[發明專利]一種航空發動機過渡過程建模方法

有效

• 申請號: 201710482860.7
• 申請日: 2017-06-26
• 公開（公告）號: CN107239634B
• 公開（公告）日: 2019-10-11
• 發明（設計）人: 劉佟建;孫希明;馬艷華;汪銳
• 申請（專利權）人: 大連理工大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 大連理工大學專利中心 21200
• 代理人: 李曉亮;潘迅

1.一種航空發動機過渡過程建模方法，其特征在于以下步驟：

步驟1：產生一組正弦激勵信號序列{Δu}

正弦激勵信號序列{Δu}由1-80Hz內不同幅值與相位相互疊加的正弦信號組成，幅值在[-1，1]之內；

步驟2：得到給定油量W_fsi下的高壓渦輪相對換算轉速序列{y_i1}和低壓渦輪相對換算轉速序列{y_i2}，i＝1,2,3…n；

2.1)向航空發動機輸入給定的油量W_fs1，待航空發動機高壓渦輪相對換算轉速達到相應穩定狀態ρ₁后，將正弦激勵信號序列{Δu}輸入到航空發動機中，分別采集航空發動機輸出高壓渦輪相對換算轉速響應序列{y₁₁}和低壓渦輪相對換算轉速響應序列{y₁₂}；

2.2)向航空發動機輸入給定的油量W_fs2，待航空發動機高壓渦輪相對換算轉速達到相應穩定狀態ρ₂后，將正弦激勵信號序列{Δu}輸入到航空發動機中，分別采集航空發動機輸出高壓渦輪相對換算轉速響應序列{y₂₁}和低壓渦輪相對換算轉速響應序列{y₂₂}；

2.3)重復步驟2.1)n次，得到n個相應穩定狀態ρ_i，分別采集得到給定油量W_fsi下的高壓渦輪相對換算轉速序列{y_i1}和低壓渦輪相對換算轉速序列{y_i2}，i＝1,2,3…n；

步驟3：將每個采集的高壓渦輪相對換算轉速序列{y_i1}和低壓渦輪相對換算轉速序列{y_i2}進行去均值化處理，得到相應序列{Δy_i1}{Δy_i2}；將由正弦激勵信號序列{Δu}作為輸入數據，{Δy_i1}、{Δy_i2}作為輸出數據組成的數據樣本采用子空間迭代算法對系統的結構參數進行辨識，得到系統的多個動態模型M_i表達式為：

其中：x為狀態變量不代表物理含義；ΔY_i表示每個采集的高壓渦輪相對換算轉速序列{y_i1}和低壓渦輪相對換算轉速序列{y_i2}均值化處理后的相應序列{Δy_i1}{Δy_i2}的列組合，表示為：ΔY_i＝[Δy_i1 Δy_i2]^T；A_i、B_i、C_i表示根據子空間迭代算法對系統的結構參數進行辨識后得到的系數矩陣，其中i＝1,2,3…n；

步驟4：根據步驟3得到的多個動態模型M_i能夠得到系數矩陣，其中i＝1,2,3…n，系數矩陣包括{a₁₁₁,a₂₁₁,a₃₁₁…a_n11}，{a₁₁₂,a₂₁₂,a₃₁₂…a_n12}，{a₁₂₁,a₂₂₁,a₃₂₁…a_n21}，{a₁₂₂,a₂₂₂,a₃₂₂…a_n22}，{b₁₁,b₂₁,b₃₁…b_n1}，{b₁₂,b₂₂,b₃₂…b_n2}，{c₁₁₁,c₂₁₁,c₃₁₁…c_n11}，{c₁₁₂,c₂₁₂,c₃₁₂…c_n12}，{c₁₂₁,c₂₂₁,c₃₂₁…c_n21}，{c₁₂₂,c₂₂₂,c₃₂₂…c_n22}；

將系數矩陣擬合為高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ的函數，分別表示為：a₁₁(ρ)，a₁₂(ρ)，a₂₁(ρ)，a₂₂(ρ)；b₁(ρ)，b₂(ρ)；c₁₁(ρ)，c₁₂(ρ)，c₂₁(ρ)，c₂₂(ρ)，擬合方法為：

以步驟2.3)得到的n個相應穩定狀態ρ_i為橫坐標，以系數矩陣為縱坐標，得到散點圖，根據散點圖確定高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ為平滑函數或非平滑函數；

若系數矩陣為相應高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ的平滑函數，則采用高次多項式擬合法或高次傅里葉函數擬合法進行擬合；

若系數矩陣為相應高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ的非平滑函數，則采用最小二乘支持向量機法LS-SVM行擬合，其中核函數選為徑向基函數寬度為σ，z_i為支持向量機，z為系數矩陣擬合成高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ的函數中的高壓渦輪相對換算轉速穩定狀態ρ；

步驟5：以步驟2.3)得到的n個相應穩定狀態ρ_i即{ρ₁,ρ2,ρ3…ρ_n}，作為輸入，以給定油量{W_fs1,W_fs2W_fs3…W_fsn}作為輸出，采用高次多項式擬合法擬合函數φ(ρ)；

定義{u₁,u₂,u₃…u_n}＝{W_fs1,W_fs2W_fs3…W_fsn}，將{u₁,u₂,u₃…u_n}作為輸入，步驟2.3)得到的n個相應穩定狀態ρ_i即{ρ₁,ρ₂,ρ₃…ρ_n}作為輸出，采用高次多項式擬合法擬合函數ψ(u)；

步驟6：根據步驟4、步驟5的結果，得到航空發動機過渡過程模型Z為：

其中，w為狀態變量不具有實際的物理含義，u為航空發動機過渡過程輸入的油量信號，y為航空發動機過渡過程相應輸出的高壓渦輪相對換算轉速和低壓渦輪相對換算轉速。

2.根據權利要求1所述的一種航空發動機過渡過程建模方法，其特征在于，還可以將步驟2中輸出的輸出值調整為壓氣機出口總壓P₃、渦輪出口總壓P₅、渦輪出口總溫T₅中的任意兩種，輸入值不變，對航空發動機建模；此時，步驟4中模型M_i調整為其中，ΔY_i＝[Δy_i1 Δy_i2]^T，D_i＝[d]_i；D_i表示系數矩陣，根據子空間迭代算法對系統的結構參數進行辨識后得到，最終得到的航空發動機過渡態模型L為：

其中，d(ρ)根據步驟4的方法擬合得到。