固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制*

牛文玉,刘顶新

(中国航天科工集团第31研究所,北京 100074)

固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制*

牛文玉,刘顶新

(中国航天科工集团第31研究所,北京 100074)

文中研究了固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制。首先建立了燃气流量调节系统和发动机的动态模型,并分析了燃气流量及进气道出口压力的负调响应特性。然后建立了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统,最后通过仿真分析了推力调节和进气道喘振保护回路的切换过程及控制器积分限幅对切换过程的影响。研究表明固体火箭冲压发动机多回路闭环切换控制的引入,有利于兼顾发动机性能充分发挥和工作安全性的矛盾。

冲压发动机;推力调节;进气道喘振保护;切换控制

0 引言

固体火箭冲压发动机能够最大限度满足新一代战术导弹对其动力装置的要求,成为当今各国研制的新型推进装置[1],MBDA公司研制的“流星”导弹和美国“丛林狼”超声速掠海靶弹的动力装置均采用了固体火箭冲压发动机[2-3]。随着战术导弹工作包线的扩大,同时保证发动机能够安全高效的工作,要求固体火箭冲压发动机的推力必须能够进行有效调节。冲压发动机工作性能好坏,在很大程度上决定于它的控制品质[4]。

目前液体冲压发动机采用的控制方案一般为等马赫等余气系数控制[5-6],为了确保发动机在各个工作状态能够安全稳定的工作,控制系统通过预设限制函数进行开环控制,以防止进气道喘振和贫富油熄火[7]。“流星”导弹用固体火箭冲压发动机除了在转级过程中采用开环控制,其他工作阶段均采用推力闭环控制[8]。

固体火箭冲压发动机一次燃气中含有大量的凝相粒子[9],一次燃气流量难以准确计算;一次燃气与空气在补燃室内掺混燃烧,二次燃气未充分燃烧也含有凝相粒子[10],在试验过程中由于粒子沉积难以准确的获取燃烧效率及补燃室的压力损失。上述两点使得通过地面试验难以准确的获取发动机特性。为了避免进气道出现喘振状态,采用预设限制函数以防止发动机出现不稳定状态,相比于液体冲压发动机,限制函数必然要更加保守,这样就会大大牺牲发动机在某些工作点的性能。

文中提出了一种固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统。首先建立了燃气调节系统和发动机的动态模型,并分析了燃气流量和进气道出口压力的负调响应特性。然后建立了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统,最后通过仿真分析了推力调节和进气道喘振保护回路切换过程和控制器积分限幅对切换过程的影响。

1 固体火箭冲压发动机多回路切换控制

固体火箭冲压发动机推力调节过程中受到各种工作限制,如进气道喘振工作限制、贫燃气和富燃气工作限制等,为了提高固体火箭冲压发动机的性能,同时保证发动机能够安全稳定的工作,提出了固体火箭冲压发动机多回路切换控制。

图1给出了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统示意图。在发动机正常运行时,投入推力调节回路,确保发动机性能满足导弹总体要求;当发动机逼近工作边界时,则切换到保护控制回路,保证发动机满足安全要求。该控制系统中贫/富燃气限制采用限制函数防止发动机出现不稳定燃烧状态或燃烧效率极低的状态,推力调节回路和进气道喘振保护回路均采用闭环控制。这种控制系统由于采用闭环控制防止进气道出现喘振状态,相比于采用预设限制函数的开环控制,进气道留的裕度可以更小,发动机性能可以更高。

图1 固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统示意图

2 固体火箭冲压发动机数学模型

2.1 燃气流量调节系统模型

目前国内外针对固体火箭冲压发动机一般通过闭环控制燃气发生器压力来调节进入补燃室的燃气流量[8,11],文献[12]给出了燃气调节系统的动态模型为:

(1)

2.2 发动机动态模型

在发动机飞行过程中,无法实时测量发动机推力,文献[13]对比了多个表征发动机状态的参数,提出进气道出口静压(p2)作为发动机推力调节的被控参数[14]。文献[15]建立了燃气流量可调的固体火箭冲压发动机的动态模型为:

(2)

联立式(1)和式(2)得到燃气流量可调的固体火箭冲压发动机动态模型为:

(3)

2.3 发动机动态特性分析

图2给出了燃气流量的阶跃响应曲线。当期望燃气流量增大时,燃气流量先是以很快的速度减小,然后再增大某稳态值。这一现象是一种典型的负调响应现象。由于燃气流量的负调响应,进气道出口静压也具有负调响应特性(见图3),而进气道出口压力表征了发动机推力的变化,发动机推力响应也存在一定的负调响应特性。由于负调响应特性,发动机快速减小燃气流量过程中,燃气流量会先增大再减小,而进气道出口静压响应先增大再减小,如果在减小燃气流量之前,进气道处于临界状态附近,这时进气道极易产生喘振状态。由于固体火箭冲压发动机存在负调响应特性,相比液体冲压发动机,固体火箭冲压发动机更容易出现喘振现象。

图2 燃气流量阶跃响应曲线

图3 进气道出口静压阶跃响应曲线

3 推力调节和进气道喘振保护的切换控制系统

3.1 切换控制系统

借鉴压气机稳定裕度系数的定义方式,定义固体火箭冲压发动机进气道喘振裕度,其表示为:

(4)

式中:πin、πin,cr分别为进气道出口静压与来流总压之比和临界状态出口静压与来流总压之比。

固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制系统框图如图4所示。该系统主要由两个控制回路组成,分别为推力调节回路和进气道喘振保护控制回路。推力调节回路的输入为进气道出口参考静压,该参考值由弹上马赫数控制器解算得到,进气道喘振保护控制回路的输入为进气道参考裕度,该值预先设定,一般为5%～10%之间。控制信号选择器是取小选择器,取小选择器的输入为进气道出口静压控制器输出及进气道喘振裕度控制器输出,取小选择器的输出为燃气发生器参考压力,燃气调节系统以该压力为目标进行燃气流量调节,进气道出口静压产生相应变化。通过两个控制回路的切换可以确保固体火箭冲压发动机工作过程中不超过进气道喘振边界,发动机能够安全高效的工作。

图4 固体火箭冲压发动机的切换控制系统框图

3.2 切换仿真分析

PID控制器具有原理简单,使用方便,适应性强的优点,且具有较强的鲁棒性。分别对固体火箭冲压发动机推力调节回路和进气道喘振保护控制回路进行了控制器设计。

图5～图7给出了固体火箭冲压发动机加速过程中,控制器输出及燃气流量和进气道喘振裕度的变化曲线。在1 s之前,进气道喘振裕度保持不变,进气道喘振裕度大于设定值,进气道喘振裕度控制器输出不断增大直至受到积分限幅作用而保持不变,在1 s,发动机开始加速,进气道出口静压参考值以阶跃信号增大,进气道出口静压控制器输出突增,进气道喘振裕度控制器输出先突增再减小;同时由于燃气调节系统负调特性,燃气流量先减小再增大。在取小选择器作用下,在1.23 s前发动机控制回路以推力调节回路工作,1.23 s后进气道出口静压控制器输出信号大于进气道喘振裕度控制器输出信号,发动机转为进气道喘振保护控制回路工作。发动机在1.23 s之后的较短时间内,由于进气道喘振裕度控制器的输出信号的变化速率较大,导致燃气流量先继续增大再减小到某稳定值,而进气道喘振裕度先继续减小到再增大到裕度设定值。

图5 控制器输出变化曲线

图6 燃气流量变化曲线

图7 进气道喘振裕度的变化曲线

3.3 积分限幅对切换过程的影响

在固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护切换控制系统中,取小选择器的输入为推力调节回路控制器输出及进气道喘振保护回路控制器输出,取小选择器的输出为燃气发生器参考压力,因此燃气发生器参考压力强烈依赖于控制器参数。为了使切换过程较为平滑,同时提高控制系统的控制进度,控制器含有积分项,积分限幅对发动机切换过程有显著影响,如图8～图11所示。图8～图9给出了固体火箭冲压发动机加速过程中,进气道喘振裕度控制器不同积分限幅条件下,进气道喘振裕度和燃气流量的变化规律曲线,其中加速过程从1 s开始,进气道出口参考静压信号阶跃上升,进气道出口静压控制器积分限幅为4。随着进气道喘振裕度控制器积分限幅的减小,进气道喘振裕度控制的调节时间不断减小,同时裕度峰值不断减小,进气道的安全性不断提高。当积分限幅减小到一定值时,虽然推力调节回路能够切换到进气道喘振保护回路,但此时由于积分限幅过小,进气道喘振裕度已经不能稳定到裕度设定值,发动机加速性能得不到充分发挥。由此可以得出,对于固体火箭冲压发动机进气道喘振裕度控制器积分限幅的设计,在确保推力调节回路与进气道喘振保护回路能够切换,并且进气道喘振裕度能够稳定到裕度设定值的基础上,积分限幅应尽可能的小。

图10～图11给出了固体火箭冲压发动机加速和减速过程中,进气道出口静压控制器不同积分限幅条件下,进气道喘振裕度和燃气流量的变化规律曲线,其中加速从1 s开始,进气道出口参考静压阶跃上升,减速从5 s开始,进气道出口参考静压阶跃下降,进气道喘振裕度控制器积分限幅为4。随着进气道出口静压控制器积分限幅的减小,固体火箭冲压发动机从进气道喘振保护控制转为减速控制的调节时间不断减小。当积分限幅减小到一定值时,发动机加速过程中进气道出口静压控制器输出一直小于进气道喘振裕度控制器输出,推力控制回路不能与进气道喘振保护回路发生切换,进气道喘振裕度高于裕度设定值,发动机加速性能得不到充分发挥。则由上述分析可以得出,对于固体火箭冲压发动机推力控制器积分限幅的设计,在确保推力控制回路与进气道喘振保护回路能够切换,并且进气道喘振裕度能够稳定到裕度设定值的基础上,积分限幅应尽可能的小。

图8 进气道喘振裕度控制器不同积分限幅下进气道喘振裕度变化曲线

图9 进气道喘振裕度控制器不同积分限幅下燃气流量变化曲线

图10 进气道出口静压控制器不同积分限幅下进气道喘振裕度的变化曲线

4 结论

文中提出了一种固体火箭冲压发动机多回路切

图11 进气道出口静压控制器不同积分限幅下燃气流量变化曲线

换控制系统,重点研究了发动机推力调节回路和进气道喘振保护回路的切换控制。通过研究得到如下结论:

1)固体火箭冲压发动机存在负调响应特性,相比液体冲压发动机,进气道更容易出现喘振现象。

2)固体火箭冲压发动机工作过程存在多回路切换问题,多回路闭环切换控制的引入,有利于兼顾发动机性能充分发挥和工作安全性的矛盾。

3)控制器的积分限幅对控制回路的切换过程有较大影响。控制器积分限幅的最优值是确保推力调节回路和进气道喘振保护回路能够进行切换,并且进气道喘振裕度能够稳定到裕度设定值上的最小值。

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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,江苏金坛人,工程师,博士,研究方向:固体火箭冲压发动机总体性能设计及试验。

V435.5

A