[發(fā)明專利]一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程建模方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710482860.7
• 申請(qǐng)日: 2017-06-26
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN107239634B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-10-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉佟建;孫希明;馬艷華;汪銳
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 大連理工大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 大連理工大學(xué)專利中心 21200
• 代理人: 李曉亮;潘迅

本發(fā)明提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程建模方法，屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)建模與仿真領(lǐng)域。本發(fā)明通過(guò)辨識(shí)航空發(fā)動(dòng)機(jī)不同穩(wěn)定狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)模型，與其相應(yīng)穩(wěn)態(tài)模型相結(jié)合，利用多項(xiàng)式擬合及最小二乘支持向量機(jī)的方法將航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程表征為一種動(dòng)態(tài)變參數(shù)模型。本發(fā)明對(duì)多離散穩(wěn)態(tài)點(diǎn)近似過(guò)渡過(guò)程加以改進(jìn)，動(dòng)態(tài)特性更好，并改進(jìn)了現(xiàn)有方法利用輸出累加進(jìn)行過(guò)渡態(tài)建模存在誤差累加的情況；同時(shí)本方法針對(duì)單輸入多輸出進(jìn)行建模，普適性更廣，適當(dāng)?shù)恼{(diào)整即可推廣到多輸入多輸出航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程建模。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)建模與仿真領(lǐng)域，具體說(shuō)，涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)控制顯示數(shù)學(xué)模型建立方法。

背景技術(shù)

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制領(lǐng)域，航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)建模一直是難以解決的問(wèn)題，針對(duì)過(guò)渡態(tài)進(jìn)行數(shù)學(xué)模型的建立，一方面可以使航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)使用的控制方法更具有針對(duì)性，另一方面可以有效的縮減航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制方面的研究時(shí)間，降低研究成本，因此本發(fā)明針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行過(guò)渡態(tài)建模就有很大的意義。

文獻(xiàn)表明，現(xiàn)有的航空發(fā)動(dòng)機(jī)建模多針對(duì)穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)建模，如只能針對(duì)白箱模型進(jìn)行設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)抽功法，該類方法建模以非線性計(jì)算程序?yàn)榛A(chǔ)，通過(guò)抽取航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子和低壓轉(zhuǎn)子軸上功率和依次改變發(fā)動(dòng)機(jī)的輸入量，利用平衡計(jì)算獲取發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的參數(shù)變化量，并根據(jù)獲取的參數(shù)變化量的偏導(dǎo)數(shù)計(jì)算航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)模型。而對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的過(guò)渡過(guò)程，目前通用的建模方法仍然基于穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)模型，即對(duì)特征穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)采用插值算法，近似過(guò)渡過(guò)程。由于特征穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)較少，插值誤差較大，導(dǎo)致模型動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差較大。此外，該建模方法利用輸出累加進(jìn)行過(guò)渡態(tài)建模，即利用穩(wěn)態(tài)點(diǎn)模型的小偏離輸出量和上一時(shí)刻的輸出的加和作為此穩(wěn)態(tài)點(diǎn)處的模型輸出量，但此種方法由于輸出誤差不斷累加，模型精確度也在不斷下降。因此，為了克服現(xiàn)有的控制用航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)建模方式的不足，即多點(diǎn)近似的效果不能很好的反映發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)動(dòng)態(tài)性能，且輸出累加進(jìn)行過(guò)渡態(tài)建模降低模型精度的特點(diǎn)，本發(fā)明提出一種控制用航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)等效建模方法建模方法。此種方法對(duì)多離散穩(wěn)態(tài)點(diǎn)近似過(guò)渡過(guò)程加以改進(jìn)，動(dòng)態(tài)特性更好；并針對(duì)現(xiàn)有方法利用輸出累加進(jìn)行過(guò)渡態(tài)建模存在誤差累加的情況進(jìn)行改進(jìn)。同時(shí)本方法針對(duì)單輸入多輸出進(jìn)行建模，普適性更廣，適當(dāng)?shù)恼{(diào)整即可推廣到多輸入多輸出航空發(fā)動(dòng)機(jī)慢車到最大狀態(tài)過(guò)程建模。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制器只能針對(duì)某穩(wěn)態(tài)附近的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行設(shè)計(jì)，過(guò)渡過(guò)程無(wú)法用模型進(jìn)行表述的問(wèn)題，本發(fā)明提供一種基于模型辨識(shí)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)建模方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程建模方法，包括以下步驟：

步驟1：產(chǎn)生一組正弦激勵(lì)信號(hào)序列{Δu}

正弦激勵(lì)信號(hào)序列{Δu}由1-80Hz內(nèi)不同幅值與相位相互疊加的正弦信號(hào)組成，幅值在[-1，1]之內(nèi)。

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

2.1)向航空發(fā)動(dòng)機(jī)輸入給定的油量W_fs1，待航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速達(dá)到相應(yīng)穩(wěn)定狀態(tài)ρ₁后，將正弦激勵(lì)信號(hào)序列{Δu}輸入到航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，分別采集航空發(fā)動(dòng)機(jī)輸出高壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速響應(yīng)序列{y₁₁}和低壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速響應(yīng)序列{y₁₂}。

2.2)向航空發(fā)動(dòng)機(jī)輸入給定的油量W_fs2，待航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速達(dá)到相應(yīng)穩(wěn)定狀態(tài)ρ₂后，將正弦激勵(lì)信號(hào)序列{Δu}輸入到航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，分別采集航空發(fā)動(dòng)機(jī)輸出高壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速響應(yīng)序列{y₂₁}和低壓渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速響應(yīng)序列{y₂₂}。