低溫推進劑利用系統仿真平臺設計與應用

高 晨，劉博龍，劉 洋，劉 秉，李 聃

（1. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

0 引 言

采用雙組元推進劑的液體運載火箭，存在著由于兩種推進劑加注量偏差引起的加注混合比偏差和飛行過程中由于干擾因素引起的發動機混合比偏差。為了確保有效載荷入軌，必須留有足夠的推進劑安全余量，以克服上述偏差對有效載荷入軌概率的影響，從而導致火箭的運載能力降低。為了減少推進劑安全余量，提高火箭的運載能力，推進劑利用系統成為了液體運載火箭的重要組成部分。推進劑利用系統根據測量的液位高度，計算出推進器兩組元的剩余量，并由控制機根據給定的控制方程輸出調節閥門控制信號，利用調節發動機燃燒混合比控制推進劑的剩余混合比，盡可能地減少關機時燃燒劑或氧化劑的剩余質量。

1 低溫推進劑利用系統仿真技術現狀

低溫推進劑利用系統作為一個典型的閉環控制系統，如圖1所示，其系統方案的制定、參數的選擇需要經過計算、分析、試驗等多個環節，型號長期缺乏有效的驗證手段，一些型號也用數學仿真對低溫推進劑利用系統進行總體仿真驗證[1]，驗證結果表明：

a）某些關鍵設備難以掌控其技術狀態，無法建立較為精確的數學模型，只能將其直接接入仿真系統；

b）為了更好地驗證軟硬件配合的工作情況，設計了半實物仿真平臺用于對低溫推進劑利用系統方案進行仿真。

圖1 低溫推進劑利用系統控制回路組成示意Fig.1 Compose of the Cryogenic Propellant Utilization System

2 總體架構規劃及仿真流程設計

低溫推進劑利用系統仿真平臺總體設計架構（見圖2）主要包括利用系統設計工具、液位采集仿真系統、調節器仿真系統、發動機仿真系統、仿真測試系統，各個功能模塊分別運行在 CPCI硬件平臺上，采用Matlab+RTW 的實時模型建模方式，依靠反射內存網絡或以太網構成系統通信網絡。

圖2 低溫推進劑利用系統仿真平臺總體設計架構Fig.2 Architecture Design of the Cryogenic Propellant Utilization System Simulation Platform

低溫推進劑利用系統仿真平臺能夠模擬仿真不同混合比偏差情況下利用系統的工作過程，能夠實時監測利用系統模擬調節器的工作情況和發動機仿真系統的工作情況，提供全面的數據進行控制方程和參數的設計和修改，同時可以模擬故障注入，驗證利用系統在各種故障下的工作情況。具體功能如下：

a）輔助利用系統方案論證與參數設計；

b）驗證利用系統閉環性能，并實現數據實時監測；

c）提供推進劑液位測量算法設計、仿真平臺；

d）提供利用系統控制算法設計、仿真平臺；

e）提供利用系統真實設備的測試平臺；

f）搭建利用系統單機快速原型，并實現飛行代碼的快速加載；

g）仿真發動機流量變化并實現實時監測和評估；

h）友好的人機界面，能夠快速完成利用系統諸元計算；

i）利用系統軟件采用模塊化設計，且規范軟件模塊之間的接口，便于軟件和模塊功能維護和升級；

j）支持故障注入。

圖3為開展仿真時的流程，整個仿真以推進劑質量變化為主線，通過質量到容積、到液位傳感器信號、到測量高度、貯箱容積、質量偏差、再到閥門調節指令的計算輸出。

圖3 低溫利用系統仿真時流程Fig.3 Simulation Procedure of the Cryogenic Propellant Utilization System Simulation Platform

3 模塊設計

3.1 利用系統設計工具

利用系統設計工具運行在利用系統設計工作站上，由仿真分析軟件、諸元計算軟件、快速原型代碼生成等軟件模塊組成。實現利用系統諸元自動生成，完成利用系統參數的總體設計與仿真，為液位采集仿真系統、箭機仿真系統、調節器仿真系統提供閥門控制算法參考，為發動機仿真系統提供火箭動力學仿真封裝庫。

3.2 利用系統仿真測試系統

仿真測試系統是進行利用系統半實物仿真測試的主控系統，由總控計算機、數據庫服務器及相關軟件構成，實現對系統仿真模式、仿真流程的控制，對仿真數據進行存儲、管理與回放。提供利用系統各仿真模塊實時仿真的平臺，記錄試驗數據并提供實時數據監測，提供利用系統各仿真模塊實時仿真的硬件通路，完成對全系統仿真的操作控制，記錄試驗數據并提供實時數據監測、測試數據分析和報告自動生成等功能。

3.3 利用系統箭機仿真系統

箭機仿真系統采用DSP+FPGA架構進行設計，通過DSP配置文件實現箭機原型快速下載，替代仿真閉環回路中的部分仿真模塊，實現箭上真實信號的測試與驗證，為考核真實利用系統箭機提供測試環境。

3.4 利用系統調節器仿真系統

調節器仿真系統依據系統同步信息從光纖反射內存網絡讀取來自液位采集仿真系統的液位高度信號，進行剩余推進劑質量計算，根據控制器模型和閥門調節算法計算結果，將閥門控制調節結果以數字信號形式輸出供下級仿真單元使用。

3.5 利用系統液位采集系統

利用系統液位采集系統主要依據系統同步信息從光纖反射內存網絡接收發動機仿真模塊輸出的流量和晃動信息，通過模擬利用系統箭上傳感器的采集、信息轉換和處理功能，為利用系統仿真及測試模擬生成各貯箱的推進劑液位信號。

3.6 箭體動力學及發動機仿真系統

發動機仿真系統依據系統同步信息從光纖反射內存網絡讀取來自調節器仿真系統的閥門調節信息，根據發動機數字仿真模型和箭體晃動六自由度仿真模型，產生實際的推進劑流量數字信號和液位晃動信息數字信號，并將相關信號發送到光纖反射內存網絡供液位采集仿真系統使用。

4 半實物仿真平臺的驗證

建立某型號低溫推進劑利用系統模型，利用系統箭機仿真系統采用某型號真實利用控制機開展仿真試驗，使用某發真實裝訂的數據開展地面復現仿真，驗證該仿真平臺的正確性。通過在貯箱液位上疊加一個峰值為5 mm、頻率為1.5 rad/s的正弦波來模擬液位晃動。仿真結果與實際飛行數據比對如圖4～6所示。

圖4 氫箱三角波電壓曲線比對特性曲線Fig.4 Compare of Voltage of the Hydrogen Tank Sensor

圖5 氫箱液位高度變化曲線比對特性曲線Fig.5 Compare of Liquid Level of the Hydrogen Tank

圖6 氧箱液位高度變化曲線比對特性曲線Fig.6 Compare of Liquid Level of the Oxygen Tank

圖6 中仿真為實時算出所有參數，而實際飛行僅在低溫推進劑利用系統啟控后才開始計算，所以曲線在開始段略有不同。圖7為B值變化與閥門調節狀態的仿真結果。

從圖 7可以看出，氫、氧箱三角波電壓變化和液位高度變化的仿真曲線與實際飛行大致相同，整個仿真基本上達到了對某型號低溫推進劑設計方案進行驗證的目的。而仿真的 B值變化與閥門調節狀態與實際飛行不盡相同，存在差異原因主要有：a）液位傳感器模型存在差異，實際使用的液位傳感器存在著較強且未被認識的非線性特性；b）由于發動機模型存在天地差異性，該模型未被精確建模。正是由于以上原因，導致仿真的 B值變化與閥門調節狀態與實際飛行不盡相同，如需完成需要較精確的模型。

圖7 仿真B值變化曲線與閥門調節狀態特性曲線Fig.7 Compare of the B Value and the Valve State

5 結 論

本文在CPCI硬件平臺上，使用Matlab+RTW的實時模型建模方式，依靠反射內存網絡進行通信，用模塊化的方法建立了低溫推進劑利用系統半實物仿真平臺，最后對所建仿真模型進行測試。仿真結果表明，半實物仿真平臺達到了對低溫推進劑利用系統設計方案進行驗證的目的。在后續的研究工作中，一方面將采用真實的液位傳感器浸泡在液氮貯箱中，另一方面將加入過載引起的推進劑流量變化等天地差異性的因素引入模型，逐步修正模型使其更為精確，對利用系統的整體性能效果進行考核。