牛文玉,劉頂新

(中國航天科工集團(tuán)第31研究所,北京 100074)

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)的切換控制*

牛文玉,劉頂新

(中國航天科工集團(tuán)第31研究所,北京 100074)

文中研究了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)的切換控制。首先建立了燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)模型,并分析了燃?xì)饬髁考斑M(jìn)氣道出口壓力的負(fù)調(diào)響應(yīng)特性。然后建立了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制系統(tǒng),最后通過仿真分析了推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路的切換過程及控制器積分限幅對(duì)切換過程的影響。研究表明固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路閉環(huán)切換控制的引入,有利于兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)性能充分發(fā)揮和工作安全性的矛盾。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);推力調(diào)節(jié);進(jìn)氣道喘振保護(hù);切換控制

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能夠最大限度滿足新一代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈對(duì)其動(dòng)力裝置的要求,成為當(dāng)今各國研制的新型推進(jìn)裝置[1],MBDA公司研制的“流星”導(dǎo)彈和美國“叢林狼”超聲速掠海靶彈的動(dòng)力裝置均采用了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[2-3]。隨著戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈工作包線的擴(kuò)大,同時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠安全高效的工作,要求固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力必須能夠進(jìn)行有效調(diào)節(jié)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能好壞,在很大程度上決定于它的控制品質(zhì)[4]。

目前液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)采用的控制方案一般為等馬赫等余氣系數(shù)控制[5-6],為了確保發(fā)動(dòng)機(jī)在各個(gè)工作狀態(tài)能夠安全穩(wěn)定的工作,控制系統(tǒng)通過預(yù)設(shè)限制函數(shù)進(jìn)行開環(huán)控制,以防止進(jìn)氣道喘振和貧富油熄火[7]?！傲餍恰睂?dǎo)彈用固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)除了在轉(zhuǎn)級(jí)過程中采用開環(huán)控制,其他工作階段均采用推力閉環(huán)控制[8]。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一次燃?xì)庵泻写罅康哪嗔Ｗ覽9],一次燃?xì)饬髁侩y以準(zhǔn)確計(jì)算;一次燃?xì)馀c空氣在補(bǔ)燃室內(nèi)摻混燃燒,二次燃?xì)馕闯浞秩紵埠心嗔Ｗ覽10],在試驗(yàn)過程中由于粒子沉積難以準(zhǔn)確的獲取燃燒效率及補(bǔ)燃室的壓力損失。上述兩點(diǎn)使得通過地面試驗(yàn)難以準(zhǔn)確的獲取發(fā)動(dòng)機(jī)特性。為了避免進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振狀態(tài),采用預(yù)設(shè)限制函數(shù)以防止發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定狀態(tài),相比于液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),限制函數(shù)必然要更加保守,這樣就會(huì)大大犧牲發(fā)動(dòng)機(jī)在某些工作點(diǎn)的性能。

文中提出了一種固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制系統(tǒng)。首先建立了燃?xì)庹{(diào)節(jié)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)模型,并分析了燃?xì)饬髁亢瓦M(jìn)氣道出口壓力的負(fù)調(diào)響應(yīng)特性。然后建立了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制系統(tǒng),最后通過仿真分析了推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路切換過程和控制器積分限幅對(duì)切換過程的影響。

1 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)過程中受到各種工作限制,如進(jìn)氣道喘振工作限制、貧燃?xì)夂透蝗細(xì)夤ぷ飨拗频?為了提高固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能,同時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠安全穩(wěn)定的工作,提出了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制。

圖1給出了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制系統(tǒng)示意圖。在發(fā)動(dòng)機(jī)正常運(yùn)行時(shí),投入推力調(diào)節(jié)回路,確保發(fā)動(dòng)機(jī)性能滿足導(dǎo)彈總體要求;當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)逼近工作邊界時(shí),則切換到保護(hù)控制回路,保證發(fā)動(dòng)機(jī)滿足安全要求。該控制系統(tǒng)中貧/富燃?xì)庀拗撇捎孟拗坪瘮?shù)防止發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定燃燒狀態(tài)或燃燒效率極低的狀態(tài),推力調(diào)節(jié)回路和進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路均采用閉環(huán)控制。這種控制系統(tǒng)由于采用閉環(huán)控制防止進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振狀態(tài),相比于采用預(yù)設(shè)限制函數(shù)的開環(huán)控制,進(jìn)氣道留的裕度可以更小,發(fā)動(dòng)機(jī)性能可以更高。

圖1 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切換控制系統(tǒng)示意圖

2 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型

2.1 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)模型

目前國內(nèi)外針對(duì)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般通過閉環(huán)控制燃?xì)獍l(fā)生器壓力來調(diào)節(jié)進(jìn)入補(bǔ)燃室的燃?xì)饬髁縖8,11],文獻(xiàn)[12]給出了燃?xì)庹{(diào)節(jié)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型為:

(1)

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型

在發(fā)動(dòng)機(jī)飛行過程中,無法實(shí)時(shí)測量發(fā)動(dòng)機(jī)推力,文獻(xiàn)[13]對(duì)比了多個(gè)表征發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的參數(shù),提出進(jìn)氣道出口靜壓(p2)作為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)的被控參數(shù)[14]。文獻(xiàn)[15]建立了燃?xì)饬髁靠烧{(diào)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)模型為:

(2)

聯(lián)立式(1)和式(2)得到燃?xì)饬髁靠烧{(diào)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型為:

(3)

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性分析

圖2給出了燃?xì)饬髁康碾A躍響應(yīng)曲線。當(dāng)期望燃?xì)饬髁吭龃髸r(shí),燃?xì)饬髁肯仁且院芸斓乃俣葴p小,然后再增大某穩(wěn)態(tài)值。這一現(xiàn)象是一種典型的負(fù)調(diào)響應(yīng)現(xiàn)象。由于燃?xì)饬髁康呢?fù)調(diào)響應(yīng),進(jìn)氣道出口靜壓也具有負(fù)調(diào)響應(yīng)特性(見圖3),而進(jìn)氣道出口壓力表征了發(fā)動(dòng)機(jī)推力的變化,發(fā)動(dòng)機(jī)推力響應(yīng)也存在一定的負(fù)調(diào)響應(yīng)特性。由于負(fù)調(diào)響應(yīng)特性,發(fā)動(dòng)機(jī)快速減小燃?xì)饬髁窟^程中,燃?xì)饬髁繒?huì)先增大再減小,而進(jìn)氣道出口靜壓響應(yīng)先增大再減小,如果在減小燃?xì)饬髁恐?進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)附近,這時(shí)進(jìn)氣道極易產(chǎn)生喘振狀態(tài)。由于固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)存在負(fù)調(diào)響應(yīng)特性,相比液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)更容易出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。

圖2 燃?xì)饬髁侩A躍響應(yīng)曲線

圖3 進(jìn)氣道出口靜壓階躍響應(yīng)曲線

3 推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)的切換控制系統(tǒng)

3.1 切換控制系統(tǒng)

借鑒壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度系數(shù)的定義方式,定義固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道喘振裕度,其表示為:

(4)

式中:πin、πin,cr分別為進(jìn)氣道出口靜壓與來流總壓之比和臨界狀態(tài)出口靜壓與來流總壓之比。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)的切換控制系統(tǒng)框圖如圖4所示。該系統(tǒng)主要由兩個(gè)控制回路組成,分別為推力調(diào)節(jié)回路和進(jìn)氣道喘振保護(hù)控制回路。推力調(diào)節(jié)回路的輸入為進(jìn)氣道出口參考靜壓,該參考值由彈上馬赫數(shù)控制器解算得到,進(jìn)氣道喘振保護(hù)控制回路的輸入為進(jìn)氣道參考裕度,該值預(yù)先設(shè)定,一般為5%～10%之間。控制信號(hào)選擇器是取小選擇器,取小選擇器的輸入為進(jìn)氣道出口靜壓控制器輸出及進(jìn)氣道喘振裕度控制器輸出,取小選擇器的輸出為燃?xì)獍l(fā)生器參考?jí)毫?燃?xì)庹{(diào)節(jié)系統(tǒng)以該壓力為目標(biāo)進(jìn)行燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié),進(jìn)氣道出口靜壓產(chǎn)生相應(yīng)變化。通過兩個(gè)控制回路的切換可以確保固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中不超過進(jìn)氣道喘振邊界,發(fā)動(dòng)機(jī)能夠安全高效的工作。

圖4 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的切換控制系統(tǒng)框圖

3.2 切換仿真分析

PID控制器具有原理簡單,使用方便,適應(yīng)性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn),且具有較強(qiáng)的魯棒性。分別對(duì)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)回路和進(jìn)氣道喘振保護(hù)控制回路進(jìn)行了控制器設(shè)計(jì)。

圖5～圖7給出了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加速過程中,控制器輸出及燃?xì)饬髁亢瓦M(jìn)氣道喘振裕度的變化曲線。在1 s之前,進(jìn)氣道喘振裕度保持不變,進(jìn)氣道喘振裕度大于設(shè)定值,進(jìn)氣道喘振裕度控制器輸出不斷增大直至受到積分限幅作用而保持不變,在1 s,發(fā)動(dòng)機(jī)開始加速,進(jìn)氣道出口靜壓參考值以階躍信號(hào)增大,進(jìn)氣道出口靜壓控制器輸出突增,進(jìn)氣道喘振裕度控制器輸出先突增再減小;同時(shí)由于燃?xì)庹{(diào)節(jié)系統(tǒng)負(fù)調(diào)特性,燃?xì)饬髁肯葴p小再增大。在取小選擇器作用下,在1.23 s前發(fā)動(dòng)機(jī)控制回路以推力調(diào)節(jié)回路工作,1.23 s后進(jìn)氣道出口靜壓控制器輸出信號(hào)大于進(jìn)氣道喘振裕度控制器輸出信號(hào),發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)為進(jìn)氣道喘振保護(hù)控制回路工作。發(fā)動(dòng)機(jī)在1.23 s之后的較短時(shí)間內(nèi),由于進(jìn)氣道喘振裕度控制器的輸出信號(hào)的變化速率較大,導(dǎo)致燃?xì)饬髁肯壤^續(xù)增大再減小到某穩(wěn)定值,而進(jìn)氣道喘振裕度先繼續(xù)減小到再增大到裕度設(shè)定值。

圖5 控制器輸出變化曲線

圖6 燃?xì)饬髁孔兓€

圖7 進(jìn)氣道喘振裕度的變化曲線

3.3 積分限幅對(duì)切換過程的影響

在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)和進(jìn)氣道喘振保護(hù)切換控制系統(tǒng)中,取小選擇器的輸入為推力調(diào)節(jié)回路控制器輸出及進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路控制器輸出,取小選擇器的輸出為燃?xì)獍l(fā)生器參考?jí)毫?因此燃?xì)獍l(fā)生器參考?jí)毫?qiáng)烈依賴于控制器參數(shù)。為了使切換過程較為平滑,同時(shí)提高控制系統(tǒng)的控制進(jìn)度,控制器含有積分項(xiàng),積分限幅對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)切換過程有顯著影響,如圖8～圖11所示。圖8～圖9給出了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加速過程中,進(jìn)氣道喘振裕度控制器不同積分限幅條件下,進(jìn)氣道喘振裕度和燃?xì)饬髁康淖兓?guī)律曲線,其中加速過程從1 s開始,進(jìn)氣道出口參考靜壓信號(hào)階躍上升,進(jìn)氣道出口靜壓控制器積分限幅為4。隨著進(jìn)氣道喘振裕度控制器積分限幅的減小,進(jìn)氣道喘振裕度控制的調(diào)節(jié)時(shí)間不斷減小,同時(shí)裕度峰值不斷減小,進(jìn)氣道的安全性不斷提高。當(dāng)積分限幅減小到一定值時(shí),雖然推力調(diào)節(jié)回路能夠切換到進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路,但此時(shí)由于積分限幅過小,進(jìn)氣道喘振裕度已經(jīng)不能穩(wěn)定到裕度設(shè)定值,發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能得不到充分發(fā)揮。由此可以得出,對(duì)于固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道喘振裕度控制器積分限幅的設(shè)計(jì),在確保推力調(diào)節(jié)回路與進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路能夠切換,并且進(jìn)氣道喘振裕度能夠穩(wěn)定到裕度設(shè)定值的基礎(chǔ)上,積分限幅應(yīng)盡可能的小。

圖10～圖11給出了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加速和減速過程中,進(jìn)氣道出口靜壓控制器不同積分限幅條件下,進(jìn)氣道喘振裕度和燃?xì)饬髁康淖兓?guī)律曲線,其中加速從1 s開始,進(jìn)氣道出口參考靜壓階躍上升,減速從5 s開始,進(jìn)氣道出口參考靜壓階躍下降,進(jìn)氣道喘振裕度控制器積分限幅為4。隨著進(jìn)氣道出口靜壓控制器積分限幅的減小,固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)從進(jìn)氣道喘振保護(hù)控制轉(zhuǎn)為減速控制的調(diào)節(jié)時(shí)間不斷減小。當(dāng)積分限幅減小到一定值時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)加速過程中進(jìn)氣道出口靜壓控制器輸出一直小于進(jìn)氣道喘振裕度控制器輸出,推力控制回路不能與進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路發(fā)生切換,進(jìn)氣道喘振裕度高于裕度設(shè)定值,發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能得不到充分發(fā)揮。則由上述分析可以得出,對(duì)于固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制器積分限幅的設(shè)計(jì),在確保推力控制回路與進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路能夠切換,并且進(jìn)氣道喘振裕度能夠穩(wěn)定到裕度設(shè)定值的基礎(chǔ)上,積分限幅應(yīng)盡可能的小。

圖8 進(jìn)氣道喘振裕度控制器不同積分限幅下進(jìn)氣道喘振裕度變化曲線

圖9 進(jìn)氣道喘振裕度控制器不同積分限幅下燃?xì)饬髁孔兓€

圖10 進(jìn)氣道出口靜壓控制器不同積分限幅下進(jìn)氣道喘振裕度的變化曲線

4 結(jié)論

文中提出了一種固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多回路切

圖11 進(jìn)氣道出口靜壓控制器不同積分限幅下燃?xì)饬髁孔兓€

換控制系統(tǒng),重點(diǎn)研究了發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)回路和進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路的切換控制。通過研究得到如下結(jié)論:

1)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)存在負(fù)調(diào)響應(yīng)特性,相比液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),進(jìn)氣道更容易出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。

2)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程存在多回路切換問題,多回路閉環(huán)切換控制的引入,有利于兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)性能充分發(fā)揮和工作安全性的矛盾。

3)控制器的積分限幅對(duì)控制回路的切換過程有較大影響?？刂破鞣e分限幅的最優(yōu)值是確保推力調(diào)節(jié)回路和進(jìn)氣道喘振保護(hù)回路能夠進(jìn)行切換,并且進(jìn)氣道喘振裕度能夠穩(wěn)定到裕度設(shè)定值上的最小值。

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Switching Control of Thrust Regulation and Inlet Buzz Protection for Ducted Ramjet

NIU Wenyu,LIU Dingxin

(The 31st Research Institute of CASIC, Beijing 100074, China)

In this article, switching control of ramjet was investigated. Firstly, dynamic mathematical models and characteristics of gas regulating system and ramjet were established and analyzed. Then, the switching control system of ramjet system was discussed. Lastly, the switching process of thrust regulation loop and inlet buzz protection loop was simulated, and the influences of integral limitations of controllers were analyzed. The results show that the multi-loop switching control for ramject can balance engine performance with work safety.

ramjet; thrust control; inlet buzz protection; switching control

2014-07-14

牛文玉(1980-),男,江蘇金壇人,工程師,博士,研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)及試驗(yàn)。

V435.5

A