CN115266014A - 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质 - Google Patents

一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN115266014A
CN115266014A CN202211188528.7A CN202211188528A CN115266014A CN 115266014 A CN115266014 A CN 115266014A CN 202211188528 A CN202211188528 A CN 202211188528A CN 115266014 A CN115266014 A CN 115266014A
Authority
CN
China
Prior art keywords
mach number
wind tunnel
standing
control method
test
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202211188528.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115266014B (zh
Inventor
郁文山
饶正周
金志伟
刘刚
刘龙兵
苏北辰
邢盼
王琪山
宋佳敏
周波
邹彬彬
景川
王鹏
武超
李思谊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202211188528.7A priority Critical patent/CN115266014B/zh
Publication of CN115266014A publication Critical patent/CN115266014A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115266014B publication Critical patent/CN115266014B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供了一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质，包括：步骤1、确定马赫数阶梯及不同阶梯马赫数对应的栅指或驻流的预设稳态调节值；步骤2、风洞启动后，首阶梯马赫数稳态调节值预置到位，当总压稳定后，延时N秒，通过栅指或驻流对马赫数进行闭环调节，直至马赫数进入误差带，开始试验；步骤3、当该阶梯试验结束后，栅指或驻流运行至下一马赫数阶梯稳态值，延时N秒，进入马赫数闭环调节；步骤4、通过栅指或驻流对当前阶梯马赫数进行闭环精确调节，当马赫数稳定后开始本阶梯气动力试验，并重复步骤3‑4，直到所有的马赫数阶梯试验完成。本发明阶梯变马赫数过程超调小、调节时间短，能降低试验能耗、提升试验的安全可靠性。

Description

一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及航空航天飞行器地面模拟试验技术领域，特别涉及一种基于分段延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质。
背景技术
本发明涉及风洞是航空航天飞行器进行空气动力学试验不可或缺的地面模拟设备。在风洞试验中，根据气动力试验的特殊需求，要求试验总压、试验攻角及模型状态恒定的情况下，获取不同马赫数状态下的气动数据。目前，在定总压定攻角阶梯变马赫数试验方式下，首先主进气阀高开充压使风洞总压快速到达预设值，当总压进入切换点后，通过主排气阀闭环控制对总压进行精确调节；当总压稳定后，再通过二喉道栅指机构（0.3 ≤ M <0.9）或是驻室流量阀（以下简称驻流）（0.9 ≤ M < 1.2）对马赫数进行闭环调节。在此过程中，由于阶梯变马赫数试验需求，当前阶梯马赫数试验完成后，为实现下一阶梯马赫数，就需要栅指机构或是驻流通过位移伸缩或开度变化进行调节，由于前后阶梯之间马赫数差值较大，在PID闭环作用下对马赫数进行偏差调节，为了快速消除马赫数偏差，势必造成调节机构的大超调，使得马赫数大幅波动，调节时间变长。甚至由于流场的大幅波动，影响气动力试验的安全可靠性。
发明内容
为了解决现有定总压定攻角阶梯变马赫数流场控制方法存在的马赫数大幅波动、调节时间长及影响试验安全可靠性的问题，提供了一种基于分段延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质。
本发明采用的技术方案如下：一种风洞阶梯变马赫数控制方法，包括：
步骤1、根据试验需求确定马赫数阶梯（由n个马赫数组成），确定不同阶梯马赫数对应的栅指或驻流的预设稳态调节值；
步骤2、风洞启动后，马赫数首阶梯下的栅指机构或驻流稳态调节值预置到位，当总压稳定后，延时N秒，通过栅指或驻流对首阶梯马赫数进行闭环调节，直至马赫数进入误差带，开始气动力试验；
步骤3、当该阶梯马赫数气动力试验结束后，断开马赫数闭环调节，栅指或驻流运行至下一马赫数阶梯稳态值，并延时N秒，进入马赫数闭环调节；
步骤4、通过栅指或驻流对当前阶梯马赫数进行闭环精确调节，直至马赫数进入误差带，开始本阶梯气动力试验，并重复步骤3-步骤4，直到所有的马赫数阶梯试验完成。
进一步的，所述步骤1中，通过历史数据和专家经验确定总压下不同阶梯马赫数工况时的栅指或驻流预设稳态调节值，形成运行控制参数表（可根据试验过程进行不断迭代优化），风洞试验系统根据运行控制参数表实现流场参数控制。
进一步的，所述运行控制参数包含栅指和驻流单独控制时各自的预设稳态调节值以及栅指和驻流配合调节时的预设固定值和预设稳态调节值。
进一步的，所述步骤3中，通过变马赫数阶梯触发上升沿变量，以此断开流场稳定判定、栅指调马赫数稳定判定及驻流调马赫数稳定判定，使马赫数闭环断开。
进一步的，所述N在0.3s-3s之间取值。
进一步的，所述马赫数阶梯数n大于等于2且小于14。
本发明还提出了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器上存储有能够被处理器加载并执行上述的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的计算机程序。
本发明还提出了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，其中，所述程序指令被处理器执行时用于实现上述的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的过程。
与现有技术相比，采用上述技术方案的有益效果为：基于延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法可以实现n个马赫数阶梯下流场的精准控制，工程化应用简单可靠；阶梯预置方式大幅降低了马赫数闭环控制方式下调节机构的大超调；延时闭环有效补偿了气体流动的大滞后现象，迭代优化后的预设稳态调节值，经延时后重新投入下一阶梯马赫数闭环，能使流场快速进入稳态调节阶段，从而减小调节时的流场波动。相比传统方法，流场波动小，调节时间短，运行安全可靠性高，可大幅降低吹风能耗；具有试验能耗低、运行可靠性高及工程化应用便捷等特点，特别适用于风洞试验中阶梯变马赫数的流场控制，也可在其他流体阶梯变化系统中应用。
附图说明
图1为本发明提出的风洞阶梯变马赫数控制方法流程图。
图2为本发明一实施例中流场控制时序图（n=3）。
具体实施方式
下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的模块或具有相同或类似功能的模块。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。相反，本申请的实施例包括落入所附加权利要求书的精神和内涵范围内的所有变化、修改和等同物。
实施例1
如图1所示，为了实现阶梯变马赫数工况时流场的快速稳定，降低流场波动、缩短调节时间，提出了一种基于分段延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法，包括：
步骤1、根据试验需求确定马赫数阶梯，确定不同阶梯马赫数对应的栅指或驻流的预设稳态调节值；
步骤2、风洞启动后，马赫数首阶梯下的栅指机构或驻流稳态调节值预置到位，当总压稳定后，延时N秒，通过栅指或驻流对首阶梯马赫数进行闭环调节，其中，栅指或驻流调节值由PID运算产生，直至马赫数进入误差带，开始气动力试验；
步骤3、当该阶梯马赫数气动力试验结束后，断开马赫数闭环调节，栅指或驻流运行至下一马赫数阶梯稳态值，并延时N秒，进入马赫数闭环调节；
步骤4、通过栅指或驻流对当前阶梯马赫数进行闭环精确调节，直至马赫数进入误差带，开始本阶梯气动力试验，并重复步骤3-步骤4，直到所有的马赫数阶梯试验完成。
具体的，所述步骤1中，通过历史数据和专家经验确定总压下不同阶梯马赫数工况时的栅指或驻流预设稳态调节值，形成运行控制参数表，风洞试验系统根据运行控制参数表实现流场参数控制。在一个实施例中，阶梯变马赫数典型工况运行控制参数表如表1所示。
表1阶梯变马赫数典型工况运行控制参数表
Figure 379539DEST_PATH_IMAGE001
所述运行控制参数包含栅指和驻流单独控制时各自的预设稳态调节值以及栅指和驻流配合调节时的预设固定值和预设稳态调节值，运行控制参数表还可以根据试验的进行迭代优化。
在实际应用当中，风洞试验基于上位机+下位PLC的控制方式，上位监督管理机实现吹风流程组织，并能向下位控制器发送机构预设稳态值、变阶梯信号及各状态标志等控制参数。下位PLC通过接收的控制参数基于文本、梯形图、指令表及功能流程图等语言，实现闭环、分段及延时等控制逻辑。
在上位机中分别设定试验状态不同马赫数阶梯下的栅指或驻流稳态调节值，将栅指或驻流设定值存入数组DAChangMsz[i]，其中i表示阶梯数，在吹风循环工况中，依据马赫数阶梯流程时序，通过Step++指令（每个循环周期i加1），产生马赫数阶梯数，并分别将DAChangMsz[i+Step]设定值写入下位PLC 寄存器，下位PLC实现试验过程的控制。
在步骤3中，通过变马赫数阶梯触发上升沿变量，以此断开流场稳定判定、栅指调马赫数稳定判定及驻流调马赫数稳定判定，使马赫数闭环断开。
在本实施例中，马赫数进入0.002-0.005的误差范围后，先延时120个控制周期，而后延时0.2s后判定为马赫数稳定。
在本实施例中，步骤2和步骤3中的延时N在0.3s-3s之间取值。
在本实施例中，所述马赫数阶梯数n大于等于2且小于14。
如图2所示为采用实施例控制方法在马赫数阶梯数n=3时的流场控制时序图。
本实施例提出的方法定位准确、思路明了、操作简单，具有较强的工程适应性，阶梯变马赫数过程超调小、调节时间短，能降低试验能耗、提升试验的安全可靠性。
实施例2
本实施例还提出了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器上存储有能够被处理器加载并执行实施例1提出的基于分段延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的计算机程序。
实施例3
本实施例还提出了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，其中，所述程序指令被处理器执行时用于实现实施例1提出的基于分段延时闭环的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的过程。
需要说明的是，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义；实施例中的附图用以对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
尽管上面已经示出和描述了本申请的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本申请的限制，本领域的普通技术人员在本申请的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，包括：
步骤1、根据试验需求确定马赫数阶梯，确定不同阶梯马赫数对应的栅指或驻流的预设稳态调节值；
步骤2、风洞启动后，马赫数首阶梯下的栅指机构或驻流稳态调节值预置到位，当总压稳定后，延时N秒，通过栅指或驻流对首阶梯马赫数进行闭环调节，直至马赫数进入误差带，开始气动力试验；
步骤3、当该阶梯马赫数气动力试验结束后，断开马赫数闭环调节，栅指或驻流运行至下一马赫数阶梯稳态值，并延时N秒，进入马赫数闭环调节；
步骤4、通过栅指或驻流对当前阶梯马赫数进行闭环精确调节，直至马赫数进入误差带，开始本阶梯气动力试验，并重复步骤3-步骤4，直到所有的马赫数阶梯试验完成。
2.根据权利要求1所述的风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，所述步骤1中，通过历史数据和专家经验确定总压下不同阶梯马赫数工况时的栅指或驻流预设稳态调节值，形成运行控制参数表，风洞试验系统根据运行控制参数表实现流场参数控制。
3.根据权利要求1或2所述的风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，所述运行控制参数包含栅指和驻流单独控制时各自的预设稳态调节值以及栅指和驻流配合调节时的预设固定值和预设稳态调节值。
4.根据权利要求1所述的风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，所述步骤3中，通过变马赫数阶梯触发上升沿变量，以此断开流场稳定判定、栅指调马赫数稳定判定及驻流调马赫数稳定判定，使马赫数闭环断开。
5.根据权利要求1所述的风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，所述N在0.3s-3s之间取值。
6.根据权利要求1所述的风洞阶梯变马赫数控制方法，其特征在于，所述马赫数阶梯大于等于2且小于14。
7.一种电子设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器上存储有能够被处理器加载并执行如权利要求1至6中任一项所述的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的计算机程序。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序指令，其中，所述程序指令被处理器执行时用于实现权利要求1-6中任一项所述的风洞阶梯变马赫数控制方法对应的过程。
CN202211188528.7A 2022-09-28 2022-09-28 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质 Active CN115266014B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211188528.7A CN115266014B (zh) 2022-09-28 2022-09-28 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211188528.7A CN115266014B (zh) 2022-09-28 2022-09-28 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115266014A true CN115266014A (zh) 2022-11-01
CN115266014B CN115266014B (zh) 2022-12-06

Family

ID=83756222

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211188528.7A Active CN115266014B (zh) 2022-09-28 2022-09-28 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115266014B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116499701A (zh) * 2023-06-26 2023-07-28 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 暂冲式跨声速风洞马赫数控制方法、电子设备及存储介质

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0719989A (ja) * 1991-10-09 1995-01-20 Kawasaki Heavy Ind Ltd 吹出式風洞の圧力制御装置
CN101681150A (zh) * 2007-02-21 2010-03-24 动力威胜有限公司 自适应控制系统
CN102929129A (zh) * 2012-10-10 2013-02-13 西北工业大学 飞行器多个时间滞后时变模型的控制器设计方法
CN103630363A (zh) * 2013-12-12 2014-03-12 北京动力机械研究所 涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法
CN106527519A (zh) * 2016-12-07 2017-03-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种大型直流暂冲式超声速风洞变速压流场控制方法
RU2615220C1 (ru) * 2016-02-19 2017-04-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М.Громова" Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований
CN106979852A (zh) * 2017-03-24 2017-07-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于全尺寸内埋武器舱高速风洞试验的流场控制方法
EP3327418A1 (en) * 2015-11-06 2018-05-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir
CN112462813A (zh) * 2020-12-01 2021-03-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于虚拟阀位解算的暂冲式高速风洞调压阀安全控制装置及控制方法
CN113029512A (zh) * 2021-04-01 2021-06-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法
CN114184349A (zh) * 2022-02-15 2022-03-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法
CN114414194A (zh) * 2021-09-07 2022-04-29 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种高超声速变马赫数风洞的参数调节装置及方法
CN114509231A (zh) * 2021-12-30 2022-05-17 北京航天益森风洞工程技术有限公司 风洞运行系统以及基于风洞运行系统的风洞运行方法

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0719989A (ja) * 1991-10-09 1995-01-20 Kawasaki Heavy Ind Ltd 吹出式風洞の圧力制御装置
CN101681150A (zh) * 2007-02-21 2010-03-24 动力威胜有限公司 自适应控制系统
CN102929129A (zh) * 2012-10-10 2013-02-13 西北工业大学 飞行器多个时间滞后时变模型的控制器设计方法
CN103630363A (zh) * 2013-12-12 2014-03-12 北京动力机械研究所 涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法
EP3327418A1 (en) * 2015-11-06 2018-05-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir
RU2615220C1 (ru) * 2016-02-19 2017-04-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М.Громова" Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований
CN106527519A (zh) * 2016-12-07 2017-03-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种大型直流暂冲式超声速风洞变速压流场控制方法
CN106979852A (zh) * 2017-03-24 2017-07-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于全尺寸内埋武器舱高速风洞试验的流场控制方法
CN112462813A (zh) * 2020-12-01 2021-03-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于虚拟阀位解算的暂冲式高速风洞调压阀安全控制装置及控制方法
CN113029512A (zh) * 2021-04-01 2021-06-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法
CN114414194A (zh) * 2021-09-07 2022-04-29 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种高超声速变马赫数风洞的参数调节装置及方法
CN114509231A (zh) * 2021-12-30 2022-05-17 北京航天益森风洞工程技术有限公司 风洞运行系统以及基于风洞运行系统的风洞运行方法
CN114184349A (zh) * 2022-02-15 2022-03-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
SHUSHENG CHEN: ""An improved low-dissipation AUSMPW+ scheme for low MACH number"", 《2017 8TH INTERNATIONAL CONFERENCE ON MECHANICAL AND AEROSPACE ENGINEERING (ICMAE)》 *
易凡: ""基于迭代学习的风洞马赫数控制方法"", 《控制工程》 *
陈旦: ""一种连续式跨声速风洞总压控制方法设计"", 《实验流体力学》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116499701A (zh) * 2023-06-26 2023-07-28 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 暂冲式跨声速风洞马赫数控制方法、电子设备及存储介质
CN116499701B (zh) * 2023-06-26 2023-09-01 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 暂冲式跨声速风洞马赫数控制方法、电子设备及存储介质

Also Published As

Publication number Publication date
CN115266014B (zh) 2022-12-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106527519B (zh) 一种大型直流暂冲式超声速风洞变速压流场控制方法
CN115266014B (zh) 一种风洞阶梯变马赫数控制方法、电子设备及存储介质
US9964047B2 (en) Gas turbine engine optimization control device
CN104765400B (zh) 一种光伏发电系统环境自适应式mppt方法及系统
CN115763911B (zh) 氢燃料电池系统的反馈控制方法、装置及设备
CN105974983B (zh) 一种数字电压环与电流环互相跟随的控制方法
CN115832371A (zh) 氢燃料电池的特性曲线补偿控制方法、系统、设备及介质
CN113871665B (zh) 一种燃料电池空气系统入堆空气流量以及压力的控制方法
EP4112908A1 (en) Method of controlling a gas turbine power plant and gas turbine power plant
CN108599240B (zh) 计及小干扰稳定性的风电机组变换器控制器参数整定方法
CN112523929B (zh) 导叶开度模拟量分段开环控制与调速器pid闭环控制相结合的控制方法及系统
CN115237051A (zh) 一种基于行为组态的暂冲型风洞流场控制方法
CN115799579B (zh) 氢燃料电池系统的输出功率控制方法、系统、设备及介质
CN115458780B (zh) 燃料电池空气供给系统空气压力和空气流量综合控制方法
CN114944236B (zh) 一种堆跟机模式反应堆功率控制系统及方法
CN115981156A (zh) 一种时变输出约束下的航空发动机主动限制保护控制方法
CN114695918B (zh) 燃料电池阳极入堆压力补偿控制装置和方法
CN115437240B (zh) 一种用于高超声速风洞总温总压控制的仿人智能控制方法
CN113324239A (zh) 燃气蒸汽联合循环机组汽温控制方法及装置
CN110147137A (zh) 一种基于功率限值分区控制的变步长mppt方法
US11916396B2 (en) Systems and methods for control of power generation assets
CN115483419A (zh) 一种燃料电池系统的空气流量和背压控制方法
CN111624886B (zh) 一种基于sarsa的变循环航空发动机推力控制方法
Chen et al. A multi-objective switching control strategy for aero-engines considering sensor dynamic
CN108233387B (zh) 一种静止无功补偿器svc控制模式的平滑切换方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant