涡扇发动机红外辐射强度预测方法及性能寻优控制方法

摘要

本发明公开了一种涡扇发动机红外辐射强度预测方法，用于对涡扇发动机排气系统正后向红外辐射强度进行预测，仅考虑排气系统高温壁面和尾喷流的红外辐射以及尾喷流对高温壁面红外辐射的吸收。本发明还公开了一种涡扇发动机性能寻优控制方法，在亚音速巡航飞行状态下，以发动机能安全稳定地工作为约束条件，以燃油量、尾喷管喉道面积、从外涵道引气用于冷却中心锥和尾喷管扩张段内壁的冷却空气流量的占比作为控制变量，通过上述涡扇发动机红外辐射强度预测方法与涡扇发动机部件级实时仿真模型来预测涡扇发动机红外辐射强度，并以涡扇发动机红外辐射强度最小为目标对涡扇发动机进行寻优控制。本发明可有效抑制涡扇发动机的红外特征。

说明书

技术领域

本发明涉及一种涡扇发动机性能寻优控制方法，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真领域。

背景技术

红外探测和制导技术在近年来的快速发展，给战场上飞行器的生存力带来了严峻的挑战。在红外探测方面，机载红外搜索与跟踪(IRST)系统能够通过探测飞机的红外信号对其进行搜索和跟踪，目前最先进的IRST系统对飞行器的探测距离已经可以达到近200km，与机载雷达的作用距离相当，同时具备双波段的红外成像能力。在红外制导导弹方面，在近年来的各大局部战争中，使用红外制导导弹击落目标的数量已经达到雷达制导导弹击落目标数量的三倍以上。因此，面对日益严重的红外制导导弹及红外探测系统的威胁，大力发展作为提高飞行器生存能力和突防能力有效手段的红外隐身技术刻不容缓。

涡扇发动机是作战飞机的主要动力形式，其排气系统是最主要的红外辐射源之一，辐射范围主要集中在3～5μm的中波段。当飞机的飞行马赫数较低(小于1.5马赫)时，排气系统红外辐射在中波段的占比可以达到飞行器红外辐射总量的90％以上，因此开展排气系统红外抑制研究具有重要意义。目前，国内外已经在排气系统红外抑制方面做了大量的研究，常用的红外抑制措施有以下几个方面：(1)异型喷管，包括S形喷管、二元喷管等，原理就是通过遮挡技术来避免或减少高温部件被探测的机会；(2)高温壁面的冷却，使用冷却气来实现对发动机排气系统的高温壁面的冷却降温；(3)发射率设计，选择使用一些发射率较低的材料；(4)喷管外侧的隔热及扩张段内壁的冷却等。以上提及的各种红外抑制措施均能有效抑制发动机排气系统的红外辐射特征，然而除了发射率设计以外的红外抑制措施，都必然会对发动机性能带来不利的影响，导致大多数隐身措施的使用受到限制。例如用二元喷管替代轴对称喷管时，会影响到原发动机排气系统的总压恢复系数，进而影响到飞机后体的气动特性；再比如倘若在未考虑红外隐身的定型的发动机上，从压气机或外涵道抽取一部分空气对高温固体壁面进行冷却，必将会影响到发动机的热力循环和性能，从而使发动机无法产生足够的推力，并导致飞机的性能下降。

在传统的发动机控制系统设计时，几乎不考虑发动机的红外辐射特征，但为了保证发动机在在飞行包线内最恶劣的工作点也能安全稳定地运行，在设计过程中通常会保留较大的安全裕度。而性能寻优控制(PSC)可以根据发动机特性计算程序实时计算的准确发动机性能参数，对发动机的工作点进行实时在线优化，充分发挥出发动机性能的潜力，且已经在飞机上进行了飞行试验，取得了良好的效果。现有航空发动机性能寻优通常有以下三种关键的控制模式：最大推力模式、最小油耗模式和最低涡轮前温度模式，这三种模式分别侧重于发动机的推力性能、经济性和使用寿命。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种准确简便的涡扇发动机红外辐射强度预测方法，并基于该预测方法提供一种涡扇发动机性能寻优控制方法，通过对亚音速巡航附近的工作点进行实时优化，可有效抑制涡扇发动机的红外特征，提高飞行器的红外隐身性能。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种涡扇发动机红外辐射强度预测方法，用于对涡扇发动机排气系统正后向红外辐射强度进行预测，该预测方法仅考虑排气系统高温壁面和尾喷流的红外辐射以及尾喷流对高温壁面红外辐射的吸收。

优选地，具体通过下式计算排气系统正后向红外辐射强度I：

式中，A_c、A₅、A_n、A₁₆分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口的投影面积，ε_c、ε₅、ε_n、ε₁₆分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口的材料发射率，T_c、T₅、T_n、T₁₆分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口的表面温度，I_gas为气体辐射贡献值，σ_λ为气体透过率，波长λ下M_λbb(T)与温度T之间的关系可以由普朗克定律确定：

式中c₁，c₂分别是第一和第二辐射常数。

进一步优选地，气体辐射贡献值I_gas按照所有固体壁面贡献的8％给定。

进一步优选地，气体透过率σ_λ根据下式计算：

其中，α_λ,i为在喷流中心线x截面i处气体对波长为λ的光的气体吸收率。

一种涡扇发动机性能寻优控制方法，在亚音速巡航飞行状态下，以发动机能安全稳定地工作为约束条件，以燃烧室的燃油量、尾喷管喉道面积、从外涵道引气用于冷却中心锥的冷却空气流量在发动机内涵总流量中的占比、从外涵道引气用于冷却尾喷管扩张段内壁的冷却空气流量在发动机内涵总流量中的占比作为控制变量，通过如上任一技术方案所述涡扇发动机红外辐射强度预测方法与涡扇发动机部件级实时仿真模型来预测涡扇发动机红外辐射强度，并以涡扇发动机红外辐射强度最小为目标对涡扇发动机进行寻优控制。

优选地，使用可行序列二次规划算法进行控制变量的寻优。

优选地，所述约束条件包括：风扇和压气机的喘振裕度大于喘振裕度的最小值，涡轮前温度低于涡轮前温度允许的最大值，高低压转子的转速低于其最大值。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

(1)提出了一种排气系统正后向红外辐射强度的简化预测方法，该预测方法考虑了排气系统内高温部件和尾喷流的红外辐射，以及尾喷流对高温部件红外辐射的吸收作用，具有可信的仿真精度且计算简便。

(2)本发明将红外辐射强度预测与涡扇发动机部件级实时仿真模型相结合，可以实时估算出排气系统正后向的红外辐射强度。

(3)本发明提出了一种新颖的涡扇发动机性能寻优控制模式：最小红外特征模式，基于可行序列二次规划算法对涡扇发动机亚音速巡航附近的工作点进行实时优化，可以有效降低涡扇发动机的红外特征强度。

附图说明

图1为航空发动机的涡轮导向叶片截面图；

图2为涡轮导向叶片热机械疲劳寿命计算流程图；

图3为本发明涡扇发动机性能寻优控制方法的过程示意图。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明首先提出了一种排气系统正后向红外辐射强度的简化预测方法，仅考虑排气系统高温壁面和尾喷流的红外辐射以及尾喷流对高温壁面红外辐射的吸收，可准确快捷地预测排气系统正后向红外辐射强度；并进一步基于该预测方法，结合涡扇发动机部件级实时仿真模型，提出了一种新颖的涡扇发动机性能寻优控制方法，在亚音速巡航飞行状态下，以发动机能安全稳定地工作为约束条件，以燃烧室的燃油量、尾喷管喉道面积、从外涵道引气用于冷却中心锥的冷却空气流量在发动机内涵总流量中的占比、从外涵道引气用于冷却尾喷管扩张段内壁的冷却空气流量在发动机内涵总流量中的占比作为控制变量，通过上述涡扇发动机红外辐射强度预测方法与涡扇发动机部件级实时仿真模型来预测涡扇发动机红外辐射强度，并以涡扇发动机红外辐射强度最小为目标对涡扇发动机进行寻优控制。

下面通过一个具体实施例并结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：

本实施例针对未考虑隐身的具有引气和功率分出的混排式带冷却的双转子小涵道比涡扇发动机，其基本结构如图1所示，其部件包括：进气道、风扇、高压压气机、外涵道、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合式、加力燃烧室、尾喷管。

图2给出了排气系统正后向的红外辐射预测示意图。如图2所示，该涡扇发动机的排气系统选用直的轴对称流道，因此后向的探测器能直接观测到排气系统内部的高温部件，包括涡轮、中心锥、尾喷管扩张段内壁等，本发明提出的红外辐射强度预测方法仅考虑了排气系统高温壁面和尾喷流的红外辐射以及尾喷流对高温壁面红外辐射的吸收。

排气系统固体壁面的红外辐射强度计算如下，当红外探测器处于排气系统正后向，即0度方向上时，排气系统红外辐射强度计算方程如下：

式中，A_c、ε_{I_c}、T_c分别为中心锥的投影面积、材料发射率和表面温度；A₅、ε_{I_5}、T₅分别为5截面(低压涡轮出口)的投影面积、材料发射率和表面温度；A_n、ε_{I_n}、T_n分别为尾喷管扩张段内壁的投影面积、材料发射率和表面温度；A₁₆、ε_{I_16}、T₁₆分别为16截面(风扇外涵流混合器进口)的投影面积、材料发射率和表面温度，在波长λ下M_λbb(T)与温度T之间的关系由普朗克定律确定：

式中c₁，c₂分别是第一和第二辐射常数。

由于红外计算方程中的面积为投影面积，尾喷管喉道8截面的面积大小将直接影响到中心锥、5截面和16截面投影面积，相应关系如式(2)所示：

考虑喷流中心线上的气体系数时，排气系统红外强度计算方程变化如下：

式中：(1)气体辐射贡献值I_gas按照所有固体壁面贡献的8％给定。

(2)气体透过率：(其中α_λ,i为气体吸收率)。

气体吸收系数计算公式如下：

α_λ,i＝1-exp(-κ_λ,i·dx_i)(4)

其中

式中κ_λ,i为吸收系数，和为燃气组分二氧化碳和水的浓度，P_i和T_i分别为i处的压力和温度，和分别为标准温度和压力下二氧化碳和水的吸收系数。

将该排气系统正后向红外辐射强度简化预测方法与涡扇发动机部件级实时仿真模型相结合，即可得到带红外辐射强度预测的涡扇发动机部件级实时仿真模型。

定义两个冷却系数：

式中，m_c为从外涵道引气用于冷却中心锥的冷却空气流量，m_n为从外涵道引气用于冷却尾喷管扩张段内壁的冷却空气流量，m_C为发动机内涵总流量。

本发明所提出的最小红外特征模式主要用于发动机的亚音速巡航飞行状态，能够在保证发动机推力不变的同时，降低排气系统的红外辐射特征。在该模式下，为了降低红外辐射强度，应该减少燃烧室的燃油量W_fb来降低高温壁面的温度，减小尾喷管喉道面积A₈来减小尾喷管扩张段内壁的面积，同时需要加大ε_c和ε_n来增加冷却空气的流量，降低中心锥和尾喷管扩张段内壁的温度。但在上述控制量变化的同时，需要保证发动机能安全稳定地工作，即满足风扇和压气机的喘振裕度大于喘振裕度的最小值，涡轮前温度低于涡轮前温度允许的最大值，高低压转子的转速低于其最大值等约束条件。

本发明在燃油量W_fb和尾喷管喉道面积A₈的基础上，增加了ε_c，ε_n这两个控制量。本发明优选采用可行序列二次规划(FSQP)算法，自动优化W_fb，A₈，ε_c，ε_n，在满足各种约束的条件下，保证红外辐射强度达到最小值。

建立最小红外特征模式的最优化问题如下：

其中，u为发动机控制变量：W_fb，A₈，ε_c，ε_n这四个控制量均为开环控制。

图3给出了以燃油量W_fb和尾喷管喉道面积A₈为坐标的最小红外特征优化原理图。图中显示出了等推力线和压气机最大转速的约束边界，当前工作点为优化前的工作点，最优工作点为经过优化后的工作点，纵坐标为正后向的红外辐射强度。图中红外辐射强度在喉道面积A₈＝A₆时出现了折点，这是由于当A₈＜A₆时，探测器无法从排气系统正后向观测到16截面产生的红外辐射。由图3可知，最优工作点的红外辐射强度明显小于优化前工作点的。

为了验证本发明方法的有效性，对本发明方法进行了仿真验证。在性能寻优前，需要给出所研究的涡扇发动机在亚音速巡航的工作点上各控制变量以及约束参数的变化范围，如表1所示。

表1 控制变量和约束参数的变化范围

W_fb(kg/s)A₈(m²)ε_cε_nP_ncS_mfS_mcT₄(K)下限0.350.130.010.01900.150.15—上限0.450.160.030.0393——1778

由于性能寻优主要用于优化发动机的稳态工作性能，H＝9km，Ma＝0.9处进行最小红外特征模式优化前后发动机重要参数变化如表2中所示。

由表2可知，H＝9km，Ma＝0.9处通过最小红外特征模式性能寻优稳态优化，发动机排气系统总的红外辐射特征下降了32.95％，而推力仅下降0.5％，可以视为恒推力。中心锥和尾喷管扩张段内壁由于气膜冷却的作用，红外辐射强度大幅度下降。由于A₈在优化后小于A₆，16截面的红外辐射被遮挡，最终变为0。发动机的涡轮前温度和耗油率由于W_fb的增加而出现了小幅度的增加。高低压转子的相对转速的最终值都在约束边界内，其喘振裕度也能够满足要求。因此，本发明可以在涡扇发动机推力保持不变的前提下，降低排气系统的红外特征，提高红外隐身性能。

表2H＝9km，Ma＝0.9最小红外特征模式寻优结果

参数优化前优化后参数优化前优化后W_fb(kg/s)0.40110.4125I₁₆(W/sr)0.04290A₈(m²)0.14560.1386I_n(W/sr)106.3219.47ε_c00.03IR(W/sr)828.80555.71ε_n00.01T₄(K)1544.21558.47F(N)1665616576P_nf(％)93.0290.52sfc(kg/N/h)0.08670.0896P_nc(％)92.8292.99I_c(W/sr)184.7525.15S_ml0.18950.1547I₅(W/sr)537.68511.08S_mh0.22980.2249