基于機電伺服控制的液氧煤油發動機推力調節技術

張曉光，董國創，陳 暉

(西安航天動力研究所， 西安710100)

1 引言

發動機推力調節是運載火箭提高發射可靠性、優化飛行載荷環境、提升運載能力的必要手段[1]。 航天飛機主發動機SSME、天頂號火箭一級發動機RD-171 M、宇宙神V 火箭一級發動機RD-180、安加拉火箭通用芯級發動機RD-191 等均具備推力調節能力。 中國新一代運載火箭及重型運載火箭均采用補燃循環液氧煤油發動機作為主動力，火箭性能的優化和提升也要求液體發動機具備推力調節能力[1-2]。

早期液體火箭發動機推力調節一般采用電液伺服控制。 SSME 發動機自帶控制器控制推力室氧主閥、燃料主閥、冷卻控制閥、氫路預燃室氧副閥、氧路預燃室氧副閥5 個電液伺服作動閥門實現發動機起動關機與推力調節[3-4]。RD-171 M/180/191 發動機推力調節器采用7 位數字式電液伺服作動器驅動[5-6]。 電液伺服系統能源供應、驅動控制及作動器均較復雜，使用維護性和可靠性較差。 隨著高能量密度伺服電機及其驅動控制技術的發展，機電伺服控制逐步取代電液伺服控制，成為發動機調節控制的發展方向[7-8]。

與電液伺服相比，機電伺服系統簡單，能源為電能，與發動機無關，可大幅簡化發動機氣液系統；機電伺服作動器簡單，使用維護簡便，可靠性高；位置伺服控制可實現高精度、快響應推力調節；通過調整供電及軟件，易于實現拓展應用。Myers 等[9]論證了SSME 發動機改用機電伺服控制的可行性。 Lister 等[10]針對STME 發動機開展了調節元件機電伺服系統方案設計和力熱環境適應性仿真分析。 McCormick 等[11]綜述了歐洲在上面級發動機用機電伺服作動低溫閥領域的研究進展。 Jung 等[12-13]研制了發動機推力調節機電伺服系統原理樣機，開展了仿真、冷試和環境試驗。 國內未見機電伺服控制技術應用于發動機調節控制的報道。

本文針對補燃循環液氧煤油發動機推力調節需求，開展推力調節機電伺服控制技術研究，包括方案論證、穩動態特性仿真、負載模擬試驗、冷調試驗、環境試驗及發動機熱試，解決機電伺服控制技術工程化應用面臨的小型輕質、力熱環境適應性、可靠性等問題。

2 推力調節機電伺服控制方案

2.1 推力調節原理

圖1 為典型補燃循環液氧煤油發動機的氣液系統圖，在燃氣發生器燃料供應路設置推力調節器。 發動機通過調節推力調節器位置，調節燃氣發生器燃料流量，改變燃氣發生器混合比，改變燃氣發生器溫度，控制渦輪功率，從而改變推力室推進劑供應流量，實現發動機推力調節。 該推力調節方案可適應的調節范圍與燃氣發生器能夠維持穩定燃燒的最低溫度有關，一般可降至額定推力的50%左右[14]。 由于無法直接檢測推力調節器流量，一般選擇推力調節器位置作為發動機推力調節的控制變量[15]。

2.2 推力調節機電伺服系統

2.2.1 系統組成與工作過程

圖1 補燃循環液氧煤油發動機氣液系統圖Fig.1 Diagram of gas and liquid system of staged combustion LOX/kerosene rocket engine

圖2 發動機推力調節機電伺服系統Fig.2 Electromechanical thrust control system

圖2 為發動機推力調節機電伺服系統，它由推力調節器、機電伺服作動器、伺服控制器等組成。 機電伺服系統與火箭控制系統的接口包括：動力電源供電接口、控制電源供電接口和通訊接口。 箭上電源通過供電電纜向伺服控制器供電；箭載計算機通過數字總線向伺服控制器發送發動機推力調節指令，同時伺服控制器通過數字總線向箭載計算機反饋工作狀態信息。

圖3 為發動機推力調節機電伺服系統工作過程。 當火箭進行發動機推力調節時，伺服控制器接收箭載計算機發送的推力調節指令，按推力控制式F ＝f(δ)(由系統參數調整和校準試車得到)將其轉化為推力調節器位置指令δcmd，與當前位置反饋δact進行比較，得到誤差信號，由位置-速度-電流三閉環級聯控制算法處理得到控制量，再經功率放大產生伺服電機的驅動電流，使伺服電機按控制量的大小和極性轉動，并通過減速器輸出相應的轉矩和轉速，使推力調節器到達指令位置，實現目標推力調節。

圖3 推力調節機電伺服控制模式Fig.3 Electromechanical thrust control mode

2.2.2 機電伺服作動器方案

機電伺服作動器由伺服電機、減速器、旋轉變壓器、失電制動器、電限位等構成，見圖4。

圖4 機電伺服作動器Fig.4 Electromechanical actuator

在采用單機電伺服作動器以保證小型輕質的基礎上，為提高可靠性，電機采用雙繞組設計，通過繞組冗余，使機電伺服作動器在一套繞組發生斷路等故障時仍能正常工作。 為提升機電伺服作動器振動沖擊環境適應性，其與推力調節器通過機械阻尼器安裝對接。

2.2.3 伺服控制器方案

伺服控制器見圖5，包括處理機電路、信號調理電路、驅動控制電路、電源電路、母板電路、接口電路和控制軟件，主要特點如下。

為滿足較寬速率范圍內的高精度推力調節需求，伺服電機選用寬速域調速性能優的永磁同步電機，減速器選用承載能力強、傳動精度優的諧波減速器。

減速器同軸安裝的旋轉變壓器用于檢測推力調節器位置，構成位置閉環；同軸安裝的電限位用于保護推力調節器機械限位裝置避免受損。

電機同軸安裝的旋轉變壓器用于檢測電機位置，構成速度閉環；同軸安裝的失電制動器用于推力調節器非工作狀態位置鎖緊以及伺服系統發生非受控故障時推力調節器制動鎖緊。

旋轉變壓器勵磁繞組和輸出繞組均采用空間正交設計，使表征轉子位置的相位輸出與溫度無關，保證了在要求環境溫度范圍內位置檢測控制的一致性。

圖5 伺服控制器Fig.5 Servo controller

1) 時統/報警接口：無源觸點、雙點雙線。

2) 失電制動器供電及控制：雙冗余。

3) 電機、作動器位置檢測：冗余解算。

4) 控制律：為實現快響應推力調節，并盡量減小超調，采用分段PID 控制。 位置跟蹤誤差較大時，高轉速跟蹤指令位置，減小響應時間；當接近指令位置時，轉速逐步下降，避免超調。

5) 自檢：自檢測、自診斷。

6) 故障保護：軟件保護＋硬件保護。

2.3 推力調節故障監控方案

2.3.1 伺服系統故障保護方案

伺服系統故障保護方案設計遵循系統功能失效安全原則，保證發生故障時發動機狀態向安全方向移動。 故障模式按照其對伺服控制器功能的影響，可分為受控故障與非受控故障2 類，分別采用不同的故障保護方案。

1) 受控故障：指可被伺服系統吸收，對伺服系統工作、發動機推力調節無影響的故障，如電機某一繞組斷路或某一旋轉變壓器故障等。

故障保護方案：由軟/硬件設計措施保證故障被伺服系統吸收，伺服系統正常運行。

2) 非受控故障：指可使伺服控制器控制功能失效，僅有測試、通訊功能，伺服系統處于非受控狀態，無法完成要求的推力調節任務的故障，包括過流、欠壓、IPM 超溫、位置超差等。

故障保護方案：伺服控制器一旦監測到非受控故障發生，立即向火箭控制系統發送故障報警信號，并同步關斷PWM 波輸出、制動電機，使推力調節器停留在當前位置，防止推力調節器流量波動對發動機造成不利影響。

2.3.2 發動機推力調節故障監控方案

采用機電伺服控制后，發動機推力調節采取多參數融合故障監控方案，故障檢測參數如下。

1) 伺服控制器自檢測和自診斷結果；

2) 發動機熱力參數：渦輪轉速、泵出口壓力、渦輪出口溫度等。

3 穩動態特性仿真

推力調節機電伺服系統是典型的永磁同步電動機位置跟蹤矢量控制系統。 基于Matlab 軟件Simulink 環境，利用動態模塊庫，建立了推力調節機電伺服系統仿真模型，見圖6，包括永磁同步電機本體模型、坐標變換模型、驅動電路模型、位置-速度-電流三閉環控制模型、控制律模型、SVPWM生成模型等。

圖7 為推力調節機電伺服系統階躍、斜坡位置指令響應特性仿真結果。 階躍響應無超調，同時響應時間和斜坡位置動態跟蹤誤差能夠滿足發動機推力調節要求，驗證了分段PID 控制律的有效性。

4 試驗驗證

4.1 負載模擬試驗

為充分測試推力調節機電伺服系統的穩動態性能、極限工況適應性、耐久性及可靠性，并降低試驗成本，在推力調節器冷調試驗或發動機試車前進行負載模擬試驗，將復雜的冷熱試試驗轉化為試驗室條件下的帶載試驗，并加嚴考核。

圖8 為電動負載模擬試驗系統，由負載電機模擬推力調節器冷熱試負載特性，進行了恒定轉矩、正弦波轉矩、自定義轉矩加載等測試，見圖9，其中正弦波轉矩和自定義轉矩為加嚴考核，試驗表明，機電伺服系統滿足推力調節器寬負載、寬速域高精度、快響應、高可靠位置調節需求。 指令響應滯后時間約50 ms，階躍響應無超調，穩態位置跟蹤誤差優于±0.12°。

圖6 推力調節機電伺服系統仿真模型Fig.6 Simulation model of electromechanical system

圖7 機電伺服系統階躍、斜坡響應特性仿真曲線Fig.7 Simulation curves of electromechanical system step and ramp response

圖8 負載模擬試驗Fig.8 Load simulation test

4.2 推力調節器冷調試驗

圖9 負載模擬試驗曲線Fig.9 Curves of load simulation test

推力調節機電伺服系統參加發動機試車前，進行了冷調試驗，見圖10，利用高壓水貯箱模擬發動機燃料二級泵向推力調節器供應高壓水，調整出口孔板實現對推力調節器工作壓降的模擬。 推力調節器按照發動機起動關機和推力調節時序運動，對其位置和流量調節控制性能進行了測試。 圖11 為推力調節器冷調試驗典型曲線，試驗表明，推力調節器穩態流量控制精度優于±1.5%。

4.3 環境試驗

為確保推力調節機電伺服系統對發動機力熱環境的適應性，進行了機電伺服系統單機和系統級環境試驗，包括高低溫、振動沖擊(圖12)等。其中，伺服系統振動沖擊試驗包括不通電與通電運行2 種狀態，試驗條件覆蓋發動機安裝部位振動沖擊量級，試驗后結構完整性、功能性能檢查正常。

圖10 推力調節器冷調試驗Fig.10 Cold test of thrust control valve

圖11 推力調節器位置、流量測試曲線Fig.11 Measured position and flow of thrust control valve

圖12 伺服系統振動沖擊環境試驗Fig.12 Vibration and shock test of electromechanical system

4.4 發動機熱試

將研制的推力調節機電伺服系統用于某型補燃循環液氧煤油發動機推力調節，開展了地面熱試考核。 圖13 為發動機典型熱試曲線，其中(a)為無量綱推力(實際推力/額定推力)，(b)為推力調節器位置。 推力調節機電伺服系統成功按時序控制發動機完成分級起動、主級工況維持和推力調節，推力調節范圍50%～108%。 熱試結束后，將機電伺服系統從發動機上分解，再次進行了空載測試和負載模擬試驗，功能性能與熱試前一致，未受試車影響，驗證了其對發動任務剖面和環境剖面的適應性。

圖13 發動機熱試推力調節曲線Fig.13 Curves of thrust control hot firing test

通過負載模擬試驗、推力調節器冷調試驗和發動機熱試考核，得到了推力調節機電伺服系統的穩動態性能，見表1。 由表1 可見，發動機推力調節精度達到±3%，滿足運載火箭要求。

表1 發動機推力調節機電伺服系統性能參數Table 1 Parameters of electromechanical thrust control system

5 結論

1) 選擇推力調節器位置作為發動機推力調節控制變量，采用位置-速度-電流三閉環控制模式和分段PID 控制律，兼顧了調節精度、響應時間和無超調的推力調節需求。

2) 采用電機雙繞組、失電制動器供電/控制雙冗余、電機、作動器位置冗余解算等局部余度方案，提高了機電伺服系統的可靠性，同時對系統體積和重量基本無影響。

3) 機電伺服系統采用系統功能失效安全的故障保護方案，發動機采用融合伺服控制器自檢測和自診斷結果、發動機熱力參數的故障監控方案，提高了發動機推力調節的可靠性。

4) 通過穩動態特性仿真、負載模擬試驗、冷調試驗、環境試驗和發動機熱試，驗證了推力調節機電伺服控制方案，發動機推力調節精度滿足運載火箭要求。

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