高通流变循环发动机模式切换控制方法及装置

本发明属于航空发动机控制，具体涉及一种高通流变循环发动机模式切换控制方法及装置。

背景技术：

1、随着新一代战斗机、超音速民航客机对超声速、高超声速飞行的迫切需求不断增加，全速域内兼顾经济性与推力性能的多工作模式涡轮发动机成为当前研究热点，由此诞生了以自适循环发动机为代表的新一代涡扇发动机以及面向高超声速飞行的涡轮基组合循环发动机。多工作模式发动机可以通过模式选择阀、涵道引射器等变几何可调流道机构调节气流流路，改变发动机热力循环过程，在低马赫下以多外涵或者涡扇模式工作，高马赫数下以单外涵或者冲压/火箭模式工作，可以实现低马赫数下低油耗高经济性、高马赫数下大推力的双重目标，从而提高发动机的任务适应性。但对于多工作模式发动机模式切换过程，变几何流道调节机构调节过程会使得各旋转部件匹配工作平衡被打破，工作气流流路的瞬时变化导致发动机不可避免的存在推力波动问题，此过程往往处于超声速或者高超声速状态，推力波动过大会导致推阻失衡，严重威胁飞行器飞行安全，因此，模式切换过程研究是目前研究热点方向之一。

2、针对模式切换过程研究，主要分为两个方面。一是从不同模式稳态性能角度，探索高马赫数下涡扇模式增大推力方法，以实现模式切换过程中不同模式下发动机推力性能匹配。lv等人为了扩展tbcc发动机模式切换包线，提出了一种基于液氨射流预冷[thermodynamic modeling and analysis of ammonia injection pre-compressorcooling cycle:anovel scheme for high mach number turbine engines[j]]与可变几何冲压燃烧室的tbcc结构方案[mode transition analysis of aturbine-basedcombined-cycle considering ammonia injection pre-compressor cooling andvariable-geometry ram-combustor[j]]，并通过多目标优化方法获得了满足模式切换过程推力不变、油耗更低的稳态切换路径[mode transition path optimization forturbine-based combined-cycle ramjet stage under uncertainty propagation ofintegrated airframe-propulsion system[j]]。xi等人为了提升模式切换过程发动机推力，提出了一种基于改进控制计划的模式切换过程增推方法，有效改善了高马赫数下涡扇模式推力性能[design of thrust augmentation control scheduleduring modetransition for turbo-ramjet engine[j]]。zheng等人为了解决模式切换过程推力不连续问题，通过优化飞行器飞行轨迹，以改变飞行器推力和阻力状态，从而获得额外净推力，实现模式切换过程推力平滑过渡[trajectory optimization for atbcc-poweredsupersonic vehicle with transition thrust pinch[j]]。二是研究模式切换动态过程，通过优化控制规律、采用先进控制方法尽可能降低模式切换过程发动机推力、流量波动。聂等人提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律，以实现稳定模态切换[涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究[j]]。张等人基于最大推力连续准则提出了模态转换策略[14,15]。yu等人建立不同模式下线性切换模型，基于模糊控制和智能算法设计规划相应的平滑切换控制策略[active disturbance rejection control foruncertain nonlinear systems subject to magnitude and rate saturation:application to aeroengine[j]]；周等人采用基于神经网络或者模型预测等动态规划方法直接控制发动机推力[变循环发动机智能推力估计及控制方法研究[d]]，以抑制模式切换过程推力突变。chen等人提出了一种恒流量模态切换方法，通过在模式切换过程控制风扇静压[flow control of double bypass variable cycle engine in modaltransition[j]]，保证模式切换过程中发动机流量连续，但会出现推力波动大的问题。

3、分析上述研究进展发现，仅从稳态性能方向研究模式切换问题，无法反映模式切换过程发动机推力的动态变化规律，而针对模式切换过程动态研究，很难实现模式切换过程同时满足推力、流量保持不变，由此引发了模式切换过程需考虑进发流量匹配等一系列更复杂的问题。因此，亟需探索可实现发动机推力、流量平滑过渡的模式切换控制方法。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术在模式切换过程发动机推力、流量变化幅度大的问题，提供一种高通流变循环发动机模式切换控制方法，通过在飞行包线的模式切换区间以模式切换过程发动机推力和流量变化最小为目标进行模式切换控制，实现了模式切换过程发动机性能平滑过渡。

2、本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

3、一种高通流变循环发动机模式切换控制方法，

4、预先通过遍历全部飞行包线点的方法确定模式切换区间，所述模式切换区间具体是指可实现高通流变循环发动机不同工作模式下发动机推力、流量连续的飞行包线点的集合；所述遍历全部飞行包线点的方法具体如下：

5、步骤1、在当前飞行包线点，分别计算所述高通流变循环发动机在涡扇模式、涡喷模式下的最大推力ftf、ftj，在所述最大推力计算过程中，发动机尾喷管喉道面积a8取设计值，其余对发动机最大推力有影响的各状态参数的最大限制值均取上限值；判断此时涡喷模式最大推力ftj是否大于等于涡扇模式最大推力ftf，若满足条件，则转至步骤2，若不满足，则转至步骤4；

6、步骤2、对于涡扇模式，计算主燃烧室燃油流量mfb降至熄火状态时的发动机推力相比步骤1所计算出的最大推力ftf的发动机推力减少量f(δmfb)；对于涡喷模式，计算发动机尾喷管喉道面积a8扩大至物理机械限制最大值a8linit时的发动机推力相比步骤1所计算出的最大推力ftj的发动机推力增量f(δa8limit)；判断f(δmfb)是否小于等于f(δa8limit)，若满足该条件，转步骤3；否则，改变涡扇模式下对发动机最大推力有影响的各状态参数的最大限制值组合，重新计算相应的最大推力ftf及发动机推力减少量f(δmfb)并判断f(δmfb)是否小于等于f(δa8limit)，如找到了使得f(δmfb)小于等于f(δa8limit)的所述最大限制值组合，则转步骤3，如遍历了所有所述最大限制值组合后仍未找到使得f(δmfb)小于等于f(δa8limit)的最大限制值组合，则转步骤4；

7、步骤3、判定当前飞行包线点为可实现高通流变循环发动机不同工作模式下发动机推力、流量连续的飞行包线点，输出该飞行包线点及相关参数后，更新飞行包线点并转至步骤1；

8、步骤4、更新飞行包线点后继续执行步骤1；

9、在模式切换区间内，以模式切换过程发动机推力和流量变化最小为目标，控制所述高通流变循环发动机进行模式切换。

10、优选地，涡扇模式下对发动机最大推力有影响的状态参数包括：主燃烧室出口总温、前风扇最大转速、高压压气机出口总温、级间燃烧室出口总温、加力燃烧室出口总温；涡喷模式下对发动机最大推力有影响的状态参数包括：前风扇最大转速、级间燃烧室出口总温、加力燃烧室出口总温。

11、基于同一发明构思还可以得到以下技术方案：

12、一种高通流变循环发动机模式切换控制装置，在模式切换区间内，以模式切换过程发动机推力和流量变化最小为目标，控制所述高通流变循环发动机进行模式切换；所述模式切换区间具体是指可实现高通流变循环发动机不同工作模式下发动机推力、流量连续的飞行包线点的集合，通过遍历全部飞行包线点的方法确定；所述遍历全部飞行包线点的方法具体如下：

13、步骤1、在当前飞行包线点，分别计算所述高通流变循环发动机在涡扇模式、涡喷模式下的最大推力ftf、ftj，在所述最大推力计算过程中，发动机尾喷管喉道面积a8取设计值，其余对发动机最大推力有影响的各状态参数的最大限制值均取上限值；判断此时涡喷模式最大推力ftj是否大于等于涡扇模式最大推力ftf，若满足条件，则转至步骤2，若不满足，则转至步骤4；

14、步骤2、对于涡扇模式，计算主燃烧室燃油流量mfb降至熄火状态时的发动机推力相比步骤1所计算出的最大推力ftf的发动机推力减少量f(δmfb)；对于涡喷模式，计算发动机尾喷管喉道面积a8扩大至物理机械限制最大值a8linit时的发动机推力相比步骤1所计算出的最大推力ftj的发动机推力增量f(δa8limit)；判断f(δmfb)是否小于等于f(δa8limit)，若满足该条件，转步骤3；否则，改变涡扇模式下对发动机最大推力有影响的各状态参数的最大限制值组合，重新计算相应的最大推力ftf及发动机推力减少量f(δmfb)并判断f(δmfb)是否小于等于f(δa8limit)，如找到了使得f(δmfb)小于等于f(δa8limit)的所述最大限制值组合，则转步骤3，如遍历了所有所述最大限制值组合后仍未找到使得f(δmfb)小于等于f(δa8limit)的最大限制值组合，则转步骤4；

15、步骤3、判定当前飞行包线点为可实现高通流变循环发动机不同工作模式下发动机推力、流量连续的飞行包线点，输出该飞行包线点及相关参数后，更新飞行包线点并转至步骤1；

16、步骤4、更新飞行包线点后继续执行步骤1。

17、优选地，涡扇模式下对发动机最大推力有影响的状态参数包括：主燃烧室出口总温、前风扇最大转速、高压压气机出口总温、级间燃烧室出口总温、加力燃烧室出口总温；涡喷模式下对发动机最大推力有影响的状态参数包括：前风扇最大转速、级间燃烧室出口总温、加力燃烧室出口总温。

18、相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

19、本发明基于双向循环修正的模式切换区域确定方法预先确定模式切换区间，即可实现高通流变循环发动机不同工作模式下发动机推力、流量连续的飞行包线点的集合，并在模式切换区间以模式切换过程发动机推力和流量变化最小为目标进行模式切换控制，有效解决了现有基于最大状态推力连续方法确定的模式切换点推力波动很大的局限性，有效保证了模式切换过程发动机性能稳定。