固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)方法

姚 旺，李新田，周國峰，趙曉寧，叢彥超

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

固體火箭沖壓組合發(fā)動機(jī)兼具固體火箭發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)兩者的優(yōu)點(diǎn)，其比沖高、結(jié)構(gòu)緊湊、可靠性高、同時(shí)便于維護(hù)。固體火箭沖壓組合發(fā)動機(jī)與固體火箭發(fā)動機(jī)相比，在同等推進(jìn)劑裝藥量時(shí)，可實(shí)現(xiàn)全程有動力飛行，顯著增加飛行航程；相比液體沖壓發(fā)動機(jī)，固沖發(fā)動機(jī)采用全固體、一體化設(shè)計(jì)，具備結(jié)構(gòu)緊湊特點(diǎn)，燃燒過程穩(wěn)定，有利于飛行器小型化設(shè)計(jì)，方便貯存與維護(hù)。綜上所述，固沖發(fā)動機(jī)已成為飛行器的優(yōu)選動力之一[1-7]。

美國與歐洲各國在以固沖發(fā)動機(jī)為動力的飛行器方面開展了大量研究工作，美國通過VFDR項(xiàng)目，成功完成演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)。美國GQM-163A靶彈采用的就是固沖發(fā)動機(jī)。2006年后美國先后提出聯(lián)合雙任務(wù)空中優(yōu)勢導(dǎo)彈與三類目標(biāo)終結(jié)者項(xiàng)目(T3項(xiàng)目)，2014年T3項(xiàng)目轉(zhuǎn)為美國空軍負(fù)責(zé)，并提交了最終的測試報(bào)告。

德國主要以導(dǎo)彈為背景開展固沖發(fā)動機(jī)技術(shù)研究，開展了多次飛行試驗(yàn)。2000年后開始研制流星空空導(dǎo)彈。2016年流星導(dǎo)彈成功從戰(zhàn)斗機(jī)上發(fā)射并擊中目標(biāo)，是固沖動力應(yīng)用的重要里程碑。

固沖發(fā)動機(jī)應(yīng)用包含助推級工作、轉(zhuǎn)級、巡航級工作等多個任務(wù)剖面，轉(zhuǎn)級是沖壓發(fā)動機(jī)研制過程中的關(guān)鍵，包含堵蓋打開機(jī)構(gòu)動作、進(jìn)氣道起動等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，需要利用地面試驗(yàn)進(jìn)行充分驗(yàn)證。目前開展固沖發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)級驗(yàn)證的方法主要為地面直連試驗(yàn)與自由射流試驗(yàn)，地面直連試驗(yàn)成本較低，但無法準(zhǔn)確模擬飛行器當(dāng)前姿態(tài)對轉(zhuǎn)級的影響、進(jìn)氣道壓力振蕩與起動；自由射流試驗(yàn)中的引射系統(tǒng)可有效模擬飛行工況，可以真實(shí)的考核發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)級過程，是固沖發(fā)動機(jī)研制的關(guān)鍵試驗(yàn)[8-13]。

傳統(tǒng)固沖動力飛行器的自由射流試驗(yàn)一般為發(fā)動機(jī)研制試驗(yàn)，隨著飛行器控制與動力一體化設(shè)計(jì)程度的不斷提高，控制與動力耦合更加緊密，因此將傳統(tǒng)的發(fā)動機(jī)自由射流試驗(yàn)擴(kuò)展為全飛行器的控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)，對于固沖動力飛行器的研制十分有必要，可以在地面狀態(tài)下對固沖動力飛行器大氣來流條件測量、固沖發(fā)動機(jī)全剖面工作、流量控制與調(diào)節(jié)等全剖面飛行工況進(jìn)行充分驗(yàn)證[14-20]。

本文針對固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了研究，提出了一種固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)方法，介紹了試驗(yàn)系統(tǒng)總體方案，針對試驗(yàn)設(shè)計(jì)中關(guān)鍵的接地設(shè)計(jì)、供電能力與負(fù)載匹配性分析方法進(jìn)行了討論，提出了一種通用的自由射流試驗(yàn)程序，通過開展一種典型工況的自由射流試驗(yàn)，獲取了全部試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了試驗(yàn)方法設(shè)計(jì)的正確性與可行性。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)組成與原理

固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)主要包含被試飛行器(含控制系統(tǒng)與固沖發(fā)動機(jī))、測試設(shè)備與自由射流試驗(yàn)臺，試驗(yàn)系統(tǒng)組成見圖1。

圖1 控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)組成

該系統(tǒng)的工作原理為：利用自由射流試驗(yàn)臺模擬飛行器飛行過程中的真實(shí)來流條件，控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算飛行器當(dāng)前攻角、策劃角、馬赫數(shù)等大氣參數(shù)，按照既定的控制規(guī)律控制固沖發(fā)動機(jī)完成轉(zhuǎn)級，同時(shí)控制固沖發(fā)動機(jī)進(jìn)行推力調(diào)節(jié)，利用地面測試設(shè)備完成試驗(yàn)系統(tǒng)的控制與環(huán)境參數(shù)的測量。

1.1 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)由飛控計(jì)算機(jī)、慣性測量裝置、嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(簡稱FADS)、多個壓力、溫度、力學(xué)傳感器與相關(guān)電纜組成。

飛控計(jì)算機(jī)是飛行器的核心控制設(shè)備，主要功能如下：

1)接收FADS發(fā)送的攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)等大氣測量數(shù)據(jù)；

2)接收慣性測量裝置發(fā)送的角速度、加速度等測量數(shù)據(jù)；

3)根據(jù)試驗(yàn)程序向固沖發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)控制器發(fā)送流量調(diào)節(jié)指令，并接收固沖發(fā)動機(jī)反饋數(shù)據(jù)；

4)完成固沖發(fā)動機(jī)助推級、燃?xì)獍l(fā)生器的點(diǎn)火；

5)完成進(jìn)氣道入口/出口堵蓋的打開控制；

6)利用傳感器測量試驗(yàn)中的力、熱環(huán)境數(shù)據(jù)；

7)接收地面測試計(jì)算機(jī)發(fā)送的試驗(yàn)控制指令，并將全部測試數(shù)據(jù)打包發(fā)送至測試計(jì)算機(jī)。

慣性測量裝置用于實(shí)時(shí)測量飛行器角速度、加速度等信息，用于飛控組合實(shí)時(shí)計(jì)算飛行器當(dāng)前姿態(tài)。

FADS利用分布在飛行器頭部的多個壓力傳感器，結(jié)合壓力分布模型，實(shí)時(shí)解算飛行器當(dāng)前攻角、側(cè)滑角與馬赫數(shù)等信息。

壓力、溫度、力學(xué)傳感器用于測量試驗(yàn)過程中飛行器關(guān)鍵部組件的壓力、溫度、沖擊等環(huán)境數(shù)據(jù)。

1.2 固沖發(fā)動機(jī)

固沖發(fā)動機(jī)由助推器、進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、流量調(diào)節(jié)控制器、流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)、燃?xì)獍l(fā)生器壓力傳感器組成。助推器用于建立固沖發(fā)動機(jī)的初始推力，達(dá)到特定工況后，進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開，燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火工作，固沖發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)級，根據(jù)燃?xì)饬髁恐噶铋_展燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，進(jìn)而閉環(huán)控制固沖發(fā)動機(jī)推力。

1.3 測試設(shè)備

測試設(shè)備主要包含測試計(jì)算機(jī)、傳感器采集系統(tǒng)與地面電源。測試計(jì)算機(jī)向飛行器上飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送試驗(yàn)控制指令，并接收/顯示飛行器上相關(guān)測量數(shù)據(jù)，向傳感器采集系統(tǒng)、自由射流試驗(yàn)臺控制系統(tǒng)發(fā)送時(shí)統(tǒng)指令，建立試驗(yàn)時(shí)統(tǒng)；傳感器采集系統(tǒng)接收測試計(jì)算機(jī)發(fā)送的時(shí)統(tǒng)指令，采集飛行器上相關(guān)溫度、壓力、沖擊等傳感器數(shù)據(jù)；地面電源用于為飛行器上設(shè)備分別提供控制設(shè)備用電與伺服系統(tǒng)用電。

1.4 自由射流試驗(yàn)臺

自由射流試驗(yàn)臺主要包含加熱器、試驗(yàn)艙、引射器、試驗(yàn)臺控制系統(tǒng)。加熱器主要用于將空氣加熱，模擬飛行工況下總溫；飛行器安裝在試驗(yàn)艙中，引射器完成來流的引射，模擬飛行工況；試驗(yàn)控制臺接收測試設(shè)備發(fā)出的時(shí)統(tǒng)指令，完成整個試驗(yàn)臺的狀態(tài)控制。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)接地設(shè)計(jì)

控制與動力一體化自由射流系統(tǒng)連接復(fù)雜，可靠的接地設(shè)計(jì)是試驗(yàn)中各系統(tǒng)穩(wěn)定工作的保證，試驗(yàn)接地設(shè)計(jì)原理圖見圖2，試驗(yàn)系統(tǒng)按照如下原則開展接地設(shè)計(jì)。

圖2 接地原理圖

1)試驗(yàn)系統(tǒng)整體采用浮地體制，飛行器上所有設(shè)備的一次供電地、二次供電地均與設(shè)備的外殼絕緣；

2)飛控計(jì)算機(jī)、慣性測量裝置、FADS利用地面電源提供的控制設(shè)備用電作為各自的一次電，并通過DC-DC變換至二次電使用；

3)流量調(diào)節(jié)控制器利用地面電源提供的控制設(shè)備用電作為一次電，并通過DC-DC變換至二次電使用(同時(shí)作為燃?xì)獍l(fā)生器傳感器用電)；利用地面電源提供的伺服用電，實(shí)現(xiàn)流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)的驅(qū)動控制；

4)其余傳感器利用傳感器采集系統(tǒng)提供的傳感器供電作為一次電；

5)測試計(jì)算機(jī)與飛控計(jì)算機(jī)通過隔離后的通信接口實(shí)現(xiàn)通信；

6)飛行器上所有設(shè)備的外殼與飛行器結(jié)構(gòu)搭接，飛行器結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)臺搭接，并通過試驗(yàn)臺接入廠房保護(hù)地；

7)地面電源、傳感器采集系統(tǒng)、測試計(jì)算機(jī)外殼采用接地線接入廠房保護(hù)地；

《紅高粱家族》以抗日戰(zhàn)爭為社會背景，表達(dá)了在孕育出血海般輝煌又凄婉的紅高粱的黑土地上生存的人們驍勇的血性、旺盛的生命力。爺爺余占鰲是高密東北鄉(xiāng)里有名的土匪，一個沒有任何理念和信仰的土匪，但其勇猛彪悍，體內(nèi)噴薄著無所畏懼的生命力。文中有這樣一段話：“誰是土匪？誰不是土匪？能打日本就是中國的大英雄，老子去年摸了三個日本崗哨，得了三個大蓋子槍。你冷支隊(duì)不是土匪，殺了幾個鬼子？鬼子一個毛也沒揪下來一根。”就是這樣一個被人稱為“土匪”的人，在那片妖艷、刺目的高粱地里用鮮血和白骨開天辟地，成為真正意義上的“英雄”。

8)地面電源、傳感器采集系統(tǒng)、測試計(jì)算機(jī)采用220 V交流供電，接入廠房測試地。

2.2 供電能力與負(fù)載適應(yīng)性分析

自由射流試驗(yàn)過程中需要進(jìn)行進(jìn)氣道入口/出口堵蓋打開、助推器點(diǎn)火、燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火控制，一般通過引爆多路火工品實(shí)現(xiàn)，單路常規(guī)鈍感火工品起爆的過程中需要5～8 A的驅(qū)動電流，在多路火工品同時(shí)起爆時(shí)刻，可能出現(xiàn)系統(tǒng)供電能力不足、負(fù)載不適應(yīng)的情況，需要開展系統(tǒng)供電能力與負(fù)載適應(yīng)性分析，下面以一種典型工況開展分析方法討論。

典型工況下，進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開控制分別需要4路火工品，助推器點(diǎn)火、燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火控制分別需要2路火工品，因此按照最惡劣的條件機(jī)同時(shí)控制4路火工品起爆的情況開展分析。

假設(shè)飛行器上設(shè)備對于供電電壓的適應(yīng)性范圍見表1，地面電源至飛行器的測試電纜長度為25 m，考慮飛行器上電纜長度，估算電纜帶來的阻值約為0.6 Ω，假設(shè)單路火工品起爆電流需求為5～8 A，四路火工品同時(shí)起爆時(shí)刻，對于電流需求為32 A，將帶來19.2 V的壓降，結(jié)合飛行器上設(shè)備最低的用電需求，并考慮余量，至少需要地面電源提供34 V的供電。

表1 飛行器上設(shè)備用電需求

地面電源一般具有過流保護(hù)功能，若過流保護(hù)電流設(shè)計(jì)不當(dāng)，則有可能在火工起爆過程中導(dǎo)致地面電源過流保護(hù)，使得全系統(tǒng)斷電。在試驗(yàn)中由于4路火工品同時(shí)起爆至少需要32 A電流，表1中飛行器上設(shè)備用電功率總和為133 W，在最低12 V供電時(shí)刻，需要11.08 A的電流，因此至少需要43.08 A，考慮設(shè)計(jì)余量，地面電源限流保護(hù)下限至少設(shè)置為50 A。

3 試驗(yàn)系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)各系統(tǒng)軟件工作流程見圖3。

圖3 控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)程序

1)試驗(yàn)開始后，開展測試設(shè)備自檢與自由射流試驗(yàn)臺自檢，檢查測試設(shè)備是否可以正常開機(jī)、測試軟件是否可以正常運(yùn)行、通信接口與時(shí)序輸出接口是否可以正常工作；自由射流試驗(yàn)臺重點(diǎn)檢查試驗(yàn)臺各部組件工作狀態(tài)，是否可產(chǎn)設(shè)計(jì)試驗(yàn)工況來流，是否可以監(jiān)測/控制試驗(yàn)臺工作狀態(tài)；

2)飛控計(jì)算機(jī)自檢中，檢查飛控計(jì)算機(jī)一次/二次電壓工作狀態(tài)，檢查供電與時(shí)序輸出功能是否正常，檢查與FADS、流量調(diào)節(jié)控制器、慣性測量裝置通信接口是否工作正常；

3)慣性測量裝置自檢中，主要檢查慣性測量裝置諸元數(shù)據(jù)、二次電壓、工作狀態(tài)及測量輸出的角速度、加速度數(shù)據(jù)是否復(fù)合實(shí)際物理環(huán)境規(guī)律；

4)FADS自檢中，主要檢查FADS二次電壓、工作狀態(tài)及向飛控計(jì)算機(jī)輸出的攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)等數(shù)據(jù)是否有效；

5)流量調(diào)節(jié)功能測試中，飛控計(jì)算機(jī)向流量調(diào)節(jié)控制器發(fā)送測試流量調(diào)節(jié)指令，流量調(diào)節(jié)控制器控制流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)，帶動燃?xì)獍l(fā)生器閥門運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)功能的測試；

6)完成以上全部測試后，自由射流試驗(yàn)臺啟動，完成試驗(yàn)規(guī)定來流工況的模擬；

7)試驗(yàn)臺模擬來流穩(wěn)定后，地面測試計(jì)算機(jī)向傳感器采集系統(tǒng)、試驗(yàn)臺控制系統(tǒng)發(fā)動時(shí)統(tǒng)指令，建立試驗(yàn)時(shí)統(tǒng)；向飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送試驗(yàn)啟動指令，飛控計(jì)算機(jī)啟動試驗(yàn)程序；

8)飛控計(jì)算機(jī)控制固沖發(fā)動機(jī)助推級點(diǎn)火；

9)助推級發(fā)動機(jī)工作完成后，飛控計(jì)算機(jī)控制進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開；

10)飛控計(jì)算機(jī)控制燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)級；

11)飛控計(jì)算機(jī)按照設(shè)計(jì)程序向固沖發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)控制器發(fā)送規(guī)定的流量調(diào)節(jié)指令，流量調(diào)節(jié)控制器控制流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)，帶動燃?xì)獍l(fā)生器閥門運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證與分析

按照以上試驗(yàn)方案，在典型試驗(yàn)工況下開展了試驗(yàn)驗(yàn)證工作，試驗(yàn)按照圖3中規(guī)定的試驗(yàn)程序正常執(zhí)行，固沖動力飛行器控制系統(tǒng)、固沖發(fā)動機(jī)均正常工作，慣性測量裝置、FADS正常測量了加速度、角速度、攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)等數(shù)據(jù)，飛控計(jì)算機(jī)按照設(shè)計(jì)程序正常向固沖發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)控制器發(fā)送調(diào)節(jié)指令，流量調(diào)節(jié)控制器控制流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)，完成固沖發(fā)動機(jī)燃?xì)饬髁康恼{(diào)節(jié)，試驗(yàn)過程見圖4。

圖4 自由射流試驗(yàn)過程

試驗(yàn)過程中進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋均正常打開，沖擊傳感器正常敏感到了堵蓋打開的沖擊，見圖5。

圖5 進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開

試驗(yàn)過程中FADS測量的靜壓、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角數(shù)據(jù)見圖6、圖7與圖8。FADS解算得到穩(wěn)定段平均馬赫數(shù)為2.85 Ma，攻角為-0.4°，側(cè)滑角為0°測試數(shù)據(jù)與試驗(yàn)工況符合性較好。

圖6 馬赫數(shù)(FADS測量)

圖7 攻角(FADS測量)

圖8 側(cè)滑角(FADS測量)

試驗(yàn)過程中飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送的流量調(diào)節(jié)指令(歸一化后)見圖9，流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)運(yùn)動情況(歸一化后)見圖10，流量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)按照設(shè)計(jì)程序正常進(jìn)行了流量調(diào)節(jié)，固沖動力飛行器正常完成了固沖發(fā)動機(jī)流量控制與推力調(diào)節(jié)。

圖9 飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送的流量指令(歸一化后)

圖10 量調(diào)節(jié)伺服機(jī)構(gòu)運(yùn)動情況(歸一化后)

5 結(jié)束語

本文針對固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)技術(shù)開展了研究，提出了一種固沖動力飛行器控制與動力一體化自由射流試驗(yàn)方法，其中試驗(yàn)總體方案與試驗(yàn)程序?qū)τ陂_展固沖動力飛行器總體設(shè)計(jì)的研究人員在設(shè)計(jì)自由射流試驗(yàn)有一定指導(dǎo)意義；文中提到的試驗(yàn)系統(tǒng)接地設(shè)計(jì)方法、供電能力與負(fù)載匹配性分析方法具有一定的通用性，可以一定程度供開展飛行器大型地面試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)參考使用。