CN113027633A - 一种组合式矢量喷管系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种组合式矢量喷管系统及其控制方法，通过将多个不同类型的矢量喷管安装在双发布局或三发布局的飞行器上，并单独控制每个发动机和喷管的工作状态，通过给定的控制规律和约束条件，计算出各发动机或各喷管的关键参数之间应当满足的关系式，绘制相应的控制曲线或区域，保证沿着控制曲线或在控制区域内对发动机工作状态进行单独调节，达到控制目标。本发明采用多种矢量偏转方式复合控制，发挥各类矢量喷管的优点，弥补缺点，兼顾了动力系统的高效推进和高机动推力矢量，实现了令x轴方向冲量始终高于约束值，同时提供了一种即使喷管关键参数变化矢量角仍可以不变或按照给定规律稳定变化的控制方法。

Description

一种组合式矢量喷管系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器喷管技术领域，具体涉及一种组合式矢量喷管系统及其控制方法，涵盖了不同的控制规律以及实现给定控制规律的控制措施。

背景技术

推力矢量航空发动机是实现飞行器高机动飞行不可或缺的部件。而推力矢量发动机的核心部件是推力矢量喷管。

传统的机械式推力矢量喷管通过机械结构作动实现矢量偏转，具有结构复杂，机构冗余，可靠性和维护性差的缺点。当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，它凭借结构简单、重量轻、矢量性能好等特点，受到越来越多的青睐。现在的流体矢量喷管(以下将成为FTV)分为三大类：喉道偏移式矢量喷管，激波矢量喷管以及逆流矢量推力喷管。其中喉道偏移式矢量喷管通过采用一定的手段，使得气流在喉道处产生偏移进而产生矢量角，具有较高的矢量偏转效率和推力系数，常见的喉道偏移式矢量喷管由双喉道气动矢量喷管等；激波矢量喷管通过在喷管扩张段注气产生斜激波，且在高落压比下具有较大的出口速度，出口冲量较高；逆流激波矢量喷管采用逆向注气的方式实现气流的偏转，可以产生较大的矢量角。

然而不同的矢量喷管都具有其各自的局限性。双喉道气动矢量喷管(以下简称BDTN)具有出口冲量较小的缺点，随着NPR的升高，喷管出口冲量的增长很有限；激波矢量喷管(以下简称SVCN)的出口冲量更大，但是矢量角较低，且在高NPR工况下矢量状态的推力系数较低；机械矢量喷管(以下简称MTVN)的矢量角随NPR的变化不大，但是机械结构繁杂笨重，出口冲量受出口面积的限制，若想要得到足够大的出口冲量，那么MTVN的重量将会增大很多。为了发挥各类矢量喷管的优点，弥补缺点，因此需要解决单一的矢量偏转方式存在的缺陷。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种组合式矢量喷管系统及其控制方法，其将多个不同类型的矢量喷管安装在多发布局的飞行器上，通过单独控制喷管的落压比或者每个发动机的工作状态，发挥不同矢量喷管的优势，实现多种矢量偏转方式复合控制，满足给定的控制规律和约束条件。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于，将多个不同类型的矢量喷管安装在双发布局或三发布局的飞行器上，并单独控制每个发动机的工作状态，满足给定的控制规律和约束条件；

根据所述控制规律和约束条件，确定各发动机或各喷管的决定性参数之间应当满足的关系，绘制相应的控制曲线或控制区域，然后沿着控制曲线或在控制区域内对发动机的工作状态进行单独调节，达到控制目标。

具体地，所述控制规律和约束条件包括非矢量状态和矢量状态，控制目标为出口冲量，在非矢量状态下，通过改变决定性参数x_k来控制综合出口冲量F_st；在矢量状态下，通过改变决定性参数x_k来控制出口x轴冲量F_sxt以及综合矢量角δ_t。

具体地，计算出各发动机或各喷管的关键参数之间应当满足的关系式的步骤如下：

(1.1)、获得每个矢量喷管的矢量角δ^k、非矢量状态出口冲量

以及矢量状态出口冲量

与决定性参数x_k的多项式函数关系式：

其中k表示第k个矢量喷管，

分别表示δ^k，

的多项式系数，n为多项式公式的最高次数，i为每项的次数；x_k ⁱ表示第k个矢量喷管的决定性参数，δ^k，

代表第k个喷管的性能参数；

每个喷管的冲量计算公式如下：

x方向代表发动机的轴向方向，y方向表示垂直于x的方向，F_sx表示非矢量状态出口冲量的x轴冲量，F_sy表示非矢量状态出口冲量的y轴冲量；

(1.2)根据给定的矢量喷管主要性能参数的表达式，得到综合矢量角δ_t、综合出口冲量F_st表达式：

F_sxt表示综合出口冲量F_st的x轴冲量。

具体地，确定相应的控制曲线或控制区域的步骤如下：

(2.1)、确定非矢量状态的控制曲线：给定非矢量状态下的想要保持的出口冲量F_sg，将所述矢量喷管系统的表达式F_st构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与F_sg构成的平面之间的交线，即非矢量状态的控制曲线；

(2.2)、确定矢量状态的矢量角控制曲线：给定矢量状态下想要保持的矢量角δ_tg，将所述的综合矢量角表达式δ_t构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与δ_tg构成的平面之间的交线，即矢量状态的矢量角控制曲线；

(2.3)确定矢量状态的x方向冲量约束区域：给定矢量状态下的x方向出口冲量约束值F_sxg，将所述的表达式F_sxt代入不等式F_sxg＜F_sx，得到一个有界区域，即x方向冲量约束区域。

具体地，所述控制目标为发动机实际产生的内推力F_e，计算公式为：

其中

代表进入发动机的空气流量，v_in代表发动机的进口气流速度。

具体地，双发布局或三发布局中的发动机均独立运转，每个发动机的工作状态均能够独立调节，喷管的主要性能参数与单个喷管工作时的相同。

具体地，其特征在于：所述决定性参数包含喷管的落压比NPR、各发动机的转速n或飞行马赫数Ma。

一种组合式矢量喷管系统，其特征在于：将多个不同类型的矢量喷管安装在双发布局或三发布局的飞行器上；每个矢量喷管的发动机独立运转，且每个发动机的工作状态独立调节，满足给定的控制规律和约束条件；

根据所述控制规律和约束条件，确定各发动机或各喷管的决定性参数之间应当满足的关系，绘制相应的控制曲线或控制区域，然后沿着控制曲线或在控制区域内对发动机的工作状态进行单独调节，达到控制目标；控制规律和约束条件包括非矢量状态和矢量状态，控制目标为出口问题或发动机实际产生的内推力。

一种组合式矢量喷管系统，其特征在于：所述飞行器为双发布局时，采用两个不同类型的FTV喷管或者一个FTV喷管和一个MTV喷管的组合；所述飞行器为三发布局时，三个喷管中至少有两种不同的矢量喷管种类，它们可以是FTV也可以是MTV，所述FTV喷管包括喉道偏移式矢量喷管、激波矢量喷管或逆流激波矢量喷管。

在控制曲线的基础上，通过调整喉道偏移式矢量喷管的阀门开度、或者激波矢量喷管的二次流注射压比，或者机械矢量喷管的偏转角度，在给定的矢量角基础上进行微调。

本发明针对具有多种矢量角以及推力规律的推力矢量喷管，通过将多个不同类型的矢量喷管安装在双发/三发布局的飞行器上，并单独控制每个发动机和喷管的工作状态，满足给定的控制规律和约束条件，进行进一步控制达到控制目标。实施例包含但不限于：(1)通过给定双发布局飞行器中两个FTV喷管的落压比NPR控制规律，实现矢量角以及出口冲量的约束要求；(2)通过给定双发布局飞行器中FTV喷管和MTV喷管的落压比NPR控制规律，令矢量角以及出口冲量按照与给定的线性关系变化；(3)通过给定三发布局飞行器中各发动机的转速控制规律，实现矢量角以及出口冲量的约束要求。

有益效果：本发明提供了一种采用多种矢量偏转方式的复合控制方法，其相较于现有技术，具备以下优点：

1)相比传统的仅用一种矢量喷管的飞行器布局，本发明通过采用多种矢量喷管，弥补了某些矢量喷管在非矢量状态下出口冲量较低的缺点，通过安装另一类出口冲量较高的矢量喷管，保证飞行器在飞行过程中可以保持较高的推力；而相同的发动机-喷管布局，比起每台发动机工作状态都相同的控制规律，采用本发明的控制方法可以保证出口总冲量足够大，提升了推力收益；

2)本发明通过采用多种矢量喷管，弥补了在矢量状态下，有些矢量喷管矢量偏转效率较小的弊端，通过安装矢量偏转效率较大的喷管，并通过控制发动机的工作状态，维持给定的矢量角大小，保证了x轴方向冲量始终高于约束值，避免矢量角较大使得推力过小；同时相比起每台发动机工作状态都相同的控制规律，采用本发明的控制方法可以保证矢量角按照所希望的规律进行变化，提升了矢量角的可控性。

3)大部分FTV喷管在关键参数变化时矢量角会有较大的变化，且往往无法控制。本发明通过多种矢量喷管相互结合，提供了一种即使FTV关键参数变化，矢量角仍可以不变或按照给定规律稳定变化的控制方法。

4)同思路可以使用在其他组合式矢量喷管系统上，适用性好，用途广泛。

附图说明

图1为本发明的组合式矢量喷管系统的控制方法流程图；

图2为各矢量喷管矢量角及出口冲量拟合曲线示例；

图3为综合冲量F_st、矢量状态x轴冲量F_sxt以及综合矢量角δ_t的曲面示意图；

图4为实施例一满足第一个实现目标时的NPR取值范围；

图5为实施例一满足第二个实现目标时的NPR取值范围；

图6为实施例二满足第一个实现目标时的NPR取值范围；

图7为实施例二满足第二个实现目标时的NPR取值范围；

图8为实施例三满足第一个实现目标时的NPR取值范围；

图9为实施例三满足第二个实现目标时的NPR取值范围。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图2所示，运用多项式拟合数值计算或者实验得到的结果，需要令R²＞0.96。其中R²为可决系数，是度量拟合结果的拟合优度的统计量，用以衡量拟合程度。此时一个性能参数仅由一个决定性参数计算获得。

本发明提供一种组合式矢量喷管系统及其控制方法，通过将多个不同类型的矢量喷管安装在多发布局的飞行器上，并按照计算获得的相应控制曲线或区域，单独控制每个发动机的工作状态，达到给定的控制目标。双发/三发布局的飞行器是指具有两台或三台发动机的飞行器。由于一个组合式矢量喷管系统具有多个决定性参数，为了满足给定的控制规律和约束条件，需要探索这些参数之间应当满足的关系。为实现上述目的，本发明采用的技术方案包含但不限于：(1)通过给定双发布局飞行器中两个FTV喷管的落压比NPR控制规律，实现矢量角以及出口冲量的约束要求；(2)通过给定双发布局飞行器中FTV喷管和MTV喷管的落压比NPR控制规律，令矢量角以及出口冲量按照与给定的线性关系变化；(3)通过给定三发布局飞行器中各发动机的转速控制规律，实现矢量角以及出口冲量的约束要求。

当飞行器在平飞过程中，喷管产生的是轴向的冲量，此时矢量喷管不做任何机动或调节机构的变动，喷管处于非矢量状态；而飞行器在做机动动作等需要矢量推力的时候，喷管需要产生除了轴向之外方向的冲量，以产生除推力方向以外的力的分量，此时喷管处于非矢量状态。

本发明通过采用多种矢量喷管，弥补了某些矢量喷管在非矢量状态下出口冲量较低的缺点，通过安装另一类出口冲量较高的矢量喷管，并给予一定的控制和约束，保证飞行器在飞行过程中可以保持较高的推力，且不需要额外的控制喷管出口面积的作动装置；弥补了在矢量状态下，有些矢量喷管矢量偏转效率较小的弊端，通过安装矢量偏转效率较大的喷管，并控制发动机的工作状态，维持给定的矢量角大小，同时保证x轴方向冲量始终高于约束值，避免矢量角较大使得推力过小。

对发动机或喷管进行控制的前提条件如下：在多发布局中，每个发动机的工作状态都可以实现独立调节；为了保证控制曲线的准确度，所述矢量喷管在飞机上的安装布局尽可能的保证相互之间干涉很小，可以忽略，喷管的主要性能参数与单个喷管工作时的相同。可以通过适当的增加喷管之间的距离来减小干涉作用；对于需要产生俯仰矢量的喷管系统来说，可以令喷管横向分布来减轻或者消除矢量状态下的干涉现象；产生偏航矢量的喷管系统同理，可以令喷管纵向分布。

具体实施步骤如下：

1)获得每个矢量喷管的矢量角δ^k、非矢量状态出口冲量

以及矢量状态出口冲量

与决定性参数x_k(如喷管落压比NPR，飞行马赫数Ma等)的n项多项式函数关系式：

其中k表示第k个矢量喷管，a_i、b_i、c_i分别表示δ，F_s，F_sv的多项式系数，i为每项的次数。i＝0，1，2，……，n，n为多项式公式的最高次数；以k为上标的性能参数δ^k，

代表第k个矢量喷管的性能参数；以k为下标的参数x_k代表第k个喷管的决定性参数。

每个喷管的冲量计算公式如下：

根据给定的矢量喷管主要性能参数的表达式，可以得到综合矢量角δ_t、综合出口冲量F_st表达式：

为了方便，将上述矢量喷管系统的表达式写成函数形式，即F_st＝f₁(x₁，x₂，......，x_k)，δ_t＝f₂(x₁，x₂，......，x_k)，F_sxt＝f₃(x₁，x₂，......，x_k)。

2)确定满足控制规律和约束条件的控制曲线：

2.1)确定非矢量状态的控制曲线：

给定非矢量状态下的想要保持的出口冲量函数关系式，用g(x₁，x₂，......，x_k)表示，即F_sg＝g(x₁，x₂，......，x_k)，将上述矢量喷管系统的表达式F_st＝f₁(x₁，x₂，......，x_k)构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与F_sg构成的平面之间的交线，即非矢量状态的控制曲线；

当k＝2时，g(x₁，x₂)＝f₁(x₁，x₂)，解方程得到x₁，x₂之间的关系式z(x₁，x₂)＝0，该式即非矢量状态的控制曲线；当k＝3时，g(x₁，x₂，x₃)＝f₁(x₁，x₂，x₃)，解方程得到x₁，x₂，x₃之间的关系式z(x₁，x₂，x₃)＝0，该式即非矢量状态的控制曲面，绘制时可以将x₁的定义域以间隔Δx₁进行离散化，并依次计算每一个固定的x₁对应的x₂，x₃之间的关系式，这样就可以将控制曲面转换成几条控制曲线。

2.2)确定矢量状态的矢量角控制曲线：给定矢量状态下想要保持的矢量角δ_tg＝g₂(x₁，x₂，......，x_k)，将所述的综合矢量角表达式δ_t＝f₂(x₁，x₂，......，x_k)构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与δ_tg构成的平面之间的交线，即矢量状态的矢量角控制曲线。

2.3)确定矢量状态的x方向冲量约束区域：给定矢量状态下的x方向出口冲量约束值F_sxg＝g₃(x₁，x₂，......，x_k)，将所述的表达式F_sxt＝f₃(x₁，x₂，......，x_k)代入不等式F_sxg＜F_sx，可以得到一个有界区域，即所要的x方向冲量约束区域。

进一步地，在原先控制曲线的基础上，调整BDTN阀门开度/SVCN二次流注射压比SPR/MTV偏转角度，可以在给定的矢量角基础上进行微调；

进一步地，为了更贴合飞机实际飞行情况及操纵情况，各性能参数的决定性参数可以是飞行马赫数Ma、转速n等，不仅仅局限在喷管的落压比。在下文的实施例中，假定的工作条件为：飞行马赫数Ma和三个发动机的相对转速n_c1、n_c2变化，飞行高度H不变，其中

进一步地，为了更贴合飞机实际飞行过程中的需求，控制目标不仅可以是出口冲量，也可以是发动机实际产生的内推力F_e；发动机产生的推力也可以由出口冲量计算得到，公式如下：

其中

代表进入发动机的空气流量，v_in代表发动机的进口气流速度。在多发布局中，发动机产生的总推力即各个发动机产生的内推力F_e之和。

以下为该发明的几个实施例，进行了一些条件设置以简化计算和设计过程。其中为了避免三发布局中操纵参数过多导致计算量过大，三个发动机中有两个发动机工作状态保持一致，所接喷管完全相同，并保持两者对称分布，减小飞机操纵过程中所需要平衡的力矩；进一步地，本发明所述矢量状态下，所有SVCN的二次流注射压比SPR均为1，所有BDTN的阀门开度均为最大，所有MTVN的偏转角均达到最大。

实施例一：

工况设置如下：①双发布局后接两个喷管，一个为BDTN一个为SVCN，两喷管喉道面积相等，大于临界落压比时相同NPR下流量相同；

②环境压力在NPR变化过程中始终保持不变；

控制规律和和约束条件如下：①非矢量状态下保证出口冲量大于135000N；

②矢量状态下矢量角可以保持在12°以上，x轴冲量不小于105000N；

以下所述的NPR变化过程是在保证出口静压不变的情况下涡轮出口/喷管入口总压变化得到的。

如图2示例，根据实验结果拟合曲线，BDTN矢量角δ¹、出口冲量

随NPR₁的变化规律如下：

同理，SVC矢量角δ²、出口冲量

随NPR₂的变化规律如下：

最大矢量状态下出口冲量和非矢量状态下的出口冲量之比C_fv的变化规律如下：

保证推力矢量角在喷管NPR＜10时矢量角均可以达到12°以上，且在NPR＞10时仍可以产生一定的矢量角用于飞行器的姿态调节。

对于本实施例，决定性参数有两个，分别为NPR₁、NPR₂，综合冲量F_st、飞行器矢量状态下x轴冲量F_sxt以及综合矢量角δ_t的曲面如附图3所示。

确定满足各控制规律和约束条件的控制曲线：

(1)保证非矢量状态出口冲量不小于135000N，因此F_st＝135000N，计算结果表示最大出口冲量F_m＝156244N，如附图4所示，曲线一为F_st＝135000N时所对应的NPR₁和NPR₂之间的关系，阴影部分为满足第一个实现目标时的NPR取值范围，线条二代表NPR₁＝NPR₂。在两个喷管的落压比工况相等的情况下，为了满足约束条件，两个喷管的最小NPR为NPR₁＝NPR₂＝4.68。因此为了满足推力要求，且在两个发动机工作状态完全相同时，给两个喷管所提供的NPR最小为4.68。

(2)保证矢量状态下矢量角δ_t可以保持在12°以上，x轴冲量F_sxt≥105000N。从计算结果可以得知最大矢量角为16.8307°，此时x轴冲量为77320N。如图5所示，图中区域上边界线为在δ_t＝12°的约束下得到的NPR₁和NPR₂之间的关系，同时满足冲量和矢量要求时的NPR取值范围如图阴影部分所示，即双喷管均为矢量状态时，在阴影部分所示范围内矢量角可以保持在12°及以上，x轴冲量不小于105000N。

通过采用本实施例的控制方法，可以兼顾出口冲量以及矢量角。最终结果表明，在非矢量状态下，发动机平均产生的出口冲量可以达到67500N以上，最高可以达到78122N，而非矢量状态下的BDTN最高产生72600N，NPR为2时仅能产生40000N的推力。相较起矢量喷管均采用BDTN的布局方式，安装本实施例的组合式矢量喷管系统并采取相应的控制手段，可以在非矢量状态下产生更高的推力。

在矢量状态下，SVCN最大仅可以产生9.5°矢量角，而BDTN在低NPR下可以产生很大的矢量角，但是x轴出口冲量很小，即使NPR＞10，矢量角为12°时，产生的平均x轴出口冲量仍小于50000N。相较起矢量喷管均采用BDTN的布局方式，安装本实施例的组合式矢量喷管系统并采取相应的控制手段，可以在矢量状态下产生平均52500N以上的x轴冲量，最大可达62160N；相较起矢量喷管均采用SVCN的布局方式，安装本实施例的组合式矢量喷管系统并采取相应的控制手段，可以达到激波矢量喷管无法获得的矢量角，12°＜δ_t＜14.5°，大大提升矢量性能。

实施例二：

工况设置：双发布局后接两个喷管，一个为BDTN一个为MTVN。

控制规律和和约束条件如下：①非矢量状态下保证出口冲量MTVN的落压比NPR₂呈给定的控制规律线性变化；

②矢量状态下矢量角随NPR₂呈线性变化，x轴方向冲量不小于65000N。

根据实验结果拟合各矢量喷管的性能参数曲线，并用公式计算出组合式矢量喷管系统的各综合性能参数F_st、F_sxt以及δ_t。

(1)非矢量状态下保证出口冲量随NPR₂呈给定的控制规律线性变化。根据非矢量状态出口冲量变化的三维曲面图，设置一个合理的控制规律：

F_st＝3300×NPR₂+82000

为了保证出口冲量的线性增长，非矢量状态下调整BDTN的落压比NPR₁来达到所需的控制规律，最终两种喷管的落压比变化关系曲线如附图6所示。

(2)矢量状态下矢量角随NPR₂呈线性变化。根据矢量角变化的三维曲面图，设置一个合理的控制规律：δ_t＝-0.55×NPR₂+23

为了保证矢量角的线性增长矢量状态下调整BDTN的落压比NPR₁来达到所需的控制规律，最终两种喷管的落压比变化关系曲线如附图7所示，并发现该曲线上x轴方向冲量始终大于65000N，因此全控制曲线可用。

通过采用本实施例的控制方法，实现了喷管矢量角和推力随NPR₂变化的可控性。在非矢量状态下，仅安装MTVN，随着其落压比的变化，出口冲量是不可控的，且出口冲量由于MTVN出口的限制一般都较小；若采用本实施例中的组合式矢量喷管系统，并沿着得到的控制曲线进行控制，可以获得随MTVN落压比NPR₂呈线性变化的出口冲量，提升了发动机产生的推力以及可控性。

在矢量状态下，MTVN在最大偏角情况下仅能产生20°矢量角，与落压比无关；采用本实施例的控制方法，可以得到随MTVN落压比线性变化的矢量角，满足了可控性要求，想要微调矢量角时，调节辅助发动机油门即可，同时还保证了足够大的x轴冲量，在NPR₂＝8时达到最大105000N，远高于仅安装MTVN时的60366N。

除了本实施例所提供的线性变化的控制规律外，还可以提供其他函数形式的控制规律，通过改变BDTN的落压比即可实现。

实施例三：

工况设置：①三发布局后面分别接三个喷管，其中一个为激波矢量喷管SVCN和两个双喉道气动矢量喷管BDTN，为了保证不产生偏航矢量，两个接BDTN的发动机相同，相对于接SVCN发动机水平对称分布。喷管的喉道面积相等；

②随着飞行马赫数的增大，发动机的喷管临界截面面积均保持不变，发动机转速不变时，NPR上升，发动机总推力先上升后下降。发动机转速与最大转速之比设为n_c，三个发动机的转速比n_c取值范围均为0.4＜n_c＜1。

控制规律和和约束条件如下：①非矢量状态下保证发动机总推力随着Ma变化保持不变，F_sg＝3×10⁵N；

②矢量状态下矢量角可以保持在δ_t＝15°左右。

附图中n_c代表发动机当前转速与最大转速之比，Ma代表来流马赫数，这两个参数共同决定了喷管的压比NPR以及发动机的工作状态，下标1代表接SVCN的发动机，2代表接BDTN的发动机。

(1)非矢量状态下保证发动机总推力随着Ma变化保持不变，F_sg＝3×10⁵N。由于来流马赫数在固定的飞行状态下无法改变，因此需要改变接BDTN发动机以及接SVCN发动机的转速来达到目的。在各个飞行马赫数下保证三个发动机产生的总推力等于3×10⁵N，n_c1和n_c2的关系如附图8所示。

(2)矢量状态下矢量角可以保持在15°左右，根据两种喷管出口冲量和矢量角随NPR变化的关系可以得到在各个飞行马赫数下保证总推力矢量角为15°时n_c1和n_c2的关系，如附图9所示。可以看出在Ma为0时，满足该条件的n_c控制曲线不在取值范围内

通过采用本实施例的控制方法，实现了在实际飞行条件下发动机推力和矢量角调节。非矢量状态下，若三个发动机全部安装BDTN，则在Ma＝0时产生最小平均推力为69570N；而安装本实施例所述的组合式矢量喷管系统，并按照获得的控制曲线进行控制，则可以达到平均100000N的推力，在原先给定控制曲线的基础上，提升接SVCN喷管发动机的转速，或同时提高两个接BDTN发动机的转速，即可达到更高的推力效果。

在矢量状态下，SVCN产生的最大矢量角不超过10°，Ma＝2.5时矢量角仅6.75°。而安装本实施例所述的组合式矢量喷管系统，并按照获得的控制曲线进行控制，则可以保持15°不变，获得更佳的矢量效果。

综上，本发明采用多种矢量偏转方式复合控制，发挥各类矢量喷管的优点，弥补缺点，解决单一的矢量偏转方式不能“一举多得”的问题，综合兼顾了动力系统的高效推进和高机动推力矢量，实现了令x轴方向冲量始终高于约束值，同时实现了即使喷管关键参数变化，矢量角仍可以不变或按照给定规律稳定变化的控制方法。

除了本实施例提供的控制规律，同样也可以根据需要，采用不同函数形式的控制规律。根据喷管系统的不同组合，制定适当的控制规律和约束条件，保证得到的控制曲线组成的范围足够大，要求得到的范围内至少有一个喷管可以实现全落压比范围的控制。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于，将多个不同类型的矢量喷管安装在双发布局或三发布局的飞行器上，并单独控制每个发动机的工作状态，满足给定的控制规律和约束条件；

根据所述控制规律和约束条件，确定各发动机或各喷管的决定性参数之间应当满足的关系，绘制相应的控制曲线或控制区域，然后沿着控制曲线或在控制区域内对发动机的工作状态进行单独调节，达到控制目标。

2.如权利要求1所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于：所述控制规律和约束条件包括非矢量状态和矢量状态，控制目标为出口冲量，在非矢量状态下，通过改变决定性参数x_k来控制综合出口冲量F_st；在矢量状态下，通过改变决定性参数x_k来控制出口x轴冲量F_sxt以及综合矢量角δ_t。

3.如权利要求2所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于，计算出各发动机或各喷管的关键参数之间应当满足的关系式的步骤如下：

(1.1)、获得每个矢量喷管的矢量角δ^k、非矢量状态出口冲量

以及矢量状态出口冲量

与决定性参数x_k的多项式函数关系式：

其中k表示第k个矢量喷管，

分别表示δ^k，

的多项式系数，n为多项式公式的最高次数，i为每项的次数；x_k ⁱ表示第k个矢量喷管的决定性参数，δ^k，

代表第k个喷管的性能参数；

每个喷管的冲量计算公式如下：

x方向代表发动机的轴向方向，y方向表示垂直于x的方向，F_sx表示非矢量状态出口冲量的x轴冲量，F_sy表示非矢量状态出口冲量的y轴冲量；

(1.2)根据给定的矢量喷管主要性能参数的表达式，得到综合矢量角δ_t、综合出口冲量F_st表达式：

F_sxt表示综合出口冲量F_st的x轴冲量。

4.如权利要求3所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于：确定相应的控制曲线或控制区域的步骤如下：

(2.1)、确定非矢量状态的控制曲线：给定非矢量状态下的想要保持的出口冲量F_sg，将所述矢量喷管系统的表达式F_st构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与F_sg构成的平面之间的交线，即非矢量状态的控制曲线；

(2.2)、确定矢量状态的矢量角控制曲线：给定矢量状态下想要保持的矢量角δ_tg，将所述的综合矢量角表达式δ_t构造成相应的曲面或曲面组，该曲面或曲面组与δ_tg构成的平面之间的交线，即矢量状态的矢量角控制曲线；

(2.3)确定矢量状态的x方向冲量约束区域：给定矢量状态下的x方向出口冲量约束值F_sxg，将所述的表达式F_sxt代入不等式F_sxg＜F_sxt，得到一个有界区域，即x方向冲量约束区域。

5.如权利要求3所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于：所述控制目标为发动机实际产生的内推力F_e，计算公式为：

其中

代表进入发动机的空气流量，v_in代表发动机的进口气流速度。

6.如权利要求1所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于：多发布局中的发动机均独立运转，每个发动机的工作状态均能够独立调节，喷管的主要性能参数与单个喷管工作时的相同。

7.如权利要求1至6任一所述的一种组合式矢量喷管系统的控制方法，其特征在于：所述决定性参数包含喷管的落压比NPR、各发动机的转速n或飞行马赫数Ma。

8.一种组合式矢量喷管系统，其特征在于：将多个不同类型的矢量喷管安装在双发布局或三发布局的飞行器上；每个矢量喷管的发动机独立运转，且每个发动机的工作状态独立调节，满足给定的控制规律和约束条件；

根据所述控制规律和约束条件，确定各发动机或各喷管的决定性参数之间应当满足的关系，绘制相应的控制曲线或控制区域，然后沿着控制曲线或在控制区域内对发动机的工作状态进行单独调节，达到控制目标；控制规律和约束条件包括非矢量状态和矢量状态，控制目标为出口问题或发动机实际产生的内推力。

9.如权利要求8所述的一种组合式矢量喷管系统，其特征在于：所述飞行器为双发布局时，采用两个不同类型的FTV喷管或者一个FTV喷管和一个MTV喷管的组合；所述飞行器为三发布局时，三个喷管中至少有两种不同的矢量喷管种类，所述FTV喷管包括喉道偏移式矢量喷管、激波矢量喷管或逆流激波矢量喷管。

10.如权利要求9所述的一种组合式矢量喷管系统，其特征在于：在控制曲线的基础上，通过调整喉道偏移式矢量喷管的阀门开度、或者激波矢量喷管的二次流注射压比，或者机械矢量喷管的偏转角度，在给定的矢量角基础上进行微调。

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