國外高空模擬試車臺控制系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展

王 曦，朱美印，張 松，但志宏，裴希同

(1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100083；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，四川綿陽621703；3.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191)

1 引言

現(xiàn)代高性能燃氣渦輪發(fā)動機的研制需要先進的高空模擬試車臺(以下簡稱高空臺)，發(fā)動機性能的優(yōu)劣需在高空真實模擬環(huán)境條件下進行評估，先進的高空臺應(yīng)盡可能模擬全飛行包線范圍內(nèi)及特殊飛行條件下的發(fā)動機的工作環(huán)境。發(fā)動機高空模擬試驗常規(guī)科目包括發(fā)動機各部件及整機的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，如壓氣機、燃燒室、渦輪等部件的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，發(fā)動機推力、耗油率等性能，控制計劃、控制邏輯的設(shè)計合理性以及發(fā)動機起動性能等。

國外，美、英、法、德、俄擁有各自的高空臺，均能夠完成燃氣渦輪發(fā)動機上述試驗科目的模擬試驗驗證[1-7]，其中最先進的是美國阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的高空臺。AEDC是世界上最大的航空宇航測試設(shè)備試驗中心，擁有風洞、高空臺、超高速彈道航程試驗臺等53個專用設(shè)備，可對試驗件的功能、性能、安全可靠性進行全面測試和評估。典型發(fā)動機 如 F119、F135、遄 達 900、遄 達 1000、GP7200、PW6000等均在AEDC進行過考核測試。本世紀初，AEDC完成了試車操作現(xiàn)代化和一體化計劃(TOMIP)，縮短了高空臺試驗的停車時間，降低了試驗成本。其關(guān)鍵技術(shù)是建立了整個高空臺試驗系統(tǒng)的Simulink仿真模型，除模擬高空臺性能試驗的基本要求外，還具有故障模擬、診斷、排除的功能。AEDC近年推動的推進整合與簡化計劃(PCS)是以提高試驗設(shè)備效率和完善試驗設(shè)備功能為目標，其中一個重要功能是模擬飛機機動飛行環(huán)境，使發(fā)動機在機動飛行條件下運行，主要體現(xiàn)在以下三種飛行情況：①急速爬升——飛行馬赫數(shù)不變的前提下，飛機作高速快速爬升；②馬赫數(shù)劇變——飛行高度不變的前提下，加速或減速；③復雜任務(wù)——飛行高度和馬赫數(shù)都改變，如迎風轉(zhuǎn)彎、自旋等機動飛行。PCS計劃中，建模仿真技術(shù)是關(guān)鍵，需要模擬飛行器系統(tǒng)向推進系統(tǒng)提供空氣動力學氣流參數(shù)，以使發(fā)動機能夠模擬瞬變飛行條件下的工況、進氣畸變和系統(tǒng)之間的匹配性能。

我國高空臺籌建始于1958年，1964年建成第一個暫沖式氣源的小型渦噴發(fā)動機高空臺。隨后進入大型高空臺的研制階段，20世紀80年代大型高空臺建成并投產(chǎn)[8]。到目前為止，該高空臺為我國多種型號發(fā)動機研制提供了有效的試驗驗證。但作為高空臺重要組成部分的高空臺控制系統(tǒng)，還處于初步研發(fā)階段，需借助國外先進的數(shù)字仿真技術(shù)，為高空臺的建設(shè)方案提供重要依據(jù)。為此，本文詳細介紹了美國阿諾德工程發(fā)展中心和德國斯圖加特的高空臺控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、功能和性能，重點剖析了高空臺數(shù)字仿真的關(guān)鍵技術(shù)，以期為我國高空臺的建設(shè)發(fā)展提供參考。

2 典型高空臺性能參數(shù)

2.1 SATF高空臺

德國斯圖加特高空臺(SATF)進行過BR700等民用發(fā)動機的高空性能模擬試驗，其性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～2.2，模擬高度0～20.0 km，進口氣體壓力5～250 kPa，進口氣體溫度-60～170℃，空氣流量0～140 kg/s，進口壓力變化率±20 kPa/s。

2.2 PSL高空臺

2006年美國NASA格林研究中心推進系統(tǒng)實驗室(PSL)的高空臺PSL-3和PSL-4投入使用，測試發(fā)動機推力約220 kN，試驗設(shè)備結(jié)構(gòu)如圖1所示。PSL-3高空性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～3.0，模擬高度0～27.4 km，進口氣體壓力0～379 kPa，進口氣體溫度-45～316℃，空氣流量0～340 kg/s。PSL-4高空性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～4.0，模擬高度0～27.4 km，進口氣體壓力0～138 kPa，進口氣體溫度-68～649℃，空氣流量0～218 kg/s。

2.3 AEDC高空臺

AEDC是美國進行發(fā)動機高空性能試驗的主要基地，可滿足從小型巡航導彈發(fā)動機到大型渦扇發(fā)動機試車的需求。其測試項目包括：高空性能、操縱性能、氣動熱力、結(jié)冰、腐蝕、進氣壓力畸變、進氣溫度畸變、加速任務(wù)、發(fā)動機-進氣道動態(tài)特性匹配、任務(wù)環(huán)境模擬和發(fā)動機部件性能測試。AEDC高空臺進口參數(shù)和出口參數(shù)最大變化率的性能要求為：進口壓力變化率12 kPa/s，進口溫度變化率+8.4℃/s或-5.6℃/s，高空艙壓力變化率-2.758 kPa/s。AEDC各高空臺測試能力見表1。

C-1、C-2高空臺采用多個遠程操作的文氏管精確測量發(fā)動機空氣流量，用于大型軍用和商用發(fā)動機的高空模擬性能測試。C-1測試過F119和F135發(fā)動機，C-2測試過遄達 900、遄達 1000、GP7200、PW6000、BR725和XF7-10等發(fā)動機。高空臺J-1和J-2總體測試性能與C-1、C-2的相似，但尺寸相對較小。J-1測試過F110、F118以及F101發(fā)動機，J-2測試過 F110、F118、F101、F119、F135和 F136等發(fā)動機。SL-2和SL-3主要進行大型加力渦輪發(fā)動機在近海平面大氣環(huán)境下的耐久性測試及加速任務(wù)試車，SL-2測試過F110、F119發(fā)動機，SL-3測試過F100、F135發(fā)動機。T-3用于巡航彈高馬赫數(shù)飛行條件下的發(fā)動機性能試車，T-4用于中型渦輪發(fā)動機性能試車，如F110、F414、AE3007H、F405、F107、F112發(fā)動機。

表1 AEDC的高空臺測試能力Table 1 The test abilities of AEDC altitude simulation test facilities

3 高空臺控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

3.1 SATF設(shè)備控制系統(tǒng)

3.1.1 控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

SATF設(shè)備控制系統(tǒng)如圖2所示，試車過程中可根據(jù)功率需求調(diào)整進氣參數(shù)，并與發(fā)動機控制器(EEC)配合工作。SATF主控制器(MC)向EEC發(fā)送飛行條件指令等信號，同時向SATF作動控制器(FC)發(fā)出飛行條件模擬指令信號。FC按各控制回路對相應(yīng)的作動器發(fā)送作動指令，使各作動器完成相應(yīng)調(diào)節(jié)，為發(fā)動機提供所模擬的進口總壓、進口總溫和出口環(huán)境壓力。為滿足高空臺正常運轉(zhuǎn)，除各回路70多個調(diào)控閥外，高空臺還裝有10個換熱器、2個冷卻渦輪、5個壓氣機，還安裝有一個離心分離器以保護發(fā)動機不受煙塵、鐵銹、液體侵蝕和冰等雜質(zhì)的損害。同時輔助系統(tǒng)提供冷卻水、鹽水、蒸汽、滑油和發(fā)動機燃油的控制裝置[9]。

3.1.2 控制原理

SATF分進口、出口和發(fā)動機三個工作區(qū)域，而進口區(qū)域又分為壓力、溫度及流量控制區(qū)域。圖3為高空臺控制原理圖[9]。壓力控制區(qū)域采用直通和加壓并聯(lián)式選擇結(jié)構(gòu)，溫度控制區(qū)域采用冷卻和加溫并聯(lián)的摻混式結(jié)構(gòu)，流量控制區(qū)域根據(jù)測試發(fā)動機的工作流量實時控制。發(fā)動機模擬在飛行包線內(nèi)工作的氣動熱力性能，出口區(qū)域模擬發(fā)動機在飛行包線內(nèi)工作的大氣環(huán)境?？刂苹芈凡捎瞄]環(huán)負反饋結(jié)構(gòu)，F(xiàn)C接收來自MC的指令信號(主要有P25_C、T25_C、W25_C、dP25/dt_C信號)，控制器根據(jù)偏差計算出L42和L57等調(diào)節(jié)閥門的控制信號并輸出給調(diào)節(jié)閥驅(qū)動裝置，以實現(xiàn)伺服跟蹤來自MC的指令信號。

3.1.3 數(shù)字仿真系統(tǒng)

SATF數(shù)字仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理如圖4所示。該系統(tǒng)是利用Simulink軟件開發(fā)的聯(lián)合閉環(huán)仿真平臺，主要由主控制器、高空臺控制模型、高空臺氣動熱力模型、發(fā)動機控制器、發(fā)動機動態(tài)模型五大功能模塊組成。主控制器模塊提供發(fā)動機飛行環(huán)境進排氣條件，高空臺控制模塊提供發(fā)動機進排氣壓力控制和進氣溫度控制計算，高空臺氣動熱力模型模塊包括壓縮機、空氣加熱器、空氣冷卻器、排氣擴散器、管道、調(diào)節(jié)閥、作動筒等部件的動態(tài)特性，發(fā)動機控制器模塊模擬發(fā)動機穩(wěn)態(tài)、過渡態(tài)控制及限制保護控制等，發(fā)動機動態(tài)模型模擬發(fā)動機的工作特性。

3.2 AEDC設(shè)備控制系統(tǒng)

AEDC為評估瞬變飛行條件下進氣畸變對發(fā)動機的性能影響，開發(fā)了帶進氣畸變功能的高空臺數(shù)字仿真系統(tǒng)。按不同的飛行任務(wù)，飛行模擬器對飛行環(huán)境條件下發(fā)動機進口總壓、總溫、出口靜壓和空氣流量進行模擬，并將這些指令實時傳遞給數(shù)據(jù)分析管理器，數(shù)據(jù)分析管理器將這些指令數(shù)據(jù)發(fā)給高空臺控制器，經(jīng)實時運算生成執(zhí)行機構(gòu)的動作指令，實時調(diào)節(jié)管網(wǎng)的流量控制閥。實際被測發(fā)動機將運行性能數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)分析管理器反饋到飛行模擬器中，從而給飛機提供推力等性能數(shù)據(jù)。這種試驗可以高效地模擬飛機的機動飛行性能，如急速爬升和馬赫數(shù)突變等。下文將對AEDC高空臺數(shù)字仿真系統(tǒng)進行分析。

(1)高空臺控制模擬

AEDC高空臺控制結(jié)構(gòu)組成類似圖3所示的SATF控制結(jié)構(gòu)，也是采用高低溫回路摻混的方法通過控制閥門開度實現(xiàn)對模擬飛行環(huán)境的控制，其Simulink仿真模型如圖5所示[4]。

(2)飛行模擬器

AEDC開發(fā)了GENESIS實時飛行模擬器，含所有動態(tài)系統(tǒng)的通用組件，用戶在GENESIS仿真系統(tǒng)中可以獲得階躍響應(yīng)數(shù)據(jù)、建立線性模型以及調(diào)試非線性動態(tài)系統(tǒng)模型。GENESIS飛行模擬器成功應(yīng)用案例，如F110發(fā)動機ATEST模型與F-16飛行器模型協(xié)同運行平臺，見圖6[4]。

(3)駕駛艙模擬器

駕駛艙模擬器AIRFOX，包括駕駛艙儀表、可視系統(tǒng)(外界實時成像觀測)和主要控制部件(控制桿、操縱踏板和油門桿)和控制面板(選擇按鈕和LCD顯示器)。

(4)發(fā)動機動態(tài)模型

相比SATF實時簡化模型，AEDC發(fā)動機模型為部件級實時動態(tài)模型，模型的準確度高，輸出參數(shù)多，更加適于對發(fā)動機動態(tài)實時運行參數(shù)進行狀態(tài)監(jiān)控及故障診斷處理，如對F-16配裝的F110-GE-129發(fā)動機進行了飛/發(fā)一體化飛行環(huán)境下的實時動態(tài)性能匹配仿真。

(5)數(shù)據(jù)分析管理器

AEDC數(shù)據(jù)分析管理器是對飛機、發(fā)動機、飛行環(huán)境以及高空臺試驗中實時生成的數(shù)據(jù)進行通訊的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)管理系統(tǒng)，在Simulink環(huán)境下實現(xiàn)。

(6)進氣畸變模擬

AEDC進氣畸變下的數(shù)字仿真如圖7所示[4]。與非進氣畸變相比增加了畸變發(fā)生器控制系統(tǒng)，采用TEACC變焦技術(shù)實現(xiàn)進氣畸變下壓氣機特性模擬，如圖 8所示[4]。

(7)非畸變進氣飛行環(huán)境下的仿真

非畸變進氣飛行環(huán)境下等馬赫急速爬升機動飛行仿真如圖9所示[4]。飛機以等0.8馬赫從7 620 m爬升到12 192 m高度，仿真過程中將油門桿推到最大位置，飛行器先帶斜度上升，隨后將油門桿拉回使飛行器快速爬升。當飛行器相對于地面的爬升角達到30°時，將油門桿前推，使爬升角保持不變。當飛行器到達11 582 m高度時，操縱飛行器副翼，使其旋轉(zhuǎn)180°；然后將油門桿往后拉保持飛行器在12 192 m高空以水平反轉(zhuǎn)的方式飛行；隨后再操縱飛行器旋轉(zhuǎn)180°，使飛行器前端向下豎直飛行；最后對操縱桿和油門桿角度進行調(diào)整，使飛行器在12 192 m高空以0.8馬赫的速度平穩(wěn)飛行。其中進口總溫的模擬值與設(shè)計值有一定誤差。

等高度馬赫數(shù)突變機動飛行仿真如圖10所示[4]。當飛行器在7 620 m高空以0.8馬赫的速度穩(wěn)定飛行時，首先把油門桿快速推到最大，向前推操縱桿，保持飛行器前端向下，此時飛行高度不變，5 s后必須將操縱桿拉回，防止機頭過于向下而導致飛行高度下降。保持此姿勢5 s，需將機頭轉(zhuǎn)回補償因速度增加而減小的配平角。當飛行馬赫數(shù)變?yōu)?.2時，拉回油門桿，保持飛行速度不變。進排氣溫度、壓力的模擬值與設(shè)計值基本一致。

(8)畸變進氣飛行仿真

當飛行器的飛行環(huán)境出現(xiàn)惡劣情況時，如空中開炮、發(fā)射火箭、空中懸停、甲板彈射起飛(圖11)，發(fā)動機將遭遇進氣溫度、壓力畸變。圖12為進氣道總壓畸變分布，總壓的不均勻性接近30%。

從上述非畸變進氣飛行環(huán)境下的仿真與試驗對比可知，AEDC高空臺數(shù)字仿真系統(tǒng)基本上能夠模擬真實試驗的效果，對于制定正確的高空臺控制系統(tǒng)設(shè)計方案具有重要的參考價值。同時，AEDC高空臺已具備進氣畸變條件下的試驗?zāi)芰Γ蔀樵u估發(fā)動機抗進氣畸變性能提供試驗驗證條件。

4 結(jié)束語

國外高空臺控制系統(tǒng)采用了數(shù)字仿真技術(shù)，提煉了整個系統(tǒng)及部件的動態(tài)特性，建立了高精度數(shù)學模型及其控制系統(tǒng)數(shù)字仿真驗證平臺，為建設(shè)先進高空臺提供了重要的方案依據(jù)。采用先進數(shù)字仿真技術(shù)的控制系統(tǒng)，有助于完成模擬進氣畸變條件下超機動飛行的發(fā)動機性能評估試驗、優(yōu)化控制系統(tǒng)的設(shè)計等，還可避免試驗風險，縮短建設(shè)周期，這對我國高空臺的建設(shè)具有借鑒和指導意義。

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