1、超燃冲压发动机燃油供给与控制超燃冲压发动机燃油供给与控制鲍文鲍文高超声速技术研究中心高超声速技术研究中心目录目录o 超燃冲压发动机控制对象特性分析超燃冲压发动机控制对象特性分析o 超燃冲压发动机控制系统结构超燃冲压发动机控制系统结构o 超燃冲压发动机推力控制方法超燃冲压发动机推力控制方法o 超燃冲压发动机发动机分布参数控制超燃冲压发动机发动机分布参数控制o 超声速进气道不起动判断与控制超声速进气道不起动判断与控制o 超燃冲压发动机超燃冲压发动机/飞行器一体化控制飞行器一体化控制超燃冲压发动机控制对象特性分析超燃冲压发动机控制对象特性分析鲍文鲍文 崔涛崔涛 常军涛常军涛 李献领李献领 曲亮曲亮
2、李伟鹏李伟鹏 双模态超燃冲压发动机燃烧室双模态超燃冲压发动机燃烧室发动机的分布参数特性发动机的分布参数特性超声速进气道超声速进气道来流马赫数对流场的影响来流马赫数对流场的影响24848.534545.558787.9X/mY/m00.20.40.040.080.120.160.20.240.280.320.360.40.440.48Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.2653939.413636444242.4X/mY/m00.20.40.040.080.120.160.20.240.280.320.360.40.440.48Frame 001 10 Sep 200
3、7 fluent6.3.26M0=4M0=701234561015202530354045攻 角压比(面积加权平均)压 比(面 积 加 权 平 均)ma=4ma=5ma=6ma=701234560.50.60.70.80.911.11.21.3攻 角流量捕获系数流 量 捕 获 系 数 ma=4ma=5ma=6ma=7来流攻角对流场的影响来流攻角对流场的影响21858.641575.816929.3X/mY/m00.20.40.040.080.120.160.20.240.280.320.360.40.440.48Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.2653939.4
4、78181.839393.9X/mY/m00.20.40.040.080.120.160.20.240.280.320.360.40.440.48Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.26=-5=501234561015202530354045攻 角压比(面积加权平均)压 比(面 积 加 权 平 均)ma=4ma=5ma=6ma=701234560.50.60.70.80.911.11.21.3攻 角流量捕获系数流 量 捕 获 系 数 ma=4ma=5ma=6ma=7出口背压对流场的影响出口背压对流场的影响5000074050.6182278X/mY/m0.40.50
5、.080.120.160.20.24Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.265000074050.6182278X/mY/m0.40.50.080.120.160.20.24Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.265000074050.6350633X/mY/m0.40.50.080.120.160.20.24Frame 001 10 Sep 2007 fluent6.3.26来流马赫数变化引起的进气道不起动来流马赫数变化引起的进气道不起动/再起动特性分析再起动特性分析o 来流马赫数对进气道性能参数的影响来流马赫数对进气道性能参数的影响o
6、 进气道不起动时的流场结构示意图进气道不起动时的流场结构示意图来流马赫数变化引起的进气道不起动来流马赫数变化引起的进气道不起动/再起动特性分析再起动特性分析o进气道不起动进气道不起动/再起动过程中的流动特征再起动过程中的流动特征来流马赫数变化引起的进气道不起动来流马赫数变化引起的进气道不起动/再起动分析再起动分析o 进气道不起进气道不起动动/再起动再起动过程特性分过程特性分析析o 不起动马赫不起动马赫数和再起动数和再起动马赫数马赫数来流攻角变化引起的进气道不起动来流攻角变化引起的进气道不起动/再起动特性分析再起动特性分析o 来流攻角对进气道性能参数的影响来流攻角对进气道性能参数的影响o 进气道
7、不起动时的流场结构示意图进气道不起动时的流场结构示意图来流攻角引起的进气道不起动来流攻角引起的进气道不起动/再起动分析再起动分析Axis location x,mY,m0.350.40.450.10.15Axis location x,mY,m0.350.40.450.10.15Axis location x,mY,m0.350.40.450.10.15Axis location x,mY,m0.350.40.450.10.15a=0a=10a=-4a=-5来流攻角变化引起的进气道不起动来流攻角变化引起的进气道不起动/再起动特性分析再起动特性分析来流攻角变化引起的进气道不起动来流攻角变化引起的
8、进气道不起动/再起动分析再起动分析o 不起动不起动/再起动特性形再起动特性形成的内在物理机制成的内在物理机制n分析结果表明：流动过分析结果表明：流动过程存在程存在“记忆记忆”效应，效应，进气道进口处分离流的进气道进口处分离流的形成和消失过程是形成形成和消失过程是形成不起动不起动/再起动特性的再起动特性的主要原因。主要原因。附面层抽吸对进气道不起动附面层抽吸对进气道不起动/再起动再起动特性的影响特性的影响壁面冷却对进气道不起动壁面冷却对进气道不起动/再起动特性的影响再起动特性的影响超燃冲压发动机燃油供给系统超燃冲压发动机燃油供给系统00.511.5100015002000250030003500
9、4000沿轴向的长度(m)燃烧室上壁面静温(C)三点喷油比10:6:6三点喷油比6:6:10三点喷油比6:10:6超燃冲压发动机燃油供给系统超燃冲压发动机燃油供给系统00.511.5400600800100012001400沿轴向的长度(m)冷侧壁面温度(C)当量比1.01当量比0.825当量比0.71燃油供给系统结构燃油供给系统结构o 燃油供给与控制系统燃油供给与控制系统n多路燃油供给同时要满足推力、热防护冷却的需要多路燃油供给同时要满足推力、热防护冷却的需要o 发动机气热弹耦合效应发动机气热弹耦合效应n发动机内流、壁面、壁面内部的吸热燃料之间的多场耦合发动机内流、壁面、壁面内部的吸热燃料之
10、间的多场耦合00.511.5400600800100012001400沿轴向的长度(m)冷侧壁面温度(C)当量比1.01当量比0.825当量比0.71燃料沸腾过程燃料沸腾过程I I 自然对流区，无气泡；自然对流区，无气泡；II II 泡状沸腾区：泡状沸腾区：IIaIIa 孤立气泡区，泡状流；孤立气泡区，泡状流；IIII 完全沸腾区，块状流；完全沸腾区，块状流；III III 过渡沸腾区；过渡沸腾区；IV IV 膜态沸腾区；膜态沸腾区；C C 泡泡-膜沸腾过渡点；膜沸腾过渡点；D D 膜膜-泡沸腾过渡点；泡沸腾过渡点；完全泡沸腾与过渡沸腾的边界完全泡沸腾与过渡沸腾的边界 点；产生不稳定气膜点；点
11、；产生不稳定气膜点；Tw Tw 表面温度；表面温度；Ts-Ts-饱和温度饱和温度 亚临界饱和沸腾曲线燃料沸腾过程燃料沸腾过程亚临界沸腾时的传热恶化特性燃料压力燃料压力超临界超临界 o 随着压力的增大，过渡沸腾的传热恶化逐渐消退；o 超临界压力以上，彻底消失。燃油物性燃油物性密度密度黏度黏度燃油物性燃油物性比热比热导热系数导热系数高温燃油管道特性高温燃油管道特性超燃冲压发动机控制系统结构超燃冲压发动机控制系统结构鲍文鲍文 崔涛崔涛 赵天爽赵天爽 赵晓敏赵晓敏 肖虹肖虹 车聪斌车聪斌 于达仁于达仁超燃冲压发动机控制系统的总体技术超燃冲压发动机控制系统的总体技术n超燃冲压发动机包括主推力控制回路，包
12、括燃烧模态控制、超燃冲压发动机包括主推力控制回路，包括燃烧模态控制、进气道保护控制、超温保护控制及各控制回路的切换控制，进气道保护控制、超温保护控制及各控制回路的切换控制，在燃油控制系统中还包括多路燃油流量控制。在燃油控制系统中还包括多路燃油流量控制。超燃冲压发动机控制系统的总体框架超燃冲压发动机控制系统总体超燃冲压发动机控制系统总体需要解决的关键技术：需要解决的关键技术：q 超燃冲压发动机推力控制的控制规律、控制方法超燃冲压发动机推力控制的控制规律、控制方法q 超燃冲压发动机推力测量的测点约减方法超燃冲压发动机推力测量的测点约减方法q 超燃冲压发动机进气道的起动判断和控制超燃冲压发动机进气道
13、的起动判断和控制q 燃油供给系统热防护一体化设计燃油供给系统热防护一体化设计q 高温两相流燃油调节阀的研制高温两相流燃油调节阀的研制超燃冲压发动机控制系统总体超燃冲压发动机控制系统总体o 超然冲压发动机推力控制研究包超然冲压发动机推力控制研究包括推力调节规律设计和控制方法括推力调节规律设计和控制方法两方面的内容。两方面的内容。o 在加速、巡航过程中，要求冲压在加速、巡航过程中，要求冲压发动机相应的改变推力以满足飞发动机相应的改变推力以满足飞行器的需要，这就是冲压发动机行器的需要，这就是冲压发动机推力调节规律要研究的内容。推推力调节规律要研究的内容。推力调节规律的设计包括起动、加力调节规律的设计
14、包括起动、加速和巡航调节规律。调节规律设速和巡航调节规律。调节规律设计的依据一方面是飞行器和发动计的依据一方面是飞行器和发动机的性能要求，另一方法是要考机的性能要求，另一方法是要考虑各种稳定边界。虑各种稳定边界。n 在超燃冲压发动机燃油供给在超燃冲压发动机燃油供给总体技术方面，论证了超燃冲总体技术方面，论证了超燃冲压发动机燃油供给系统的总体压发动机燃油供给系统的总体方案和关键技术。方案和关键技术。燃油密度特性涡轮流量计节流式流量燃油质油质量流量预燃喷嘴壁龛喷嘴电液伺服阀压电陶瓷数字阀阀调节阀先导导直动动稳压阀推进进流冷却流量推进进流冷却流量独立冷却系统冷却系统液体固体气体工作介质油箱设箱挤压式
15、冲压压空高压压气油箱压容积积涡轮泵油泵转速调节功率设率泵数字电涡轮转速调节高速高温涡速高温取气、排气方式空气涡泵压式源高压给系统 燃油供PWM动轮油l高压油源系统n外部取气：在前体的第一个楔面上取气n可调导叶：改变涡轮速度，调节燃油流量n空气涡轮：Ma1.5左右的单级空气涡轮n油箱：冲压增压式n油泵：离心燃油泵l冷却系统：多管并联流动l稳压阀：直动式溢流阀l燃油流量调节阀：三组PWM燃油调节阀l喷嘴：壁龛超燃冲压发动机推力控制方法超燃冲压发动机推力控制方法鲍文鲍文 赵晓敏赵晓敏 和舒和舒 郭林春郭林春 徐志强徐志强 唐井峰唐井峰研究思路研究思路-燃烧模态控制配油思路燃烧模态控制配油思路喷嘴组调
16、节的工作简图喷嘴组调节的工作简图以及阀门开启规律以及阀门开启规律、喷嘴喷嘴组阀门组阀门研究思路研究思路-地面试验研究思路地面试验研究思路o 在地面试验中对不同的在地面试验中对不同的燃油总量燃油总量Q，通过调整，通过调整各个喷油点的喷油量找各个喷油点的喷油量找到与到与Q对应的最大推力对应的最大推力F，推力最大时的参数，推力最大时的参数分布就是我们要求的模分布就是我们要求的模态设计，这时各喷油点态设计，这时各喷油点的喷油量也就是最优配的喷油量也就是最优配油规律。油规律。超燃冲压发动机最大推力稳态优化控制算法超燃冲压发动机最大推力稳态优化控制算法 o 仿真结果分析仿真结果分析o控制周期的影响控制周期
17、的影响控制周期0.02 误差（4.84%）控制周期0.06 误差（0.8%）仿真结果分析仿真结果分析马赫数6，总当量比0.5推力随迭代步的变化壁面压力分布比较 等压力线分布等马赫数线分布o 一种超燃冲压发动机燃烧室设计一种超燃冲压发动机燃烧室设计推力测量的燃烧室传感器数约简方法研究推力测量的燃烧室传感器数约简方法研究约简算法约简算法-问题的提出问题的提出o 超燃冲压发动机燃烧室测量壁面压力信号的超燃冲压发动机燃烧室测量壁面压力信号的传感器数目，在地面试验中可以安置很多个，传感器数目，在地面试验中可以安置很多个，而在飞行试验或实际应用中不可能有那么多，而在飞行试验或实际应用中不可能有那么多，因此
18、需要对其数目进行约简因此需要对其数目进行约简o 研究目的就是寻求合适的约简算法，在保证研究目的就是寻求合适的约简算法，在保证推力估算精度的前提下将超燃冲压发动机燃推力估算精度的前提下将超燃冲压发动机燃烧室表面的传感器测点约简到一个可以接受烧室表面的传感器测点约简到一个可以接受的范围内的范围内计算原理分析计算原理分析o 推力的估算问题推力的估算问题n 超燃冲压发动机控制的核心也就是推力控制，超燃冲压发动机控制的核心也就是推力控制，当飞行器处于水平巡航状态时，净推力与整个当飞行器处于水平巡航状态时，净推力与整个飞行器的外部阻力完全相抵；当发动机处于加飞行器的外部阻力完全相抵；当发动机处于加速状态时
19、，净推力应大于整个外部阻力。速状态时，净推力应大于整个外部阻力。n 而在地面模拟试验中或飞行器处于飞行状态时，而在地面模拟试验中或飞行器处于飞行状态时，发动机的推力难以直接测量，因此，在推力的发动机的推力难以直接测量，因此，在推力的控制中，需要寻求利用其他的可测量量来估算控制中，需要寻求利用其他的可测量量来估算发动机的推力，利用燃烧室的壁面压力来估算发动机的推力，利用燃烧室的壁面压力来估算推力就是一种方式推力就是一种方式 计算原理分析计算原理分析o 利用梯形积分进行推力估算利用梯形积分进行推力估算0.60.811.21.41.61.822.2050100150200250300燃烧室截面积变化
20、曲线及一条压燃模态压力曲线X-测点位置（20个测点）Y-压力及截面积一条压力曲线一条压力曲线一条压力曲线一条压力曲线燃烧室测点位置及截面积变化工程问题向数学优化问题的转化工程问题向数学优化问题的转化o 实际问题描述实际问题描述n 在燃烧室内上壁面静压测点有在燃烧室内上壁面静压测点有22个，由这个，由这22个测量数据可以较为准确的描绘去实际的压力个测量数据可以较为准确的描绘去实际的压力变化曲线，能较准确的估算出发动机的推力变化曲线，能较准确的估算出发动机的推力n 需要在这需要在这22个测点中选择最少的测点，用选出个测点中选择最少的测点，用选出的若干个测点的测量数据拟合出一条压力曲线，的若干个测点
21、的测量数据拟合出一条压力曲线，能较准确地反映出推力的变化能较准确地反映出推力的变化工程问题向数学优化问题的转化工程问题向数学优化问题的转化o 完全的数学描述完全的数学描述B：一个向量集合（测点坐标，压力，对应横截面：一个向量集合（测点坐标，压力，对应横截面积）积）A：B的一个真子集的一个真子集 mmi in ns s.t t.,1,1kniifAg BABACBAx yikBx yin 约简算法的计算过程约简算法的计算过程o 数据预处理数据预处理n 所有数据所有数据732组压力值组压力值蓝色：亚燃模态压力曲线黑色：超然模态压力曲线 其他：冷态压力曲线n 时间轴上的展开约简算法的计算过程约简算法
22、的计算过程o 热态数据提取（热态数据提取（732189），热态数据），热态数据包括亚燃模态和超燃模态包括亚燃模态和超燃模态0.511.52050100150200250300X-测 点 坐 标(20个)Y-测点压力数据预处理后选择的189组热态压力曲线(部分)约简算法的计算过程约简算法的计算过程o 热态数据的三维视图热态数据的三维视图计算结果计算结果o 约简到约简到4个测点个测点-0.25-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.101020304050607080对约简结果的误差统计（样本总数189个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目0.511.
23、522.5050100150200250300测点数目约简到4个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力计算结果计算结果o 约简到约简到5个测点个测点0.511.522.5050100150200250300测点数目约简到5个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.08010203040506070对约简结果的误差统计（样本总数189个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果计算结果o 约简到约简到6个测点个测点0.511.522.5050100150
24、200250300测点数目约简到6个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.0500.050.10.1501020304050607080对约简结果的误差统计（样本总数189个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果计算结果o 约简到约简到7个测点个测点0.511.522.5050100150200250300测点数目约简到7个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060102030405060对约简结果的误差统计（样本总数189个）X-推力
25、误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果计算结果o 约简到约简到8个测点个测点0.511.522.5050100150200250300测点数目约简到8个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.04-0.0200.020.040.060.080.10102030405060对约简结果的误差统计（样本总数189个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果分析计算结果分析45678-0.0500.050.10.150.20.250.30.35X-约简后的传感器数目Y-误差统计（相对误差）将传感器数目约简
26、到不同的数目时误差统计分析平均误差误差宽度(最大-最小)误差方差计算结果校验计算结果校验o 5个测点在数据集个测点在数据集1 上的校验结果上的校验结果0.511.522.5050100150200250300测点数目约简到五个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力00.010.020.030.040.05024681012对约简结果的误差统计（样本总数41个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果校验计算结果校验o 5个测点在数据集个测点在数据集2 上的校验结果上的校验结果0.511.522.5050100150200250300
27、测点数目约简到五个后的线性拟合（3个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.04-0.03-0.02-0.0100.010.020.0301020304050607080对约简结果的误差统计（样本总数151个）X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果校验计算结果校验o 5个测点在数据集个测点在数据集3 上的校验结果上的校验结果0.511.522.5050100150200测点数目约简到五个后的线性拟合（4个样本）X-测点坐标（20个测点）Y-测点压力-0.15-0.1-0.0500.050510152025对约简结果的误差统计（样本总数111个）
28、X-推力误差相对值大小（正误差表示拟合值偏大）Y-误差所对应的样本数目计算结果校验计算结果校验o 校验结果分析校验结果分析 注：误差统计为相对误差注：误差统计为相对误差约简算法结果分析约简算法结果分析o 约简算法分别计算了将测点数约简到不同结果时约简算法分别计算了将测点数约简到不同结果时（4、5、6、7、8个）对应的误差分布，并对误个）对应的误差分布，并对误差分布进行了统计分析。最后利用不同的几个数据差分布进行了统计分析。最后利用不同的几个数据集，每个数据集对应一次完整地试验数据。集，每个数据集对应一次完整地试验数据。o 试验结果及校验结果都表明，基于遗传算法的传感试验结果及校验结果都表明，基
29、于遗传算法的传感器数约简算法很好的解决了传感器数约简问题，将器数约简算法很好的解决了传感器数约简问题，将传感器数目约简到了传感器数目约简到了5个，而且平均误差和方差在个，而且平均误差和方差在5%左右，而且误差宽度也在左右，而且误差宽度也在15%左右。左右。超燃冲压发动机推力在线测量超燃冲压发动机推力在线测量超燃冲压发动机发动机分布参数控制超燃冲压发动机发动机分布参数控制鲍文鲍文 于达仁于达仁 崔涛崔涛 1.1.超燃冲压发动机的分布参数控制问题超燃冲压发动机的分布参数控制问题0 50 100 150 200 250 300 350 4001816141210864205)(AxA)(mmxAir
30、FuelIIIIIIIV引出宽马赫数范围的部件匹配问题dxdTTkMdxdAAMMkMdxdMttcc12111211222几何调节方法1 1 超燃冲压发动机的超燃冲压发动机的分布参数控制问题分布参数控制问题 o依靠能量方程的输入项（源项）调节气流能量的分布来调节发动机参依靠能量方程的输入项（源项）调节气流能量的分布来调节发动机参数在空间上的分布特性：气动热力调节方法。数在空间上的分布特性：气动热力调节方法。n为了完成宽马赫数范围部件匹配的参数协调的任务，超燃冲压发动机采用为了完成宽马赫数范围部件匹配的参数协调的任务，超燃冲压发动机采用多点喷射的分布加热模式，能量在流动方向散布开来多点喷射的分
31、布加热模式，能量在流动方向散布开来n在发动机设计时对喷射点的数量、位置、喷射方式都有严格的要求；在发在发动机设计时对喷射点的数量、位置、喷射方式都有严格的要求；在发动机运行时调节不同喷射位置的燃料量分配比、燃烧速率。动机运行时调节不同喷射位置的燃料量分配比、燃烧速率。n这种燃料喷射在设计和运行上的特点也决定了超燃冲压发动机控制的空间这种燃料喷射在设计和运行上的特点也决定了超燃冲压发动机控制的空间分布特性。分布特性。543210 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0awpp/)(mx543210 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0awpp/)(mxAirFuelIIIIIIIVdx
32、dTTkMdxdAAMMkMdxdMttcc121112112222 2、超燃冲压发动机分布参数控制的、超燃冲压发动机分布参数控制的适度空间维数适度空间维数 o零维方法描述分布参数对象的控制特性零维方法描述分布参数对象的控制特性n必须以足够致密的网格进行离散化近似，引起控制系统结构异必须以足够致密的网格进行离散化近似，引起控制系统结构异常复杂、控制算法计算量过大、传感器测量信息过多等问题，常复杂、控制算法计算量过大、传感器测量信息过多等问题，技术上难以实现。技术上难以实现。n引入过多测量反馈量，将导致反馈量大于控制量（有限点喷射引入过多测量反馈量，将导致反馈量大于控制量（有限点喷射燃油）而出现
33、系统不可控的问题。燃油）而出现系统不可控的问题。o二、三维方法二、三维方法n即使二、三维的方法在计算时能够满足实际的精度，仍难以作即使二、三维的方法在计算时能够满足实际的精度，仍难以作为控制模型来设计控制规律为控制模型来设计控制规律n这受限于控制理论发展水平、设计实现技术、检测技术以及数这受限于控制理论发展水平、设计实现技术、检测技术以及数值的实时性等值的实时性等 2 2、超燃冲压发动机分布参数控制的、超燃冲压发动机分布参数控制的适度空间维数适度空间维数o 一维分析方法是折衷使用的有效方法一维分析方法是折衷使用的有效方法n 针对系统一维模型的控制技术已取得较大进展，针对系统一维模型的控制技术已
34、取得较大进展，相关的解析与数值方法已能处理部分复杂对象的相关的解析与数值方法已能处理部分复杂对象的分布参数控制；分布参数控制；n 一维方法反映了发动机流场的主特征信息而比较一维方法反映了发动机流场的主特征信息而比较符合控制的宏观性与可控可检测性的特点符合控制的宏观性与可控可检测性的特点n 一维简化引起的的性能误差（截面平均参数的误一维简化引起的的性能误差（截面平均参数的误差在差在15%以内）与不确定问题，控制理论有较以内）与不确定问题，控制理论有较为完善的鲁棒分析与设计技术专门处理。为完善的鲁棒分析与设计技术专门处理。n 这些说明一维控制具有必要性与可操作性。这些说明一维控制具有必要性与可操作
35、性。3 3、超燃冲压发动机分布参数控制的、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带合理频带o 数值计算与试验结果给出了超燃冲压发动机主频带的数值计算与试验结果给出了超燃冲压发动机主频带的范围。范围。n激波和扰动声波属于主导的低频动态，但是响应频率也在激波和扰动声波属于主导的低频动态，但是响应频率也在20Hz20Hz以上，系统的时间常数仅为几个毫秒，而燃烧振荡的以上，系统的时间常数仅为几个毫秒，而燃烧振荡的第一阶振荡模态的频率更是接近第一阶振荡模态的频率更是接近100Hz100Hz。n这些结果表明超燃冲压发动机属于快变的动态系统这些结果表明超燃冲压发动机属于快变的动态系统sx m m t s s 1
36、1011021021031031010010.010-200-400-600Frequency(Hz)Phase(deg)Magnitude激波动态燃烧振荡分离流动态3 3、超燃冲压发动机分布参数控制的合理、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带频带o 燃油调节阀响应速度低于燃油调节阀响应速度低于5Hz5Hz，时间常数在，时间常数在50ms50ms以上。以上。o 执行机构动态是超燃冲压发动机控制系统的主导动态执行机构动态是超燃冲压发动机控制系统的主导动态o 发动机流动和燃烧的动态过程则因为执行机构带宽的发动机流动和燃烧的动态过程则因为执行机构带宽的限制而受到大幅衰减，可处理为高频未建模动态。限制
37、而受到大幅衰减，可处理为高频未建模动态。o 发动机的动态作为控制系统的高频未建模动态，在名发动机的动态作为控制系统的高频未建模动态，在名义系统中忽略掉，而用鲁棒的分析和设计方法进行处义系统中忽略掉，而用鲁棒的分析和设计方法进行处理，从而把问题转变为控制发动机的稳态分布上。理，从而把问题转变为控制发动机的稳态分布上。o 超燃冲压发动机实际的流动和燃烧反应过超燃冲压发动机实际的流动和燃烧反应过程的动态控制机理极具复杂性，而利用控程的动态控制机理极具复杂性，而利用控制理论的频域分析与频域截断技术可以把制理论的频域分析与频域截断技术可以把复杂的控制问题大大简化，从而获得了解复杂的控制问题大大简化，从而
38、获得了解决问题的合理途径，这也是技术上实现超决问题的合理途径，这也是技术上实现超燃冲压发动机分布参数控制的一个重要前燃冲压发动机分布参数控制的一个重要前提。提。3 3、超燃冲压发动机分布参数控制的合理、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带频带4 4、燃烧模态形状控制方法的提出、燃烧模态形状控制方法的提出 o 基于经典的分布参数设计方法设计超燃冲压发动机燃基于经典的分布参数设计方法设计超燃冲压发动机燃烧模态控制系统难度非常大，且应用起来困难。此外，烧模态控制系统难度非常大，且应用起来困难。此外，基于试验数据的一维模型具有经验性和数据性的特点，基于试验数据的一维模型具有经验性和数据性的特点，难以形
39、成统一的解析表达，因此也造成经典的基于解难以形成统一的解析表达，因此也造成经典的基于解析模型的分布参数设计方法应用困难。析模型的分布参数设计方法应用困难。o 为此，借鉴以结构形状优化技术等为基础发展起来的为此，借鉴以结构形状优化技术等为基础发展起来的形状控制理论，以灵敏度分析、数值优化技术为主要形状控制理论，以灵敏度分析、数值优化技术为主要手段代替经典分布参数设计所需的严格解析设计，提手段代替经典分布参数设计所需的严格解析设计，提出了超燃冲压发动机燃烧模态形状控制的新型控制策出了超燃冲压发动机燃烧模态形状控制的新型控制策略，使得设计方法得以简化，并使得分布参数控制目略，使得设计方法得以简化，并
40、使得分布参数控制目标的实现具有了可行性。标的实现具有了可行性。4 4、燃烧模态形状控制方法的提出、燃烧模态形状控制方法的提出o 形状控制的概念是在上世纪八十年代由形状控制的概念是在上世纪八十年代由HaftkaHaftka,R.T.,R.T.和和AdelmanAdelman,H.M.,H.M.等人提出来的。形状控制的核心等人提出来的。形状控制的核心是控制参数在空间（一维、二维或三维）的分布规律，是控制参数在空间（一维、二维或三维）的分布规律，在满足一定的约束条件下，寻求优化的控制规律，使在满足一定的约束条件下，寻求优化的控制规律，使控制系统的指标函数（形状函数的泛函）达到极值，控制系统的指标函数
41、（形状函数的泛函）达到极值，从而使被控系统满足预定的要求。从而使被控系统满足预定的要求。o 形状控制问题是一类没有显式解的逆问题，与典型的形状控制问题是一类没有显式解的逆问题，与典型的集中参数（零维）控制不同，它的形状函数为一空间集中参数（零维）控制不同，它的形状函数为一空间连续（或分段连续）变化的函数，需要有无限个参数连续（或分段连续）变化的函数，需要有无限个参数才能确定。此时是在函数的无限维空间内研究对象的才能确定。此时是在函数的无限维空间内研究对象的控制问题，而不是在有限维设计参数的向量空间。控制问题，而不是在有限维设计参数的向量空间。4 4、燃烧模态形状控制方法的提出、燃烧模态形状控制
42、方法的提出o形状控制的方法较早应用于太空天线、反射器等系统（形状控制的方法较早应用于太空天线、反射器等系统（Haftka and Haftka and AdelmanAdelman，19851985），），KoconisKoconis等人在等人在19941994年提出了一种解决基于蜂窝结年提出了一种解决基于蜂窝结构的复合板和壳的解析方法，并找到了相应于零倾角变量的最优方法。构的复合板和壳的解析方法，并找到了相应于零倾角变量的最优方法。oHsuHsu等人在等人在19971997年对复合板采用了有限元法，并采用梯度投影法找到年对复合板采用了有限元法，并采用梯度投影法找到了搜寻方向。了搜寻方向。oC
43、handrashekharaChandrashekhara和和VaradarajanVaradarajan在在19971997年采用年采用ReddyReddy的三级位移理论的三级位移理论给出了复合梁的形状控制的迭代方法，而给出了复合梁的形状控制的迭代方法，而VaradarajanVaradarajan等人在等人在19981998年年对复合板采用一级壳位移理论给出了迭代方法，除了减小误差函数，对复合板采用一级壳位移理论给出了迭代方法，除了减小误差函数，他们还考虑了闭环控制，位移作为反馈量来决定输入电压。他们还考虑了闭环控制，位移作为反馈量来决定输入电压。oBalakrishnanBalakris
44、hnan、TanTan和和BainumBainum在在19941994年采用线性二次高斯最优控制方年采用线性二次高斯最优控制方法得到了智能结构的形状控制方法。法得到了智能结构的形状控制方法。oSobieszczanski-SobieskiSobieszczanski-Sobieski和和HaftkaHaftka主导了主导了气动形状控制的研究，气动形状控制的研究，研研究结合形状优化技术和究结合形状优化技术和CFDCFD技术，进行了进气道结构设计、技术，进行了进气道结构设计、翼型型面翼型型面设计、风洞壁面设计、轴对称尾喷管设计等设计、风洞壁面设计、轴对称尾喷管设计等。另外在。另外在压电智能结构的压
45、电智能结构的控制控制、热防护的温度场控制等方面也有大量的文献发表。、热防护的温度场控制等方面也有大量的文献发表。5 5、燃烧模态形状控制方法、燃烧模态形状控制方法 543210 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0awpp/)(mxAirFuelIIIIIIIV5.1 5.1 问题的描述：泛函指标问题的描述：泛函指标o形状控制的核心是控制参数在空间的分布规律，在满足一定的形状控制的核心是控制参数在空间的分布规律，在满足一定的约束条件下，寻求优化的控制规律，使控制系统的指标函数约束条件下，寻求优化的控制规律，使控制系统的指标函数（形状函数的泛函）达到极值，从而使被控系统满足预定的要（形状函
46、数的泛函）达到极值，从而使被控系统满足预定的要求。指标为：求。指标为：dxxMxMJxxtbb221)(),(21)(其中，其中，M(x)M(x)为在某一飞行条件为在某一飞行条件下所设定的燃烧模态，下所设定的燃烧模态，M Mt t(x)(x)为实时反馈的燃烧模态，为实时反馈的燃烧模态，T Tb b为为控制量。控制量。5.1 5.1 问题的描述：泛函极值问题的描述：泛函极值o 超燃冲压发动机燃烧模态与模态转换形状控超燃冲压发动机燃烧模态与模态转换形状控制问题是一类逆问题，即寻找一个最佳的控制问题是一类逆问题，即寻找一个最佳的控制量制量T Tb b*，使得系统的泛函指标，使得系统的泛函指标 达到极
47、小值。达到极小值。描述为：描述为：21*)(),(21)()(niitbibbxMxMJJ5.2 5.2 控制模型控制模型 o 对超燃冲压发动机分布参数控制空间维数的对超燃冲压发动机分布参数控制空间维数的分析确定了一维控制的必要性和可操作性；分析确定了一维控制的必要性和可操作性；o 对分布参数控制的时间尺度（频域范围）的对分布参数控制的时间尺度（频域范围）的分析确定了控制稳态分布的合理简化。分析确定了控制稳态分布的合理简化。o 在这两个基本前提下，控制模型的建立具有在这两个基本前提下，控制模型的建立具有了现实可行性。了现实可行性。o 选取经典的一维稳态模型作为控制模型，来选取经典的一维稳态模型
48、作为控制模型，来初步验证超燃冲压发动机燃烧模态形状控制初步验证超燃冲压发动机燃烧模态形状控制的设计思想。的设计思想。5.3 5.3 灵敏度分析灵敏度分析 o 形状控制必须进行灵敏度分析，以便给出形状变化的形状控制必须进行灵敏度分析，以便给出形状变化的趋势。趋势。n灵敏度函数反映了控制量与系统状态间的内在联系灵敏度函数反映了控制量与系统状态间的内在联系n实时的根据燃烧模态的形状信息修正自己，并实时的反作实时的根据燃烧模态的形状信息修正自己，并实时的反作用于燃烧模态上，给出其变化趋势。用于燃烧模态上，给出其变化趋势。o 灵敏度分析是燃烧模态形状控制方法的难点与关键，灵敏度分析是燃烧模态形状控制方法
49、的难点与关键，灵敏度的计算与流场的计算密切关联，由于涉及到多灵敏度的计算与流场的计算密切关联，由于涉及到多燃烧模态的情况，特别是遇到了灵敏度方程在声速点燃烧模态的情况，特别是遇到了灵敏度方程在声速点的强奇异性问题，使得灵敏度的计算非常困难，为此的强奇异性问题，使得灵敏度的计算非常困难，为此需要引入新的算法解决灵敏度方程在一维跨声速计算需要引入新的算法解决灵敏度方程在一维跨声速计算时的强奇异性问题。时的强奇异性问题。5.4 5.4 控制算法控制算法 o 形状控制为非线性优化控制问题，此方程不便求出的精形状控制为非线性优化控制问题，此方程不便求出的精确解，采用最优法迭代来求得最小二乘优化结果。确解
50、，采用最优法迭代来求得最小二乘优化结果。o 最优法的思想是从接近于精确解的初值出发，使其沿着最优法的思想是从接近于精确解的初值出发，使其沿着使误差平方和减小的方向（梯度方向）按某一步长变化，使误差平方和减小的方向（梯度方向）按某一步长变化，从而逐步逼近。从而逐步逼近。o 经典非线性最小二乘问题：经典非线性最小二乘问题：Gauss-Newton法法n 该方法基于对非线性回归模型的近似化原理，是一种该方法基于对非线性回归模型的近似化原理，是一种较为有效的方法。较为有效的方法。n 它利用泰勒级数展开的线性项来近似非线性模型，然它利用泰勒级数展开的线性项来近似非线性模型，然后用线性最小二乘法来估计参数
