固體火箭沖壓發(fā)動機控制方案研究

牛文玉,劉頂新

(北京動力機械研究所,北京 100074)

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固體火箭沖壓發(fā)動機控制方案研究

牛文玉,劉頂新

(北京動力機械研究所,北京 100074)

沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)一般通過設(shè)置必要的限制函數(shù)來防止發(fā)動機出現(xiàn)不穩(wěn)定工作狀態(tài),在盡可能大的范圍內(nèi)進行推力調(diào)節(jié),從而使飛行器的性能較優(yōu)。文中在分析固體火箭沖壓發(fā)動機控制難點的基礎(chǔ)上,對發(fā)動機轉(zhuǎn)級之后的工作過程提出了4種控制方案,并進行了對比分析。文中研究內(nèi)容可以為固體火箭沖壓發(fā)動機控制方案的選擇提供一定參考。

固體火箭沖壓發(fā)動機;限制函數(shù);控制方案

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機工作過程是極其復雜的氣動熱力過程,在飛行包線內(nèi),隨著飛行條件和發(fā)動機工作狀態(tài)的變化,發(fā)動機特性將發(fā)生很大的變化,在一定的條件下發(fā)動機可能出現(xiàn)不穩(wěn)定的工作狀態(tài),如進氣道喘振、補燃室熄火等。為此,必須對固體火箭沖壓發(fā)動機進行控制,以確保發(fā)動機工作穩(wěn)定,并保證發(fā)動機在任何條件下性能較優(yōu)。

沖壓發(fā)動機工作性能好壞,在很大程度上決定于它的控制品質(zhì)[1]。目前液體沖壓發(fā)動機采用的控制方案一般為爬升段和俯沖段采用近似等余氣系數(shù)控制,巡航段采用等馬赫控制[2-4],為了確保發(fā)動機在各個工作狀態(tài)能夠安全穩(wěn)定的工作,控制系統(tǒng)通過設(shè)置限制函數(shù)來防止進氣道喘振和發(fā)動機貧富油熄火[5]。國內(nèi)外對固體火箭沖壓發(fā)動機開展了大量的研究工作[6-8],但涉及固體火箭沖壓發(fā)動機控制的文獻較少。歐洲“流星”導彈動力系統(tǒng)采用了固體火箭沖壓發(fā)動機,該發(fā)動機除了在轉(zhuǎn)級過程中采用開環(huán)控制,其他工作階段采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,為了防止發(fā)動機出現(xiàn)不穩(wěn)定工作工況,文獻[9]中提到通過監(jiān)測發(fā)動機狀態(tài)及時調(diào)整被控參數(shù),但具體如何實現(xiàn)未見報道。

文中在分析固體火箭沖壓發(fā)動機控制的難點基礎(chǔ)上,對發(fā)動機轉(zhuǎn)級之后的工作過程提出4種控制方案,并進行了對比分析,為固體火箭沖壓發(fā)動機控制方案的選擇提供一定參考。

1 固體火箭沖壓發(fā)動機控制難點

固體火箭沖壓發(fā)動機燃氣發(fā)生器內(nèi)推進劑為貧氧推進劑,燃燒后產(chǎn)生一次燃氣,一次燃氣含有大量凝相粒子,一次燃氣進入補燃室后與由進氣道進入的空氣在補燃室內(nèi)摻混燃燒產(chǎn)生二次燃氣,二次燃氣經(jīng)噴管排出產(chǎn)生推力[10-11]。不同空燃比下一次燃氣與空氣的摻混燃燒程度不同,在空燃比較小情況下二次燃氣含有一定的凝相粒子[12-13]。固體火箭沖壓發(fā)動機具有如下特點:

1)一次燃氣流量無法直接測量,通過測量燃氣發(fā)生器壓力計算燃氣流量,而一次燃氣流量與燃氣發(fā)生器壓力的對應(yīng)關(guān)系難以準確建立,尤其是對于瞬態(tài)過程,一次燃氣流量難以準確計算。主要原因是:①一次燃氣含有大量的凝相粒子;②燃氣流量不僅決定于燃氣發(fā)生器壓力,還與燃氣發(fā)生器裝藥初溫、調(diào)節(jié)閥喉道面積、推進劑燃速系數(shù)等參數(shù)有關(guān),這些參數(shù)有些無法準確測量;③燃氣流量調(diào)節(jié)過程中一次燃氣中的凝相粒子在喉道處的沉積具有一定隨機性。

2)補燃室特性難以準確獲取。主要原因是:①二次燃氣中含有凝相粒子,在試驗過程中由于粒子沉積可能導致測量數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大偏差,通過地面試驗難以準確的獲取燃燒效率及補燃室的壓力損失;②由于燃氣流量難以準確計算,使得燃燒效率模型存在一定偏差。

固體火箭沖壓發(fā)動機上述特性使得通過地面試驗難以準確獲取發(fā)動機特性,另外由于燃氣流量具有負調(diào)響應(yīng)特性使得發(fā)動機也具有負調(diào)響應(yīng)特性[14],這些均給發(fā)動機控制帶來了一定的困難。

2 固體火箭沖壓發(fā)動機控制方案提出

固體火箭沖壓發(fā)動機工作過程一般分為轉(zhuǎn)級段、爬升段、巡航段和俯沖段,其中轉(zhuǎn)級段一般采用開環(huán)控制,燃氣調(diào)節(jié)規(guī)律根據(jù)地面試驗預先設(shè)置。文中對發(fā)動機轉(zhuǎn)級之后的工作過程提出了4種控制方案。

1)方案1

爬升段和俯沖段發(fā)動機采用開環(huán)控制,燃氣發(fā)生器采用閉環(huán)控制,巡航段發(fā)動機采用閉環(huán)控制,共有2個控制回路:馬赫數(shù)控制回路及燃氣發(fā)生器壓力控制回路。

爬升段和俯沖段發(fā)動機控制器根據(jù)傳感器測量信號、飛行器發(fā)送的飛行姿態(tài)等參數(shù)及預設(shè)的燃氣調(diào)節(jié)規(guī)律解算出燃氣發(fā)生器壓力,該壓力與防止進氣道喘振限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動機熄火的貧燃氣限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃氣發(fā)生器壓力控制的參考值,燃氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進行燃氣發(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力。控制系統(tǒng)框圖見圖1。

巡航段發(fā)動機控制器將飛行器發(fā)送的指令馬赫數(shù)及解算得到的飛行馬赫數(shù)進行比較,針對馬赫數(shù)偏差運行控制算法解算出燃氣發(fā)生器壓力,該壓力與防止進氣道喘振限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動機熄火的貧燃氣限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃氣發(fā)生器壓力控制的參考值,燃氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進行燃氣發(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力?？刂葡到y(tǒng)框圖見圖2。

圖1 方案1爬升段及俯沖段控制系統(tǒng)框圖

圖2 方案1巡航段控制系統(tǒng)框圖

2)方案2

爬升段、巡航段、俯沖段發(fā)動機均采用閉環(huán)控制。發(fā)動機控制器將彈上綜合控制裝置發(fā)送的指令馬赫數(shù)及解算得到的飛行馬赫數(shù)進行比較,針對馬赫數(shù)偏差運行控制算法解算出推力參考值;根據(jù)飛行參數(shù)、大氣參數(shù)及燃氣發(fā)生器測量壓力及發(fā)動機某截面測量參數(shù)估算得到發(fā)動機推力,將推力參考值與推力估算值進行比較,針對推力偏差運行控制算法解算出燃氣發(fā)生器壓力;該壓力與防止進氣道喘振的限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動機熄火的貧燃氣限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃氣發(fā)生器壓力控制的參考值,燃氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)該參考值進行燃氣發(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力,控制系統(tǒng)框圖見圖3。

3)方案3

爬升段、巡航段、俯沖段發(fā)動機均采用閉環(huán)控制。發(fā)動機控制器將彈上綜合控制裝置發(fā)送的指令馬赫數(shù)及解算得到的飛行馬赫數(shù)進行比較,針對馬赫數(shù)偏差運行控制算法解算出名義推力值,對應(yīng)0～1,根據(jù)該值解算出進氣道出口壓力;由飛行姿態(tài)、飛行馬赫數(shù)及發(fā)動機某截面測量參數(shù)計算出進氣道喘振限制對應(yīng)的進氣道出口壓力,取該壓力與馬赫數(shù)控制回路解算出的進氣道出口壓力的最小值作為進氣道出口壓力控制的參考值,針對該參考值與測得的進氣道出口壓力的偏差,運行控制算法解算出燃氣發(fā)生器壓力;該壓力與防止發(fā)動機熄火的貧燃氣限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生器壓力比較,取其最大值作為燃氣發(fā)生器壓力控制的參考值,燃氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)該參考值進行燃氣發(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力?？刂葡到y(tǒng)框圖見圖4。

圖3 方案2控制系統(tǒng)框圖

圖4 方案3控制系統(tǒng)框圖

4)方案4

爬升段、巡航段、俯沖段發(fā)動機均采用閉環(huán)控制。發(fā)動機控制器將彈上綜合控制裝置發(fā)送的指令馬赫數(shù)及解算得到的飛行馬赫數(shù)進行比較,針對馬赫數(shù)偏差運行控制算法解算出燃氣發(fā)生器壓力;由飛行姿態(tài)、飛行馬赫數(shù)及發(fā)動機某截面測量參數(shù)計算出進氣道喘振限制對應(yīng)的進氣道出口壓力,將該壓力與測得的進氣道出口壓力進行比較,針對進氣道出口壓力偏差運行相應(yīng)控制算法解算出燃氣發(fā)生器壓力;將該壓力與馬赫數(shù)控制器解算出燃氣發(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動機熄火的貧燃氣限制函數(shù)計算出的燃氣發(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃氣發(fā)生器壓力控制的參考值,燃氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進行燃氣發(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力,控制系統(tǒng)框圖見圖5。

圖5 方案4控制系統(tǒng)框圖

3 控制方案對比分析

1)方案1

該種控制方案結(jié)構(gòu)最簡單,而且比較成熟,在液體沖壓發(fā)動機型號上有成功應(yīng)用[4]。在該方案中防止進氣道出現(xiàn)喘振狀態(tài)的限制函數(shù)是基于有限的地面試驗設(shè)定的,而地面試驗狀態(tài)與實際飛行存在一定差異,如環(huán)境溫度及進氣道和補燃室工作特性等與實際飛行狀態(tài)均有一定不同,同時在地面試驗和實際飛行過程中所使用的傳感器測量均會帶來一定的誤差,為了防止出現(xiàn)進氣道喘振,設(shè)計過程中需要留有一定的進氣道喘振裕度。而固體火箭沖壓發(fā)動機一次燃氣流量難以準確計算,發(fā)動機進氣道出口參數(shù)存在負調(diào)響應(yīng)[15],補燃室特性難以準確獲取,相比液體沖壓發(fā)動機,防止進氣道出現(xiàn)喘振的限制函數(shù)必須更加保守,喘振裕度一般要比液沖發(fā)動機大5%～10%,否則進氣道可能存在較大的喘振工作風險,而發(fā)動機最大推力受進氣道工作狀態(tài)的限制,如果限制函數(shù)比較保守,必然會降低發(fā)動機最大推力性能,嚴重情況下可能使得發(fā)動機推力難以滿足推阻匹配需求,需要根據(jù)飛行試驗數(shù)據(jù)在進氣道安全穩(wěn)定工作和充分發(fā)揮發(fā)動機推力性能之間進行多輪調(diào)整。

在該方案中爬升段和俯沖段采用開環(huán)控制,發(fā)動機燃氣調(diào)節(jié)規(guī)律預先設(shè)定,發(fā)動機推力難以在包線范圍內(nèi)有效調(diào)節(jié),飛行器的射程及工作時間優(yōu)化的裕度較小。

2)方案2

在方案2中整個飛行階段采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,發(fā)動機推力可以在包線范圍內(nèi)有效調(diào)節(jié),飛行器的射程及工作時間可以進行優(yōu)化,但在該方案中由于飛行過程中推力不能直接測量,飛行過程中的推力是根據(jù)大氣參數(shù)、飛行參數(shù)、燃氣發(fā)生器壓力等參數(shù)計算得到,因此需要開展大量的地面試驗獲取發(fā)動機推力模型。該方案由于也采用預設(shè)限制函數(shù)來防止進氣道喘振,同樣存在方案1的問題。

3)方案3

在方案3中整個飛行階段也采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,飛行器的射程及工作時間等參數(shù)可以進行優(yōu)化,該方案由于對進氣道出口壓力采用閉環(huán)控制,控制誤差與進氣道出口壓力的采集及控制有關(guān),不受環(huán)境溫度及補燃室工作特性等的影響,相比于預設(shè)限制函數(shù)防止進氣道出現(xiàn)喘振的方案,進氣道喘振工作的風險較小,因此進氣道設(shè)計的喘振裕度可以很小,甚至可以不留裕度,發(fā)動機性能也可以更高。

4)方案4

方案4與方案3比較類似,不同是馬赫數(shù)控制器計算出的參數(shù)不同,方案3是發(fā)動機名義推力,方案4是燃氣發(fā)生器壓力。相比于方案3,方案4設(shè)計結(jié)構(gòu)更為簡單,減少了一些中間轉(zhuǎn)換環(huán)節(jié),但方案3更有利于發(fā)動機與導彈總體控制界面劃分。該方案由于也采用了馬赫數(shù)閉環(huán)控制和進氣道出口壓力閉環(huán)控制,因此該方案也具有方案3的優(yōu)點。

4 結(jié)論

文中在分析固體火箭沖壓發(fā)動機控制的難點基礎(chǔ)上,對發(fā)動機轉(zhuǎn)級之后的工作過程提出了4種控制方案,并進行了對比分析,分析結(jié)果如下:

1)方案1比較簡單,且比較成熟,但由于固體火箭沖壓發(fā)動機自身特性,為了避免進氣道出現(xiàn)喘振,進氣道設(shè)計的喘振裕度相比液體沖壓發(fā)動機要更大,該種方案發(fā)動機推力性能不能得到充分發(fā)揮,且加速和俯沖段采用開環(huán)控制,發(fā)動機推力難以在包線范圍內(nèi)有效調(diào)節(jié),飛行器的射程及工作時間等參數(shù)優(yōu)化的裕度較小。

2)方案2由于采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,飛行器的射程及工作時間可以根據(jù)作戰(zhàn)需求進行優(yōu)化,但需要開展大量的地面試驗獲取發(fā)動機推力模型,研制成本可能較大,另外由于也采用預設(shè)限制函數(shù)防止進氣道出現(xiàn)喘振狀態(tài),進氣道設(shè)計需要留有較大喘振裕度,發(fā)動機推力性能得不到充分發(fā)揮。

3)方案4比方案3結(jié)構(gòu)更為簡單,但方案3更有利于發(fā)動機與導彈總體控制界面劃分,這兩種方案由于都采用進氣道出口壓力閉環(huán)控制,相比于預設(shè)限制函數(shù)防止進氣道出現(xiàn)喘振的方案,進氣道喘振工作的風險較小,因此進氣道設(shè)計的喘振裕度可以很小,發(fā)動機性能可以得到充分發(fā)揮,并且由于也采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,對飛行性能可以進行優(yōu)化。

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Research of Control Strategy for Ducted Rockets

NIU Wenyu,LIU Dingxin

(Beijing Power Machinery Institute, Beijing 100074, China)

By setting different margin limiting functions to prevent ramjet from operating in unacceptable regions, control system must permit thrust modulation in a range as wide as possible without exceeding these operating constraints so that overall vehicle performance can be optimized. In this article, control difficulties of ducted rocket were analyzed. Four control strategies for ducted rockets were presented and compared. The study can be used to provide reference for selecting control strategy of ducted rockets.

ducted rocket; margin limiting function; control strategy

2015-08-28

牛文玉(1980-),男,江蘇金壇人,高級工程師,博士,研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動機總體性能設(shè)計及試驗。

V435

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