(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211270310.6 (22)申请日 2022.10.18 (71)申请人 中国航空综合 技术研究所 地址 100028 北京市朝阳区东 直门外京顺 路7号 (72)发明人 曲政龙　 (74)专利代理 机构 北京孚睿湾知识产权代理事 务所(普通 合伙) 11474 专利代理师 王冬杰 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 111/04(2020.01) G06F 111/06(2020.01) G06F 111/08(2020.01)G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 用于变循环航空发动机加速过程的控制参 数优化方法 (57)摘要 本发明涉及一种用于变循环航空发动机加 速过程的控制参数优化方法， 其包括以下步骤， 步骤1： 建立航空发动机加速过程非线性模型； 步 骤2： 根据航空发动机加速过程确定加速过程的 最优化模型和约束函数； 步骤3： 根据智能优化算 法计算航空发动机的最优控制点， 实现加速过程 的最优控制。 本发明以航空发动机加速过程非线 性模型为基础， 通过建立发动机加速过程最优化 模型和约束函数， 建立航空发动机加速控制过程 的最优化模 型， 并进一步通过智能算法实现发动 机加速过程的最优控制， 在保证发动机安全工作 前提下， 缩短发动机加速时间， 有效改善发动机 加速性能， 提高飞机的机动性和灵活性。 权利要求书3页 说明书8页 附图1页 CN 115470575 A 2022.12.13 CN 115470575 A 1.一种用于变循环航空发动机加速过程的控制参数优化方法， 其特征在于， 其包括以 下步骤： 步骤1： 建立 航空发动机加速过程非线性模型； 所述变循环航空发动机加速过程非线性模型为： [sfc F]T＝f(x)＝f[Wf A9 dvgl dvgh]T； 式中： sfc表示燃油消耗率； F表示发动 机推力； f表示产生系统输出的非线性向量函数； x表示控制参数变量； Wf表示调节主燃油流量； A9表示尾喷管面积； dvgl表示风扇导叶角度； dvgh表示压气机导叶角度； 步骤2： 根据航空发动机加速过程确定加速过程的最优化模型和约束函数； 步骤21： 根据加速过程的约束条件建立 航空发动机加速过程的多目标优化 函数； 所述航空发动机加速过程的多目标优化 函数为： 式中： J1表示航空发动机加速过程第一目标函数； J2表示航空发动机加速过程第二目标 函数； nHd表示航空发动机高压转子期望转速； nH表示航空发动机高压转子实际转速； Tt4d表 示航空发动机高压涡轮前期望温度； Tt4表示航空发动机高压涡轮前实际温度； t表示发动机 启动时间； mi n表示极小值； 步骤22： 采用线性加权法将多目标优化函数转化为单目标优化函数， 来确定寻优目标 函数， 为： 式中： J表示航空发动机加速过程单目标函数； ωa表示航空发动机加速过程第一目标函 数的权重系数； ωb表示航空发动机加速过程第二目标函数的权 重系数； 步骤23： 对航空发动机加速过程单目标函数进行离散化和归一化处理； 最终确定航空 发动机加速过程单目标函数为： 式中： nH(k)表示第k次迭代的航空发动机转速； Tt4(k)表示第k次迭代的航空发动机温 度； k表示优化过程的迭代次数； 步骤24： 参照目标函数的形式， 对航空发动机约束条件进行离散化和归一化处理， 构造 用于满足航空发动机的约束条件， 建立 航空发动机加速控制过程的最优化模型， 为： 式中： R4表示四维实数向量； ω表示约束函数的权重调整系数矩阵； g(x)表示约束函数 矩阵； 步骤3： 计算 航空发动机的最优 控制点， 实现加速过程的最优 控制； 确定航空发动机最优化模型的控制变量初始值； 构造控制变量速度和控制变量位置的 迭代关系， 获得航空发动机最优化模型 的最优控制点， 实现变循环航空发动机加速过程的权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115470575 A 2最优控制。 2.根据权利要求1所述的用于变循环航空发动机加速过程的控制参数优化方法， 其特 征在于， 在所述步骤21中， 所述加速过程的约束条件包括： 涡轮前温度不超温、 高压压气机 不喘振、 风扇不喘振、 高压转子不超转、 风扇不超转、 燃烧室不富油熄火和主燃烧室供油量 不超过其 最大供油量， 具体为： 所述涡轮前温度不超温的约束条件 为Tt4＜Tt4max； 所述高压压气机不喘振的约束条件 为 SMC≥SMCmin； 所述风扇不喘振的约束条件为SMF≥SMFmin； 所述高压转子不超转的约束条件 为nH≤nHmax； 所述风扇不超转的约束条件为nF≤nFmax； 所述燃烧室不富油熄火的约束条件为 ROG≤ROGmax； 所述主燃烧室供油量不超 过其最大供油量的约束条件为Wf≤Wfmax； 其中SMC表示 高压压气机喘振裕度， S MF表示风扇喘振裕度， ROG表示油气比， Wf表示主燃烧室供油量， 下标 min和max分别表示该量的最小值和最大值。 3.根据权利要求1所述的用于变循环航空发动机加速过程的控制参数优化方法， 其特 征在于， 在所述 步骤24中， 对航空发动机约束条件也进行离 散化和归一 化处理， 具体为： 所述对航空发动机约束条件也进行离 散化和归一 化处理过程为： 式中： g1表示涡轮前温度不超温的约束函数； Tt4max表示发动机温度上限； max表示取该 变量的最大值； 式中： g2表示风扇转速不超转的约束函数； nF表示风扇转速； nFmax表示风扇的最大允许 转速； 式中： g3表示高压 压气机不超转的约束函数； nHmax表示高压 压气机的最大允许转速； 式中： g4表示风扇不喘振的约束函数； SMFmin表示风扇喘振裕度允许最小值； SMF表示风 扇喘振裕度； min表示取该变量的最小值； 式中： g5表示高压压气机不喘振的约束函数； SMCmin表示高压压气机喘振裕度允许最小 值； SMC表示高压 压气机喘 振裕度； 式中： g6表示燃烧 室不富油熄火的约束函数； ROG表示燃烧室 内的油气比； ROGmax表示燃烧 室内的油气比允许最大值；权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 115470575 A 3