固體火箭沖壓發動機推力調節和進氣道喘振保護的切換控制*

牛文玉,劉頂新

(中國航天科工集團第31研究所,北京 100074)

固體火箭沖壓發動機推力調節和進氣道喘振保護的切換控制*

牛文玉,劉頂新

(中國航天科工集團第31研究所,北京 100074)

文中研究了固體火箭沖壓發動機推力調節和進氣道喘振保護的切換控制。首先建立了燃氣流量調節系統和發動機的動態模型,并分析了燃氣流量及進氣道出口壓力的負調響應特性。然后建立了固體火箭沖壓發動機多回路切換控制系統,最后通過仿真分析了推力調節和進氣道喘振保護回路的切換過程及控制器積分限幅對切換過程的影響。研究表明固體火箭沖壓發動機多回路閉環切換控制的引入,有利于兼顧發動機性能充分發揮和工作安全性的矛盾。

沖壓發動機;推力調節;進氣道喘振保護;切換控制

0 引言

固體火箭沖壓發動機能夠最大限度滿足新一代戰術導彈對其動力裝置的要求,成為當今各國研制的新型推進裝置[1],MBDA公司研制的“流星”導彈和美國“叢林狼”超聲速掠海靶彈的動力裝置均采用了固體火箭沖壓發動機[2-3]。隨著戰術導彈工作包線的擴大,同時保證發動機能夠安全高效的工作,要求固體火箭沖壓發動機的推力必須能夠進行有效調節。沖壓發動機工作性能好壞,在很大程度上決定于它的控制品質[4]。

目前液體沖壓發動機采用的控制方案一般為等馬赫等余氣系數控制[5-6],為了確保發動機在各個工作狀態能夠安全穩定的工作,控制系統通過預設限制函數進行開環控制,以防止進氣道喘振和貧富油熄火[7]?！傲餍恰睂椨霉腆w火箭沖壓發動機除了在轉級過程中采用開環控制,其他工作階段均采用推力閉環控制[8]。

固體火箭沖壓發動機一次燃氣中含有大量的凝相粒子[9],一次燃氣流量難以準確計算;一次燃氣與空氣在補燃室內摻混燃燒,二次燃氣未充分燃燒也含有凝相粒子[10],在試驗過程中由于粒子沉積難以準確的獲取燃燒效率及補燃室的壓力損失。上述兩點使得通過地面試驗難以準確的獲取發動機特性。為了避免進氣道出現喘振狀態,采用預設限制函數以防止發動機出現不穩定狀態,相比于液體沖壓發動機,限制函數必然要更加保守,這樣就會大大犧牲發動機在某些工作點的性能。

文中提出了一種固體火箭沖壓發動機多回路切換控制系統。首先建立了燃氣調節系統和發動機的動態模型,并分析了燃氣流量和進氣道出口壓力的負調響應特性。然后建立了固體火箭沖壓發動機多回路切換控制系統,最后通過仿真分析了推力調節和進氣道喘振保護回路切換過程和控制器積分限幅對切換過程的影響。

1 固體火箭沖壓發動機多回路切換控制

固體火箭沖壓發動機推力調節過程中受到各種工作限制,如進氣道喘振工作限制、貧燃氣和富燃氣工作限制等,為了提高固體火箭沖壓發動機的性能,同時保證發動機能夠安全穩定的工作,提出了固體火箭沖壓發動機多回路切換控制。

圖1給出了固體火箭沖壓發動機多回路切換控制系統示意圖。在發動機正常運行時,投入推力調節回路,確保發動機性能滿足導彈總體要求;當發動機逼近工作邊界時,則切換到保護控制回路,保證發動機滿足安全要求。該控制系統中貧/富燃氣限制采用限制函數防止發動機出現不穩定燃燒狀態或燃燒效率極低的狀態,推力調節回路和進氣道喘振保護回路均采用閉環控制。這種控制系統由于采用閉環控制防止進氣道出現喘振狀態,相比于采用預設限制函數的開環控制,進氣道留的裕度可以更小,發動機性能可以更高。

圖1 固體火箭沖壓發動機多回路切換控制系統示意圖

2 固體火箭沖壓發動機數學模型

2.1 燃氣流量調節系統模型

目前國內外針對固體火箭沖壓發動機一般通過閉環控制燃氣發生器壓力來調節進入補燃室的燃氣流量[8,11],文獻[12]給出了燃氣調節系統的動態模型為:

(1)

2.2 發動機動態模型

在發動機飛行過程中,無法實時測量發動機推力,文獻[13]對比了多個表征發動機狀態的參數,提出進氣道出口靜壓(p2)作為發動機推力調節的被控參數[14]。文獻[15]建立了燃氣流量可調的固體火箭沖壓發動機的動態模型為:

(2)

聯立式(1)和式(2)得到燃氣流量可調的固體火箭沖壓發動機動態模型為:

(3)

2.3 發動機動態特性分析

圖2給出了燃氣流量的階躍響應曲線。當期望燃氣流量增大時,燃氣流量先是以很快的速度減小,然后再增大某穩態值。這一現象是一種典型的負調響應現象。由于燃氣流量的負調響應,進氣道出口靜壓也具有負調響應特性(見圖3),而進氣道出口壓力表征了發動機推力的變化,發動機推力響應也存在一定的負調響應特性。由于負調響應特性,發動機快速減小燃氣流量過程中,燃氣流量會先增大再減小,而進氣道出口靜壓響應先增大再減小,如果在減小燃氣流量之前,進氣道處于臨界狀態附近,這時進氣道極易產生喘振狀態。由于固體火箭沖壓發動機存在負調響應特性,相比液體沖壓發動機,固體火箭沖壓發動機更容易出現喘振現象。

圖2 燃氣流量階躍響應曲線

圖3 進氣道出口靜壓階躍響應曲線

3 推力調節和進氣道喘振保護的切換控制系統

3.1 切換控制系統

借鑒壓氣機穩定裕度系數的定義方式,定義固體火箭沖壓發動機進氣道喘振裕度,其表示為:

(4)

式中:πin、πin,cr分別為進氣道出口靜壓與來流總壓之比和臨界狀態出口靜壓與來流總壓之比。

固體火箭沖壓發動機推力調節和進氣道喘振保護的切換控制系統框圖如圖4所示。該系統主要由兩個控制回路組成,分別為推力調節回路和進氣道喘振保護控制回路。推力調節回路的輸入為進氣道出口參考靜壓,該參考值由彈上馬赫數控制器解算得到,進氣道喘振保護控制回路的輸入為進氣道參考裕度,該值預先設定,一般為5%～10%之間。控制信號選擇器是取小選擇器,取小選擇器的輸入為進氣道出口靜壓控制器輸出及進氣道喘振裕度控制器輸出,取小選擇器的輸出為燃氣發生器參考壓力,燃氣調節系統以該壓力為目標進行燃氣流量調節,進氣道出口靜壓產生相應變化。通過兩個控制回路的切換可以確保固體火箭沖壓發動機工作過程中不超過進氣道喘振邊界,發動機能夠安全高效的工作。

圖4 固體火箭沖壓發動機的切換控制系統框圖

3.2 切換仿真分析

PID控制器具有原理簡單,使用方便,適應性強的優點,且具有較強的魯棒性。分別對固體火箭沖壓發動機推力調節回路和進氣道喘振保護控制回路進行了控制器設計。

圖5～圖7給出了固體火箭沖壓發動機加速過程中,控制器輸出及燃氣流量和進氣道喘振裕度的變化曲線。在1 s之前,進氣道喘振裕度保持不變,進氣道喘振裕度大于設定值,進氣道喘振裕度控制器輸出不斷增大直至受到積分限幅作用而保持不變,在1 s,發動機開始加速,進氣道出口靜壓參考值以階躍信號增大,進氣道出口靜壓控制器輸出突增,進氣道喘振裕度控制器輸出先突增再減小;同時由于燃氣調節系統負調特性,燃氣流量先減小再增大。在取小選擇器作用下,在1.23 s前發動機控制回路以推力調節回路工作,1.23 s后進氣道出口靜壓控制器輸出信號大于進氣道喘振裕度控制器輸出信號,發動機轉為進氣道喘振保護控制回路工作。發動機在1.23 s之后的較短時間內,由于進氣道喘振裕度控制器的輸出信號的變化速率較大,導致燃氣流量先繼續增大再減小到某穩定值,而進氣道喘振裕度先繼續減小到再增大到裕度設定值。

圖5 控制器輸出變化曲線

圖6 燃氣流量變化曲線

圖7 進氣道喘振裕度的變化曲線

3.3 積分限幅對切換過程的影響

在固體火箭沖壓發動機推力調節和進氣道喘振保護切換控制系統中,取小選擇器的輸入為推力調節回路控制器輸出及進氣道喘振保護回路控制器輸出,取小選擇器的輸出為燃氣發生器參考壓力,因此燃氣發生器參考壓力強烈依賴于控制器參數。為了使切換過程較為平滑,同時提高控制系統的控制進度,控制器含有積分項,積分限幅對發動機切換過程有顯著影響,如圖8～圖11所示。圖8～圖9給出了固體火箭沖壓發動機加速過程中,進氣道喘振裕度控制器不同積分限幅條件下,進氣道喘振裕度和燃氣流量的變化規律曲線,其中加速過程從1 s開始,進氣道出口參考靜壓信號階躍上升,進氣道出口靜壓控制器積分限幅為4。隨著進氣道喘振裕度控制器積分限幅的減小,進氣道喘振裕度控制的調節時間不斷減小,同時裕度峰值不斷減小,進氣道的安全性不斷提高。當積分限幅減小到一定值時,雖然推力調節回路能夠切換到進氣道喘振保護回路,但此時由于積分限幅過小,進氣道喘振裕度已經不能穩定到裕度設定值,發動機加速性能得不到充分發揮。由此可以得出,對于固體火箭沖壓發動機進氣道喘振裕度控制器積分限幅的設計,在確保推力調節回路與進氣道喘振保護回路能夠切換,并且進氣道喘振裕度能夠穩定到裕度設定值的基礎上,積分限幅應盡可能的小。

圖10～圖11給出了固體火箭沖壓發動機加速和減速過程中,進氣道出口靜壓控制器不同積分限幅條件下,進氣道喘振裕度和燃氣流量的變化規律曲線,其中加速從1 s開始,進氣道出口參考靜壓階躍上升,減速從5 s開始,進氣道出口參考靜壓階躍下降,進氣道喘振裕度控制器積分限幅為4。隨著進氣道出口靜壓控制器積分限幅的減小,固體火箭沖壓發動機從進氣道喘振保護控制轉為減速控制的調節時間不斷減小。當積分限幅減小到一定值時,發動機加速過程中進氣道出口靜壓控制器輸出一直小于進氣道喘振裕度控制器輸出,推力控制回路不能與進氣道喘振保護回路發生切換,進氣道喘振裕度高于裕度設定值,發動機加速性能得不到充分發揮。則由上述分析可以得出,對于固體火箭沖壓發動機推力控制器積分限幅的設計,在確保推力控制回路與進氣道喘振保護回路能夠切換,并且進氣道喘振裕度能夠穩定到裕度設定值的基礎上,積分限幅應盡可能的小。

圖8 進氣道喘振裕度控制器不同積分限幅下進氣道喘振裕度變化曲線

圖9 進氣道喘振裕度控制器不同積分限幅下燃氣流量變化曲線

圖10 進氣道出口靜壓控制器不同積分限幅下進氣道喘振裕度的變化曲線

4 結論

文中提出了一種固體火箭沖壓發動機多回路切

圖11 進氣道出口靜壓控制器不同積分限幅下燃氣流量變化曲線

換控制系統,重點研究了發動機推力調節回路和進氣道喘振保護回路的切換控制。通過研究得到如下結論:

1)固體火箭沖壓發動機存在負調響應特性,相比液體沖壓發動機,進氣道更容易出現喘振現象。

2)固體火箭沖壓發動機工作過程存在多回路切換問題,多回路閉環切換控制的引入,有利于兼顧發動機性能充分發揮和工作安全性的矛盾。

3)控制器的積分限幅對控制回路的切換過程有較大影響。控制器積分限幅的最優值是確保推力調節回路和進氣道喘振保護回路能夠進行切換,并且進氣道喘振裕度能夠穩定到裕度設定值上的最小值。

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Switching Control of Thrust Regulation and Inlet Buzz Protection for Ducted Ramjet

NIU Wenyu,LIU Dingxin

(The 31st Research Institute of CASIC, Beijing 100074, China)

In this article, switching control of ramjet was investigated. Firstly, dynamic mathematical models and characteristics of gas regulating system and ramjet were established and analyzed. Then, the switching control system of ramjet system was discussed. Lastly, the switching process of thrust regulation loop and inlet buzz protection loop was simulated, and the influences of integral limitations of controllers were analyzed. The results show that the multi-loop switching control for ramject can balance engine performance with work safety.

ramjet; thrust control; inlet buzz protection; switching control

2014-07-14

牛文玉(1980-),男,江蘇金壇人,工程師,博士,研究方向:固體火箭沖壓發動機總體性能設計及試驗。

V435.5

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