一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法与流程

本发明涉及发动机喷管的调控方法，具体涉及一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法。

背景技术：

1、空气涡轮火箭发动机是火箭发动机和航空发动机的有机融合，它采用火箭推力室产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机增压空气，不会存在高空低雷诺数涡轮功率不足的问题，因此，空气涡轮火箭发动机具有工作空域大、速域宽、技术难度小等特点，可作为航天运输发射平台水平起降的动力。

2、为了适应空气涡轮火箭发动机的宽域工作场景，通常需要调控发动机喷管的流通面积，目前，通过设定与飞行参数相关的固定调节规律对喷管的流通面积进行调控。然而，在全天候宽包线的飞行过程中，受天气、污染来流等因素影响，发动机可能出现进气道喘振、压气机喘振或堵塞等危险工况，上述固定调节规律无法满足危险工况下对发动机的安全工作需求。

技术实现思路

1、本发明的目的是解决固定调节规律无法满足危险工况下对发动机的安全工作需求的技术问题，而提供一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法。

2、为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

3、一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

4、步骤1、实时采集进气道出口压力值、燃烧室压力值以及压气机转速，并分别持续获取进气道出口当前时刻之前ams内至少两处对应的第一压力数据和第二压力数据、燃烧室当前时刻之前ams内至少两处对应的第三压力数据和第四压力数据；所述a的范围为20ms～120ms；

5、步骤2、根据所述第一压力数据和第二压力数据确定当前时刻进气道出口的压力表决值pinlet(k)；根据所述第三压力数据和第四压力数据确定当前时刻燃烧室的压力表决值pcc(k)；

6、步骤3、根据步骤2中确定的压力表决值pinlet(k)，计算当前时刻的进气道裕度η(k)；

7、步骤4、根据步骤1中采集的当前时刻的压气机转速nk以及步骤2中确定的压力表决值pinlet(k)和压力表决值pcc(k)，计算当前时刻的压气机工作点位置pf(k)；

8、步骤5、当步骤3中计算的进气道裕度η(k)＜0.1或步骤4中计算的压气机工作点位置pf(k)＜0.1，且持续时间超过0.2s时，喷管的流通面积调控至上一时刻喷管流通面积的102％～115％，并维持0.5s～1.5s不变；

9、当步骤3中计算的进气道裕度η(k)≥0.1且步骤4中计算的压气机工作点位置pf(k)＞0.95，持续时间超过0.2s时，喷管流通面积调控至上一时刻喷管流通面积的85％～98％，并维持0.5s～1.5s不变；

10、当步骤3中计算的进气道裕度η(k)≥0.1且0.1≤步骤4中计算的压气机工作点位置pf(k)≤0.95，喷管的流通面积保持不变；实现空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制。

11、进一步地，步骤4具体包括以下步骤：

12、步骤4.1、根据步骤2中确定的压力表决值pinlet(k)和压力表决值pcc(k)，采用下式计算当前时刻压气机的压力比πc(k)：

13、

14、其中，σd为压气机出口到燃烧室的总压恢复系数；

15、步骤4.2、根据步骤1中采集的当前时刻压气机转速nk，采用下式计算当前时刻的换算转速比

16、

17、其中，nmax为压气机的最大设计转速，tt0(k)为当前时刻的来流总温；

18、步骤4.3、根据步骤4.1中计算的πc(k)和步骤4.2中计算的通过在压气机特性线上进行插值的方法，分别得到当前时刻的换算流量以及下的最小换算流量和最大换算流量

19、步骤4.4、根据步骤4.3中得到的以及采用下式计算当前时刻的压气机工作点位置pf(k)：

20、

21、进一步地，步骤3具体为：

22、根据步骤2中确定的压力表决值pinlet(k)，采用下式计算当前时刻的进气道裕度η(k)：

23、

24、其中，pt0(k)为当前时刻的来流总压，σ为进气道临界总压恢复系数。

25、进一步地，步骤1具体为：

26、采用两个进气道出口压力传感器分别实时采集进气道出口的压力值，从其中一个进气道出口压力传感器采集的数据中持续获取当前时刻之前ams内的第一压力数据，从另一个进气道出口压力传感器采集的数据中持续获取当前时刻之前ams内的第二压力数据；采用两个燃烧室压力传感器分别实时采集燃烧室压力值，从其中一个燃烧室压力传感器采集的数据中持续获取当前时刻之前ams内的第三压力数据，从另一个燃烧室压力传感器采集的数据中持续获取当前时刻之前ams内的第四压力数据；采用转速传感器实时采集压气机转速；所述a的范围为20ms～120ms。

27、进一步地，步骤2中，所述根据第一压力数据和第二压力数据确定当前时刻进气道出口的压力表决值pinlet(k)具体包括：

28、步骤1)、将两个进气道出口压力传感器信号采集值的合理性判定范围均设定为[a，b]mpa；其中，a的取值为进气道出口压力传感器最大量程的0.2％～6％，b的取值为进气道出口压力传感器最大量程的85～99％；

29、步骤2)、从当前时刻之前40ms内的第一压力数据中剔除1个最大值和1个最小值，然后进行平均，得到当前时刻的第一压力均值从当前时刻之前40ms内的第二压力数据中剔除1个最大值和1个最小值，然后进行平均，得到当前时刻的第二压力均值

30、步骤3)、若和均处于[a，b]mpa范围内，且与上一时刻的第一压力均值的差值≤c、与上一时刻的第二压力均值的差值≤d，则pinlet(k)为和的平均值；其中，c为第一压力数据中最大压力值的10％～20％，d为第二压力数据中最大压力值的10％～20％；

31、若只有处于[a，b]mpa范围内，且与的差值≤c，或者，和均处于[a，b]mpa范围内，且与的差值≤c、与的差值＞d，则弃用pinlet(k)为

32、若只有处于[a，b]mpa范围内，且与的差值≤d，或者，和均处于[a，b]mpa范围内，且与的差值＞c、与的差值≤d，则弃用pinlet(k)为

33、若和均未处于[a，b]mpa范围内，或者，和均处于[a，b]mpa范围内，且与的差值＞c、与的差值＞d，则pinlet(k)为上一时刻进气道出口的压力表决值pinlet(k-1)；

34、步骤2中所述根据第三压力数据和第四压力数据确定当前时刻燃烧室的压力表决值pcc(k)的具体步骤与所述根据第一压力数据和第二压力数据确定当前时刻进气道出口的压力表决值pinlet(k)的具体步骤一致。

35、进一步地，步骤1)中，a的取值为进气道出口压力传感器最大量程的1％，b的取值为进气道出口压力传感器最大量程的99％；

36、步骤3)中，c为第一压力数据中最大压力值的15％，d为第二压力数据中最大压力值的15％。

37、进一步地，步骤5中，当步骤3中计算的进气道裕度η(k)＜0.1或步骤4中计算的压气机工作点位置pf(k)＜0.1，且持续时间超过0.2s时，喷管的流通面积调控至上一时刻喷管流通面积的108％，并维持0.5s不变；

38、当步骤3中计算的进气道裕度η(k)≥0.1且步骤4中计算的压气机工作点位置pf(k)＞0.95，持续时间超过0.2s时，喷管流通面积调控至上一时刻喷管流通面积的92％，并维持0.5s不变。

39、本发明的有益效果：

40、1、本发明提供了一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法，该方法基于第一压力数据、第二压力数据、第三压力数据和第四压力数据，以及压气机转速，能够实时计算发动机的进气道裕度与压气机工作点位置，据此对喷管流通面积进行调节控制，在触碰安全边界前将发动机及时拉回正常工作状态，保证后续飞行任务的正常进行，满足了危险工况下对发动机安全工作的需求。

41、2、本发明中，通过有限数量的压力传感器以及故障诊断与表决方法即可得到当前时刻进气道出口的压力表决值和当前时刻燃烧室的压力表决值，操作简单。