[发明专利]超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法及装置

说明书

本发明公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数。本发明还公开了一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制装置。本发明将进气道正激波模型与发动机模型结合在一起，通过正激波位置对总压恢复系数进行修正，可模拟进气道不同工作状况，准确体现发动机与进气道之间的耦合关系，提高发动机控制性能。

技术领域

本发明涉及一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真领域。

背景技术

超声速状态下，航空推进系统各部件间匹配耦合性能严重影响航空发动机推进效率及发动机可靠性，而进气道与发动机的耦合特性是影响航空推进系统匹配性能的最主要因素。这是由于在航空推进系统中，超声速下航空发动机的工作效率在很大程度上依赖于其附属部件(如进气道、尾喷管等)的工作效率，然而航空推进系统各部件良好匹配的程度决定了各部件的共同工作效率。在航空推进系统超声速工作状态下，航空发动机安装推力损失可达到10％～15％，在过渡状态下如战机在加速—爬高阶段可达到25％～30％。航空推进系统各部件耦合特性不仅影响航空发动机的工作效率及安装性能，更对航空发动机工作安全及稳定性有重要影响。飞行器在超声速巡航状态下，其推进系统中进气道、发动机的耦合作用更为强烈，而严重的不良耦合作用可导致推进系统产生明显的横向震荡、进发截面流场畸变，甚至可能导致发动机熄火。因此，研究进气道与航空发动机耦合性问题显得更加具有工程研究意义。

进气道作为航空推进系统的一部分，其基本作用是为航空发动机提供稳定高效的空气流量；同时，进气道又是飞行器机体的组成部分，其外部特性在超声速状态性严重影响推进系统的安装性能。因此，进气道与发动机间的耦合特性，既关系到进气道自身的工作状态，同时影响发动机进口流场的稳定性，是推进系统耦合问题的主要研究内容。匹配良好的进气道/发动机，其具有更好的耦合特性，可使发动机安装性能如有效推力、安装耗油率得到大幅提升。

传统独立的进气道调节或发动机控制难以实现进气道与发动机在超声速状态下的良好匹配，通过进气道与发动机综合控制，提高航空推进系统中进气道与发动机的综合性能是一种有效的控制途径。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，可有效提高发动机控制性能。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种超声速进气道与涡扇发动机综合控制方法，利用超声速进气道中的正激波位置，并根据总压恢复系数比值与正激波位置的关系以及飞行条件获得相应的总压恢复系数，然后用该总压恢复系数作为涡扇发动机控制所需的总压恢复系数；所述总压恢复系数比值i与正激波位置X的关系具体如下：

若X位于X[k-1]和X[k]之间，则i值位于I[k-1]和I[k]之间,并有

其中，k表示总压恢复系数比值与正激波位置关系的编号值。

优选地，使用H_∞控制器对涡扇发动机进行控制。

进一步地，所述H_∞控制器的输入为安装推力和涡轮落压比控制指令，所述H_∞控制器的输出为涡扇发动机的燃油和尾喷管喉道面积调节量以及超声速气道的正激波位置变化量。

根据相同的发明思路还可以得到以下技术方案：