环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略*

肖沿海

（江南机电设计研究所，贵阳 550009）

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略*

肖沿海

（江南机电设计研究所，贵阳 550009）

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制，提出了攻角点火窗口的概念；以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础，分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻，并对时刻差异进行动力学分析；为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响，引入伪攻角信号，设计攻角控制律。半实物仿真结果表明，该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响，且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定，具有一定的工程实用价值。

埋入式进气道，伪攻角，攻角点火窗口，环境温度

0 引言

埋入式进气道因在飞行器表面不呈现任何突起部分而具有独一无二的飞行器一体化设计优势，它能够显著降低飞行器的迎风阻力和雷达散射截面积，具有较好的气动和隐身性能［1］，对发动机的隐身设计具有重要意义。但是，埋入式进气道在零攻角和小攻角的工作状态下不能很好地利用高能来流冲压，必然导致进气道的总压损失和流场不均匀度过大的问题［2］。因此，埋入式进气道对来流方向即飞行器的飞行攻角提出了严格要求，尤其是在发动机点火时刻，能够使埋入式进气道具有较好气动性能的飞行器理想攻角是发动机能否顺利点火的关键。

在发动机点火时刻，能够满足埋入式进气道对来流要求的飞行器攻角必然是在一个较小范围内，这个较小的攻角范围，本文称为“攻角点火窗口”。以地面发射具有埋入式进气道结构的导弹为例，其埋入式进气道对导弹点火时刻的导弹飞行攻角提出了较严格的限制，理想攻角应在3.0°或其附近的较小范围内。

本文研究环境温度在较大范围内变化时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的差异及对点火指令发出时机的影响；为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响，通过引入伪攻角信号，设计了发动机点火指令发出时机不受环境温度变化影响的攻角控制律，通过半实物仿真，对该控制方法进行了验证。研究结果可供相关工程设计时参考。

1 环境温度变化对发动机点火时机的影响

对于地面发射的导弹，为使导弹较快离开发射阵地且为发动机创造较好的高度、速度等点火条件，助推器的使用一般是必不可少的。根据国军标中对环境温度变化范围的要求，助推器工作的环境温度至少应考虑低温、常温和高温等3种情况。

当前，鉴于攻角传感器测量精度等原因，把攻角传感器安装应用在导弹上的情况还比较少，因而无法实时得到导弹飞行攻角数据。此外，在不同的环境温度（低温、常温和高温）下，相同助推器产生的推力大小和工作时间是不一样的，这使得导弹飞行攻角在发动机点火前的变化曲线存在差异。

由于导弹无动力飞行会带来较大的控制律设计难度，同时也会使导弹飞行稳定性下降。因此，希望尽量缩小导弹无动力飞行时间，即要求导弹飞行攻角尽快进入攻角点火窗口，使发动机能够顺利点火尽快产生推力，以保证导弹飞行的稳定性。要实现上述目的，就要求点火指令发出的时机“恰到好处”，既能保证导弹飞行攻角进入攻角点火窗口，又能使点火指令发出的时机不受环境温度变化的影响。

1.1 助推器特性

环境温度变化时，助推器的壳体、药柱、喷管和密封件等都会发生不同的变化，即使是按同一图纸和制造工艺制造的助推器，在不同的环境温度条件下试验，其实际测出的性能必定会发生变化［3］。在低温、常温和高温环境下，助推器药柱的位移场和VonMises应变场的变化规律是不同的［4］，因而其推力最大值、最大推力出现时间和推力工作时间等性能参数都不相同。

因此，即使相同的发射条件，环境温度变化必定会引起导弹飞行中的力学环境的变化，从而使发动机点火前的导弹飞行参数存在差异。由于攻角点火窗口对导弹飞行攻角的限制，在不同环境温度下，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的系统时间也就不同，因而给发动机点火指令发出时机的设置带来了困难。

1.2 发动机点火时刻差异

以某地面发射的助推导弹为例，其飞行攻角在助推器脱落前后的变化曲线如图1所示。从图1中能够看出，助推器脱落之后，导弹攻角较小，不满足攻角点火窗口的要求。在助推器脱落至发动机点火前，导弹为无动力飞行，飞行攻角是随时间逐渐缓慢增大的。经过一段较长时间的无动力飞行，导弹飞行攻角也可满足发动机点火要求。

助推器脱落后，假定导弹飞行攻角达到3.0°即表明其完全进入攻角点火窗口，此时弹上综控机发出发动机点火指令就能使发动机顺利点火。利用助推器在低温、常温和高温下的推力数据，经过半实物仿真，统计导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻，具体结果如表1所示：

表1 导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的系统时间

从表1能够发现，即使是同一个助推器和相同的发射条件，在环境温度发生变化时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时间也不一样，存在约4.3 s的时间跨度。导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时间差异会给导弹控制流程中发动机点火指令发出时刻的设置带来不确定性，从而影响整个导弹飞行控制流程。此外，表1中的数据仅是典型环境温度下的数据，实际环境温度会更多变，也就造成导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时间更不容易确定。因此，寻找一种控制方法，使得不论环境温度如何变化，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻都相对固定，就显得十分必要。

1.3 动力学分析

由导弹飞行过程中的动力学方程［5］容易知道：助推器在推力最大值、最大推力出现时间和推力工作时间等性能参数的不同，直接就会导致导弹飞行中的速度、弹道倾角和弹道偏角等参数变化趋势的差异，飞行姿态角不同，从而造成导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时机不同。此外，发射导轨长度、滑轨类型、发射倾角和风等也会对发动机点火时间带来一定的影响［6］。

2 攻角控制律设计

由图1能够看出，助推器脱落至发动机点火前的时间内，导弹飞行攻角是逐渐增大的，且变化较缓慢，需要一段较长的时间才能进入攻角点火窗口。为了使导弹飞行攻角尽快进入攻角点火窗口，通过引入伪攻角信号，设计攻角控制律的方法来实现。

2.1 伪攻角

攻角信息是导弹飞行中的重要控制信号来源，常被用来设计控制律，如文献［7］采用攻角信息设计出了使滑翔弹具有最优弹道的控制律。然而，出于对结构、精度和气动等方面的综合考虑，当前在弹上安装攻角测量设备的情况并不多见。因此，导弹的实时飞行攻角是无法通过测量直接获取的。另一方面，由于弹载惯导系统能够实时输出导弹姿态角和飞行速度等信息，依靠数学计算，能够近似得出导弹的飞行攻角。为区别于传感器测量的导弹飞行攻角，称这种通过计算得出的攻角为伪攻角。其计算公式如下。

式（1）中，α'表示导弹伪攻角，ϑ是惯导输出的导弹俯仰角；VE、VN和VS分别是惯导输出的导弹在东北天坐标系各轴的速度。

2.2 控制原理

选取导弹飞行攻角完全进入攻角点火窗口的值（比如3.0°）作为攻角控制的目标值，以实时计算出的伪攻角信息作为导弹飞行攻角的反馈值，并与目标值进行比较，求取偏差量作为控制指令信号输送给舵机，舵机输出的舵面改变导弹飞行姿态，从而实现控制闭环。在舵机作用下，舵面偏转产生控制力和控制力矩用来消除攻角偏差量，由此使导弹飞行攻角较快接近且稳定在目标值。控制结构如图2所示。

3 仿真验证

为验证上述引入伪攻角信号的控制律在不同环境温度下的有效性，以典型环境温度（低温-20℃、常温25℃和高温40℃）时的助推器试车数据为基础进行了半实物仿真试验。其中，惯导、综控机、舵系统和发控设备等均采用实物，其他环节采用数学模型模拟。具体结果如图3～图6所示。

对图3～图6进行分析发现，环境温度变化时，导弹飞行攻角在助推器脱落之后均能够很快地收敛至3.0°，且发动机点火过程中导弹飞行攻角近似保持稳定，这为发动机点火创造了十分有利的条件。在助推器低温工作时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻约为8.76 s；在助推器常温工作时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻约为8.23 s；在助推器高温工作时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻约为8.15 s。

综合以上分析，在环境温度变化时，导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻都不迟于8.8 s，且相互之间的时间差在1 s以内，这表明本文设计的控制律能够消除环境温度变化对发动机点火时机的影响。考虑一些时间余量及发动机响应的延迟性，发动机点火指令发出时机可以设置为在系统时刻9.0 s，这样可以兼顾助推器低温、常温和高温等各个工作环境，从而给导弹控制流程的设计带来了方便。

4 结论

在环境温度变化（以低温、常温和高温为例）时，助推器的推力最大值、推力持续时间和平均推力等性能参数表现出较大差异，从而导致导弹在发动机点火前的飞行力学环境不同，引起导弹飞行攻角散布较大。然而，埋入式进气道希望发动机点火时刻的导弹飞行攻角散布较小且能够保持稳定。因此，环境温度变化给导弹发动机点火指令发出时机的设置造成了困难。

针对上述困难，文中通过引入伪攻角信号，设计了攻角控制律。其中伪攻角信号来源于弹载惯导输出的姿态角和速度信息，实现简单。半实物试验结果显示，引入攻角控制之后，发动机点火指令发出时机不再受环境温度变化的影响，且发动机点火过程中的导弹飞行攻角能够保持稳定，为发动机点火创造了十分有利的条件，较好地解决了工程研制中面临的问题。

［1］程代姝，孙姝，温玉芬，等.基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善［J］.航空动力学报，2012，27（5）：1131-1138.

［2］李学来.埋入式进气道的技术现状［J］.福州大学学报（自然科学版），2001，29（6）：61-66.

［3］常新龙，龙兵.固体火箭发动机高原荒漠环境适应性分析［J］.装备环境工程，2010，7（5）：73-76.

［4］蒙上阳，李荣，沈先锋，等.固体火箭发动机药柱主动段飞行时应力应变分析［J］.固体火箭技术，2008，31（5）：466-470.

［5］李新国，方群.有翼导弹飞行动力学［M］.西安：西北工业大学出版社，2008.

［6］陈进宝，张晓今，张管飞.地空导弹发射动力学建模与仿真研究［J］.弹箭与制导学报，2010，30（1）：65-71.

［7］郭广明，孙伟星，万茜，等.滑翔弹最优弹道设计存在的问题及解决方法［J］.火力与指挥控制，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

国防装备预研基金资助项目（41101060103）

肖沿海（1986- ），男，贵州铜仁人，工程师。研究方向：飞行器探测制导与控制。