線性變參數(shù)模型的航空發(fā)動機滑模控制方法，其特征在于：包括以下步驟：步驟1：建立線性變參數(shù)模型；步驟2：設計包含參考模型和滑模控制器的轉(zhuǎn)速跟蹤控制系統(tǒng)；步驟3：開展多變量滑模轉(zhuǎn)速跟蹤控制方法數(shù)字仿真；所述步驟1中線性變參數(shù)模型具體建立步驟如下：步驟1-1：在地面狀態(tài)下，歸一化燃油流量Wfsc和歸一化尾噴管喉道面積A8sc的工作范圍如1所示 式中，A8sc,min、A8sc,max分別為歸一化尾噴管喉道面積的最小值和最大值，Wfsc,min、Wfsc,max分別為歸一化燃油流量的最小值和最大值；在歸一化尾噴管喉道面積的工作范圍內(nèi)等間距選取若干個點；在每個尾噴管喉道面積工作點下，在歸一化燃油流量的工作范圍內(nèi)，每隔等間距選取一個歸一化燃油流量Wfsc，作為一個標稱點；步驟1-2：利用部件級模型，在每個標稱點下，采用小擾動法和擬合法建立航空發(fā)動機狀態(tài)空間模型，并對模型進行歸一化處理，如式2所示 式中，A、B、C、D為適維矩陣，Δxt＝xt-x0t，Δyt＝y(tǒng)t-y0t，Δut＝ut-u0t；xt、yt、ut為系統(tǒng)的實際狀態(tài)量、輸出量和控制量，x0t、y0t、u0t為穩(wěn)態(tài)工作點的狀態(tài)量、輸出量和控制量；航空發(fā)動機的狀態(tài)量包括低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NL、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NH，輸入量包括燃油流量Wf、尾噴管喉道面積A8，輸出量包括低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NL、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NH；步驟1-3：選擇平衡點的高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NHs和歸一化尾噴管喉道面積A8sc作為調(diào)度參數(shù)，利用多項式擬合法和插值法計算工作點之間的線性模型，建立航空發(fā)動機線性變參數(shù)模型，模型的形式如3所示 令 式中，ρ為調(diào)度參數(shù)，xsρ、ysρ、usρ為穩(wěn)態(tài)工作點下模型的狀態(tài)量、輸出量和控制量；步驟1-4：在系統(tǒng)控制變量的變化范圍內(nèi)設計一組輸入信號，將該輸入信號輸入部件級模型和建立的線性變參數(shù)模型，對比輸出信號，進行精度驗證；所述步驟2中的設計包含參考模型和滑模控制器的轉(zhuǎn)速跟蹤控制系統(tǒng)具體步驟如下：步驟3-1：依據(jù)滑模控制方法的設計要求，考慮對狀態(tài)量和輸入量進行增廣，增廣后的模型如5所示 式中，為增廣后的狀態(tài)量，Ca＝[CD]為增廣后的系數(shù)矩陣，I2為一個2×2的單位矩陣；步驟3-2：依據(jù)控制目標，設計滑模函數(shù)st＝Gρxat-xa_ref6式中，Gρ為滑模系數(shù)矩陣，xa_ref為增廣的狀態(tài)指令信號；設計包含飽和函數(shù)的等速趨近律 式中，ηi,i＝1,2為切換增益，φi,i＝1,2為邊界層厚度，sat·為飽和函數(shù)；采用滑模控制理論，得到轉(zhuǎn)速跟蹤控制系統(tǒng)的控制速率表達式 式中，積分后得到滑模轉(zhuǎn)速跟蹤控制系統(tǒng)的控制律；步驟3-3：設計參考模型 式中，A、B、C、D為適維矩陣，xmt＝[NLmNHm]T，umt＝[WfmA8m]T，ymt＝[NLmNHm]T，下標m代表參考模型的變量；其中有umt＝-Kxmt+Pr10式中，K為反饋增益矩陣，P為靜態(tài)濾波增益矩陣，r為跟蹤的目標轉(zhuǎn)速；令P為P＝[D-C-DKA-BK-1B]-111步驟3-4：采用極點配置法給定初始的滑模系數(shù)矩陣和反饋增益矩陣，采用試湊法給定切換增益和邊界層厚度，由式11計算靜態(tài)濾波增益矩陣；所述步驟3中的開展多變量滑模轉(zhuǎn)速跟蹤控制方法數(shù)字仿真具體步驟如下：步驟5-1：獲取初始時刻飛行高度、馬赫數(shù)和工作狀態(tài)，給定合適的階躍跟蹤指令r、仿真時長k和仿真步長ts，并初始化仿真時刻t＝0；步驟5-2：獲取初始時刻航空發(fā)動機狀態(tài)空間模型，設置極點位置，計算參考模型反饋增益、靜態(tài)濾波增益和滑模系數(shù)；步驟5-3：利用參考模型求解增廣的狀態(tài)量指令，依據(jù)滑模控制器控制律計算控制量，輸入部件級模型后獲得輸出量；步驟5-4：獲取當前時刻滑模控制器解算出的控制量和航空發(fā)動機部件級模型輸出高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，對控制量進行歸一化處理，輸入線性變參數(shù)模型；步驟5-5：利用線性變參數(shù)模型計算系數(shù)矩陣各元素，更新參考模型和滑模控制器中的系數(shù)矩陣，依據(jù)極點配置法更新反饋增益和滑模系數(shù)；步驟5-6：t＝t+ts，重復步驟5-2至步驟5-5直到t＝k。

如需購買、轉(zhuǎn)讓、實施、許可或投資類似專利技術，可聯(lián)系本專利的申請人或?qū)＠麢?quán)人南京航空航天大學，其通訊地址為：210016 江蘇省南京市秦淮區(qū)御道街29號；或者聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)官方客服，聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)可撥打電話0551-65771310或微信搜索“龍圖騰網(wǎng)”。