一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案.pdf

第 45 卷第 3 期 2024 年 3 月宇 航 学 报Journal of AstronauticsNo.32024MarchVol.45一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案刘凯1，张永亮2，聂聆聪2（1.大连理工大学力学与航空航天学院，大连 116024；2.北京动力机械研究所，北京 100074）摘要：为应对组合动力飞行器涡轮/冲压发动机模态转换过程中容易出现的推力陷阱问题，开展了组合动力飞行器模态转换阶段飞行/推进一体化保护控制研究。该研究利用组合动力爬升段飞行轨迹优化方法，解决模态转换过程中组合发动机总推力无法满足平飞加速需求的推力陷阱问题。结合轨迹线性化控制方法，完成了宽速域飞行器/发动机一体化轨迹跟踪控制设计，利用迎角、油门等变量的协同调节实现轨迹跟踪控制。仿真结果表明，轨迹优化策略能够在一定程度上克服模态转换过程中的推力不足问题，一体化轨迹线性化控制方法可以有效实现爬升轨迹跟踪，避免模态转换过程对组合动力飞行器飞行任务造成的不利影响。关键词：宽速域飞行器；涡轮/冲压发动机；飞行/推进一体化控制；轨迹优化；轨迹跟踪控制中图分类号：V249.122+.2 文献标识码：A 文章编号：1000-1328（2024）03-0443-09 DOI：10.3873/j.issn.1000-1328.2024.03.011A Trajectory Optimization and Control Scheme for Mode Conversion Process of Turbine-based Combined Cycle VehicleLIU Kai1，ZHANG Yongliang2，NIE Lingcong2（1.College of Mechanics and Aerospace，Dalian University of Technology，Dalian 116024，China；2.Beijing Power Machinery Institute，Beijing 100074，China）Abstract:To deal with the problem of thrust trap during the process of turbine/ramjet mode conversion of the turbine based combined cycle（TBCC），the integrated control of turbine/scramjet mode conversion has been studied.The combined power climbing flight trajectory optimization method is used to solve the thrust trap problem that the total thrust of the combined engine cannot meet the acceleration demand of horizontal flight during the modal conversion process.The control variables and state variables are discretized to complete the trajectory optimization.The integrated control strategy is designed to complete the joint adjustment of the angle of attack and the throttle during the mode conversion.The simulation results show that the trajectory optimization method can overcome the thrust trap through a special trajectory design.The integrated protection control method improves the control quality and avoids the adverse effects of the modal conversion process.Key words:Wide-speed-range vehicle；Turbine engine/Ramjet；Integrated flight/propulsion control；Trajectory optimization；Trajectory tracking control0引言为了适应低成本天地往返运载需求，可重复使用的自主水平起降宽速域飞行器成为各国研究热点。因其宽速域特点，传统涡扇发动机不能满足高马赫数下的推力需求，冲压发动机无法在低马赫数下稳定工作。涡轮基组合循环（Turbine-based combine cycle，TBCC）发动机方案通过组合涡扇与收稿日期：2023-09-08；修回日期：2024-01-26宇航学报第 45 卷冲压动力系统，兼顾飞行器宽速域内推进性能需求，成为设计速域在Ma 07内的宽速域飞行器理想动力方案1-3。宽速域飞行器起飞爬升加速过程中，亚声速与低马赫状态涡扇单独工作，当飞行器临近涡扇发动机工作包线边界时，涡扇/冲压共同工作（以下称模态转换），最后达到冲压单独工作状态。其中模态转换阶段需要调整进气道分流板与尾喷管，将一部分进气道压缩流从低速涡扇流道分流到高速冲压流道并产生推力4-5。此时冲压流道内部燃烧不稳定，对来流状态与燃油当量比的要求和限制十分严格，极易发生进气道不起动5；此时宽速域飞行器的飞行速度接近涡扇系统的设计极限，又尚未达到冲压系统的有效工作区间，导致推进系统提供的总推力不足，形成“推力陷阱”现象，给飞行控制带来新的挑战。因此，对涡轮基组合循环发动机方案模态转换过程的相关研究有重要的工程实践意义。近年来，一些学者对TBCC模态转换过程与推力陷阱问题进行了研究。文献 7 介绍了包括变循环方案、预冷方案和火箭助力方案在内的3种提升涡扇发动机工作上限的发动机设计方法。文献 8-9分别提出了多催化剂接力催化的自由基接力燃烧（FRRC）策略来大幅降低煤油点火温度和优化进气道回流区附面层抽吸设计，从而使冲压发动机实现低马赫数起动。文献 10 采用动网技术分析攻角对外二元并联TBCC模态转换期间进气道出口气流状态的影响。文献 11 以进气道流量分配比例变化为条件，分析了模态转换段TBCC性能参数的变化规律，阐述了发动机性能衰减的主要原因。目前国内外学者关于模态转换与推力陷阱的研究集中于产生机理分析，提升涡扇发动机工作上界，降低冲压发动机工作下界以及飞行状态对发动机性能影响分析等方面，鲜有从轨迹优化与飞行/推进一体化控制的角度给出模态转换阶段的解决方案。宽速域飞行器采用飞推一体化构型设计，单独对推进系统或飞行状态进行解耦分析设计无法系统性地克服推力陷阱。因此，本文针对一型TBCC宽速域飞行器进行飞行动力学建模、定量分析模态转换过程的推进系统能力与推力需求，通过轨迹设计克服模态转换阶段的推力陷阱，采用轨迹线性化制导方法实现飞行/推进一体化控制，为解决宽速域飞行器推力陷阱问题提供一条新的技术途径。1宽速域飞行器动力学建模1.1宽速域飞行器质点动力学模型在飞行器航迹坐标系下，依据经典牛顿定律，飞行器的质心运动可以用如式（1）的矢量方程形式表述：mdVdt=m(Vt+V)=F+（1）式中，m是飞行器质量，V为飞行速度，是转动角速度，F是飞行器合外力矢量，T是推力矢量。忽略地球自转影响，根据飞行器航迹坐标系与地面坐标系之间的转换关系，整理可得飞行器三变量质心运动的动力学方程如式（2）所示：dVdt=Tcos-Dm-gsinddt=Tsincos+LcosmV-gcosVddt=-Tsinsin+LsinmVcosdhdt=VsinL=fL()h，z，e，VD=fD()h，z，e，r，VT=fT()h，V（2）式中：，h分别表示飞行器航迹倾角、飞行器航迹偏角、飞行高度；D，L为阻力、升力；，为攻角、倾侧角；z，e，r分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角。1.2模态转换阶段轨迹策略分析本文基于激波理论构建二维进气道模型，得到进气道出口的流场参数。采用 T-mats工具包建立涡扇发动机模型，依据质量守恒、动量守恒和能量守恒，建立准一维冲压发动机模型。采用面元法分析宽速域飞行器气动特性12-13。对于经过优化设计后的TBCC模态转换过程，转换速域能够降低至Ma 2.12.6。此时涡扇发动机效能不能满足推力需求。另一方面，飞行速度低导致冲压发动机进气道内无法形成足够强的激波系从而对自由流进行有效压缩，抗反压能力很弱。燃油当量比受限于进气道不起动保护约束和贫油熄火约束之间，导致其值和调节范围都很小。冲压发动机也不能提供足够的推力满足飞行器推力需求。综上所述，模态转换阶段飞行器的核心需求是444第 3 期刘凯等：一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案加速，使飞行马赫数达到冲压发动机的正常工作区间，完成模态转换。首先对模态转换区间内的TBCC性能与宽速域飞行器推力需求进行分析，对比飞行器平飞加速最小推力需求与TBCC最大推力能力。宽速域飞行器在设定飞行状态的配平攻角如图1所示。在得到宽速域飞行器配平攻角的基础上，可以求解得到飞行器在设定飞行状态下的阻力。结合涡扇与冲压发动机性能，可以对比阻力与总推进能力。图1为考虑宽速域飞行器飞推耦合效应的气动特性情况下，配平攻角与飞行状态之间的关系，图2为配平攻角下推力需求与推进系统能够提供最大推力的对比。可以看出，宽速域飞行器组合动力发动机在Ma 2.252.55速域内，即冲压发动机尚未达到有效工作区间的阶段，出现最大推力不满足平飞加速所需最小推力的推力陷阱现象。在此阶段，需要采用特殊轨迹设计，使宽速域飞行器跨越推力陷阱，恢复机动能力，如图3所示。具体轨迹策略是把帮助宽速域飞行器完成模态转换的轨迹设计分为2个阶段：第1阶段是爬升预备阶段，此阶段需要宽速域飞行器利用涡扇发动机达到足够的高度和速度，给模态转换和可能的俯冲加速做动能和势能储备；第2阶段为模态转换阶段，此阶段涡扇发动机和冲压发动机共同工作，利用优化后的飞行轨迹进行进一步加速，达到冲压发动机的正常工作速域。在轨迹规划上，第1阶段设定飞行目标是使飞行器达到涡扇发动机的极限高度和冲压启动速度；第2阶段的主要目标是使飞行器达到冲压发动机正常工作的速度要求，而相应地放松对飞行器的高度限制。2宽速域飞行器飞推一体化控制器设计2.1基于自适应高斯伪谱法的模态转换轨迹优化Gauss伪谱法14-15由于在计算效率上表现出显著的优势广泛应用于求解最优控制问题，同时在航空航天领域常用于轨迹优化。该方法通过对控制量和状态量进行离散，直接进行寻优解算，从而完成非线性规划任务16。考虑一般形式的非线性系统动力学方程为：x(t)=f x(t)，u(t)，t（3）式中：状态变量x(t)Rn，控制变量u(t)Rm，时间t t0，tf。若最优控制的时间范围是t0，tf，而Gauss伪谱法时间范围是-1，1，则对时间t进行变换可以表示为：=2ttf-t0-tf+t0tf-t0（4）Gauss 伪 谱 法 经 过 离 散 处 理 的 点 为 K 阶1.52.02.53.03.54.0Ma01234567配平攻角与飞行状态关系攻角/()14 km推进性能裕度16 km推进性能裕度18 km推进性能裕度20 km推进性能裕度22 km推进性能裕度图1配平攻角Fig.1The trim angle of attack1.52.02.53.03.54.0Ma21012345678推力裕度与飞行状态关系推力裕度/N10414 km推进性能裕度16 km推进性能裕度18 km推进性能裕度20 km推进性能裕度22 km推进性能裕度0裕度参考线图2推力裕度与飞行状态关系Fig.2Relationship between thrust margin and flight stateMaH/m1.01.50.52.02.53.03.02.52.01041.51.00.53.54.0ACB(Ma0.9爬升至10 km，平飞跨声速)E1(俯冲完成模态转换)E(平飞完成模态转换)D(发动机模态转换)F常规轨迹优化轨迹图3模态转换阶段的轨迹优化策略Fig.3Trajectory optimization strategy in mode transition445宇航学报第 45 卷Legendre-Gauss 点，等价于 K 阶 Legendre 项式的根k=1，K，。增加额外点 0=-1，作为第K+1个插值点，然后以K+1个 Lagrange 插值多项式Li()(i=0，1，K)为基函数，进行状态变量的近似：x()X()=i=1KLi()x(i)（5）最后一个点 f=1，与之相对应的状态变量x(f)同样符合动力学方程关系。离散末端状态的动力学方程并通过Gauss积分来近似，如式（6）：X(f)=X(0)+tf-t02wkfX(k)，U(k)，；t0，tf（6）式 中：wk=-11Li()d为 Gauss 权 重 系 数，k为Legendre-Gauss点。同样地，用 Lagrange 插值多项式为基函数来近似控制变量，其中U(k)，(k=1，2，K)为离散点上的控制变量：i(i=1，2，K)为Legendre-Gauss点。对式（6）求导得到状态变量的导数，可以将动力学方程约束变为代数约束，再反代入动力学方程，则得到状态变量在配点处应受的代数方程约束：i=0KDki(k)X(i)-tf-t02fX(k)，U(k)，k；tf，t0=0（7）边界条件约束满足：(X0，t0，Xf，tf)=0（8）过程约束满足：C(Xk，Uk，k；t0，tf)0，(k=1，2，K)（9）用Gauss积分近似最优控制问题中性能指标函数的积分项，可以得到性能指标函数：J=F(X0，t0，Xf，tf)+tf-t02k=1Kwkg(Xk，Uk，k；t0，tf)（10）此时的最优控制问题已经被转换为：使得经过离散化后的状态变量Xi、控制变量Uk以及终端时刻tf，在满足动力学方程约束的前提下，求解J函数最小，即式（10）最小。2.2模态转换阶段轨迹策略对比仿真第1阶段宽速域飞行器以爬升为目标，设定第1阶段的状态量和控制量约束如表1所示。采用高斯伪谱法优化且经过积分验证的优化爬升轨迹如图4所示。表1爬升段状态量及控制量约束Table 1State quantity and control quantity constraints in climbing stage物理量速度 V/（ms-1）弹道倾角/（）弹道偏角/（）高度 H/m质量 m/kg攻角/（）涡扇油门开度初始条件4900011 00015 000终端条件5700，12021 0001，1220%，120%0102030405060708090 100 1.01.21.41.61.82.02.2 最少油耗最短时间最少油耗最短时间最少油耗最短时间最少油耗最短时间最少油耗最短时间4805005205405605806001001020304050 1.4801.4851.4901.4951.500 051015高度/m 104104时间/s(a)涡扇爬升段高度曲线0102030405060708090 100 时间/s(b)涡扇爬升段速度曲线0102030405060708090 100 时间/s(c)涡扇爬升段弹道角曲线0102030405060708090 100 时间/s(d)涡扇爬升段质量变化曲线0102030405060708090 100 时间/s(e)涡扇爬升段攻角变化曲线 速度/(ms1)弹道角/()质量/kg 攻角/()446第 3 期刘凯等：一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案由图4优化爬升轨迹可知：在最终高度差小于200 m，最终速度差小于 4 m/s的情况下对比，最短时间路径对比最少油耗路径少用时间39.4 s，多消耗油料66.4 kg。将该阶段的末端飞行状态作为第2阶段（模态转换段）的初始状态，进行第2阶段的轨迹优化。由表2可知模态转换阶段马赫数较小，冲压发动机燃烧不稳定，过大的燃油当量比容易引起进气道不起动和点火困难17-18。因此将燃油当量比限制为常值0.35。采用高斯伪谱法优化且经过积分验证的模态转换阶段轨迹如图5所示。由图5可以看到，传统轨迹在达到710 m/s时，遭遇推力陷阱，推力和推力需求此时达到平衡，无法加速。优化轨迹均可以克服推力陷阱，达到目标速度。最大高度轨迹耗时61.5 s，下降高度1.37 km；最少时间轨迹耗时36.8 s，下降高度5.3 km，比最大高度轨迹少消耗燃油60 kg。最小油耗轨迹比最少时间轨迹多耗时7.2 s；少消耗燃油5.4 kg；高度少下降615.1 m。3宽速域飞行器轨迹线性化控制策略本节基于前文所建的质点动力学模型，对宽速10401020304050607080901.41.61.82.02.2最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹最大高度最少时间最少油耗传统轨迹600700800900 2010010 1.4551.4601.4651.4701.475 202468708090100110120 涡扇油门开度/%0.250.300.35 冲压燃油当量比 高度/m 时间/s(a)共同工作段高度曲线0102030405060708090时间/s(b)共同工作段速度曲线0102030405060708090时间/s(c)共同工作段弹道角曲线0102030405060708090时间/s(d)共同工作段质量变化曲线0102030405060708090时间/s(e)共同工作段攻角变化曲线0102030405060708090时间/s(f)共同工作段涡扇油门开度曲线0102030405060708090时间/s(g)共同工作段冲压燃油当量比曲线速度/(ms1)弹道角/()质量/kg 104攻角/()图5宽速域飞行器共同工作加速段轨迹优化Fig.5Velocity and thrust response curves表2模态转换段状态量及控制量约束Table 2State quantity and control quantity constraints of mode transition物理量速度 V/（ms-1）弹道倾角/（）弹道偏角/（）高度 H/m质量 m/kg攻角/（）涡扇油门开度燃油当量比初始条件爬升段末状态爬升段末状态爬升段末状态爬升段末状态爬升段末状态约束条件880-18，120-18，121，1270%，120%0.35，0.35最少油耗最短时间20406080100 涡扇油门开度/%0102030405060708090 100 时间/s(f)涡扇爬升段涡扇发动机油门变化曲线图4涡扇爬升段优化轨迹Fig.4Optimized trajectory of the climbing section447宇航学报第 45 卷域飞行器进行轨迹线性化控制设计。为完成宽速域飞行器制导环设计，以速度、高度和横向位置作为状态，同时引入速度积分项，高度微分项和航向位置微分项将模型扩维，如下式所示：dsdt=VdVdt=Tcos-Dm-gsindhdt=Vsind2hdt2=()cossin+cossincos Tm -sin D-coscos L+mgmdzdt=-Vcossind2zdt2=()-coscossin+sinsinsincos Tm+-cossinsin T+cossin Dm+()sinsincos-cossin Lm（11）需要注意的是，阻力和升力项应为各个状态微分的输入量，状态量以非线性气动模型计算得到，推力由组合动力系统性能模型确定。沿飞行轨迹采用线性化方式拟合得到以上参数。通过轨迹线性化方法，得到差分形式的轨迹线性化方程，进而将状态空间表达式转换成矩阵形式，把引入的扩维状态设计成状态空间表达式后，可以做出如式（12）（13）的变量命名：x=x1，x2，x3，x4，x5，x6T=s，s，h，h，z，z T（12）e(t)=e1，e2，e3，e4，e5，e6T=s，s，h，h，z，z T（13）式中：s为飞行器在地面坐标系下的飞行距离；z为飞行器在地面坐标系侧向，即 z 轴方向的飞行距离。整理为误差状态方程形式有：e(t)=A(t)e(t)+B(t)u (t)A(t)=A(x，u)=|()fxx，u=|0100000a22a230000001000a42a430000000010a62a63000 x，u B(t)=B(x，u)=|()fux，u=|000b21b22b23000b41b42b43000b61b62b63x，u（14）误差状态方程中的输入项应为u(t)=，kT；其中k指涡扇油门。3.1宽速域飞行器轨迹线性化控制算法轨迹线性化控制（Trajectory linearization control，TLC）的设计思想是：首先利用开环系统被控对象的伪动态逆，将轨迹跟踪问题转化为一个时变非线性系统的跟踪误差调节问题，然后设计闭环的状态反馈调节律使得整个系统获得满意的控制性能。在将控制问题转化为跟踪问题后，可以实现将多个被控变量同时稳定到目标值；并且由于TLC控制方法可以调整闭环系统的极点位置，所以能够保证多变量控制效果19。针对得到的线性时变误差系统，采用如下形式的时变控制器：u(t)=uc(t)+u (t)（15）式中：uc(t)是轨迹优化结果；u (t)为针对误差产生的控制增量：u (t)=K11(t)K12(t)K13(t)K14(t)K15(t)K16(t)K21(t)K22(t)K23(t)K24(t)K25(t)K26(t)K31(t)K32(t)K33(t)K34(t)K35(t)K26(t)e1(t)e2(t)e3(t)e4(t)e5(t)e6(t)（16）448第 3 期刘凯等：一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案将期望闭环矩阵设置为如下形式：Ar=010000120000000100003400000001000056（17）其中闭环期望矩阵应满足e(t)=Ar e(t)，并且通过调整时变控制参数矩阵的数值。使该闭环系统期望矩阵能够写为如式（17）的期望矩阵形式。则整理控制矩阵为：K11K21K31=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-1100（18）K12K22K32=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-12-a22-a42-a62（19）K13K23K33=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-1-a233-a43-a63（20）K14K24K34=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-1040（21）K15K25K35=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-1005（22）K16K26K36=b21b22b23b41b42b43b61b62b63-1006（23）考虑闭环期望矩阵的形式；误差量应满足：e1=e2；e2=1e1+2e2，进一步代入可以得到：e1=1e1+2e1（24）对式（24）进行拉普拉斯变换，并且基于扩维动力学方程，即式（11）可知，6维状态空间可以分为3 个子空间，每个子空间可以对应一个线性时变二阶系统，进一步描述为特征方程形式，即为：s2-2()t s-1()t=0s2-4()t s-3()t=0s2-6()t s-5()t=0（25）因此有：1()t=-21()t2()t=-21()t 21()t3()t=-22()t4()t=-22()t 22()t5()t=-23()t6()t=-23()t 23()t（26）这里1(t)，2(t)，3(t)和1(t)，2(t)，3(t)分别表示阻尼比和自然频率，可以基于期望的系统动态性能即上升时间和超调量来确定，从而使解算得到的控制器参数能够满足希望的动态性能要求。由式（24）（26）可知控制增量u (t)由宽速域飞行器动力学系数和期望特征根共同决定，由于动力学系数随飞行状态变化，因此期望特征根的选取对于计算控制增量非常重要。按照目前欠阻尼二阶线性系统对于阶跃响应的上升时间tr和超调量估算公式：tr=-arccos1-2（27）=e-1-2 100%（28）由于3个子系统均为二阶时变系统；所以引入PD谱定义：y+2(t)y+1(t)y=0（29）PD谱用1(t)，2(t)来描述时变系统的特征根，即系统方程的解可描述为：y(t)=C1e1()t dt+C2e2()t dt（30）与二阶系统方程系数的关系满足+2+2(t)+1(t)=0（31）稳定性分析判据：二阶线性时变系统渐近稳定的充分必要条件是其PD谱满足二阶系统的解均具有负实部，即：emt0，t I(Re1，2(t)=-c 0，c R+（32）其中：emt0，t I(t)=limT supt0 T01Tt0t0+T()d（33）3.2宽速域飞行器轨迹线性化控制仿真本次仿真的标称轨迹为最小时间优化轨迹；在仿真中，进行了升力、阻力系数10%拉偏情况，仿真结果如图 6 所示：TLC 控制算法仿真误差如表 3所示。由图 6 可以得到：在对升力或阻力施加了10%拉偏的情况下，飞行器最终高度误差不大于3.620 3 m，百分比误差不大于0.023 4%；速度误差不大于3.723 m/s，百分比误差不大于0.043 8%。飞行器攻角在19 s时出现尖峰（指令信号波动现象），这是模态转换过程中推力陷阱通过飞推耦合效应在飞行控制中的体现。基于轨迹线性化设计的时变控制器控制精度高，能够实现高机动任务要求。449宇航学报第 45 卷4结论针对TBCC宽速域飞行器模态转换过程中容易出现的推力陷阱问题，本文验证了大飞行包线内推力陷阱现象广泛存在，提出了模态转换期间以势能换动能的飞行轨迹策略，支撑解决组合动力模态转换过程中的推力陷阱问题。完成了爬升段和模态转换阶段的轨迹优化设计，给出了基于轨迹线性化制导的飞推耦合一体化控制策略，以模态转换阶段的最大高度轨迹为标称轨迹给出的仿真，说明了该方法的有效性和优势。参 考 文 献1 刘凯，郭健，周文雅，等.吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究 J.宇航学报，2020，41（8）：1023-1031.LIU Kai，GUO Jian，ZHOU Wenya，et al.Investigation on ascent guidance law for air-breathing combined-cycle hypersonic vehicle J.Journal of Astronautics，2020，41（8）：1023-1031.2 SHEN H D，CAO R，LIU Y B，et al.Control-oriented low-speed dynamic modeling and trade-off analysis of air-breathing aerospace vehicles J.Journal of Zhejiang University：Science A，2019，20（12）：893-907.3 SHEN H D，LIU Y B，LU Y P，et al.A parametric model for control integrated design of hypersonic vehiclesJ.Scientia Sinica Technologica，2016，46（10）：1024-1038.4 尤明，戴磊，李旦伟.高超声速飞机变几何进气道控制研究J.飞机设计，2023，43（01）：23-28.YOU Ming，DAI Lei，LI Danwei.Variable geometry inlet control research for hypersonic aircraftJ.Aircraft Design，2023，43（1）：23-285 刘君，袁化成，郭荣伟.内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析 J.宇航学报，2016，37（4）：461-469.LIU Jun，YUAN Huacheng，GUO Rongwei.Analysis of over/under TBCC inlet mode transition flow characteristic J.Journal of Astronautics，2016，37（4）：461-469.6 李家鑫，李旦伟，刘凯，等.宽速域高超声速飞机进气道不起动一体化保护控制 J.宇航学报，2023，44（7）：1034-1041.LI Jiaxin，LI Danwei，LIU Kai，et al.Integrated protection control for unstart of the wide speed range hypersonic vehicle inlet J.Journal of Astronautics，2023，44（7）：1034-1041.7 郑日恒，陈操斌.涡轮基组合循环发动机推力陷阱问题解决方案 J.火箭推进，2021，47（6）：21-32.ZHENG Riheng，CHEN Caobin.Overview of solutions to TBCC engine thrust trap problemJ.Journal of Rocket Propulsion，2021，47（6）：21-32.8 SHENG H Q，JI Y，HUANG X B，et al.A free radical relay combustion approach to scramjet ignition at a low Mach numberJ.Energy，2022，247：123539.9 何保成，常军涛，于达仁.冲压发动机进气道不起动边界分析 J.推进技术，2007，28（3）：269-272.HE Baocheng，CHANG Juntao，YU Daren.Analysis of the unstart boundary for ramjet inletsJ.Journal of Propulsion Technology，2007，28（3）：269-272.表3TLC控制算法仿真误差Table 3Simulation error of TLC control algorithm物理量拉偏情况高度 H/m（升力+10%）高度 H/m（升力10%）高度 H/m（阻力+10%）高度 H/m（阻力10%）速度 V/（ms-1）（升力+10%）速度 V/（ms-1）（升力10%）速度 V/（ms-1）（阻力+10%）速度 V/（ms-1）（阻力10%）误差3.535 23.620 33.575 83.550 50.355 30.372 30.362 90.358 0误差百分比0.022 8%0.023 4%0.023 1%0.022 9%0.041 8%0.043 8%0.042 7%0.042 1%0510152025303540 1.51.61.71.81.92.02.15506006507007508008503210123 113.5114.0114.5 涡扇油门开度104高度/m时间/s0510152025303540 时间/s0510152025303540 时间/s标称高度升力系数拉偏+10%升力系数拉偏10%阻力系数拉偏+10%阻力系数拉偏10%标称速度升力系数拉偏+10%升力系数拉偏10%阻力系数拉偏+10%阻力系数拉偏10%攻角标称指令升力系数拉偏+10%升力系数拉偏10%阻力系数拉偏+10%阻力系数拉偏10%标称油门开度升力系数拉偏+10%升力系数拉偏10%阻力系数拉偏+10%阻力系数拉偏10%速度/(ms1)(a)TLC控制高度曲线(b)TLC控制速度曲线(c)TLC控制攻角曲线0510152025303540 时间/s(d)TLC控制涡扇油门开度曲线攻角/()图6TLC控制算法仿真结果Fig.6Simulation results of TLC control algorithm450第 3 期刘凯等：一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案10 李圣黄，孙波，唐琳，等.攻角对TBCC进气道模态转换起动特 性 影 响 研 究J.兵 器 装 备 工 程 学 报，2022，43（7）：171-179.LI Shenghuang，SUN Bo，TANG Lin，et al.Influence of attack angle on starting characteristics of TBCC inlet during mode transitionJ.Journal of Ordnance Equipment Engineering，2022，43（7）：171-179.11 曹石彬.外并联型TBCC进气道模态转换特性研究 D.哈尔滨：哈尔滨工业大学，2015.CAO Shibin.Investigation of over/under TBCC inlet mode transition characteristics D.Harbin：Harbin Institute of Technology，2015.12 向先宏，钱战森.吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析 J.推进技术，2018，39（10）：2207-2218.XIANG Xianhong，QIAN Zhansen.An overview and development analysis of air-breathing hypersonic 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