【技术实现步骤摘要】
【技术保护点】
一种基于喘振裕度估计模型的航空涡扇发动机控制方法，其特征在于，发动机控制系统对下一时刻的发动机喘振裕度进行估计，具体按照以下方法：步骤1、利用攻角预测模型对下一时刻的航空器攻角进行在线预测；步骤2、利用预测的下一时刻攻角确定下一时刻发动机的压缩部件的喘振压比损失???????????????????????????????????????????????；步骤3、根据下式确定下一时刻发动机喘振裕度损失量：??，其中，k、k+1分别表示当前时刻和当前时刻的下一时刻；表示k+1时刻的发动机喘振裕度损失量；表示k+1时刻的发动机的压缩部件的喘振压比损失；表示以当前时刻的发动机可测参数作为输入，利用无畸变喘振裕度模型估计出的k+1时刻的无畸变喘振裕度，所述无畸变喘振裕度模型为预先通过离线训练得到的神经网络；步骤4、按照下式得到下一时刻的发动机喘振裕度估计值：??，其中，表示利用无畸变喘振裕度模型估计出的k+1时刻的无畸变喘振裕度，表示步骤3所得到的k+1时刻的发动机喘振裕度损失量；当所得到的超出预设的工作裕度范围时，发动机控制系统对发动机涡轮落压比的控制指令进行喘振压比损失补偿：当低于预设的工...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张海波，孙丰勇，王健康，周骁，李永进，骆伟，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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