1.概述

固體火箭發動機作為航天和軍事領域的重要推進裝置，其性能直接影響到火箭飛行穩定性和精確性。在固體火箭發動機中，壓強控制系統至關重要，因為其主要任務是維持燃燒室內的適當壓強，確保燃燒過程的穩定和推力輸出的精確。

傳統的壓強控制系統依賴于大量的實物試驗和測試，耗時耗資，且存在較大的安全風險。本系統可將真實的伺服調節系統接入仿真回路，從而進行壓強反饋系統控制參數調試與動態特性實時仿真分析。

2.特征優勢

實時性強：基于多核并行計算技術，系統可精確模擬火箭發動機的動態響應和控制過程；

多學科聯合仿真：支持多源異構模型的聯合仿真，包括MWorks、MATLAB、AMESim等符合FMI標準的主流多學科模型；

硬件在環：將真實的伺服調節系統接入仿真回路，構建完整的閉環控制系統，實現硬件在環仿真（HIL），確保仿真系統的行為與真實系統一致；

支持多種閉環控制算法的設計、調試和驗證，包括PID控制、模糊控制、預測控制等；

可以在仿真環境中模擬各種故障情況，進行故障分析和應急預案驗證，提高系統的可靠性和安全性。

3.系統組成

主控計算機中建立的喉栓式發動機及控制器模型自動編譯成嵌入式代碼并下載到目標仿真機中運行，控制器輸出的調節信號通過信號轉接單元輸出到伺服驅動器，驅動伺服電機進行喉栓位移調節，位移傳感器采集喉栓位置并由AD轉換模塊輸入到仿真系統中，實時求解燃燒室壓力，根據與參考壓力的偏差值繼續調節喉栓位置。模擬負載系統根據當前燃燒室壓強及喉栓位置輸出相應的負載力并加載到喉栓傳動機構上。

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工業應用