孫曉松 穆育強 沈海濱 王軍權(quán) 陳安宏 黃興李

空間物理重點實驗室，北京100076

沖壓發(fā)動機控制及驗證方法研究

孫曉松 穆育強 沈海濱 王軍權(quán) 陳安宏 黃興李

空間物理重點實驗室，北京100076

在分析當前沖壓發(fā)動機控制基本問題的基礎(chǔ)上，建立沖壓發(fā)動機控制模型，并提出2種裕量指標，用于評估沖壓發(fā)動機安全邊界約束，最后通過數(shù)學仿真試驗進一步驗證了控制模型和裕量指標的合理性及有效性。

沖壓發(fā)動機；控制；驗證；模型

巡航類飛行器已成為當今飛行器的重點發(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)動機速度控制技術(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)動機包括亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機。一般而言，沖壓發(fā)動機的比沖高于渦噴和渦扇發(fā)動機。沖壓發(fā)動機經(jīng)濟性比較好，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)導彈，并在巡航導彈及天地往返運輸系統(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)達到9.8，標志著國際超燃沖壓發(fā)動機研究進入工程研制階段。2010年美國的X-51A在加州成功試飛，代表著超燃沖壓發(fā)動機進入了工程應(yīng)用階段。俄羅斯的“寶石”沖壓發(fā)動機，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)動機領(lǐng)域也開展了廣泛研究[2-5]。隨著發(fā)動機研制進入飛行試驗階段，發(fā)動機控制系統(tǒng)研制需求日益迫切。發(fā)動機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)動機應(yīng)用背景的擴展，其工作空域及馬赫數(shù)將進一步增大。

從液體亞燃沖壓發(fā)動機的研制歷程看，早期沖壓發(fā)動機大多工作狀態(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)動機工作空域的擴大、速度范圍的增大，要求提高沖壓發(fā)動機性能，需要采用沖壓發(fā)動機幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)技術(shù)。如“寶石”沖壓發(fā)動機，采用了連續(xù)可調(diào)噴管。如果僅從進氣道和發(fā)動機性能角度考慮，進氣道是否可調(diào)主要取決于導彈總體規(guī)定的沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍、馬赫數(shù)的高低以及沖壓發(fā)動機對進氣道性能要求的高低。如果采用進氣道可調(diào)的沖壓發(fā)動機，則需要采用噴管可調(diào)技術(shù)。文獻[2]提出提高可調(diào)噴管的沖量效率是提升沖壓發(fā)動機性能的有效途徑之一。文獻[3]進一步總結(jié)分析了超燃沖壓發(fā)動機控制基本框架及難點問題。文獻[4-5]基于沖壓發(fā)動機的研究成果，搭建了沖壓發(fā)動機半實物仿真系統(tǒng)，進一步驗證沖壓發(fā)動機控制方案的可行性。

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

1 沖壓發(fā)動機控制的基本問題

在進行沖壓發(fā)動機控制時，沖壓發(fā)動機和飛行器之間存在耦合，同時沖壓發(fā)動機在飛行全程受到約束邊界的影響較嚴重，如何充分發(fā)揮沖壓發(fā)動機性能，實現(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)動機控制的關(guān)鍵。主要體現(xiàn)在如下2個方面。

1.1 沖壓發(fā)動機/飛行器的耦合特性

飛行器、發(fā)動機之間的耦合更強，主要體現(xiàn)在以下幾個方面。發(fā)動機推力變化使得飛行器產(chǎn)生額外俯仰力矩，導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，引起進氣道流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)改變，進而影響發(fā)動機的推力特性甚至會引起發(fā)動機喘振或熄火。

同時飛行器姿態(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，攻角增加降低進氣道性能，引起發(fā)動機推力降低，尾噴管力矩減小，力矩平衡導致攻角繼續(xù)增加。對于速度控制回路，推力減小導致尾噴管力矩減小，使得攻角增加，進氣道性能降低，引起發(fā)動機推力繼續(xù)降低。

1.2 沖壓發(fā)動機的安全邊界約束

同傳統(tǒng)的航空發(fā)動機一樣，沖壓發(fā)動機同樣存在多種安全邊界。沖壓發(fā)動機的安全邊界主要包括進氣道不起動邊界限制、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)動機控制律設(shè)計時考慮并滿足約束要求。

2 沖壓發(fā)動機控制模型

對于沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)建模時，主要包括飛行器模型、沖壓發(fā)動機模型及控制律模型?？紤]飛行器模型與文獻[4-5]相似，在此不再贅述，下面重點介紹沖壓發(fā)動機控制模型及控制律模型。

2.1 沖壓發(fā)動機控制模型

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

圖1 沖壓發(fā)動機控制模型

其中，H，Ma和αh分別為飛行器飛行中的實際高度、馬赫數(shù)及攻角。

下節(jié)詳細介紹沖壓發(fā)動機控制律，此節(jié)重點介紹沖壓發(fā)動機控制器、燃油供給系統(tǒng)及燃燒室模型。

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

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

(1)

燃燒室指動力系統(tǒng)中輸入實際燃油流量燃燒產(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)

同時余氣系數(shù)需滿足余氣系數(shù)邊界，即采用彈體真實高度、馬赫數(shù)和合成攻角信息進行余氣系數(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為當前狀態(tài)下沖壓發(fā)動機的輸出推力；CP為推力系數(shù)；S為迎風面積；q為來流動壓，可根據(jù)大氣環(huán)境數(shù)據(jù)計算得到。

2.2 沖壓發(fā)動機控制律模型

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

沖壓發(fā)動機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氣道總壓恢復系數(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)動機在助推器作用下加速到一定飛行馬赫數(shù)后轉(zhuǎn)級啟動，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)計算出飛行馬赫數(shù)，并與設(shè)定巡航馬赫數(shù)進行比較。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，轉(zhuǎn)入等Ma控制。在等余氣系數(shù)控制時，控制系統(tǒng)以隨動方式進行控制；而在等Ma控制時，實現(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)與實際馬赫數(shù)的差，Yqd2為下壓段余氣系數(shù)。

如何獲得實際飛行馬赫數(shù)，當前較流行的方式是采用大氣測量系統(tǒng)?；诖髿鉁y量系統(tǒng)的沖壓發(fā)動機控制系統(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際攻角、實際馬赫數(shù)及實際靜壓和靜溫。當高馬赫數(shù)下的大氣測量系統(tǒng)技術(shù)不成熟時，此方法難以應(yīng)用。

在外部控制難以實現(xiàn)時，可考慮采用基于沖壓發(fā)動機自身的內(nèi)部控制方式，此方式主要根據(jù)沖壓發(fā)動機自身測量進氣道出口處的溫度、壓力傳感器測量的來流溫度及壓力來解算發(fā)動機進氣口的進氣量，并根據(jù)控制律給出的余氣系數(shù)指令計算燃油流量指令。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)動機性能參數(shù)準確的基礎(chǔ)上，根據(jù)實際高度、實際馬赫數(shù)插值得到實際空氣流量，但慣組解算的馬赫數(shù)本身誤差就較大，對空氣流量的計算誤差也較大。

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

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

圖2 沖壓發(fā)動機裕量指標示意圖

3 沖壓發(fā)動機控制仿真驗證

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)動機控制律設(shè)計，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)計得到巡航飛行段的馬赫數(shù)誤差不超過0.06，滿足指標要求。同時統(tǒng)計得到?jīng)_壓發(fā)動機的余氣系數(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)動機約束邊界。

4 結(jié)論

在分析沖壓發(fā)動機控制問題的基礎(chǔ)上，進一步建立了沖壓發(fā)動機控制模型及控制律，并提出了2項裕量指標，保證沖壓發(fā)動機滿足安全邊界約束，最后通過數(shù)學仿真試驗進一步驗證了控制方案的正確性及有效性。

[1] 馬杰,梁俊龍. 液體沖壓發(fā)動機技術(shù)發(fā)展趨勢和方向[J]. 火箭推進, 2011, 37(4): 12-17.(Ma Jie,Liang Junlong,.Development Trends and Directions of Liquid Ramjet/Scramjet Technology[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2011, 37(4): 12-17.)

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[5] 謝光華,孟麗,薛恩,任鳳升,史新興. 液體沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)半實物仿真[J]. 推進技術(shù), 2001, 22(6): 451-453.(Xie Guanghua,Meng Li,Xue En,Ren Fengsheng,Shi Xinxing. Hardware-in-the-loop Simulation of a Liquid Fuel Ramjet Engine Control System[J]. Journal of Propulsion Technology, 2001, 22(6): 451-453.)

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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，主要研究方向為導航與制導總體技術(shù)；穆育強(1982-)，男，西安人，博士，高級工程師，主要研究方向為導航與制導總體技術(shù)；沈海濱(1988-)，男，北京人，碩士，工程師，主要研究方向為導航與制導總體技術(shù) ；王軍權(quán)(1983-)，男，黑龍江人，碩士，工程師，主要研究方向為導航與制導總體技術(shù)；陳安宏(1974-)，男，西安人，博士，研究員，主要研究方向為導航與制導總體技術(shù) ；黃興李(1972-)，男，江西人，博士，研究員，主要研究方向為控制系統(tǒng)設(shè)計。