[0001] 本发明属于吸气式高超声速发动机技术领域，涉及一种吸气式高超声速发动机的实时控制方法、控制系统、发动机及存储介质。

[0002] 吸气式发动机是通过利用大气中的氧气作为氧化剂的一种发动机，通过氧气与自身携带的燃料燃烧释放化学能，并转化为发动机的动能，为飞行器提供推力。

[0003] 超燃冲压发动机、火箭超燃组合发动机等是吸气式高超声速发动机的典型代表，可用于高超声速导弹、高超声速飞机、天地往返运输系统等。吸气式高超声速发动机的飞行
包线宽，马赫数范围3～7，高度范围15～30km。在大飞行包线内，随着环境条件及发动机工
作状态的变化，吸气式高超声速发动机的气动热力过程会发生很大的变化，对这样一个复
杂且多变的过程如果不加以控制，发动机的性能将会很低，甚至根本无法正常工作，更严重
的情形是甚至会发生进气道不起动、超温、熄火危险情况等，最终导致飞行失败。

[0004] 为了解决上述问题，传统的方式有以下几种：第一种为采用非实时的等油量或分段等油量控制规律，这种方式无法补偿飞行状态偏差不确定性对燃油控制带来的影响，造
成的结果是对飞行状态控制精度要求很高；第二种为采用基于实时飞行状态的闭环燃油控
制规律，这种方式可以确保发动机在全飞行范围内工作在较优的当量比范围，但对控制系
统的难度大大增加。但是无论采用以上何种控制规律，在现有总体控制框架下，均无法补偿
大气参数不确定性对空气流量计算的影响。

[0043] 为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明申请的具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如
后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

[0044] 在本发明的描述中，需要明确的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序；
术语“垂直”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“水平”等指示方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅仅是为了便于描述本发明，而不是意味着所指
的装置或元件必须具有特有的方位或位置，因此不能理解为对本发明的限制。

[0045] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0046] 实施例1

[0047] 本实施例提供一种吸气式高超声速发动机的控制方法，吸气式高超声速发动机用于飞行器，如图1所示，吸气式高超声速发动机的实时控制方法包括：

[0048] S1，通过外部参数计算发动机捕获的空气流量；

[0049] S2，计算发动机的燃烧室的燃油当量比；

[0050] S3，根据空气流量和燃油当量比计算燃油流量指令。

[0051] 具体地，本实施例S1中的空气流量一般指的是发动机吸入的空气量；S2中的燃油当量比指的是可燃混合气中理论上可完全燃烧的实际含有的燃料量与空气量之比，是表示
可燃混合气中燃料量与空气量配合比例的一个参数；S3中的燃油流量指的是发动机燃烧室
喷注器的燃油流量。

[0052] 在本实施例中，当根据空气流量和燃油当量比计算得到燃油流量后，即通过电缆向电机驱动器发送转速指令，使得该转速下的泵流量略大约燃烧室所需的总燃油流量，因
为电机在回油的过程中或多或少有有损失，为了避免损失造成燃油流量不足，这个值一般
为所需流量的110～120％。

[0053] 采用上述方案后，首先，本实施例将空气流量做为用于控制燃油流量的主要参数之一，解决了现有控制方法无法补偿大气参数不确定性对空气流量计算的影响；其次，本实
施例采用外部参数计算所述发动机捕获的空气流量，避免了宽马赫数工作范围下复杂的内
流参数测量及计算方法，提高了空气流量计算精度，进而保证了对发动机的精确控制。

[0054] 在具体实施例中：S1中通过外部参数计算发动机捕获的空气流量，具体通过如下公式进行计算：

[0055]

[0056] 上式中，qma为发动机捕获的空气流量， 为进气流量系数，A0为发动机的入口面积，H为飞行器的飞行高度，Ma0为飞行马赫数，ρ0为未扰动自由来流空气的密度，T0为未扰动自由来流空气的静温，γ0为未扰动自由来流空气的热比，R为空气的气体常数。

[0057] 具体地，关于进气流量系数 通俗地讲即为进入进气道实际流量和自由流状态流过进口截面积的流量之比。进气流量系数 通过吹风实验获取，影响进气流量系数 的参数
包括飞行马赫数Ma0、攻角α以及侧滑角β，即：

[0058] 飞行马赫数Ma0也称“马赫数”，指的是飞行器在空气中的运动速度与该高度远前方未受扰动的空气中的音速的比值；飞行马赫数是一个无量纲的数；在具体实施过程中，会
对飞行马赫数Ma0进行修订；具体修订的方法为：在不同的地区、不同的月份中，音速会有所
变化，本本实施例会结合飞行器所处地区以及月份，将该地区在该月前几日的音速的平均
值提前存储在控制器中，也就是说，不同地区以及不同的月份对应的音速是不同的，音速不
同则飞行马赫数也会不同。

[0059] 未扰动自由来流空气的密度ρ0指的是在一定温度和压力下，单位体积空气所具有的质量；未扰动自由来流空气的静温T0指的是气体在静止时的实际温度；空气的热比γ0即
空气的比热容，空气的比热容没有确定值，即便是在温度确定时，通常使用定压比热容或定
容比热容来反应空气比热容的大小，这两者都与温度有关。

[0060] 另外，攻角α也称迎角，为一流体力学名词；对于进气道来说，攻角定义为机体轴线与来流速度之间的夹角，抬头为正，低头为负；侧滑角β是指机体轴线与飞行速度方向在水
平面内的夹角，侧滑角是确定飞行姿态的重要参数。

[0061] 更具地，上述外部参数可通过如下方法获取：比如可通过高度计、GPS等获得当前飞行高度H；通过加速度计测得不同方向的加速度，并通过飞行控制器计算得到飞行速度v，
再根据当地声速求出飞行马赫数Ma；通过陀螺仪获得不同方向的角加速度，并通过飞行控
制器计算得到攻角α、侧滑角β等。

[0062] 在具体实施例中：在计算发动机捕获的空气流量之前，根据不同地区、不同月份对未扰动自由来流空气的密度ρ0、未扰动自由来流空气的静温T0、未扰动自由来流空气的热比
γ0、飞行器的飞行高度H均进行修订。

[0063] 同地区、不同年份、不同月份的大气参数也存在较大差异，因此，在空气流量的计算过程中必须进行修正。在飞行前，将飞行场地附近近若干年的大气参数通过发动机控制
器的操作口进行维护，以便更加准确的计算空气流量。大气参数预装订形式如下表所示。

[0064] 表1飞行场地附近大气参数预装订形式

[0065] 3序号 海拔高度/m 大气密度/kg/m 当地静温/K 当地声速/m/s 比热比
1 H1 ρ01 T01 a01 γ01
2 H2 ρ02 T02 a02 γ02
3 H3 ρ03 T03 a03 γ03
… … … … … …
n Hn ρ0n T0n a0n γ0n

[0066] 具体修订的方法为：在不同的地区、不同的月份中，未扰动自由来流空气的密度ρ0、未扰动自由来流空气的静温T0、未扰动自由来流空气的热比γ0、飞行器的飞行高度H均
会有所变化，本本实施例会结合飞行器所处地区以及月份，将该地区在该月前几日的未扰
动自由来流空气的密度ρ0、未扰动自由来流空气的静温T0、未扰动自由来流空气的热比γ0、
飞行器的飞行高度H的平均值提前存储在控制器中，也就是说，不同地区以及不同的月份对
应的未扰动自由来流空气的密度ρ0、未扰动自由来流空气的静温T0、未扰动自由来流空气的
热比γ0、飞行器的飞行高度H是不同的。

[0067] 为了更好的解释修订的内容，进行如下具体说明：假设飞行器当前所处地区为A地区，A地区的海拔高度为H1，未扰动自由来流空气的密度为ρ01，未扰动自由来流空气的静温
为T01，未扰动自由来流空气的热比为γ01；

[0068] 当该飞行器需要B地区工作时，未扰动自由来流空气的密度ρ0、未扰动自由来流空气的静温T0、未扰动自由来流空气的热比γ0、飞行器的飞行高度H均会有所变化，会由原来
的海拔高度为H1，未扰动自由来流空气的密度为ρ01，未扰动自由来流空气的静温为T01，未扰动自由来流空气的热比为γ01变化为海拔高度为H2，未扰动自由来流空气的密度为ρ02，未扰
动自由来流空气的静温为T02，未扰动自由来流空气的热比为γ02；

[0069] 其中，海拔高度为H2即为当地海拔高度，飞行器的飞行高度H与该海拔高度为H2关联；

[0070] 未扰动自由来流空气的密度为ρ02的计算方式为：假设当前飞行器飞行的日期为6月15日，则选取6月10日至6月14日之间B地区的单位体积空气所具有的质量的平均值做为
此时的未扰动自由来流空气的密度为ρ02；

[0071] 未扰动自由来流空气的静温为T02的计算方式为：假设当前飞行器飞行的日期为6月15日，则选取6月10日至6月14日之间B地区的气体在静止时的实际温度的平均值做为未
扰动自由来流空气的静温为T02；

[0072] 未扰动自由来流空气的热比为γ02的计算方式为：假设当前飞行器飞行的日期为6月15日，则选取6月10日至6月14日之间B地区的空气的比热容的平均值做为未扰动自由来
流空气的热比为γ02。

[0073] 当然，上述时间和平均值仅仅是为了更好的对修订的方式进行解释说明，时间上也可以选取更长的时间，而平均值也可替换为与平均差有关的计算方式，使得得出的数据
具有更高的可靠性。

[0074] 不同地区、不同年份、不同月份的大气参数存在较大差异，因此，在空气流量的计算过程中必须进行修正。在飞行前，将飞行场地附近近若干年的大气参数通过发动机控制
器的操作口进行维护，以便更加准确的计算空气流量。

[0075] S2中计算发动机的燃烧室的燃油当量比，具体为：发动机的燃烧室包括一级燃烧室和二级燃烧室，燃油当量比包括与一级燃烧室对应的一级燃油当量比ΨI,cmd，以及与二级
燃烧室对应的二级燃油当量比ΨII,cmd。

[0076] 燃烧室是超燃冲压发动机、火箭超燃组合发动机等吸气式高超声速发动机主要部件之一，用来将燃油中的化学能转变为热能，燃烧产生的高温燃气进入尾喷管内膨胀作功，
进而产生推力。本实施例中发动机的燃烧室包括一级燃烧室和二级燃烧室；当然，仅包括一
级燃烧室的发动机也在本申请的保护范围内。

[0077] 在空气流量确定的前提下，即可计算燃油控制指令，具体地：

[0078] 一级燃油当量比ΨI,cmd和二级燃油当量比ΨII,cmd，具体通过如下公式进行计算：ΨII,cmd＝ΨI(Ma)，ΨII,cmd＝ΨII(Ma)，即一级燃油当量比ΨI,cmd和二级燃油当量比ΨII,cmd均为当前飞行马赫数Ma的函数；

[0079] 通过调整一级喷注器及二级喷注器的燃油流量，使得一级燃烧室及二级燃烧室附近的燃油当量比按照上述的函数规律进行调整。

[0080] 在具体实施例中：

[0081]

[0082]

[0083] 上式中，Ma为当前飞行马赫数，ΨI(Ma)为一级燃烧室的油当量比函数，ΨII(Ma)为二级燃烧室的油当量比函数，r2、r1、r0、s2、s1、s0均为无量纲常数。

[0084] S3中根据空气流量和燃油当量比计算燃油流量指令，通过如下公式进行计算：

[0085] qmfI,cmd＝qma*fst*ΨI,cmd

[0086] qmfII,cmd＝qma*fst*ΨII,cmd

[0087] 上式中，qmfI,cmd为一级燃烧室的燃油流量，qmfII,cmd为二级燃烧室的燃油流量，fst为燃油/空气恰当燃烧油气比。

[0088] 在具体实施例中，控制方法还包括：

[0089] S4，当飞行器的舱温度Tc发生变化时，对燃油流量进行修订。

[0090] 对燃油流量进行修订，具体为：

[0091] qmfI,cmd与ξ(Tc)的比值即为一级燃烧室的最终燃油流量，qmfII,cmd与ξ(Tc)的比值即为二级燃烧室的最终燃油流量；其中，ξ(T)为燃油密度因子，燃油密度因子ξ(T)按照如下
公式计算：

[0092]

[0093] 其中，ρf(T)为当前温度下的燃油密度，ρf,ref为基准温度下的燃油密度。

[0094] 在燃油流量的计算过程中，还需要考虑附件舱温度对燃油密度的影响，一般随着环境温度的上升，燃油密度会下降，在相同的体积流量下，质量流量会降低，定义燃油密度
因子如上式所示，燃油的特性同样在飞行前通过操作口进行预装订维护。

[0095] 发动机控制器计算得到一级燃烧室及二级燃烧室的燃油流量控制指令后，即通过电缆向电机驱动器发送转速指令，使得该转速下的泵流量略大约燃烧室所需的总燃油流
量，这个值一般为所需流量的110～120％；之后，发动机控制器据此向燃油调节器发送燃油
流量调节指令qmfI,cmd及qmfI,cmd，发动机控制器、燃油调节器进行迭代匹配控制，即可得到
所需的燃油流量qmfI及qmfII，使得一级燃烧室及二级燃烧室的燃油当量比满足ΨI,cmd＝ΨI
(Ma)以及ΨII,cmd＝ΨII(Ma)，进而满足燃烧室燃烧机发动机性能需求。

[0096] 燃油调节器出口的燃油流量分两路：qmfI及qmfII，分别经一级控制阀以及二级控制阀进入发动机喷注器；一级控制阀以及二级控制阀用于发动机起动、关机时序的精确控
制，以便修正燃油充填、喷注雾化以及与空气掺混过程的差异性带来的发动机性能差异。

[0097] 传统的航空发动机一般是采用燃油流量及喷管面积对高压转子转速、低压转子转速进行控制，并对喘振裕度、超温边界等进行控制；亚燃冲压发动机由于有几何喉道，燃烧
室内流速很低，流动燃烧参数较稳定，一般采用等当量比也可解决燃油流量与空气流量的
燃烧匹配问题；但超燃冲压发动机等吸气式高超声速发动机由于流道内流速极高，为超声
速流动状态，且来流马赫数变化范围宽，不同来流马赫数下的燃烧边界变化很大，因此，必
须适应马赫数变化对最佳当量比进行修正，必须同时保证燃烧性能及燃烧边界。本实施例
提出的基于外部参数法、燃油密度实时修正、燃油指令实时修正的控制方法及可解决吸气
式高超声速发动机的性能优化及安全保证问题。

[0098] 本实施例提供的吸气式高超声速发动机的实时控制方法具有如下效果：

[0099] 采用飞行高度H、飞行马赫数Ma、攻角α、侧滑角β外部参数对空气流量进行计算，避免了宽马赫数工作范围下复杂的内流参数测量及计算方法，提高了空气流量计算精度；采
用预装订措施对飞行场地附近近若干年的大气参数进行修正，可以较为准确的反映飞行场
地附近的平均大气参数，既避免了复杂的大气参数测量措施与装置，同时也消除了短时突
发恶劣天气带来的不确定性，同样提高了空气流量计算精度；一级燃烧室及二级燃烧室均
采用随马赫数实时改变当量比指令的变当量比控制规律，一方面可以最大限度的提高发动
机燃烧性能及推力比冲综合性能，同时，保证了发动机始终工作在安全边界范围内。

[0100] 实施例2

[0101] 本实施例提供一种吸气式高超声速发动机的控制系统，如图2所示，控制系统包括计算模块1、传输模块2以及控制模块3；

[0102] 计算模块1，用于计算发动机捕获的空气流量、发动机的燃烧室的燃油当量比，并根据空气流量和燃油当量比计算燃油流量指令；

[0103] 传输模块2，用于将燃油流量传输至控制模块3；

[0104] 控制模块3，用于根据燃油流量控制发动机的供油量。

[0105] 具体地，计算模块1、传输模块2以及控制模块3依次连接。

[0106] 采用上述系统后，通过计算模块1采用外部参数计算发动机捕获的空气流量以及发动机的燃烧室的燃油当量比；之后根据空气流量和燃油当量比计算燃油流量指令；通过
传输模块2将燃油流量传输至控制模块3，控制模块3根据燃油流量控制发动机的供油量。

[0107] 实施例3

[0108] 本实施例提供一种吸气式高超声速发动机，吸气式高超声速发动机包括实施例2的高超声速吸气式高超声速发动机的控制系统。

[0109] 具体地，本实施例中的吸气式高超声速发动机可以为：亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机、火箭冲压组合发动机、涡轮火箭冲压组合发动机等多种吸气式高超声速发动机。

[0110] 如图3所示，吸气式高超声速发动机包括发动机本体4，发动机本体4上设置有燃油组件5和电机6，燃燃油组件5和电机6连接；燃油组件5包括依次连接的燃油箱51、燃油泵52
以及燃油调节器53，燃油调节器53的第一路通过一级控制阀54与一级燃烧室连接，燃油调
节器53的的第二路通过二级控制阀55与二级燃烧室连接。另外，电机6的一端连接驱动器
61；

[0111] 另外，本实施例提供的吸气式高超声速发动机还包括发动机控制器7，发动机控制器7即为实施例2中的控制模块3，发动机控制器7上具有操作口71；吸气式高超声速发动机
还包括飞行控制器8，飞行控制器8与发动机控制器7连接。

[0112] 另外，本实施例提供的发动机还包括位于发动机本体4上的测量装置9以及位于燃油箱51附近的温度传感器56。

[0113] 实施例4

[0114] 本实施例提供一种计算机可读存储介质，存储介质存储有计算机程序，计算机程序当被处理器执行时可实现如实施例1的控制方法。

[0115] 因此，本发明还提供一种存储介质，该存储介质可以为计算机可读存储介质，该存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时使处理器执行上述控制方法方法
的任意实施例。

[0116] 所述存储介质可以是U盘、移动硬盘、只读存储器(Read‑Only Memory，ROM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的计算机可读存储介质。

[0117] 本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件
和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这
些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专
业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不
应认为超出本发明的范围。

[0118] 在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置或者系统和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的。例如，各个单元
或者模块的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式。例如多个
单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。

[0119] 本发明实施例方法中的步骤可以根据实际需要进行顺序调整、合并和删减。本发明实施例装置中的单元可以根据实际需要进行合并、划分和删减。另外，在本发明各个实施
例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以
是两个或两个以上单元集成在一个单元中。

[0120] 该集成的单元或者模块如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说
对现有技术做出贡献的部分，或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出
来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台发动机执行本
发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。

[0121] 在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详细描述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

[0122] 显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，尚且本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围
之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

[0123] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替
换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利
要求的保护范围为准。