(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 202211270308.9 (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　湛希　林晶　杨洋　苏倩　 张津　 (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 30/20(2020.01) G06F 30/15(2020.01) G06N 3/00(2006.01) G06F 111/04(2020.01)G06F 111/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最 大推力控制方法 (57)摘要 本发明涉及一种基于双模线性螺旋吸引法 的航空发动机最大推力控制方法， 其包括以下步 骤， 步骤1： 建立航空发动机最大推力控制的优化 模型； 步骤2： 以双模线性螺旋吸引法计算航空发 动机最大推力控制模型的最优控制点； 步骤3： 双 模更新控制点， 获得最优控制点， 输出最优控制 变量给航空发动机。 本发明基于速度更新的线性 和螺旋两种追踪优化模式设计的双模线性螺旋 吸引法实现了航空发动机最大推力控制模型的 最优化， 进一步提高算法的优化速度和优化精 度。 本发明能够用于航空发动机的最大推力控制 模式， 输出最优控制变量给航空发动机的推力控 制系统， 在保证发动机安全工作前提下， 最大限 度优化并提升发动机推力， 提高飞机的机动性能 和加速性能。 权利要求书3页 说明书8页 附图1页 CN 115544779 A 2022.12.30 CN 115544779 A 1.一种基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最大推力控制方法， 其特征在于， 其包 括以下步骤： 步骤1： 建立 航空发动机最大推力控制的优化模型； 所述的最大推力控制模式为在 保证发动机安全工作的前提下， 以航空发动机的非线性 数学模型为基础， 提高发动机的推力， 最大推力控制模型 具体为： 式中： F表示发动机推力； Tt4表示航空发动机高压涡轮前实际温度； Tt4max表示航空发动 机高压涡轮前实际温度的最高值； nF表示风扇转速； nFmax表示风扇的最大允许转速； nH表示 航空发动机高压转子实际转速； nHmax表示航空发动机高压转子实际转速的最大值； SMF表示 风扇喘振裕度； SMFmin表示风扇喘振裕度 允许最小值； SMC表示高压压气机不喘振的约束条 件； SMCmin表示高压压气机不喘振的约束条件下限； ROGmin表示燃烧室的油气比下限； ROG表示 燃烧室的油气比； ROGmax表示燃烧室的油气比上限； Wf表示主燃烧室供油量； Wfmax表示主燃烧 室供油量上限； x表示控制参数变量； B表示控制参数变量的控制区间； a表示控制参数变量 的控制区间下限； b表示控制参数变量的控制区间上限； max表示取最大值； 步骤2： 以双模线性螺 旋吸引法计算 航空发动机最大推力控制模型的最优 控制点； 步骤21： 设置迭代初始参数， 初始航空发动机最大推力控制模型的控制点； 步骤22： 确定航空发动机最优化模型的最优控制点Xbest和最差控制点Xworst， 获取方法 为： 式中： Xbest表示航空发动机的最优控制变量； Xworst表示航空发动机的最差控制变量； Xi 表示第i个模型控制变量； m表示[0.45,0.95]之间的随机数； i表示控制变量的编号； S表示 控制变量的个数； mi n表示取最小值； 根据优化过程的收敛 条件， 输出航空发动机最大推力控制模型的最优 控制变量； 步骤23： 确定航空发动机最大推力控制模型的探索模式和追踪模式； 步骤24： 更新 航空发动机最大推力控制模型控制点的粒子 速度和粒子位置； 所述控制变量速度的更新方法为： Vi(t+1)＝ωVi(t)+c[pg(t)‑Xi(t)]； 式中： c表示学习因子； ω表示约束函数的权重调整系数矩阵； Vi(t+1)和Vi(t)分别表示 下一次迭代和当前控制点的速度； pg(t)表示当前整个控制点群迄今为止搜索到的最优位 置； Xi(t)表示当前整个控制变量群第i个控制变量的值； t 表示迭代次数；权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115544779 A 2所述控制变量 位置的更新方法为： 式中： Xi(t+1)表示更新后的控制变量位置； β 表示[ ‑1,1]内的随机数； Xr1(t)表示随机 选择的第r1个控制变量的位置； if表示判断条件； ran d表示[0,1]之间的随机数； else表示 第二种情况； 步骤3： 双模更新控制点， 获得最优 控制点， 输出最优 控制变量给航空发动机； 双模更新控制点， 迭代次数的更新方法如下 所示： t＝t+1； 分别计算探索模式中控制变量的适应度值和追踪模式中控制变量的适应度值， 并对探 索模式和追踪模式中所有控制变量的适应度值按照 从高到低进行排序， 取前S个控制 变量 构成新的控制变量Pt， 重复优化过程， 直至获得最优控制点； 输出最优控制变量给航空发动 机， 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所述的基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最大推力控制方法， 其特征在于， 所述 步骤1中的航空发动机的非线性数 学模型， 具体为： y＝G(x)； 式中： 表示航空发动机的控制输入向量； 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； 表示航空发动机的控制输出向量； sfc表示包括燃油消耗率； F表示发 动机推力； G表示产生系统输出的非线性向量 函数。 3.根据权利要求1所述的基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最大推力控制方法， 其特征在于， 所述步骤21中设置迭代初始参数， 初始航空发动机最大推力控制模型的控制 点， 具体为： 设置迭代初始值t＝0， 最大推力控制储存池维度D、 最大推力控制变化域B、 最大推力控 制变化数C、 最大推力控制自身位置判断E， 混沌初始化找到S个D维控制变量X1,X2,…,Xs， i ＝1,2,...,S， 随机产生S个初始速度V1,V2,…,Vs， i＝1,2,...,S， 构成初始控制变量， 为： P0＝{X1,X2,…,XS}， i＝1,2,...,S； 式中： P0表示模型控制变量的集和； X1,X2,…,Xs分别表示第1个、 第2个 …第S个模型控制 变量； i表示控制变量的编号； S表示控制变量的个数。 4.根据权利要求1所述的基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最大推力控制方法， 其特征在于， 所述步骤22中的根据优化过程的收敛条件， 输出航空发动机的最优控制变量， 具体为： 判断优化过程的收敛条件为： ||m(Xbest)‑m(Xworst)||≤ε， ε表示收敛精度； 或者迭代次 数满足t＜ Tmax； Tmax表示迭代次数 上限； 若满足上述收敛条件， 则输出Xbest,m(Xbest)作为航空发动机的最优控制变量， 结束优化 过程， 否则继续下一 步。 5.根据权利要求1所述的基于双模线性螺旋吸引法的航空发动机最大推力控制方法，权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 115544779 A 3