[發(fā)明專利]航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度估計(jì)方法及控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011448201.X
• 申請(qǐng)日: 2020-12-09
• 公開（公告）號(hào): CN112560340B
• 公開（公告）日: 2022-02-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 盛漢霖;姜?jiǎng)俦?/a>;劉晟奕;陳芊;張杰;王喆;顧至誠(chéng);劉通
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/27
• 分類號(hào): G06F30/27;G06F30/17
• 代理公司: 北京德崇智捷知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11467
• 代理人: 楊楠

1.一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度估計(jì)方法，其特征在于，首先構(gòu)建機(jī)載自適應(yīng)模型，并以基于壓氣機(jī)葉尖壓力測(cè)量的喘振裕度估計(jì)方法所獲取的近喘范圍喘振裕度估計(jì)數(shù)據(jù)作為反饋，對(duì)所述機(jī)載自適應(yīng)模型中發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型的喘振邊界進(jìn)行修正，然后用修正后的機(jī)載自適應(yīng)模型進(jìn)行最終的喘振裕度估計(jì)；具體包括以下步驟：

Step1：確定航空發(fā)動(dòng)機(jī)的輸入?yún)?shù)u＝{H,Ma,PLA}，分別為高度、馬赫數(shù)和油門桿角度，進(jìn)入訓(xùn)練模式；

Step2：搭建神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)1，為三層全連接層模型結(jié)構(gòu)，輸入層為輸入?yún)?shù)u對(duì)應(yīng)的三個(gè)節(jié)點(diǎn)，隱藏層節(jié)點(diǎn)數(shù)根據(jù)模型訓(xùn)練效果進(jìn)行調(diào)整，輸出層為可測(cè)參數(shù)y＝{N₁,N₂,T₂₅,P₂₅,T₃,P₃,T₅,P₅}與估計(jì)可測(cè)參數(shù)的殘差估計(jì)，殘差中包括模型退化、測(cè)量噪聲、傳感器偏差和任何附帶的建模誤差的影響，可用于調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)估計(jì)可測(cè)參數(shù)以更緊密地匹配實(shí)際值；

Step3：搭建神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)2，為三層全連接層模型結(jié)構(gòu)，輸入層為輸入?yún)?shù)u加上估計(jì)喘振裕度對(duì)應(yīng)的四個(gè)節(jié)點(diǎn)，隱藏層節(jié)點(diǎn)數(shù)根據(jù)模型訓(xùn)練效果進(jìn)行調(diào)整，輸出層為不可測(cè)參數(shù)喘振裕度z與估計(jì)喘振裕度的殘差，通過(guò)調(diào)整神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型使得不可測(cè)參數(shù)喘振裕度的估計(jì)值更加接近真實(shí)值，并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型的喘振邊界進(jìn)行修正；

Step4：訓(xùn)練完成2個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)后，進(jìn)入應(yīng)用模式；

Step5：通過(guò)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)1輸出的殘差估計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型的估計(jì)可測(cè)參數(shù)進(jìn)行補(bǔ)償，得到估計(jì)可測(cè)參數(shù)修正，并計(jì)算二者的殘差，將殘差輸入給卡爾曼濾波器得到估計(jì)的喘振裕度和健康參數(shù)，通過(guò)卡爾曼濾波器的輸出對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型進(jìn)行修正；

Step6：再添加新的飛行數(shù)據(jù)，重新訓(xùn)練，重復(fù)Step1至Step5。

2.如權(quán)利要求1所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度估計(jì)方法，其特征在于，所述基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)非線性補(bǔ)償?shù)臋C(jī)載自適應(yīng)混合模型所使用的訓(xùn)練數(shù)據(jù)預(yù)先經(jīng)過(guò)聚類壓縮。

3.如權(quán)利要求2所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度估計(jì)方法，其特征在于，所述聚類壓縮使用高斯聚類方法。

4.如權(quán)利要求1～3任一項(xiàng)所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度估計(jì)方法，其特征在于，所述修正具體方法如下：以基于壓氣機(jī)葉尖壓力測(cè)量的喘振裕度估計(jì)方法所得到的近喘范圍喘振裕度估計(jì)數(shù)據(jù)作為所述機(jī)載自適應(yīng)模型的近喘范圍喘振裕度目標(biāo)輸出，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)算法來(lái)對(duì)所述機(jī)載自適應(yīng)模型中發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型的喘振邊界進(jìn)行修正。

5.一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度控制方法，其特征在于，基于如權(quán)利要求1～4任一項(xiàng)所述方法所得到的喘振裕度估計(jì)數(shù)據(jù)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行控制。