[发明专利]高超声速超燃冲压发动机实时模型、仿真方法

说明书

本发明公开了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型。该实时模型采用了简化的激波角计算方法；并进一步将飞行器前体和超燃冲压发动机进气道视为耦合为一体的前体/进气道；将隔离段内的气流视为等截面摩擦管流；考虑燃烧室的容积效应，将燃烧室视为一个空腔；将发动机尾喷管和飞行器后体耦合成一体，燃气在其中流动视为变截面摩擦管流；从而将燃烧室出口参数用基于容积动力学原理的一阶常微分方程表示。本发明还公开了一种高超声速超燃冲压发动机仿真方法及控制律设计方法。相比现有技术，本发明能够准确反映高超声速超燃冲压发动机的动态过程，且易于求解，实时性更好。

技术领域

本发明涉及超燃冲压发动机，尤其涉及一种高超声速超燃冲压发动机实时模型，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

高超声速飞行器(Hypersonic Vehicle，简称HV)一般是指来流马赫数大于5的飞行器，以自身的速度优势和破防能力等优点受到世界各国青睐。为了使高超声速飞行器具有更好的性能，通常将飞行器与发动机设计为一体，而动力装置采用超燃冲压发动机。因此，超燃冲压发动机产生的推力能否匹配高超声速飞行器飞行状态，直接影响高超声速飞行器的飞行性能。由此可见，选用哪种控制发动机推力的方法显得十分重要，而发动机建模与仿真作为发动机控制方法研究基础，更值得研究。

针对超燃冲压发动机的建模与仿真，国内外已经进行不少研究。JosephW.Connolly等[Joseph W.Connolly,George Kopasakis,Daniel Paxson,et al.Nonlineardynamic modeling and controls development for supersonic propulsion systemresearch.AIAA 2011-5635,2011.]建立的APSE模型对超燃冲压发动机进气道的研究有很大帮助。H.Ikawa[Ikawa H.Rapid methodology for design and performanceprediction of integrated supersonic combustion ramjet engine[J].Journal ofPropulsion and Power,1991,7(3):437-444.]用面积扩张因子法来建立超燃冲压发动机燃烧室模型，可以进行燃烧室计算和性能评估。国内很多院校针对超燃冲压发动机模型做了一定的研究，哈工大的鲍文等([鲍文，和舒，崔涛，等.超燃冲压发动机推力优化控制仿真研究.燃烧学，中国工程热物理学会学术会议论文.084051.]、[鲍文，常军涛，刘文玉，等.超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析[J].航空动力学报.2005,20(3)：368～372.])针对进气道不启动以及推力控制等问题进行了相关的研究，并指出进气道不启动的影响因素。文献[肖地波，陆宇平，姚克明，等.高超声速飞行器推进系统建模[J].航空动力学报.2015,30(4)：944～951.]中做了双模态冲压发动机建模的相关工作，其不足在于仅给出发动机的稳态推力计算模型，并没有实现发动机各关键参数的动态模拟。

综上可知，国内外针对超燃冲压发动机模型已经开展了一些工作，但是主要集中于非实时的稳态性能分析方面，用于控制系统设计的实时发动机动态模型研究还较少，亟需一种能够准确反映超燃冲压发动机动态过程的实时模型，从而为燃冲压发动机动态过程的实时仿真以及控制律设计奠定基础。

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，提供一种高超声速超燃冲压发动机实时模型，能够准确反映高超声速超燃冲压发动机的动态过程，且易于求解，实时性更好。

本发明具体采用以下技术手段解决上述技术问题：

一种高超声速超燃冲压发动机实时模型，通过下式进行激波角的计算：

其中，