徐中節(jié)，尤裕榮，逯婉若，吳寶元

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

0 引言

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能的好壞，在很大程度上取決于它的控制系統(tǒng)的品質(zhì)[1,2]。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字式控制系統(tǒng)的研制必須經(jīng)過(guò)性能優(yōu)良的半實(shí)物仿真試驗(yàn)臺(tái)的驗(yàn)證考核。另外，對(duì)于數(shù)字式控制系統(tǒng)中批量生產(chǎn)的調(diào)節(jié)器和控制器，由于機(jī)械加工及元器件性能不可避免的存在散差，每臺(tái)產(chǎn)品的性能均有差別，調(diào)節(jié)器和控制器的聯(lián)合調(diào)試也需用半實(shí)物仿真平臺(tái)來(lái)檢驗(yàn)。

半實(shí)物仿真又稱硬件在回路仿真，它是將系統(tǒng)的部分實(shí)物接入控制回路的試驗(yàn)[3～6]。其主要作用有：

（1）研究控制系統(tǒng)中各組合件接口特性和工作匹配性；

（2）研究燃油調(diào)節(jié)器的動(dòng)、靜態(tài)特性；

（3）研究發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律和控制算法，實(shí)現(xiàn)控制器的快速原型設(shè)計(jì)；

（4）檢測(cè)產(chǎn)品控制器的硬件、控制時(shí)序及軟件性能等；

因此，控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真聯(lián)合試驗(yàn)是極其重要的一個(gè)環(huán)節(jié)。

1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)平臺(tái)設(shè)計(jì)

1.1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)組成

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真系統(tǒng)由發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器、燃油調(diào)節(jié)器、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和彈體數(shù)字仿真計(jì)算機(jī)、轉(zhuǎn)換裝置A／D板和D/A板以及其他電氣接口設(shè)備等組成，如圖1所示。

仿真計(jì)算機(jī)通過(guò)A/D卡接收角位移傳感器RVDT的油量信號(hào)，運(yùn)行彈體和發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型，得出發(fā)動(dòng)機(jī)入口狀態(tài)參數(shù)，通過(guò)D/A給控制系統(tǒng)輸出控制指令?？刂破鹘邮瞻l(fā)動(dòng)機(jī)入口狀態(tài)參數(shù)，按預(yù)定的控制規(guī)律計(jì)算得到理論燃油流量，與反饋的RVDT信號(hào)進(jìn)行比較，通過(guò)設(shè)定的控制算法和脈寬調(diào)制電路變?yōu)槊}寬調(diào)制信號(hào)，該信號(hào)經(jīng)功率放大后驅(qū)動(dòng)PWM電磁閥。另外，控制器接受仿真計(jì)算機(jī)的啟動(dòng)、關(guān)機(jī)和其它指令信號(hào)等，實(shí)現(xiàn)對(duì)試驗(yàn)過(guò)程的控制。

1.2 數(shù)字仿真器的設(shè)計(jì)

1.2.1 彈體數(shù)學(xué)模型

由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用是改變導(dǎo)彈的飛行條件，而飛行條件的改變反過(guò)來(lái)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)參數(shù)產(chǎn)生影響。因此，需要建立彈體的數(shù)學(xué)模型，再將沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型與彈體數(shù)學(xué)模型一體化運(yùn)行。假設(shè)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)時(shí)其縱向?qū)ΨQ平面始終與地面坐標(biāo)系的鉛垂面相重合，且導(dǎo)彈的質(zhì)心在縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，得到彈體的運(yùn)動(dòng)方程

式中，m為導(dǎo)彈質(zhì)量；v為飛行速度；F為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；α為攻角；CX為阻力系數(shù)；Cy為升力系數(shù)；A為彈體橫截面積；θ為航跡傾角。

1.2.2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型是建立在給定飛行馬赫數(shù)和飛行高度下，按各部件特性計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖、加熱比等性能參數(shù)。為了研究發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律和滿足半實(shí)物仿真試驗(yàn)要求，需要建立簡(jiǎn)化的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型。

在建立沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型時(shí)作如下假設(shè)：

(1)認(rèn)為氣流為無(wú)粘性、一元定常流，進(jìn)氣道、噴管中為絕熱過(guò)程。

(2)氣體狀態(tài)采用理想氣體狀態(tài)方程描述，并按定比熱計(jì)算，空氣比熱比k=1.4，燃?xì)獗葻岜萲b=1.33。

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外通道無(wú)熱交換，即燃燒前的氣流總溫等于來(lái)流總溫，燃燒后到噴管出口總溫相同。

根據(jù)以上所作簡(jiǎn)化與假設(shè)，通過(guò)對(duì)主要特征截面參數(shù)計(jì)算，從而得到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型。

1.2.3 模型仿真計(jì)算機(jī)

模型仿真計(jì)算機(jī)為運(yùn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和彈體數(shù)學(xué)模型的微型計(jì)算機(jī)，仿真計(jì)算機(jī)主要完成以下任務(wù)：

(1)負(fù)責(zé)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和彈體數(shù)學(xué)模型的實(shí)時(shí)運(yùn)行，并控制整個(gè)半實(shí)物仿真試驗(yàn)的進(jìn)行,負(fù)責(zé)仿真試驗(yàn)的開(kāi)始和停止。

(2)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)入口狀態(tài)參數(shù),通過(guò)D／A輸出卡將來(lái)流氣體溫度、壓力信號(hào)等輸出給綜合控制器用于發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律的計(jì)算。

(3)通過(guò)A/D采集卡采集電子控制器發(fā)出的油門(mén)位置信號(hào)。

(4)通過(guò)I/O口發(fā)出系統(tǒng)的啟動(dòng)和停止信號(hào)。

一般實(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī)包括并行仿真計(jì)算機(jī)和通用計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)仿真等。并行仿真計(jì)算機(jī)適用于高要求系統(tǒng)的仿真。通用計(jì)算機(jī)配上相應(yīng)的仿真軟件環(huán)境和I/O接口系統(tǒng)也具有較好的性能。本文的仿真系統(tǒng)采用通用計(jì)算機(jī)仿真，配置了一臺(tái)內(nèi)存為1G×2、CPU主頻為3.2GHz×2芯片的HP工作站作為仿真計(jì)算機(jī)。仿真計(jì)算機(jī)PCI插槽中的A/D卡、D/A卡采用NI公司高可靠性E系列采集卡PCI-6024E和PCI-6713。

1.3 控制系統(tǒng)的組成

1.3.1 電子控制器

電子控制器主要完成發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律和控制算法的運(yùn)算任務(wù)，保證導(dǎo)彈按預(yù)定的彈道飛行。控制器硬件電路結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示，主要有控制模塊電路，電源模塊電路，輸出驅(qū)動(dòng)模塊電路，輸入傳感器信號(hào)調(diào)理模塊電路，輸入開(kāi)關(guān)量信號(hào)調(diào)理模塊電路，通訊接口模塊電路。

1.3.2 燃油調(diào)節(jié)器

燃油調(diào)節(jié)器根據(jù)綜合控制器指令信號(hào)來(lái)計(jì)量和分配燃油，主要由等壓差機(jī)構(gòu)、脈寬調(diào)制快速電磁閥、計(jì)量活門(mén)、加速電磁閥、角位移傳感器、噴嘴環(huán)轉(zhuǎn)換電磁閥等組成。在半實(shí)物仿真中調(diào)節(jié)器采用實(shí)物。

1.4 模型仿真與控制軟件的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

1.4.1 模型仿真的實(shí)現(xiàn)

在Matlab/Simulink中建立了導(dǎo)彈和發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型，把數(shù)學(xué)方程表達(dá)的輸入、輸出信號(hào)用實(shí)際的A/D、D/A及I/O板替換，然后對(duì)硬件目標(biāo)進(jìn)行描述，生成實(shí)時(shí)代碼，將實(shí)時(shí)代碼下載到本地仿真平臺(tái)上，最后運(yùn)行模型，進(jìn)行仿真數(shù)據(jù)監(jiān)視并可以在線修改仿真模型的數(shù)學(xué)部分。

1.4.2 控制軟件設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

軟件系統(tǒng)是發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的重要內(nèi)容，軟件實(shí)現(xiàn)總體要求的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)和控制計(jì)劃設(shè)定的控制規(guī)律，同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在動(dòng)態(tài)過(guò)程中實(shí)施防喘控制和其他邊界條件限制控制。本系統(tǒng)為一個(gè)實(shí)時(shí)快速調(diào)節(jié)系統(tǒng)，系統(tǒng)對(duì)軟件在信號(hào)采集、數(shù)據(jù)傳輸、PID調(diào)節(jié)、數(shù)據(jù)處理上均要求快速、實(shí)時(shí)，具有較高的抗干擾能力。

（1）控制規(guī)律和控制算法設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)按給定的余氣系數(shù)控制供油，控制規(guī)律表達(dá)式如下：

式中，Pt2是進(jìn)氣道出口截面總壓；Tt2為出口截面總溫；Ma2為進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)；A2為出口面積；m2=0.04由氣體熱力學(xué)計(jì)算獲得；α為余氣系數(shù)；L為當(dāng)量混合比。

控制系統(tǒng)以PID控制算法實(shí)現(xiàn)上述控制規(guī)律，PID算法如下：

式中，e(k)為理論燃油流量r(k)與實(shí)際值y(k)構(gòu)成的控制誤差；Kp為比例系數(shù)；T為采樣周期；Ti為積分時(shí)間；Td為微分時(shí)間；為積分系數(shù)；Kd=Kp×Td/T為微分系數(shù)；u(k)為控制量。

（2）嵌入式軟件的編程實(shí)現(xiàn)

在CCS環(huán)境下開(kāi)發(fā)了實(shí)時(shí)運(yùn)行的嵌入式C代碼，具有良好的可讀性和可維護(hù)性。

2 仿真試驗(yàn)結(jié)果

在基于半實(shí)物仿真技術(shù)搭建的試驗(yàn)平臺(tái)上，對(duì)控制系統(tǒng)的軟硬件特性、系統(tǒng)的匹配性、靜動(dòng)態(tài)特性以及連續(xù)彈道的半實(shí)物仿真試驗(yàn)等進(jìn)行了研究。

對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了升降臺(tái)階的階躍試驗(yàn)，由圖3可看出控制系統(tǒng)快速響應(yīng)性較好，在0.6s之內(nèi)系統(tǒng)上升到額定值的90%左右（0.7V/s）。此外，系統(tǒng)的輸入和輸出吻合較好，穩(wěn)態(tài)精度較高，重復(fù)性也較好。

由圖4看出，在連續(xù)彈道的半實(shí)物仿真試驗(yàn)中，實(shí)際輸出供油量與理論輸入供油量能很好地吻合，控制效果比較理想，滿足彈道的實(shí)時(shí)控制要求。發(fā)動(dòng)機(jī)在給定的馬赫數(shù)處接力，而后逐漸進(jìn)入巡航狀態(tài)，使巡航馬赫數(shù)穩(wěn)定在要求值，滿足預(yù)定的半實(shí)物仿真試驗(yàn)要求?？刂葡到y(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)說(shuō)明，本文設(shè)計(jì)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字式控制系統(tǒng)滿足設(shè)計(jì)要求。

3 結(jié)論

通過(guò)控制系統(tǒng)多輪的半實(shí)物仿真試驗(yàn)后，得到以下結(jié)論：

（1）基于半實(shí)物仿真技術(shù)搭建的試驗(yàn)平臺(tái)是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的研制過(guò)程中重要的一環(huán)，可穩(wěn)定地提供各種控制指令，能滿足控測(cè)要求。

（2）電子控制器和燃油調(diào)節(jié)器匹配性良好，設(shè)計(jì)的控制規(guī)律和控制算法表現(xiàn)出了良好的魯棒性與動(dòng)態(tài)性能。

[1]劉興洲.飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置[M].北京：宇航出版社,1992.

[2]蘇三買(mǎi).微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字控制實(shí)時(shí)半物理模擬試驗(yàn)系統(tǒng)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2001,16(1):93-96.

[3]張世檉.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第15冊(cè)[M].航空工業(yè)出版社,2002.

[4]陳萬(wàn)農(nóng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)通用仿真和開(kāi)發(fā)平臺(tái)的構(gòu)筑[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,2002,15(3):1-4.

[5]程濤.小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控調(diào)節(jié)器的半實(shí)物仿真[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2004,19(3):383-386.

[6]劉愛(ài)萍.高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)研究和半物理仿真試驗(yàn)驗(yàn)證 [J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2003,29(1):23-26.