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冲压发动机控制系统方案研究 内容提要 l冲压发动机控制系统方案 l冲压发动机稳态模型 l冲压发动机动态建模及控制系统设计 l冲压发动机被控参数选取方法 l冲压发动机调节规律方案 l第1章 冲压发动机控制系统方案 l1.1 引言 l1.2 冲压发动机控制系统的设计要求和设计限制 l1.3 冲压发动机控制系统原理性组成结构和综合指标要求 l1.3.1推力控制 l1.3.2进气道保护控制 l1.3.3超温保护控制 l1.3.4其它 l1.4 冲压发动机控制方案 l1.4.1余气系数和速度控制 l1.4.2冲压发动机串级控制方案 l1.5 燃料控制系统总体方面的考虑 l1.5.1对环境的总体考虑 l1.5.2对飞行器系统的总体考虑 l1.5.3对发动机的总体考虑 l1.5.4对燃料控制系统元件的总体考虑 l1.5.5对燃料控制系统封装的总体考虑 l1.6 本章小结 l第2章 冲压发动机稳态模型 l2.1 引言 l2.2 冲压发动机结构和工作原理 l2.3 冲压发动机稳态建模 l2.3.1大气模型的建立 l2.3.2前体稳态模型 l2.3.3进气道收缩段稳态模型 l2.3.4进气道扩张段稳态模型 l2.3.5燃烧室稳态建模 l2.3.6尾喷管稳态建模 l2.4 发动机的性能参数计算 l2.5 本章小结 l第3章 冲压发动机动态建模及控制系统设计 l3.1引言 l3.2冲压发动机动态模型 l3.2.1冲压发动机主推力回路模型 l3.2.2冲压发动机进气道不起动保护回路模型 l3.2.3冲压发动机燃烧室超温保护回路模型 l3.3冲压发动机控制系统概念性设计 l3.3.1冲压发动机控制系统概念性设计 l3.3.2冲压发动机进气道不起动保护回路控制系统概念性设计 l3.3.3冲压发动机燃烧室超温保护回路控制系统概念性设计 l3.4本章小结 l第4章 冲压发动机被控参数选取方法研究 l4.1 问题描述 l4.2 系统特性仿真 l4.2.1推力变化特性 l4.2.2进气道出口压力变化特性 l4.2.3进气道压比及安全裕度变化特性 l4.2.4燃烧室出口温度变化特性 l4.3 可选被控参数随推力的变化特性 l4.3.1进气道出口压力随推力的变化特性 l4.3.2进气道压比随推力的变化特性 l4.3.3进气道安全裕度随推力的变化特性 l4.3.4进气道出口马赫数随推力的变化特性 l4.3.5燃烧室出口总温随推力的变化特性 l4.4 被控参数选取分析 l4.4.1主推力回路被控参数的选取分析 l4.4.2进气道不起动保护回路被控参数的选取分析 l4.4.3超温保护回路被控参数的选取分析 l4.5 本章小结 l第5章 冲压发动机调节规律方案 l5.1 调节规律的概述 l5.2 按弹道飞行时特征参数变化特性 l5.3 调节规律的方案 l5.3.1等a、等ma调节规律方案 l5.3.1主推力调节规律方案 l5.4 本章小结 第1章 冲压发动机控制系统方案 1.1冲压发动机控制系统的设计要求和设计限 制 l飞行包线的扩展使冲压发动机的特性变化很大，在 此范围内，要高性能地满足在各种飞行条件下的需求 ，控制系统很复杂，要考虑的问题也多，于是对控制 系统也就提出了更高的要求。 控制系统的设计要求 l要保证导弹在加速时发动机产生要求的、稳定的推 力。 l尽可能避免发动机“喘振”。在任何控制或调节方案 ，也不会出现不稳定的亚临界工作状态。 l要求满足如下的控制性能： l静态误差和动态误差小。 l响应速度快。发动机在起动后要迅速供油，以 取得最大的推力加速飞行器，这就要求控制系统具 有良好的快速性能。而一般发动机要求贫油起动点 火，这样，控制系统在发动机起动前提供一种贫油 起动的有利条件，而起动后即迅速增加供油量。 控制系统设计的约束条件 l结构强度和超温限制； l亚临界工作限制； l贫油富油限制； l燃料供给系统的限制。燃料供给系统的响应速度限 制、燃料喷嘴和阀门的非线性特性，如死区特性、饱 和特性等。 l这些限制条件是冲压发动机控制系统设计必不可少 的设计要求和重要依据。发动机设计者在设计实际的 发动机时，对进气道的起动性能应留有必要的裕量， 结构上也有足够大的安全系数，设计的运行状态尽量 远离稳定边界，这样才能保证冲压发动机控制系统的 可靠性。 1.2 冲压发动机控制系统原理性组成结构和综 合指标要求 在导弹上实现的冲压发动机控制系统在原理上应该包含 推力控制、进气道保护控制、超温保护控制，在实现燃 料供给上包括燃油流量控制以及各种辅助系统。 1.2.1 主推力控制 l冲压发动机主推力控制研究包括推力调节规律设计和控制方法 两方面的内容。 l在加速、巡航过程中，要求冲压发动机相应的改变推力以满足 飞行器的需要，这就是冲压发动机推力调节规律要研究的内容。 推力调节规律的设计包括起动、加速和巡航调节规律。调节规律 设计的依据一方面是飞行器和发动机的性能要求，另一方法是要 考虑各种稳定边界。 1.2.1 主推力控制 l在设定了调节规律后，如何在飞行中实现设定的调 节规律则是控制方法要研究的内容。 l控制方法部分涉及控制指标、被控参数选取、控制 系统建模、控制器设计和实现技术等多方面的工作。 1.2.1 主推力控制：控制指标 l如果把冲压发动机主推力控制系统考虑成单回路系统设计，那 么其控制指标的设计实际上是追求最大的带宽，即鲁棒稳定性所 允许的最大带宽。 l但是冲压发动机主推力控制系统是整个飞行器多回路控制系统 的一个组成部分。作为内回路系统，冲压发动机主推力控制系统 的外回路是飞行控制系统；作为外回路，其内回路是燃油流量控 制系统（执行机构）。因此冲压发动机主推力控制系统即是内回 路又是外回路，其控制指标，特别是带宽指标就受到飞行控制系 统、燃油流量控制系统的约束和限制。 l换句话说，冲压发动机主推力控制系统的控制指标可以依据飞 行控制回路和燃油流量控制系统的指标或约束来设计。根据多回 路系统设计准则，外回路的带宽比内回路的带宽低，因此冲压发 动机主推力控制回路的带宽要设计成高于飞行控制系统，但是同 时它受限于燃油流量控制系统的响应速度限制，带宽指标又不可 能太高。 1.2.1 主推力控制 l从飞行控制系统的角度考虑，由于飞行器本身具有 较大的质量惯性，使得系统带宽一般较低，0.5hz左 右。 l燃油流量供给系统的带宽受限于阀门、管路系统的 响应速度，目前可以达到的响应速度在5hz左右。 l根据这些条件，冲压发动机主推力控制系统较为合 理的带宽可以设计成2-4hz。给出初步的指标： 带宽2-4hz 相角裕量70-90度； 稳态误差小于 。 1.2.2 进气道保护控制 l进气道保护控制的关键是防止进气道不起动以及在进气道 不起动时迅速动作，快速使进气道重新起动。 l进气道保护控制系统回路希望能够快一些，初步给出带宽 指标3-6hz。控制指标可以给出初步的指标： 带宽3-6hz 相角裕量50-70度； 稳态误差小于 。 1.2.3 超温保护控制 l超温保护控制的主要问题是传感器的测温滞后和测量精度问 题，需要研究相应的解决方法。 l由于传感器测温有较大的滞后，因此超温控制回路的带宽指 标不能提的态高，初步定为1-2hz。控制指标可以给出初步的指 标： 带宽1-2hz 相角裕量50-70度； 稳态误差小于 。 1.3 冲压发动机控制方案 l综合已有方法和前期的思考，建议两种冲压发动机 控制方案，一种是余气系数控制和速度控制相结合的 方案；另一种是冲压发动机推力串级控制方案。 余气系数和速度控制 冲压发动机在起动后控制余气系数a靠近临界工作 点的超临界状态工作，以使发动机产生最大的推力而 又不致发生“喘振”。 当进入巡航段时，控制a在允许的范围内变化，使 导弹按一定的ma数巡航。 余气系数控制是目前冲压发动机中应用较普遍的控 制方法。其特点是实现方便和有利于保证冲压发动机 燃烧的稳定性。 余气系数和速度控制 l 速度控制也是较为重要的方法，冲压发动机在低空 时要求具有尽可能大的加速能力，如果不对飞行速度 进行控制，导弹就可能在低空飞行时超速。另一方面 ，发动机在高空工作时，必须在燃烧室中保持为维持 燃烧所需的最低压力，也即导弹在高空飞行时必须维 持一定的马赫数。 余气系数和速度控制 l为使余气系数和速度控制方便实施，采用等a 、等 ma控制的控制方案。 冲压发动机串级控制方案 l冲压发动机串级控制，即在原有的回路里面加上冲 压发动机推力控制做内回路，采用双回路控制系统方 案。 响应速度快； 对发动机工作状态进行直接控制； 可以考虑发动机设计和控制的结合。 第2章 冲压发动机稳态模型 l冲压发动机虽然结构简单，但工作机理非常复杂。 利用机理建模的方法建立稳态模型。 图2-1冲压发动 机模型结构示意图 2 冲压发动机稳态模型 前体稳态建模 (0 -1) 进气道稳态建模 (1-3) 燃烧室稳态建模 (3-6) 尾喷管稳态建模 (6-8) 前体稳态建模(0-1) l大气模型的建立 得： 2.1 前体稳态模型 l前体压缩模型 其中 得： 捕获面积比 。 2.1 前体稳态模型 进气道稳态建模 (1-2) l进气道收缩段 总温： 总压： 质量方程： 得： 2.2 进气道稳态模型 2.2 进气道稳态模型 l进气道扩张段 (2-3) 总温： 总压： 质量方程： 得： 其中： ？ 燃烧室稳态建模(3-6) l混合段 (3-5) 总温： 总压： 质量方程： 得： 2.3 燃烧室稳态模型 燃烧室稳态建模(3-6) l燃烧段(5-6) 能量守恒： 质量方程： 动量方程： 即： 2.3 燃烧室稳态模型 2.4 尾喷管稳态模型 尾喷管稳态建模(6-8) l6-7段 总压： 总温： 质量方程： 0-0截面： 1-1截面： 2-2截面： 3-3截面： 4-4截面： 5-5截面： 6-6截面： 7-7截面： 第3章冲压发动机动态建模及控制系统设计 3.1 冲压发动机动态建模 l采用集中参数的思想进行冲压发动机动态建模，正 激波之后喷管喉部之前冲压发动机区域划分为两个区 ，冷区和热区，热区容积固定不变，冷区容积由于激 波运动随时间发生变化。不考虑冷区、热区的气体温 度空间分布，取每个区的平均温度作为其温度，不考 虑冷区、热区的气体压力空间分布，冷区、热区的气 体压力取一平均值。 冲压发动机主推力回路模型 l激波动态模型 其中： 冲压发动机主推力回路模型 l主推力回路模型 冲压发动机主推力回路模型 令 ， 标幺化得， 冲压发动机主推力回路模型 l其中： 冲压发动机主推力回路模型 l主推力回路模型简化 冲压发动机进气道不起动保护回路模型 冲压发动机燃烧室超温保护回路模型 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：主推力 l根据导弹的飞行任务要求和冲压发动机对象的特征 ，主推力回路控制系统设计指标：带宽要求24hz之 间，相角裕度7090度之间，稳态误差为零，采用的 燃油调节器为积分环节 。 l当ma4，h25km，喷管喉道截面积为0.44倍燃烧 室截面积时，考虑执行结构的主推力模型为： 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：主推力 l设计超前校正控制器： l控制系统的带宽为2.68hz，相角裕度为84.5度，稳态误差为 零，超调量为1，调节时间小于0.1s。主推力控制回路控制系 统设计各项指标均达到要求。 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：主推力 l在ma=4,h=25km,喷管喉道截面积为0.31倍燃烧室截面积时 ，考虑执行结构的主推力模型为 ： l设计超前校正控制器： 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：主推力 l控制系统的带宽为3.03hz，相角裕度为85度，稳态 误差为零，超调量为1，调节时间小于0.1s。主推力 控制回路控制系统设计各项指标均达到要求。 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：进气道 保护 l进气道不起动保护控制系统设计指标：带宽要求4 6hz之间，相角裕度5060度之间，稳态误差为零 。 l控制系统的带宽为5.52hz，相角裕度为55.4度，稳 态误差为零，超调量小于20，调节时间小于0.3s。 3.2 冲压发动机控制系统概念性设计：超温保 护 l燃烧室温度保护回路控制设计指标：带宽要求1 2hz之间，相角裕度5060度之间，稳态误差为零。 l控制系统的带宽为1.66hz，相角裕度为58.7度，稳 态误差为零，超调量为10，调节时间小于0.6s。 第4章 冲压发动机被控参数选取方法研究 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 l调节规律是指发动机被控参数与控制量及飞行条件 之间的关系。被控参数选择的恰当与否，直接影响到 控制规律系统的实现。 l理论上说，为了保证发动机的各种使用条件下能获 得最有利的工作，最好能同时调节尽可能多的工作参 数。如冲压发动机我们希望可以调节激波位置或强度 、燃烧后的燃气温度、通过发动机的空气流量、燃烧 室中的余气系数等。但是，这使得发动机的构造和使 用变得很复杂。因此通常是尽可能将被控参数的数目 减少，即只调节决定发动机工作状态的最基本的参数 。 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 发动机的循环有效功和热效率在部件效率给定的情 况下，取决于增压比 和加热比 ，当飞行条件给定时， 有效功和热效率就只取决于增压比 和燃烧室完全燃烧后的总 温 增压比 和燃气温度 不仅决定了推力和经济性，也决定了发动 机材料的耐高温的能力。所以可以取他们作为被调参数选项。 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 通常航空发动机被控参数选择的原则主要考虑以下 几个方面： l该参数能反映发动机过程特征； l该参数能表征发动机工作状态和稳定性； l被控参数又能表征发动机的结构强度； l在飞行条件变化时，该参数易于被精确、快速测量 。 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 根据前面建立冲压发动机稳态模型，通过改变燃油流量对来流马赫数 为2.5，高度为5km、等5个特征工况点进行仿真，获得了主推力、进 气道出口压力、进气道总压比、燃烧室出口总温的变化特性。 、推力变化特性 （1）系统特性仿真 2、进气道出口压力变化特性 3、进气道静压比变化特性 4、燃烧室出口总温变化特性 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 （2）可选被控参数随推力的变化特性 1、进气道出口压力随推力的变化特性 2、进气道压比随推力的变化特性 3、进气道安全裕度随推力的变化特性 3、进气道出口马赫数随推力的变化特性 4、燃烧室出口总温随推力的变化特性 l主推力回路被控参数的选取分析 l图4-38图4-42看出：冲压发动机主推力的变化 近似与进气道总压比成线性关系； l图4-33图4-37看出：冲压发动机主推力的变化 也近似与进气道出口压力成线性关系； l图4-48图4-53看出：冲压发动机主推力的变化 近似与进气道出口马赫速呈单调关系，但不成线性 关系； l图4-54图4-59看出：冲压发动机主推力的变化 也近似与燃烧室出口总温成线性关系； 4. 冲压发动机被控参数选取方法研究 前面分析可知，发动机主推力取决于发动机的增压 比和燃气温度。温度的快速高精度的测量在工程上实现 较困难，进气道出口马赫数的快速高精度的测量同样存 在工程实现困难的问题。而压力快速高精度测量在工程 上比较容易实现，进气道出口压力反映了进气道的增压 比，且通过仿真分析可知，冲压发动机主推力的变化近 似与进气道出口压力（或压比）成线性关系。 因此可以选取进气道出口压力（或压比）作为主推 力控制回路的被控参数。 l进气道不起动保护回路被控参数的选取分析 l进气道不起动主要是由激波运动超出了稳定工作范围引起 的，而激波的强度可用进气道出口压力或压比来表示。因此可 以选择进气道出口压力或压比作为被控参数，根据实际情况给 出进气道不起动裕度，将进气道出口压力或压比控制在不起动 裕度之下。 l超温保护回路被控参数的选取分析 l燃烧室出口燃气总温可以达到很高的温 度，将可能导致发动机部件的烧毁。因此设 计发动机控制系统，可以将燃烧室出口燃气 总温作为一个被控参数，设计超温保护回路 。 第5章 冲压发动机调节规律方案 5.1 调节规律的概述 l冲压发动机性能随外界条件的变化而变化，要求保 持发动机的给定工作状态改变发动机的工作状态，都 必须对发动机进行控制，以使发动机的战术性能得到 最好的发挥，工作可靠性得到保证。 l在研究和分析冲压发动机控制系统之前，必须先掌 握调节规律。 5.1 调节规律的概述 l调节规律规定了冲压发动机在飞行中的主要性能参数的变化规 律，它是设计发动机控制系统的出发点和依据。 l制定调节规律时，应保证发动机性能的充分发挥，即保证发动 机能工作于最有利的状态，亦就是能获得最大推力或最经济的状 态，同时发动机的各主要参数应不超出允许的安全极限。 l调节规律应在满足实现简单，在可靠安全的条件下设计完成。 5.2 按弹道飞行时特征参数变化特性 l导弹不同的飞行轨道，需要冲压发动机以不同的调 节规律给予实现。 p稳定边界分析：在低速飞行时，冲压发动机的飞行 主要受进气道不起动边界的限制，随着飞行马赫数的 不断增大，冲压发动机加速将主要受到超温边界的限 制，直至达到巡航工况点。 马赫数变化的特性曲线 推力随燃油流量和来流 5.2按弹道飞行时特征参数变化特性 l冲压发动机飞行范围宽，各主要特征参数随来流参 数变化剧烈；在整个飞行过程中，受到多个限制条件 的限制，稳定边界狭窄，有必要开展调节规律研究。 5.3 调节规律的方案 5.3.1等、等ma调节规律方案 l冲压发动机先在助推器作用下加速到一定飞行马赫数后转级启 动，在加速段，由于起动点火范围狭窄，而且在贫油状态下才便 于着火。发动机在起动后应控制余气系数靠近临界工作点的超 临界状态工作，以使发动机产生最大的推力来加速飞行器而又不 致于发生“喘振”。控制系统以等供油，当导弹爬升至预定的高 度h，则转入平飞，即进入巡航段。 l控制在允许的范围内变化，使飞行器按一定的ma数巡航。这 样发动机控制系统是一个等、等ma控制系统，它对发动机和导 弹实现了等供油和等ma飞行两种功能的控制。 5.3.1等、等ma调节规律方案 状态下的变化情况 余气系数在四个飞行 l采用等调节规律，要求进气道设计时留有很大的裕度 。结合上述仿真结果，应适当考虑采用其它调节规律。 5.3.2主推力调节规律方案 l主推力调节规律：在保证冲压发动机安全可靠运行 的前提下，尽可能使得冲压发动机靠近边界线工作， 以获得较好的推力性能。 1）点火加速段 l在发动机启动阶段，冲压发动机贫油点火，为了保 证发动机尽量工作于推力最大状态，希望启动点火阶 段所用时间尽量短。 l点火阶段调节规律设计如下：随着来流马赫数不断 增大，使进气道安全裕度逐渐减小，激波强度逐渐增 强，使得工作线逐渐靠近不起动边界线。 2）等进气道安全裕度加速段 l冲压发动机点火加速段结束之后，发动机工作线离 进气道不起动边界线有一定距离。为了保证发动机有 很好的加速性能