環境溫度對導彈發動機點火時機的影響及控制策略*

肖沿海

（江南機電設計研究所，貴陽 550009）

環境溫度對導彈發動機點火時機的影響及控制策略*

肖沿海

（江南機電設計研究所，貴陽 550009）

針對埋入式進氣道在發動機點火時刻對導彈飛行攻角的嚴格限制，提出了攻角點火窗口的概念；以助推器在低溫、常溫和高溫下的推力數據為基礎，分別計算了導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻，并對時刻差異進行動力學分析；為消除環境溫度變化對點火指令發出時機的影響，引入偽攻角信號，設計攻角控制律。半實物仿真結果表明，該控制方法能有效消除環境溫度變化對導彈飛行攻角進入攻角點火窗口時刻的影響，且能夠使導彈攻角在發動機點火過程中保持穩定，具有一定的工程實用價值。

埋入式進氣道，偽攻角，攻角點火窗口，環境溫度

0 引言

埋入式進氣道因在飛行器表面不呈現任何突起部分而具有獨一無二的飛行器一體化設計優勢，它能夠顯著降低飛行器的迎風阻力和雷達散射截面積，具有較好的氣動和隱身性能［1］，對發動機的隱身設計具有重要意義。但是，埋入式進氣道在零攻角和小攻角的工作狀態下不能很好地利用高能來流沖壓，必然導致進氣道的總壓損失和流場不均勻度過大的問題［2］。因此，埋入式進氣道對來流方向即飛行器的飛行攻角提出了嚴格要求，尤其是在發動機點火時刻，能夠使埋入式進氣道具有較好氣動性能的飛行器理想攻角是發動機能否順利點火的關鍵。

在發動機點火時刻，能夠滿足埋入式進氣道對來流要求的飛行器攻角必然是在一個較小范圍內，這個較小的攻角范圍，本文稱為“攻角點火窗口”。以地面發射具有埋入式進氣道結構的導彈為例，其埋入式進氣道對導彈點火時刻的導彈飛行攻角提出了較嚴格的限制，理想攻角應在3.0°或其附近的較小范圍內。

本文研究環境溫度在較大范圍內變化時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口時刻的差異及對點火指令發出時機的影響；為消除環境溫度變化對點火指令發出時機的影響，通過引入偽攻角信號，設計了發動機點火指令發出時機不受環境溫度變化影響的攻角控制律，通過半實物仿真，對該控制方法進行了驗證。研究結果可供相關工程設計時參考。

1 環境溫度變化對發動機點火時機的影響

對于地面發射的導彈，為使導彈較快離開發射陣地且為發動機創造較好的高度、速度等點火條件，助推器的使用一般是必不可少的。根據國軍標中對環境溫度變化范圍的要求，助推器工作的環境溫度至少應考慮低溫、常溫和高溫等3種情況。

當前，鑒于攻角傳感器測量精度等原因，把攻角傳感器安裝應用在導彈上的情況還比較少，因而無法實時得到導彈飛行攻角數據。此外，在不同的環境溫度（低溫、常溫和高溫）下，相同助推器產生的推力大小和工作時間是不一樣的，這使得導彈飛行攻角在發動機點火前的變化曲線存在差異。

由于導彈無動力飛行會帶來較大的控制律設計難度，同時也會使導彈飛行穩定性下降。因此，希望盡量縮小導彈無動力飛行時間，即要求導彈飛行攻角盡快進入攻角點火窗口，使發動機能夠順利點火盡快產生推力，以保證導彈飛行的穩定性。要實現上述目的，就要求點火指令發出的時機“恰到好處”，既能保證導彈飛行攻角進入攻角點火窗口，又能使點火指令發出的時機不受環境溫度變化的影響。

1.1 助推器特性

環境溫度變化時，助推器的殼體、藥柱、噴管和密封件等都會發生不同的變化，即使是按同一圖紙和制造工藝制造的助推器，在不同的環境溫度條件下試驗，其實際測出的性能必定會發生變化［3］。在低溫、常溫和高溫環境下，助推器藥柱的位移場和VonMises應變場的變化規律是不同的［4］，因而其推力最大值、最大推力出現時間和推力工作時間等性能參數都不相同。

因此，即使相同的發射條件，環境溫度變化必定會引起導彈飛行中的力學環境的變化，從而使發動機點火前的導彈飛行參數存在差異。由于攻角點火窗口對導彈飛行攻角的限制，在不同環境溫度下，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的系統時間也就不同，因而給發動機點火指令發出時機的設置帶來了困難。

1.2 發動機點火時刻差異

以某地面發射的助推導彈為例，其飛行攻角在助推器脫落前后的變化曲線如圖1所示。從圖1中能夠看出，助推器脫落之后，導彈攻角較小，不滿足攻角點火窗口的要求。在助推器脫落至發動機點火前，導彈為無動力飛行，飛行攻角是隨時間逐漸緩慢增大的。經過一段較長時間的無動力飛行，導彈飛行攻角也可滿足發動機點火要求。

助推器脫落后，假定導彈飛行攻角達到3.0°即表明其完全進入攻角點火窗口，此時彈上綜控機發出發動機點火指令就能使發動機順利點火。利用助推器在低溫、常溫和高溫下的推力數據，經過半實物仿真，統計導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻，具體結果如表1所示：

表1 導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的系統時間

從表1能夠發現，即使是同一個助推器和相同的發射條件，在環境溫度發生變化時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間也不一樣，存在約4.3 s的時間跨度。導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間差異會給導彈控制流程中發動機點火指令發出時刻的設置帶來不確定性，從而影響整個導彈飛行控制流程。此外，表1中的數據僅是典型環境溫度下的數據，實際環境溫度會更多變，也就造成導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時間更不容易確定。因此，尋找一種控制方法，使得不論環境溫度如何變化，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻都相對固定，就顯得十分必要。

1.3 動力學分析

由導彈飛行過程中的動力學方程［5］容易知道：助推器在推力最大值、最大推力出現時間和推力工作時間等性能參數的不同，直接就會導致導彈飛行中的速度、彈道傾角和彈道偏角等參數變化趨勢的差異，飛行姿態角不同，從而造成導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時機不同。此外，發射導軌長度、滑軌類型、發射傾角和風等也會對發動機點火時間帶來一定的影響［6］。

2 攻角控制律設計

由圖1能夠看出，助推器脫落至發動機點火前的時間內，導彈飛行攻角是逐漸增大的，且變化較緩慢，需要一段較長的時間才能進入攻角點火窗口。為了使導彈飛行攻角盡快進入攻角點火窗口，通過引入偽攻角信號，設計攻角控制律的方法來實現。

2.1 偽攻角

攻角信息是導彈飛行中的重要控制信號來源，常被用來設計控制律，如文獻［7］采用攻角信息設計出了使滑翔彈具有最優彈道的控制律。然而，出于對結構、精度和氣動等方面的綜合考慮，當前在彈上安裝攻角測量設備的情況并不多見。因此，導彈的實時飛行攻角是無法通過測量直接獲取的。另一方面，由于彈載慣導系統能夠實時輸出導彈姿態角和飛行速度等信息，依靠數學計算，能夠近似得出導彈的飛行攻角。為區別于傳感器測量的導彈飛行攻角，稱這種通過計算得出的攻角為偽攻角。其計算公式如下。

式（1）中，α'表示導彈偽攻角，?是慣導輸出的導彈俯仰角；VE、VN和VS分別是慣導輸出的導彈在東北天坐標系各軸的速度。

2.2 控制原理

選取導彈飛行攻角完全進入攻角點火窗口的值（比如3.0°）作為攻角控制的目標值，以實時計算出的偽攻角信息作為導彈飛行攻角的反饋值，并與目標值進行比較，求取偏差量作為控制指令信號輸送給舵機，舵機輸出的舵面改變導彈飛行姿態，從而實現控制閉環。在舵機作用下，舵面偏轉產生控制力和控制力矩用來消除攻角偏差量，由此使導彈飛行攻角較快接近且穩定在目標值?？刂平Y構如圖2所示。

3 仿真驗證

為驗證上述引入偽攻角信號的控制律在不同環境溫度下的有效性，以典型環境溫度（低溫-20℃、常溫25℃和高溫40℃）時的助推器試車數據為基礎進行了半實物仿真試驗。其中，慣導、綜控機、舵系統和發控設備等均采用實物，其他環節采用數學模型模擬。具體結果如圖3～圖6所示。

對圖3～圖6進行分析發現，環境溫度變化時，導彈飛行攻角在助推器脫落之后均能夠很快地收斂至3.0°，且發動機點火過程中導彈飛行攻角近似保持穩定，這為發動機點火創造了十分有利的條件。在助推器低溫工作時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.76 s；在助推器常溫工作時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.23 s；在助推器高溫工作時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻約為8.15 s。

綜合以上分析，在環境溫度變化時，導彈飛行攻角進入攻角點火窗口的時刻都不遲于8.8 s，且相互之間的時間差在1 s以內，這表明本文設計的控制律能夠消除環境溫度變化對發動機點火時機的影響?？紤]一些時間余量及發動機響應的延遲性，發動機點火指令發出時機可以設置為在系統時刻9.0 s，這樣可以兼顧助推器低溫、常溫和高溫等各個工作環境，從而給導彈控制流程的設計帶來了方便。

4 結論

在環境溫度變化（以低溫、常溫和高溫為例）時，助推器的推力最大值、推力持續時間和平均推力等性能參數表現出較大差異，從而導致導彈在發動機點火前的飛行力學環境不同，引起導彈飛行攻角散布較大。然而，埋入式進氣道希望發動機點火時刻的導彈飛行攻角散布較小且能夠保持穩定。因此，環境溫度變化給導彈發動機點火指令發出時機的設置造成了困難。

針對上述困難，文中通過引入偽攻角信號，設計了攻角控制律。其中偽攻角信號來源于彈載慣導輸出的姿態角和速度信息，實現簡單。半實物試驗結果顯示，引入攻角控制之后，發動機點火指令發出時機不再受環境溫度變化的影響，且發動機點火過程中的導彈飛行攻角能夠保持穩定，為發動機點火創造了十分有利的條件，較好地解決了工程研制中面臨的問題。

［1］程代姝，孫姝，溫玉芬，等.基于彈體表面吹氣的埋入式進氣道性能改善［J］.航空動力學報，2012，27（5）：1131-1138.

［2］李學來.埋入式進氣道的技術現狀［J］.福州大學學報（自然科學版），2001，29（6）：61-66.

［3］常新龍，龍兵.固體火箭發動機高原荒漠環境適應性分析［J］.裝備環境工程，2010，7（5）：73-76.

［4］蒙上陽，李榮，沈先鋒，等.固體火箭發動機藥柱主動段飛行時應力應變分析［J］.固體火箭技術，2008，31（5）：466-470.

［5］李新國，方群.有翼導彈飛行動力學［M］.西安：西北工業大學出版社，2008.

［6］陳進寶，張曉今，張管飛.地空導彈發射動力學建模與仿真研究［J］.彈箭與制導學報，2010，30（1）：65-71.

［7］郭廣明，孫偉星，萬茜，等.滑翔彈最優彈道設計存在的問題及解決方法［J］.火力與指揮控制，2013，38（2）：65-68.

Influence of Ambient Temperature on Ignition Timing of Engine and Its Control Strategy

XIAO Yan-hai
（Jiangnan Electrical and Mechanical Design Institute，Guiyang 550009，China）

For the restrictions of attack angle on the ignition time of the submerged inlet of a engine，the concept of attack angle ignition window is presented.Based on the thrust data of the booster at low，normal and high temperature，the instant of the flight attack into the ignition window is calculated，and the dynamic analysis for the time difference is also performed.In order to eliminate the influence of environmental temperature on ignition timing，the pseudo angle signal is used to design the attack control law.The semi physical simulation results showed that this control method can effectively eliminate the influence of ambient temperature on the ignition time as the flight attack angle into the ignition window，and can make the attack angle remains stable in the ignition process，so it has a helpful engineering practical value.

submerged inlet，pseudo attack angle，ignition window，ambient temperature

TJ414

A

10.3969/j.issn.1002-0640.2017.11.11

1002-0640（2017）11-0049-03

2016-08-30

2016-11-07

國防裝備預研基金資助項目（41101060103）

肖沿海（1986- ），男，貴州銅仁人，工程師。研究方向：飛行器探測制導與控制。