文档介绍：硕士学位论文某型变推力火箭誊动机丫触题目控制系统设计西北工业大学谎芯可作者李红增专业技术职务教授指导教师卢京潮检测技术及自动化装置学科ㄒ中国·西安月学校代码学号分类号密级
摘要本文讨论了某型变推力液体火箭发动机数字控制系统的设计和实现。首先结合变推力发动机的特点设计了数字控制器的硬件电路。采用结构,有效简化了控制器的硬件设计、缩小了体积、提高了可靠性;并设计了高低压快速切换驱动电路,减小了电磁阀的死区,使系统的控制精度提高;其次,将实时操作系统/浦驳テ希刂迫砑⒃诖讼低车幕础上,使得软件结构清晰,而且便于软件的进一步开发与维护。然后利用系统实际冷试和热试试验数据,建立系统的数学模型。对系统中的线性环节,应用机理分析和系统辨识方法建模;对非线性环节,应用等效面积方法把本质非线性的过程线性化,从而给出不同工况下系统的线性模型。将系统模型适当简化后,在离散域内讨论了系统的动态和稳态性能。最后应用中的ぞ呖焖偈现了系统的半物理仿真,并针对被控对象参数随工况变化的特点提出了自适应调参控制算法,并在半物理仿真中得到了验证。该控制器已通过了水试验和燃料试验,所设计的硬件电路性能安全可靠,软件运行稳定。仿真结果表明,所建立的系统模型能较准确地反映实际系统的输入输出特性,所设计的自适应调参控制律能够满足系统提出的各项性能指标要求。关键词:变推力液体火箭发动机单片机实时操作系统系统建模控制系统设计半物理仿真摘要两北丁业』学硕畚
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第一章绪论§课题背景及意义的必备推进系统。液体火箭发动机的变推力技术在现代液体火箭技术发展的初期到了成功的应用,其后在理论与工程方面又进行了深入的研究并得到进~步的发与普通定推力液体火箭发动机有着显著的区别。变推力液体火箭发动机最突出的技术特点,一是对工作条件的大范围变化的可适应性,二是推力控制技术。前者变推力发动机的建模、控制规律设计及数字控制实现技术。系统设计技术保证变合奠定了变推力液体火箭发动机的技术基础。液体火箭发动机的推力是依靠将推进剂中的化学能转化为燃气喷流的动能而本论文的研究工作源于中国航天科技集团公司某研究所与西北工业大学自动化学院合作的某型变推力轨控发动机的研制项目,主要目的在于为发动机研制相应的控制器,使其能够满足所要求的性能指标。液体火箭发动机是航天运输系统及空问飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。、空间交会对接、星球软着陆及无大气星球表面运载器机动等空间飞行和探测任务就被提了出来,在窃录苹脑虑虿障陆捣⒍霸虑虺低平低成系展。变推力液体火箭发动机技术是当今液体火箭推进技术的重要发展领域。由于其推力的大范围调节而引起工作条件的大范围变化,使得对其分析与设计的方法具体体现在可调汽蚀文氏管及可调环形喷注器等系统设计技术上,后者则包括了推力发动机在其推力变化的全范围内的正常工作和能量转换效率,推力控制技术保证变推力发动机的稳定性和响应的快速性。正是推进技术与控制技术的有机结获得的。变推力火箭发动机正常工作的关键在于控制发动机中推进剂流量的大小,从而达到控制推力的目的。发动机推力的控制可以通过控制其液体推进剂的流量加以实现。由于流体控制技术是得到广泛研究和深入发展的专门技术,因而液体火箭发动机的推力控制已经具备了怠好的技术基础。因为如此,变推力液体火两北荡笱渡下畚绪论
§系统介绍挚刂破骰竟δ接收主控计算机热试模块指令,实现发动机推力的多级连续调节功能采集、贮存试验数据并向主控计算机数据采集分析模块传输相应信息;箭发动机得到了较为广泛的研究与应用。本课题便是应中国航天科技集团公司某研究所的要求,研制开发某型变推力轨控发动机的控制器,使发动机达到控制精度要求。目前,电磁阀液压控制技术被广泛应用于变推力液体火箭发动机和航天推进伺服系统。本论文涉及的发动机控制系统结构图如图尽U鱿低巢捎玫闭环结构,室压作为被控量。系统配备两个断流电磁阀、两个作动电磁阀和一个压力传感器。作为执行机构的液压作动器将作用在电磁阀上的开关信号转换为作动器活塞的位移量,带动发动机上的流量调节元件氖瞎芎土髁慷ㄎ慌缱⑵,调节燃烧剂和氧化剂的流量,进而控制燃烧室的压力。断流阀则用以控制系统的丌机和关机操作。图控制系统结构图控制系统基本功能及主要技术指标如下:接收主控计算机中控制参数设定模块的指令,设定控制参数腹た鲋令电压、控制规律参数等接收主控计算机中冷试模块的指令,实现按需要打开/关闭断流阀、使作动器移动仙蛳陆的功能,用以调节流量,控制室压;接收主控计算机指令,完成试验后的吹除、清洗等操作。两北等搜悴仿凼绪论●·,
§作者工作及本文结构安排§.髡叩墓ぷ刂破鞯募际跻G螅低持饕