基于機(jī)電伺服控制的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)

張曉光，董國創(chuàng)，陳 暉

(西安航天動(dòng)力研究所， 西安710100)

1 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)是運(yùn)載火箭提高發(fā)射可靠性、優(yōu)化飛行載荷環(huán)境、提升運(yùn)載能力的必要手段[1]。 航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)SSME、天頂號(hào)火箭一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)RD-171 M、宇宙神V 火箭一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)RD-180、安加拉火箭通用芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)RD-191 等均具備推力調(diào)節(jié)能力。 中國新一代運(yùn)載火箭及重型運(yùn)載火箭均采用補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)作為主動(dòng)力，火箭性能的優(yōu)化和提升也要求液體發(fā)動(dòng)機(jī)具備推力調(diào)節(jié)能力[1-2]。

早期液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)一般采用電液伺服控制。 SSME 發(fā)動(dòng)機(jī)自帶控制器控制推力室氧主閥、燃料主閥、冷卻控制閥、氫路預(yù)燃室氧副閥、氧路預(yù)燃室氧副閥5 個(gè)電液伺服作動(dòng)閥門實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)關(guān)機(jī)與推力調(diào)節(jié)[3-4]。RD-171 M/180/191 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)器采用7 位數(shù)字式電液伺服作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)[5-6]。 電液伺服系統(tǒng)能源供應(yīng)、驅(qū)動(dòng)控制及作動(dòng)器均較復(fù)雜，使用維護(hù)性和可靠性較差。 隨著高能量密度伺服電機(jī)及其驅(qū)動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，機(jī)電伺服控制逐步取代電液伺服控制，成為發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)控制的發(fā)展方向[7-8]。

與電液伺服相比，機(jī)電伺服系統(tǒng)簡(jiǎn)單，能源為電能，與發(fā)動(dòng)機(jī)無關(guān)，可大幅簡(jiǎn)化發(fā)動(dòng)機(jī)氣液系統(tǒng)；機(jī)電伺服作動(dòng)器簡(jiǎn)單，使用維護(hù)簡(jiǎn)便，可靠性高；位置伺服控制可實(shí)現(xiàn)高精度、快響應(yīng)推力調(diào)節(jié)；通過調(diào)整供電及軟件，易于實(shí)現(xiàn)拓展應(yīng)用。Myers 等[9]論證了SSME 發(fā)動(dòng)機(jī)改用機(jī)電伺服控制的可行性。 Lister 等[10]針對(duì)STME 發(fā)動(dòng)機(jī)開展了調(diào)節(jié)元件機(jī)電伺服系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)和力熱環(huán)境適應(yīng)性仿真分析。 McCormick 等[11]綜述了歐洲在上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)用機(jī)電伺服作動(dòng)低溫閥領(lǐng)域的研究進(jìn)展。 Jung 等[12-13]研制了發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)原理樣機(jī)，開展了仿真、冷試和環(huán)境試驗(yàn)。 國內(nèi)未見機(jī)電伺服控制技術(shù)應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)控制的報(bào)道。

本文針對(duì)補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)需求，開展推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服控制技術(shù)研究，包括方案論證、穩(wěn)動(dòng)態(tài)特性仿真、負(fù)載模擬試驗(yàn)、冷調(diào)試驗(yàn)、環(huán)境試驗(yàn)及發(fā)動(dòng)機(jī)熱試，解決機(jī)電伺服控制技術(shù)工程化應(yīng)用面臨的小型輕質(zhì)、力熱環(huán)境適應(yīng)性、可靠性等問題。

2 推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服控制方案

2.1 推力調(diào)節(jié)原理

圖1 為典型補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的氣液系統(tǒng)圖，在燃?xì)獍l(fā)生器燃料供應(yīng)路設(shè)置推力調(diào)節(jié)器。 發(fā)動(dòng)機(jī)通過調(diào)節(jié)推力調(diào)節(jié)器位置，調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器燃料流量，改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器混合比，改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器溫度，控制渦輪功率，從而改變推力室推進(jìn)劑供應(yīng)流量，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)。 該推力調(diào)節(jié)方案可適應(yīng)的調(diào)節(jié)范圍與燃?xì)獍l(fā)生器能夠維持穩(wěn)定燃燒的最低溫度有關(guān)，一般可降至額定推力的50%左右[14]。 由于無法直接檢測(cè)推力調(diào)節(jié)器流量，一般選擇推力調(diào)節(jié)器位置作為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)的控制變量[15]。

2.2 推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)

2.2.1 系統(tǒng)組成與工作過程

圖1 補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)氣液系統(tǒng)圖Fig.1 Diagram of gas and liquid system of staged combustion LOX/kerosene rocket engine

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)Fig.2 Electromechanical thrust control system

圖2 為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)，它由推力調(diào)節(jié)器、機(jī)電伺服作動(dòng)器、伺服控制器等組成。 機(jī)電伺服系統(tǒng)與火箭控制系統(tǒng)的接口包括：動(dòng)力電源供電接口、控制電源供電接口和通訊接口。 箭上電源通過供電電纜向伺服控制器供電；箭載計(jì)算機(jī)通過數(shù)字總線向伺服控制器發(fā)送發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)指令，同時(shí)伺服控制器通過數(shù)字總線向箭載計(jì)算機(jī)反饋工作狀態(tài)信息。

圖3 為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)工作過程。 當(dāng)火箭進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)時(shí)，伺服控制器接收箭載計(jì)算機(jī)發(fā)送的推力調(diào)節(jié)指令，按推力控制式F ＝f(δ)(由系統(tǒng)參數(shù)調(diào)整和校準(zhǔn)試車得到)將其轉(zhuǎn)化為推力調(diào)節(jié)器位置指令δcmd，與當(dāng)前位置反饋δact進(jìn)行比較，得到誤差信號(hào)，由位置-速度-電流三閉環(huán)級(jí)聯(lián)控制算法處理得到控制量，再經(jīng)功率放大產(chǎn)生伺服電機(jī)的驅(qū)動(dòng)電流，使伺服電機(jī)按控制量的大小和極性轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過減速器輸出相應(yīng)的轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速，使推力調(diào)節(jié)器到達(dá)指令位置，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)推力調(diào)節(jié)。

圖3 推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服控制模式Fig.3 Electromechanical thrust control mode

2.2.2 機(jī)電伺服作動(dòng)器方案

機(jī)電伺服作動(dòng)器由伺服電機(jī)、減速器、旋轉(zhuǎn)變壓器、失電制動(dòng)器、電限位等構(gòu)成，見圖4。

圖4 機(jī)電伺服作動(dòng)器Fig.4 Electromechanical actuator

在采用單機(jī)電伺服作動(dòng)器以保證小型輕質(zhì)的基礎(chǔ)上，為提高可靠性，電機(jī)采用雙繞組設(shè)計(jì)，通過繞組冗余，使機(jī)電伺服作動(dòng)器在一套繞組發(fā)生斷路等故障時(shí)仍能正常工作。 為提升機(jī)電伺服作動(dòng)器振動(dòng)沖擊環(huán)境適應(yīng)性，其與推力調(diào)節(jié)器通過機(jī)械阻尼器安裝對(duì)接。

2.2.3 伺服控制器方案

伺服控制器見圖5，包括處理機(jī)電路、信號(hào)調(diào)理電路、驅(qū)動(dòng)控制電路、電源電路、母板電路、接口電路和控制軟件，主要特點(diǎn)如下。

為滿足較寬速率范圍內(nèi)的高精度推力調(diào)節(jié)需求，伺服電機(jī)選用寬速域調(diào)速性能優(yōu)的永磁同步電機(jī)，減速器選用承載能力強(qiáng)、傳動(dòng)精度優(yōu)的諧波減速器。

減速器同軸安裝的旋轉(zhuǎn)變壓器用于檢測(cè)推力調(diào)節(jié)器位置，構(gòu)成位置閉環(huán)；同軸安裝的電限位用于保護(hù)推力調(diào)節(jié)器機(jī)械限位裝置避免受損。

電機(jī)同軸安裝的旋轉(zhuǎn)變壓器用于檢測(cè)電機(jī)位置，構(gòu)成速度閉環(huán)；同軸安裝的失電制動(dòng)器用于推力調(diào)節(jié)器非工作狀態(tài)位置鎖緊以及伺服系統(tǒng)發(fā)生非受控故障時(shí)推力調(diào)節(jié)器制動(dòng)鎖緊。

旋轉(zhuǎn)變壓器勵(lì)磁繞組和輸出繞組均采用空間正交設(shè)計(jì)，使表征轉(zhuǎn)子位置的相位輸出與溫度無關(guān)，保證了在要求環(huán)境溫度范圍內(nèi)位置檢測(cè)控制的一致性。

圖5 伺服控制器Fig.5 Servo controller

1) 時(shí)統(tǒng)/報(bào)警接口：無源觸點(diǎn)、雙點(diǎn)雙線。

2) 失電制動(dòng)器供電及控制：雙冗余。

3) 電機(jī)、作動(dòng)器位置檢測(cè)：冗余解算。

4) 控制律：為實(shí)現(xiàn)快響應(yīng)推力調(diào)節(jié)，并盡量減小超調(diào)，采用分段PID 控制。 位置跟蹤誤差較大時(shí)，高轉(zhuǎn)速跟蹤指令位置，減小響應(yīng)時(shí)間；當(dāng)接近指令位置時(shí)，轉(zhuǎn)速逐步下降，避免超調(diào)。

5) 自檢：自檢測(cè)、自診斷。

6) 故障保護(hù)：軟件保護(hù)＋硬件保護(hù)。

2.3 推力調(diào)節(jié)故障監(jiān)控方案

2.3.1 伺服系統(tǒng)故障保護(hù)方案

伺服系統(tǒng)故障保護(hù)方案設(shè)計(jì)遵循系統(tǒng)功能失效安全原則，保證發(fā)生故障時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)向安全方向移動(dòng)。 故障模式按照其對(duì)伺服控制器功能的影響，可分為受控故障與非受控故障2 類，分別采用不同的故障保護(hù)方案。

1) 受控故障：指可被伺服系統(tǒng)吸收，對(duì)伺服系統(tǒng)工作、發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)無影響的故障，如電機(jī)某一繞組斷路或某一旋轉(zhuǎn)變壓器故障等。

故障保護(hù)方案：由軟/硬件設(shè)計(jì)措施保證故障被伺服系統(tǒng)吸收，伺服系統(tǒng)正常運(yùn)行。

2) 非受控故障：指可使伺服控制器控制功能失效，僅有測(cè)試、通訊功能，伺服系統(tǒng)處于非受控狀態(tài)，無法完成要求的推力調(diào)節(jié)任務(wù)的故障，包括過流、欠壓、IPM 超溫、位置超差等。

故障保護(hù)方案：伺服控制器一旦監(jiān)測(cè)到非受控故障發(fā)生，立即向火箭控制系統(tǒng)發(fā)送故障報(bào)警信號(hào)，并同步關(guān)斷PWM 波輸出、制動(dòng)電機(jī)，使推力調(diào)節(jié)器停留在當(dāng)前位置，防止推力調(diào)節(jié)器流量波動(dòng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成不利影響。

2.3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)故障監(jiān)控方案

采用機(jī)電伺服控制后，發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)采取多參數(shù)融合故障監(jiān)控方案，故障檢測(cè)參數(shù)如下。

1) 伺服控制器自檢測(cè)和自診斷結(jié)果；

2) 發(fā)動(dòng)機(jī)熱力參數(shù)：渦輪轉(zhuǎn)速、泵出口壓力、渦輪出口溫度等。

3 穩(wěn)動(dòng)態(tài)特性仿真

推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)是典型的永磁同步電動(dòng)機(jī)位置跟蹤矢量控制系統(tǒng)。 基于Matlab 軟件Simulink 環(huán)境，利用動(dòng)態(tài)模塊庫，建立了推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)仿真模型，見圖6，包括永磁同步電機(jī)本體模型、坐標(biāo)變換模型、驅(qū)動(dòng)電路模型、位置-速度-電流三閉環(huán)控制模型、控制律模型、SVPWM生成模型等。

圖7 為推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)階躍、斜坡位置指令響應(yīng)特性仿真結(jié)果。 階躍響應(yīng)無超調(diào)，同時(shí)響應(yīng)時(shí)間和斜坡位置動(dòng)態(tài)跟蹤誤差能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)要求，驗(yàn)證了分段PID 控制律的有效性。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 負(fù)載模擬試驗(yàn)

為充分測(cè)試推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)的穩(wěn)動(dòng)態(tài)性能、極限工況適應(yīng)性、耐久性及可靠性，并降低試驗(yàn)成本，在推力調(diào)節(jié)器冷調(diào)試驗(yàn)或發(fā)動(dòng)機(jī)試車前進(jìn)行負(fù)載模擬試驗(yàn)，將復(fù)雜的冷熱試試驗(yàn)轉(zhuǎn)化為試驗(yàn)室條件下的帶載試驗(yàn)，并加嚴(yán)考核。

圖8 為電動(dòng)負(fù)載模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，由負(fù)載電機(jī)模擬推力調(diào)節(jié)器冷熱試負(fù)載特性，進(jìn)行了恒定轉(zhuǎn)矩、正弦波轉(zhuǎn)矩、自定義轉(zhuǎn)矩加載等測(cè)試，見圖9，其中正弦波轉(zhuǎn)矩和自定義轉(zhuǎn)矩為加嚴(yán)考核，試驗(yàn)表明，機(jī)電伺服系統(tǒng)滿足推力調(diào)節(jié)器寬負(fù)載、寬速域高精度、快響應(yīng)、高可靠位置調(diào)節(jié)需求。 指令響應(yīng)滯后時(shí)間約50 ms，階躍響應(yīng)無超調(diào)，穩(wěn)態(tài)位置跟蹤誤差優(yōu)于±0.12°。

圖6 推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)仿真模型Fig.6 Simulation model of electromechanical system

圖7 機(jī)電伺服系統(tǒng)階躍、斜坡響應(yīng)特性仿真曲線Fig.7 Simulation curves of electromechanical system step and ramp response

圖8 負(fù)載模擬試驗(yàn)Fig.8 Load simulation test

4.2 推力調(diào)節(jié)器冷調(diào)試驗(yàn)

圖9 負(fù)載模擬試驗(yàn)曲線Fig.9 Curves of load simulation test

推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)參加發(fā)動(dòng)機(jī)試車前，進(jìn)行了冷調(diào)試驗(yàn)，見圖10，利用高壓水貯箱模擬發(fā)動(dòng)機(jī)燃料二級(jí)泵向推力調(diào)節(jié)器供應(yīng)高壓水，調(diào)整出口孔板實(shí)現(xiàn)對(duì)推力調(diào)節(jié)器工作壓降的模擬。 推力調(diào)節(jié)器按照發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)關(guān)機(jī)和推力調(diào)節(jié)時(shí)序運(yùn)動(dòng)，對(duì)其位置和流量調(diào)節(jié)控制性能進(jìn)行了測(cè)試。 圖11 為推力調(diào)節(jié)器冷調(diào)試驗(yàn)典型曲線，試驗(yàn)表明，推力調(diào)節(jié)器穩(wěn)態(tài)流量控制精度優(yōu)于±1.5%。

4.3 環(huán)境試驗(yàn)

為確保推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)力熱環(huán)境的適應(yīng)性，進(jìn)行了機(jī)電伺服系統(tǒng)單機(jī)和系統(tǒng)級(jí)環(huán)境試驗(yàn)，包括高低溫、振動(dòng)沖擊(圖12)等。其中，伺服系統(tǒng)振動(dòng)沖擊試驗(yàn)包括不通電與通電運(yùn)行2 種狀態(tài)，試驗(yàn)條件覆蓋發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部位振動(dòng)沖擊量級(jí)，試驗(yàn)后結(jié)構(gòu)完整性、功能性能檢查正常。

圖10 推力調(diào)節(jié)器冷調(diào)試驗(yàn)Fig.10 Cold test of thrust control valve

圖11 推力調(diào)節(jié)器位置、流量測(cè)試曲線Fig.11 Measured position and flow of thrust control valve

圖12 伺服系統(tǒng)振動(dòng)沖擊環(huán)境試驗(yàn)Fig.12 Vibration and shock test of electromechanical system

4.4 發(fā)動(dòng)機(jī)熱試

將研制的推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)用于某型補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，開展了地面熱試考核。 圖13 為發(fā)動(dòng)機(jī)典型熱試曲線，其中(a)為無量綱推力(實(shí)際推力/額定推力)，(b)為推力調(diào)節(jié)器位置。 推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)成功按時(shí)序控制發(fā)動(dòng)機(jī)完成分級(jí)起動(dòng)、主級(jí)工況維持和推力調(diào)節(jié)，推力調(diào)節(jié)范圍50%～108%。 熱試結(jié)束后，將機(jī)電伺服系統(tǒng)從發(fā)動(dòng)機(jī)上分解，再次進(jìn)行了空載測(cè)試和負(fù)載模擬試驗(yàn)，功能性能與熱試前一致，未受試車影響，驗(yàn)證了其對(duì)發(fā)動(dòng)任務(wù)剖面和環(huán)境剖面的適應(yīng)性。

圖13 發(fā)動(dòng)機(jī)熱試推力調(diào)節(jié)曲線Fig.13 Curves of thrust control hot firing test

通過負(fù)載模擬試驗(yàn)、推力調(diào)節(jié)器冷調(diào)試驗(yàn)和發(fā)動(dòng)機(jī)熱試考核，得到了推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)的穩(wěn)動(dòng)態(tài)性能，見表1。 由表1 可見，發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)精度達(dá)到±3%，滿足運(yùn)載火箭要求。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服系統(tǒng)性能參數(shù)Table 1 Parameters of electromechanical thrust control system

5 結(jié)論

1) 選擇推力調(diào)節(jié)器位置作為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)控制變量，采用位置-速度-電流三閉環(huán)控制模式和分段PID 控制律，兼顧了調(diào)節(jié)精度、響應(yīng)時(shí)間和無超調(diào)的推力調(diào)節(jié)需求。

2) 采用電機(jī)雙繞組、失電制動(dòng)器供電/控制雙冗余、電機(jī)、作動(dòng)器位置冗余解算等局部余度方案，提高了機(jī)電伺服系統(tǒng)的可靠性，同時(shí)對(duì)系統(tǒng)體積和重量基本無影響。

3) 機(jī)電伺服系統(tǒng)采用系統(tǒng)功能失效安全的故障保護(hù)方案，發(fā)動(dòng)機(jī)采用融合伺服控制器自檢測(cè)和自診斷結(jié)果、發(fā)動(dòng)機(jī)熱力參數(shù)的故障監(jiān)控方案，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)的可靠性。

4) 通過穩(wěn)動(dòng)態(tài)特性仿真、負(fù)載模擬試驗(yàn)、冷調(diào)試驗(yàn)、環(huán)境試驗(yàn)和發(fā)動(dòng)機(jī)熱試，驗(yàn)證了推力調(diào)節(jié)機(jī)電伺服控制方案，發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)精度滿足運(yùn)載火箭要求。

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