肖沿海

（江南機電設(shè)計研究所，貴陽 550009）

環(huán)境溫度對導(dǎo)彈發(fā)動機點火時機的影響及控制策略*

肖沿海

（江南機電設(shè)計研究所，貴陽 550009）

針對埋入式進氣道在發(fā)動機點火時刻對導(dǎo)彈飛行攻角的嚴(yán)格限制，提出了攻角點火窗口的概念；以助推器在低溫、常溫和高溫下的推力數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，分別計算了導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻，并對時刻差異進行動力學(xué)分析；為消除環(huán)境溫度變化對點火指令發(fā)出時機的影響，引入偽攻角信號，設(shè)計攻角控制律。半實物仿真結(jié)果表明，該控制方法能有效消除環(huán)境溫度變化對導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口時刻的影響，且能夠使導(dǎo)彈攻角在發(fā)動機點火過程中保持穩(wěn)定，具有一定的工程實用價值。

埋入式進氣道，偽攻角，攻角點火窗口，環(huán)境溫度

0 引言

埋入式進氣道因在飛行器表面不呈現(xiàn)任何突起部分而具有獨一無二的飛行器一體化設(shè)計優(yōu)勢，它能夠顯著降低飛行器的迎風(fēng)阻力和雷達散射截面積，具有較好的氣動和隱身性能［1］，對發(fā)動機的隱身設(shè)計具有重要意義。但是，埋入式進氣道在零攻角和小攻角的工作狀態(tài)下不能很好地利用高能來流沖壓，必然導(dǎo)致進氣道的總壓損失和流場不均勻度過大的問題［2］。因此，埋入式進氣道對來流方向即飛行器的飛行攻角提出了嚴(yán)格要求，尤其是在發(fā)動機點火時刻，能夠使埋入式進氣道具有較好氣動性能的飛行器理想攻角是發(fā)動機能否順利點火的關(guān)鍵。

在發(fā)動機點火時刻，能夠滿足埋入式進氣道對來流要求的飛行器攻角必然是在一個較小范圍內(nèi)，這個較小的攻角范圍，本文稱為“攻角點火窗口”。以地面發(fā)射具有埋入式進氣道結(jié)構(gòu)的導(dǎo)彈為例，其埋入式進氣道對導(dǎo)彈點火時刻的導(dǎo)彈飛行攻角提出了較嚴(yán)格的限制，理想攻角應(yīng)在3.0°或其附近的較小范圍內(nèi)。

本文研究環(huán)境溫度在較大范圍內(nèi)變化時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口時刻的差異及對點火指令發(fā)出時機的影響；為消除環(huán)境溫度變化對點火指令發(fā)出時機的影響，通過引入偽攻角信號，設(shè)計了發(fā)動機點火指令發(fā)出時機不受環(huán)境溫度變化影響的攻角控制律，通過半實物仿真，對該控制方法進行了驗證。研究結(jié)果可供相關(guān)工程設(shè)計時參考。

1 環(huán)境溫度變化對發(fā)動機點火時機的影響

對于地面發(fā)射的導(dǎo)彈，為使導(dǎo)彈較快離開發(fā)射陣地且為發(fā)動機創(chuàng)造較好的高度、速度等點火條件，助推器的使用一般是必不可少的。根據(jù)國軍標(biāo)中對環(huán)境溫度變化范圍的要求，助推器工作的環(huán)境溫度至少應(yīng)考慮低溫、常溫和高溫等3種情況。

當(dāng)前，鑒于攻角傳感器測量精度等原因，把攻角傳感器安裝應(yīng)用在導(dǎo)彈上的情況還比較少，因而無法實時得到導(dǎo)彈飛行攻角數(shù)據(jù)。此外，在不同的環(huán)境溫度（低溫、常溫和高溫）下，相同助推器產(chǎn)生的推力大小和工作時間是不一樣的，這使得導(dǎo)彈飛行攻角在發(fā)動機點火前的變化曲線存在差異。

由于導(dǎo)彈無動力飛行會帶來較大的控制律設(shè)計難度，同時也會使導(dǎo)彈飛行穩(wěn)定性下降。因此，希望盡量縮小導(dǎo)彈無動力飛行時間，即要求導(dǎo)彈飛行攻角盡快進入攻角點火窗口，使發(fā)動機能夠順利點火盡快產(chǎn)生推力，以保證導(dǎo)彈飛行的穩(wěn)定性。要實現(xiàn)上述目的，就要求點火指令發(fā)出的時機“恰到好處”，既能保證導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口，又能使點火指令發(fā)出的時機不受環(huán)境溫度變化的影響。

1.1 助推器特性

環(huán)境溫度變化時，助推器的殼體、藥柱、噴管和密封件等都會發(fā)生不同的變化，即使是按同一圖紙和制造工藝制造的助推器，在不同的環(huán)境溫度條件下試驗，其實際測出的性能必定會發(fā)生變化［3］。在低溫、常溫和高溫環(huán)境下，助推器藥柱的位移場和VonMises應(yīng)變場的變化規(guī)律是不同的［4］，因而其推力最大值、最大推力出現(xiàn)時間和推力工作時間等性能參數(shù)都不相同。

因此，即使相同的發(fā)射條件，環(huán)境溫度變化必定會引起導(dǎo)彈飛行中的力學(xué)環(huán)境的變化，從而使發(fā)動機點火前的導(dǎo)彈飛行參數(shù)存在差異。由于攻角點火窗口對導(dǎo)彈飛行攻角的限制，在不同環(huán)境溫度下，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的系統(tǒng)時間也就不同，因而給發(fā)動機點火指令發(fā)出時機的設(shè)置帶來了困難。

1.2 發(fā)動機點火時刻差異

以某地面發(fā)射的助推導(dǎo)彈為例，其飛行攻角在助推器脫落前后的變化曲線如圖1所示。從圖1中能夠看出，助推器脫落之后，導(dǎo)彈攻角較小，不滿足攻角點火窗口的要求。在助推器脫落至發(fā)動機點火前，導(dǎo)彈為無動力飛行，飛行攻角是隨時間逐漸緩慢增大的。經(jīng)過一段較長時間的無動力飛行，導(dǎo)彈飛行攻角也可滿足發(fā)動機點火要求。

助推器脫落后，假定導(dǎo)彈飛行攻角達到3.0°即表明其完全進入攻角點火窗口，此時彈上綜控機發(fā)出發(fā)動機點火指令就能使發(fā)動機順利點火。利用助推器在低溫、常溫和高溫下的推力數(shù)據(jù)，經(jīng)過半實物仿真，統(tǒng)計導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻，具體結(jié)果如表1所示：

表1 導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的系統(tǒng)時間

從表1能夠發(fā)現(xiàn)，即使是同一個助推器和相同的發(fā)射條件，在環(huán)境溫度發(fā)生變化時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間也不一樣，存在約4.3 s的時間跨度。導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間差異會給導(dǎo)彈控制流程中發(fā)動機點火指令發(fā)出時刻的設(shè)置帶來不確定性，從而影響整個導(dǎo)彈飛行控制流程。此外，表1中的數(shù)據(jù)僅是典型環(huán)境溫度下的數(shù)據(jù)，實際環(huán)境溫度會更多變，也就造成導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間更不容易確定。因此，尋找一種控制方法，使得不論環(huán)境溫度如何變化，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻都相對固定，就顯得十分必要。

1.3 動力學(xué)分析

由導(dǎo)彈飛行過程中的動力學(xué)方程［5］容易知道：助推器在推力最大值、最大推力出現(xiàn)時間和推力工作時間等性能參數(shù)的不同，直接就會導(dǎo)致導(dǎo)彈飛行中的速度、彈道傾角和彈道偏角等參數(shù)變化趨勢的差異，飛行姿態(tài)角不同，從而造成導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時機不同。此外，發(fā)射導(dǎo)軌長度、滑軌類型、發(fā)射傾角和風(fēng)等也會對發(fā)動機點火時間帶來一定的影響［6］。

2 攻角控制律設(shè)計

由圖1能夠看出，助推器脫落至發(fā)動機點火前的時間內(nèi)，導(dǎo)彈飛行攻角是逐漸增大的，且變化較緩慢，需要一段較長的時間才能進入攻角點火窗口。為了使導(dǎo)彈飛行攻角盡快進入攻角點火窗口，通過引入偽攻角信號，設(shè)計攻角控制律的方法來實現(xiàn)。

2.1 偽攻角

攻角信息是導(dǎo)彈飛行中的重要控制信號來源，常被用來設(shè)計控制律，如文獻［7］采用攻角信息設(shè)計出了使滑翔彈具有最優(yōu)彈道的控制律。然而，出于對結(jié)構(gòu)、精度和氣動等方面的綜合考慮，當(dāng)前在彈上安裝攻角測量設(shè)備的情況并不多見。因此，導(dǎo)彈的實時飛行攻角是無法通過測量直接獲取的。另一方面，由于彈載慣導(dǎo)系統(tǒng)能夠?qū)崟r輸出導(dǎo)彈姿態(tài)角和飛行速度等信息，依靠數(shù)學(xué)計算，能夠近似得出導(dǎo)彈的飛行攻角。為區(qū)別于傳感器測量的導(dǎo)彈飛行攻角，稱這種通過計算得出的攻角為偽攻角。其計算公式如下。

式（1）中，α'表示導(dǎo)彈偽攻角，?是慣導(dǎo)輸出的導(dǎo)彈俯仰角；VE、VN和VS分別是慣導(dǎo)輸出的導(dǎo)彈在東北天坐標(biāo)系各軸的速度。

2.2 控制原理

選取導(dǎo)彈飛行攻角完全進入攻角點火窗口的值（比如3.0°）作為攻角控制的目標(biāo)值，以實時計算出的偽攻角信息作為導(dǎo)彈飛行攻角的反饋值，并與目標(biāo)值進行比較，求取偏差量作為控制指令信號輸送給舵機，舵機輸出的舵面改變導(dǎo)彈飛行姿態(tài)，從而實現(xiàn)控制閉環(huán)。在舵機作用下，舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生控制力和控制力矩用來消除攻角偏差量，由此使導(dǎo)彈飛行攻角較快接近且穩(wěn)定在目標(biāo)值?？刂平Y(jié)構(gòu)如圖2所示。

3 仿真驗證

為驗證上述引入偽攻角信號的控制律在不同環(huán)境溫度下的有效性，以典型環(huán)境溫度（低溫-20℃、常溫25℃和高溫40℃）時的助推器試車數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)進行了半實物仿真試驗。其中，慣導(dǎo)、綜控機、舵系統(tǒng)和發(fā)控設(shè)備等均采用實物，其他環(huán)節(jié)采用數(shù)學(xué)模型模擬。具體結(jié)果如圖3～圖6所示。

對圖3～圖6進行分析發(fā)現(xiàn)，環(huán)境溫度變化時，導(dǎo)彈飛行攻角在助推器脫落之后均能夠很快地收斂至3.0°，且發(fā)動機點火過程中導(dǎo)彈飛行攻角近似保持穩(wěn)定，這為發(fā)動機點火創(chuàng)造了十分有利的條件。在助推器低溫工作時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.76 s；在助推器常溫工作時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.23 s；在助推器高溫工作時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.15 s。

綜合以上分析，在環(huán)境溫度變化時，導(dǎo)彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻都不遲于8.8 s，且相互之間的時間差在1 s以內(nèi)，這表明本文設(shè)計的控制律能夠消除環(huán)境溫度變化對發(fā)動機點火時機的影響。考慮一些時間余量及發(fā)動機響應(yīng)的延遲性，發(fā)動機點火指令發(fā)出時機可以設(shè)置為在系統(tǒng)時刻9.0 s，這樣可以兼顧助推器低溫、常溫和高溫等各個工作環(huán)境，從而給導(dǎo)彈控制流程的設(shè)計帶來了方便。

4 結(jié)論

在環(huán)境溫度變化（以低溫、常溫和高溫為例）時，助推器的推力最大值、推力持續(xù)時間和平均推力等性能參數(shù)表現(xiàn)出較大差異，從而導(dǎo)致導(dǎo)彈在發(fā)動機點火前的飛行力學(xué)環(huán)境不同，引起導(dǎo)彈飛行攻角散布較大。然而，埋入式進氣道希望發(fā)動機點火時刻的導(dǎo)彈飛行攻角散布較小且能夠保持穩(wěn)定。因此，環(huán)境溫度變化給導(dǎo)彈發(fā)動機點火指令發(fā)出時機的設(shè)置造成了困難。

針對上述困難，文中通過引入偽攻角信號，設(shè)計了攻角控制律。其中偽攻角信號來源于彈載慣導(dǎo)輸出的姿態(tài)角和速度信息，實現(xiàn)簡單。半實物試驗結(jié)果顯示，引入攻角控制之后，發(fā)動機點火指令發(fā)出時機不再受環(huán)境溫度變化的影響，且發(fā)動機點火過程中的導(dǎo)彈飛行攻角能夠保持穩(wěn)定，為發(fā)動機點火創(chuàng)造了十分有利的條件，較好地解決了工程研制中面臨的問題。

［1］程代姝，孫姝，溫玉芬，等.基于彈體表面吹氣的埋入式進氣道性能改善［J］.航空動力學(xué)報，2012，27（5）：1131-1138.

［2］李學(xué)來.埋入式進氣道的技術(shù)現(xiàn)狀［J］.福州大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版），2001，29（6）：61-66.

［3］常新龍，龍兵.固體火箭發(fā)動機高原荒漠環(huán)境適應(yīng)性分析［J］.裝備環(huán)境工程，2010，7（5）：73-76.

［4］蒙上陽，李榮，沈先鋒，等.固體火箭發(fā)動機藥柱主動段飛行時應(yīng)力應(yīng)變分析［J］.固體火箭技術(shù)，2008，31（5）：466-470.

［5］李新國，方群.有翼導(dǎo)彈飛行動力學(xué)［M］.西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2008.

［6］陳進寶，張曉今，張管飛.地空導(dǎo)彈發(fā)射動力學(xué)建模與仿真研究［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2010，30（1）：65-71.

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Influence of Ambient Temperature on Ignition Timing of Engine and Its Control Strategy

XIAO Yan-hai
（Jiangnan Electrical and Mechanical Design Institute，Guiyang 550009，China）

For the restrictions of attack angle on the ignition time of the submerged inlet of a engine，the concept of attack angle ignition window is presented.Based on the thrust data of the booster at low，normal and high temperature，the instant of the flight attack into the ignition window is calculated，and the dynamic analysis for the time difference is also performed.In order to eliminate the influence of environmental temperature on ignition timing，the pseudo angle signal is used to design the attack control law.The semi physical simulation results showed that this control method can effectively eliminate the influence of ambient temperature on the ignition time as the flight attack angle into the ignition window，and can make the attack angle remains stable in the ignition process，so it has a helpful engineering practical value.

submerged inlet，pseudo attack angle，ignition window，ambient temperature

TJ414

A

10.3969/j.issn.1002-0640.2017.11.11

1002-0640（2017）11-0049-03

2016-08-30

2016-11-07

國防裝備預(yù)研基金資助項目（41101060103）

肖沿海（1986- ），男，貴州銅仁人，工程師。研究方向：飛行器探測制導(dǎo)與控制。