Mode Decision Control Method for Adaptive Cycle Engine Based on Inlet and Engine Matching

Yifan Wang

doi:10.1007/s42405-025-01072-9

2025-11-01

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DOI：10.1007/s42405-025-01072-9

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作为下一代战斗机动力系统，自适应循环发动机（ACE）具有多种热循环模式，提高了任务适应性。然而，其控制系统也面临着多模式和多变量的技术挑战。本文提出了一种基于进气道与发动机匹配的ACE模式决策控制方法，使ACE能够根据实时任务流程和推力需求自主切换工作模式。首先，建立了ACE推进系统的集成模型，分析了ACE的四种性能模式以及变几何机构对发动机性能的影响。其次，控制方案确定了风扇的工作点，利用风扇叶片可变（FLADE）部件管理ACE的整体质量流量，模式选择阀（MSV）等变几何机构管理ACE的整体推力，并基于功率杆角度（PLA）完成性能模式调度，从而在满足不同飞行任务推力需求的同时实现进气道与发动机流量的匹配。最后，在发动机设计点进行了从怠速到最大状态的阶跃仿真。结果表明，在PLA从45度变化至115度时，该控制方法实现了质量流量变化小于1%、推力变化51.7%、安装损失恒定为5 kN；对于巡航任务，当飞机瞬时重量比发生变化时，ACE能够基于PLA自主改变工作模式，使推进系统对各种飞行任务具有高度适应性；且巡航任务包线内的仿真验证了该方法在巡航任务包线情况下的良好适用性和可行性。

Keyword:

Adaptive cycle engine

Inlet/engine matching

Control plan

Mode selection

Engine performance