基于模型的矢量噴管控制系統(tǒng)設計

王建鋒，臧 軍，姜殿文，蔣 毅

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

基于模型的矢量噴管控制系統(tǒng)設計

王建鋒，臧 軍，姜殿文，蔣 毅

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

為實現矢量噴管控制系統(tǒng)正向研發(fā)“V”字模型，使用基于模型的設計方法開展矢量噴管控制系統(tǒng)的設計和驗證。建立了包含矢量噴管液壓機械單元、矢量噴管控制器及矢量偏轉運動的矢量噴管控制系統(tǒng)模型，與發(fā)動機模型、飛機模型集成用于矢量噴管控制系統(tǒng)的系統(tǒng)綜合設計。使用模型自動測試技術開展數字仿真試驗，利用自動代碼生成技術和實時仿真技術實現控制軟件快速開發(fā)和系統(tǒng)半物理試驗，試驗結果表明了矢量噴管控制系統(tǒng)設計的正確性、高效性。

矢量噴管控制系統(tǒng)；飛行/推進綜合控制；基于模型的設計；模型自動測試;自動代碼生成；實時仿真

0 引言

對于航空、航天領域的復雜控制系統(tǒng)，傳統(tǒng)開發(fā)方法是由各專業(yè)人員使用不同工具分階段實施。設計和驗證在不同階段、不同專業(yè)人員間傳遞和轉換容易偏離，而且存在重復編碼、系統(tǒng)迭代周期長等問題[1]?？刂葡到y(tǒng)基于模型設計技術近年來逐漸興起?；谀Ｐ偷脑O計（Model Based Design,MBD）屬于控制系統(tǒng)開發(fā)體系的范疇，涵蓋了控制系統(tǒng)的系統(tǒng)設計、實時仿真、嵌入式控制軟件開發(fā)等整個流程。相比于傳統(tǒng)開發(fā)方法，MBD是在統(tǒng)一的設計和驗證平臺上，以控制系統(tǒng)的數學模型為對象，以計算機上代碼自動生成為手段，用仿真的方式在控制系統(tǒng)開發(fā)流程中的各階段持續(xù)不斷地進行測試和驗證，高效地進行迭代和優(yōu)化設計[2-3]。MBD技術已在汽車電子領域取得了廣泛應用，具有較強的工程實用性[4-5]。

現代航空技術不斷發(fā)展，世界各國對戰(zhàn)斗機性能和航空發(fā)動機性能的要求在不斷提升。采用推力矢量技術提高戰(zhàn)斗機機動性能已成為主流趨勢[6-7]。飛機、航空發(fā)動機的高復雜性和高安全性需求決定矢量噴管控制系統(tǒng)是安全關鍵的復雜系統(tǒng)，其驗證過程是需要反復迭代、并經歷多層級試驗驗證的復雜“V”字模型。

目前矢量噴管控制技術的研究主要集中在算法理論方面[8-9]，而且飛機、發(fā)動機的工作是分隔獨立的方式[10-13]。自上而下的正向設計相關、工程實用的開發(fā)方法的文獻資料很少。

本文基于MBD技術按照“V”字模型開展矢量噴管控制系統(tǒng)的設計和驗證。在MATLAB/SIMULINK環(huán)境中建立了矢量噴管控制系統(tǒng)模型作為統(tǒng)一的系統(tǒng)綜合設計平臺，通過數字仿真試驗和半物理試驗對系統(tǒng)開展多層級驗證，以提高矢量噴管控制系統(tǒng)設計的正確性和驗證的充分性，同時探索形成工程實用、高效的開發(fā)方法。

1 飛行/推進綜合控制系統(tǒng)模型

矢量噴管控制系統(tǒng)是系統(tǒng)中的系統(tǒng)，與飛機系統(tǒng)、發(fā)動機系統(tǒng)緊密交聯，是飛行/推進綜合控制系統(tǒng)(Integrated Flight Propulsion Control,IFPC)的重要組成，其功能和性能在IFPC系統(tǒng)中體現，為此構建了IFPC系統(tǒng)模型。

從飛機的角度，IFPC系統(tǒng)可簡化地為串級控制結構。飛行控制計算機 (Flight Control Com-puter，FCC)接收飛行員操縱信號，結合飛機當前的狀態(tài)，輸出飛行控制指令信號；發(fā)動機電子控制器(Electronic Engine Controller，EEC)接收飛行控制指令信號中與發(fā)動機操縱相關的控制指令信號，結合發(fā)動機當前的狀態(tài)，輸出發(fā)動機控制指令信號；矢量噴管控制器(Vector Nozzle Control-ler，VNC)接收發(fā)動機控制指令信號中與矢量噴管操縱相關的控制指令信號，結合矢量噴管液壓機械單元 (Vector Nozzle Hydraulic Mechanism Unit，VNHMU)當前的反饋狀態(tài)，輸出矢量噴管控制指令。FCC、EEC、VNC三者通過飛機通訊總線交聯。

從飛機層級來說，FCC主要功能是指令信號成型、增益調參、補償濾波等飛/推綜合控制規(guī)律的實現。FCC的輸出包括操縱面控制指令、發(fā)動機操作指令、推力矢量偏轉角指令δDem、推力矢量方位角指令θDem等信號。指令作用在發(fā)動機、飛機操縱面產生響應使得飛機狀態(tài)發(fā)生變化，從而形成了飛行控制回路。

從發(fā)動機層級來說，EEC主要功能是實現發(fā)動機控制邏輯、發(fā)動機（推力）穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)控制規(guī)律，EEC的輸出包括供油流量指令、可調幾何機構位置指令等信號。指令作用在泵調節(jié)器執(zhí)行機構產生響應使得發(fā)動機狀態(tài)發(fā)生變化，從而形成發(fā)動機控制回路。對于矢量控制，EEC還根據發(fā)動機工作狀態(tài)計算得到矢量噴管面積比（膨脹比）Ar、修正和安全限制后的推力矢量偏轉角指令δDem、推力矢量方位角指令θDem，實現矢量噴管與發(fā)動機狀態(tài)的匹配[14]。

在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下構建了IFPC系統(tǒng)模型，模型的頂層架構如圖1所示。模型中各子系統(tǒng)之間的連接線均為結構體形式數據流。其中，FCC和飛機模型由飛機設計人員開發(fā)維護；EEC和發(fā)動機模型由發(fā)動機設計人員開發(fā)維護；VNC和VNHMU模型則由矢量噴管設計人員開發(fā)維護；IFPC系統(tǒng)模型是飛機、發(fā)動機、矢量噴管三方共用的桌面設計和驗證平臺。

2 矢量噴管控制子系統(tǒng)建模

矢量噴管控制系統(tǒng)模型包括VNHMU模型、矢量噴管偏轉運動模型和VNC模型。

VNHMU模型反映來自VNC的控制指令與A9環(huán)作動筒位移之間的關系；矢量噴管偏轉運動模型反映A9環(huán)作動筒位移與矢量偏轉角和方位角之間的關系，在VNC模型內部。

2.1 VNHMU建模

VNHMU包括發(fā)動機燃油增壓泵、噴管油源泵、A9環(huán)作動筒（含電液伺服閥）、油濾、供油回油管路、LVDT傳感器等。燃油增壓泵為離心泵，對飛機油箱來油進行初步增壓，同時接收低壓回油，保證燃油系統(tǒng)低壓油壓力穩(wěn)定。噴管油源泵為柱塞泵，對增壓泵后燃油再次增壓，形成驅動A9環(huán)作動筒運動的高壓燃油。噴管油源泵出口壓力與發(fā)動機轉速有關。A9環(huán)作動筒上電液伺服閥根據來自VNC的控制電流調節(jié)并分配高、低壓指令油到作動筒的有桿腔和無桿腔形成位移，從而驅動矢量噴管面積和偏轉調節(jié)。

A9環(huán)作動筒伺服運動簡化如圖2所示。

忽略管路壓阻損失，假設節(jié)流閥口為矩形，伺服閥壓力流量為

式中：qL為負載流量；Cd為閥口流量系數；w為面積梯度；xv為閥芯位移；ρ為油液密度；Pyyb為油源泵出口壓力；PL為負載壓力。

式中：I為伺服閥控制電流；K為伺服閥增益；T為伺服閥時間常數。

閥芯向右移動時xv為正值，閥芯向左移動時為xv為負值。

忽略溫度變化對油液體積的影響和外泄漏，液壓缸流量連續(xù)公式為式中：Ah為控制腔等效活塞面積；L為作動筒位移；Ci為液壓缸冷卻和泄漏系數；Vo為液壓缸控制腔容積；βe為油液等效體積彈性模量。

忽略庫侖摩擦力等非線性負載，液壓缸運動方程為

式中：mt為活塞與負載的等效總質量；Bp為活塞黏性摩擦系數；K為負載的彈簧剛度；FL為作用在活塞上的外部負載力。

聯立式（1）～（4），可得 L 與 Pyyb、I之間的關系，即VNHMU模型。

2.2 矢量噴管偏轉運動建模

本文矢量噴管為機械式軸對稱矢量噴管，由機匣、作動筒、噴管喉道面積調節(jié)環(huán)（A8環(huán)）、矢量噴管面積調節(jié)環(huán)（A9環(huán)）、連桿、收斂調節(jié)片、擴張調節(jié)片、收斂段密封片、擴張段密封調節(jié)片、整流罩等機械構件組成，屬于由2個Stewart平臺驅動的復雜空間機構。矢量噴管機構如圖3所示[15]。

矢量噴管前部是A8環(huán)控制部分，以發(fā)動機后機匣為基礎平臺，A8環(huán)為動平臺，二者之間通過6個SPS作動筒連接構成Stewart并聯機構；中部是矢量噴管驅動機構，基礎平臺和A9環(huán)由3個SPS作動筒相連，A9環(huán)是6自由度運動；后部是擴張調節(jié)片部分，由并聯于A8環(huán)、A9環(huán)與后機匣之間的若干RSRR-RRR空間運動鉸組成時變幾何體。

發(fā)動機噴管喉道面積調節(jié)通過A8環(huán)調節(jié)實現。A8環(huán)作動筒同步輸出位移，驅動A8環(huán)沿發(fā)動機軸線運動，形成環(huán)上滾子在收斂調節(jié)片的凸輪曲面運動，帶動收斂調節(jié)片轉動實現噴管喉道面積收放。

A9環(huán)作動筒沿發(fā)動機軸線同步輸出位移，驅動RSRR-RRR空間運動鉸運動，帶動擴張調節(jié)片收放，實現矢量噴管面積控制。

A9環(huán)作動筒輸出位移不同步時，驅動A9環(huán)法線相對發(fā)動機軸線偏轉，通過R副連桿相對發(fā)動機軸線切向偏轉，帶動擴張調節(jié)片切向偏轉，實現矢量偏轉。

根據并聯機構運動規(guī)律對偏轉運動進行簡化獲得矢量偏轉運動模型，包括正解模型和逆解模型[16]。

正解模型是已知噴管喉道面積A8、Ar、δDem、θDem，求解3個A9環(huán)作動筒位移指令L91Dem、L92Dem、L93Dem。

式中：k、LC 為常數。

逆解模型是已知噴管喉道面積A8、3個A9環(huán)作動筒位移反饋L91、L92、L93，求解實際推力矢量偏轉角δ和推力矢量方位角θ。

2.3 VNC建模

VNC是數字式電子控制器(含控制軟件)，實現信號采集、濾波、控制邏輯和控制規(guī)律計算、控制信號輸出、通訊等功能。此外為滿足安全性要求，還需要實時地進行系統(tǒng)的故障檢測、隔離與自適應(Fault Detection，Isolation and Adaption，FDIA)。

VNC采用雙通道結構，2個控制通道分別連接到A9環(huán)作動筒上電液伺服閥的2個線圈、差動式線性位移傳感器LVDT的2個線圈、回中轉換電磁閥的2個線圈。VNC的1個通道處于主控，另1個通道處于熱備份狀態(tài)。矢量噴管控制系統(tǒng)余度配置如圖4所示。

VNC 接收 EEC 發(fā)送的 A8、Ar、δDem'、θDem'指令，根據偏轉運動正解模型計算獲得3個A9環(huán)作動筒位移指令L91Dem、L92Dem、L93Dem，同時采集獲得位移反饋，通過控制規(guī)律計算輸出給A9環(huán)作動筒上電液伺服閥的控制電流。電液伺服閥調節(jié)出相應的高、低壓指令油驅動作動筒運動，構成位置閉環(huán)控制?；刂修D換電磁閥起到控制模式轉換的作用：當回中轉換電磁閥處于斷電狀態(tài)時，位置閉環(huán)控制工作模式轉換為機械回中工作模式，A9環(huán)作動筒依靠液壓機械機構實現機械回中。

此外，VNC 根據 A8、位移反饋 L91、L92、L93，以及偏轉運動逆解模型實時求解實際推力矢量偏轉角δ、推力矢量方位角θ。δ、θ是飛行/推進綜合控制系統(tǒng)模型中發(fā)動機模型、飛機模型的輸入參數。VNC的工作和故障信息也會傳遞給FCC，用于FCC的控制決策。在MATLAB/SIMULINK環(huán)境中建立了VNC模型，單通道的VNC模型架構如圖5所示。模型中各子功能模塊之間的連接線均為結構體形式數據流。

模型中輸入、輸出模塊為輸入輸出硬件電路模型，主要反映電路的帶寬特性。控制軟件是VNC的功能核心。控制軟件的計算流程為標定轉換、信號故障檢測、表決、矢量偏轉運動模型計算、伺服控制律計算、執(zhí)行機構故障檢測、故障隔離自適應處理、輸出管理（包括選擇和使能）。其中表決和故障隔離自適應功能模塊，需要另一控制通道數據作為控制和決策參考。

3 試驗

為驗證矢量噴管控制系統(tǒng)設計的正確性，開展了數字仿真及半物理試驗。

3.1 數字仿真

數字仿真是在MATLAB桌面環(huán)境中以模型為對象，針對系統(tǒng)的功能和時域響應、頻域響應等性能指標需求，對控制邏輯和控制規(guī)律等開展調整試驗。按照系統(tǒng)開發(fā)的“V”字模型，全數字仿真分為飛機級、發(fā)動機級、矢量噴管控制系統(tǒng)級等不同級別，分別由相應人員實施。

以矢量噴管控制子系統(tǒng)級中，A9環(huán)作動筒伺服回路控制規(guī)律設計為例。

在VNC模型中，斷開矢量偏轉運動模型模塊和控制律模塊的信號連接線，使用仿真測試用例產生A9環(huán)作動筒位移指令替代矢量偏轉運動模型產生的位移指令，通過時域、頻域分析方法開展仿真試驗至滿足設計指標要求，試驗結果如圖6所示。

矢量噴管控制系統(tǒng)的高安全性決定需對模型的算法和邏輯開展遍歷式測試。為提高模型仿真測試效率，可使用模型自動化仿真測試的方法。明確被測模型的輸入輸出接口后，針對需求編制文本形式的輸入數據序列、期望輸出數據（或特性）作為測試用例集，通過調用.m腳本文件可實現用例集中所有用例的自動運行。自動化測試能夠顯著提高桌面環(huán)境中設計迭代的效率，具有較高的工程實用性。

3.2 半物理試驗

半物理試驗是以真實的VNC、VNHMU（含傳感器）為試驗對象，通過模擬FCC、飛機、EEC、發(fā)動機的運行來進行高逼真度的仿真試驗。相比于全數字仿真，半物理試驗能夠反映矢量噴管控制子系統(tǒng)的建模誤差和未建模動態(tài)的影響。

數字仿真到半物理試驗的階段轉換通過自動代碼生成和實時仿真技術來實現。RTW（Realtime workshop，實時工作間）基于SIMULINK的代碼自動生成工具，能從SIMULINK模型中產生優(yōu)化、可移植和個性化的代碼。關于RTW實現代碼自動生成的方法和集成應用的文獻較多[17]，本文不做介紹。

對于圖1中IFPC系統(tǒng)模型，FCC、飛機、EEC、發(fā)動機模型分別生成代碼，部署的目標機環(huán)境均是基于通用計算機的實時操作系統(tǒng)RTX（Real-Time eXtension）[3，18]。

對于圖5中VNC模型，控制軟件部分生成代碼，目標環(huán)境是基于PowerPC處理器的VNC控制器硬件。VNHMU模型則使用真實的液壓機械裝置（含傳感器）代替。

代碼部署后的FCC仿真計算機、飛機模型計算機、EEC仿真計算機、發(fā)動機模型計算機，和真實的VNC、VNHMU之間，按照模型中的信號接口定義，通過真實物理信號、通訊總線交聯，構成半物理模擬試驗環(huán)境。

在半物理試驗環(huán)境下，在發(fā)動機系統(tǒng)層級，對矢量噴管控制系統(tǒng)的功能和性能開展驗證。在飛行包線點高度為11 km、馬赫數為0.8和發(fā)動機中間狀態(tài)下，分別開展偏轉角和方位角從（0°，0°）到（10°，180°）、（10°，0°）、（10°，90°）、（10°，270°） 的全向矢量偏轉試驗，試驗結果如圖7所示。

試驗結果表明，在發(fā)動機系統(tǒng)層級，由于受電液伺服閥流量飽和特性以及非線性負載力的影響，A9環(huán)作動筒運動速率相比數字仿真時變慢。在飛機系統(tǒng)層級，矢量偏轉角和方位角運動速率符合要求，可開展飛機系統(tǒng)層級試驗。

對于“V”字流程右上端的飛機系統(tǒng)層級的試驗，同樣通過這種逐步代入真實對象的方式，增加驗證的充分性，降低最終裝機試飛試驗的風險。

4 結論

本文建立了包含矢量噴管液壓機械單元、矢量噴管控制器及偏轉運動計算的矢量噴管控制系統(tǒng)模型，該模型結合飛機模型和發(fā)動機模型構成帶矢量噴管的飛行/推進綜合仿真平臺。數字仿真、半物理試驗分別從矢量噴管控制子系統(tǒng)層級、發(fā)動機系統(tǒng)層級表明了矢量噴管控制系統(tǒng)設計的正確性。

闡述了使用MBD技術實現矢量噴管控制系統(tǒng)從桌面設計到產品驗證一體化流程。該方法的特點在于：在系統(tǒng)設計階段建立統(tǒng)一的桌面模型，飛機、發(fā)動機、矢量噴管各方能夠協(xié)同開展飛行/推進綜合控制系統(tǒng)的綜合設計，通過模型自動測試提高設計迭代效率；在控制軟件開發(fā)階段借助代碼自動生成，能夠高效繼承前期控制邏輯和控制算法的設計結果，避開系統(tǒng)設計向軟件設計的需求傳遞以及復雜的軟件編碼工作?？刂栖浖拈_發(fā)工作轉變?yōu)樾枨蠊潭ā⒆兏苌俚牡讓榆浖木幋a；在半物理試驗階段，通過對分系統(tǒng)代碼自動生成和實時仿真的方式逐步代入真實對象，能夠方便地開展“V”字模型右側的自下而上的逐級驗證。實踐表明該方法具有工程實用性和高效性，可為飛行/推進綜合控制等復雜控制系統(tǒng)的開發(fā)提供參考。

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Design for Vector Nozzle Control System Based on Model

WANG Jian-feng,ZANG Jun,JIANG Dian-wen,JIANG Yi
（AECC Aero Engine Control System Institute,Wuxi Jiangsu 214063,China）

In order to realize the “V” model process of forward development for vector nozzle control system,the design and verification of vector nozzle control system based on model-based design was proposed.The model of vector nozzle control system was built,consisted of hydraulic mechanism unit,controller,and vectoring motion model.The synthesis design of the vector nozzle model,the engine model and the aircraft model was used in system level design.The technology of automatic test for model was used in digital simulation,and auto code generation and real-time simulation was used to implement rapid development of software and semi-physical tests for the control system.The test results show the correctness and the efficiency of the design of vector nozzle control system.

vector nozzle control system;integrated flight propulsion control;model based design;automatic test for model;auto code generation;real-time simulation

V233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.005

2016-12-14 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

王建鋒（1986），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動機控制系統(tǒng)總體設計工作；E-mail：wjf020410306@aliyun.com

王建鋒,臧軍,姜殿文,等.基于模型的矢量噴管控制系統(tǒng)設計[J].航空發(fā)動機,2017,43（4）:23-29.WANGJianfeng,ZANGJun,JIANGDianwen,et al.Design for vector nozzle control systembased on model[J].Aeroengine,2017,43（4）:23-29.

（編輯：李華文）