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）

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）

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PD控制回路和推力外环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。

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

0 引言

高超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[1-4]。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。

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，建模主要包括前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管模型[9-12]，结构如图2所示。

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A1处压缩前后的气流参数关系为

式中：T0为大气来流总温；P0为大气来流总压；Ma0来流马赫数；k为比热比常数；β为激波的激波角。其中：T0、P0的计算公式为

式中：t0为来流静温；p0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[13]。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A1处的马赫数Ma1，温度T1，压力P1，截面积A1都是已知的。则在截面A2处，总温度T2，总压力P2为

则由式（5）、（6）可以得到截面A2处的马赫数

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，可以有效减少进气道和燃烧室的干扰[14]。隔离段两端的面积A2和A3相等。即

截面A3和A2处的压力比为

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维流动基本方程为

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

式中：τ为总加热比；θ为放热速率；x1为喷油点。

则在截面 s处，Mas=Ma2，Ps=P2，Ts=T2。

s-t段轴向马赫数分布为

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A4处的气流都为超声速。为了简化计算，通常假设没有热损耗，气流绝热膨胀。

截面 A4处的马赫数 Ma4，压力 P4，总温 T4，截面积A4都是已知的。

在截面 A5处，总温 T5=T4；总压 P5=δ45P4，δ45为尾喷管总压恢复系数。

由质量守恒定律可知

此处总压定义为

由动量守恒原理得

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

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。

采用的调节阀为2阶振荡模型，结构为

式中：Kv为电液伺服阀的流量增益，取为1；wv为电液伺服阀的-90°相频宽，取为1021.6 rad/s；δv为阻尼比，推荐值为 0.5～0.7。

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。

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。

[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 scramjet thrust[D].Harbin：Harbin 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系统关键技术[J].航空发动机，2016，42（4）：1-7.YUAN Chunfei,QIU Xiaojie.Research status and key technologies of control system for scramjet[J].Aeroengine,2016,42（4）：1-7.(in Chinese)

[3]于达仁，常军涛，崔涛，等.超燃冲压发动机控制方法[J].推进技术，2010，31(6)：764-772.YU Daren,CHANG Juntao,CUI Tao,et al.Control method of scramjet engines[J].Journal of Propulsion Technology,2010,31（6）：764-772.(in Chinese)

[4]Ronald S.Fyr.A century of ramjet propulsion technology evolution[J].Journal of Propulsion and Power,2004,20（1）：27-58.

[5]董贤蒙.超燃冲压发动机建模与仿真研究[D].长沙：国防科学技术大学，2011.DONG Xianmeng.Research on modeling and simulation of supersonic scramjet[D].Changsha：National University of Defense Technology,2011.(in Chinese)

[6]Mark C D.X-43A flight-test-determined aerodynamic force and moment characteristics at Mach 7[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2008,45（3）：472-484.

[7]沈娟，李舰.美国高超声速推进技术研究 [J].飞航导弹，2010（2）：5-8.SHEN Juan,LI Jian.Research on propulsion technology of hypersonic in America[J].Aerodynamic Missile Journal,2010（2）：5-8.(in Chinese)

[8]崔涛.超燃冲压发动机控制方法研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学,2005.CUI Tao.Control method of scramjet engines[D].Harbin：Harbin Institute of Technology,2005.(in Chinese)

[9]和舒.超燃冲压发动机最大推力稳态优化控制方法研究 [D].哈尔滨：哈尔滨工业大学,2008.HE Shu.Research on steady-state optimizing control system of scramjet thrust[D].Harbin：Harbin Institute ofTechnology,2008.(in Chinese)

[10]Gruenig C,Mayinger F.Supersonic combustion of kerosene/h2 mixture in a model scramjet combustor[J].Combustion Science and Technology,1999,14（6）：1-22.

[11]Bao Wen,Xiao Hong,Cui Tao.Research on optimal regulating rule for scramjet control[R].AIAA-2006-8026.

[12]Water C,Engelund,Scott D H.Aerodynamic database development for the hyper-X airframe integrated scramjet propulsion experiments[R].AIAA-2000-4006.

[13]Sean M Torrez,James F Driscoll,Derek J D.Preliminary design methodology for hypersonic engine flowpaths[R].AIAA-2009-7289.

[14]Joseph M Hank,James S Murphy,Richard C Mutzman.The X-51A scramjet engine flight demonstration program[R].AIAA-2008-2540.

[15]王玉男，王占学，张军峰.涡轮冲压组合发动机加力/冲压燃烧室[J].航空发动机，2013，39（3）：23-26.WANG Yunan,WANG Zhanxue,ZHANG Junfeng.Flow and combustion simulation of augmented/ramjet burner for turbine based combined cycle engine[J].Aeroengine,2013,39（3）：23-26.(in Chinese)

Simulation of Thrust Control System for Scramjet

CUI Man-man,HUANG Yao
（AECC Aeroengine Control Research Institute,Wuxi 214063）

Scramjet 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 scramjet 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 outside 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.

scramjet;fuel control;thrust control;engine model;aeroengine

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.004

2016-05-20 基金项目：国家重大基础研究项目资助

崔曼曼（1989），女，硕士，工程师，从事软件总体研发工作；E-mail:836111990@qq.com。

崔曼曼，黄耀.超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究[J].航空发动机，2017，43（1）：17-20.CUIManman,HUANGYao.Simulationofthrustcontrol systemforscramjet[J].Aeroengine，2017，43（1）：17-20.

（编辑：张宝玲）