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龍圖騰網獲悉中國航發四川燃氣渦輪研究院申請的專利一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法及系統獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN120469247B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-09-12發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202510963125.2，技術領域涉及：G05B13/04；該發明授權一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法及系統是由徐國;侯鑫正;趙偉;劉冬根;李然;錢秋朦;鐘麗萍;龍俊宏設計研發完成，并于2025-07-14向國家知識產權局提交的專利申請。

本一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法及系統在說明書摘要公布了：本發明涉及航空發動機進氣條件模擬控制技術領域，公開了一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法及系統，通過建立壓力受擾動幅值和壓力調節時間為坐標值的動態擾動模型，并使用真實數據進行比對校核，形成優化后的動態擾動模型；最后通過閥門調節特性構建基于過渡態流量動態特征與進氣總壓變化微分的前饋控制律，對各個進氣支路的前饋控制量進行實時解算。本發明在提高試驗設備進氣控制系統在動態響應試驗中的壓力抗擾動能力的同時，可以在實際過渡態試驗中對多支路前饋控制量進行計算并輸出，有助于提高試驗設備進氣控制系統在發動機過渡態試驗中對進氣總壓的過渡態控制品質，降低總壓受擾動的偏離值，提高過渡態試驗進氣總壓模擬精度。

本發明授權一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法及系統在權利要求書中公布了：1.一種基于大容腔效應模型的前饋控制律設計方法，其特征在于，包括： 步驟一、構建用于航空發動機試驗的進氣容腔仿真模型，所述進氣容腔仿真模型用于提供航空發動機試驗的空氣環境，所述進氣容腔仿真模型設置有排氣支路和多個進氣支路，每個所述進氣支路上分別設置有控制空氣流量的控制閥； 步驟二、以航空發動機多個典型過渡態工況點的進氣總溫、進氣總壓、起點流量、終點流量以及過程流量變化時間為輸入，采用所述進氣容腔仿真模型仿真分析獲得每個典型過渡態工況點下所述進氣容腔仿真模型的壓力變化曲線；所述典型過渡態工況點包括不同飛行高度條件下油門桿在不大于預設時間內從慢車到最大狀態的工況點； 步驟三、根據每個典型過渡態工況點的所述壓力變化曲線提取所述進氣容腔仿真模型的壓力受擾動幅值和壓力調節時間；所述壓力調節時間為對應典型過渡態工況點條件下，發動機狀態改變前的容腔壓力初始值因過渡態影響產生偏差到恢復為所述容腔壓力初始值的過程時間； 步驟四、根據每個典型過渡態工況點下所述進氣容腔仿真模型的壓力受擾動幅值和壓力調節時間，以及對應典型過渡態工況點下進氣容腔空氣總流量、進氣容腔壓力、進氣總溫，構建以進氣容腔空氣總流量、進氣容腔壓力、進氣總溫為坐標軸，壓力受擾動幅值和壓力調節時間為坐標值的動態擾動模型； 步驟五、試驗獲得航空發動機在典型過渡態工況點下的壓力受擾動幅值實測值和壓力調節時間實測值，并將所述航空發動機過渡態試驗過程區間采集的進氣容腔空氣總流量、進氣總溫、進氣容腔壓力輸入所述動態擾動模型，分析得到航空發動機在對應典型過渡態工況點下的壓力受擾動幅值仿真值和壓力調節時間仿真值； 步驟六、通過動態加權積分誤差分析方法對動態擾動模型輸出的壓力受擾動幅值仿真值、壓力調節時間仿真值分別與對應的實測值的非線性動態誤差進行量化，得到歸一化加權積分誤差指標；以所述歸一化加權積分誤差指標不大于第一預設閾值，且進氣容腔壓力仿真值與實測值之間的誤差不大于第二預設閾值作為優化目標，使用單目標梯度下降優化方法沿負梯度方向迭代更新學習參數對所述動態擾動模型進行優化，得到優化后的動態擾動模型； 步驟七、根據進氣容腔壓力的當前偏差值，建立基于每個進氣支路的前饋補償量的進氣容腔的前饋控制律，并根據優化后的動態擾動模型分析獲得進氣容腔壓力微分，以進氣容腔壓力微分在每個PLC控制器計算周期內的積分及偏差為輸入，通過所述進氣容腔的前饋控制律對每個進氣支路的前饋補償量進行計算，得到滿足航空發動機在過渡態試驗過程中的進氣容腔空氣總流量補償的各進氣支路的前饋補償量。

如需購買、轉讓、實施、許可或投資類似專利技術，可聯系本專利的申請人或專利權人中國航發四川燃氣渦輪研究院，其通訊地址為：610500 四川省成都市新都區學府路999號；或者聯系龍圖騰網官方客服，聯系龍圖騰網可撥打電話0551-65771310或微信搜索“龍圖騰網”。