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龙图腾网获悉中国航发四川燃气涡轮研究院申请的专利一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法及系统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：CN120469247B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-09-12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：202510963125.2，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法及系统是由徐国;侯鑫正;赵伟;刘冬根;李然;钱秋朦;钟丽萍;龙俊宏设计研发完成，并于2025-07-14向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法及系统在说明书摘要公布了：本发明涉及航空发动机进气条件模拟控制技术领域，公开了一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法及系统，通过建立压力受扰动幅值和压力调节时间为坐标值的动态扰动模型，并使用真实数据进行比对校核，形成优化后的动态扰动模型；最后通过阀门调节特性构建基于过渡态流量动态特征与进气总压变化微分的前馈控制律，对各个进气支路的前馈控制量进行实时解算。本发明在提高试验设备进气控制系统在动态响应试验中的压力抗扰动能力的同时，可以在实际过渡态试验中对多支路前馈控制量进行计算并输出，有助于提高试验设备进气控制系统在发动机过渡态试验中对进气总压的过渡态控制品质，降低总压受扰动的偏离值，提高过渡态试验进气总压模拟精度。

本发明授权一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法及系统在权利要求书中公布了：1.一种基于大容腔效应模型的前馈控制律设计方法，其特征在于，包括： 步骤一、构建用于航空发动机试验的进气容腔仿真模型，所述进气容腔仿真模型用于提供航空发动机试验的空气环境，所述进气容腔仿真模型设置有排气支路和多个进气支路，每个所述进气支路上分别设置有控制空气流量的控制阀； 步骤二、以航空发动机多个典型过渡态工况点的进气总温、进气总压、起点流量、终点流量以及过程流量变化时间为输入，采用所述进气容腔仿真模型仿真分析获得每个典型过渡态工况点下所述进气容腔仿真模型的压力变化曲线；所述典型过渡态工况点包括不同飞行高度条件下油门杆在不大于预设时间内从慢车到最大状态的工况点； 步骤三、根据每个典型过渡态工况点的所述压力变化曲线提取所述进气容腔仿真模型的压力受扰动幅值和压力调节时间；所述压力调节时间为对应典型过渡态工况点条件下，发动机状态改变前的容腔压力初始值因过渡态影响产生偏差到恢复为所述容腔压力初始值的过程时间； 步骤四、根据每个典型过渡态工况点下所述进气容腔仿真模型的压力受扰动幅值和压力调节时间，以及对应典型过渡态工况点下进气容腔空气总流量、进气容腔压力、进气总温，构建以进气容腔空气总流量、进气容腔压力、进气总温为坐标轴，压力受扰动幅值和压力调节时间为坐标值的动态扰动模型； 步骤五、试验获得航空发动机在典型过渡态工况点下的压力受扰动幅值实测值和压力调节时间实测值，并将所述航空发动机过渡态试验过程区间采集的进气容腔空气总流量、进气总温、进气容腔压力输入所述动态扰动模型，分析得到航空发动机在对应典型过渡态工况点下的压力受扰动幅值仿真值和压力调节时间仿真值； 步骤六、通过动态加权积分误差分析方法对动态扰动模型输出的压力受扰动幅值仿真值、压力调节时间仿真值分别与对应的实测值的非线性动态误差进行量化，得到归一化加权积分误差指标；以所述归一化加权积分误差指标不大于第一预设阈值，且进气容腔压力仿真值与实测值之间的误差不大于第二预设阈值作为优化目标，使用单目标梯度下降优化方法沿负梯度方向迭代更新学习参数对所述动态扰动模型进行优化，得到优化后的动态扰动模型； 步骤七、根据进气容腔压力的当前偏差值，建立基于每个进气支路的前馈补偿量的进气容腔的前馈控制律，并根据优化后的动态扰动模型分析获得进气容腔压力微分，以进气容腔压力微分在每个PLC控制器计算周期内的积分及偏差为输入，通过所述进气容腔的前馈控制律对每个进气支路的前馈补偿量进行计算，得到满足航空发动机在过渡态试验过程中的进气容腔空气总流量补偿的各进气支路的前馈补偿量。

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