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龙图腾网获悉福州大学申请的专利一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优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：CN118192255B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-11-04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：202410444028.8，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优滑模控制方法是由张和洪;但志宏;黄峰;徐状;翟超设计研发完成，并于2024-04-12向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优滑模控制方法在说明书摘要公布了：本发明涉及一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优滑模控制方法。包括：基于航空推进装置进气压力系统的系统特性，通过推导气体状态方程、管路流量连续性方程、内部储能方程和热力学能变化方程得到进气压力系统模型并进一步改写为二阶积分串联型状态方程；根据最优控制理论，以bang‑bang控制的开关曲线方程作为非线性滑模面，设计时间最优滑模控制律；引入一个边界层和边界曲线，克服离散时间最优滑模控制的高频颤振问题；从实际控制工程的角度出发，考虑工程应用中量测噪声问题，引入跟踪微分器作为量测噪声的抑制环节，滤除输出信号中包含的量测噪声。本发明可用于航空推进装置进气压力系统的高品质的压力控制。

本发明授权一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优滑模控制方法在权利要求书中公布了：1.一种受扰航空推进装置进气压力系统的带边界层离散时间最优滑模控制方法，其特征在于，包括： 步骤1、基于航空推进装置进气压力系统的系统特性，通过推导气体状态方程、管路流量连续性方程、内部储能方程和热力学能变化方程得到进气压力系统模型，并进一步改写为二阶积分串联型状态方程； 步骤2、根据最优控制理论，以bang-bang控制的开关曲线方程作为非线性滑模面，设计时间最优滑模控制律； 步骤3、离散化时间最优滑模控制，为克服离散时间最优滑模控制的高频颤振问题，引入一个边界层和边界曲线，利用边界层作为“缓冲区域”，实现控制量在有界区间按线性规律变化，避免直接的极值切换变化；同时，调节边界曲线的参数使各边界曲线方程、边界区域的形状和厚度依据系统的实际情况进行调整，以协调和改善控制器的综合性能； 步骤4、从实际控制工程的角度出发，考虑工程应用中量测噪声问题，引入跟踪微分器作为量测噪声的抑制环节，滤除输出信号中包含的量测噪声； 步骤1具体实现如下： 其中，T为容腔内温度，p为容腔内压力，V为容腔容积，Win为进气调节阀空气质量流量，Weng为发动机空气质量流量，hin为进气的焓，hout为排气的焓，cp为气体定压比热容，Cin为进气气流平均流速，Cout为排气气流平均流速，为单位时间内容腔与金属管壁交换的热量，R为气体常数；其中，进气调节阀空气质量流量Win表示为： 其中，p1为调节阀阀前压力，ρ1为调节阀阀前气体密度，K0为调节阀角度-面积转换系数，F为调节阀角度，为调节阀流量系数，发动机的空气质量流量Weng近似表达为： 其中，Wahs为发动机换算空气流量，nc1是发动机风扇换算转速，p为发动机进气压力，Tin为发动机进气温度，H为飞行高度，Ma为飞行马赫数，n为发动机风扇转速；结合式1-3得式4： 令得式5： 考虑到系统实际控制输入uF到阀门开度F间存在一阶惯性环节，即： 其中，Kθ为比例系数，Tθ为惯性时间常数； 结合式5和6得： 其中，总和扰动与控制增益 步骤2具体实现如下： 根据最优控制理论，系统的时间最优控制是bang-bang控制，而以相平面原点为终点的时间最优控制综合函数为： 其中，x1，x2分别是进气压力及进气压力的微分；sign为开关函数，r是控制量极值，针对式7所示的二阶积分串联型系统，带入式8得 其中，以最优控制综合函数8看作是以开关曲线为滑模面的变结构控制： 并将最优控制综合函数8的控制器切换增益改为r1取代控制量极值r，得： 考虑总和扰动w，将11代入被控对象7中，得到滑模变结构控制系统为： 为满足滑模变结构控制系统到达滑模面s＝0的“到达条件”为引入r2且0＜r2＜r1，则滑模变结构控制系统进一步表示为： 针对式13，最速反馈变结构反馈控制律为：

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