沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制及驗(yàn)證方法研究

孫曉松 穆育強(qiáng) 沈海濱 王軍權(quán) 陳安宏 黃興李

空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制及驗(yàn)證方法研究

孫曉松 穆育強(qiáng) 沈海濱 王軍權(quán) 陳安宏 黃興李

空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076

在分析當(dāng)前沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制基本問題的基礎(chǔ)上，建立沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型，并提出2種裕量指標(biāo)，用于評估沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)安全邊界約束，最后通過數(shù)學(xué)仿真試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證了控制模型和裕量指標(biāo)的合理性及有效性。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；控制；驗(yàn)證；模型

巡航類飛行器已成為當(dāng)今飛行器的重點(diǎn)發(fā)展方向[1]。為滿足信息化戰(zhàn)爭條件下智能化精確作戰(zhàn)任務(wù)需要，巡航類飛行器飛行速度不斷提高，而發(fā)動(dòng)機(jī)速度控制技術(shù)是制約巡航飛行器跨越式發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。一般而言，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖高于渦噴和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)濟(jì)性比較好，結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、推重比高且生產(chǎn)成本較低，已廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，并在巡航導(dǎo)彈及天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)中已開展應(yīng)用研究。

2004年3月，美國的X-43A試飛成功，飛行馬赫數(shù)達(dá)到9.8，標(biāo)志著國際超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)入工程研制階段。2010年美國的X-51A在加州成功試飛，代表著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入了工程應(yīng)用階段。俄羅斯的“寶石”沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航飛行馬赫數(shù)為2.5～3.0，飛行高度約為15km，而印、俄聯(lián)合研制的“布拉莫斯”，飛行馬赫數(shù)為2.5～2.8，用于反艦和對陸(海岸)攻擊，射程約290km。

我國在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域也開展了廣泛研究[2-5]。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)研制進(jìn)入飛行試驗(yàn)階段，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)研制需求日益迫切。發(fā)動(dòng)機(jī)的控制與飛行器姿態(tài)緊密相關(guān)，而且在較寬空域及馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作。隨著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用背景的擴(kuò)展，其工作空域及馬赫數(shù)將進(jìn)一步增大。

從液體亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研制歷程看，早期沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)大多工作狀態(tài)較為單一、幾何結(jié)構(gòu)固定、一體化程度不高。隨著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作空域的擴(kuò)大、速度范圍的增大，要求提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能，需要采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)技術(shù)。如“寶石”沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了連續(xù)可調(diào)噴管。如果僅從進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)性能角度考慮，進(jìn)氣道是否可調(diào)主要取決于導(dǎo)彈總體規(guī)定的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍、馬赫數(shù)的高低以及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對進(jìn)氣道性能要求的高低。如果采用進(jìn)氣道可調(diào)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，則需要采用噴管可調(diào)技術(shù)。文獻(xiàn)[2]提出提高可調(diào)噴管的沖量效率是提升沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的有效途徑之一。文獻(xiàn)[3]進(jìn)一步總結(jié)分析了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制基本框架及難點(diǎn)問題。文獻(xiàn)[4-5]基于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究成果，搭建了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)，進(jìn)一步驗(yàn)證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案的可行性。

本文針對基于液體亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的導(dǎo)彈及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型，在分析沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制問題的基礎(chǔ)上，建立沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的全過程控制模型，并根據(jù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制需要提出多種控制方案，可根據(jù)工程實(shí)現(xiàn)情況自由選擇，提出多種控制方案的工程實(shí)現(xiàn)，最后通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證其控制方案的有效性。

1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制的基本問題

在進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制時(shí)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器之間存在耦合，同時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行全程受到約束邊界的影響較嚴(yán)重，如何充分發(fā)揮沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能，實(shí)現(xiàn)飛行器全程飛行耗油量最小且滿足飛行任務(wù)需求，是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制的關(guān)鍵。主要體現(xiàn)在如下2個(gè)方面。

1.1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)/飛行器的耦合特性

飛行器、發(fā)動(dòng)機(jī)之間的耦合更強(qiáng)，主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化使得飛行器產(chǎn)生額外俯仰力矩，導(dǎo)致力矩失衡并引起飛行器姿態(tài)變化影響飛行姿態(tài)。而飛行姿態(tài)變化改變飛行攻角，引起進(jìn)氣道流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)改變，進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性甚至?xí)鸢l(fā)動(dòng)機(jī)喘振或熄火。

同時(shí)飛行器姿態(tài)控制和速度控制之間存在控制系統(tǒng)通常不允許的正反饋特性。對于姿態(tài)控制回路，攻角增加降低進(jìn)氣道性能，引起發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低，尾噴管力矩減小，力矩平衡導(dǎo)致攻角繼續(xù)增加。對于速度控制回路，推力減小導(dǎo)致尾噴管力矩減小，使得攻角增加，進(jìn)氣道性能降低，引起發(fā)動(dòng)機(jī)推力繼續(xù)降低。

1.2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的安全邊界約束

同傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)一樣，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)同樣存在多種安全邊界。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的安全邊界主要包括進(jìn)氣道不起動(dòng)邊界限制、燃燒室貧/富油熄火邊界限制、最大燃油及最小燃油邊界等。眾多約束都需要在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律設(shè)計(jì)時(shí)考慮并滿足約束要求。

2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型

對于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)建模時(shí)，主要包括飛行器模型、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型及控制律模型。考慮飛行器模型與文獻(xiàn)[4-5]相似，在此不再贅述，下面重點(diǎn)介紹沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型及控制律模型。

2.1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型是進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律設(shè)計(jì)及分析的基礎(chǔ)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)按特征界面通常分為進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管。但對于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型通常包括沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、燃油供給系統(tǒng)和燃燒室，具體如圖1所示。

圖1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型

其中，H，Ma和αh分別為飛行器飛行中的實(shí)際高度、馬赫數(shù)及攻角。

下節(jié)詳細(xì)介紹沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律，此節(jié)重點(diǎn)介紹沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、燃油供給系統(tǒng)及燃燒室模型。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制器靜態(tài)模型可根據(jù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律給出的控制指令(如余氣系數(shù))，利用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特性數(shù)據(jù)插值得到燃油流量指令，對于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律直接給出燃油流量指令，則不需要采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特性數(shù)據(jù)，直接利用當(dāng)前實(shí)際狀態(tài)得到。同時(shí)不考慮沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制器的動(dòng)態(tài)延時(shí)。

燃油供給系統(tǒng)模型不僅要考慮穩(wěn)態(tài)誤差的影響，還要考慮動(dòng)態(tài)滯后的影響，具體如式(1)所示

(1)

燃燒室指動(dòng)力系統(tǒng)中輸入實(shí)際燃油流量燃燒產(chǎn)生推力的部分。由于推力系數(shù)由高度、馬赫數(shù)、攻角和余氣系數(shù)插值得到，故可根據(jù)式(2)將實(shí)際燃油流量轉(zhuǎn)換成相應(yīng)的余氣系數(shù)，從而得到相應(yīng)的推力系數(shù)。

(2)

同時(shí)余氣系數(shù)需滿足余氣系數(shù)邊界，即采用彈體真實(shí)高度、馬赫數(shù)和合成攻角信息進(jìn)行余氣系數(shù)邊界的插值(超出自變量范圍按不外插處理)。

具體得到的燃燒室模型為

P=(1±dP)·qSCP·e-τrs

(3)

其中，P為當(dāng)前狀態(tài)下沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出推力；CP為推力系數(shù)；S為迎風(fēng)面積；q為來流動(dòng)壓，可根據(jù)大氣環(huán)境數(shù)據(jù)計(jì)算得到。

2.2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律模型

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能的好壞，在很大程度上決定于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的品質(zhì)?？刂葡到y(tǒng)以不同的供油規(guī)律保障導(dǎo)彈按照預(yù)期的飛行剖面進(jìn)行飛行。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的控制方式有許多種，主要包括燃油流量控制、余氣系數(shù)控制、馬赫數(shù)控制、燃燒室出口總溫和加熱比的控制及進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)控制等。其中余氣系數(shù)控制最為常用。

通常而言，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在助推器作用下加速到一定飛行馬赫數(shù)后轉(zhuǎn)級啟動(dòng)，在加速段按等余氣系數(shù)控制，在加速過程中，控制器根據(jù)測得的大氣來流參數(shù)計(jì)算出飛行馬赫數(shù)，并與設(shè)定巡航馬赫數(shù)進(jìn)行比較。若飛行馬赫數(shù)小于設(shè)定巡航馬赫數(shù)，仍按加速規(guī)律供油；若飛行馬赫數(shù)大于設(shè)定巡航馬赫數(shù)時(shí)，轉(zhuǎn)入等Ma控制。在等余氣系數(shù)控制時(shí)，控制系統(tǒng)以隨動(dòng)方式進(jìn)行控制；而在等Ma控制時(shí)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制，采用基于馬赫數(shù)差的PID控制算法。具體模型如式(4)所示

(4)

其中，Yqd1為爬升段余氣系數(shù)，通常取最小余氣系數(shù)，Kx為爬升段PID系數(shù)，ΔMa為指令馬赫數(shù)與實(shí)際馬赫數(shù)的差，Yqd2為下壓段余氣系數(shù)。

如何獲得實(shí)際飛行馬赫數(shù)，當(dāng)前較流行的方式是采用大氣測量系統(tǒng)。基于大氣測量系統(tǒng)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)通常稱為外部控制。具體過程為大氣測量系統(tǒng)根據(jù)自身傳感器測得的壓力解算出飛行過程的實(shí)際攻角、實(shí)際馬赫數(shù)及實(shí)際靜壓和靜溫。當(dāng)高馬赫數(shù)下的大氣測量系統(tǒng)技術(shù)不成熟時(shí)，此方法難以應(yīng)用。

在外部控制難以實(shí)現(xiàn)時(shí)，可考慮采用基于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自身的內(nèi)部控制方式，此方式主要根據(jù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自身測量進(jìn)氣道出口處的溫度、壓力傳感器測量的來流溫度及壓力來解算發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的進(jìn)氣量，并根據(jù)控制律給出的余氣系數(shù)指令計(jì)算燃油流量指令。除此之外也可采用基于慣組數(shù)據(jù)解算空氣流量，但此解算方法本身是基于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上，根據(jù)實(shí)際高度、實(shí)際馬赫數(shù)插值得到實(shí)際空氣流量，但慣組解算的馬赫數(shù)本身誤差就較大，對空氣流量的計(jì)算誤差也較大。

當(dāng)內(nèi)部及外部控制均難以實(shí)現(xiàn)時(shí)，可以采用預(yù)裝訂分段燃油流量的控制方案。此方案實(shí)現(xiàn)簡單方便，但難以實(shí)現(xiàn)閉環(huán)條件，僅僅為開環(huán)流量控制，無法實(shí)現(xiàn)等速巡航飛行。此方案設(shè)計(jì)過程中需要基于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)并留出一定裕量，保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)滿足各種約束邊界限制。

考慮到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能易發(fā)生富油引起喘振，故此設(shè)定余氣系數(shù)裕量指標(biāo)ΔYqd1=Yq-Yqmin，同理可設(shè)定ΔYqd2=Yqmax-Yq。同時(shí)考慮沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的軟邊界，設(shè)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高度馬赫數(shù)的裕量指標(biāo)dMa=Ma-Mab,其中Ma為當(dāng)前實(shí)際高度下的實(shí)際馬赫數(shù)，Mab為當(dāng)前高度下對應(yīng)的最小邊界馬赫數(shù)。具體如圖2所示。

圖2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)裕量指標(biāo)示意圖

3 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制仿真驗(yàn)證

根據(jù)某飛行器的飛行任務(wù)需求，開展基于內(nèi)部控制的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制律設(shè)計(jì)，采用如圖3所示的余氣系數(shù)，得到的馬赫數(shù)控制結(jié)果如圖4所示。

圖3 歸一化的余氣系數(shù)規(guī)律

圖4 歸一化的馬赫數(shù)控制結(jié)果

統(tǒng)計(jì)得到巡航飛行段的馬赫數(shù)誤差不超過0.06，滿足指標(biāo)要求。同時(shí)統(tǒng)計(jì)得到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的余氣系數(shù)裕量為0.235，馬赫數(shù)裕量為0.124，可以保證滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)約束邊界。

4 結(jié)論

在分析沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制問題的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步建立了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型及控制律，并提出了2項(xiàng)裕量指標(biāo)，保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)滿足安全邊界約束，最后通過數(shù)學(xué)仿真試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證了控制方案的正確性及有效性。

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StudyonControlandVerificationMethodofRamjetEngine

Sun Xiaosong, Mu Yuqiang, Shen Haibin, Wang Junquan, Chen Anhong, Huang Xingli

Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing 100076, China

Thefundamentalcontrolissuesoframjetenginearediscussedandthencontrolmodeloframjetisestablished.Twomarginindexesareprovidedtoevaluatethesafetyboundaryconditionoframjet.Finally,theramjetenginecontrolsystemissimulatedandthesimulationresultsareverifiedbytherationalityandvalidityofthemodelandtheindexes.

Ramjet;Control;Verification;Model

V235.21

A

1006-3242(2017)04-0033-04

2015-01-16

孫曉松(1972-)，男，北京人，碩士，研究員，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航與制導(dǎo)總體技術(shù)；穆育強(qiáng)(1982-)，男，西安人，博士，高級工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航與制導(dǎo)總體技術(shù)；沈海濱(1988-)，男，北京人，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航與制導(dǎo)總體技術(shù) ；王軍權(quán)(1983-)，男，黑龍江人，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航與制導(dǎo)總體技術(shù)；陳安宏(1974-)，男，西安人，博士，研究員，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航與制導(dǎo)總體技術(shù) ；黃興李(1972-)，男，江西人，博士，研究員，主要研究方向?yàn)榭刂葡到y(tǒng)設(shè)計(jì)。