CN114251190B - 一种固冲发动机控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种低成本固冲发动机控制方法，能够减小参与控制的传感器数量，降低发动机的单台研制成本。该固冲发动机控制方法的具体步骤为：解算推力指令、解算燃气计算流量、解算燃气目标压强以及控制燃气流量；整个控制中只需要燃气发生器压力传感器，能够大大降低发动机的成本。

Description

一种固冲发动机控制方法

技术领域

本发明涉及一种发动机控制方法，具体涉及一种固冲发动机控制方法。

背景技术

现有冲压发动机控制方法中，一般通过在进气道入口附近布置进气道总压传感器和进气道静压传感器，分别测量得到进气道楔尖总压和楔面静压；在进气道出口布置总温传感器，测量得到进气道来流总温。通过进气道楔尖总压和楔面静压，计算得到马赫数；根据计算马赫数和指令马赫数偏差运行马赫数闭环算法解算出燃气流量。通过根据总压传感器测量值、静压传感器测量值及总温传感器测量值可以解算得到燃料流量边界值，燃料流量边界值包括了贫燃料边界、富燃料边界值、进气道亚临界边界值。

在发动机上述控制方法中一般要考虑进气道压力测量的冗余设计，需分别在每个进气道布置两支总压传感器和两支静压传感器，在其中一个进气道上布置一支总温传感器。

固冲发动机燃气流量不可测量，燃气发生器压力可以表征燃气流量，通过控制燃气发生器压力来调节燃气流量。如果是两个进气道，则一台固冲发动机则需要十支压力传感器(四支总压传感器、四支静压传感器、两支燃气发生器压力传感器)和一支总温传感器。固冲发动机采用上述控制方法，参与控制的传感器合计成本约11万元以上。

发动机研制除了要满足一定的技术战术指标，成本也是需要考虑一个重要指标。而上述控制方法参与发动机控制的传感器数量较多，发动机单台成本偏高。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种固冲发动机控制方法，能够减小参与控制的传感器数量，降低发动机的单台研制成本。

本发明的技术方案是：一种固冲发动机控制方法，具体步骤为：

步骤一：根据飞行器控制单元发送的指令马赫数与飞行马赫数之差解算推力指令；

步骤二：解算燃气计算流量：

201：分别计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温下的燃气流量；

202：分别计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温T_s1、T_s2及T_s3；

203：计算燃气计算流量q_mgj：

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其中：T_s为依据飞行器当前高度反算的当前静温，q_mgj1为低温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj2为常温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj3为高温大气对应的极值静温下的燃气流量；

步骤三：根据步骤二得到的燃气计算流量q_mgj及燃气发生器装药初温计算燃气目标压强；

步骤四：燃气流量控制：

根据步骤三解算的燃气发生器目标压强与燃气发生器压强测得值之差，解算燃气发生器流量调节的驱动控制机构的执行指令，驱动控制机构根据该执行指令工作，实现对燃气发生器燃气流量的控制；其中燃气发生器压强测得值由压力传感器测得。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤一中，所述飞行马赫数由根据飞行器上导航系统测得的飞行器速度除以声速计算得到，其中声速是根据由飞行器高度反算的静温计算得到。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤二中，根据飞行马赫数、飞行器当前高度、飞行器当前攻角、飞行器当前侧滑角及步骤一解算的推力指令分别插值预存的低温大气、常温大气及高温大气固冲发动机推力控制用数据，进而分别得到低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温下的燃气流量。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤二中，常温大气对应的极值静温T_s2的计算方法为：

其中：H为位势高度，由飞行器发送的当前高度h计算得到：

r为地球标称半径。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤二中，高温大气以及低温大气对应的极值静温计算方法为：

根据飞行器发送的当前高度通过插值预存的极值温度数据表得到，所述极值温度数据表记录了不同高度下的高、低温大气对应的极值静温。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤三中，燃气目标压强的计算公式为：

其中：p_gj为燃气发生器目标压强；T_c为燃气发生器装药初温。

作为本发明的一种优选方式，所述步骤一中推力指令计算由马赫数控制回路中的马赫数控制器执行；

所述步骤四中用于调节燃气发生器流量的驱动控制机构的执行指令的计算由燃气发生器压强控制回路中的燃气发生器压强控制器执行。

有益效果：

采用本发明的控制方法，参与发动机控制的传感器只有燃气发生器压力传感器，相比于传统的控制方法，参数控制的传感器数量大大减少，实现了发动机低成本控制目的。

附图说明

图1为本发明的发动机控制方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明做进一步的详细说明。

本实施例提供一种低成本固冲发动机控制方法，相比于传统的发动机控制方法，取消了进气道总压传感器、静压传感器及进气道总温传感器，实现了低成本设计目的。

如图1所示，该固冲发动机控制方法的具体步骤为：

步骤一：解算推力指令

根据飞行器控制单元发送的指令马赫数与解算出的飞行马赫数之差解算出推力指令；推力指令通过0和1表示，其中0代表发动机最小推力需求，1代表发动机最大推力需求。其中飞行马赫数的解算是根据飞行器上导航系统测得的飞行器速度除以声速计算得到，声速是根据由飞行器高度反算的静温计算得到。

推力指令计算由马赫数控制回路中的马赫数控制器执行，通过马赫数控制器解算的推力指令使计算出的飞行马赫数与指令马赫数一致。马赫数控制器可以采用自动控制理论设计，首先根据发动机及导弹工作特性得到推力指令与马赫数之间的传递函数模型，根据马赫数响应指标，如调节时间、稳态误差等指标，采用控制器设计方法设计得到控制器参数，马赫数控制器可以采用PID控制器。

步骤二：解算燃气计算流量

201：极值静温下的燃气流量解算

根据解算的飞行马赫数、飞行器当前高度、飞行器当前攻角、飞行器当前侧滑角及步骤一解算的推力指令分别插值预存的低温大气、常温大气及高温大气固冲发动机推力控制用数据，分别得到低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温下的燃气流量。

低温大气、常温大气及高温大气固冲发动机推力控制用数据形式相同，以常温大气固冲发动机推力控制用数据为例，该数据记录了在常温大气对应的极值静温下不同马赫数、不同高度、不同攻角、不同侧滑角及不同推力指令下的燃气流量值，如表1所示。

表1常温大气发动机推力控制用数据形式

202：计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温T_s1、T_s2及T_s3：

根据飞行器发送的当前高度计算分别计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温：

(1)常温大气对应的极值静温计算方法为：

首先根据飞行器发送的当前高度h计算位势高度H(单位均为m)，计算公式如下：

其中地球标称半径r＝6356766m。

然后根据位势高度H计算标准大气来流静温温度T_s2(单位为K)，计算公式如下：

标准大气来流静温温度T_s2即为常温大气对应的极值静温。

(2)高、低温大气对应的极值静温计算方法为：

根据飞行器发送的当前高度通过插值预存的不同高度对应的极值温度数据得到高、低温大气对应的极值静温T_s1、T_s3，单位为K，不同高度对应的极值温度数据形式见表2，该表记载了不同高度下的高、低温大气对应的极值静温。

表2不同高度对应的极值温度

高度	低温大气对应极值静温	高温大气对应极值静温
			h(m)	T<sub>s1</sub>(K)	T<sub>s3</sub>(K)
0	243.15	313.15
			1000	251.4371	306.75
3000	246.2719	295.8
			5000	235.793	281.2
7000	225.3157	266.45
			9000	216.6384	254.7
11000	211.2779	240.95
			13000	209.0567	229.95

203：燃气计算流量解算

依据飞行器当前高度反算的当前静温T_s；然后根据步骤202计算得到的极值静温及步骤201计算得到的对应极值温度下的燃气计算流量进行燃气计算流量解算，单位为kg/s。

当T_s1≤T_s≤T_s2，燃气计算流量q_mgj的计算公式如下：

当T_s2<T_s≤T_s3，燃气计算流量计算公式如下：

当T_s>T_s3，燃气计算流量计算公式如下：

q_mgj＝q_mgj3

当T_s<T_s1，燃气计算流量计算公式如下：

q_mgj＝q_mgj1

其中：q_mgj1为低温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj2为常温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj3为高温大气对应的极值静温下的燃气流量。

步骤三：解算燃气目标压强(燃气目标压力即为燃气参考压强)

根据步骤二得到的燃气计算流量q_mgj及燃气发生器装药初温计算燃气目标压强，燃气目标压强的计算形式如下：

其中：p_gj为燃气发生器目标压强，单位为MPa；T_c为燃气发生器装药初温，单位为℃。

步骤四：控制燃气流量

根据步骤三解算的燃气发生器目标压强与燃气发生器压强测得值(通过压力传感器测得的电信号转换得到)之差，解算用于调节燃气发生器流量的驱动控制机构的执行指令(通过该执行指令使燃气发生器压强测得值与燃气发生器目标压强一致)，驱动控制机构根据指令执行相应工作，从而实现燃气发生器燃气流量控制的目的。

该执行指令的计算由燃气发生器压强控制回路中的燃气发生器压强控制器执行；燃气发生器压强控制器可以采用自动控制理论设计得到，首先根据燃气发生器工作特性得到驱动控制机构的执行指令与燃气发生器压强之间的传递函数模型，根据燃气发生器压强的响应指标，如调节时间、稳态误差等指标，采用控制器设计方法设计得到控制器参数，燃气发生器压强控制器可以采用PID控制器。

该发动机控制方法只需要燃气发生器压力传感器，能够大大降低发动机的成本。且发动机工作过程中采用闭环控制，共有两个控制回路，分别为马赫数控制回路及燃气发生器压力强控制回路。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。

Claims (7)

1.一种固冲发动机控制方法，其特征在于，

步骤一：根据飞行器控制单元发送的指令马赫数与飞行马赫数之差解算推力指令；

步骤二：解算燃气计算流量：

201：分别计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温下的燃气流量；

202：分别计算低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温T_s1、T_s2及T_s3；

203：计算燃气计算流量q_mgj：

其中：T_s为依据飞行器当前高度反算的当前静温，q_mgj1为低温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj2为常温大气对应的极值静温下的燃气流量；q_mgj3为高温大气对应的极值静温下的燃气流量；

步骤三：根据步骤二得到的燃气计算流量q_mgj及燃气发生器装药初温计算燃气目标压强；

步骤四：燃气流量控制：

根据步骤三解算的燃气发生器目标压强与燃气发生器压强测得值之差，解算用于调节燃气发生器流量的驱动控制机构的执行指令，驱动控制机构根据该执行指令工作，实现对燃气发生器燃气流量的控制；其中燃气发生器压强测得值由压力传感器测得。

2.如权利要求1所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤一中，所述飞行马赫数由根据飞行器上导航系统测得的飞行器速度除以声速计算得到，其中声速是根据由飞行器高度反算的静温计算得到。

3.如权利要求1或2所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤二中，

根据飞行马赫数、飞行器当前高度、飞行器当前攻角、飞行器当前侧滑角及步骤一解算的推力指令分别插值预存的低温大气、常温大气及高温大气固冲发动机推力控制用数据，进而分别得到低温大气、常温大气及高温大气对应的极值静温下的燃气流量。

4.如权利要求1或2所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤二中，常温大气对应的极值静温T_s2的计算方法为：

其中：H为位势高度，由飞行器发送的当前高度h计算得到：

r为地球标称半径。

5.如权利要求1或2所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤二中，高温大气以及低温大气对应的极值静温计算方法为：

根据飞行器发送的当前高度通过插值预存的极值温度数据表得到，所述极值温度数据表记录了不同高度下的高、低温大气对应的极值静温。

6.如权利要求1或2所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤三中，燃气目标压强的计算公式为：

其中：p_gj为燃气发生器目标压强；T_c为燃气发生器装药初温。

7.如权利要求1或2所述的固冲发动机控制方法，其特征在于，所述步骤一中推力指令计算由马赫数控制回路中的马赫数控制器执行；

所述步骤四中用于调节燃气发生器流量的驱动控制机构的执行指令的计算由燃气发生器压强控制回路中的燃气发生器压强控制器执行。

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