一种提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法与流程

本申请属于二元喷管控制领域，特别涉及一种提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法。

背景技术：

1、二元推力矢量技术通常指配装二元矢量喷管的发动机在飞机俯仰平面内提供操纵力矩的技术，它与隐身技术、气动优化技术等充分结合，可有效提高飞机综合隐身性能和飞行性能，具有较高的应用价值。尤其是发动机的矢量侧向力可为矢量飞机飞行提供矢量力矩，能够提供的侧向力越大，飞机的机动能力就越强，但是，矢量发动机的侧向力不能随意根据需求增加，会受到发动机原始推力及矢量偏转角度能力等因素的限制，这些影响因素通过控制规律确定，目前矢量发动机的控制规律主要还是以提高发动机的净推力为主要目标进行设计的，因此在某些特定飞行区域，会出现矢量角度受限、侧向推力严重不足的情况，导致该区域虽然总推力可以满足使用要求，但矢量力不足，影响矢量发动机功能性能的充分发挥，因此，有必要设计一种以高侧向矢量推力为目标的发动机控制规律或方法，在特定的飞行区域有效提高矢量发动机效能。

2、现有的矢量发动机(喷管)控制技术，基本未考虑从矢量偏转受限的角度来解决问题，控制规律设计时，均是单独以发动机净轴向推力最大为目标，不考虑提高矢量推力，或在净推力最优的基础上通过矢量偏转/推力效率的提高实现矢量侧向力的增加，没有以发动机总推力为设计基础，以提高偏转能力上限、解决偏转受限问题为出发点设计发动机控制方法。因此目前的技术，矢量力的增加非常有限，效果比较一般。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，以解决矢量发动机在部分区域矢量侧向力不足的问题。

2、本申请的技术方案是：一种提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，包括：

3、选择全包线范围内选择某一高度速度点(h，m)，采集该高度速度点参数确定发动机在非偏转条件下的总推力表达式，为：式中，ar为面积比，wfa为加力油量，πt为涡轮落压比；式中x表示通过控制参数带来的推力系数；

4、在确定非矢量状态最佳推力表达式后，基于非矢量状态最佳推力计算矢量偏转条件下的发动机性能，发动机性能包括最大侧向推力fzmax和偏转角度；

5、根据最大侧向推力fzmax，以矢量侧向力fzmax为控制目标，不断调整控制参数，通过迭代法求解最大矢量推力对应的控制参数，直至收益增益x收益达到最大，记录当前的面积比ar、加力油量wfa和涡轮落压比πt；

6、依次选择全包线范围内的所有高度速度点，对全包线范围或矢量使用范围开展优化控制规律求解，获得特定区域内各个高度速度点下的最大控制参数组合(ar_opt,πt_opt,wfa_opt)，拟合成高度马赫数的函数关系，形成矢量推力增强控制计划。

7、优选地，所述发动机在非偏转条件下的总推力表达式的控制参数组合通过进行所有状态点的遍历，得到最佳的组合控制规律和非矢量状态最佳推力，分别记为：基础面积比ar1、基础涡轮落压比πt1、基础加力油量wfa1，对应的非矢量状态最佳推力记为fx1，表达式为：fx1＝f(ar1,wfa1,πt1)。

8、优选地，所述最大侧向推力fzmax表达式为：

9、fzmax＝f总×δ最大有效＝(fx非偏转+f冲压阻力)×ηf×sin(ηδ×δmax)

10、式中，δmax为该状态点在目前控制计划下能够达到的矢量偏转角度上限值，即：δmax＝f(a8,a9)，其中a8为发动机喷管喉道面积，a9为喷管出口面积。

11、优选地，使得所述收益增益x收益达到最大的方法为：

12、分别设置面积比、涡轮落压比和加力油量的调节步长v(ar,πt,wfa)和调节范围，面积比、涡轮落压比、加力油量的调节范围为基础面积比ar1、基础涡轮落压比πt1和基础加力油量wfa1到可调节最大面积比ar2、可调节最大涡轮落压比πt2和可调节最大加力油量wfa2，由当前的(ar1,πt1,wfa1)调整至(ar2,πt2,wfa2)，对应的矢量可用调节行程la由la1变为la2，对应的角度最大值变为δmax2，重新计算矢量推力，调整带来的推力收益增益x收益按以下公式计算：

13、

14、优选地，所述迭代法求解最大矢量推力对应的控制参数的具体方法为：

15、初始化控制参数ar1,πt1,wfa1，给定各控制参数调节步长v(ar,πt,wfa)，计算矢量测量推力fz及推力收益系数x，设定当前迭代次数为n，比较推力收益系数x与终止收益系数xn，判断推力收益系数x是否大于等于终止收益系数xn，若否，则根据各控制参数调节步长v(ar,πt,wfa)调节各控制参数，并重复进行推力收益系数x与终止收益系数xn的比较；则若是，则记录当前的控制参数ar,πt,wfa，作为推力收益增益x收益最大时的控制参数，完成迭代。

16、优选地，所述高度马赫数的函数关系为(ar,πt,wfa)＝f(h,m)。

17、本申请的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，通过考虑总推力和偏转角度提升带来的侧向力明显收益，通过重新设计控制规律方法，在部分矢量喷管偏转受限、矢量侧向力不足的区域，增加典型区域矢量能力，以净推力的微小损失和矢量偏转角度的小幅度提高实现矢量侧向力的大幅增加，效果明显，可明显提升矢量发动机的偏转能力，改善二元矢量发动机的功能性能特性，有效提升矢量飞机的综合作战效能。

技术特征：

1.一种提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于：所述发动机在非偏转条件下的总推力表达式的控制参数组合通过进行所有状态点的遍历，得到最佳的组合控制规律和非矢量状态最佳推力，分别记为：基础面积比ar1、基础涡轮落压比πt1、基础加力油量wfa1，对应的非矢量状态最佳推力记为fx1，表达式为：fx1＝f(ar1,wfa1,πt1)。

3.如权利要求1所述的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于，所述最大侧向推力fzmax表达式为：

4.如权利要求1所述的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于，使得所述收益增益x收益达到最大的方法为：

5.如权利要求4所述的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于，所述迭代法求解最大矢量推力对应的控制参数的具体方法为：

6.如权利要求1所述的提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，其特征在于：所述高度马赫数的函数关系为(ar,πt,wfa)＝f(h,m)。

技术总结本申请提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，通过考虑总推力和偏转角度提升带来的侧向力明显收益，以增加矢量侧向推力为设计目标，综合考虑冲压阻力、矢量调节能力等因素，进行控制规律优化设计，通过在现有控制方法基础上，综合调节喷管喉道面积、涡轮落压比、加力燃油量、喷管面积比等参数，实现矢量侧向推力提升；通过重新设计控制规律方法，在部分矢量喷管偏转受限、矢量侧向力不足的区域，增加典型区域矢量能力，以净推力的微小损失和矢量偏转角度的小幅度提高实现矢量侧向力的大幅增加，效果明显，可明显提升矢量发动机的偏转能力，改善二元矢量发动机的功能性能特性，有效提升矢量飞机的综合作战效能。技术研发人员：康忱,金海,张西厂,高为民,白伟,李波受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所技术研发日：技术公布日：2024/11/14