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    固沖動(dòng)力導(dǎo)彈縱向通道控制彈機(jī)一體化設(shè)計(jì)

    2020-06-06 08:32:48徐國(guó)棟
    關(guān)鍵詞:進(jìn)氣道閉環(huán)控制攻角

    齊 鑫, 惠 鈺, 王 珂,徐國(guó)棟

    (中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 第四研究院第四十一研究所燃燒、流動(dòng)和熱結(jié)構(gòu)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710025)

    0 引言

    以固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(以下簡(jiǎn)稱固沖發(fā)動(dòng)機(jī))為動(dòng)力的導(dǎo)彈武器,與常規(guī)固體火箭導(dǎo)彈相比,其推力可控,具有比沖高、巡航經(jīng)濟(jì)性好、機(jī)動(dòng)性好等多方面優(yōu)勢(shì),已經(jīng)成為新一代中等超音速、中遠(yuǎn)距離戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的最佳選擇。美國(guó)、俄羅斯及歐洲各軍事強(qiáng)國(guó)在固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈武器方面均開展了大量研究設(shè)計(jì)工作,如美國(guó)的AIM-120D、俄羅斯的R-77M,歐洲的“流星”導(dǎo)彈均以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力。

    通過推力調(diào)節(jié),固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈可實(shí)現(xiàn)速度控制,進(jìn)而達(dá)到彈道優(yōu)化的目的,節(jié)省發(fā)動(dòng)機(jī)燃料,實(shí)現(xiàn)更遠(yuǎn)射程,同時(shí)可在飛行末端增大末速提高導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性能。以上這些優(yōu)勢(shì),均建立在導(dǎo)彈縱向通道控制的基礎(chǔ)上。因此,研究固沖發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性,選擇合適的控制策略,優(yōu)化控制律提高縱向通道控制品質(zhì)對(duì)發(fā)揮固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈射程優(yōu)勢(shì),實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的型號(hào)應(yīng)用具有重要意義。

    以固沖為動(dòng)力的導(dǎo)彈武器飛行狀態(tài)與固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能相互影響、相互耦合[1]。飛行速度、高度、攻角的變化會(huì)改變發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口條件,改變固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量,影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能。而固沖發(fā)動(dòng)機(jī)自身流量調(diào)節(jié)會(huì)改變一次燃?xì)饬髁康拇笮。c空氣摻混燃燒,改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力[2]。因此,固沖發(fā)動(dòng)機(jī)本身受多重因素相互影響,是一個(gè)多輸入、非線性、時(shí)變系統(tǒng),發(fā)動(dòng)機(jī)本身性能與導(dǎo)彈控制、氣動(dòng)特性具有強(qiáng)相關(guān)性[3]。

    然而,固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈縱向通道控制既要發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)性能,同時(shí)要保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道保護(hù),使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能在靠近進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下工作,提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能,同時(shí)又不至于出現(xiàn)進(jìn)氣道喘振問題。目前,國(guó)內(nèi)液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)大都采用燃油流量調(diào)節(jié),以液沖為動(dòng)力的導(dǎo)彈控制技術(shù)也較為成熟,如等油量控制、進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)控制以及速度控制等。而固沖發(fā)動(dòng)機(jī)具有非最小相位系統(tǒng)特性,在受擾動(dòng)條件下,相比與液沖發(fā)動(dòng)機(jī),更容易引發(fā)進(jìn)氣道裕度不足不啟動(dòng)的問題,控制難度更大。

    導(dǎo)彈控制專業(yè)對(duì)液體發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈或液沖發(fā)動(dòng)機(jī)縱向通道控制技術(shù)研究已經(jīng)十分成熟。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)技術(shù)人員主要針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)一次燃燒室壓強(qiáng)控制開展了大量研究,牛文玉、鮑文[4]等對(duì)燃?xì)饬髁靠烧{(diào)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的控制方法進(jìn)行了研究。

    由于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)被控對(duì)象的復(fù)雜性,發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)很難為導(dǎo)彈控制系統(tǒng)提供準(zhǔn)確的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)線性化模型,線性化模型提取的不準(zhǔn)確勢(shì)必影響導(dǎo)彈性能,因此需要開展導(dǎo)彈縱向通道彈機(jī)一體化控制設(shè)計(jì)工作。

    本文對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)學(xué)建模并建立導(dǎo)彈縱向通道運(yùn)動(dòng)模型,提出了以固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈縱向通道控制策略,對(duì)比分析推力閉環(huán)控制和速度閉環(huán)控制兩種控制方式并進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真。仿真結(jié)果表明,采用速度控制模式可實(shí)現(xiàn)較為準(zhǔn)確的速度跟隨,同時(shí)實(shí)現(xiàn)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道保護(hù),具有較高的抗擾動(dòng)能力,提高了固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈性能。研究結(jié)果可為固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈縱向通道控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

    1 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)建模

    固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、固體火箭助推器等幾部分組成,助推器有專用尾噴管,助推器與續(xù)航段發(fā)動(dòng)機(jī)共用燃燒室。助推器工作結(jié)束后,進(jìn)氣道出入口堵蓋打開,空氣來流與燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的燃?xì)庠谥破魅急M的燃燒室中摻混燃燒,本文研究的內(nèi)容即續(xù)航段縱向通道控制,建立模型包括:燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生一次燃?xì)?、空氣來流、補(bǔ)燃室摻混燃燒等幾部分。

    1.1 燃?xì)獍l(fā)生器建模

    固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器是一個(gè)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),其工作過程、內(nèi)彈道性能計(jì)算均可參考固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),燃?xì)獍l(fā)生器采用貧氧推進(jìn)劑,通過燃燒將固體燃料轉(zhuǎn)化成均勻的可二次燃燒的氣體燃料。通過控制燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)裝置,改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器喉部面積,進(jìn)而改變?nèi)細(xì)饬髁恳约叭細(xì)獍l(fā)生器內(nèi)部壓強(qiáng)。設(shè)計(jì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器為端面燃燒藥柱,假設(shè)燃?xì)獍l(fā)生器燃燒過程中,氣體的壓強(qiáng)和溫度等參數(shù)處處一致,燃?xì)夥睦硐霘怏w狀態(tài)方程。建立燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)計(jì)算模型,單位時(shí)間內(nèi),貧氧推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的一次燃?xì)庖徊糠纸?jīng)流量調(diào)節(jié)閥流出燃?xì)獍l(fā)生器、一部分滯留于燃?xì)獍l(fā)生器中,則由質(zhì)量守恒可以得到[5-6]:

    (1)

    (2)

    模型中參數(shù)定義如下:

    同時(shí),建立流量調(diào)節(jié)裝置伺服機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型,采用電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)無刷直流電機(jī)作為驅(qū)動(dòng)部件,建立電機(jī)、控制電路、減速器、位置反饋電位計(jì)等環(huán)節(jié)的數(shù)學(xué)模型。

    1.2 補(bǔ)燃室建模

    燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)生的可二次燃燒氣體,通過喉部面積可控的流量調(diào)節(jié)裝置,噴射進(jìn)入補(bǔ)燃室,與由進(jìn)氣道進(jìn)入的空氣摻混燃燒,形成補(bǔ)燃室壓力,使得補(bǔ)燃室噴口前氣流具有足夠高的能量,產(chǎn)生足夠大的噴射速度獲取發(fā)動(dòng)機(jī)推力。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小與導(dǎo)彈速度、高度和攻角等相關(guān),假設(shè)補(bǔ)燃室燃燒過程中,空氣和燃?xì)鈸交鞚舛染鶆?,壓?qiáng)和溫度等參數(shù)處處一致,燃?xì)夥睦硐霘怏w狀態(tài)方程,依據(jù)補(bǔ)燃室中的質(zhì)量守恒,進(jìn)入補(bǔ)燃室的空氣和一次燃?xì)庵偷扔诹鞒鰶_壓噴管的流量和補(bǔ)燃室中滯留燃?xì)庵?。建立補(bǔ)燃室壓強(qiáng)計(jì)算模型[7]:

    (3)

    (4)

    (5)

    (6)

    1.3 彈體縱向通道建模

    假設(shè)不計(jì)地球自轉(zhuǎn),忽略哥利奧理加速度分量,不考慮引力加速度矢量相對(duì)慣性坐標(biāo)系的變化,忽略質(zhì)心在彈體坐標(biāo)系中的相對(duì)速度。忽略干擾力和干擾力矩的影響條件下,采用一般導(dǎo)彈武器的小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程[8-9]為:

    (7)

    (8)

    (9)

    ?=θ+α

    (10)

    (11)

    (12)

    V為導(dǎo)彈速度;P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力;α為導(dǎo)彈攻角;G為導(dǎo)彈重力;θ為彈道傾角;X為前向力;Y為升力;Jz為沿z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;ωz為沿z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度;Mz為沿z軸的力矩。

    2 縱向通道傳遞函數(shù)

    2.1 燃?xì)獍l(fā)生器傳遞函數(shù)

    燃?xì)獍l(fā)生器工作過程中,其工作狀態(tài)隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)、特征速度、燃燒室自由容積等狀態(tài)變化。將某一時(shí)刻即平衡狀態(tài)下對(duì)小偏差線性化處理,并進(jìn)行拉普拉斯變換得到燃?xì)獍l(fā)生器喉部面積到燃燒室壓強(qiáng)的傳遞函數(shù)。

    (13)

    2.2 補(bǔ)燃室傳遞函數(shù)

    補(bǔ)燃室工作過程中,其工作狀態(tài)隨補(bǔ)燃室壓強(qiáng)、特征速度等狀態(tài)變化。將某一時(shí)刻即平衡狀態(tài)下對(duì)小偏差線性化處理,并進(jìn)行拉普拉斯變換得到補(bǔ)燃室空氣或燃?xì)饬髁康窖a(bǔ)燃室壓強(qiáng)的傳遞函數(shù)。

    (14)

    其中:τb是補(bǔ)燃室時(shí)間常數(shù),表征了補(bǔ)燃室在工作過程中受到擾動(dòng)后,壓強(qiáng)再次進(jìn)入穩(wěn)態(tài)的過渡時(shí)間。

    2.3 彈體縱向通道傳遞函數(shù)

    將某一時(shí)刻彈體質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、阻力系數(shù)、彈道傾角、力矩、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)平衡狀態(tài)下小偏差線性化處理,并進(jìn)行拉普拉斯變換得到彈體推力對(duì)飛行速度的傳遞函數(shù)。

    (15)

    Kv為速度傳遞函數(shù)增益;TV為速度傳遞函數(shù)時(shí)間常數(shù);ξ為彈體縱向通道運(yùn)動(dòng)阻尼比;ω為彈體縱向通道固有頻率。

    3 加速度閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及仿真

    針對(duì)固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈飛行、推力一體化協(xié)調(diào)控制問題,設(shè)計(jì)了導(dǎo)彈縱向氣動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)線性化模型,開展導(dǎo)彈速度控制及加速度控制等方案的研究工作。根據(jù)彈道規(guī)劃設(shè)計(jì)導(dǎo)彈加速度控制方案。

    導(dǎo)彈縱向通道加速度控制回路設(shè)計(jì)如圖1所示,整個(gè) 控制回路由內(nèi)、中、外三環(huán)組成,其中內(nèi)環(huán)為伺服控制回路,伺服角度控制器接收角度指令,通過與角度傳感器比較并控制伺服電機(jī)作動(dòng),形成伺服角度控制閉環(huán)。中環(huán)為燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)閉環(huán)控制回路,燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制器接收壓強(qiáng)控制指令,通過與采集到的燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)比較,并形成角度指令。外環(huán)為導(dǎo)彈縱向通道推力控制回路,將導(dǎo)彈當(dāng)前飛行彈道與規(guī)劃彈道進(jìn)行狀態(tài)比較,形成加速度控制指令,該指令與彈上慣組獲取的加速度信息比對(duì)形成加速度偏差,通過導(dǎo)彈加速度控制器形成燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制指令。導(dǎo)彈加速度控制器、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制器、伺服控制器三環(huán)控制調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器喉部面積,改變?nèi)細(xì)饬髁浚M(jìn)而改變固沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力,實(shí)現(xiàn)飛行彈道。

    建立導(dǎo)彈六自由度仿真模型及發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型,設(shè)計(jì)導(dǎo)彈加速度控制器、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制器控制參數(shù)。在10 km高度導(dǎo)彈由2.5 Ma加速飛行至3 Ma并巡航,在該典型彈道情況下對(duì)加速度控制方案進(jìn)行仿真,考慮攻角變化,會(huì)對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)氣量及阻力產(chǎn)生影響,加入幅值為2°,頻率為4 Hz、1 Hz、0.3 Hz的攻角正弦擾動(dòng)條件下速度曲線、加速度曲線、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的仿真結(jié)果如圖2~5所示。

    由圖2~5可以看出加速度閉環(huán)控制系統(tǒng)在受到0.3 Hz低頻率攻角擾動(dòng)條件下,速度曲線出現(xiàn)了小幅抖動(dòng)。在加速段和續(xù)航段,加速度、推力、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)均出現(xiàn)了明顯抖動(dòng),加速段加速度抖動(dòng)范圍±1 m/s2,發(fā)動(dòng)機(jī)推力抖動(dòng)范圍±200 N,燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)抖動(dòng)范圍±0.3 MPa,巡航段加速度抖動(dòng)范圍±3 m/s2,發(fā)動(dòng)機(jī)推力抖動(dòng)范圍±1 000 N,燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)抖動(dòng)范圍±1 MPa。

    4 速度閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及仿真

    導(dǎo)彈縱向通道速度控制回路設(shè)計(jì)如圖6所示,整個(gè)控制回路由內(nèi)、中、外三環(huán)組成,其中內(nèi)環(huán)、中環(huán)與加速度閉環(huán)控制回路相同,分別為伺服控制回路和燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)閉環(huán)控制回路。外環(huán)為導(dǎo)彈縱向通道速度控制回路,將導(dǎo)彈當(dāng)前飛行彈道與規(guī)劃彈道進(jìn)行狀態(tài)比較,形成速度控制指令,該指令與彈上導(dǎo)航系統(tǒng)獲取速度信息比對(duì)形成速度偏差。同時(shí),考慮沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道保護(hù),加速段根據(jù)導(dǎo)彈不同飛行工況,對(duì)加速度值加以限制,以保證發(fā)動(dòng)機(jī)安全性,通過導(dǎo)彈速度控制器形成燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制指令。導(dǎo)彈速度控制回路、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制回路、伺服控制回路三環(huán)控制調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器喉部面積,改變?nèi)細(xì)饬髁?,進(jìn)而改變導(dǎo)彈飛行速度,實(shí)現(xiàn)飛行彈道。

    圖1 加速度閉環(huán)控制方案

    圖2 速度仿真曲線

    圖3 加速度仿真曲線

    建立導(dǎo)彈六自由度仿真模型及發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型,設(shè)計(jì)導(dǎo)彈速度控制器、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制器控制參數(shù)。在10 km高度導(dǎo)彈由2.5 Ma加速飛行至3 Ma并巡航,在該典型彈道情況下對(duì)加速度控制方案進(jìn)行仿真,考慮攻角變化,會(huì)對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)氣量及阻力產(chǎn)生影響,加入幅值為2°,頻率為4 Hz、1 Hz、0.3 Hz的攻角正弦擾動(dòng)條件下仿真結(jié)果如圖7~10所示。

    由圖7~10可以看出速度閉環(huán)控制系統(tǒng)在受到擾動(dòng)時(shí)工作較穩(wěn)定,攻角擾動(dòng)條件下,速度曲線未出現(xiàn)明顯抖動(dòng)。在加速段和續(xù)航段,加速度、推力、燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)相比加速度閉環(huán)控制均有不同程度降低,加速段加速度抖動(dòng)范圍±1 m/s2,發(fā)動(dòng)機(jī)推力抖動(dòng)范圍±200 N,燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)抖動(dòng)范圍±0.2 MPa,巡航段加速度抖動(dòng)范圍±2 m/s2,發(fā)動(dòng)機(jī)推力抖動(dòng)范圍±300 N,燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)抖動(dòng)范圍±0.2 MPa。

    圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)推力仿真曲線

    圖5 燃?xì)獍l(fā)生器仿真壓強(qiáng)曲線

    仿真結(jié)果表明:加速度閉環(huán)控制和速度閉環(huán)控制方案均可實(shí)現(xiàn)固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈武器加速段和巡航段飛行彈道,而速度閉環(huán)控制方案效果更好,在彈體飛行攻角擾動(dòng)情況下,采用速度閉環(huán)控制方案,彈體加速度波動(dòng)更小,更有利于發(fā)揮進(jìn)氣道性能,有利于彈體飛行穩(wěn)定。

    圖6 速度閉環(huán)控制方案

    圖7 速度仿真曲線

    圖8 加速度仿真曲線

    圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)推力仿真曲線

    圖10 燃?xì)獍l(fā)生器仿真壓強(qiáng)曲線

    5 結(jié)束語

    本文基于以固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈縱向通道控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求,開展導(dǎo)彈加速度、速度兩種控制方案的對(duì)比研究,設(shè)計(jì)縱向通道控制器和燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)閉環(huán)控制器并優(yōu)化控制參數(shù),建立導(dǎo)彈、固沖發(fā)動(dòng)機(jī)模型并進(jìn)行仿真,結(jié)果表明:在彈體受擾動(dòng)情況下,速度閉環(huán)控制方案,依然能夠保證進(jìn)氣道穩(wěn)定工作,實(shí)現(xiàn)飛行彈道,速提高導(dǎo)彈性能。提高縱向通道控制品質(zhì)對(duì)發(fā)揮固沖為動(dòng)力導(dǎo)彈射程。

    通過控制燃?xì)饬髁坑行?shí)現(xiàn)導(dǎo)彈飛行速度控制,實(shí)現(xiàn)預(yù)示飛行彈道,同時(shí)通過加速度限幅,有效保護(hù)進(jìn)氣道工作安全性。

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    附加攻角效應(yīng)對(duì)顫振穩(wěn)定性能影響
    The coupling characteristics of supersonic dual inlets for missile①
    民用飛機(jī)攻角傳感器安裝定位研究
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