CN109656263B - 一种发动机参数修正方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种发动机参数修正方法，包括确定转速修正量插值点ΔNn；将Nzhe_n写入至弹上控制计算机中；将ΔNn写入弹上控制计算机的Flash中；装弹前将ΔNn打印输出，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确；装弹后，打开导弹的控制舱口盖，拆下测试口堵盖，将发动机参数加载设备和弹上控制计算机通过串口加载电缆连接，向控制计算机设置地面状态的步骤。本发明无需更改控制计算机软件，而是通过1553B总线加载的方式即可实现发动机与控制计算机匹配。相对于升级控制计算软件来说，免去软件更改及管理的手续，匹配速度更快、可靠性更高。

Description

一种发动机参数修正方法
技术领域
本发明属于飞行器控制领域，具体涉及一种发动机参数修正方法。
背景技术
由于现有导弹的发动机存在性能差异，导致同一批次的导弹安装不同的发动机时，控制计算机软件需要不断升级，以适应发动机参数修正。这样带来了控制计算机软件需要根据发动机的不同不断更改控制计算机软件，不利于控制计算机软件的维护。
发明内容
本发明的目的是：本发明提供了一种无需更改弹上控制计算机软件，直接通过1553B总线加载发动机参数，使发动机与控制计算进行一一匹配的修正方法。
考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：
一种发动机参数修正方法，包括以下步骤：
1)为弥补发动机推力不同的缺陷，根据不同的由平飞高度得出的装订折合转速Nzhe_n，确定转速修正量插值点ΔNn；
2)由于平飞高度固定后，Nzhe_n固定不变，因此直接将Nzhe_n写入至弹上控制计算机中；
3)根据加载要求，发动机参数加载设备将ΔNn通过1553B总线写入弹上控制计算机的Flash中；
4)在装弹前，向控制计算机设置地面状态，通过串口打印，将写入的ΔNn打印输出，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确；
5)在装弹后，打开导弹的控制舱口盖，拆下测试口堵盖，将发动机参数加载设备和弹上控制计算机通过串口加载电缆连接，向控制计算机设置地面状态，通过串口打印，将写入的ΔNn打印输出，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确；若无法向控制计算机设置地面状态，则通过遥测系统检查ΔNn，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确。
一种发动机参数修正系统，包括发动机参数加载设备，1553B总线电缆，分离插座和弹上分离插头；
其中，弹上分离插头设置于导弹上，1553B总线电缆连接发动机参数加载设备和分离插座，通过分离插座和弹上分离插头的连接，实现发动机参数加载设备和导弹的参数加载。
有益效果：
本发明无需更改控制计算机软件，而是通过1553B总线加载的方式即可实现发动机与控制计算机匹配。相对于升级控制计算软件来说，免去软件更改及管理的手续，匹配速度更快、可靠性更高。
附图说明
图1为发明1553B总线发动机参数加载方法流程示意图。
图2为控制计算机PUBIT软件中1553B总线软件加载流程图。
图3为发动机加载参数设备与导弹连接示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
本发明为了弥补弹上系统出现的问题，通过1553B总线将发动机修正参数加载至弹载控制计算机中，以弥补发动机推力不同造成的整个控制系统的控制性能不同的问题。
本发明的发动机参数修正系统，如图3所示，包括发动机参数加载设备，1553B总线电缆，分离插座和弹上分离插头；弹上分离插头设置于导弹上，1553B总线电缆连接发动机参数加载设备和分离插座，通过分离插座和弹上分离插头的连接，实现发动机参数加载设备和导弹的参数加载。
发动机参数加载设备的工作流程，如图1所示：
1)发动机参数加载设备与导弹分离插头连接；
2)制定发动机参数加载设备的总线通讯协议，其中包括地址信息、握手信息、数据传输格式；
3)发动机参数加载设备启动；
4)向控制计算机发送握手信息；
5)若收到控制计算机的握手反馈信息，则发动机参数加载设备将发动机参数和地址信息发送给控制计算机；
6)若接收到控制计算机的参数写入完成反馈信息，则加载结束，切断供电。
控制计算机的工作流程，如图2所示；
1)控制计算机上电后，运行引导程序，自检测；
2)判断是否收到发动机参数加载设备发来的握手信息，若收到，则向发动机参数加载设备发送握手反馈信息，并执行步骤3)-4)；若未收到，进入步骤5)-13)；
3)接收发动机参数加载设备发送的发动机参数和地址信息；并将发动机参数写入控制计算机相应的地址(起始地址：0xf8000ca0)中；
4)向发动机参数加载设备发送参数写入完成反馈信息；
5)判断是否握手超时，若未超时，则继续等待握手信息，若超时，则进入步骤6)；
6)读Flash数据(起始地址：0xf8000ca0)；
7)在初始化进程中，增加串口打印功能，将ΔNn打印输出；
8)判断ΔNn数据是否超范围，并置位相关状态字；
9)将ΔNn通过发射前邮包1输出，便于实时监测；
10)发射后，若装订参数ΔNn未超限则计算Δzhe4，否则不再计算Δzhe4(Δzhe4置0)；
11)发射后，在初始折合转速装订时，根据各航段平飞高度计算装订折合转速，若装订折合转速范围为[28000,36000],则通过Nzhe_n及ΔNn进行分段线性插值得出各航段Δzhe4，否则将装订折合转速范围限制至[28000,36000]后,再通过Nzhe_n及ΔNn进行分段线性插值得出各航段Δzhe4；
12)原装订折合转速中增加Δzhe4；
13)将Δzhe4通过发射后邮包2输出；
14)参数修正或应用程序运行结束，控制计算机下电。

Claims (3)

1.一种发动机参数修正方法，由发动机参数修正系统执行，所述发动机参数修正系统包括发动机参数加载设备，1553B总线电缆，分离插座和弹上分离插头；其中，弹上分离插头设置于导弹上，1553B总线电缆连接发动机参数加载设备和分离插座，通过分离插座和弹上分离插头的连接，实现发动机参数加载设备和导弹的参数加载；
其特征在于，所述方法包括以下步骤：
1)为弥补发动机推力不同的缺陷，根据不同的由平飞高度得出的装订折合转速Nzhe_n，确定转速修正量插值点ΔNn；
2)由于平飞高度固定后，Nzhe_n固定不变，因此直接将Nzhe_n写入至弹上控制计算机中；
3)根据加载要求，发动机参数加载设备将ΔNn通过1553B总线写入弹上控制计算机的Flash中；
4)在装弹前，向控制计算机设置地面状态，通过串口打印，将写入的ΔNn打印输出，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确；
5)在装弹后，打开导弹的控制舱口盖，拆下测试口堵盖，将发动机参数加载设备和弹上控制计算机通过串口加载电缆连接，向控制计算机设置地面状态。
2.如权利要求1所述的一种发动机参数修正方法，其特征在于，向控制计算机设置地面状态后，通过串口打印，将写入的ΔNn打印输出，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确。
3.如权利要求1所述的一种发动机参数修正方法，其特征在于，若无法向控制计算机设置地面状态，则通过遥测系统检查ΔNn，验证通过1553B总线写入的ΔNn是否正确。
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