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龙图腾网恭喜南京航空航天大学申请的专利基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN114625001B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-04-22发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202210119815.6，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法是由潘慕绚;徐文浩;黄金泉设计研发完成，并于2022-02-09向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法，包括设计主控制器并建立内环控制系统预测模型；设计常规指令调节器；设计快速响应指令调节器和限制值调节器；设计模式切换逻辑；多模式指令调节器限制保护控制方法数字仿真。本发明建立内环控制系统预测模型，通过机动飞行信号和限制参数稳态模型选择指令调节器工作模式，决定常规指令调节器、快速响应指令调节器和限制值调节器是否工作，采用在线滚动优化策略求解带有输入输出约束的指令调节问题，实现航空发动机在多模式下多参数快速跟踪和多参数的限制保护，提高机动情况下航空发动机推力的响应速度，实现紧急情况下的增推力控制。

本发明授权基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法在权利要求书中公布了：1.一种基于多模式指令调节器的航空发动机限制保护控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：设计主控制器并建立内环控制系统预测模型；步骤2：设计常规指令调节器；步骤3：设计快速响应指令调节器和限制值调节器；步骤4：设计模式切换逻辑；步骤5：多模式指令调节器限制保护控制方法数字仿真；所述步骤1中设计主控制器并建立内环控制系统预测模型具体建立步骤如下：步骤1-1：在当前飞行高度、马赫数和工作状态下，建立航空发动机离散状态空间模型，并对模型进行归一化处理，如式1所示 式中A、B、C、D为适维矩阵，xk、uk和yk为航空发动机状态量、输入量和输出量，下标e为相应量稳态值，航空发动机的状态量包括风扇转速nL、压气机转速nH，输入量包括燃油流量Wf、尾喷管喉道面积A8，输出量包括风扇转速、压气机转速、发动机压比EPR、低压涡轮出口温度T6、压气机出口压力P3；步骤1-2：依据航空发动机离散状态空间模型设计增广LQ跟踪控制器作为内环系统主控制器，控制器形式如式2所示Δuk＝K1Δxk+K2ymk-rk2式中K1为适维比例系数矩阵，K2为适维积分系数矩阵，Δuk为航空发动机输入量的一阶差分，Δxk为航空发动机状态量的一阶差分，ymk为航空发动机被控制输出，包括压气机转速、发动机压比，rk为航空发动机跟踪指令；步骤1-3：在相同飞行高度、马赫数和工作状态下，采用解耦阶跃响应和拟合法建立内环控制系统离散状态空间模型，如式3所示 式中Acl、Bcl、Ccl、Dcl为适维矩阵，xcl、vk和ycl为内环控制系统的状态量、输入量和输出量，下标e为相应量稳态值，航空发动机内环控制系统的状态量包括风扇和压气机转速及其一阶差分、燃油流量、尾喷管喉道面积，输入量包括压气机转速虚拟指令vnL和发动机压比虚拟指令vEPR，输出量包括压气机转速、低压涡轮出口温度、压气机出口压力、燃油流量、尾喷管喉道面积、燃油流量一阶差分ΔWf、尾喷管喉道面积一阶差分ΔA8；所述步骤2中的设计常规指令调节器具体步骤如下：步骤2-1：考虑航空发动机输入输出约束 下标max、min分别代表限制极大值、限制极小值，依据内环控制系统离散状态空间模型，以递增优化算法求解最大输出允许集Oj＝{xcl0,v0|yclk；xcl0,v0∈Y,k＝0,1,…,j}5其中Y＝{yclk|Syclk≤s}，最终确定预测时域长度j；步骤2-2：以压气机转速和发动机压比指令与其虚拟指令的差值的二次函数为优化目标Q为正定矩阵，依据最大输出允许集，航空发动机内环控制系统离散状态空间模型，将静态和动态约束矩阵h、Hx、Hv初始设为 其中上标数字表示递归次数，由递归算法建立静态和动态约束矩阵作为优化问题的约束条件，如式7所示 当t＝j时，递归算法结束；步骤2-3：在当前航空发动机内环控制系统状态下，采用二次规划算法求解由步骤2-2的优化目标和约束条件建立的优化问题 获得当前时刻的压气机转速和发动机压比虚拟指令vk，若优化问题8求解失败则使用前一时刻虚拟指令作为当前时刻虚拟指令；所述步骤3中的设计快速响应指令调节器和限制值调节器具体步骤如下：步骤3-1：在当前航空发动机内环控制系统状态下，当由步骤4设计模式切换逻辑选择快速指令调节器工作则采用二次规划算法求解如下的优化目标和约束条件建立的优化问题 获得当前时刻的压气机转速和发动机压比虚拟指令vk，若优化问题9求解失败则使用前一时刻虚拟指令作为当前时刻虚拟指令；步骤3-2：经步骤4设计模式切换逻辑选择快速指令调节器和限制值调节器共同工作，则调节限制值sk＝sk-1+ρsmax-sk-110其中为smax限制最大值、限制最小值组成的向量，根据sk重新生成矩阵hj+1并求解优化问题9，获得当前时刻的压气机转速和发动机压比虚拟指令vk；所述步骤4中的设计模式切换逻辑具体步骤如下：步骤4-1：若机动飞行信号α＝0，多模式指令调节器进入常规模式，仅常规指令调节器工作；步骤4-2：若机动飞行信号α＝1，进一步判断限制输出极大值、极小值T6max、T6min、P3max、P3min与跟踪上参考指令的限制输出稳态值T6re、P3re之间的关系，若关系式T6re≥T6max、T6re≤T6min、P3re≥P3max、P3re≤P3min均不成立，则多模式指令调节器进入机动模式，仅快速响应指令调节器工作，若关系式中有一项成立则多模式指令调节器进入增推力模式，快速响应指令调节器和限制调节器工作。

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