一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法及控制器

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法及控制器。

背景技术

在航空航天领域，很多飞行器依靠涡喷发动机提供动力，此类发动机可通过调节转速为飞行器提供所需动力以满足指标要求。但是它们也有诸如最低转速、最高转速、最大排气温度、持续运转时间等方面的限制。以某飞行器的发动机为例，根据燃烧室熄火特性要求，发动机可接受N

发明内容

针对上述存在的问题，本发明旨在提供一种基于期望转速解算飞行马赫数指令的涡喷发动机转速保护速度控制方法及控制器，防止其在大转速下的工作时长超过限制范围导致发动机停机，确保飞行安全性。

为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法，其特征在于，包括以下步骤，

S1：飞行器在巡航时，根据发动机转速保护门限生成飞行器转速保护的马赫数指令解算策略；

S2：建立发动机推力模型和阻力模型；

S3：基于步骤S2中建立的发动机推力模型和阻力模型，对飞行器飞行过程中的马赫数进行解算，并根据步骤S1中马赫数指令解算策略对发动机的速度进行调整控制。

进一步的，步骤S1的具体操作包括以下步骤，

S101：飞行器在巡航时，根据发动机转速门限N

式中，N

S102：根据步骤S101的解算结果，建立飞行器转速保护的马赫数指令解算策略为

式中，Ma

进一步的，步骤S2的具体操作包括以下步骤，

S201：建立飞行器运动方程

式中，m为飞行器质量，v为飞行器飞行速度，t为飞行器飞行时间，P为发动机的推力，X为阻力，α、β和θ分别为攻角、侧滑角和弹道倾角；

S202：将发动机的物理转速转化为相对折合转速，

式中，N

S203：对不同发动机推力状态下的推力数值进行拟合，得到发动机推力模型为

P(H，Ma，N

式中，a、b、c、d分别为模型参考系数，无实际物理含义；H为巡航高度；

S204：基于步骤S201中的飞行器运动方程和发动机推力模型可得发动机的阻力模型为

D＝qsC

式中，D为发动机的阻力，q为当前动压、s为飞行器参考面积、C

进一步的，步骤S3的具体操作包括以下步骤，

S301：将稳定阶段的攻角固定为一个值，则阻力系数简化为只与马赫数相关，表示为

C

式中，e为参考系数；

S302：结合飞行器的运动方程、推力模型和阻力模型可得，当飞行器匀速运动时，

式中，V

S303：对步骤S302中的表达式进行解算，得到修正解算后的马赫数指令Ma

s·e·ρ·v

的正实数解；

式中，k为转化系数，z为需要求解的未知数；

此处需要说明的是，方程

s·e·ρ·v

并非一个具体的方程，而是一个广义的方程，将步骤S302中的方程解算并代入该方程，可以得到该方程的具体公式。

S304：对比修正解算后得到的马赫数指令Ma

一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制器，其特征在于：包括指令执行系统和飞行器弹上控制系统，所述飞行器弹上控制系统执行上述所述的基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法。

本发明的有益效果是：

本发明中基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法能够在飞行器长时间巡航且发动机工作时间有限制的情况下，通过设置目标发动机转速、飞行高度及攻角，在线生成马赫数指令，弹上控制系统跟踪程控马赫数指令和可达到最大马赫数指令之间的小值，使得发动机一直在合适的工作区间运转，确保飞行器安全。

附图说明

图1为本发明实施例一仿真实验中飞行器巡航段马赫数程控指令、修正马赫数指令及马赫数曲线；

图2为本发明实施例一仿真实验中飞行器巡航段发动机物理转速曲线；

图3为本发明实施例一仿真实验中飞行器巡航段攻角曲线；

图4为本发明实施例二中速度控制器结构框图。

具体实施方式

为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的描述。

实施例一

一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法，包括以下步骤，

S1：飞行器在巡航时，根据发动机转速保护门限生成飞行器转速保护的马赫数指令解算策略；

具体的，S101：飞行器在巡航时，根据发动机转速门限N

式中，N

S102：根据步骤S101的解算结果，建立飞行器转速保护的马赫数指令解算策略为

式中，Ma

进一步的，S2：建立发动机推力模型和阻力模型；

具体的，S201：建立飞行器运动方程

式中，m为飞行器质量，v为飞行器飞行速度，t为飞行器飞行时间，P为发动机的推力，X为阻力，α、β和θ分别为攻角、侧滑角和弹道倾角；

当飞行器处于非机动段，状态比较平稳，此时α、β和θ均为小量。由上式可以看出为维持匀速运动，推力应和阻力平衡。

S202：航空发动机的推力一般和高度、马赫数及发动机转速相关，在工程实践中，一般会得到推力在不同状态下的推力数值表。此三维插值表对应的转速一般为相对折合转速N

式中，N

S203：对不同发动机推力状态下的推力数值进行拟合，得到发动机推力模型为

P(H，Ma，N

式中，a、b、c、d分别为模型参考系数，无实际物理含义；H为巡航高度；

S204：基于步骤S201中的飞行器运动方程和发动机推力模型可得发动机的阻力模型为

D＝qsC

式中，D为发动机的阻力，q为当前动压、s为飞行器参考面积、C

进一步的，S3：基于步骤S2中建立的发动机推力模型和阻力模型，对飞行器飞行过程中的马赫数进行解算，并根据步骤S1中马赫数指令解算策略对发动机的速度进行调整控制。

根据发动机工作状态，确定下一步的期望发动机转速。若发动机已经在N

S301：考虑发动机推力表达式为拟合函数，有一定的误差。且为降低成本有些飞行器上没有装风速传感器，实际飞行中测得马赫数和对风马赫数有一定偏差。因此，将稳定阶段的攻角固定为一个较大的值，而使解出的马赫数指令偏小，以保证实际发动机转速在安全范围内。当攻角固定时，阻力系数简化为只与马赫数相关，表示为

C

式中，e为参考系数；

S302：结合飞行器的运动方程、推力模型和阻力模型可得，当飞行器匀速运动时，

式中，V

S303：对步骤S302中的表达式进行解算，得到修正后的马赫数指令Ma

s·e·ρ·v

的解；

式中，k为转化系数，z为需要求解的未知数；

上述有四个解，一般有两个实数根、两个复数根，实数根为一正一负，马赫数指令取其中的正实数根；

S304：对比修正解算后得到的马赫数指令Ma

仿真实验：

该仿真实验中使用具体的数值进行仿真。

S1：飞行器在巡航时，根据发动机转速保护门限生成飞行器转速保护的马赫数指令解算策略；

此飞行器使用涡喷发动机为其提供动力，发动机在良好通风状态下，40000r/min以下可持续运行；转速在40000r/min至43000r/min，持续运转时间不超过30min；转速在43000r/min至45000r/min大车状态，发动机持续运转时间不超过5min。根据转速保护门限40000r/min和43000r/min，将飞行器马赫数分成三个阶段进行解算，即

建立飞行器转速保护的马赫数指令解算策略为

S2：建立发动机推力模型和阻力模型；

具体的，飞行器运动方程

将发动机的物理转速转化为相对折合转速，

上式中大气温度T及音速V

对不同发动机推力状态下的推力数值进行拟合，因为插值表中推力以大牛为单位，因此发动机推力模型表示为

P(H，Ma，N

发动机的阻力模型表示为

D＝qsC

S3：基于步骤S2中建立的发动机推力模型和阻力模型，对飞行器飞行过程中实际测得的马赫数进行修正，并根据步骤S1中马赫数指令解算策略对发动机的速度进行调整控制。

假设发动机已经在43000r/min至45000r/min的大车状态工作将近5min，则下一步需要发动机转速降至43000r/min以下，选择42800r/min为下一阶段的目标转速。

考虑发动机推力表达式为拟合函数，有一定的误差。且实际飞行中测得马赫数和对风马赫数有一定偏差。因此，设稳定阶段的攻角为4°，而使解出的马赫数指令偏小，以保证实际发动机转速在安全范围内。当攻角固定时，阻力系数可简化成只与马赫数相关，表示为

C

结合飞行器的运动方程、推力模型和阻力模型可得，当飞行器在8km高度上匀速飞行时，有

上式有四个解为-0.9658、0.7691、0.1865-0.9798i、0.1865+0.9798i，因此选择正实数根0.7691作为马赫数指令Ma

在此过程中，飞行器巡航段马赫数程控指令、修正马赫数指令及马赫数曲线如附图1所示，飞行器巡航段发动机物理转速曲线如附图2所示，飞行器巡航段攻角曲线如附图3所示；飞行器在8km先以Ma

实施例二：

实施例二中提供一种基于涡喷发动机转速保护的速度控制器，如附图4所述，包括指令执行系统和飞行器弹上控制系统，所述飞行器弹上控制系统执行实施例一中所述的基于涡喷发动机转速保护的速度控制方法。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。