CN115310236A - 一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法 - Google Patents

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Abstract

一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法，涉及射流预冷涡轮发动机。包括：1)建立飞行器动力学模型：考虑飞行器竖直平面爬升段的航迹特性，将飞行器看作垂直平面上运动的质点模型，建立关于各项状态参数的状态微分方程；2)建立发动机模型：假设压气机相对换算转速NCor、压气机特性无量纲参数βC与涡轮特性无量纲参数βT三个未知量，通过构造进发匹配平衡方程，求解发动机的平衡状态和性能参数；3)建立航迹优化方法：采用航迹优化软件，设定飞行过程中的状态量与微分方程、控制量和评价指标来综合评价和优化飞行路线以及飞行控制，根据最优结果，输出基于最优航迹的射流预冷最佳控制规律，提高发动机的综合性能。

Description

一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法
技术领域
本发明涉及射流预冷涡轮发动机，尤其是涉及一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法。
背景技术
随着航空航天技术的不断发展，无论是民用还是军事方面都迫切希望在保证经济性能的同时，大幅提升飞行器的最大飞行马赫数。目前来看，航空涡轮发动机在当下及今后很长一段时间内仍为主要的航空动力，但当飞行器速度大于马赫2.5之后，涡轮发动机将面临着进口温度过高的问题，导致发动机换算转速偏低，对应的做功能力及推力下降，难以实现飞行器进一步加速。
为了使得涡轮发动机工作速域进一步向上拓展，在压气机前采用射流预冷技术成为一个可行的技术路线。国外在米格25的R-15-300发动机上增加射流预冷装置，使得米格25截击机可在马赫2.8连续工作，瞬时可飞行至马赫3.2；具体而言，射流预冷技术，即是在压气机之前安装喷水预冷装置，在高速情况下，水滴的蒸发将有效吸收来流热量进而降低来流温度，改善涡轮发动机的工作环境，使进入发动机的气流下降一定温度。理论上，采用射流预冷技术，涡轮发动机最大飞行马赫数可以达到3以上(Carter,P.andV.Balepin.Mass injection and precompressor cooling enginesanalyses.2002.Indianapolis,IN,United states:AIAA International.)。
传统的射流预冷喷水量由来流温降所决定，以保证发动机压气机进口截面温度恒定或温降一定，喷水量控制简单可靠(芮长胜,张超与越冬峰,射流预冷涡轮发动机技术研究及发展.航空科学技术,2015.26(10):第53-59页)。然而，飞行器的飞行状态与环境复杂多变，采用固定温度或降温量无法满足多状态最优。譬如在马赫2往上进行加速，发动机进口温度尚未超限，但此时采用射流预冷技术，可实现飞行器有效推力增加；尽管射流预冷带来的喷水量增加将导致发动机当量耗油率增加，但飞行器加速特性的提升，将有可能实现整个加速过程总效率增加，从而实现飞/发系统综合性能优化。
在跨声速阶段，采用射流预冷技术将实现发动机推力增加，使得飞行器迅速通过亚声速。此时，来流总温较低，若采用传统的喷水量控制方式，将难以实现在跨声速的喷水增推控制。
因此，射流预冷喷水量的控制，一方面需考虑发动机进口温度的限制，另一方面也需考虑到飞行器/发动机的推阻特性。
发明内容
本发明目的在于针对现有技术存在的上述技术问题，提供应用于射流预冷涡轮发动机，在高速情况下喷水冷却进气，增强涡轮发动机的综合性能，扩展发动机工作范围的一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法。本发明通过航迹优化方法来综合评价飞行器/发动机性能指标，从而设计射流预冷的喷水量控制规律，实现宽速域高超飞行器的综合性能最优。
本发明包括以下步骤：
1)建立飞行器动力学模型
考虑飞行器竖直平面爬升段的航迹特性，将飞行器看作垂直平面上运动的质点模型，建立关于各项状态参数的状态微分方程，用以描述飞行器的实时飞行状态；
2)建立发动机模型
在一定的飞行状态(马赫数Ma/高度H)下，假设压气机相对换算转速NCor、压气机特性无量纲参数βC与涡轮特性无量纲参数βT三个未知量，通过构造进发匹配平衡方程，求解发动机的平衡状态和性能参数；
3)建立航迹优化方法
采用航迹优化算法，设定飞行过程中的状态量与微分方程、控制量和评价指标来综合评价和优化飞行路线以及飞行控制，根据最优结果，输出基于最优航迹的射流预冷最佳控制规律。
在步骤2)中，所述求解发动机的平衡状态和性能参数的具体步骤可为：
(1)建立涡轮发动机进气道工作模型，通过给定的设计参数来配置进气道的模型，该模型能根据给定飞行和进口条件输出出口气流的各项参数；
(2)建立射流预冷的工作模型，该模型能够通过给定的进气条件和水气比输出出口气流的各项参数；
(3)建立涡轮发动机部件级性能模型，并结合给定的射流预冷性能计算模块，通过求解平衡方程，计算得到在不同转速及背压条件下的涡轮发动机出口总温、总压及流量参数(李龙,TBCC推进系统总体性能建模与工作特性分析,2008,南京航空航天大学.第98页)；
(4)建立加力燃烧室零维模型，在给定涡轮发动机出口总温、总压、流量基础上，通过引入燃烧效率计算模型，按照出口总温2200K进行温度限制，计算得到在不同油气比状态下的出口总温、总压及流量；
(5)建立可调收缩喷管模型，在加力燃烧室出口总温、总压、流量及出口面积基础上，通过临界压强比确定收缩喷管的流动状态及特点，在给定进气状态参数及喷管结构参数的条件下，能够输出出口气流的状态参数、流量及尾喷管推力；
(6)建立涡轮发动机的进发匹配关系，根据发动机各模块之间的物理耦合关系来建立进发匹配关系式，使得发动机模型有机整合为一个整体，能够准确地反映在不同飞行与大气条件下，根据控制作用输出的性能参数。
在步骤3)中，所述航迹优化算法采用Gpops。
与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明应用于射流预冷涡轮发动机，在高速情况下喷水冷却进气，增强涡轮发动机的综合性能，扩展发动机的工作范围。利用本发明设计的射流预冷喷水规律，能够兼顾发动机效率与飞行器的飞行效率，从而使得飞行控制达到最优，可以提高发动机的综合性能，达到更好的安全性和经济性。
附图说明
图1为模型流程图。
图2为射流预冷涡轮发动机简化模型。
具体实施方式
以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。
本发明实施例提出一种射流预冷喷水量的控制方法，总体流程如图1所示。其射流预冷装置位于涡轮发动机进气道，对来流温度进行降温，对结构和操作有如下假设：
1、喷水结构装置对进气流场的影响通过总压恢复系数进行考虑；不考虑未蒸发水对发动机后续部件工作的影响，不考虑因湿度增加对性能参数的影响，暂不考虑水的汽化对氧气浓度的影响；
2、本发明不涉及射流预冷装置的结构设计和分析问题，仅进行原理与步骤验证。
以涡轮发动机工作马赫数0～3为例进行设计，为实现上述目标，本发明具体实施步骤如下：
一、建立飞行器动力学模型
本发明仅考虑飞行器竖直平面爬升段的航迹特性，将飞行器看作垂直平面上运动的质点模型(BRYSON J A E,DESAI M N,HOFFMAN W C.Energy-state approximation inperformance optimization of supersonic aircraft[J].Journal of Aircraft 1969,6,481-488)，根据飞行物理规律建立各状态变量的微分方程，用以描述飞行器的实时飞行状态(PARKER J T,BOLENDER M A,DOMAN D B.Control-oriented modeling of an air-breathing hypersonic vehicle[J].J.Guid.Control Dyn,2007.30,856–869)：
Figure BDA0003826880540000041
Figure BDA0003826880540000042
Figure BDA0003826880540000043
Figure BDA0003826880540000044
其中：
V：飞行速度γ：爬升角α：飞行攻角T：推力L：升力
Isp：比冲m：飞行器质量r：飞行器距地心距离
L＝qSCL(α,Ma)
D＝qSCD(α,Ma)
其中：q：动压S：参考翼面积CL：升力系数CD：阻力系数
二、建立发动机模型
在一定的飞行状态(马赫数Ma/高度H)下，假设压气机相对换算转速NCor、压气机特性无量纲参数βC与涡轮特性无量纲参数βT三个未知量，通过构造步骤6的进发匹配平衡方程，求解发动机的平衡状态和性能参数。具体辅助线β绘制表格方法可参考文献(李龙,TBCC推进系统总体性能建模与工作特性分析,2008,南京航空航天大学.第98页)。
该射流预冷涡轮发动机模型仿真流程如图2所示；
1、进气道模型：
通过给定的设计参数来配置进气道的模型，该模型能根据给定飞行和进口条件输出出口气流的各项参数，具体的：
本发明重点在于射流预冷喷水规律的实现，进气道按无级可调结构为例进行说明；此时，进气道输入进气总温Pt1、总压Tt1，其中总压恢复系数参考以下经验公式得到，总温按照等熵进气道处理，流量按自动满足发动机需求计算，超过涡轮发动机所需部分流量按溢流处理，考虑溢流阻力(动量定理计算得到)，输出进气道出口总温Pt2、总压Tt2；
σin,max＝0.97(1-0.075(Ma0-1)1.35)
2、喷水射流预冷模型：
该模型能够在给定进气总温Pt2、总压Tt2和水气比Rw/a情况下，输出出口气流总温Pt3、总压Tt3等参数。假设以下条件：
1)水雾蒸发过程可近似为等压吸热过程，考虑总压恢复系数进行修正；
2)预冷剂初始温度为地面常温15℃，预冷剂吸热仅考虑蒸发部分的水滴吸热及汽化过程吸热。
利用下式计算输出的总温：
Figure BDA0003826880540000051
Tti：进口总温Tto：出口总温Rw/a：水气比
Cwat：水的热容Cair：空气的热容LHOV：汽化潜热
Ts：饱和温度ROE：蒸发率
3、涡轮发动机模型
建立涡轮发动机的工作性能模型，将压气机、燃烧室和涡轮通过平衡关系耦合到一块建模。本发明做如下简化处理：发动机流量主要由涡轮发动机需求决定，进气道状态能自动满足涡轮发动机流量需求。结合给定的射流预冷性能计算模块，通过求解平衡方程，计算得到在不同转速及背压条件下的涡轮发动机出口总温、总压及流量参数(李龙,TBCC推进系统总体性能建模与工作特性分析,2008,南京航空航天大学.第98页)；
具体而言，涡轮发动机进口条件(总温Pt3、总压Tt3)状态唯一确定，假设确定未知量压气机相对换算转速NCor、压气机特性图参数βC、涡轮特性图参数βT，通过特性图插值可得到压气机与涡轮的压比(πC、πT)、效率(ηC、ηT)及流量(MC、MT)。通过步骤6构建进发匹配关系式，三个未知量对应三个平衡方程，存在唯一解，求解方程可得到非设计点性能，其中输出出口气体参数(总温Pt5、总压Tt5)以及流量为M5(等于MC*(1+f)或MT)，油气比由经验公式得到(朱行健,王雪瑜,燃气涡轮机工作原理及性能.北京：国防工业出版社,2001)。涡轮发动机限制条件可设定为涡轮前最高温度1350K、相对物理转速及换算转速最大限制值100％。若涡轮发动机无法在该进口条件下正常工作，即认为该状态下进气道与涡轮发动机无法匹配工作。
4、加力燃烧室模型
加力燃烧室模型采用油气比作为控制量，在涡轮发动机出口气体参数(总温Pt5、总压Tt5)、流量M5基础上，通过引入燃烧效率计算模型(李龙,TBCC推进系统总体性能建模与工作特性分析,2008,南京航空航天大学.第98页)并按经验公式(朱行健,王雪瑜,燃气涡轮机工作原理及性能.北京:国防工业出版社,2001)计算得到出口总温，总压恢复系数按定值计算，按照出口总温2200K进行温度限制，计算得到在不同油气比(fab)状态下的出口气体参数(总温Pt7、总压Tt7)及流量M7。
5、喷管模型
可调收缩喷管考虑完全膨胀、欠膨胀和过膨胀三种状态，在加力燃烧室出口气体参数(总温Pt7、总压Tt7)、流量M7及出口面积一定基础上，总压恢复按定值处理，结合由飞行高度确定的高空背压状态求出喷管状态，进而求解尾喷管出口气流速度，通过动量定理可算得发动机推力，减去溢流阻力和压差阻力算得净推力，比冲通过推力与耗油率(耗水折算为耗油)计算得到，输出出口气流的状态参数(总温Pt8、总压Tt8)和流量M8。
6、构建进发匹配关系，以实现上述诸系统的耦合建模，使得发动机模型有机整合为一个整体，能够较为准确地反映在不同飞行与大气条件下，根据控制作用输出的性能参数。包括以下几个平衡方程：
1)压气机与涡轮功率平衡，由于变比热计算需要使用功率平衡求出涡轮前温度，因此使用功率平衡求得的压比平衡πC＝πT代替功率平衡；
2)压气机与涡轮流量平衡MC*(1+f)＝MT；
3)涡轮与尾喷管流量平衡M5*(1+fab)＝M8；
三、建立航迹优化方法
基于Gpops航迹优化方法，将求解最优问题变换成求解非线性规划问题，将宽速域高超声速涡轮发动机喷水规律设计问题转换成飞行器多变量最优轨迹求解问题，通过求解最优指标即可得到输入飞行任务下最优的喷水控制规律。
基于飞行器与发动机的状态模型，设置下列参数，如表1所示：
状态量：高度、速度、爬升角、总质量、攻角、航程；
控制量：攻角变化率、水气比、压气机换算转速、加力燃烧室油气比、喷管出口面积；
表1边界条件与约束
Figure BDA0003826880540000061
优化目标：整个航迹耗油及耗水总质量最小；基于飞行器控制方程，可将爬升轨迹的优化问题表述为相应的成本函数和参数限制,成本函数表述为：
Jmin,fuel＝-m(tf)
其中，其中，tf和m(tf)代表末端时间和末端飞行器重量。
通过图1所示流程图，可以看到，发动机各部件模型通过进发匹配关系可综合得到整个射流预冷发动机模型，该模型在给定飞行参数和大气条件情况下能够输出发动机相应的性能参数。
通过航迹优化程序，输入相应的大气参数、状态量、控制量和优化目标，程序求解输出飞行器在相应优化目标下的最优轨迹及相应的过程状态参数，同时导出在该条件下运行时的喷水控制规律。

Claims (3)

1.一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法，其特征在于包括以下步骤：
1)建立飞行器动力学模型
考虑飞行器竖直平面爬升段的航迹特性，将飞行器看作垂直平面上运动的质点模型，建立关于各项状态参数的状态微分方程，用以描述飞行器的实时飞行状态；
2)建立发动机模型
在一定的飞行状态(马赫数Ma/高度H)下，假设压气机相对换算转速NCor、压气机特性无量纲参数βC与涡轮特性无量纲参数βT三个未知量，通过构造进发匹配平衡方程，求解发动机的平衡状态和性能参数；
3)建立航迹优化方法
采用航迹优化算法，设定飞行过程中的状态量与微分方程、控制量和评价指标来综合评价和优化飞行路线以及飞行控制，根据最优结果，输出基于最优航迹的射流预冷最佳控制规律。
2.如权利要求1所述一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法，其特征在于在步骤2)中，所述求解发动机的平衡状态和性能参数的具体步骤为：
(1)建立涡轮发动机进气道工作模型，通过给定的设计参数来配置进气道的模型，该模型能根据给定飞行和进口条件输出出口气流的各项参数；
(2)建立射流预冷的工作模型，该模型能够通过给定的进气条件和水气比输出出口气流的各项参数；
(3)建立涡轮发动机部件级性能模型，并结合给定的射流预冷性能计算模块，通过求解平衡方程，计算得到在不同转速及背压条件下的涡轮发动机出口总温、总压及流量参数；
(4)建立加力燃烧室零维模型，在给定涡轮发动机出口总温、总压、流量基础上，通过引入燃烧效率计算模型，按照出口总温2200K进行温度限制，计算得到在不同油气比状态下的出口总温、总压及流量；
(5)建立可调收缩喷管模型，在加力燃烧室出口总温、总压、流量及出口面积基础上，通过临界压强比确定收缩喷管的流动状态及特点，在给定进气状态参数及喷管结构参数的条件下，能够输出出口气流的状态参数、流量及尾喷管推力；
(6)建立涡轮发动机的进发匹配关系，根据发动机各模块之间的物理耦合关系来建立进发匹配关系式，使得发动机模型有机整合为一个整体，能够准确地反映在不同飞行与大气条件下，根据控制作用输出的性能参数。
3.如权利要求1所述一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法，其特征在于在步骤3)中，所述航迹优化算法采用Gpops。
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