推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

刘文兴

（沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

刘文兴

（沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作，确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案，建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型，对此作了数字仿真研究。仿真结果表明：某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的，可满足发动机的性能要求。

喷管；推力矢量；控制；数字仿真

1 引言

采用推力矢量技术将航空发动机尾喷口偏转一定角度，改变发动机推力方向，可以为飞机提供飞行控制力，亦即在尽可能保持发动机原有推力大小基本不变的条件下，按照飞行控制系统的要求，在一定的角度范围内任意改变发动机推力的方向，在为飞机提供足够的前进方向上的推进力的同时，产生包括俯仰、偏航、横滚等方向上的矢量控制力，用以增强或全部取代常规飞机气动舵面产生的外部气动力来进行飞行控制。

本文介绍了推力矢量控制系统数学模型的建立方法，并对推力矢量喷管控制系统进行了数字仿真研究。

2 推力矢量喷管控制方式

推力矢量喷管控制系统是由电子控制器控制的电液位置伺服系统，电子控制器接受推力矢量角α信号、偏航角γ信号，经过计算处理，产生A9/矢量调节环作动筒位移的控制信号，在闭环回路，控制器根据位移偏差信号输出对电液伺服阀的作用量，使作动筒产生相应的位移，直至偏差信号为零。

电子控制器采用经典的PID方法，通过合理调节控制参数获得满意和最优的系统性能。推力矢量喷管PID控制系统结构如图1所示。

3 计算喷管推力的算法

偏转推力矢量在飞机上产生的操纵力/力矩取决于喷管推力的大小。由于飞行中不可能直接测量喷管的推力值，可通过测量发动机工作过程的相关参数计算喷管推力值

在如图2所示的3维空间内，T与XY平面的夹角为αP，与XZ平面的夹角为αX，则有

式中：TX为喷管推力的飞机轴向、偏航方向、俯仰方向分量；LMA为飞机中心至喷管推力转向中心的距离；MP、MY分别为俯仰方向、偏航方向的力矩。

4 计算矢量喷管作动筒位移的算法

矢量喷管结构设计使A9调节环作动筒的轴向位移对应矢量喷管出口A9的大小，A9出口截面的矢量角α大致为A9调节环矢量角β的2.2～2.3倍。在给定矢量喷管偏转矢量角α和航向角γ的情况下，可以推出β、γ与A9调节环作动筒的位移Si的对应关系

式中：Si为3个矢量作动筒的位移；Si0均取作动筒行程的中间位置。

5 推力矢量控制系统数学模型

5.1 电子控制器数学模型

PID控制器的传递函数为

5.2 电液伺服阀数学模型

根据油源泵提供的油源压力、矢量喷管作动筒尺寸及喷管偏转速率要求，选取电液伺服阀的额定流量为63L/min，其传递函数为

5.3 4通阀控非对称油缸数学模型

滑阀与作动筒组合装置如图3所示。

忽略油缸的容积弹性变化、泄漏及摩擦力，且认为喷管负载力不变，可推导出4通阀控非对称油缸传递函数为

式中：比例系数KQ为电液伺服阀流量增益KV的一部分；Ae为油缸活塞2腔的平均面积，Ae=2132mm2。

5.4 推力矢量喷管PID控制系统仿真数学模型

取位移反馈系数为1，整个系统的传递函数为

6 推力矢量喷管控制系统仿真

应用MATLAB的动态仿真工具SIMULINK创建推力矢量喷管控制系统仿真框图如图4所示，PID控制仿真结果曲线如图5所示。

7 结论

从如图5所示的仿真结果曲线中可以得出：采用比例微分控制，取 KP=800、KD=10，推力矢量喷管调节环作动筒控制系统的动态响应最好。在实际应用时，可采用比例控制器或比例加微分控制器控制推力矢量喷管调节环作动筒位移。

[1]李友善编著.自动控制原理[M].北京：国防工业出版社，1983.

[2]王涛.轴对称推力矢量喷管控制技术研究[D].北京：北京航空航天大学，1998.

[3]张培强.MATLAB语言[M].合肥：中国科学技术大学出版社，1995.

[4]Friddell J H，Franke M E.Confined Jet Thrust Vector Control Nozzle Studies[R].AIAA90-2027.

Digital Simulation Research of Control System for Thrust Vectoring Nozzle

LIU Wen-xing
（Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China）

Combining with the development of thrust vectoring nozzle for an engine,the control schema of an axisymmetric thrust vectoring nozzle was defined.The mathematical model of control system for the axisymmetric thrust vectoring nozzle was constructed,and digital simulation for the thrust vectoring nozzle was performed.The results show that the control schema of thrust vectoring nozzle for an engine is viable,and can meet the performance requirements of engine.

nozzle;thrust vectoring;control;digital simulation

刘文兴（1968），男，高级工程师，从事航空发动机控制系统研究与科研管理工作。