(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211062595.4 (22)申请日 2022.08.31 (71)申请人 厦门大学 地址 361005 福建省厦门市思明区思明南 路422号 (72)发明人 朱剑锋　马林峰　郭峰　尤延铖　 (74)专利代理 机构 厦门南强之 路专利事务所 (普通合伙) 35200 专利代理师 马应森 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 17/11(2006.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01)G06F 111/10(2020.01) (54)发明名称 一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水 量控制方法 (57)摘要 一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水 量控制方法， 涉及射流预冷涡 轮发动机。 包括： 1) 建立飞行器动力学模型： 考虑飞行器竖直平面爬 升段的航迹特性， 将飞行器看作垂直平面上运动 的质点模型， 建立关于各项状态 参数的状态微分 方程； 2)建立发动机模型： 假设压气机相对换算 转速NCor、 压气机特性无量纲参数βC与涡轮特性 无量纲参数βT三个未知量， 通过构造进发匹配 平衡方程， 求解发动机的平衡状态和性能参数； 3)建立航迹优化方法： 采用航迹优化软件， 设定 飞行过程中的状态量与微分方程、 控制量和评价 指标来综合评价和优化飞行路线以及飞行控制， 根据最优结果， 输出基于最优航迹的射流预冷最 佳控制规 律， 提高发动机的综合 性能。 权利要求书1页 说明书5页 附图1页 CN 115310236 A 2022.11.08 CN 115310236 A 1.一种结合 航迹优化的射 流预冷发动机喷水量控制方法， 其特 征在于包括以下步骤： 1)建立飞行器动力学模型 考虑飞行器竖直平面爬升段的航迹特性， 将飞行器看作垂直平面上运动的质点模型， 建立关于各项状态参数的状态微分方程， 用以描述飞行器的实时飞行状态； 2)建立发动机模型 在一定的飞行状态(马赫数Ma/高度H)下， 假设压气机相对换算转速NCor、 压气机特性无 量纲参数βC与涡轮特性 无量纲参 数βT三个未知量， 通 过构造进发匹配平衡方程， 求解发动机 的平衡状态和性能参数； 3)建立航迹优化方法 采用航迹优化算法， 设定飞行过程中的状态量与微分方程、 控制量和评价指标来综合 评价和优化飞行路线以及飞行控制， 根据最优结果， 输出基于最优航迹的射流预冷最佳控 制规律。 2.如权利要求1所述一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法， 其特征在 于在步骤2)中， 所述 求解发动机的平衡 状态和性能参数的具体步骤为： (1)建立涡轮发动机进气道工作模型， 通过给定的设计参数来配置进气道的模型， 该模 型能根据给定飞行和进口条件输出 出口气流的各项参数； (2)建立射流预冷的工作模型， 该模型能够通过给定的进气条件和水气比输出出口气 流的各项参数； (3)建立涡轮发动机部件级性能模型， 并结合给定的射流预冷性能计算模块， 通过求解 平衡方程， 计算得到在不同转速及背压条件下的涡轮发动机出口总温、 总压及流 量参数； (4)建立加力燃烧室零维模型， 在给定涡轮发动 机出口总温、 总压、 流量基础上， 通过引 入燃烧效率计算模 型， 按照出口总温2200K进行温度限制， 计算得到在不同油气比状态下的 出口总温、 总压及流 量； (5)建立可调收缩喷管模型， 在加力燃烧室出口总温、 总压、 流量及出口面积基础上， 通 过临界压强比确定收缩喷管的流动状态及特点， 在给定进气 状态参数及喷管结构参数的条 件下， 能够输出 出口气流的状态参数、 流 量及尾喷管推力； (6)建立涡轮发动机的进发匹配关系， 根据发动机各模块之间的物理耦合关系来建立 进发匹配关系式， 使得发动机模型有机整合为一个整体， 能够准确 地反映在不同飞行与大 气条件下， 根据控制作用输出的性能参数。 3.如权利要求1所述一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法， 其特征在 于在步骤3)中， 所述 航迹优化 算法采用Gpops。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115310236 A 2一种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方 法 技术领域 [0001]本发明涉及 射流预冷涡轮发动机， 尤其是涉及一种结合航迹优化的射流预冷发动 机喷水量控制方法。 背景技术 [0002]随着航空航天技术的不断发展， 无论是民用还是军事方面都迫切希望在保证经济 性能的同时， 大幅提升飞行器的最大飞行马赫数。 目前来看， 航空涡轮发动机在当下及今后 很长一段时间内仍为主要的航空动力， 但当飞行器速度大于马赫2.5 之后， 涡轮发动机将面 临着进口温度过高的问题， 导致 发动机换算转速偏低， 对应的做功能力及推力下降， 难以实 现飞行器进一 步加速。 [0003]为了使得涡轮发动机工作速域进一步向上拓展， 在压气机前采用射流预冷技术成 为一个可行的技术路线。 国外在米格25的R ‑15‑300发动机上增加射流预冷装置， 使得米格 25截击机可在马赫2.8连续工作， 瞬时可飞行至马赫3.2； 具体而言， 射流预冷技术， 即是在 压气机之前安装喷水预冷装置， 在高速情况下， 水滴的蒸发将有效吸收来流热量进而降低 来流温度， 改善涡轮发动机的工作环境， 使进入发动机的气流下降一定温度。 理论上， 采用 射流预冷技术， 涡轮发动机最大飞行马赫数可以达到3以上(Carter ,P .and   V .Balepin .Mass  injection  and precompressor  cooling  engines   analyses.20 02.Indianapo lis,IN,United states:AIA A Internati onal.)。 [0004]传统的射流预冷喷水量由来流温降所决定， 以保证发动机压气机进口截面温度恒 定或温降一定， 喷水量控制简单可靠(芮长胜,张超与越冬峰,射流预冷涡轮发动机技术研 究及发展.航空科学技术,2015.26(10):第53 ‑59页)。 然而， 飞行器的飞行状态与环境复杂 多变， 采用固定温度或降温量无法满足多状态最优。 譬如在马赫2往上进行加速， 发动机进 口温度尚未超限， 但此时采用射流预冷技术， 可实现飞行器有效推力增加； 尽管射流预冷带 来的喷水量增加将导致发动机当量耗油率增加， 但飞行器加速特性的提升， 将有可能实现 整个加速过程总效率增 加， 从而实现飞/发系统综合 性能优化。 [0005]在跨声速阶段， 采用射流预冷技术将实现发动机推力增加， 使得飞行器迅速通过 亚声速。 此时， 来流总温较低， 若采用传统的喷水量控制方式， 将难以实现在跨声速的喷水 增推控制。 [0006]因此， 射流预冷喷水量的控制， 一方面需考虑发动机进口温度的限制， 另一方面也 需考虑到飞行器/发动机的推阻特性。 发明内容 [0007]本发明目的在于针对现有技术存在的上述技术问题， 提供应用于射流预冷涡轮发 动机， 在高速情况下喷水冷却进气， 增强涡轮发动机的综合性能， 扩展发动机工作范围的一 种结合航迹优化的射流预冷发动机喷水量控制方法。 本发明通过航迹优化方法来综合评价 飞行器/发动机性能指标， 从而设计射流预冷的喷水量控制规律， 实现宽速域高超飞行器的说　明　书 1/5 页 3 CN 115310236 A 3