冲压发动机控制路径研究

陈新民 李宇飞

1．北京临近空间飞行器系统工程研究所,北京 100076 2．中国运载火箭技术研究院研发中心,北京 100076

冲压发动机工作性能的高低很大程度上决定于它的控制品质。冲压发动机工作状态与飞行环境、来流情况和自身工况密切相关。为确保冲压发动机在各种条件和干扰下能够可靠稳定的工作，控制系统的设计一般是通过设置的各种极限函数，保证在冲压发动机可靠稳定工作范围内实现推力调节，优化飞行任务参数如最大航程或最小飞行时间等。

冲压发动机的可靠稳定工作范围由冲压发动机的4个稳定工作极限来确定，它包括进气道稳定裕度极限、最大燃空比极限、最小燃空比极限和最大飞行马赫数极限。针对不同的控制参数，描述冲压发动机控制极限函数也不相同。而且在不同极限下，不同控制方法结果的表现形式也不相同。

1 冲压发动机稳定工作限制

冲压发动机控制系统的首要任务是防止冲压发动机进入稳定工作范围以外的工作区域，保证冲压发动机工作的正常和稳定。一般，控制系统设计时应针对冲压发动机稳定工作极限进行以下限制。

1)进气道裕度限制

该限制为冲压发动机进气道临界状态限制。进气道处于亚临界工作时，发动机很容易产生“喘振”。一旦发生“喘振”，不但发动机推力性能受到严重影响，而且可能熄火，严重的甚至可使发动机和导弹结构遭受破坏。

控制系统要尽可能避免发动机“喘振”，即在任何控制或调节方案下，都不能超过“贮备”的进气道工作范围，以保证即使发动机在燃烧效率、外界温度、参数误差和控制误差等因素综合产生的最不利条件下，也不会进入到不稳定的亚临界工作状态。而一旦出现“喘振”，控制系统也能迅速使发动机退出“喘振”区。

在飞行马赫数低的接力点，飞行器的速度裕度最低，因此要求将推力调节至最大，此时极易触及该类限制。

2)最大燃空比限制

该限制为飞行器加速状态冲压发动机最大推力限制。最大燃空比主要限制发动机工作的最大热负荷，该极限一般被设置在燃油与空气化学恰当比附近。

3)最小燃空比限制

该限制为飞行器巡航状态或其它飞行状态下发动机最小推力限制。最小燃空比由发动机的贫油熄火极限确定，设定最小燃空比限制主要防止冲压发动机熄火。

4)最大飞行马赫数限制

该限制为一定高度下，冲压发动机或飞行器结构力、热环境限制。最大飞行马赫数极限是海拔高度的函数。

任何发动机的结构，都只能承受一定限度的力和热的负荷。因此，冲压发动机燃烧室的压力和温度不能超过允许的数值。由于冲压发动机通常在低空时要求具有尽可能大的加速能力，但如果不对飞行马赫数进行控制，飞行器就可能在低空飞行时超速，超速时总温的增加常常超过了发动机结构强度允许的范围。所以，最大飞行马赫数限制是保证发动机安全工作的重要手段。

2 不同控制参数下冲压发动机的稳定工作范围

冲压发动机可靠稳定工作范围可以用不同的控制参数来表达，这些参数一般选择便于控制系统测量计算的变量，对于开环控制系统来说一般取燃料流量，对于闭环控制系统来说一般取燃料喷嘴前的燃烧室压强。这些参数一般并不会被直接用在可靠稳定工作范围的表达上，而是取其与某个压强测量值的比值，这样就可以排除海拔高度对可靠稳定工作范围表达式的影响。

燃料与空气反应中，燃料质量与干空气质量之比称为燃空比，以f表示。按照完全燃烧的化学反应方程式(忽略次要的燃烧产物成分)，燃料恰好把空气中的氧全部消耗完毕，此时的反应混合物称为化学恰当混合物，其燃空比称为化学恰当油气比，以fst表示。燃料CnH2n与“标准”干空气反应系统的化学恰当油气比fst=0.068。

由于进气道涉及复杂的激波、附面层相互作用，难以用简单的表达式予以描述，因此文中进气道临界燃烧室总压采用由二维数值计算得到的结果。以下给出了以不同控制参数表达的冲压发动机稳定工作范围随飞行马赫数的变化情况。

1)WF/pc控制参数表达的冲压发动机稳定工作范围

发动机正常工作时，燃料流量与燃烧室总压的比值WF/pc可表示为：

(1)

式(1)中，pc/WA可由进气道数值计算结果得到，故该式直接体现了进气道裕度的限制，其余限制条件及WF/pc关系由计算确定。图1是以WF/pc为控制参数的发动机可靠稳定工作范围。

图1 控制参数Wf/Pc表示的发动机稳定工作范围

2)pc/pa控制参数表达的冲压发动机稳定工作范围

发动机正常工作时，燃烧室总压与来流静压的比值pc/pa可表示为

(2)

以pc/pa为控制参数表示的发动机稳定工作范围如图2所示。

图2 控制参数Pc/Pa表示的发动机稳定工作范围

3)燃烧室总压与来流皮托压力的比值(pc/ppl)控制参数

发动机正常工作时，燃烧室总压与来流皮托压的比值pc/ppl可表示为：

(3)

以pc/ppl为控制参数表示的发动机可靠稳定工作范围如图3所示。

图3 控制参数Pc/Ppl表示的发动机稳定工作范围

3 不同控制策略下冲压发动机的控制路径

为了使整个飞行器的质量、体积最小，一般希望比冲低的固体火箭发动机助推器的工作时间要尽可能短，这就要求助推器与冲压发动机的转级马赫数尽可能小。由于冲压发动机的巡航马赫数是由战术指标给定的，冲压发动机的接力马赫数越小，冲压发动机需要工作的马赫数范围就越宽，发动机设计的难度也就越大，非设计马赫数下的发动机性能也就越差。

发动机控制系统要使非设计状态下的冲压发动机参数随飞行马赫数以一定的路径变化，使冲压发动机的性能尽可能高，以使导弹尽快加速到巡航马赫数。冲压发动机的控制路径要设置在发动机可靠稳定工作范围所限制的可操作区域内，以保证发动机的操作安全。此外，冲压发动机的控制路径一般应沿着可操作区域的边界行进，以便最大化发动机性能。

下面针对常见的冲压发动机控制方法和4种稳定工作极限，分析不同的发动机控制路径。

1)等余气系数-等马赫数控制策略下发动机控制路径

等余气系数-等马赫数控制是一种常用的适于较大马赫数范围的控制方式。等余气系数控制实现方便，而且有利于保证冲压发动机燃烧的稳定性。飞行马赫数一般通过改变发动机推力的方法进行控制。虽然这种方法需要有足够的推力贮备，使发动机的效率较低，体积较大，但易于实现，故仍为当前等马赫数控制的主要方法。对于固定几何结构的冲压发动机来说，改变推力是利用改变燃料流量的方法来实现的。

等余气系数-等马赫数控制下的控制路径图如图4所示。从图中可以看出，采用这种控制方法可以在较低的马赫数下接力。由于采用固定结构喷管，在整个飞行任务中，进气道都保持着较大的超临界裕度。特别在长时间的巡航阶段中保持着最大的进气道裕度将大幅降低冲压发动机的比冲。受到进气道裕度限制，该控制方法要么提高冲压发动机的转级马赫数(图4(a))，要么增大冲压发动机的喷管的喉径，这会降低发动机燃烧室的压强(图4(b))，从而降低发动机的性能。

图4 等余气系数-等马赫数控制策略下发动机控制路径图

由于攻角变化会对进气道裕度产生影响，如果冲压发动机采用不考虑进气道裕度的等余气系数-等马赫数控制，其攻角变化速度、变化幅度都将受到一定的限制，亦即飞行器的机动性能较差。

2)等进气道裕度-等余气系数-等马赫数与贫油熄火极限控制策略下发动机控制路径

这种控制策略考虑了所有的限制函数，可以应用于宽广的飞行马赫数范围。采用这种控制策略的固定喷管冲压发动机，可以实现最低的接力马赫数。这种混合控制策略下的控制路径图如图5所示。发动机控制路径在转级后首先遇到的是进气道裕度限制函数，然后飞行器加速爬升，遇到最大燃空比限制，直到最后达到最大马赫数限制。在最终的攻击阶段，飞行器如进行急剧的俯冲动作，其飞行马赫数可能会超出最大马赫数极限，为了保证冲压发动机不熄火，采用了贫油熄火极限限制。

图5 等进气道裕度-等余气系数-等马赫数与贫油熄火极限控制策略下发动机控制路径图

3)双工位喷管控制策略下发动机控制路径

采用双工位喷管的冲压发动机，首先在初始接力加速阶段遇到进气道裕度控制，在进入等马赫数巡航状态后，为了提高冲压发动机的比冲性能，喷管喉部面积减小到第二个工位，此时最大燃空比极限提高，再次受到进气道裕度极限的限制，发动机在巡航状态也必须考虑进气道裕度控制。采用双工位喷管控制策略下的控制路径如图6所示。

图6 双工位喷管控制策略下发动机控制路径图

4 结论

冲压发动机的工作性能的发挥与冲压发动机的

控制策略及控制路径的选取密切相关。燃料流量与燃烧室总压比、燃烧室总压与来流静压比、燃烧室总压与来流皮托压力比都可以表达冲压发动机的稳定工作范围，控制系统可根据飞行器具体情况选取。

常见等余气系数-等马赫数控制方法易于实现，但发动机性能发挥较差，飞行马赫数范围小。补充等进气道裕度控制和贫油熄火极限控制后，发动机实现了较宽的飞行马赫数。采用双工位喷管控制策略后，发动机性能提高，控制规律复杂。

本文分析的结果可为冲压发动机控制系统设计提供依据。

参 考 文 献

[1] 刘兴洲，张传民，等.飞航导弹动力装置(上)[M].北京：宇航出版社，1992.

[2] 于在洋.飞机进气道控制系统综述[J].飞机设计，1999，19(1):24-29.

[3] 于在洋.飞机进气道控制系统综述(续完)[J].飞机设计，1999，19(2):46-48.

[4] 韩捷初.某型号燃油调节系统[J].推进技术，1998，19(2):23-26.(Han jechu.Fuel Regulation System of a Ramjet Engine[J].Journal of Propulsion Technology, 1998，19(2):23-26.)

[5] Harner K I, Patrick J P. Control System Requirements for Advanced Ramjet Engines[C].AIAA 1978_1056.

[6] Chapin D W, Scheer L E.A Fluidic Fuel Control for Advanced Ramjet Engines[C].AIAA 1980_1122.