[发明专利]用于变循环航空发动机加速过程的控制参数优化方法

权利要求书

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[W_f 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；W_f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；n_Hd表示航空发动机高压转子期望转速；n_H表示航空发动机高压转子实际转速；T_t4d表示航空发动机高压涡轮前期望温度；T_t4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；min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；ω_a表示航空发动机加速过程第一目标函数的权重系数；ω_b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：n_H(k)表示第k次迭代的航空发动机转速；T_t4(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T_t4＜T_t4max；所述高压压气机不喘振的约束条件为SMC≥SMC_min；所述风扇不喘振的约束条件为SMF≥SMF_min；所述高压转子不超转的约束条件为n_H≤n_Hmax；所述风扇不超转的约束条件为n_F≤n_Fmax；所述燃烧室不富油熄火的约束条件为R_OG≤R_OGmax；所述主燃烧室供油量不超过其最大供油量的约束条件为W_f≤W_fmax；其中SMC表示高压压气机喘振裕度，SMF表示风扇喘振裕度，R_OG表示油气比，W_f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。