Bwwwcn-kinetD超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究崔曼曼黄耀.docx

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1、 第 43卷第 1 期 2017 年 2 月 航空发动机 A eioengine Vol43 No. 1 Feb. 2017 超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究 崔曼曼，黄耀 (中国航发航空动力控制系统研究所，江苏无锡 214063) 摘要 :超燃冲压发动机是最具发展潜力的高超声速飞行器动力装置，具备性能优良的推力控制系统才能保证飞行器的安全自 主飞行。为了实现在不同马赫数下的推力特性数值分析，根据飞行坡面建立由前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成的发动机 模型，并通过发动机进、出口的气流动量变化来推算发动机推力。同时为保证推力系统的稳定，根据经典控制算法设计了燃油内环 ro 控制回路和推

2、力外环 PI 控制回路。闭环仿真结果表明 :该推力控制系统的控制效果良好，能较好地模拟真实控制回路。 关键词 :超燃冲压发动机 ;燃油控制 ;推力控制 ;发动机模型 ;航空发动机 中图分类号： V233.7 文献标识码： A doi 1 0.1 3477/ki.aeroengine.201 7.01.004 Simulation of Thrust Control System for Scramjet CUI Man-man, HUANG Yao (AECC Aeroengine Control Research Institute, Wuxi 214063) Abstract： Scram

3、jet is expected to be one of the most potential propulsion systems for hypersonic vehicle. The thrust control system of high performance was designed to guarantee safety autonomous flight. In order to perform the numerical simulation of thrust characteristics at different Mach number, the model of s

4、cramjet was designed which was composed by precursor model, air inlet, isolator, firebox and jet nozzle. According to the inlet and outlet flow change, the thrust of scramjet was calculated. Simultaneously, in order to ensure the stabilization of thrust system, the inner PD fuel control loop and out

5、side PI thrust control loop were designed based on classical control algorithm. The simulation result shows that the control effect of thrust control system is good and the system can simulate the control loop in fact. Key words： scramjet; fuel control; thrust control; engine model; aeroengine 引言 高超

6、声速飞行器技术越来越引起世界各国的重 视，目前，针对此技术开展研究的国家有近 10 个，其 中力度最大、投入最多、成绩最突出的当属美国。美国 的 X-51A “ 驭波者 ” 高超声速飞行器验证器已经实现 了 5 马赫平飞，是迄今为止最接近成功的超高声速飞 行器项目；俄罗斯研制的高超声速试验飞行器也已经 做了大量得地面试验和风洞吹风试验；印度也提出了 “ 布拉莫斯 ” 高超声速飞行器的设想；中国的 “ 神龙 ” 无 人空天飞机已完成亚轨道的飞行，并且建成了首个具 有独立知识产权的JF12 高超声速风洞。 高超声速飞行器具有战略性、前瞻性、带动性等 特点，而实现飞行器高超声速飞行的关键与核心就是

7、超燃冲压发动机技术。这种革命性的发动机技术不仅 可以维持飞行器在高超声速状态飞行，并使空天飞行 变得容易 M。超燃冲压发动机是设计用于马赫数 4 12 之间，即4345 10782 km/h之间高超声速飞行的 吸气发动机 5_7。这种 发动机从大气获得空气气流，并 将气流减速至低超声速进行压缩。燃料注入燃烧室并 在超声速气流中燃烧，然后这些从燃烧室喷出的燃烧 产生的高温高压气体在喷嘴中膨胀且加速到极高的 速度，从而产生向前推力。由于空气动力、推力、结构 和控制系统之间存在相互影响 8，建立 1 个完善的超 燃冲压发动机燃烧室模型非常困难。 本文根据超燃冲压发动机的模型坡面，建立了简 收稿日期

8、:2016-05-20 基金项目：国家重大基础研究项目资助 作者简介 :崔曼曼 （ 1989)，女，硕士，工程师，从事软件总体研发工作 ;E-m ail:836m990 。 弓 用格式：崔曼曼，黄亂超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究 02 航空发动机， 2017,43 (1) : 17-20.CUIM anm an, H UANG Yao. Sin uhtion ofthmstcontml sys1m&rsciamtU2Aeioengme， 2017,43(l):1720. 18 航 空 发 动 机 第 42 卷 易的前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管模型，并设 计了燃油内环 PD 控制回路

9、和推力外环 PI 控制回路。 1 双闭环推力控制系统 超燃冲压发动机是 1 个复杂的工作系统，有许多 子系统需要进行控制，如壁面压力、燃烧室温度等。在 进行发动机推力控制系统设计时主要考虑内环的燃 油控制回路和外环的推力控制回路，控制结构如图 1 所示。 控制器 调謂 燃油 流坫计 发动机 图 1 推力控制系统原理 对内环主要考虑调节阀的传递特性对燃油流量 的影响，燃油回路控制能有效减少这些不利影响。对 外环主要考虑发动机在不同条件下工作特性的不同， 设计 1 个能使发动机工作在理想状态的控制器，使发 动机能稳定地提供所需推力。 2 1 维模型建立 超燃冲压发动机的结构较为简单，建模主要包括

10、前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管模型 ，结构 如图2 所示。 大气来流 离 4 喷出气流 Ay 喷 油点 4, - - - - 祕 进气 道陪离 g 燃 烧 室 m喷 管 1 图 2 超燃冲压发动机建模剖面 2.1 前体模型 前体的主要作用是对来流进行预压缩，使来流在 进入进气道之前温度和压力得到提升。气流流过前体 的锥体尖端会形成激波。在截面山处压缩前后的气 流参数关系为 2+ (众 _ 1) Ma Ma cog /3 Max: 2kMa0sm2 (5 (k-l) 2+(k-l)Ma0 sin2/3 PfPo ft+l)Ma0sin2/3 k FT 2/cMa0sin2/3-(k-l)

11、FT (1) 式中 ： R 为大气来流总温 ;P 为大气来流总压 ;Ma。 来 流马赫数 ;A:为比热比常数 ;P 为激波的激波角。其中： %、 P。 的计算公式为 a-1) Ma20 T = P =Pc 1+ - 1+ (ki) Ma0 k FT 式中 :。为来流静温 ;p。 为来流静压。 2.2 进气道模型 超燃冲压发动机进气道具有总压恢复系数高、外 阻力系数低、出口流场均匀和结构简单、质量轻的特 点 _。在进气道建模时忽略了传热和阻力，且认为是 1 维流体。 根据前体模型，在截面 4:处的马赫数，温度 7，压力 A， 截面积心都是已知的。则在截面心处， 总温度 r2，总压力尸 2为 T2

12、=7=T0 (5) Pcr 12P1 (6) 质量方程 m =KA iq (Ma) =KA2q (Ma) (7) VT VT； K 二 k 2 | / R k+l 1 k+i FT (8) q (Ma) -Max (kl) Ma2 2 飞 ilTT k+i 2k_2 (9) 式中 :m。 为空气流量 ;为空气气体常数。 则由式 (5)、 (6)可以得到截面心处的马赫数 PiA.VT； Md2 -q (Ma) q (10) P2A2/ T 2.3 隔离段模型 隔离段位于进气道与燃烧室之间，是超燃冲压发 动机的 1 个重要气动部件，其作用是防止燃烧室的压 力脉动传播到上游导致进气道不起动，可以有效

13、减少 进气道和燃烧室的干扰 1气隔离段两端的面积 A 和 A 相等。即 (ID 截面心和心处的压力比为 第 1 期 崔曼曼等 :超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究 19 4 = P2 1 +kMa2 kMa2Ma3 截面心处的马赫数为 (12) k2Ma2 丨 1 + - 2Ma (13) kMa2 + l P2 I 2.4 燃烧室模型 超燃冲压发动机的燃烧室工作状态很复杂，目前 很难得到理想的模型。通常为了减小工作量，合理地 对其简化 15。在建模过程中，忽略了燃烧室内部的各 种摩擦力和阻力，以及因为喷入燃料所带来的质量变 化，且认为燃烧室壁面绝热不会造成热损失。 超燃冲压发动机燃烧室的 1

14、 维流动基本方程为 dp pdx dp pdx +盖 +免 = A dx Vdx +kMa2= Vdx dTt Ti(ix -a-1) + Vdx Tdx pdx pdx Tdx -=0 dTt _ dT + dMa _Q 2Ti(ix Tdx Madx dpt - dp _ kMa2 dMa ptdx pdx (p Madx (k- D M a 2 P_1 + - - 假设没有热损耗，气流绝热膨胀。 截面 A 处的马赫数 M%， 压力尸 4,总温 7；，截面 积4 4都是已知的。 在截面心处，总温 r5=r4;总压 P5=545P4,545为尾 喷管总压恢复系数。 由质量守恒定律可知 MaA

15、qiMa ql (17) 此处总压定义为 k P5=p5l+ a1)Ma4 1 (18) i 2 J 由动量守恒原理得 PA Aq (Ma -PA 5q (Ma) (19) 2.6 推力计算 超燃冲压发动机产生的推力是因为空气动能增 加引起动量发生变化，从而使发动机获得反方向的作 用力。在发动机工作时，流过其内部和外部表面的气 体气流会对零件表面产生一定作用力使发动机前行。 因此，在计算超燃冲压发动机的推力时，可将发动机 看作 1 个整体，根据动量原理 :通过计算发动机进、出 口的气流动量变化，得到发动机的推力。 对于超燃冲压发动机，内壁面在飞行速度方向所 受的合力，采用内推力评价指标，可以在

16、现阶段试验 过程中独立评价发动机的推力性能。根据动量定理， 发动机内推力大小为 主要考虑发动机处于超燃状态，且燃烧室产生斜 激波。其中加热比，即出口总温与入口总温之比为 T G) = 1 + (T_ 1) 1+(9-1) ,61 (14) 中二 (15) 式中 :T为总加热比 ;(9 为放热速率 :为喷油点。 则在截面 s 处， rs=r2。 Si 段轴向马赫数分布为 Ma(x) Mas T(x) -1+ (众+1) _ _ k+l 2Ma3 2Man (16) 2.5 尾喷管模型 尾喷管对发动机的性能有很大影响。燃烧室产生 的大量高温高压燃气在尾喷管内膨胀作功。因此尾喷 管进口心处的气流都为

17、超声速。为了简化计算，通常 F-mV rniiV i+PA 1 (20) 式中：叫、 分别为发动机进、出口质量流量汴 :、 分别为发动机进、出口气流速度分别为发动机 进、出口压力 ;4 5分别为发动机进、出口面积。 3 燃油控制回路 燃油回路的对象即为电液伺服阀，控制系统设计 主要包括对电液伺服阀的动态特性进行相应的分析 和控制处理。燃油回路控制原理如图 3 所示。 图 3 燃油回路控制原理 20 航 空 发 动 机 第 42 卷 采用的调节阀为 2 阶振荡模型，结构为 Gv(s) = 2 - (21) _+2-5+I 式中 :I 为电液伺服阀的流量增益，取为 1; w;v为电液 伺服阀的 -

18、90 相频宽，取为 1021.6 md/s;汰为阻尼 比，推荐值为 0.50.7。 为了保证燃油流量的平稳，设计 PD 控制器对调 节阀进行控制，其中增益为 1，微分系数为 0.015。 4 仿真结果分析 推力控制器采用最简单的 PI 控制器，比例系数 为1.6,积分时间常数为 0.05,在不同马赫数下的仿真 结果如图 4 所示。 图 4 在不同马赫数下的阶跃响应曲线 从图中可见，设计的 PI 推力控制器控制结果良 好，调节时间小于 0.25 s， 超调量为 0,满足控制指标要 求。对于由马赫数变化引起的模型摄动不确定性， PI 控 制器也能很好地控制，鲁 棒性能得到很好的保证。 5 结 束

19、语 本文建立了超燃冲压发动机的 1 维模型以及燃 油控制回路，并从结构上对推力控制系统进行了研 究。在马赫数分别为 4、 5、 6 的工况下，对超燃冲压发 动机 1 维燃烧室模型进行仿真，并对推力控制器的鲁 棒性进行了验证。 参考文献： 1 高耸 .超燃冲压发动机推力控制系统设计 D.哈尔滨：哈尔滨工业 大学， 2010. GAO Song. Control system design of scram thiust D. H aibin： H aibin Institute of Technology, 2010. (in Chinese) 2 袁春飞，仇小杰 .超燃冲压发动机研究现状及控制

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