[發(fā)明專利]一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法

在審

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• 申請日: 2021-01-14
• 公開（公告）號: CN112861258A
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉志丹;緱林峰;楊江
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/17;G06F30/27;G06F111/04;G06F119/14;G06N3/12
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1.一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：第一步建立航空發(fā)動機的非線性數(shù)學模型；

第二步確定最大推力控制模式的目標函數(shù)和約束函數(shù)；

第三步以改進序列二次規(guī)劃算法優(yōu)化計算；

第四步輸出最優(yōu)控制變量給航空發(fā)動機。

所述一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：所述改進序列二次規(guī)劃算法是一種新的強次可行序列二次規(guī)劃算法，該改進算法通過設(shè)計一個新的Armijio型曲線搜索和構(gòu)造新的修正方向，彌補了傳統(tǒng)強次可行序列二次規(guī)劃方法中的缺陷。構(gòu)造新的修正方向能夠克服Marotos效應(yīng)，保證快速收斂到最優(yōu)解。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：所述航空發(fā)動機的非線性數(shù)學模型為

y＝f(x)

其中為控制輸入向量,包括調(diào)節(jié)主燃油流量W_f、尾噴管面積A₉、風扇導(dǎo)葉角度dvgl和壓氣機導(dǎo)葉角度dvgh，為輸出向量，包括燃油消耗率sfc和發(fā)動機推力F，f(·)為產(chǎn)生系統(tǒng)輸出的非線性向量函數(shù)。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：所述的最大推力控制模式為在保證發(fā)動機安全工作的前提下，盡可能提高發(fā)動機的推力，其數(shù)學描述如下：

性能指標：max F

約束條件：g_imin≤g_i(x)≤g_imax,i＝1,2,...

其中，g_i(x)為約束條件，包括渦輪前溫度不超溫、高壓壓氣機不喘振、高壓轉(zhuǎn)子不超轉(zhuǎn)、風扇不超轉(zhuǎn)、燃燒室不富油熄火、主燃燒室供油量不超過其最大供油量、噴管喉部面積不小于其最小面積等等，g_imin，g_imax分別為約束條件的下限值，上限值。

對于最大推力控制模式需要求解如下非線性約束問題：

其中控制變量x＝[W_f,A₉,dvgl,dvgh]^T，以上各個變量均在相應(yīng)的變化范圍之內(nèi)取初值。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：所述改進序列二次規(guī)劃算法的算法流程為

(1)初始化。設(shè)置參數(shù)κ∈(2,3)，α∈(0,0.5)，β∈(0,1)，ρ∈(1,2)，0＜τ＜δ＜1；選取初始值x⁰∈Rⁿ，對稱正定矩陣B⁰∈R^n×n，并令k:＝0。

(2)求解二次規(guī)劃。計算求解子問題

得到一個(唯一)解和相應(yīng)的KKT乘子向量如果則x^k是問題

min f(x)

s.t.g_j(x)≤0,j∈I＝{1,2,...,m},

的一個KKT點，終止；否則，轉(zhuǎn)(3)。

(3)計算搜索方向。通過求改進方向d^k，通過求高階修正方向

(4)曲線搜索。計算步長λ_k，λ_k是序列{1,β,β²,...}中第一個滿足下式的λ值

其中

(5)更新。計算一個新的對稱正定矩陣B^k+1，令k:＝k+1，并轉(zhuǎn)(2)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動機最大推力控制優(yōu)化方法，其特征在于：所述控制變量為調(diào)節(jié)主燃油流量W_f、尾噴管面積A₉、風扇導(dǎo)葉角度dvgl和壓氣機導(dǎo)葉角度dvgh。