超燃沖壓發(fā)動機推力控制系統(tǒng)仿真研究

崔曼曼，黃 耀

（中國航發(fā)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

超燃沖壓發(fā)動機推力控制系統(tǒng)仿真研究

崔曼曼，黃 耀

（中國航發(fā)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

超燃沖壓發(fā)動機是最具發(fā)展?jié)摿Φ母叱曀亠w行器動力裝置，具備性能優(yōu)良的推力控制系統(tǒng)才能保證飛行器的安全自主飛行。為了實現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下的推力特性數(shù)值分析，根據(jù)飛行坡面建立由前體、進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管組成的發(fā)動機模型，并通過發(fā)動機進、出口的氣流動量變化來推算發(fā)動機推力。同時為保證推力系統(tǒng)的穩(wěn)定，根據(jù)經(jīng)典控制算法設(shè)計了燃油內(nèi)環(huán)PD控制回路和推力外環(huán)PI控制回路。閉環(huán)仿真結(jié)果表明：該推力控制系統(tǒng)的控制效果良好，能較好地模擬真實控制回路。

超燃沖壓發(fā)動機；燃油控制；推力控制；發(fā)動機模型；航空發(fā)動機

0 引言

高超聲速飛行器技術(shù)越來越引起世界各國的重視，目前，針對此技術(shù)開展研究的國家有近10個，其中力度最大、投入最多、成績最突出的當(dāng)屬美國。美國的X-51A“馭波者”高超聲速飛行器驗證器已經(jīng)實現(xiàn)了5馬赫平飛，是迄今為止最接近成功的超高聲速飛行器項目；俄羅斯研制的高超聲速試驗飛行器也已經(jīng)做了大量得地面試驗和風(fēng)洞吹風(fēng)試驗；印度也提出了“布拉莫斯”高超聲速飛行器的設(shè)想；中國的“神龍”無人空天飛機已完成亞軌道的飛行，并且建成了首個具有獨立知識產(chǎn)權(quán)的JF12高超聲速風(fēng)洞。

高超聲速飛行器具有戰(zhàn)略性、前瞻性、帶動性等特點，而實現(xiàn)飛行器高超聲速飛行的關(guān)鍵與核心就是超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)。這種革命性的發(fā)動機技術(shù)不僅可以維持飛行器在高超聲速狀態(tài)飛行，并使空天飛行變得容易[1-4]。超燃沖壓發(fā)動機是設(shè)計用于馬赫數(shù)4～12之間，即4345～10782 km/h之間高超聲速飛行的吸氣發(fā)動機[5-7]。這種發(fā)動機從大氣獲得空氣氣流，并將氣流減速至低超聲速進行壓縮。燃料注入燃燒室并在超聲速氣流中燃燒，然后這些從燃燒室噴出的燃燒產(chǎn)生的高溫高壓氣體在噴嘴中膨脹且加速到極高的速度，從而產(chǎn)生向前推力。由于空氣動力、推力、結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)之間存在相互影響[8]，建立1個完善的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室模型非常困難。

本文根據(jù)超燃沖壓發(fā)動機的模型坡面，建立了簡易的前體、進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管模型，并設(shè)計了燃油內(nèi)環(huán)PD控制回路和推力外環(huán)PI控制回路。

1 雙閉環(huán)推力控制系統(tǒng)

超燃沖壓發(fā)動機是1個復(fù)雜的工作系統(tǒng)，有許多子系統(tǒng)需要進行控制，如壁面壓力、燃燒室溫度等。在進行發(fā)動機推力控制系統(tǒng)設(shè)計時主要考慮內(nèi)環(huán)的燃油控制回路和外環(huán)的推力控制回路，控制結(jié)構(gòu)如圖1所示。

對內(nèi)環(huán)主要考慮調(diào)節(jié)閥的傳遞特性對燃油流量的影響，燃油回路控制能有效減少這些不利影響。對外環(huán)主要考慮發(fā)動機在不同條件下工作特性的不同，設(shè)計1個能使發(fā)動機工作在理想狀態(tài)的控制器，使發(fā)動機能穩(wěn)定地提供所需推力。

2 1維模型建立

超燃沖壓發(fā)動機的結(jié)構(gòu)較為簡單，建模主要包括前體、進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管模型[9-12]，結(jié)構(gòu)如圖2所示。

2.1 前體模型

前體的主要作用是對來流進行預(yù)壓縮，使來流在進入進氣道之前溫度和壓力得到提升。氣流流過前體的錐體尖端會形成激波。在截面A1處壓縮前后的氣流參數(shù)關(guān)系為

式中：T0為大氣來流總溫；P0為大氣來流總壓；Ma0來流馬赫數(shù)；k為比熱比常數(shù)；β為激波的激波角。其中：T0、P0的計算公式為

式中：t0為來流靜溫；p0為來流靜壓。

2.2 進氣道模型

超燃沖壓發(fā)動機進氣道具有總壓恢復(fù)系數(shù)高、外阻力系數(shù)低、出口流場均勻和結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕的特點[13]。在進氣道建模時忽略了傳熱和阻力，且認為是1維流體。

根據(jù)前體模型，在截面A1處的馬赫數(shù)Ma1，溫度T1，壓力P1，截面積A1都是已知的。則在截面A2處，總溫度T2，總壓力P2為

則由式（5）、（6）可以得到截面A2處的馬赫數(shù)

2.3 隔離段模型

隔離段位于進氣道與燃燒室之間，是超燃沖壓發(fā)動機的1個重要氣動部件，其作用是防止燃燒室的壓力脈動傳播到上游導(dǎo)致進氣道不起動，可以有效減少進氣道和燃燒室的干擾[14]。隔離段兩端的面積A2和A3相等。即

截面A3和A2處的壓力比為

2.4 燃燒室模型

超燃沖壓發(fā)動機的燃燒室工作狀態(tài)很復(fù)雜，目前很難得到理想的模型。通常為了減小工作量，合理地對其簡化[15]。在建模過程中，忽略了燃燒室內(nèi)部的各種摩擦力和阻力，以及因為噴入燃料所帶來的質(zhì)量變化，且認為燃燒室壁面絕熱不會造成熱損失。

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的1維流動基本方程為

主要考慮發(fā)動機處于超燃狀態(tài)，且燃燒室產(chǎn)生斜激波。其中加熱比，即出口總溫與入口總溫之比為

式中：τ為總加熱比；θ為放熱速率；x1為噴油點。

則在截面 s處，Mas=Ma2，Ps=P2，Ts=T2。

s-t段軸向馬赫數(shù)分布為

2.5 尾噴管模型

尾噴管對發(fā)動機的性能有很大影響。燃燒室產(chǎn)生的大量高溫高壓燃氣在尾噴管內(nèi)膨脹作功。因此尾噴管進口A4處的氣流都為超聲速。為了簡化計算，通常假設(shè)沒有熱損耗，氣流絕熱膨脹。

截面 A4處的馬赫數(shù) Ma4，壓力 P4，總溫 T4，截面積A4都是已知的。

在截面 A5處，總溫 T5=T4；總壓 P5=δ45P4，δ45為尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù)。

由質(zhì)量守恒定律可知

此處總壓定義為

由動量守恒原理得

2.6 推力計算

超燃沖壓發(fā)動機產(chǎn)生的推力是因為空氣動能增加引起動量發(fā)生變化，從而使發(fā)動機獲得反方向的作用力。在發(fā)動機工作時，流過其內(nèi)部和外部表面的氣體氣流會對零件表面產(chǎn)生一定作用力使發(fā)動機前行。因此，在計算超燃沖壓發(fā)動機的推力時，可將發(fā)動機看作1個整體，根據(jù)動量原理：通過計算發(fā)動機進、出口的氣流動量變化，得到發(fā)動機的推力。

對于超燃沖壓發(fā)動機，內(nèi)壁面在飛行速度方向所受的合力，采用內(nèi)推力評價指標(biāo)，可以在現(xiàn)階段試驗過程中獨立評價發(fā)動機的推力性能。根據(jù)動量定理，發(fā)動機內(nèi)推力大小為

3 燃油控制回路

燃油回路的對象即為電液伺服閥，控制系統(tǒng)設(shè)計主要包括對電液伺服閥的動態(tài)特性進行相應(yīng)的分析和控制處理。燃油回路控制原理如圖3所示。

采用的調(diào)節(jié)閥為2階振蕩模型，結(jié)構(gòu)為

式中：Kv為電液伺服閥的流量增益，取為1；wv為電液伺服閥的-90°相頻寬，取為1021.6 rad/s；δv為阻尼比，推薦值為 0.5～0.7。

為了保證燃油流量的平穩(wěn)，設(shè)計PD控制器對調(diào)節(jié)閥進行控制，其中增益為1，微分系數(shù)為0.015。

4 仿真結(jié)果分析

推力控制器采用最簡單的PI控制器，比例系數(shù)為1.6，積分時間常數(shù)為0.05，在不同馬赫數(shù)下的仿真結(jié)果如圖4所示。

從圖中可見，設(shè)計的PI推力控制器控制結(jié)果良好，調(diào)節(jié)時間小于0.25 s，超調(diào)量為0，滿足控制指標(biāo)要求。對于由馬赫數(shù)變化引起的模型攝動不確定性，PI控制器也能很好地控制，魯棒性能得到很好的保證。

5 結(jié)束語

本文建立了超燃沖壓發(fā)動機的1維模型以及燃油控制回路，并從結(jié)構(gòu)上對推力控制系統(tǒng)進行了研究。在馬赫數(shù)分別為4、5、6的工況下，對超燃沖壓發(fā)動機1維燃燒室模型進行仿真，并對推力控制器的魯棒性進行了驗證。

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Simulation of Thrust Control System for Scramjet

CUI Man-man,HUANG Yao
（AECC Aeroengine Control Research Institute,Wuxi 214063）

Scramjet is expected to be one of the most potential propulsion systems for hypersonic vehicle.The thrust control system of high performance was designed to guarantee safety autonomous flight.In order to perform the numerical simulation of thrust characteristics at different Mach number,the model of scramjet was designed which was composed by precursor model,air inlet,isolator,firebox and jet nozzle.According to the inlet and outlet flow change,the thrust of scramjet was calculated.Simultaneously,in order to ensure the stabilization of thrust system,the inner PD fuel control loop and outside PI thrust control loop were designed based on classical control algorithm.The simulation result shows that the control effect of thrust control system is good and the system can simulate the control loop in fact.

scramjet;fuel control;thrust control;engine model;aeroengine

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.004

2016-05-20 基金項目：國家重大基礎(chǔ)研究項目資助

崔曼曼（1989），女，碩士，工程師，從事軟件總體研發(fā)工作；E-mail:836111990@qq.com。

崔曼曼，黃耀.超燃沖壓發(fā)動機推力控制系統(tǒng)仿真研究[J].航空發(fā)動機，2017，43（1）：17-20.CUIManman,HUANGYao.Simulationofthrustcontrol systemforscramjet[J].Aeroengine，2017，43（1）：17-20.

（編輯：張寶玲）