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1、超燃冲压发动机燃油供给与控制,鲍文高超声速技术研究中心,目录,超燃冲压发动机控制对象特性分析超燃冲压发动机控制系统结构超燃冲压发动机推力控制方法超燃冲压发动机发动机分布参数控制超声速进气道不起动判断与控制超燃冲压发动机/飞行器一体化控制,超燃冲压发动机控制对象特性分析,鲍文 崔涛 常军涛 李献领 曲亮 李伟鹏,双模态超燃冲压发动机燃烧室,发动机的分布参数特性,超声速进气道来流马赫数对流场的影响,M0=4,M0=7,来流攻角对流场的影响,=-5,=5,出口背压对流场的影响,来流马赫数变化引起的进气道不起动/再起动特性分析,来流马赫数对进气道性能参数的影响进气道不起动时的流场结构示意图,来流马赫数
2、变化引起的进气道不起动/再起动特性分析,进气道不起动/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/再起动分析,进气道不起动/再起动过程特性分析不起动马赫数和再起动马赫数,来流攻角变化引起的进气道不起动/再起动特性分析,来流攻角对进气道性能参数的影响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/再起动分析,a=0,a=10,a=-4,a=-5,来流攻角变化引起的进气道不起动/再起动特性分析,来流攻角变化引起的进气道不起动/再起动分析,不起动/再起动特性形成的内在物理机制分析结果表明：流动过程存在“记忆”效应，进气道进口处分离流的形成和消失过程是形成不起动/再起动特性的
3、主要原因。,附面层抽吸对进气道不起动/再起动特性的影响,壁面冷却对进气道不起动/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,燃油供给系统结构,燃油供给与控制系统多路燃油供给同时要满足推力、热防护冷却的需要发动机气热弹耦合效应发动机内流、壁面、壁面内部的吸热燃料之间的多场耦合,燃料沸腾过程,I 自然对流区，无气泡；II 泡状沸腾区： IIa 孤立气泡区，泡状流； II 完全沸腾区，块状流； III 过渡沸腾区；IV 膜态沸腾区；C 泡-膜沸腾过渡点；D 膜-泡沸腾过渡点； 完全泡沸腾与过渡沸腾的边界 点；产生不稳定气膜点；Tw 表面温度；Ts - 饱和温度,亚临界饱
4、和沸腾曲线,燃料沸腾过程,亚临界沸腾时的传热恶化特性,燃料压力超临界,随着压力的增大，过渡沸腾的传热恶化逐渐消退；超临界压力以上，彻底消失。,燃油物性,密度,黏度,燃油物性,比热,导热系数,高温燃油管道特性,超燃冲压发动机控制系统结构,鲍文 崔涛 赵天爽 赵晓敏 肖虹 车聪斌 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，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,需要解决的关键技术：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
5、动机推力测量的测点约减方法超燃冲压发动机进气道的起动判断和控制燃油供给系统热防护一体化设计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两方面的内容。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。推力调节规律的设计包括起动、加速和巡航调节规律。调节规律设计的依据一方面是飞行器和发动机的性能要求，另一方法是要考虑各种稳定边界。,在超燃冲压发动机燃油供给总体技术方面，论证了超燃冲压发动机燃油供给系统的总体方案和关键技术。,高压油源系统外部取气：在前体的第一个楔面上取气可
6、调导叶：改变涡轮速度，调节燃油流量空气涡轮：Ma1.5左右的单级空气涡轮油箱：冲压增压式油泵：离心燃油泵冷却系统：多管并联流动稳压阀：直动式溢流阀燃油流量调节阀：三组PWM燃油调节阀喷嘴：壁龛,超燃冲压发动机推力控制方法,鲍文 赵晓敏 和舒 郭林春 徐志强 唐井峰,研究思路-燃烧模态控制配油思路,喷嘴组调节的工作简图以及阀门开启规律、喷嘴组阀门,研究思路-地面试验研究思路,在地面试验中对不同的燃油总量Q，通过调整各个喷油点的喷油量找到与Q对应的最大推力F，推力最大时的参数分布就是我们要求的模态设计，这时各喷油点的喷油量也就是最优配油规律。,超燃冲压发动机最大推力稳态优化控制算法,仿真结果分析控
7、制周期的影响,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,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,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,约简算法 -问题的提出,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，而在飞行试验或实际应用中不可能有那么多，因此需要对其数目进行约简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烧室表面的传感器测点约简到一个可以接受的范围内,计算原理分析,推力的估算问题超燃冲压发动机控制
8、的核心也就是推力控制，当飞行器处于水平巡航状态时，净推力与整个飞行器的外部阻力完全相抵；当发动机处于加速状态时，净推力应大于整个外部阻力。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推力就是一种方式,计算原理分析,利用梯形积分进行推力估算,工程问题向数学优化问题的转化,实际问题描述在燃烧室内上壁面静压测点有22个，由这22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需要在这22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
9、线，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,完全的数学描述B：一个向量集合（测点坐标，压力，对应横截面积）A：B的一个真子集,约简算法的计算过程,数据预处理所有数据732组压力值,时间轴上的展开,约简算法的计算过程,热态数据提取（732189），热态数据包括亚燃模态和超燃模态,约简算法的计算过程,热态数据的三维视图,计算结果,约简到4个测点,计算结果,约简到5个测点,计算结果,约简到6个测点,计算结果,约简到7个测点,计算结果,约简到8个测点,计算结果分析,计算结果校验,5个测点在数据集1 上的校验结果,计算结果校验,5个测点在数据集2 上的校验结果,计算结果校验,5个测点在
10、数据集3 上的校验结果,计算结果校验,校验结果分析 注：误差统计为相对误差,约简算法结果分析,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。试验结果及校验结果都表明，基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，将传感器数目约简到了5个，而且平均误差和方差在5%左右，而且误差宽度也在15%左右。,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,鲍文 于达仁 崔涛,1.超燃冲压发动机的分布参数控制问题,引出宽马赫数范围的部件匹配问题,几何调节方法
11、,1 超燃冲压发动机的分布参数控制问题,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。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。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。,2、超燃冲压发动机分布参数控制的适度空间维数,零维方法描述分布参数对象的控制特性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
12、大、传感器测量信息过多等问题，技术上难以实现。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）而出现系统不可控的问题。 二、三维方法即使二、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,2、超燃冲压发动机分布参数控制的适度空间维数,一维分析方法是折衷使用的有效方法针对系统一维模型的控制技术已取得较大进展，相关的解析与数值方法已能处理部分复杂对象的分布参数控制；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一维简化引起的的性能误差（截面平均参数的误差在15%以内
13、）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。这些说明一维控制具有必要性与可操作性。,3、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带,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。激波和扰动声波属于主导的低频动态，但是响应频率也在20Hz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100Hz。这些结果表明超燃冲压发动机属于快变的动态系统,激波动态,燃烧振荡,分离流动态,3、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带,燃油调节阀响应速度低于5Hz，时间常数在50ms以上。执行机构动态是超燃冲压发动机控制系统的主导动态发动机流动和燃烧的动态过程则因为执行机
14、构带宽的限制而受到大幅衰减，可处理为高频未建模动态。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理，从而把问题转变为控制发动机的稳态分布上。,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提。,3、超燃冲压发动机分布参数控制的合理频带,4、燃烧模态形状控制方法的提出,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，基于试验数据的一维模
15、型具有经验性和数据性的特点，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。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略，使得设计方法得以简化，并使得分布参数控制目标的实现具有了可行性。,4、燃烧模态形状控制方法的提出,形状控制的概念是在上世纪八十年代由Haftka, R. T. 和Adelman, H. M. 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，在满足一定的约束条件下，寻求优化的控
16、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求。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控制问题，而不是在有限维设计参数的向量空间。,4、燃烧模态形状控制方法的提出,形状控制的方法较早应用于太空天线、反射器等系统（Haftka and Adelman，1985），Koconis等人在1994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。Hsu等人在1997年对复合板采用了有
17、限元法，并采用梯度投影法找到了搜寻方向。Chandrashekhara和Varadarajan在1997年采用Reddy的三级位移理论给出了复合梁的形状控制的迭代方法，而Varadarajan等人在1998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，他们还考虑了闭环控制，位移作为反馈量来决定输入电压。Balakrishnan、Tan和Bainum在1994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。Sobieszczanski-Sobieski和Haftka主导了气动形状控制的研究，研究结合形状优化技术和CFD技术，进行了进气道结构设计、翼型型面设计、风洞壁面
18、设计、轴对称尾喷管设计等。另外在压电智能结构的控制、热防护的温度场控制等方面也有大量的文献发表。,5、燃烧模态形状控制方法,5.1 问题的描述：泛函指标,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（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。指标为：,其中，M(x)为在某一飞行条件下所设定的燃烧模态，Mt(x)为实时反馈的燃烧模态，Tb为控制量。,5.1 问题的描述：泛函极值,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量Tb*，使得系统的泛函指标 达到极小值。描述为：,5.2 控制模
19、型,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；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。在这两个基本前提下，控制模型的建立具有了现实可行性。选取经典的一维稳态模型作为控制模型，来初步验证超燃冲压发动机燃烧模态形状控制的设计思想。,5.3 灵敏度分析,形状控制必须进行灵敏度分析，以便给出形状变化的趋势。灵敏度函数反映了控制量与系统状态间的内在联系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。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，
20、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。,5.4 控制算法,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。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，从而逐步逼近。经典非线性最小二乘问题：Gauss-Newton法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。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，再通过最优迭代得到满足方程的非线性回归问题的最优
21、解。,5.5 基本框架,描述超燃冲压发动机燃烧模态形状控制规律的方程为差分方程，在形式上属于离散控制系统。主要包括采样器、数字控制器、零阶保持器、执行机构、控制对象（燃烧模态）、灵敏度分析等几个部分。,5.6 仿真结果,5.6 仿真结果,6、超燃冲压发动机燃烧模态形状控制算法的稳定性,超燃冲压发动机燃烧模态形状控制系统应用基于非线性回归模型的最小二乘Gauss-Newton优化算法。Gauss-Newton法充分利用最小二乘问题的结构特点，仅仅利用函数的一阶导数信息直接获得Hesse矩阵的近似。由于Gauss-Newton法是从Newton法通过忽略二阶导数的非线性项形成的，因此Gauss-N
22、ewton法的稳定性和性能将受到这一忽略的影响。燃烧模态控制系统还包含了执行机构的动态，还需研究带有执行机构动态的Gauss-Newton法的稳定性。,7、超燃冲压发动机燃烧模态形状控制算法的鲁棒稳定性,超燃冲压发动机燃烧模态控制模型不可避免存在误差与未建模动态，在理想精度下设计的形状控制器是否具有鲁棒稳定性是个关键问题。所提出利用控制理论的频域分析与频域截断技术把复杂的超声速流动和燃烧场的分布参数动态控制问题简化分解为稳态控制问题，因此需要对控制算法进行鲁棒稳定性分析。,超燃冲压发动机名义燃烧模态控制系统Nyquist图,含有一阶未建模动态的控制系统Nyquist图,含有二阶未建模动态的控制
23、系统Nyquist图,7、超燃冲压发动机燃烧模态形状控制算法的鲁棒稳定性,超声速进气道不起动判断与控制,鲍文 常军涛 于达仁 郭新刚 李伟鹏 曲亮,1进气道不起动问题分析,起动/不起动判断起动/不起动分类问题低马赫数不起动和反压引起的不起动,2. 基于支持向量机的高超声速进气道起动/不起动模式分类,支持向量机的基本理论和方法支持向量机（SVM）是AT&T Bell 实验室的Vapnik等人根据统计学习理论提出的一种新机器学习方法。支持向量机是建立在统计学习理论的VC 维理论和结构风险最小原理基础上的，根据有限的样本信息在模型的复杂性和学习能力之间寻求最佳折衷，以期获得最好的推广能力的机器学习方
24、法。把在输入空间中的线性不可分的数据集，通过内积核函数，非线性的映射到高维特征空间后，变为线性可分的数据集，随后在高维特征空间建立一个不但能将两类正确分开，而且使分类间隔最大的最优分类面。,2基于支持向量机的高超声速进气道起动/不起动模式分类,特征选择及分类面两组特征：3, 7, 11和80, 91, 99, 110, 122, 130 18个分类面,p2-1.0033p1-6995.3=0,2基于支持向量机的高超声速进气道起动/不起动模式分类,分类方法的对比分析利用粗糙集得到的分类面如下图所示。但有如下缺点：1）使用粗糙集分类方法需要选择切分点，切分点的选择对分类结果有重要影响。2）使用粗糙
25、集方法得到的分类结果鲁棒性不强。,3基于FLD分析的进气道起动/不起动最优分类准则研究,Fisher线性判别分析（FLD）广泛应用于模式分类。Fisher首先提出这种方法并应用到分类。FLD分析的核心思想是寻找有效的分类方法，通过向这个方向投影便于更好的进行分类。考虑把d维空间中的数据点投影到一条直线上，即使不同类的样本点在d维空间中能够形成互相分离的，各自内部紧凑的集合，向任意方向的直线作投影也有可能把这些不同类的数据点混在一起，反而降低了分类的效果。通过合适的选择投影直线，我们还是能够找到最大限度区分各类数据点的投影方向。,3基于FLD分析的进气道起动/不起动最优分类准则研究,p=p1-0
26、.557p2,3基于FLD分析的进气道起动/不起动最优分类准则研究,分类准则的物理意义p1位于进气道第一道斜激波的后面，其大小取决于激波的强度，也就是与自由来流马赫数、压力和攻角有关，其大小可以表征自由来流条件。当进气道出现不起动时，进口处产生分离流，后倾激波产生。此时p2的大小相对于起动状态突然增加。当来流条件不变时，对于固定几何形式的进气道，仅仅利用p2就可以判断进气道的工作状态。当来流条件变化时，存在这样的情况，正攻角、高马赫数、起动状态的p2大于负攻角、低马赫数、不起动状态的p2，此时仅仅利用p2不能对进气道状态进行判断。 分类准则中隔离带的作用隔离带的存在在某种程度上降低了测量噪声对
27、高超声速进气道起动/不起动分类的影响。隔离带宽度的大小反映了分类准则的鲁棒程度，隔离带越宽，分类准则的鲁棒程度越强。,4 高超声速进气道起动/不起动多传感器融合分类方法研究,概率输出支持向量机基于概率输出支持向量机，不仅可以给出噪声作用下样本的决策类别，还给出了样本的属于该类的隶属程度；首先对支持向量机输出值的类条件概率密度进行贝叶斯估计，得到后验概率；然后对后验概率进行极大似然估计得到S形隶属度函数。,4 高超声速进气道起动/不起动多传感器融合分类方法研究,多传感器融合方法首先计算样本到各分类器的距离 通过距离计算出样本属于各类的隶属度最终得到如下的隶属度矩阵：采用均值的方法来进行模糊融合，
28、则融合后的类别号为：,4 起动/不起动多传感器融合分类方法研究,5 对CIAM/NASA飞行实验中分类准则的讨论,6 高超声速进气道不起动裕度控制方法研究,高超声速进气道不起动裕度的表示方法定义=(pu-pbF)/pu,6 高超声速进气道不起动裕度控制方法研究,高超声速进气道等裕度增益调度控制燃油流量和隔离段出口背压之间的对应关系，仅仅考虑燃烧室单点喷射。,6 高超声速进气道不起动裕度控制方法研究,高超声速进气道对象特性分析 控制系统设计的性能指标 C=0，系统对扰动无静差；对单位阶跃扰动的峰值偏差Cm50。,6 高超声速进气道不起动裕度控制方法研究,高超声速进气道等裕度增益调度控制器设计首先
29、根据峰值偏差指标大致确定Kp，确定Kp之后，调节系统的相角余量c则取决于积分时间常数Ti的大小。,6 高超声速进气道不起动裕度控制方法研究,仿真结果及分析,7 基于FLUENT/MATLAB平台的进气道裕度控制闭环仿真验证,仿真平台的建立设计思路：应用TCP/IP网络编程技术，在Windows仿真平台下，给同一台计算机上两个软件分配不同的网络端口，设计合理的网络通信函数嵌入两个软件的接口函数中，通过控制通信协议传输数据的方式，就能够实现FLUENT与MATLAB的数据传输。接口示意图,7 基于FLUENT/MATLAB平台的进气道裕度控制闭环仿真验证,仿真结果及分析,t=0.1s,t=0.6s
30、,t=2s,燃烧模态的分类,超燃冲压发动机/飞行器一体化控制,鲍文 于达仁 姚照辉 刘强,发动机与飞行器一体化技术,推进系统飞行器一体化设计不是一个新问题，早在的60年代美国就开始研究高超声速飞机与推进系统之间的一体化设计问题。一体化设计包含如下的若干问题：气动设计一体化（含飞行轨迹匹配）结构设计一体化（特别是热结构）燃料供应及冷却系统一体化（储箱体积、质量及热回收） 调节控制设计一体化（发动机控制和导弹飞行控制相关） 飞行器体推进系统隐身技术一体化（弹身气动外形与发动机进气道、尾喷管形状、位置等与隐身技术的相关性） 性能先进性、技术风险性和经济合理性设汁一体化,一体化控制的研究背景与意义,超
31、燃冲压发动机推力控制严重影响着升力体构型飞行器的俯仰姿态俯仰通道和Ma通道控制耦合严重容易导致姿态失稳超燃冲压发动机性能对攻角敏感且具有很强的滞环特性超燃冲压发动机中的本质非线性特性对飞行姿态控制影响巨大,飞行/推进一体化控制系统设计关键问题,高超声速飞行器的特殊性工作范围宽广推进系统机理复杂：超燃冲压发动机推进气动/推进特性高度耦合高超声速飞行控制系统设计的关键问题飞行与推进系统的综合控制问题 高度非线性问题 鲁棒性问题：模型不确定性,高超声速飞行运动建模,典型的飞行器建模主要包括以下几个方面：大气环境建模：大气参数是飞行高度的非线性函数飞行器动力学建模刚体动力学建模结构动力学建模弹性动力学
32、建模气动力学建模推进系统建模,Winged-cone(1986 NASP，released in 1990)，80末、90年代的主要研究模型,X-43A(NASA LeRC)，90年代末、20世纪初的主要参考模型，数据未完全公开,CSULA-GHV (2005-),six-DOF GHV (2005-),升力体高超飞行器的刚体动力学建模,对于高超声速飞行器巡航控制，只考虑在纵向平面内的运动，则飞行器所受的气动力在气流坐标系下为 ，推力在本体坐标下为 。,2022/12/18,113,飞行器气动力学建模,winged-cone的气动力模型,CSULA-GHV的气动力模型,这些气动力模型都是多维离
33、散数据表，对飞行器建模时需要进行多变量插值计算；加州州立大学/南加州大学的学者又进一步对CSULA-GHV的气动力进行最小二乘拟合，得到了气动力的解析模型。,发动机建模,进一步得到了发动机推力的解析模型如下：,winged-cone的发动机模型,CSULA-GHV的发动机模型,模型分析/地球曲率影响,高超声速飞行器动态特性分析,飞行和推进系统之间的双向耦合作用是高超声速飞行器的一个特殊问题，这种耦合作用对飞行动态特性和发动机动态特性都有影响。 为了分析各个因素对飞行动态的作用，对动力学方程进行小偏差线性化处理,高超声速飞行器动态特性分析,飞行动态的改变是推力特性的作用结果，这种结果既跟推力特性
34、的“强弱”又关，又跟飞行动态本身对推力特性的“灵敏程度”有关，使用特征值扰动理论可以分析气动/推力特性对飞行动态的影响。,灵敏度函数反映了系统对扰动的抑制能力，一般来说希望它在低频处尽量小，而在低频段近似具有全通特性通常是无法接受的。这意味着把发动机对飞行动态的影响作为不确定性处理难以满足性能要求，因此对有必要进行飞推综合控制。,高超声速飞推综合控制和非线性控制的必要性,高超声速飞推综合控制和非线性控制的必要性,如果系统的动态特性变化范围很大，为了保证鲁棒性，系统的性能就会降低，甚至达到无法接受的程度，这样线性控制方法就不再适用。如图，灵敏度函数的幅值在低频处被限制在1附近，这在工程实际中通常
35、不能接受。这说明在高超声速飞行器控制系统设计中，把非线性引起的动态特性的变化作为不确定性处理难以得到满意的控制性能。,灵敏度函数的幅值边界,从舵偏角到俯仰速率的幅频特性,飞行/推进一体化控制问题的难点关键在于工程实现 ，而非线性控制问题的核心就是选用什么非线性控制方法，高超声速飞行器的飞行包线很大，控制系统设计需要解决的一个关键问题是如何在整个飞行包线内都保证控制性能。 高超声速飞行器纵向运动的反馈线性化包括可线性化性检验与动态扩展、动态扩展系统的输入/输出线性化以及解耦矩阵的可逆性，最终设计的等效线性系统的LQ最优控制如下：,高超声速飞行器的LQ动态逆控制,闭环系统对50m/s阶跃速度指令的
36、时间响应,非线性动态逆控制方法基于精确的对象数学模型，其设计过程没有包括对不确定性的考虑，因此其鲁棒性没有保证，动态逆控制的另一个不足是对全状态反馈的要求，而变结构控制在鲁棒性方面的优势可以针对高超声速飞行器的参数不确定性给出一种鲁棒动态逆控制方法。鲁棒动态逆控制方法的选择是与反馈线性化之后的状态方程紧密相关的，而状态方程的形式决定于参数不确定性的性质。高超声速飞行器的不确定性参数包括与气动特性和推力特性有关的各个系数 、飞行器参数和环境参数 。,高超声速飞行器的鲁棒动态逆控制,高超声速飞行器的鲁棒动态逆控制,设计了一种基于变结构控制的鲁棒动态逆控制方法，控制器如下：,棒动态逆控制系统对50m
37、/s阶跃速度指令的响应,半实物仿真试验,动态逆控制是一种非常复杂的控制算法，使用模拟系统实现非常困难，随着计算机技术的飞速发展，使用嵌入式系统是一种廉价高效的选择。 控制对象的行为通过仿真实现，控制算法通过真实的控制器硬件实现。这种仿真方式被称为硬件在回路中（Hardware-in-the-loop）的仿真，简称HIL仿真，即半实物仿真。执行机构、传感器和对象的物理过程都可以看作控制对象的特性，根据仿真目的不同，在HIL仿真中这些部件可以部分地使用真实硬件。,超燃冲压发动机控制发展展望,1 发动机主动控制总体方案,超燃冲压发动机的主动稳定控制是在实现对发动机整体可靠控制的基础上，实现对发动机单
38、个部件的主动控制（包括进气道裕度控制、燃烧主动控制等），为改进超燃冲压发动机的性能匹配设计开辟新的途径。通过采用多种主动控制方法减少设计裕度来实现了发动机的高稳定性控制，提高了发动机的适用性。多控制策略切换技术控制系统集成技术,2超燃冲压发动机燃烧控制研究,超燃冲压发动机推力控制规律这是发动机控制系统的最主要部分，需要做大量的试验才能得到准确控制规律。初期在直连式试验台上研究推力控制规律，中期在自由射流试验台研究推力控制规律，后期在飞行试验中进行演示验证。燃烧室火焰检测技术燃烧室火焰检测方法研究。燃烧振荡的检测和控制。实现硬件和软件。气动热力场参数分步主动控制分布参数控制形状控制：鲁帮性和可靠
39、性发动机模型的简化降阶方法，原理性的测点约简方法发动机尾喷管能量注入控制解决尾喷管恰当膨胀问题,3发动机保护控制技术研究,进气道起动/亚临界保护控制这是超燃冲压发动机重要的保护控制技术。关键是研究进气道的起动判断准则问题，并结合有效的模式识别技术来研究进气道起动的判别问题。进气道起动控制方法在半实物仿真、地面试验和飞行试验中实现闭环控制。超燃冲压发动机超温保护控制这是不可缺少的内容，其核心问题是研究燃烧室温度场在宽马赫数范围内的变化规律，在此基础上得到高温测点的选取方法。温度传感器存在较大的滞后，需要研究相应的解决方法。,4发动机-飞行器一体化控制,飞行器的姿态变化将强烈的影响发动机的工作性能
40、，因此需要将发动机-飞行器的控制系统一体化设计，提高发动机控制性能。 避免发动机在机动过程中出现熄火、不起动等状态。,5超燃冲发发动机燃油供给系统,超燃冲压发动机燃油供给系统总体方案研究研究加压方式，两相流/超临界流动下的燃油供给系统的流量控制方法，部件小型化和部件综合布置方法等。可调涡轮泵燃油供应与控制技术超燃冲压发动机高速度、大空域、机动飞行的特性要求燃油供应系统具有调节能力。研究调节方法和调节规律设计。高速气浮轴承的空气涡轮泵/油泵系统10万转左右的涡轮泵，适用于冲压发动机和超燃冲压发动机,5超燃冲发发动机燃油供给系统,高温两相流燃油控制器研制吸热性碳氢燃料在经过冷却发动机后出现两相流状
41、态，油中含气会导致燃油流量的振荡。设计在冷端的泵控两相流燃油质量流量控制器，解决油中含气燃油流量振荡的问题。研制一套两相流燃油系统供给系统并在地面试验得到验证。陶瓷材料高温燃料流量调节阀的研究常规的流量调节阀阀体和阀芯材料本身不能够承受较高的温度，而且由于钢材膨胀系数较大，受高温后，阀芯和阀体会出现变形不均匀的现象，导致阀芯卡死，无法工作。因而采用新型的阀芯和阀体材料是解决高温流量调节阀的关键。调节阀的设计还需要解决燃料分解析出碳粒对滑阀卡涩的影响。,6高温传感器和测量技术研究,超燃冲压发动机传感器所处位置温度高，对传感器的可靠性要求高。包括进气道亚临界状态判断智能传感器光纤传感器火焰检测技术多传感器融合技术,内容结束！祝大家在哈尔滨有所收获！,
