沖壓發動機控制及驗證方法研究

孫曉松 穆育強 沈海濱 王軍權 陳安宏 黃興李

空間物理重點實驗室，北京100076

沖壓發動機控制及驗證方法研究

孫曉松 穆育強 沈海濱 王軍權 陳安宏 黃興李

空間物理重點實驗室，北京100076

在分析當前沖壓發動機控制基本問題的基礎上，建立沖壓發動機控制模型，并提出2種裕量指標，用于評估沖壓發動機安全邊界約束，最后通過數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展方向[1]。為滿足信息化戰爭條件下智能化精確作戰任務需要，巡航類飛行器飛行速度不斷提高，而發動機速度控制技術是制約巡航飛行器跨越式發展的關鍵技術。

沖壓發動機包括亞燃沖壓發動機和超燃沖壓發動機。一般而言，沖壓發動機的比沖高于渦噴和渦扇發動機。沖壓發動機經濟性比較好，結構簡單、質量輕、推重比高且生產成本較低，已廣泛應用于戰術導彈，并在巡航導彈及天地往返運輸系統中已開展應用研究。

2004年3月，美國的X-43A試飛成功，飛行馬赫數達到9.8，標志著國際超燃沖壓發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，代表著超燃沖壓發動機進入了工程應用階段。俄羅斯的“寶石”沖壓發動機，巡航飛行馬赫數為2.5～3.0，飛行高度約為15km，而印、俄聯合研制的“布拉莫斯”，飛行馬赫數為2.5～2.8，用于反艦和對陸(海岸)攻擊，射程約290km。

我國在沖壓發動機領域也開展了廣泛研究[2-5]。隨著發動機研制進入飛行試驗階段，發動機控制系統研制需求日益迫切。發動機的控制與飛行器姿態緊密相關，而且在較寬空域及馬赫數范圍內工作。隨著沖壓發動機應用背景的擴展，其工作空域及馬赫數將進一步增大。

從液體亞燃沖壓發動機的研制歷程看，早期沖壓發動機大多工作狀態較為單一、幾何結構固定、一體化程度不高。隨著沖壓發動機工作空域的擴大、速度范圍的增大，要求提高沖壓發動機性能，需要采用沖壓發動機幾何結構可調技術。如“寶石”沖壓發動機，采用了連續可調噴管。如果僅從進氣道和發動機性能角度考慮，進氣道是否可調主要取決于導彈總體規定的沖壓發動機工作馬赫數范圍、馬赫數的高低以及沖壓發動機對進氣道性能要求的高低。如果采用進氣道可調的沖壓發動機，則需要采用噴管可調技術。文獻[2]提出提高可調噴管的沖量效率是提升沖壓發動機性能的有效途徑之一。文獻[3]進一步總結分析了超燃沖壓發動機控制基本框架及難點問題。文獻[4-5]基于沖壓發動機的研究成果，搭建了沖壓發動機半實物仿真系統，進一步驗證沖壓發動機控制方案的可行性。

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

1 沖壓發動機控制的基本問題

在進行沖壓發動機控制時，沖壓發動機和飛行器之間存在耦合，同時沖壓發動機在飛行全程受到約束邊界的影響較嚴重，如何充分發揮沖壓發動機性能，實現飛行器全程飛行耗油量最小且滿足飛行任務需求，是沖壓發動機控制的關鍵。主要體現在如下2個方面。

1.1 沖壓發動機/飛行器的耦合特性

飛行器、發動機之間的耦合更強，主要體現在以下幾個方面。發動機推力變化使得飛行器產生額外俯仰力矩，導致力矩失衡并引起飛行器姿態變化影響飛行姿態。而飛行姿態變化改變飛行攻角，引起進氣道流量系數、總壓恢復系數改變，進而影響發動機的推力特性甚至會引起發動機喘振或熄火。

同時飛行器姿態控制和速度控制之間存在控制系統通常不允許的正反饋特性。對于姿態控制回路，攻角增加降低進氣道性能，引起發動機推力降低，尾噴管力矩減小，力矩平衡導致攻角繼續增加。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，引起發動機推力繼續降低。

1.2 沖壓發動機的安全邊界約束

同傳統的航空發動機一樣，沖壓發動機同樣存在多種安全邊界。沖壓發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動機控制律設計時考慮并滿足約束要求。

2 沖壓發動機控制模型

對于沖壓發動機控制系統建模時，主要包括飛行器模型、沖壓發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動機控制模型及控制律模型。

2.1 沖壓發動機控制模型

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

圖1 沖壓發動機控制模型

其中，H，Ma和αh分別為飛行器飛行中的實際高度、馬赫數及攻角。

下節詳細介紹沖壓發動機控制律，此節重點介紹沖壓發動機控制器、燃油供給系統及燃燒室模型。

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

燃油供給系統模型不僅要考慮穩態誤差的影響，還要考慮動態滯后的影響，具體如式(1)所示

(1)

燃燒室指動力系統中輸入實際燃油流量燃燒產生推力的部分。由于推力系數由高度、馬赫數、攻角和余氣系數插值得到，故可根據式(2)將實際燃油流量轉換成相應的余氣系數，從而得到相應的推力系數。

(2)

同時余氣系數需滿足余氣系數邊界，即采用彈體真實高度、馬赫數和合成攻角信息進行余氣系數邊界的插值(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為當前狀態下沖壓發動機的輸出推力；CP為推力系數；S為迎風面積；q為來流動壓，可根據大氣環境數據計算得到。

2.2 沖壓發動機控制律模型

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

沖壓發動機的控制方式有許多種，主要包括燃油流量控制、余氣系數控制、馬赫數控制、燃燒室出口總溫和加熱比的控制及進氣道總壓恢復系數控制等。其中余氣系數控制最為常用。

通常而言，沖壓發動機在助推器作用下加速到一定飛行馬赫數后轉級啟動，在加速段按等余氣系數控制，在加速過程中，控制器根據測得的大氣來流參數計算出飛行馬赫數，并與設定巡航馬赫數進行比較。若飛行馬赫數小于設定巡航馬赫數，仍按加速規律供油；若飛行馬赫數大于設定巡航馬赫數時，轉入等Ma控制。在等余氣系數控制時，控制系統以隨動方式進行控制；而在等Ma控制時，實現閉環控制，采用基于馬赫數差的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，通常取最小余氣系數，Kx為爬升段PID系數，ΔMa為指令馬赫數與實際馬赫數的差，Yqd2為下壓段余氣系數。

如何獲得實際飛行馬赫數，當前較流行的方式是采用大氣測量系統?；诖髿鉁y量系統的沖壓發動機控制系統通常稱為外部控制。具體過程為大氣測量系統根據自身傳感器測得的壓力解算出飛行過程的實際攻角、實際馬赫數及實際靜壓和靜溫。當高馬赫數下的大氣測量系統技術不成熟時，此方法難以應用。

在外部控制難以實現時，可考慮采用基于沖壓發動機自身的內部控制方式，此方式主要根據沖壓發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動機進氣口的進氣量，并根據控制律給出的余氣系數指令計算燃油流量指令。除此之外也可采用基于慣組數據解算空氣流量，但此解算方法本身是基于沖壓發動機性能參數準確的基礎上，根據實際高度、實際馬赫數插值得到實際空氣流量，但慣組解算的馬赫數本身誤差就較大，對空氣流量的計算誤差也較大。

當內部及外部控制均難以實現時，可以采用預裝訂分段燃油流量的控制方案。此方案實現簡單方便，但難以實現閉環條件，僅僅為開環流量控制，無法實現等速巡航飛行。此方案設計過程中需要基于沖壓發動機性能數據并留出一定裕量，保證沖壓發動機滿足各種約束邊界限制。

考慮到沖壓發動機性能易發生富油引起喘振，故此設定余氣系數裕量指標ΔYqd1=Yq-Yqmin，同理可設定ΔYqd2=Yqmax-Yq。同時考慮沖壓發動機的軟邊界，設沖壓發動機高度馬赫數的裕量指標dMa=Ma-Mab,其中Ma為當前實際高度下的實際馬赫數，Mab為當前高度下對應的最小邊界馬赫數。具體如圖2所示。

圖2 沖壓發動機裕量指標示意圖

3 沖壓發動機控制仿真驗證

根據某飛行器的飛行任務需求，開展基于內部控制的沖壓發動機控制律設計，采用如圖3所示的余氣系數，得到的馬赫數控制結果如圖4所示。

圖3 歸一化的余氣系數規律

圖4 歸一化的馬赫數控制結果

統計得到巡航飛行段的馬赫數誤差不超過0.06，滿足指標要求。同時統計得到沖壓發動機的余氣系數裕量為0.235，馬赫數裕量為0.124，可以保證滿足沖壓發動機約束邊界。

4 結論

在分析沖壓發動機控制問題的基礎上，進一步建立了沖壓發動機控制模型及控制律，并提出了2項裕量指標，保證沖壓發動機滿足安全邊界約束，最后通過數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. 液體沖壓發動機技術發展趨勢和方向[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.)

[2] 梁俊龍,吳寶元. 液體亞燃沖壓發動機性能分析研究[J]. 火箭推進, 2011, 37(3): 12-17.(Liang Junlong,Wu Baoyuan. Performance Analysis and Research of Liquid Ramjet[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2011, 37(3): 12-17.)

[3] 于達仁,常軍濤,崔濤,唐井峰, 鮑文. 超燃沖壓發動機控制方法[J]. 推進技術, 2010, 31(6): 764-772.(Yu Daren,Chang Juntao,Cui Tao,Tang Jingfeng, Bao Wen. Control Method of Scramjet Engines[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(6): 764-772.)

[4] 尤裕榮,徐中節,逯婉若. 基于Simulink/RTW的沖壓發動機控制系統半實物仿真[J]. 火箭推進, 2008, 34(5): 49-53.(You Yurong,Xu Zhongjie,Lu Wanruo. Semi-physical Simulation on Ramjet Control System Based on Simulink/RTW[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2008, 34(5): 49-53.)

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[6] 劉興洲.飛航導彈動力裝置(上冊)[M]. 北京:宇航出版社, 1992.

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；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；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 ；王軍權(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；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 ；黃興李(1972-)，男，江西人，博士，研究員，主要研究方向為控制系統設計。