姚 旺，李新田，周國峰，趙曉寧，叢彥超

(中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

0 引言

固體火箭沖壓組合發(fā)動機兼具固體火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機兩者的優(yōu)點，其比沖高、結構緊湊、可靠性高、同時便于維護。固體火箭沖壓組合發(fā)動機與固體火箭發(fā)動機相比，在同等推進劑裝藥量時，可實現(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，固沖發(fā)動機采用全固體、一體化設計，具備結構緊湊特點，燃燒過程穩(wěn)定，有利于飛行器小型化設計，方便貯存與維護。綜上所述，固沖發(fā)動機已成為飛行器的優(yōu)選動力之一[1-7]。

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

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

固沖發(fā)動機應用包含助推級工作、轉(zhuǎn)級、巡航級工作等多個任務剖面，轉(zhuǎn)級是沖壓發(fā)動機研制過程中的關鍵，包含堵蓋打開機構動作、進氣道起動等多項關鍵技術，需要利用地面試驗進行充分驗證。目前開展固沖發(fā)動機轉(zhuǎn)級驗證的方法主要為地面直連試驗與自由射流試驗，地面直連試驗成本較低，但無法準確模擬飛行器當前姿態(tài)對轉(zhuǎn)級的影響、進氣道壓力振蕩與起動；自由射流試驗中的引射系統(tǒng)可有效模擬飛行工況，可以真實的考核發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程，是固沖發(fā)動機研制的關鍵試驗[8-13]。

傳統(tǒng)固沖動力飛行器的自由射流試驗一般為發(fā)動機研制試驗，隨著飛行器控制與動力一體化設計程度的不斷提高，控制與動力耦合更加緊密，因此將傳統(tǒng)的發(fā)動機自由射流試驗擴展為全飛行器的控制與動力一體化自由射流試驗，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)動機全剖面工作、流量控制與調(diào)節(jié)等全剖面飛行工況進行充分驗證[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技術進行了研究，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方法，介紹了試驗系統(tǒng)總體方案，針對試驗設計中關鍵的接地設計、供電能力與負載匹配性分析方法進行了討論，提出了一種通用的自由射流試驗程序，通過開展一種典型工況的自由射流試驗，獲取了全部試驗數(shù)據(jù)，驗證了試驗方法設計的正確性與可行性。

1 試驗系統(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)、測試設備與自由射流試驗臺，試驗系統(tǒng)組成見圖1。

圖1 控制與動力一體化自由射流試驗系統(tǒng)組成

該系統(tǒng)的工作原理為：利用自由射流試驗臺模擬飛行器飛行過程中的真實來流條件，控制系統(tǒng)實時解算飛行器當前攻角、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)動機完成轉(zhuǎn)級，同時控制固沖發(fā)動機進行推力調(diào)節(jié)，利用地面測試設備完成試驗系統(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)由飛控計算機、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、力學傳感器與相關電纜組成。

飛控計算機是飛行器的核心控制設備，主要功能如下：

1)接收FADS發(fā)送的攻角、側滑角、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)試驗程序向固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)控制器發(fā)送流量調(diào)節(jié)指令，并接收固沖發(fā)動機反饋數(shù)據(jù)；

4)完成固沖發(fā)動機助推級、燃氣發(fā)生器的點火；

5)完成進氣道入口/出口堵蓋的打開控制；

6)利用傳感器測量試驗中的力、熱環(huán)境數(shù)據(jù)；

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

慣性測量裝置用于實時測量飛行器角速度、加速度等信息，用于飛控組合實時計算飛行器當前姿態(tài)。

FADS利用分布在飛行器頭部的多個壓力傳感器，結合壓力分布模型，實時解算飛行器當前攻角、側滑角與馬赫數(shù)等信息。

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

1.2 固沖發(fā)動機

固沖發(fā)動機由助推器、進氣道、燃氣發(fā)生器、流量調(diào)節(jié)控制器、流量調(diào)節(jié)伺服機構、燃氣發(fā)生器壓力傳感器組成。助推器用于建立固沖發(fā)動機的初始推力，達到特定工況后，進氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開，燃氣發(fā)生器點火工作，固沖發(fā)動機轉(zhuǎn)級，根據(jù)燃氣流量指令開展燃氣流量調(diào)節(jié)，進而閉環(huán)控制固沖發(fā)動機推力。

1.3 測試設備

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

1.4 自由射流試驗臺

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

2 試驗系統(tǒng)硬件設計

2.1 試驗系統(tǒng)接地設計

控制與動力一體化自由射流系統(tǒng)連接復雜，可靠的接地設計是試驗中各系統(tǒng)穩(wěn)定工作的保證，試驗接地設計原理圖見圖2，試驗系統(tǒng)按照如下原則開展接地設計。

圖2 接地原理圖

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

2)飛控計算機、慣性測量裝置、FADS利用地面電源提供的控制設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備用電作為一次電，并通過DC-DC變換至二次電使用(同時作為燃氣發(fā)生器傳感器用電)；利用地面電源提供的伺服用電，實現(xiàn)流量調(diào)節(jié)伺服機構的驅(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)測試計算機與飛控計算機通過隔離后的通信接口實現(xiàn)通信；

6)飛行器上所有設備的外殼與飛行器結構搭接，飛行器結構與試驗臺搭接，并通過試驗臺接入廠房保護地；

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

《紅高粱家族》以抗日戰(zhàn)爭為社會背景，表達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。你冷支隊不是土匪，殺了幾個鬼子？鬼子一個毛也沒揪下來一根?！本褪沁@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)、測試計算機采用220 V交流供電，接入廠房測試地。

2.2 供電能力與負載適應性分析

自由射流試驗過程中需要進行進氣道入口/出口堵蓋打開、助推器點火、燃氣發(fā)生器點火控制，一般通過引爆多路火工品實現(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，在多路火工品同時起爆時刻，可能出現(xiàn)系統(tǒng)供電能力不足、負載不適應的情況，需要開展系統(tǒng)供電能力與負載適應性分析，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，助推器點火、燃氣發(fā)生器點火控制分別需要2路火工品，因此按照最惡劣的條件機同時控制4路火工品起爆的情況開展分析。

假設飛行器上設備對于供電電壓的適應性范圍見表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，假設單路火工品起爆電流需求為5～8 A，四路火工品同時起爆時刻，對于電流需求為32 A，將帶來19.2 V的壓降，結合飛行器上設備最低的用電需求，并考慮余量，至少需要地面電源提供34 V的供電。

表1 飛行器上設備用電需求

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

3 試驗系統(tǒng)軟件設計

控制與動力一體化自由射流試驗各系統(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程序

1)試驗開始后，開展測試設備自檢與自由射流試驗臺自檢，檢查測試設備是否可以正常開機、測試軟件是否可以正常運行、通信接口與時序輸出接口是否可以正常工作；自由射流試驗臺重點檢查試驗臺各部組件工作狀態(tài)，是否可產(chǎn)設計試驗工況來流，是否可以監(jiān)測/控制試驗臺工作狀態(tài)；

2)飛控計算機自檢中，檢查飛控計算機一次/二次電壓工作狀態(tài)，檢查供電與時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)是否復合實際物理環(huán)境規(guī)律；

4)FADS自檢中，主要檢查FADS二次電壓、工作狀態(tài)及向飛控計算機輸出的攻角、側滑角、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，飛控計算機向流量調(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)伺服機構，帶動燃氣發(fā)生器閥門運動，實現(xiàn)固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)功能的測試；

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

7)試驗臺模擬來流穩(wěn)定后，地面測試計算機向傳感器采集系統(tǒng)、試驗臺控制系統(tǒng)發(fā)動時統(tǒng)指令，建立試驗時統(tǒng)；向飛控計算機發(fā)送試驗啟動指令，飛控計算機啟動試驗程序；

8)飛控計算機控制固沖發(fā)動機助推級點火；

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

10)飛控計算機控制燃氣發(fā)生器點火，發(fā)動機轉(zhuǎn)級；

11)飛控計算機按照設計程序向固沖發(fā)動機流量調(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)伺服機構，帶動燃氣發(fā)生器閥門運動，實現(xiàn)固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)。

4 試驗驗證與分析

按照以上試驗方案，在典型試驗工況下開展了試驗驗證工作，試驗按照圖3中規(guī)定的試驗程序正常執(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、側滑角、馬赫數(shù)等數(shù)據(jù)，飛控計算機按照設計程序正常向固沖發(fā)動機流量調(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)伺服機構，完成固沖發(fā)動機燃氣流量的調(diào)節(jié)，試驗過程見圖4。

圖4 自由射流試驗過程

試驗過程中進氣道入口堵蓋、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 進氣道入口堵蓋、出口堵蓋打開

試驗過程中FADS測量的靜壓、馬赫數(shù)、攻角、側滑角數(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°，側滑角為0°測試數(shù)據(jù)與試驗工況符合性較好。

圖6 馬赫數(shù)(FADS測量)

圖7 攻角(FADS測量)

圖8 側滑角(FADS測量)

試驗過程中飛控計算機發(fā)送的流量調(diào)節(jié)指令(歸一化后)見圖9，流量調(diào)節(jié)伺服機構運動情況(歸一化后)見圖10，流量調(diào)節(jié)伺服機構按照設計程序正常進行了流量調(diào)節(jié)，固沖動力飛行器正常完成了固沖發(fā)動機流量控制與推力調(diào)節(jié)。

圖9 飛控計算機發(fā)送的流量指令(歸一化后)

圖10 量調(diào)節(jié)伺服機構運動情況(歸一化后)

5 結束語

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技術開展了研究，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方法，其中試驗總體方案與試驗程序?qū)τ陂_展固沖動力飛行器總體設計的研究人員在設計自由射流試驗有一定指導意義；文中提到的試驗系統(tǒng)接地設計方法、供電能力與負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設計時參考使用。