超燃沖壓發(fā)動機燃油供給與控制

超燃沖壓發(fā)動機燃油供給與控制鮑文高超聲速技術研究中心目錄超燃沖壓發(fā)動機控制對象特性分析超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)結構超燃沖壓發(fā)動機推力控制方法超燃沖壓發(fā)動機發(fā)動機分布參數(shù)控制超聲速進氣道不起動判斷與控制超燃沖壓發(fā)動機/飛行器一體化控制超燃沖壓發(fā)動機控制對象特性分析鮑文崔濤常軍濤李獻領曲亮李偉鵬

雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室發(fā)動機的分布參數(shù)特性超聲速進氣道

來流馬赫數(shù)對流場的影響M0=4M0=7來流攻角對流場的影響α=-5α=5出口背壓對流場的影響來流馬赫數(shù)變化引起的進氣道不起動/再起動特性分析來流馬赫數(shù)對進氣道性能參數(shù)的影響進氣道不起動時的流場結構示意圖來流馬赫數(shù)變化引起的進氣道不起動/再起動特性分析進氣道不起動/再起動過程中的流動特征來流馬赫數(shù)變化引起的進氣道不起動/再起動分析進氣道不起動/再起動過程特性分析不起動馬赫數(shù)和再起動馬赫數(shù)來流攻角變化引起的進氣道不起動/再起動特性分析來流攻角對進氣道性能參數(shù)的影響進氣道不起動時的流場結構示意圖來流攻角引起的進氣道不起動/再起動分析a=0a=10a=-4a=-5來流攻角變化引起的進氣道不起動/再起動特性分析來流攻角變化引起的進氣道不起動/再起動分析不起動/再起動特性形成的內在物理機制分析結果表明：流動過程存在“記憶”效應，進氣道進口處分離流的形成和消失過程是形成不起動/再起動特性的主要原因。附面層抽吸對進氣道不起動/再起動特性的影響壁面冷卻對進氣道不起動/再起動特性的影響超燃沖壓發(fā)動機燃油供給系統(tǒng)超燃沖壓發(fā)動機燃油供給系統(tǒng)燃油供給系統(tǒng)結構燃油供給與控制系統(tǒng)多路燃油供給同時要滿足推力、熱防護冷卻的需要發(fā)動機氣熱彈耦合效應發(fā)動機內流、壁面、壁面內部的吸熱燃料之間的多場耦合燃料沸騰過程I–自然對流區(qū)，無氣泡；II–泡狀沸騰區(qū)：

IIa–孤立氣泡區(qū)，泡狀流；

IIб–完全沸騰區(qū)，塊狀流；III–過渡沸騰區(qū)；IV–膜態(tài)沸騰區(qū)；C–泡-膜沸騰過渡點；D–膜-泡沸騰過渡點；π–完全泡沸騰與過渡沸騰的邊界

點；產生不穩(wěn)定氣膜點；Tw–表面溫度；Ts-飽和溫度亞臨界飽和沸騰曲線燃料沸騰過程亞臨界沸騰時的傳熱惡化特性燃料壓力—超臨界

隨著壓力的增大，過渡沸騰的傳熱惡化逐漸消退；超臨界壓力以上，徹底消失。燃油物性密度黏度燃油物性比熱導熱系數(shù)高溫燃油管道特性超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)結構鮑文崔濤趙天爽趙曉敏肖虹車聰斌于達仁超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)的總體技術超燃沖壓發(fā)動機包括主推力控制回路，包括燃燒模態(tài)控制、進氣道保護控制、超溫保護控制及各控制回路的切換控制，在燃油控制系統(tǒng)中還包括多路燃油流量控制。超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)的總體框架超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)總體需要解決的關鍵技術：超燃沖壓發(fā)動機推力控制的控制規(guī)律、控制方法超燃沖壓發(fā)動機推力測量的測點約減方法超燃沖壓發(fā)動機進氣道的起動判斷和控制燃油供給系統(tǒng)熱防護一體化設計高溫兩相流燃油調節(jié)閥的研制超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)總體超然沖壓發(fā)動機推力控制研究包括推力調節(jié)規(guī)律設計和控制方法兩方面的內容。在加速、巡航過程中，要求沖壓發(fā)動機相應的改變推力以滿足飛行器的需要，這就是沖壓發(fā)動機推力調節(jié)規(guī)律要研究的內容。推力調節(jié)規(guī)律的設計包括起動、加速和巡航調節(jié)規(guī)律。調節(jié)規(guī)律設計的依據(jù)一方面是飛行器和發(fā)動機的性能要求，另一方法是要考慮各種穩(wěn)定邊界。在超燃沖壓發(fā)動機燃油供給總體技術方面，論證了超燃沖壓發(fā)動機燃油供給系統(tǒng)的總體方案和關鍵技術。高壓油源系統(tǒng)外部取氣：在前體的第一個楔面上取氣可調導葉：改變渦輪速度，調節(jié)燃油流量空氣渦輪：Ma1.5左右的單級空氣渦輪油箱：沖壓增壓式油泵：離心燃油泵冷卻系統(tǒng)：多管并聯(lián)流動穩(wěn)壓閥：直動式溢流閥燃油流量調節(jié)閥：三組PWM燃油調節(jié)閥噴嘴：壁龕超燃沖壓發(fā)動機推力控制方法鮑文趙曉敏和舒郭林春徐志強唐井峰研究思路-燃燒模態(tài)控制配油思路噴嘴組調節(jié)的工作簡圖以及閥門開啟規(guī)律Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ—噴嘴組閥門研究思路-地面試驗研究思路在地面試驗中對不同的燃油總量Q，通過調整各個噴油點的噴油量找到與Q對應的最大推力F，推力最大時的參數(shù)分布就是我們要求的模態(tài)設計，這時各噴油點的噴油量也就是最優(yōu)配油規(guī)律。超燃沖壓發(fā)動機最大推力穩(wěn)態(tài)優(yōu)化控制算法

仿真結果分析控制周期的影響控制周期0.02誤差（4.84%）控制周期0.06誤差（0.8%）仿真結果分析馬赫數(shù)6，總當量比0.5推力隨迭代步的變化壁面壓力分布比較

等壓力線分布等馬赫數(shù)線分布一種超燃沖壓發(fā)動機燃燒室設計推力測量的燃燒室傳感器數(shù)約簡方法研究約簡算法-問題的提出超燃沖壓發(fā)動機燃燒室測量壁面壓力信號的傳感器數(shù)目，在地面試驗中可以安置很多個，而在飛行試驗或實際應用中不可能有那么多，因此需要對其數(shù)目進行約簡研究目的就是尋求合適的約簡算法，在保證推力估算精度的前提下將超燃沖壓發(fā)動機燃燒室表面的傳感器測點約簡到一個可以接受的范圍內計算原理分析推力的估算問題超燃沖壓發(fā)動機控制的核心也就是推力控制，當飛行器處于水平巡航狀態(tài)時，凈推力與整個飛行器的外部阻力完全相抵；當發(fā)動機處于加速狀態(tài)時，凈推力應大于整個外部阻力。而在地面模擬試驗中或飛行器處于飛行狀態(tài)時，發(fā)動機的推力難以直接測量，因此，在推力的控制中，需要尋求利用其他的可測量量來估算發(fā)動機的推力，利用燃燒室的壁面壓力來估算推力就是一種方式計算原理分析利用梯形積分進行推力估算工程問題向數(shù)學優(yōu)化問題的轉化實際問題描述在燃燒室內上壁面靜壓測點有22個，由這22個測量數(shù)據(jù)可以較為準確的描繪去實際的壓力變化曲線，能較準確的估算出發(fā)動機的推力需要在這22個測點中選擇最少的測點，用選出的若干個測點的測量數(shù)據(jù)擬合出一條壓力曲線，能較準確地反映出推力的變化工程問題向數(shù)學優(yōu)化問題的轉化完全的數(shù)學描述B：一個向量集合（測點坐標，壓力，對應橫截面積）A：B的一個真子集約簡算法的計算過程數(shù)據(jù)預處理所有數(shù)據(jù)732組壓力值藍色：亞燃模態(tài)壓力曲線黑色：超然模態(tài)壓力曲線其他：冷態(tài)壓力曲線時間軸上的展開約簡算法的計算過程熱態(tài)數(shù)據(jù)提?。?32189），熱態(tài)數(shù)據(jù)包括亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)約簡算法的計算過程熱態(tài)數(shù)據(jù)的三維視圖計算結果約簡到4個測點計算結果約簡到5個測點計算結果約簡到6個測點計算結果約簡到7個測點計算結果約簡到8個測點計算結果分析計算結果校驗5個測點在數(shù)據(jù)集1上的校驗結果計算結果校驗5個測點在數(shù)據(jù)集2上的校驗結果計算結果校驗5個測點在數(shù)據(jù)集3上的校驗結果計算結果校驗校驗結果分析注：誤差統(tǒng)計為相對誤差約簡算法結果分析約簡算法分別計算了將測點數(shù)約簡到不同結果時（4、5、6、7、8個）對應的誤差分布，并對誤差分布進行了統(tǒng)計分析。最后利用不同的幾個數(shù)據(jù)集，每個數(shù)據(jù)集對應一次完整地試驗數(shù)據(jù)。試驗結果及校驗結果都表明，基于遺傳算法的傳感器數(shù)約簡算法很好的解決了傳感器數(shù)約簡問題，將傳感器數(shù)目約簡到了5個，而且平均誤差和方差在5%左右，而且誤差寬度也在15%左右。超燃沖壓發(fā)動機推力在線測量超燃沖壓發(fā)動機發(fā)動機分布參數(shù)控制鮑文于達仁崔濤1.超燃沖壓發(fā)動機的分布參數(shù)控制問題引出寬馬赫數(shù)范圍的部件匹配問題幾何調節(jié)方法1超燃沖壓發(fā)動機的

分布參數(shù)控制問題

依靠能量方程的輸入項（源項）調節(jié)氣流能量的分布來調節(jié)發(fā)動機參數(shù)在空間上的分布特性：氣動熱力調節(jié)方法。為了完成寬馬赫數(shù)范圍部件匹配的參數(shù)協(xié)調的任務，超燃沖壓發(fā)動機采用多點噴射的分布加熱模式，能量在流動方向散布開來在發(fā)動機設計時對噴射點的數(shù)量、位置、噴射方式都有嚴格的要求；在發(fā)動機運行時調節(jié)不同噴射位置的燃料量分配比、燃燒速率。這種燃料噴射在設計和運行上的特點也決定了超燃沖壓發(fā)動機控制的空間分布特性。2、超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的適度空間維數(shù)零維方法描述分布參數(shù)對象的控制特性必須以足夠致密的網格進行離散化近似，引起控制系統(tǒng)結構異常復雜、控制算法計算量過大、傳感器測量信息過多等問題，技術上難以實現(xiàn)。引入過多測量反饋量，將導致反饋量大于控制量（有限點噴射燃油）而出現(xiàn)系統(tǒng)不可控的問題。

二、三維方法即使二、三維的方法在計算時能夠滿足實際的精度，仍難以作為控制模型來設計控制規(guī)律這受限于控制理論發(fā)展水平、設計實現(xiàn)技術、檢測技術以及數(shù)值的實時性等

2、超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的適度空間維數(shù)一維分析方法是折衷使用的有效方法針對系統(tǒng)一維模型的控制技術已取得較大進展，相關的解析與數(shù)值方法已能處理部分復雜對象的分布參數(shù)控制；一維方法反映了發(fā)動機流場的主特征信息而比較符合控制的宏觀性與可控可檢測性的特點一維簡化引起的的性能誤差（截面平均參數(shù)的誤差在15%以內）與不確定問題，控制理論有較為完善的魯棒分析與設計技術專門處理。這些說明一維控制具有必要性與可操作性。

3、超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的合理頻帶數(shù)值計算與試驗結果給出了超燃沖壓發(fā)動機主頻帶的范圍。激波和擾動聲波屬于主導的低頻動態(tài)，但是響應頻率也在20Hz以上，系統(tǒng)的時間常數(shù)僅為幾個毫秒，而燃燒振蕩的第一階振蕩模態(tài)的頻率更是接近100Hz。這些結果表明超燃沖壓發(fā)動機屬于快變的動態(tài)系統(tǒng)激波動態(tài)燃燒振蕩分離流動態(tài)3、超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的合理頻帶燃油調節(jié)閥響應速度低于5Hz，時間常數(shù)在50ms以上。執(zhí)行機構動態(tài)是超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)的主導動態(tài)發(fā)動機流動和燃燒的動態(tài)過程則因為執(zhí)行機構帶寬的限制而受到大幅衰減，可處理為高頻未建模動態(tài)。發(fā)動機的動態(tài)作為控制系統(tǒng)的高頻未建模動態(tài)，在名義系統(tǒng)中忽略掉，而用魯棒的分析和設計方法進行處理，從而把問題轉變?yōu)榭刂瓢l(fā)動機的穩(wěn)態(tài)分布上。

超燃沖壓發(fā)動機實際的流動和燃燒反應過程的動態(tài)控制機理極具復雜性，而利用控制理論的頻域分析與頻域截斷技術可以把復雜的控制問題大大簡化，從而獲得了解決問題的合理途徑，這也是技術上實現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的一個重要前提。

3、超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制的合理頻帶4、燃燒模態(tài)形狀控制方法的提出基于經典的分布參數(shù)設計方法設計超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)控制系統(tǒng)難度非常大，且應用起來困難。此外，基于試驗數(shù)據(jù)的一維模型具有經驗性和數(shù)據(jù)性的特點，難以形成統(tǒng)一的解析表達，因此也造成經典的基于解析模型的分布參數(shù)設計方法應用困難。為此，借鑒以結構形狀優(yōu)化技術等為基礎發(fā)展起來的形狀控制理論，以靈敏度分析、數(shù)值優(yōu)化技術為主要手段代替經典分布參數(shù)設計所需的嚴格解析設計，提出了超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制的新型控制策略，使得設計方法得以簡化，并使得分布參數(shù)控制目標的實現(xiàn)具有了可行性。

4、燃燒模態(tài)形狀控制方法的提出形狀控制的概念是在上世紀八十年代由Haftka,R.T.和Adelman,H.M.

等人提出來的。形狀控制的核心是控制參數(shù)在空間（一維、二維或三維）的分布規(guī)律，在滿足一定的約束條件下，尋求優(yōu)化的控制規(guī)律，使控制系統(tǒng)的指標函數(shù)（形狀函數(shù)的泛函）達到極值，從而使被控系統(tǒng)滿足預定的要求。形狀控制問題是一類沒有顯式解的逆問題，與典型的集中參數(shù)（零維）控制不同，它的形狀函數(shù)為一空間連續(xù)（或分段連續(xù)）變化的函數(shù)，需要有無限個參數(shù)才能確定。此時是在函數(shù)的無限維空間內研究對象的控制問題，而不是在有限維設計參數(shù)的向量空間。4、燃燒模態(tài)形狀控制方法的提出形狀控制的方法較早應用于太空天線、反射器等系統(tǒng)（HaftkaandAdelman，1985），Koconis等人在1994年提出了一種解決基于蜂窩結構的復合板和殼的解析方法，并找到了相應于零傾角變量的最優(yōu)方法。Hsu等人在1997年對復合板采用了有限元法，并采用梯度投影法找到了搜尋方向。Chandrashekhara和Varadarajan在1997年采用Reddy的三級位移理論給出了復合梁的形狀控制的迭代方法，而Varadarajan等人在1998年對復合板采用一級殼位移理論給出了迭代方法，除了減小誤差函數(shù)，他們還考慮了閉環(huán)控制，位移作為反饋量來決定輸入電壓。Balakrishnan、Tan和Bainum在1994年采用線性二次高斯最優(yōu)控制方法得到了智能結構的形狀控制方法。Sobieszczanski-Sobieski和Haftka主導了氣動形狀控制的研究，研究結合形狀優(yōu)化技術和CFD技術，進行了進氣道結構設計、翼型型面設計、風洞壁面設計、軸對稱尾噴管設計等。另外在壓電智能結構的控制[、熱防護的溫度場控制等方面也有大量的文獻發(fā)表。5、燃燒模態(tài)形狀控制方法5.1問題的描述：泛函指標形狀控制的核心是控制參數(shù)在空間的分布規(guī)律，在滿足一定的約束條件下，尋求優(yōu)化的控制規(guī)律，使控制系統(tǒng)的指標函數(shù)（形狀函數(shù)的泛函）達到極值，從而使被控系統(tǒng)滿足預定的要求。指標為：其中，M(x)為在某一飛行條件下所設定的燃燒模態(tài)，Mt(x)為實時反饋的燃燒模態(tài)，Tb為控制量。

5.1問題的描述：泛函極值超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)與模態(tài)轉換形狀控制問題是一類逆問題，即尋找一個最佳的控制量Tb*，使得系統(tǒng)的泛函指標達到極小值。描述為：5.2控制模型

對超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)控制空間維數(shù)的分析確定了一維控制的必要性和可操作性；對分布參數(shù)控制的時間尺度（頻域范圍）的分析確定了控制穩(wěn)態(tài)分布的合理簡化。在這兩個基本前提下，控制模型的建立具有了現(xiàn)實可行性。選取經典的一維穩(wěn)態(tài)模型作為控制模型，來初步驗證超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制的設計思想。

5.3靈敏度分析

形狀控制必須進行靈敏度分析，以便給出形狀變化的趨勢。靈敏度函數(shù)反映了控制量與系統(tǒng)狀態(tài)間的內在聯(lián)系實時的根據(jù)燃燒模態(tài)的形狀信息修正自己，并實時的反作用于燃燒模態(tài)上，給出其變化趨勢。靈敏度分析是燃燒模態(tài)形狀控制方法的難點與關鍵，靈敏度的計算與流場的計算密切關聯(lián)，由于涉及到多燃燒模態(tài)的情況，特別是遇到了靈敏度方程在聲速點的強奇異性問題，使得靈敏度的計算非常困難，為此需要引入新的算法解決靈敏度方程在一維跨聲速計算時的強奇異性問題。

5.4控制算法

形狀控制為非線性優(yōu)化控制問題，此方程不便求出的精確解，采用最優(yōu)法迭代來求得最小二乘優(yōu)化結果。最優(yōu)法的思想是從接近于精確解的初值出發(fā)，使其沿著使誤差平方和減小的方向（梯度方向）按某一步長變化，從而逐步逼近。經典非線性最小二乘問題：Gauss-Newton法該方法基于對非線性回歸模型的近似化原理，是一種較為有效的方法。它利用泰勒級數(shù)展開的線性項來近似非線性模型，然后用線性最小二乘法來估計參數(shù)，再通過最優(yōu)迭代得到滿足方程的非線性回歸問題的最優(yōu)解。

5.5基本框架

描述超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制規(guī)律的方程為差分方程，在形式上屬于離散控制系統(tǒng)。主要包括采樣器、數(shù)字控制器、零階保持器、執(zhí)行機構、控制對象（燃燒模態(tài)）、靈敏度分析等幾個部分。5.6仿真結果

圖3形狀控制過程燃燒模態(tài)的變化圖4形狀控制結果與目標形狀的比較5.6仿真結果圖5形狀控制過程指標函數(shù)隨時間變化曲線圖6形狀控制過程控制量隨時間變化曲線6、超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制算法的穩(wěn)定性超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制系統(tǒng)應用基于非線性回歸模型的最小二乘Gauss-Newton優(yōu)化算法。Gauss-Newton法充分利用最小二乘問題的結構特點，僅僅利用函數(shù)的一階導數(shù)信息直接獲得Hesse矩陣的近似。由于Gauss-Newton法是從Newton法通過忽略二階導數(shù)的非線性項形成的，因此Gauss-Newton法的穩(wěn)定性和性能將受到這一忽略的影響。燃燒模態(tài)控制系統(tǒng)還包含了執(zhí)行機構的動態(tài)，還需研究帶有執(zhí)行機構動態(tài)的Gauss-Newton法的穩(wěn)定性。7、超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制算法的魯棒穩(wěn)定性超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)控制模型不可避免存在誤差與未建模動態(tài)，在理想精度下設計的形狀控制器是否具有魯棒穩(wěn)定性是個關鍵問題。所提出利用控制理論的頻域分析與頻域截斷技術把復雜的超聲速流動和燃燒場的分布參數(shù)動態(tài)控制問題簡化分解為穩(wěn)態(tài)控制問題，因此需要對控制算法進行魯棒穩(wěn)定性分析。

超燃沖壓發(fā)動機名義燃燒模態(tài)控制系統(tǒng)Nyquist圖含有一階未建模動態(tài)的控制系統(tǒng)Nyquist圖含有二階未建模動態(tài)的控制系統(tǒng)Nyquist圖7、超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)形狀控制算法的魯棒穩(wěn)定性超聲速進氣道不起動判斷與控制鮑文常軍濤于達仁郭新剛

李偉鵬曲亮1進氣道不起動問題分析起動/不起動判斷—起動/不起動分類問題低馬赫數(shù)不起動和反壓引起的不起動2.基于支持向量機的高超聲速進氣道起動/不起動模式分類支持向量機的基本理論和方法支持向量機（SVM）是AT&TBell實驗室的Vapnik等人根據(jù)統(tǒng)計學習理論提出的一種新機器學習方法。支持向量機是建立在統(tǒng)計學習理論的VC維理論和結構風險最小原理基礎上的，根據(jù)有限的樣本信息在模型的復雜性和學習能力之間尋求最佳折衷，以期獲得最好的推廣能力的機器學習方法。把在輸入空間中的線性不可分的數(shù)據(jù)集，通過內積核函數(shù)，非線性的映射到高維特征空間后，變?yōu)榫€性可分的數(shù)據(jù)集，隨后在高維特征空間建立一個不但能將兩類正確分開，而且使分類間隔最大的最優(yōu)分類面。2基于支持向量機的高超聲速進氣道起動/不起動模式分類特征選擇及分類面兩組特征：[3,7,11]和[80,91,99,110,122,130]18個分類面p2-1.0033×p1-6995.3=0

2基于支持向量機的高超聲速進氣道起動/不起動模式分類分類方法的對比分析利用粗糙集得到的分類面如下圖所示。但有如下缺點：1）使用粗糙集分類方法需要選擇切分點，切分點的選擇對分類結果有重要影響。2）使用粗糙集方法得到的分類結果魯棒性不強。3基于FLD分析的進氣道起動/不起動最優(yōu)分類準則研究Fisher線性判別分析（FLD）廣泛應用于模式分類。Fisher首先提出這種方法并應用到分類。FLD分析的核心思想是尋找有效的分類方法，通過向這個方向投影便于更好的進行分類?？紤]把d維空間中的數(shù)據(jù)點投影到一條直線上，即使不同類的樣本點在d維空間中能夠形成互相分離的，各自內部緊湊的集合，向任意方向的直線作投影也有可能把這些不同類的數(shù)據(jù)點混在一起，反而降低了分類的效果。通過合適的選擇投影直線，我們還是能夠找到最大限度區(qū)分各類數(shù)據(jù)點的投影方向。

3基于FLD分析的進氣道起動/不起動最優(yōu)分類準則研究p=p1-0.557×p23基于FLD分析的進氣道起動/不起動最優(yōu)分類準則研究分類準則的物理意義p1位于進氣道第一道斜激波的后面，其大小取決于激波的強度，也就是與自由來流馬赫數(shù)、壓力和攻角有關，其大小可以表征自由來流條件。當進氣道出現(xiàn)不起動時，進口處產生分離流，后傾激波產生。此時p2的大小相對于起動狀態(tài)突然增加。當來流條件不變時，對于固定幾何形式的進氣道，僅僅利用p2就可以判斷進氣道的工作狀態(tài)。當來流條件變化時，存在這樣的情況，正攻角、高馬赫數(shù)、起動狀態(tài)的p2大于負攻角、低馬赫數(shù)、不起動狀態(tài)的p2，此時僅僅利用p2不能對進氣道狀態(tài)進行判斷。分類準則中隔離帶的作用隔離帶的存在在某種程度上降低了測量噪聲對高超聲速進氣道起動/不起動分類的影響。隔離帶寬度的大小反映了分類準則的魯棒程度，隔離帶越寬，分類準則的魯棒程度越強。4高超聲速進氣道起動/不起動多傳感器融合分類方法研究概率輸出支持向量機基于概率輸出支持向量機，不僅可以給出噪聲作用下樣本的決策類別，還給出了樣本的屬于該類的隸屬程度；首先對支持向量機輸出值的類條件概率密度進行貝葉斯估計，得到后驗概率；然后對后驗概率進行極大似然估計得到S形隸屬度函數(shù)。4高超聲速進氣道起動/不起動多傳感器融合分類方法研究多傳感器融合方法首先計算樣本到各分類器的距離通過距離計算出樣本屬于各類的隸屬度最終得到如下的隸屬度矩陣：采用均值的方法來進行模糊融合，則融合后的類別號為：4起動/不起動多傳感器融合分類方法研究5對CIAM/NASA飛行實驗中分類準則的討論6高超聲速進氣道不起動裕度控制方法研究高超聲速進氣道不起動裕度的表示方法定義ξ=(pu-pbF)/pu

6高超聲速進氣道不起動裕度控制方法研究高超聲速進氣道等裕度增益調度控制燃油流量和隔離段出口背壓之間的對應關系，僅僅考慮燃燒室單點噴射。

6高超聲速進氣道不起動裕度控制方法研究高超聲速進氣道對象特性分析控制系統(tǒng)設計的性能指標C∞=0，系統(tǒng)對擾動無靜差；對單位階躍擾動的峰值偏差Cm<20%；相角余量γc>50°。6高超聲速進氣道不起動裕度控制方法研究高超聲速進氣道等裕度增益調度控制器設計首先根據(jù)峰值偏差指標大致確定Kp，確定Kp之后，調節(jié)系統(tǒng)的相角余量γc則取決于積分時間常數(shù)Ti的大小。6高超聲速進氣道不起動裕度控制方法研究仿真結果及分析7基于FLUENT/MATLAB平臺的進氣道裕度控制閉環(huán)仿真驗證仿真平臺的建立設計思路：應用TCP/IP網絡編程技術，在Windows仿真平臺下，給同一臺計算機上兩個軟件分配不同的網絡端口，設計合理的網絡通信函數(shù)嵌入兩個軟件的接口函數(shù)中，通過控制通信協(xié)議傳輸數(shù)據(jù)的方式，就能夠實現(xiàn)FLUENT與MATLAB的數(shù)據(jù)傳輸。接口示意圖7基于FLUENT/MATLAB平臺的進氣道裕度控制閉環(huán)仿真驗證仿真結果及分析t=0.1st=0.6st=2s燃燒模態(tài)的分類超燃沖壓發(fā)動機/飛行器一體化控制鮑文于達仁姚照輝劉強發(fā)動機與飛行器一體化技術推進系統(tǒng)／飛行器一體化設計不是一個新問題，早在的60年代美國就開始研究高超聲速飛機與推進系統(tǒng)之間的一體化設計問題。一體化設計包含如下的若干問題：氣動設計一體化（含飛行軌跡匹配）結構設計一體化（特別是熱結構）燃料供應及冷卻系統(tǒng)一體化（儲箱體積、質量及熱回收）調節(jié)控制設計一體化（發(fā)動機控制和導彈飛行控制相關）飛行器體／推進系統(tǒng)隱身技術一體化（彈身氣動外形與發(fā)動機進氣道、尾噴管形狀、位置等與隱身技術的相關性）性能先進性、技術風險性和經濟合理性設汁一體化一體化控制的研究背景與意義超燃沖壓發(fā)動機推力控制嚴重影響著升力體構型飛行器的俯仰姿態(tài)俯仰通道和Ma通道控制耦合嚴重容易導致姿態(tài)失穩(wěn)超燃沖壓發(fā)動機性能對攻角敏感且具有很強的滯環(huán)特性超燃沖壓發(fā)動機中的本質非線性特性對飛行姿態(tài)控制影響巨大飛行/推進一體化控制系統(tǒng)設計關鍵問題高超聲速飛行器的特殊性工作范圍寬廣推進系統(tǒng)機理復雜：超燃沖壓發(fā)動機推進氣動/推進特性高度耦合高超聲速飛行控制系統(tǒng)設計的關鍵問題飛行與推進系統(tǒng)的綜合控制問題高度非線性問題魯棒性問題：模型不確定性高超聲速飛行運動建模典型的飛行器建模主要包括以下幾個方面：大氣環(huán)境建模：大氣參數(shù)是飛行高度的非線性函數(shù)飛行器動力學建模剛體動力學建模結構動力學建模彈性動力學建模氣動力學建模推進系統(tǒng)建模Winged-cone(1986NASP，releasedin1990)，80末、90年代的主要研究模型X-43A(NASALeRC)，90年代末、20世紀初的主要參考模型，數(shù)據(jù)未完全公開CSULA-GHV(2005-)six-DOFGHV(2005-)升力體高超飛行器的剛體動力學建模對于高超聲速飛行器巡航控制，只考慮在縱向平面內的運動，則飛行器所受的氣動力在氣流坐標系下為，推力在本體坐標下為。2/1/2023113飛行器氣動力學建模winged-cone的氣動力模型CSULA-GHV的氣動力模型這些氣動力模型都是多維離散數(shù)據(jù)表，對飛行器建模時需要進行多變量插值計算；加州州立大學/南加州大學的學者又進一步對CSULA-GHV的氣動力進行最小二乘擬合，得到了氣動力的解析模型。發(fā)動機建模進一步得到了發(fā)動機推力的解析模型如下：winged-cone的發(fā)動機模型CSULA-GHV的發(fā)動機模型模型分析/地球曲率影響高超聲速飛行器動態(tài)特性分析飛行和推進系統(tǒng)之間的雙向耦合作用是高超聲速飛行器的一個特殊問題，這種耦合作用對飛行動態(tài)特性和發(fā)動機動態(tài)特性都有影響。為了分析各個因素對飛行動態(tài)的作用，對動力學方程進行小偏差線性化處理高超聲速飛行器動態(tài)特性分析飛行動態(tài)的改變是推力特性的作用結果，這種結果既跟推力特性的“強弱”又關，又跟飛行動態(tài)本身對推力特性的“靈敏程度”有關，使用特征值擾動理論可以分析氣動/推力特性對飛行動態(tài)的影響。

靈敏度函數(shù)反映了系統(tǒng)對擾動的抑制能力，一般來說希望它在低頻處盡量小，而在低頻段近似具有全通特性通常是無法接受的。這意味著把發(fā)動機對飛行動態(tài)的影響作為不確定性處理難以滿足性能要求，因此對有必要進行飛推綜合控制。高超聲速飛推綜合控制和非線性控制的必要性高超聲速飛推綜合控制和非線性控制的必要性如果系統(tǒng)的動態(tài)特性變化范圍很大，為了保證魯棒性，系統(tǒng)的性能就會降低，甚至達到無法接受的程度，這樣線性控制方法就不再適用。如圖，靈敏度函數(shù)的幅值在低頻處被限制在1附近，這在工程實際中通常不能接受。這說明在高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設計中，把非線性引起的動態(tài)特性的變化作為不確定性處理難以得到滿意的控制性能。靈敏度函數(shù)的幅值邊界從舵偏角到俯仰速率的幅頻特性飛行/推進一體化控制問題的難點關鍵在于工程實現(xiàn)，而非線性控制問題的核心就是選用什么非線性控制方法，高超聲速飛行器的飛行包線很大，控制系統(tǒng)設計需要解決的一個關鍵問題是如何在整個飛行包線內都保證控制性能。高超聲速飛行器縱向運動的反饋線性化包括可線性化性檢驗與動態(tài)擴展、動態(tài)擴展系統(tǒng)的輸入/輸出線性化以及解耦矩陣的可逆性，最終設計的等效線性系統(tǒng)的LQ最優(yōu)控制如下：高超聲速飛行器的LQ動態(tài)逆控制閉環(huán)系統(tǒng)對50m/s階躍速度指令的時間響應非線性動態(tài)逆控制方法基于精確的對象數(shù)學模型，其設計過程沒有包括對不確定性的考慮，因此其魯棒性沒有保證，動態(tài)逆控制的另一個不足是對全狀態(tài)反饋的要求，而變結構控制在魯棒性方面的優(yōu)勢可以針對高超聲速飛行器的參數(shù)不確定性給出一種魯棒動態(tài)逆控制方法。魯棒動態(tài)逆控制方法的選擇是與反饋線性化之后的狀態(tài)方程緊密相關的，而狀態(tài)方程的形式決定于參數(shù)不確定性的性質。高超聲速飛行器的不確定性參數(shù)包括與氣動特性和推力特性有關的各個系數(shù)、飛行器參數(shù)和環(huán)境參數(shù)。高超聲速飛行器的魯棒動態(tài)逆控制高超聲速飛行器的魯棒動態(tài)逆控制設計了一種基于變結構控制的魯棒動態(tài)逆控制方法，控制器如下：棒動態(tài)逆控制系統(tǒng)對50m/s階躍速度指令的響應半實物仿真試驗動態(tài)逆控制是一種非常復雜的控制算法，使用模擬系統(tǒng)實現(xiàn)非常困難，隨著計算機技術的飛速發(fā)展，使用嵌入式系統(tǒng)是一種廉價高效的選擇?？刂茖ο蟮男袨橥ㄟ^仿真實現(xiàn)，控制算法通過真實的控制器硬件實現(xiàn)。這種仿真方式被稱為硬件在回路中（Hardware-in-the-loop）的仿真，簡稱HIL仿真，即半實物仿真。執(zhí)行機構、傳感器和對象的物理過程都可以看作控制對象的特性，根據(jù)仿真目的不同，在HIL仿真中這些部件可以部分地使用真實硬件。超燃沖壓發(fā)動機控制發(fā)展展望1