牛文玉,劉頂新

(北京動(dòng)力機(jī)械研究所,北京 100074)

?

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案研究

牛文玉,劉頂新

(北京動(dòng)力機(jī)械研究所,北京 100074)

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定工作狀態(tài),在盡可能大的范圍內(nèi)進(jìn)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(dòng)機(jī)控制難點(diǎn)的基礎(chǔ)上,對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)之后的工作過程提出了4種控制方案,并進(jìn)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(dòng)機(jī)控制方案的選擇提供一定參考。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);限制函數(shù);控制方案

0 引言

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

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)[1]。目前液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(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)通過設(shè)置限制函數(shù)來防止進(jìn)氣道喘振和發(fā)動(dòng)機(jī)貧富油熄火[5]。國內(nèi)外對固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開展了大量的研究工作[6-8],但涉及固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制的文獻(xiàn)較少。歐洲“流星”導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng)采用了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),該發(fā)動(dòng)機(jī)除了在轉(zhuǎn)級(jí)過程中采用開環(huán)控制,其他工作階段采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,為了防止發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定工作工況,文獻(xiàn)[9]中提到通過監(jiān)測發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)及時(shí)調(diào)整被控參數(shù),但具體如何實(shí)現(xiàn)未見報(bào)道。

文中在分析固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制的難點(diǎn)基礎(chǔ)上,對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)之后的工作過程提出4種控制方案,并進(jìn)行了對比分析,為固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案的選擇提供一定參考。

1 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制難點(diǎn)

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)推進(jìn)劑為貧氧推進(jìn)劑,燃燒后產(chǎn)生一次燃?xì)?一次燃?xì)夂写罅磕嗔Ｗ?一次燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室后與由進(jìn)氣道進(jìn)入的空氣在補(bǔ)燃室內(nèi)摻混燃燒產(chǎn)生二次燃?xì)?二次燃?xì)饨?jīng)噴管排出產(chǎn)生推力[10-11]。不同空燃比下一次燃?xì)馀c空氣的摻混燃燒程度不同,在空燃比較小情況下二次燃?xì)夂幸欢ǖ哪嗔Ｗ覽12-13]。固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有如下特點(diǎn):

1)一次燃?xì)饬髁繜o法直接測量,通過測量燃?xì)獍l(fā)生器壓力計(jì)算燃?xì)饬髁?而一次燃?xì)饬髁颗c燃?xì)獍l(fā)生器壓力的對應(yīng)關(guān)系難以準(zhǔn)確建立,尤其是對于瞬態(tài)過程,一次燃?xì)饬髁侩y以準(zhǔn)確計(jì)算。主要原因是:①一次燃?xì)夂写罅康哪嗔Ｗ?②燃?xì)饬髁坎粌H決定于燃?xì)獍l(fā)生器壓力,還與燃?xì)獍l(fā)生器裝藥初溫、調(diào)節(jié)閥喉道面積、推進(jìn)劑燃速系數(shù)等參數(shù)有關(guān),這些參數(shù)有些無法準(zhǔn)確測量;③燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)過程中一次燃?xì)庵械哪嗔Ｗ釉诤淼捞幍某练e具有一定隨機(jī)性。

2)補(bǔ)燃室特性難以準(zhǔn)確獲取。主要原因是:①二次燃?xì)庵泻心嗔Ｗ?在試驗(yàn)過程中由于粒子沉積可能導(dǎo)致測量數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大偏差,通過地面試驗(yàn)難以準(zhǔn)確的獲取燃燒效率及補(bǔ)燃室的壓力損失;②由于燃?xì)饬髁侩y以準(zhǔn)確計(jì)算,使得燃燒效率模型存在一定偏差。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上述特性使得通過地面試驗(yàn)難以準(zhǔn)確獲取發(fā)動(dòng)機(jī)特性,另外由于燃?xì)饬髁烤哂胸?fù)調(diào)響應(yīng)特性使得發(fā)動(dòng)機(jī)也具有負(fù)調(diào)響應(yīng)特性[14],這些均給發(fā)動(dòng)機(jī)控制帶來了一定的困難。

2 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案提出

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程一般分為轉(zhuǎn)級(jí)段、爬升段、巡航段和俯沖段,其中轉(zhuǎn)級(jí)段一般采用開環(huán)控制,燃?xì)庹{(diào)節(jié)規(guī)律根據(jù)地面試驗(yàn)預(yù)先設(shè)置。文中對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)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(dòng)機(jī)采用開環(huán)控制,燃?xì)獍l(fā)生器采用閉環(huán)控制,巡航段發(fā)動(dòng)機(jī)采用閉環(huán)控制,共有2個(gè)控制回路:馬赫數(shù)控制回路及燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制回路。

爬升段和俯沖段發(fā)動(dòng)機(jī)控制器根據(jù)傳感器測量信號(hào)、飛行器發(fā)送的飛行姿態(tài)等參數(shù)及預(yù)設(shè)的燃?xì)庹{(diào)節(jié)規(guī)律解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力,該壓力與防止進(jìn)氣道喘振限制函數(shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的貧燃?xì)庀拗坪瘮?shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制的參考值,燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進(jìn)行燃?xì)獍l(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力?？刂葡到y(tǒng)框圖見圖1。

巡航段發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行比較,針對馬赫數(shù)偏差運(yùn)行控制算法解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力,該壓力與防止進(jìn)氣道喘振限制函數(shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的貧燃?xì)庀拗坪瘮?shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制的參考值,燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進(jìn)行燃?xì)獍l(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(dòng)機(jī)均采用閉環(huán)控制。發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行比較,針對馬赫數(shù)偏差運(yùn)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?xì)獍l(fā)生器測量壓力及發(fā)動(dòng)機(jī)某截面測量參數(shù)估算得到發(fā)動(dòng)機(jī)推力,將推力參考值與推力估算值進(jìn)行比較,針對推力偏差運(yùn)行控制算法解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力;該壓力與防止進(jìn)氣道喘振的限制函數(shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的貧燃?xì)庀拗坪瘮?shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制的參考值,燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)該參考值進(jìn)行燃?xì)獍l(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(dòng)機(jī)均采用閉環(huán)控制。發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行比較,針對馬赫數(shù)偏差運(yùn)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(jìn)氣道出口壓力;由飛行姿態(tài)、飛行馬赫數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)某截面測量參數(shù)計(jì)算出進(jìn)氣道喘振限制對應(yīng)的進(jìn)氣道出口壓力,取該壓力與馬赫數(shù)控制回路解算出的進(jìn)氣道出口壓力的最小值作為進(jìn)氣道出口壓力控制的參考值,針對該參考值與測得的進(jìn)氣道出口壓力的偏差,運(yùn)行控制算法解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力;該壓力與防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的貧燃?xì)庀拗坪瘮?shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生器壓力比較,取其最大值作為燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制的參考值,燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)該參考值進(jìn)行燃?xì)獍l(fā)生器壓力調(diào)節(jié),提供推力。控制系統(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(dòng)機(jī)均采用閉環(huán)控制。發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行比較,針對馬赫數(shù)偏差運(yùn)行控制算法解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力;由飛行姿態(tài)、飛行馬赫數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)某截面測量參數(shù)計(jì)算出進(jìn)氣道喘振限制對應(yīng)的進(jìn)氣道出口壓力,將該壓力與測得的進(jìn)氣道出口壓力進(jìn)行比較,針對進(jìn)氣道出口壓力偏差運(yùn)行相應(yīng)控制算法解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力;將該壓力與馬赫數(shù)控制器解算出燃?xì)獍l(fā)生器壓力比較,取其最小值與防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的貧燃?xì)庀拗坪瘮?shù)計(jì)算出的燃?xì)獍l(fā)生壓力比較,取其最大值作為燃?xì)獍l(fā)生器壓力控制的參考值,燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)按照該參考值進(jìn)行燃?xì)獍l(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(dòng)機(jī)型號(hào)上有成功應(yīng)用[4]。在該方案中防止進(jìn)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(yàn)設(shè)定的,而地面試驗(yàn)狀態(tài)與實(shí)際飛行存在一定差異,如環(huán)境溫度及進(jìn)氣道和補(bǔ)燃室工作特性等與實(shí)際飛行狀態(tài)均有一定不同,同時(shí)在地面試驗(yàn)和實(shí)際飛行過程中所使用的傳感器測量均會(huì)帶來一定的誤差,為了防止出現(xiàn)進(jìn)氣道喘振,設(shè)計(jì)過程中需要留有一定的進(jìn)氣道喘振裕度。而固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一次燃?xì)饬髁侩y以準(zhǔn)確計(jì)算,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口參數(shù)存在負(fù)調(diào)響應(yīng)[15],補(bǔ)燃室特性難以準(zhǔn)確獲取,相比液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),防止進(jìn)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(dòng)機(jī)大5%～10%,否則進(jìn)氣道可能存在較大的喘振工作風(fēng)險(xiǎn),而發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力受進(jìn)氣道工作狀態(tài)的限制,如果限制函數(shù)比較保守,必然會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力性能,嚴(yán)重情況下可能使得發(fā)動(dòng)機(jī)推力難以滿足推阻匹配需求,需要根據(jù)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)在進(jìn)氣道安全穩(wěn)定工作和充分發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能之間進(jìn)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(dòng)機(jī)燃?xì)庹{(diào)節(jié)規(guī)律預(yù)先設(shè)定,發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)間優(yōu)化的裕度較小。

2)方案2

在方案2中整個(gè)飛行階段采用馬赫數(shù)閉環(huán)控制,發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)間可以進(jìn)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?xì)獍l(fā)生器壓力等參數(shù)計(jì)算得到,因此需要開展大量的地面試驗(yàn)獲取發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型。該方案由于也采用預(yù)設(shè)限制函數(shù)來防止進(jìn)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(gè)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(shí)間等參數(shù)可以進(jìn)行優(yōu)化,該方案由于對進(jìn)氣道出口壓力采用閉環(huán)控制,控制誤差與進(jìn)氣道出口壓力的采集及控制有關(guān),不受環(huán)境溫度及補(bǔ)燃室工作特性等的影響,相比于預(yù)設(shè)限制函數(shù)防止進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振的方案,進(jìn)氣道喘振工作的風(fēng)險(xiǎn)較小,因此進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的喘振裕度可以很小,甚至可以不留裕度,發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)算出的參數(shù)不同,方案3是發(fā)動(dòng)機(jī)名義推力,方案4是燃?xì)獍l(fā)生器壓力。相比于方案3,方案4設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)與導(dǎo)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(jìn)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(diǎn)。

4 結(jié)論

文中在分析固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制的難點(diǎn)基礎(chǔ)上,對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)之后的工作過程提出了4種控制方案,并進(jìn)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(dòng)機(jī)自身特性,為了避免進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振,進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的喘振裕度相比液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)要更大,該種方案發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(shí)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(shí)間可以根據(jù)作戰(zhàn)需求進(jìn)行優(yōu)化,但需要開展大量的地面試驗(yàn)獲取發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型,研制成本可能較大,另外由于也采用預(yù)設(shè)限制函數(shù)防止進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振狀態(tài),進(jìn)氣道設(shè)計(jì)需要留有較大喘振裕度,發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)與導(dǎo)彈總體控制界面劃分,這兩種方案由于都采用進(jìn)氣道出口壓力閉環(huán)控制,相比于預(yù)設(shè)限制函數(shù)防止進(jìn)氣道出現(xiàn)喘振的方案,進(jìn)氣道喘振工作的風(fēng)險(xiǎn)較小,因此進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的喘振裕度可以很小,發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行優(yōu)化。

[1] 陳新民, 李宇飛. 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制路徑研究 [J]. 航天控制, 2013, 31(3): 11-14.

[2] 韓捷初. 某型號(hào)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng) [J]. 推進(jìn)技術(shù), 1998, 19(2): 23-26.

[3] 劉興州. 飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置: 上冊 [M]. 北京: 宇航出版社, 1992: 341-344.

[4] 謝光華, 孟麗, 薛恩, 等. 液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2001, 22(6): 451-453.

[5] HARNER K I, PATRICK J P. Control system requirements for advanced ramjet engines: AIAA 1978-1056 [R]. 1978.

[6] YAMANO Y, Ikegami Y, NAKAYAMA H, et al. Performance demonstration of a variable flow ducted rocket engine by test flight: AIAA 2009-6031 [R]. 2009.

[7] 劉祥靜, 何煦虹. 美國固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)計(jì)劃的進(jìn)展 [J]. 飛航導(dǎo)彈, 2010(3): 77-82.

[8] BESSER H L. History of ducted rocket development at Bayern-Chemie: AIAA 2008-5261 [R]. 2008.

[9] PINTO P C, KURTH G. Robust propulsion control in all flight stage of throttleable ducted rocket: AIAA 2011-5611 [R]. 2011.

[10] 葉定友. 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的若干技術(shù)問題 [J].

固體火箭技術(shù), 2007, 30(6): 470-473.

[11] BAUER C, DAVENNE F, HOPFE N, et al. Modeling of throttleable ducted rocket propulsion system: AIAA 2011-5610 [R]. 2011.

[12] 王增輝, 王云霞, 康劍飛, 等. 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)凝聚項(xiàng)粒子取樣試驗(yàn)研究 [J]. 固體火箭技術(shù), 2012, 35(6): 769-772.

[13] 吳秋, 陳林全, 王云霞, 等. 含硼固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)凝相產(chǎn)物燃燒效率測試方法 [J]. 固體火箭技術(shù), 2014, 37(1): 598-602.

[14] 馬立坤, 夏智勛, 胡建新. 閥門作動(dòng)速度對流量可調(diào)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性的影響 [J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2012(2): 8-13.

[15] 牛文玉. 燃?xì)饬髁靠烧{(diào)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法研究 [D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2009: 92-93.

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(jí)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

A