CN109973221B - 超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数。本发明还公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制装置。本发明将进气道正激波模型与发动机模型结合在一起，通过正激波位置对总压恢复系数进行修正，可模拟进气道不同工作状况，准确体现发动机与进气道之间的耦合关系，提高发动机控制性能。
Description
技术领域
本发明涉及一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真领域。
背景技术
超声速状态下，航空推进系统各部件间匹配耦合性能严重影响航空发动机推进效率及发动机可靠性，而进气道与发动机的耦合特性是影响航空推进系统匹配性能的最主要因素。这是由于在航空推进系统中，超声速下航空发动机的工作效率在很大程度上依赖于其附属部件(如进气道、尾喷管等)的工作效率，然而航空推进系统各部件良好匹配的程度决定了各部件的共同工作效率。在航空推进系统超声速工作状态下，航空发动机安装推力损失可达到10％～15％，在过渡状态下如战机在加速—爬高阶段可达到25％～30％。航空推进系统各部件耦合特性不仅影响航空发动机的工作效率及安装性能，更对航空发动机工作安全及稳定性有重要影响。飞行器在超声速巡航状态下，其推进系统中进气道、发动机的耦合作用更为强烈，而严重的不良耦合作用可导致推进系统产生明显的横向震荡、进发截面流场畸变，甚至可能导致发动机熄火。因此，研究进气道与航空发动机耦合性问题显得更加具有工程研究意义。
进气道作为航空推进系统的一部分，其基本作用是为航空发动机提供稳定高效的空气流量；同时，进气道又是飞行器机体的组成部分，其外部特性在超声速状态性严重影响推进系统的安装性能。因此，进气道与发动机间的耦合特性，既关系到进气道自身的工作状态，同时影响发动机进口流场的稳定性，是推进系统耦合问题的主要研究内容。匹配良好的进气道/发动机，其具有更好的耦合特性，可使发动机安装性能如有效推力、安装耗油率得到大幅提升。
传统独立的进气道调节或发动机控制难以实现进气道与发动机在超声速状态下的良好匹配，通过进气道与发动机综合控制，提高航空推进系统中进气道与发动机的综合性能是一种有效的控制途径。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，可有效提高发动机控制性能。
本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数；所述总压恢复系数比值i与正激波位置X的关系具体如下：
若X位于X[k-1]和X[k]之间，则i值位于I[k-1]和I[k]之间,并有
其中，k表示总压恢复系数比值与正激波位置关系的编号值。
优选地，使用H∞控制器对涡扇发动机进行控制。
进一步地，所述H∞控制器的输入为安装推力和涡轮落压比控制指令，所述H∞控制器的输出为涡扇发动机的燃油和尾喷管喉道面积调节量以及超声速气道的正激波位置变化量。
根据相同的发明思路还可以得到以下技术方案：
一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制装置，包括发动机控制单元和进气道内部闭环控制单元，该综合控制装置还包括总压恢复系数转换模块，用于利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为发动机控制单元所需的总压恢复系数；所述总压恢复系数比值i与正激波位置X的关系具体如下：
若X位于X[k-1]和X[k]之间，则i值位于I[k-1]和I[k]之间,并有
其中，k表示总压恢复系数比值与正激波位置关系的编号值。
优选地，所述发动机控制单元包括H∞控制器和执行机构。
进一步地，所述H∞控制器的输入为安装推力和涡轮落压比控制指令，所述H∞控制器的输出为涡扇发动机的燃油和尾喷管喉道面积调节量以及超声速气道的正激波位置变化量。
相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：
(1)建立的超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法考虑了正激波位置与总压恢复系数之间的关系，使控制系统具有更高的可靠性。
(2)在综合控制中，采用H∞控制方法通过对燃油、尾喷管喉道面积和正激波位置的调节来实现发动机安装推力和涡轮落压比闭环控制，保证进发较优匹配的同时稳定安装推力，确保来流扰动过程中推进性能不受影响。
附图说明
图1为本发明的超声速进气道与涡扇发动机综合控制结构图；
图2为混合灵敏度；
图3为安装推力和涡轮落压比阶跃指令；
图4a为安装推力和涡轮落压比控制仿真中安装推力控制效果；
图4b为安装推力和涡轮落压比控制仿真中落压比控制效果；
图4c为安装推力和涡轮落压比控制仿真中燃油输入；
图4d为安装推力和涡轮落压比控制仿真中尾喷管喉道面积输入；
图4e为安装推力和涡轮落压比控制仿真中正激波位置输入；
图4f为安装推力和涡轮落压比控制仿真中正激波位置响应输出；
图5为大气湍流模型输出扰动；
图6a为综合模型抗扰仿真正激波位置总扰动输入；
图6b为综合模型抗扰仿真安装推力控制效果；
图6c为综合模型抗扰仿真涡轮落压比控制效果；
图6d为综合模型抗扰仿真燃油输入量；
图6e为综合模型抗扰仿真尾喷管喉道面积输入；
图6f为综合模型抗扰仿真正激波位置输入；
图6g为综合模型抗扰仿真实际正激波位置；
图6h为综合模型抗扰仿真进气道放气量。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：
要研究涡扇发动机与超声速进气道之间的耦合关系，首先需要对二者分别进行建模。对于涡扇发动机，其建模原理可参考涡扇发动机部件级模型[周文祥.航空发动机及控制系统建模与面向对象的仿真研究[D].南京航空航天大学,2006.]建立。
超声速进气道建模中，需重点关注进气道总压损失。进气道总压损失主要由激波系的总压损失、喉道以后通道中的总压损失和壁面摩擦损失三部分组成，而激波系的总压损失和喉道以后的通道总压损失两者占了超音速进气道总压损失90％以上。当来流条件、正激波位置一定时，超音速进气道激波系结构和正激波后扩张区长度维持不变，放气调节仅仅改变一小部分壁面摩擦损失，所以可近似认为，其总压恢复系数保持不变，即总压恢复系数与正激波位置相关。因此可以通过总压恢复系数将发动机部件级模型与进气道正激波模型结合在一起。总压恢复系数比值与正激波位置的对应关系如表所示，它是由进气道模型测量所得，可参考文献[杜瑶,张海波,刘明磊.基于正激波位置计算的进气道/发动机系统实时仿真模型[J].航空动力学报,2018.]，σ＝i*σmax，σmax为临界状态的总压恢复系数，其表达式为
σmax＝1-0.075·e1.35·lg(Ma-1)
当正激波位置小于-0.15，由于进气道处于亚临界状态，总压恢复系数维持最大值。总压恢复系数比值与正激波位置关系如表1所示：
表1总压恢复系数比值与正激波位置关系
根据表1的关系，可利用二维插值将总压恢复系数比值与正激波位置关联起来，其关系式如下所示：
根据上述公式，即可建立总压恢复系数与高度、马赫数、正激波位置的关系函数：
σ＝f(H,Ma,X)
涡扇发动机与超声速进气道(进/发)一体化模型计算流程为在给定飞行条件的情况下，大气湍流模型给出上游扰动(ΔP0，ΔT0，ΔM0)，发动机模型给出下游扰动(ΔP2)，进气道模型综合上下游的扰动计算正激波位置并通过自抗扰算法对其进行闭环控制，进而根据正激波位置与总压恢复系数的对应关系对发动机模型中的总压恢复系数进行修正，最后通过发动机迭代计算得到发动机推力等性能特性。
一般的部件级模型中的进气道部分只是简单的给出当前飞行条件下的最大总压恢复系数，发动机状态的变化并不会引起进气道总压恢复系数的改变，这显然是不符合常理的。随着进气道状态的改变，进气道有可能进入超临界状态，其总压恢复系数就会减小，进而又影响到发动机的工作状态。所以将进气道正激波模型与发动机模型结合在一起，通过正激波位置对总压恢复系数进行修正，模拟进气道不同工作状况，研究发动机与进气道之间的耦合关系。
在考虑进发耦合的情况下，寻求进/发综合控制来保证扰动作用下的推进系统性能。由于航空发动机的强非线性和模型的不确定性，需要鲁棒性较强的控制器使系统获得良好的性能，而Zames等人提出的H∞优化控制理论，是提高系统鲁棒性的有效途径之一。因此，本发明采用H∞控制方法来稳定推进系统性能。进一步地，基于H∞控制算法通过对燃油、尾喷管喉道面积和正激波位置的调节来实现发动机安装推力和涡轮落压比闭环控制，保证进发较优匹配的同时稳定安装推力，确保来流扰动过程中推进性能不受影响。
本发明所提出的综合控制装置的系统框图如图1所示，当在一定的飞行条件下飞行时，飞机控制系统给出相对应的安装推力F和涡轮落压比控制指令Pit，通过H∞控制器的计算，指定发动机系统中的燃油和尾喷管喉道面积调节量，同时给出进气道系统中的正激波位置变化量，位置变化指令通过进气道闭环控制快速完成响应，然后利用总压恢复系数转换模块将总压恢复系数传输给发动机。涡轮落压比反馈通过测量得到，安装推力反馈可以利用机载模型或推力估计器得以实现，为验证进/发综合控制的有效性，本实施例中采用部件级模型计算反馈量。图中mbp为进气道放气量。图1中H∞控制器的具体结构如图2所示，
控制器中的加权函数为
得出的控制器K为
为了验证综合控制效果，与原涡扇发动机控制器进行对比说明。通过调节燃油和尾喷管喉道面积实现航空发动机安装推力和涡轮落压比控制计划，通过放气调节正激波位置，使得正激波位于进气道性能与风险折中点处，也就是正激波位置控制指令为0。发动机闭环控制器仍为H∞控制器，且加权函数与综合控制相同。
在H＝11km，Ma＝2.2，PLA＝70°的条件下，在1秒时，分别对进/发综合控制模型和非综合控制模型施加图3所示的安装推力和涡轮落压比阶跃指令，阶跃量都为额定值的1％。仿真效果如图4a～图4f所示，图4a为综合控制和非综合控制安装推力响应，图图4b为涡轮落压比响应，图4c为燃油输入量，图4d为尾喷管喉道面积变化量，图4e为正激波位置输入量，图4f为正激波位置响应。
从图4a和图4b中可以获悉，综合控制和非综合控制在2秒内都能使安装推力和涡轮落压比达到设定值，并稳定下来。相比于非综合控制，综合控制响应时间稍短，但超调量较大，两者控制效果不同主要是由于综合控制时进发耦合特性更加复杂，动态过程差异明显。稳定时，综合控制燃油输入量更小，减少了0.04％，更符合超声速客机经济性的要求。这主要是由于综合控制对正激波位置进行了调节，正激波位置前移约0.004，导致放气量减小，安装推力不变的情况下，所需的发动机输出推力减小，燃油量也相应地减少。尾喷管喉道面积都增加了1.4％左右。由于进气道内正激波位置闭环控制的作用，图4f中的正激波位置能够紧随设定值图4e而变，正激波位置控制效果明显。
为测试进/发综合控制抑制大气扰动效果，在1～3秒内对综合控制模型和非综合控制模型分别施加相同的大气扰动，扰动如图5所示，它是由湍流模型生成的，4张图分别为马赫数扰动、压力扰动、温度扰动和温度引起的速度扰动。
压力、马赫数、温度变化对正激波位置的总扰动如图6a所示，综合控制和非综合控制相同，最大扰动值为-0.7。安装推力和涡轮落压比抗扰效果如图6b和图6c，其控制指令都为“1”，可以发现综合控制中两者都在1附近波动，波动范围较小，安装推力波动范围约为-0.97～1.02，落压比波动范围约为0.997～1.004，控制效果较好。尤其是相较于非综合控制方法，由于增加了正激波位置调节，所提出的综合控制抗扰效果明显，更适宜于超声速客运飞机推进系统控制，更好地满足了乘客对舒适性的需求。燃油、尾喷管面积、正激波位置输入量如图6d、图6e、图6f所示，综合控制中燃油量输入较大，为了满足舒适性的要求，损失了部分经济性能。扰动过程中，正激波位置前移，进气道内闭环控制为了稳定正激波位置，必然增大放气量(图6h)，导致进气道放气阻力增加，只有通过加大燃油量，才能使推进系统性能稳定。实际正激波位置变化如图6g所示，由于扰动的作用，与正激波位置输入有些许差异，但差异较小。图6h中放气量不同，主要是由于两者之间正激波位置输入量不同。仿真结果表明在进气道发动机较优匹配的前提下，通过燃油量、尾喷管喉道面积、正激波位置三者的调节能实现安装推力和涡轮落压比控制，响应时间短，在2秒内能够稳定；相较于非综合控制，综合控制抗扰性能更好，安装推力和涡轮落压比波动范围较小，能够抵抗进气道来流扰动，使推进性能满足要求。
Claims (6)
1.一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，其特征在于，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数；所述总压恢复系数比值i与正激波位置X的关系具体如下：
若X位于X[k-1]和X[k]之间，则i值位于I[k-1]和I[k]之间,并有
其中，k表示总压恢复系数比值与正激波位置关系的编号值，I[k-1]、I[k]分别表示对应于正激波位置X[k-1]、X[k]的总压恢复系数比值。
2.如权利要求1所述综合控制方法，其特征在于，使用H∞控制器对涡扇发动机进行控制。
3.如权利要求2所述综合控制方法，其特征在于，所述H∞控制器的输入为安装推力和涡轮落压比控制指令，所述H∞控制器的输出为涡扇发动机的燃油和尾喷管喉道面积调节量以及超声速气道的正激波位置变化量。
4.一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制装置，包括发动机控制单元和进气道内部闭环控制单元，其特征在于，该综合控制装置还包括总压恢复系数转换模块，用于利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为发动机控制单元所需的总压恢复系数；所述总压恢复系数比值i与正激波位置X的关系具体如下：
若X位于X[k-1]和X[k]之间，则i值位于I[k-1]和I[k]之间,并有
其中，k表示总压恢复系数比值与正激波位置关系的编号值，I[k-1]、I[k]分别表示对应于正激波位置X[k-1]、X[k]的总压恢复系数比值。
5.如权利要求4所述综合控制装置，其特征在于，所述发动机控制单元包括H∞控制器和执行机构。
6.如权利要求5所述综合控制装置，其特征在于，所述H∞控制器的输入为安装推力和涡轮落压比控制指令，所述H∞控制器的输出为涡扇发动机的燃油和尾喷管喉道面积调节量以及超声速气道的正激波位置变化量。
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| CN109973221A (zh) | 2019-07-05 |
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