某發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置在半實(shí)物仿真中的應(yīng)用

李毅 裴養(yǎng)衛(wèi) 王蕊 陳肖雨

摘要： 以發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器、 伺服系統(tǒng)為核心部組件設(shè)計(jì)完成固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)裝置， 將其以硬件實(shí)物形式接入導(dǎo)彈控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)中， 模擬了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前后的工作流程， 完成了發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 發(fā)動(dòng)機(jī)剩余質(zhì)量以及推力等模型解算， 實(shí)現(xiàn)了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在半實(shí)物仿真試驗(yàn)中推力閉環(huán)可調(diào)。 多次半實(shí)物仿真試驗(yàn)表明，搭建的硬件平臺(tái)隔離性好、 性能穩(wěn)定、 結(jié)構(gòu)緊湊， 滿足固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的要求。

關(guān)鍵詞： 半實(shí)物仿真； 發(fā)動(dòng)機(jī)控制器； 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器； 壓強(qiáng)控制； 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

中圖分類號(hào)： TJ765.4+3； V435文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2018）04-0067-06

0引言

某特種動(dòng)力固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有比沖高、 質(zhì)量輕、 體積小、 工作可靠、 使用維護(hù)方便等突出優(yōu)點(diǎn)， 可根據(jù)導(dǎo)彈飛行速度和飛行高度的變化進(jìn)行最優(yōu)推力控制， 實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的高效飛行是未來中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈動(dòng)力裝置的最佳選擇， 也是新一代中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的核心技術(shù)[1-3]。

傳統(tǒng)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在參與導(dǎo)彈控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)時(shí)， 一般以固定的曲線形式輸出預(yù)示推力。 某特種動(dòng)力固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)采用了微電腦控制， 為燃?xì)饬髁靠烧{(diào)、 推力閉環(huán)可控的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)， 其無法以時(shí)間對(duì)應(yīng)推力的固定曲線形式參與導(dǎo)彈控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)。 本文將發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器、 伺服系統(tǒng)等部件以硬件實(shí)物形式接入半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)中， 搭建了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制、 發(fā)動(dòng)機(jī)推力等模塊計(jì)算的硬件平臺(tái)， 實(shí)現(xiàn)了推力閉環(huán)可調(diào)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置在半實(shí)物仿真中的應(yīng)用。

1固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置組成及功能固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置由發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、 伺服系統(tǒng)、 模擬熱電池、 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器、 電纜網(wǎng)、 上位機(jī)等組成。 其結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示[4]。

該裝置模擬沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作流程完成燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 發(fā)動(dòng)機(jī)剩余質(zhì)量、 自由容積、 燃?xì)饬髀视?jì)算等。 其中推力模型只完成助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算， 推力以時(shí)間對(duì)應(yīng)推力曲線進(jìn)行插值輸出， 續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力由半實(shí)物仿真平臺(tái)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器輸出的燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)等信息進(jìn)行解算。 流量模型由導(dǎo)彈平臺(tái)進(jìn)行解算， 計(jì)算輸出流量指令至發(fā)動(dòng)機(jī)控制器， 發(fā)動(dòng)機(jī)控制器計(jì)算反饋流量至導(dǎo)彈平臺(tái)。

其工作原理為發(fā)動(dòng)機(jī)控制器按照導(dǎo)彈發(fā)射及飛行時(shí)序流程輸出點(diǎn)火時(shí)序信號(hào)至發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器， 完成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火， 形成發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器工作時(shí)間零點(diǎn)。 接收導(dǎo)彈平臺(tái)發(fā)出的流量調(diào)節(jié)指令， 通過A/D接口實(shí)時(shí)采集發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器輸出的燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)信號(hào)進(jìn)行控制律解算， 輸出閥門控制角度至執(zhí)行機(jī)構(gòu)； 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器以半實(shí)物仿真平臺(tái)串口通訊信號(hào)為同步信號(hào)， 進(jìn)行仿真策略選擇， 實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)控制器發(fā)出的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)序信號(hào)， 點(diǎn)火成功后綜合A/D采集的執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋角度以及仿真平臺(tái)發(fā)送的導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)信息進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)模型解算， D/A輸出模擬發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)， 并進(jìn)行助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算， 以10 ms周期向半實(shí)物仿真平臺(tái)、 上位機(jī)發(fā)送燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 推力、 剩余質(zhì)量等計(jì)算結(jié)果及發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)[5-6]； 伺服系統(tǒng)接收控制器發(fā)出的角度指令， 并按指令完成閥門調(diào)節(jié)， 實(shí)時(shí)反饋角度及電流信息至控制器； 上位機(jī)主要完成發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器計(jì)算結(jié)果實(shí)時(shí)曲線顯示及數(shù)據(jù)事后處理。

1.1發(fā)動(dòng)機(jī)控制器

發(fā)動(dòng)機(jī)控制器是發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的核心部件， 主要完成發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律解算， 其接收導(dǎo)彈平臺(tái)時(shí)序指令及流量調(diào)節(jié)指令， 在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前完成上電自檢、 發(fā)射前自檢等飛行前時(shí)序流程。 點(diǎn)火成功后實(shí)時(shí)接收導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)信息， 采集燃?xì)獍l(fā)生器傳感器壓強(qiáng)及執(zhí)行機(jī)構(gòu)閥門角度， 通過控制律計(jì)算， 控制伺服機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)， 并將發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的工作狀態(tài)信息遙測(cè)至導(dǎo)彈平臺(tái)。

發(fā)動(dòng)機(jī)控制器主要由計(jì)算及控制單元組成， 其中計(jì)算單元采用DSP實(shí)現(xiàn)， 控制單元由FPGA實(shí)現(xiàn)。 計(jì)算單元用于控制算法的解算， 計(jì)算結(jié)果通過EMIF總線發(fā)送至FPGA。 FPGA主要完成外部接口驅(qū)動(dòng)， 與DSP數(shù)據(jù)交互等， 包括A/D采集、 時(shí)序信號(hào)控制單元、 串行通訊、 存儲(chǔ)器操作等。 A/D模塊用于燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)傳感器及彈上電源的信號(hào)采集， 串行通訊模塊完成與導(dǎo)彈平臺(tái)彈載計(jì)算機(jī)的信息交互。 時(shí)序信號(hào)控制單元完成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前后的時(shí)序信號(hào)輸出。 數(shù)據(jù)存儲(chǔ)模塊包括處理器程序存儲(chǔ)器以及相關(guān)的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)器， 用于系統(tǒng)初始化、 狀態(tài)保持、 傳感器參數(shù)存儲(chǔ)以及控制算法參數(shù)的裝訂。

發(fā)動(dòng)機(jī)控制器與導(dǎo)彈平臺(tái)接口為RS-422接口， 為提高系統(tǒng)的可靠性和抗干擾能力，對(duì)該接口進(jìn)行了隔離處理。 設(shè)計(jì)選用了隔離型RS-422芯片（ISO3086）， 配合使用隔離電源DCR010505， 并在輸出端連接TVS管（PSM712）進(jìn)行瞬態(tài)干擾抑制。 該硬件電路相對(duì)簡單， 滿足系統(tǒng)隔離性要求。 設(shè)計(jì)原理如圖2所示。

1.1.1控制律計(jì)算

發(fā)動(dòng)機(jī)控制器計(jì)算模塊包含自由容積計(jì)算、 壓強(qiáng)指令計(jì)算、 發(fā)動(dòng)機(jī)剩余質(zhì)量計(jì)算、 濾波計(jì)算、 一維二維插值計(jì)算、 控制律計(jì)算等。 核心算法為控制律計(jì)算[7]。

1.2發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器

發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器用于模擬沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前后工作過程， 完成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)序流程及發(fā)動(dòng)機(jī)模型解算， 其工作流程為以半實(shí)物仿真平臺(tái)發(fā)出的第一幀數(shù)據(jù)進(jìn)行系統(tǒng)同步， 同步完成后啟動(dòng)定時(shí)器， 實(shí)時(shí)查詢發(fā)動(dòng)機(jī)控制器發(fā)出的助推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火信號(hào)。 以助推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火為時(shí)間零點(diǎn)， A/D采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)閥門角度信號(hào)， 通過RS-422串行通訊模塊接收半實(shí)物仿真平臺(tái)發(fā)出的導(dǎo)彈飛行信息， 如馬赫數(shù)、 高度、 攻角等， 實(shí)時(shí)解算發(fā)動(dòng)機(jī)推力、 燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 發(fā)動(dòng)機(jī)剩余質(zhì)量等關(guān)鍵數(shù)據(jù)， 將其反饋至半實(shí)物仿真平臺(tái)及上位機(jī)， 并通過D/A模擬燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)傳感器輸出。

發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器硬件框圖如圖3所示， 其采用了DSP+FPGA主協(xié)處理器框架設(shè)計(jì)， 其中DSP主要完成發(fā)動(dòng)機(jī)推力、 燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 發(fā)動(dòng)機(jī)剩余質(zhì)量、 容積等計(jì)算， FPGA完成外部接口控制。 外部接口模塊主要包含A/D采集、 串行通訊、 離散量輸入、 D/A輸出。 其中A/D模塊用于采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋角度信號(hào)， 串行通信RS-422模塊實(shí)現(xiàn)與半實(shí)物仿真平臺(tái)及上位機(jī)指令信息交互， D/A輸出模塊動(dòng)態(tài)模擬燃?xì)獍l(fā)生器傳感器壓強(qiáng)信號(hào)， 離散量輸入完成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火信號(hào)的采集， 點(diǎn)火信號(hào)為大電流信號(hào)， 為避免其對(duì)系統(tǒng)的干擾， 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器對(duì)點(diǎn)火時(shí)序信號(hào)采用光電隔離處理。

1.3伺服系統(tǒng)

伺服系統(tǒng)為發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的執(zhí)行器， 是流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)的核心部件， 其具有精度高、 低速運(yùn)行平穩(wěn)、 動(dòng)態(tài)響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)。 系統(tǒng)組成如圖4所示， 包括伺服控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)[13]。 執(zhí)行機(jī)構(gòu)采用電動(dòng)工作方式， 動(dòng)力部件為直流伺服電機(jī)， 控制采用全數(shù)字方式。

伺服機(jī)構(gòu)由伺服電機(jī)、 傳動(dòng)裝置及角度反饋裝置三部分組成。 伺服機(jī)構(gòu)采用無刷直流電機(jī)和諧波齒輪減速器結(jié)構(gòu)。

伺服機(jī)構(gòu)控制電路板由DSP主控單元、 輸入調(diào)理電路、 輸出調(diào)理電路、 A/D采集電路、 電流采集電路、 RS-422串行通訊電路、 伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)電路等組成。 由DSP主控單元接收發(fā)動(dòng)機(jī)控制器發(fā)出的指令信號(hào)， 采集電位計(jì)反饋角度信號(hào)、 電流以及電機(jī)輸出的三相霍爾信號(hào)， 通過驅(qū)動(dòng)電路對(duì)電機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)閉環(huán)控制， 輸出電流信號(hào)、 角度指令信號(hào)、 角度反饋信號(hào)等給發(fā)動(dòng)機(jī)控制器。

控制算法采用“角度閉環(huán)+電流限流”的控制方案[14]， 角度閉環(huán)用來進(jìn)行角度控制， 保證角度精度； 電流限流對(duì)控制驅(qū)動(dòng)器中的母線電流進(jìn)行控制， 避免流量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)在工作過程中電流過大損壞控制驅(qū)動(dòng)器內(nèi)部元器件和在堵轉(zhuǎn)條件下對(duì)流量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行保護(hù)， 避免在堵轉(zhuǎn)或者大負(fù)載情況下?lián)p壞流量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)。

1.4上位機(jī)

上位機(jī)軟件基于Visual Studio平臺(tái)開發(fā)， 采用VB.NET語言設(shè)計(jì)， 代碼易讀性好， 編程效率較高， 兼容NI開發(fā)的畫圖控件， 可驅(qū)動(dòng)MOXA串行通訊板卡， 開發(fā)人機(jī)界面方便、 快捷。

上位機(jī)軟件通過串行通訊接口， 按照規(guī)定通訊協(xié)議與下位機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器進(jìn)行數(shù)據(jù)交互， 通訊周期為10 ms， 主要完成仿真過程中燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、 發(fā)動(dòng)機(jī)推力、 執(zhí)行機(jī)構(gòu)角度、 發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量、 點(diǎn)火狀態(tài)等試驗(yàn)數(shù)據(jù)的記錄， 以及實(shí)時(shí)曲線顯示和數(shù)據(jù)事后處理與分析， 同時(shí)方便設(shè)備維修調(diào)試。

1.5模擬熱電池

電源系統(tǒng)是發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置的能源系統(tǒng)， 由于地面仿真狀態(tài)無法提供熱電池為系統(tǒng)供電， 需要為發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置配套電源系統(tǒng)。 按系統(tǒng)需求， 電源分為控制電源和動(dòng)力電源， 均采用28 V供電。 其中控制電源為發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器供電， 動(dòng)力電源提供給執(zhí)行機(jī)構(gòu)及點(diǎn)火時(shí)序點(diǎn)火供電。 為解決動(dòng)力電源與控制電源相互干擾， 對(duì)裝置的空間布局進(jìn)行了強(qiáng)弱電分離， 整個(gè)裝置進(jìn)行了接地屏蔽處理， 同時(shí)控制電源采用了DCDC隔離電源模塊與初級(jí)電源進(jìn)行了隔離。

2試驗(yàn)結(jié)果與分析

該發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置參加了某型號(hào)導(dǎo)彈控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)， 試驗(yàn)結(jié)果如圖5～6所示。 因續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型由半實(shí)物仿真平臺(tái)解算， 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置與平臺(tái)以流量為界面劃分， 因此試驗(yàn)曲線不包含推力指令和反饋曲線。

試驗(yàn)過程中， 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置工作正常， 與導(dǎo)彈平臺(tái)及仿真平臺(tái)通訊匹配正常， 壓強(qiáng)、 推力閉環(huán)控制系統(tǒng)工作正常， 伺服機(jī)構(gòu)角度跟蹤性能良好。 從圖中可以看出， 發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器壓強(qiáng)反饋能較好地跟隨壓強(qiáng)控制指令， 系統(tǒng)動(dòng)態(tài)及穩(wěn)態(tài)性能良好， 反饋壓強(qiáng)響應(yīng)平穩(wěn)， 系統(tǒng)振蕩、 超調(diào)均較小， 反饋壓強(qiáng)到達(dá)穩(wěn)態(tài)后靜態(tài)誤差小于5%， 系統(tǒng)上升時(shí)間1 s左右[15]。 低壓條件下， 發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)較慢， 壓強(qiáng)反饋曲線從下降段至穩(wěn)態(tài)時(shí)間較長， 但滿足指標(biāo)要求。 流量指令曲線在圖中出現(xiàn)臺(tái)階而壓強(qiáng)反饋曲線平滑， 造成該現(xiàn)象的原因是因?yàn)榱髁繑?shù)據(jù)通過RS-422總線傳輸時(shí)通信協(xié)議定義傳輸精度為0.01， 而壓強(qiáng)數(shù)據(jù)為模擬量采集數(shù)據(jù)， 因此出現(xiàn)流量指令有臺(tái)階而壓強(qiáng)平穩(wěn)的現(xiàn)象。

3結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了以硬件實(shí)物形式接入半實(shí)物仿真系統(tǒng)模擬固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前后工作流程的試驗(yàn)方案， 搭建了發(fā)動(dòng)機(jī)模擬裝置硬件平臺(tái)， 實(shí)現(xiàn)了某特種發(fā)動(dòng)機(jī)在半實(shí)物仿真試驗(yàn)中的推力閉環(huán)可調(diào)。 該裝置參加了某導(dǎo)彈半實(shí)物仿真試驗(yàn)， 試驗(yàn)結(jié)果表明該試驗(yàn)方案合理可行、 硬件平臺(tái)穩(wěn)定可靠、 系統(tǒng)隔離性良好、 調(diào)試方便， 能完整模擬某特種發(fā)動(dòng)機(jī)全工作流程。

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Abstract： The HWIL simulation experimental device of the solid rocketramjet engine control system is designed by using the engine controller， the engine simulator and the servo system as the core components. It is embedded in the HWIL simulation experiment of missile control system in the form of physical hardware. The working process of the solid rocketramjet engine before and after the ignition is simulated. The model calculation of the engine gas generator pressure， the residual mass and the propulsive force is completed. The closed loop adjustment of the solid rocketramjet engine is achieved in the HWIL simulation experiment. The multiple simulation results show that the experimental hardware platform has good isolation， stable performance and compact structure， which can satisfy the design requirements for the solid rocketramjet engine control system.

Key words： hardwareintheloop（HWIL） simulation； engine controller； engine simulator； pressure contro