某发动机模拟装置在半实物仿真中的应用

    李毅 裴养卫 王蕊 陈肖雨

    

    

    摘要： 以发动机控制器、 发动机模拟器、 伺服系统为核心部组件设计完成固体火箭冲压发动机控制系统的半实物仿真试验装置， 将其以硬件实物形式接入导弹控制系统半实物仿真试验中， 模拟了固体火箭冲压发动机点火前后的工作流程， 完成了发动机燃气发生器压强、 发动机剩余质量以及推力等模型解算， 实现了固体火箭冲压发动机在半实物仿真试验中推力闭环可調。 多次半实物仿真试验表明，搭建的硬件平台隔离性好、 性能稳定、 结构紧凑， 满足固体火箭冲压发动机控制系统设计的要求。

    关键词： 半实物仿真； 发动机控制器； 发动机模拟器； 压强控制； 固体火箭冲压发动机

    中图分类号： TJ765.4+3； V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）04-0067-06

    0引言

    某特种动力固体火箭冲压发动机具有比冲高、 质量轻、 体积小、 工作可靠、 使用维护方便等突出优点， 可根据导弹飞行速度和飞行高度的变化进行最优推力控制， 实现导弹的高效飞行是未来中远程空空导弹动力装置的最佳选择， 也是新一代中远程空空导弹的核心技术[1-3]。

    传统的固体火箭冲压发动机在参与导弹控制系统半实物仿真试验时， 一般以固定的曲线形式输出预示推力。 某特种动力固体火箭冲压发动机采用了微电脑控制， 为燃气流量可调、 推力闭环可控的发动机系统， 其无法以时间对应推力的固定曲线形式参与导弹控制系统半实物仿真试验。 本文将发动机控制器、 发动机模拟器、 伺服系统等部件以硬件实物形式接入半实物仿真试验系统中， 搭建了固体火箭冲压发动机燃气发生器压强控制、 发动机推力等模块计算的硬件平台， 实现了推力闭环可调发动机模拟装置在半实物仿真中的应用。

    1固体火箭冲压发动机模拟装置组成及功能固体火箭冲压发动机模拟装置由发动机控制器、 伺服系统、 模拟热电池、 发动机模拟器、 电缆网、 上位机等组成。 其结构框图如图1所示[4]。

    该装置模拟冲压发动机工作流程完成燃气发生器压强、 发动机剩余质量、 自由容积、 燃气流率计算等。 其中推力模型只完成助推发动机推力计算， 推力以时间对应推力曲线进行插值输出， 续航发动机推力由半实物仿真平台根据发动机模拟器输出的燃气发生器压强等信息进行解算。 流量模型由导弹平台进行解算， 计算输出流量指令至发动机控制器， 发动机控制器计算反馈流量至导弹平台。

    其工作原理为发动机控制器按照导弹发射及飞行时序流程输出点火时序信号至发动机模拟器， 完成发动机点火， 形成发动机模拟器工作时间零点。 接收导弹平台发出的流量调节指令， 通过A/D接口实时采集发动机模拟器输出的燃气发生器压强信号进行控制律解算， 输出阀门控制角度至执行机构； 发动机模拟器以半实物仿真平台串口通讯信号为同步信号， 进行仿真策略选择， 实时监测控制器发出的发动机点火时序信号， 点火成功后综合A/D采集的执行机构反馈角度以及仿真平台发送的导弹运动信息进行发动机模型解算， D/A输出模拟发动机燃气发生器压强， 并进行助推发动机推力计算， 以10 ms周期向半实物仿真平台、 上位机发送燃气发生器压强、 推力、 剩余质量等计算结果及发动机工作状态[5-6]； 伺服系统接收控制器发出的角度指令， 并按指令完成阀门调节， 实时反馈角度及电流信息至控制器； 上位机主要完成发动机模拟器计算结果实时曲线显示及数据事后处理。

    1.1发动机控制器

    发动机控制器是发动机控制系统的核心部件， 主要完成发动机控制规律解算， 其接收导弹平台时序指令及流量调节指令， 在发动机点火前完成上电自检、 发射前自检等飞行前时序流程。 点火成功后实时接收导弹运动信息， 采集燃气发生器传感器压强及执行机构阀门角度， 通过控制律计算， 控制伺服机构运动， 并将发动机控制系统的工作状态信息遥测至导弹平台。

    发动机控制器主要由计算及控制单元组成， 其中计算单元采用DSP实现， 控制单元由FPGA实现。 计算单元用于控制算法的解算， 计算结果通过EMIF总线发送至FPGA。 FPGA主要完成外部接口驱动， 与DSP数据交互等， 包括A/D采集、 时序信号控制单元、 串行通讯、 存储器操作等。 A/D模块用于燃气发生器压强传感器及弹上电源的信号采集， 串行通讯模块完成与导弹平台弹载计算机的信息交互。 时序信号控制单元完成发动机点火前后的时序信号输出。 数据存储模块包括处理器程序存储器以及相关的数据存储器， 用于系统初始化、 状态保持、 传感器参数存储以及控制算法参数的装订。

    发动机控制器与导弹平台接口为RS-422接口， 为提高系统的可靠性和抗干扰能力，对该接口进行了隔离处理。 设计选用了隔离型RS-422芯片（ISO3086）， 配合使用隔离电源DCR010505， 并在输出端连接TVS管（PSM712）进行瞬态干扰抑制。 该硬件电路相对简单， 满足系统隔离性要求。 设计原理如图2所示。

    1.1.1控制律计算

    发动机控制器计算模块包含自由容积计算、 压强指令计算、 发动机剩余质量计算、 滤波计算、 一维二维插值计算、 控制律计算等。 核心算法为控制律计算[7]。

    1.2发动机模拟器

    发动机模拟器用于模拟冲压发动机点火前后工作过程， 完成发动机点火时序流程及发动机模型解算， 其工作流程为以半实物仿真平台发出的第一帧数据进行系统同步， 同步完成后启动定时器， 实时查询发动机控制器发出的助推发动机点火信号。 以助推发动机点火为时间零点， A/D采集执行机构阀门角度信号， 通过RS-422串行通讯模块接收半实物仿真平台发出的导弹飞行信息， 如马赫数、 高度、 攻角等， 实时解算发动机推力、 燃气发生器压强、 发动机剩余质量等关键数据， 将其反馈至半实物仿真平台及上位机， 并通过D/A模拟燃气发生器压强传感器输出。

    发动机模拟器硬件框图如图3所示， 其采用了DSP+FPGA主协处理器框架设计， 其中DSP主要完成发动机推力、 燃气发生器压强、 发动机剩余质量、 容积等计算， FPGA完成外部接口控制。 外部接口模块主要包含A/D采集、 串行通讯、 离散量输入、 D/A输出。 其中A/D模块用于采集执行机构反馈角度信号， 串行通信RS-422模块实现与半实物仿真平台及上位机指令信息交互， D/A输出模块动态模拟燃气发生器传感器压强信号， 离散量输入完成发动机点火信号的采集， 点火信号为大电流信号， 为避免其对系统的干扰， 发动机模拟器对点火时序信号采用光电隔离处理。

    1.3伺服系统

    伺服系统为发动机控制系统的执行器， 是流量调节系统的核心部件， 其具有精度高、 低速运行平稳、 动态响应快等优点。 系统组成如图4所示， 包括伺服控制器和执行机构[13]。 执行机构采用电动工作方式， 动力部件为直流伺服电机， 控制采用全数字方式。

    伺服机构由伺服电机、 传动装置及角度反馈装置三部分组成。 伺服机构采用无刷直流电机和谐波齿轮减速器结构。

    伺服机构控制电路板由DSP主控单元、 输入调理电路、 输出调理电路、 A/D采集电路、 电流采集电路、 RS-422串行通讯电路、 伺服机构驱动电路等组成。 由DSP主控单元接收发动机控制器发出的指令信号， 采集电位计反馈角度信号、 电流以及电机输出的三相霍尔信号， 通过驱动电路对电机进行实时闭环控制， 输出电流信号、 角度指令信号、 角度反馈信号等给发动机控制器。

    控制算法采用“角度闭环+电流限流”的控制方案[14]， 角度闭环用来进行角度控制， 保证角度精度； 电流限流对控制驱动器中的母线电流进行控制， 避免流量调节机构在工作过程中电流过大损坏控制驱动器内部元器件和在堵转条件下对流量调节机构和发动机进行保护， 避免在堵转或者大负载情况下损坏流量调节机构和发动机。

    1.4上位机

    上位机软件基于Visual Studio平台开发， 采用VB.NET语言设计， 代码易读性好， 编程效率较高， 兼容NI开发的画图控件， 可驱动MOXA串行通讯板卡， 开发人机界面方便、 快捷。

    上位机软件通过串行通讯接口， 按照规定通讯协议与下位机发动机模拟器进行数据交互， 通讯周期为10 ms， 主要完成仿真过程中燃气发生器压强、 发动机推力、 执行机构角度、 发动机质量、 点火状态等试验数据的记录， 以及实时曲线显示和数据事后处理与分析， 同时方便设备维修调试。

    1.5模拟热电池

    电源系统是发动机模拟装置的能源系统， 由于地面仿真状态无法提供热电池为系统供电， 需要为发动机模拟装置配套电源系统。 按系统需求， 电源分为控制电源和动力电源， 均采用28 V供电。 其中控制电源为发动机控制器、 发动机模拟器供电， 动力电源提供给执行机构及点火时序点火供电。 为解决动力电源与控制电源相互干扰， 对装置的空间布局进行了强弱电分离， 整个装置进行了接地屏蔽处理， 同时控制电源采用了DCDC隔离电源模块与初级电源进行了隔离。

    2试验结果与分析

    该发动机模拟装置参加了某型号导弹控制系统半实物仿真试验， 试验结果如图5～6所示。 因续航发动机推力模型由半实物仿真平台解算， 发动机模拟装置与平台以流量为界面划分， 因此试验曲线不包含推力指令和反馈曲线。

    试验过程中， 发动机模拟装置工作正常， 与导弹平台及仿真平台通讯匹配正常， 压强、 推力闭环控制系统工作正常， 伺服机构角度跟踪性能良好。 从图中可以看出， 发动机模拟器压强反馈能较好地跟随压强控制指令， 系统动态及稳态性能良好， 反馈压强响应平稳， 系统振荡、 超调均较小， 反馈压强到达稳态后静态误差小于5%， 系统上升时间1 s左右[15]。 低压条件下， 发动机响应较慢， 压强反馈曲线从下降段至稳态时间较长， 但满足指标要求。 流量指令曲线在图中出现台阶而压强反馈曲线平滑， 造成该现象的原因是因为流量数据通过RS-422总线传输时通信协议定义传输精度为0.01， 而压强数据为模拟量采集数据， 因此出现流量指令有台阶而压强平稳的现象。

    3结论

    本文设计了以硬件实物形式接入半实物仿真系统模拟固体火箭冲压发动机点火前后工作流程的试验方案， 搭建了发动机模拟装置硬件平台， 实现了某特种发动机在半实物仿真试验中的推力闭环可调。 该装置参加了某导弹半实物仿真试验， 试验结果表明该试验方案合理可行、 硬件平台穩定可靠、 系统隔离性良好、 调试方便， 能完整模拟某特种发动机全工作流程。

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    Abstract： The HWIL simulation experimental device of the solid rocketramjet engine control system is designed by using the engine controller， the engine simulator and the servo system as the core components. It is embedded in the HWIL simulation experiment of missile control system in the form of physical hardware. The working process of the solid rocketramjet engine before and after the ignition is simulated. The model calculation of the engine gas generator pressure， the residual mass and the propulsive force is completed. The closed loop adjustment of the solid rocketramjet engine is achieved in the HWIL simulation experiment. The multiple simulation results show that the experimental hardware platform has good isolation， stable performance and compact structure， which can satisfy the design requirements for the solid rocketramjet engine control system.

    Key words： hardwareintheloop（HWIL） simulation； engine controller； engine simulator； pressure contro