陳新民 李宇飛

1．北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所,北京 100076 2．中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心,北京 100076

沖壓發(fā)動機工作性能的高低很大程度上決定于它的控制品質(zhì)。沖壓發(fā)動機工作狀態(tài)與飛行環(huán)境、來流情況和自身工況密切相關(guān)。為確保沖壓發(fā)動機在各種條件和干擾下能夠可靠穩(wěn)定的工作，控制系統(tǒng)的設(shè)計一般是通過設(shè)置的各種極限函數(shù)，保證在沖壓發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作范圍內(nèi)實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)，優(yōu)化飛行任務(wù)參數(shù)如最大航程或最小飛行時間等。

沖壓發(fā)動機的可靠穩(wěn)定工作范圍由沖壓發(fā)動機的4個穩(wěn)定工作極限來確定，它包括進氣道穩(wěn)定裕度極限、最大燃空比極限、最小燃空比極限和最大飛行馬赫數(shù)極限。針對不同的控制參數(shù)，描述沖壓發(fā)動機控制極限函數(shù)也不相同。而且在不同極限下，不同控制方法結(jié)果的表現(xiàn)形式也不相同。

1 沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作限制

沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)的首要任務(wù)是防止沖壓發(fā)動機進入穩(wěn)定工作范圍以外的工作區(qū)域，保證沖壓發(fā)動機工作的正常和穩(wěn)定。一般，控制系統(tǒng)設(shè)計時應針對沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作極限進行以下限制。

1)進氣道裕度限制

該限制為沖壓發(fā)動機進氣道臨界狀態(tài)限制。進氣道處于亞臨界工作時，發(fā)動機很容易產(chǎn)生“喘振”。一旦發(fā)生“喘振”，不但發(fā)動機推力性能受到嚴重影響，而且可能熄火，嚴重的甚至可使發(fā)動機和導彈結(jié)構(gòu)遭受破壞。

控制系統(tǒng)要盡可能避免發(fā)動機“喘振”，即在任何控制或調(diào)節(jié)方案下，都不能超過“貯備”的進氣道工作范圍，以保證即使發(fā)動機在燃燒效率、外界溫度、參數(shù)誤差和控制誤差等因素綜合產(chǎn)生的最不利條件下，也不會進入到不穩(wěn)定的亞臨界工作狀態(tài)。而一旦出現(xiàn)“喘振”，控制系統(tǒng)也能迅速使發(fā)動機退出“喘振”區(qū)。

在飛行馬赫數(shù)低的接力點，飛行器的速度裕度最低，因此要求將推力調(diào)節(jié)至最大，此時極易觸及該類限制。

2)最大燃空比限制

該限制為飛行器加速狀態(tài)沖壓發(fā)動機最大推力限制。最大燃空比主要限制發(fā)動機工作的最大熱負荷，該極限一般被設(shè)置在燃油與空氣化學恰當比附近。

3)最小燃空比限制

該限制為飛行器巡航狀態(tài)或其它飛行狀態(tài)下發(fā)動機最小推力限制。最小燃空比由發(fā)動機的貧油熄火極限確定，設(shè)定最小燃空比限制主要防止沖壓發(fā)動機熄火。

4)最大飛行馬赫數(shù)限制

該限制為一定高度下，沖壓發(fā)動機或飛行器結(jié)構(gòu)力、熱環(huán)境限制。最大飛行馬赫數(shù)極限是海拔高度的函數(shù)。

任何發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，都只能承受一定限度的力和熱的負荷。因此，沖壓發(fā)動機燃燒室的壓力和溫度不能超過允許的數(shù)值。由于沖壓發(fā)動機通常在低空時要求具有盡可能大的加速能力，但如果不對飛行馬赫數(shù)進行控制，飛行器就可能在低空飛行時超速，超速時總溫的增加常常超過了發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度允許的范圍。所以，最大飛行馬赫數(shù)限制是保證發(fā)動機安全工作的重要手段。

2 不同控制參數(shù)下沖壓發(fā)動機的穩(wěn)定工作范圍

沖壓發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作范圍可以用不同的控制參數(shù)來表達，這些參數(shù)一般選擇便于控制系統(tǒng)測量計算的變量，對于開環(huán)控制系統(tǒng)來說一般取燃料流量，對于閉環(huán)控制系統(tǒng)來說一般取燃料噴嘴前的燃燒室壓強。這些參數(shù)一般并不會被直接用在可靠穩(wěn)定工作范圍的表達上，而是取其與某個壓強測量值的比值，這樣就可以排除海拔高度對可靠穩(wěn)定工作范圍表達式的影響。

燃料與空氣反應中，燃料質(zhì)量與干空氣質(zhì)量之比稱為燃空比，以f表示。按照完全燃燒的化學反應方程式(忽略次要的燃燒產(chǎn)物成分)，燃料恰好把空氣中的氧全部消耗完畢，此時的反應混合物稱為化學恰當混合物，其燃空比稱為化學恰當油氣比，以fst表示。燃料CnH2n與“標準”干空氣反應系統(tǒng)的化學恰當油氣比fst=0.068。

由于進氣道涉及復雜的激波、附面層相互作用，難以用簡單的表達式予以描述，因此文中進氣道臨界燃燒室總壓采用由二維數(shù)值計算得到的結(jié)果。以下給出了以不同控制參數(shù)表達的沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍隨飛行馬赫數(shù)的變化情況。

1)WF/pc控制參數(shù)表達的沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍

發(fā)動機正常工作時，燃料流量與燃燒室總壓的比值WF/pc可表示為：

(1)

式(1)中，pc/WA可由進氣道數(shù)值計算結(jié)果得到，故該式直接體現(xiàn)了進氣道裕度的限制，其余限制條件及WF/pc關(guān)系由計算確定。圖1是以WF/pc為控制參數(shù)的發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作范圍。

圖1 控制參數(shù)Wf/Pc表示的發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍

2)pc/pa控制參數(shù)表達的沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍

發(fā)動機正常工作時，燃燒室總壓與來流靜壓的比值pc/pa可表示為

(2)

以pc/pa為控制參數(shù)表示的發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍如圖2所示。

圖2 控制參數(shù)Pc/Pa表示的發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍

3)燃燒室總壓與來流皮托壓力的比值(pc/ppl)控制參數(shù)

發(fā)動機正常工作時，燃燒室總壓與來流皮托壓的比值pc/ppl可表示為：

(3)

以pc/ppl為控制參數(shù)表示的發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作范圍如圖3所示。

圖3 控制參數(shù)Pc/Ppl表示的發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍

3 不同控制策略下沖壓發(fā)動機的控制路徑

為了使整個飛行器的質(zhì)量、體積最小，一般希望比沖低的固體火箭發(fā)動機助推器的工作時間要盡可能短，這就要求助推器與沖壓發(fā)動機的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)盡可能小。由于沖壓發(fā)動機的巡航馬赫數(shù)是由戰(zhàn)術(shù)指標給定的，沖壓發(fā)動機的接力馬赫數(shù)越小，沖壓發(fā)動機需要工作的馬赫數(shù)范圍就越寬，發(fā)動機設(shè)計的難度也就越大，非設(shè)計馬赫數(shù)下的發(fā)動機性能也就越差。

發(fā)動機控制系統(tǒng)要使非設(shè)計狀態(tài)下的沖壓發(fā)動機參數(shù)隨飛行馬赫數(shù)以一定的路徑變化，使沖壓發(fā)動機的性能盡可能高，以使導彈盡快加速到巡航馬赫數(shù)。沖壓發(fā)動機的控制路徑要設(shè)置在發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作范圍所限制的可操作區(qū)域內(nèi)，以保證發(fā)動機的操作安全。此外，沖壓發(fā)動機的控制路徑一般應沿著可操作區(qū)域的邊界行進，以便最大化發(fā)動機性能。

下面針對常見的沖壓發(fā)動機控制方法和4種穩(wěn)定工作極限，分析不同的發(fā)動機控制路徑。

1)等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制策略下發(fā)動機控制路徑

等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制是一種常用的適于較大馬赫數(shù)范圍的控制方式。等余氣系數(shù)控制實現(xiàn)方便，而且有利于保證沖壓發(fā)動機燃燒的穩(wěn)定性。飛行馬赫數(shù)一般通過改變發(fā)動機推力的方法進行控制。雖然這種方法需要有足夠的推力貯備，使發(fā)動機的效率較低，體積較大，但易于實現(xiàn)，故仍為當前等馬赫數(shù)控制的主要方法。對于固定幾何結(jié)構(gòu)的沖壓發(fā)動機來說，改變推力是利用改變?nèi)剂狭髁康姆椒▉韺崿F(xiàn)的。

等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制下的控制路徑圖如圖4所示。從圖中可以看出，采用這種控制方法可以在較低的馬赫數(shù)下接力。由于采用固定結(jié)構(gòu)噴管，在整個飛行任務(wù)中，進氣道都保持著較大的超臨界裕度。特別在長時間的巡航階段中保持著最大的進氣道裕度將大幅降低沖壓發(fā)動機的比沖。受到進氣道裕度限制，該控制方法要么提高沖壓發(fā)動機的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)(圖4(a))，要么增大沖壓發(fā)動機的噴管的喉徑，這會降低發(fā)動機燃燒室的壓強(圖4(b))，從而降低發(fā)動機的性能。

圖4 等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制策略下發(fā)動機控制路徑圖

由于攻角變化會對進氣道裕度產(chǎn)生影響，如果沖壓發(fā)動機采用不考慮進氣道裕度的等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制，其攻角變化速度、變化幅度都將受到一定的限制，亦即飛行器的機動性能較差。

2)等進氣道裕度-等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)與貧油熄火極限控制策略下發(fā)動機控制路徑

這種控制策略考慮了所有的限制函數(shù)，可以應用于寬廣的飛行馬赫數(shù)范圍。采用這種控制策略的固定噴管沖壓發(fā)動機，可以實現(xiàn)最低的接力馬赫數(shù)。這種混合控制策略下的控制路徑圖如圖5所示。發(fā)動機控制路徑在轉(zhuǎn)級后首先遇到的是進氣道裕度限制函數(shù)，然后飛行器加速爬升，遇到最大燃空比限制，直到最后達到最大馬赫數(shù)限制。在最終的攻擊階段，飛行器如進行急劇的俯沖動作，其飛行馬赫數(shù)可能會超出最大馬赫數(shù)極限，為了保證沖壓發(fā)動機不熄火，采用了貧油熄火極限限制。

圖5 等進氣道裕度-等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)與貧油熄火極限控制策略下發(fā)動機控制路徑圖

3)雙工位噴管控制策略下發(fā)動機控制路徑

采用雙工位噴管的沖壓發(fā)動機，首先在初始接力加速階段遇到進氣道裕度控制，在進入等馬赫數(shù)巡航狀態(tài)后，為了提高沖壓發(fā)動機的比沖性能，噴管喉部面積減小到第二個工位，此時最大燃空比極限提高，再次受到進氣道裕度極限的限制，發(fā)動機在巡航狀態(tài)也必須考慮進氣道裕度控制。采用雙工位噴管控制策略下的控制路徑如圖6所示。

圖6 雙工位噴管控制策略下發(fā)動機控制路徑圖

4 結(jié)論

沖壓發(fā)動機的工作性能的發(fā)揮與沖壓發(fā)動機的

控制策略及控制路徑的選取密切相關(guān)。燃料流量與燃燒室總壓比、燃燒室總壓與來流靜壓比、燃燒室總壓與來流皮托壓力比都可以表達沖壓發(fā)動機的穩(wěn)定工作范圍，控制系統(tǒng)可根據(jù)飛行器具體情況選取。

常見等余氣系數(shù)-等馬赫數(shù)控制方法易于實現(xiàn)，但發(fā)動機性能發(fā)揮較差，飛行馬赫數(shù)范圍小。補充等進氣道裕度控制和貧油熄火極限控制后，發(fā)動機實現(xiàn)了較寬的飛行馬赫數(shù)。采用雙工位噴管控制策略后，發(fā)動機性能提高，控制規(guī)律復雜。

本文分析的結(jié)果可為沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計提供依據(jù)。

參 考 文 獻

[1] 劉興洲，張傳民，等.飛航導彈動力裝置(上)[M].北京：宇航出版社，1992.

[2] 于在洋.飛機進氣道控制系統(tǒng)綜述[J].飛機設(shè)計，1999，19(1):24-29.

[3] 于在洋.飛機進氣道控制系統(tǒng)綜述(續(xù)完)[J].飛機設(shè)計，1999，19(2):46-48.

[4] 韓捷初.某型號燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)[J].推進技術(shù)，1998，19(2):23-26.(Han jechu.Fuel Regulation System of a Ramjet Engine[J].Journal of Propulsion Technology, 1998，19(2):23-26.)

[5] Harner K I, Patrick J P. Control System Requirements for Advanced Ramjet Engines[C].AIAA 1978_1056.

[6] Chapin D W, Scheer L E.A Fluidic Fuel Control for Advanced Ramjet Engines[C].AIAA 1980_1122.