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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线性变参数模型的航空发动机滑模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：CN114791702B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-05-23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：202210510978.7，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权基于线性变参数模型的航空发动机滑模控制方法是由黄金泉;邓明锐;潘慕绚设计研发完成，并于2022-05-11向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于线性变参数模型的航空发动机滑模控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于线性变参数模型的航空发动机滑模控制方法，包括建立基于航空发动机部件级模型和状态空间模型的高精度线性变参数模型；设计实现大范围跟踪控制的多变量滑模转速跟踪控制器；多变量滑模转速跟踪控制方法数字仿真。本发明通过建立的航空发动机线性变参数模型，实现对控制系统状态空间系数矩阵的实时更新，以解决传统滑模控制器无法实现大范围转速跟踪的问题。该方法中，采用线性变参数模型对系数矩阵进行更新的方法适用于各类主控制器，对于有多个可调变量的动力机械系统具有普遍适用性。

本发明授权基于线性变参数模型的航空发动机滑模控制方法在权利要求书中公布了：1.一种基于线性变参数模型的航空发动机滑模控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立线性变参数模型；步骤2：设计包含参考模型和滑模控制器的转速跟踪控制系统；步骤3：开展多变量滑模转速跟踪控制方法数字仿真；所述步骤1中线性变参数模型具体建立步骤如下：步骤1-1：在地面状态下，归一化燃油流量Wfsc和归一化尾喷管喉道面积A8sc的工作范围如1所示 式中，A8sc,min、A8sc,max分别为归一化尾喷管喉道面积的最小值和最大值，Wfsc,min、Wfsc,max分别为归一化燃油流量的最小值和最大值；在归一化尾喷管喉道面积的工作范围内等间距选取若干个点；在每个尾喷管喉道面积工作点下，在归一化燃油流量的工作范围内，每隔等间距选取一个归一化燃油流量Wfsc，作为一个标称点；步骤1-2：利用部件级模型，在每个标称点下，采用小扰动法和拟合法建立航空发动机状态空间模型，并对模型进行归一化处理，如式2所示 式中，A、B、C、D为适维矩阵，Δxt＝xt-x0t，Δyt＝yt-y0t，Δut＝ut-u0t；xt、yt、ut为系统的实际状态量、输出量和控制量，x0t、y0t、u0t为稳态工作点的状态量、输出量和控制量；航空发动机的状态量包括低压转子转速NL、高压转子转速NH，输入量包括燃油流量Wf、尾喷管喉道面积A8，输出量包括低压转子转速NL、高压转子转速NH；步骤1-3：选择平衡点的高压转子转速NHs和归一化尾喷管喉道面积A8sc作为调度参数，利用多项式拟合法和插值法计算工作点之间的线性模型，建立航空发动机线性变参数模型，模型的形式如3所示 令 式中，ρ为调度参数，xsρ、ysρ、usρ为稳态工作点下模型的状态量、输出量和控制量；步骤1-4：在系统控制变量的变化范围内设计一组输入信号，将该输入信号输入部件级模型和建立的线性变参数模型，对比输出信号，进行精度验证；所述步骤2中的设计包含参考模型和滑模控制器的转速跟踪控制系统具体步骤如下：步骤3-1：依据滑模控制方法的设计要求，考虑对状态量和输入量进行增广，增广后的模型如5所示 式中，为增广后的状态量，Ca＝[CD]为增广后的系数矩阵，I2为一个2×2的单位矩阵；步骤3-2：依据控制目标，设计滑模函数st＝Gρxat-xa_ref6式中，Gρ为滑模系数矩阵，xa_ref为增广的状态指令信号；设计包含饱和函数的等速趋近律 式中，ηi,i＝1,2为切换增益，φi,i＝1,2为边界层厚度，sat·为饱和函数；采用滑模控制理论，得到转速跟踪控制系统的控制速率表达式 式中，积分后得到滑模转速跟踪控制系统的控制律；步骤3-3：设计参考模型 式中，A、B、C、D为适维矩阵，xmt＝[NLmNHm]T，umt＝[WfmA8m]T，ymt＝[NLmNHm]T，下标m代表参考模型的变量；其中有umt＝-Kxmt+Pr10式中，K为反馈增益矩阵，P为静态滤波增益矩阵，r为跟踪的目标转速；令P为P＝[D-C-DKA-BK-1B]-111步骤3-4：采用极点配置法给定初始的滑模系数矩阵和反馈增益矩阵，采用试凑法给定切换增益和边界层厚度，由式11计算静态滤波增益矩阵；所述步骤3中的开展多变量滑模转速跟踪控制方法数字仿真具体步骤如下：步骤5-1：获取初始时刻飞行高度、马赫数和工作状态，给定合适的阶跃跟踪指令r、仿真时长k和仿真步长ts，并初始化仿真时刻t＝0；步骤5-2：获取初始时刻航空发动机状态空间模型，设置极点位置，计算参考模型反馈增益、静态滤波增益和滑模系数；步骤5-3：利用参考模型求解增广的状态量指令，依据滑模控制器控制律计算控制量，输入部件级模型后获得输出量；步骤5-4：获取当前时刻滑模控制器解算出的控制量和航空发动机部件级模型输出高压转子转速，对控制量进行归一化处理，输入线性变参数模型；步骤5-5：利用线性变参数模型计算系数矩阵各元素，更新参考模型和滑模控制器中的系数矩阵，依据极点配置法更新反馈增益和滑模系数；步骤5-6：t＝t+ts，重复步骤5-2至步骤5-5直到t＝k。

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