本发明专利技术公开了一种推力矢量涡扇发动机模型。针对现有矢量偏转模型精度难以保证，传统矢量偏转PID方法控制不稳定问题，本发明专利技术基于数值模拟手段建立了可反映矢量偏转负载变化对喉道面积控制系统影响的推力矢量涡扇发动机模型，本发明专利技术建立的推力矢量涡扇发动机模型可反映矢量偏转气动负载变化对喷管喉道面积控制系统影响，可有效的模拟矢量偏转过程中发动机性能参数的变化情况，具有较高的置信度。本发明专利技术还公开了基于上述推力矢量涡扇发动机模型的矢量偏转稳定控制装置。相比现有技术，本发明专利技术可有效保证矢量偏转时发动机被控参数的稳定控制，同时矢量偏转过程中燃油流量变化幅度更小，具有更高的经济性，为工程应用提供重要参考。重要参考。重要参考。
【技术实现步骤摘要】
推力矢量涡扇发动机模型及矢量偏转稳定控制装置
[0001]本专利技术涉及一种涡扇发动机模型，尤其涉及一种推力矢量涡扇发动机模型，属于航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域。
技术介绍
[0002]推力矢量技术具有提升战斗机近距空战能力、提高部署适应性、提升飞行安全、优化平台气动隐身特性等优点，是支撑战斗机技术和能力跨代发展的核心技术，轴对称矢量喷管技术是实现推力矢量的关键方式，也是推力矢量领域的研究热点之一。
[0003]在学术领域，国内外学者侧重于轴对称矢量喷管流动特性的数值模拟研究，选择不同的湍流模型研究矢量喷管内流特性并建立其气动性能数学模型。矢量喷管作为发动机的关键部件，矢量偏转时其性能变化势必会对发动机的工作状态造成影响，工程试验中存在矢量偏转控制不稳定的问题，然而目前对矢量喷管/发动机综合研究较少，矢量偏转稳定控制的研究处于空白。因此，屈裕安等人建立了带矢量喷管的涡扇发动机数学模型，研究了开环情况下矢量偏转对发动机性能的影响；杜桂贤等人基于数值模拟提出了一种有效喉道调节方法，以为矢量喷管控制系统提供更精准的输入，提高其控制精度，为推力矢量发动机工作状态调节提供参考；李颖杰等人采用试验数据与机理模型相结合方法建立了微型涡喷矢量推进系统模型。而实际工程中矢量偏转时采用闭环控制方法，并且因此屈与杜的研究参考价值有限；李采用的基于微型涡喷试验数据的模型难以保证精度要求；常规的喷管喉道面积A8控制回路一般采用PID(比例
‑
积分
‑
微分)控制，但对于轴对称矢量喷管的喉道面积控制，由于矢量偏转导致调节片内壁载荷发生变化，从而引起A8执行机构负载发生改变，负载干扰对伺服回路的控制稳定性产生了较大影响，常规的PID控制已不能满足控制目标需求。
[0004]因此基于机理建立可反映矢量偏转气动负载变化的轴对称矢量喷管/涡扇发动机综合模型，并在此基础上进行矢量偏转的综合控制研究具有重要研究价值。
技术实现思路
[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种推力矢量涡扇发动机模型，其可反映矢量偏转时喷管气动性能变化、气动负载变化对发动机性能的影响，有效模拟实际矢量偏转过程中发动机各参数的变化。
[0006]本专利技术采用以下技术方案解决上述技术问题：
[0007]一种推力矢量涡扇发动机模型，所述推力矢量涡扇发动机通过带喷管喉道面积A8执行机构的轴对称矢量喷管实现矢量偏转稳定控制；所述推力矢量涡扇发动机模型中的喷管喉道总压平衡方程矢量合推力F的表达具体如下：
[0008][0009][0010]式中，v9、v0分别为发动机出口和进口截面气流速度，为发动机进口截面空气流量，P
S9
为喷管出口截面燃气静压，P8为由加力燃烧室出口计算的喷管喉道截面总压；P
8c
为由喉道截面面积A8、总温T、燃气流量反算的喷管喉道截面总压，其计算公式如下：
[0011][0012]式中q(λ8)为喷管喉道截面流量系数，k8、r8分别为喷管喉道截面燃气比热和理想气体常数；C
thR
分别为有效喉道面积系数和相对推力系数，其计算公式如下：
[0013][0014]式中，为非偏转状态CFD计算的喷管流量，为偏转状态CFD计算的喷管流量，C
th
为不同工况下偏转状态喷管推力系数，为非偏转状态基准推力系数；
[0015]喷管喉道面积执行机构A8作动筒负载力F
Actuator
的表达具体如下：
[0016][0017]式中下标i表示调节片序号,n为等效调节片总片数，T
iX
、T
iY
分别表示低i片扩张调节片对收敛调节片作用力的水平和竖直方向分量，L
ED
为收敛调节片长度，P
Ei
为收敛调节片气动力，X
Ei
为收敛调节片气动力合力作用点，ε为收敛调节片收敛角。
[0018]基于上述推力矢量涡扇发动机模型，本专利技术进一步提出以下技术方案：
[0019]一种矢量偏转稳定控制装置，基于上述推力矢量涡扇发动机模型构建，所述矢量偏转稳定控制装置为线性自抗扰控制器(LADRC)，以实现矢量偏转A8控制回路稳定控制.
[0020]优选地，所述线性自抗扰控制器的输入指令设定值r与控制量扰动d为控制回路中的外部信号，其中跟踪微分器TD安排过渡过程避免控制器输入指令突变，线性扩张状态观测器LESO用于实时估计外部扰动d与系统的内部不确定性，控制信号u与对象输出y是LESO的两个输入，z1、z2、z3是LESO的输出，分别跟踪低压涡轮转速、低压涡轮转速的加速度及广义扰动，k
p
、k
d
和b0是控制器参数。
[0021]进一步优选地，输入指令设定值r为低压涡轮转速指令n
1r
，控制信号u为发动机尾喷管喉道面积，对象输出y为低压涡轮转速。
[0022]相比现有技术，本专利技术技术方案具有以下有益效果：
[0023](1)本专利技术建立的推力矢量涡扇发动机模型可反映矢量偏转气动负载变化对喷管喉道面积控制系统影响，可有效的模拟矢量偏转过程中发动机性能参数的变化情况，具有较高的置信度。
[0024](2)相较于传统PID控制，本专利技术提出的喷管喉道面积A8控制回路采用LADRC控制时发动机推力响应更快，低压转子转速变化幅度更小，可有效改善矢量偏转时发动机性能稳定，同时偏转过程中燃油流量变化幅度更小，具有更优的经济性。
附图说明
[0025]图1为轴对称矢量喷管二维几何结构图；
[0026]图2为轴对称矢量喷管三维网格划分图；
[0027]图3(a)为高度0马赫数0条件下矢量喷管相对推力系数；
[0028]图3(b)为高度0马赫数1.14条件下矢量喷管相对推力系数；
[0029]图3(c)为高度10千米马赫数2条件下矢量喷管相对推力系数；
[0030]图3(d)为高度11千米马赫数0.8条件下矢量喷管相对推力系数；
[0031]图4为轴对称矢量喷管作动系统受力分析结构图；
[0032]图5(a)为高度0马赫数0条件下不同矢量偏转角A8作动筒输出力；
[0033]图5(b)为高度0马赫数1.14条件下不同矢量偏转角A8作动筒输出力；
[0034]图5(c)为高度10千米马赫数2条件下不同矢量偏转角A8作动筒输出力；
[0035]图5(d)为高度11千米马赫数0.8条件下不同矢量偏转角A8作动筒输出力；
[0036]图6为执行机构FMU结构图；
[0037]图7(a)矢量偏转角指令；
[0038]图7(b)高度0马赫数0条件下矢量偏转负载输入；
[0039]图7(c)高度11千米马赫数0.8条件下矢量偏转负载输入；
[0040]图7(d)执行机构矢量偏转响应；
[0041]图8为矢量偏本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种推力矢量涡扇发动机模型，所述推力矢量涡扇发动机通过带喷管喉道面积A8执行机构的轴对称矢量喷管实现矢量偏转稳定控制；其特征在于，所述推力矢量涡扇发动机模型中的喷管喉道总压平衡方程矢量合推力F的表达具体如下：矢量合推力F的表达具体如下：式中，v9、v0分别为发动机出口和进口截面气流速度，为发动机进口截面空气流量，P
S9
为喷管出口截面燃气静压，P8为由加力燃烧室出口计算的喷管喉道截面总压；P
8c
为由喉道截面面积A8、总温T、燃气流量反算的喷管喉道截面总压，其计算公式如下：式中q(λ8)为喷管喉道截面流量系数，k8、r8分别为喷管喉道截面燃气比热和理想气体常数；C
thR
分别为有效喉道面积系数和相对推力系数，其计算公式如下：式中，为非偏转状态CFD计算的喷管流量，为偏转状态CFD计算的喷管流量，C
th
为不同工况下偏转状态喷管推力系数，为非偏转状态基准推力系数；喷管喉道面积执行机构A8作动筒负载力F
Actuator
的表达具体如下：式中下标i表示调节片序号,n为等效调节片总片数，T
iX
、T
iY
...
【专利技术属性】
技术研发人员：汪勇，蔡常鹏，姜威，张海波，郑前钢，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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