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……