推进系统综合控制-萌发

飞机/推进系统匹配/综合控制问题首次出现在F111战机,如何解决的,为将来的固定翼飞行器推进系统提供了怎样的研发思路,下文略探一二.

前言

推进系统硬件复杂性的逐步增加对推进系统的控制硬件提出了更高的要求。发动机和进气道的工况运行水平随之提升，对控制系统技术改进的需求变得更加明确。除了增加传感器和计算能力之外，还需要集成各种进气道和发动机控制功能，以便实现所有飞行条件下最大的推进系统稳定性和性能。下面将介绍美国一项为期三年的推进系统综合控制系统 (IPCS) 设计、研发和飞行评估的探索性研究计划。该计划的主要目标是通过飞行试验确定稳态和瞬态推进系统性能的潜在改进空间。实施手段包括推进系统综合控制模式应用，更多的发动机和进气道传感器应用，以及使用更多复杂的控制运算。该研究成果在F-111E战机进行验证。

改善发动机推力和耗油率的一种方法是降低压气机失速裕度，以便可以使发动机获得更高的压比。但这会威胁发动机在某些飞行条件下的过渡态性能，因为发动机的稳定运行依赖于保持或增加发动机失速裕度。

控制系统集成的必要性

推进系统综合控制的需求可以追溯到很多年前。随着飞行速度和飞机机动包线的增加以满足各种任务目标，对更好的推进系统控制技术的需求变得更加明显。为了满足这些要求，推进系统结构必须在进气道和发动机中使用更多的可变几何结构，因此需要更多的传感器和控制计算任务来调节所有推进系统结构部件。在当前的飞机上，进气道和发动机使用独立的控制器进行调节，这些主要推进系统组件之间的通信有限或没有通信来确保它们在稳态和瞬态条件下的兼容性。由于传感器及执行机构的精度问题，进气道和发动机中的开环控制方案中存在误差，进气道和发动机运行时无法保持流量匹配。这种情况通常会导致额外的安装阻力，可能会降低发动机喘振裕度，并增加耗油率。

早期将发动机和进气道的控制功能结合起来的尝试被一些人认为风险太大，而另一些人则认为这是没有根据的。许多人认为发动机的恶劣温度和振动环境、不足的传感器以及不成熟的计算机技术是涡轮发动机使用电子系统的巨大障碍。由于涉及的风险，缺乏基本的飞行测试，阻碍了新控制系统技术在发动机研发中的应用。缺失整个推进系统的动态非线性仿真导致了系统集成和先进控制模式研发的延迟。过去，仿真是为发动机和机身制造商独立使用而开发的，而不是作为综合研究的通用设计工具。

近年来，发动机、机身和控制系统制造商已经认识到联合仿真的优点，并在该领域取得了重大进展。

为了定义系统集成问题，将动态兼容性要求和单个组件限制写入基本仿真程序。为了定义系统集成问题，将动态兼容性要求和独立部件的特征曲线纳入基本的仿真程序中。

由于发动机仿真问题的复杂性，经验表明发动机制造商应对推进系统综合仿真负主要责任，并包括机身和控制系统制造商的详细输入。然后仿真平台的单独或集体使用可以继续开发用于推进系统综合控制的模式。

推进系统综合控制功能要求

进气道和发动机控制器的主要功能是在推进系统已知的气动及机械限制范围内以最低油耗水平提供推力调节。这通常是在进气道和发动机之间的流量达到匹配、在飞行条件下进气道及发动机以最佳状态运行时实现的。在这种情况下，已经实现了进气道及发动机的兼容性，并且通常会带来极致的推进系统综合性能。

为获得最大的推进效率，在任何给定的飞行条件下，都希望在进气道工作在最佳状态使其与发动机相匹配。但是，在超声速飞行过程中，如果发动机的气流对于进气道来说太低，那么进气道很容易发生喘振并将激波推出进气道；如果发动机需求流量比进气道能提供的最大流量更大，则激波系会被吸入到进气道扩张段，从而在发动机进口产生湍流。在任何一种情况下，进气口都会产生高于正常情况下的畸变及不稳定气流，这会影响发动机压气机的失速裕度，进而影响推进系统的稳定性。

与进气道不同，发动机压气机是一个非常复杂的旋转机械部件。它由数千个固定和旋转的叶片元件组成，用于抽取离开进气道的气流，并形成整个发动机的压比。为获得最大工作效率，压气机应在其峰值效率下运行，该峰值效率往往在压缩机喘振线附近。不幸的是，有许多外部和内部干扰会阻止压气机在最大效率的设计点上安全运行。因此，发动机设计者被迫在较低的发动机压比和运行效率下匹配压缩机，以便任何飞行条件下都能保持足够的发动机喘振裕度。为了恢复潜在推力的损失，发动机的气流必须增加，从而导致发动机更大的尺寸，重量和耗油率。

影响压气机内流的干扰因素包括飞行计划和传感器测量误差，包括发动机过渡态工作计划（如加速和减速），引气和加力点火，以及在发动机使用寿命期间随机变化的发动机到发动机硬件公差。外部干扰包括海拔高度的雷诺数效应以及由于温度和压力变化导致的压气机工作面的稳态和非稳态流动畸变。最终结果是在发动机稳态设计中必须预留更大的稳定裕度，以便在推进系统的一些更严重的内部或外部干扰因素下提供足够的压气机喘振裕度。

推进系统控制的发展

控制发展的历史趋势是朝着综合控制方向发展，以最大限度地提高飞机的任务能力。当涡轮机很简单时，简单的控制就足够了，但先进的发动机技术对发动机控制系统提出了越来越多的要求。IPCS 代表了将来的一个发展趋势可以克服现有控制对当前发动机施加的限制。首先，让我们回顾一下涡轮发动机控制的发展，能在一定程度上表明发动机对数字推进系统综合控制的需求。

机械液压控制

早期涡轮喷气发动机的控制直接而简单。发动机几何形状是固定的，运行裕度很大，只有发动机燃油流量作为独立变量。通过一个简单的调速器实现了令人满意的控制。加速和减速燃料流量限制可以通过开环计划来完成。这些功能很容易通过液压机械控制的凸轮和连杆系统实现。由于对发动机的要求很低，因此燃油控制具备简洁、轻便且可靠性高的特点。

随着发动机技术的进步，对控制系统的要求也越来越高。带有可变几何调节的压气机、尾喷管和加力燃烧室的双转子发动机和涡扇发动机提出了新的、更加复杂的发动机控制要求。液压机械控制技术也取得了进步，研发了更复杂的伺服机构和三维凸轮以满足不断扩大的需求。尽管取得了这些进步，但每一代后续控制都引入了新的性能折衷方案。系统总尺寸、重量和成本迅速增加，准确性和计算能力的固有限制越发明显。

带有可调加力燃烧室和尾喷管的发动机技术的发展使液压机械控制技术的实际应用推到了极限。超声速进气道的控制复杂性引入了新的接口问题，并使控制逻辑要求进一步复杂化。气动畸变及和推进系统部件相互作用导致了传统液压控制无法处理的不稳定性问题（例如，进气道不起动和压气机失速）。新传感器的应用以及对更快响应和更直接控制关键参数的需求成为解决进气道发动机兼容性问题和满足任务要求的必要条件。

模拟控制

从涡轮喷气发动机开发的早期开始，电子设备就被认为是发动机控制中流体力学计算的一种有吸引力的替代方案。从涡轮喷气发动机开发的早期开始，电子设备就被认为是发动机控制中流体力学计算的一种有吸引力的替代方案。随着控制要求变得更加复杂，电子设备的固有速度和多功能性是明显的优势。在 1950 年代初期，人们尝试为 J-47 和 J-57 发动机开发电子发动机控制装置。控制单元安装在发动机上并使用真空管技术。然而，在发动机工作环境中，真空管模块出现了严重的可靠性问题，阻碍了它们的发展。尽管流体机械控制多年来一直在发动机控制应用中占主导地位，但许多成功的电子控制被开发并且应用于服务。装载于发动机和机身系统的电子设备初期使用真空管,后续采用固态技术。固态电路的发展显着提高了系统可靠性，降低了功耗，并大大降低了元器件的尺寸和重量。虽然与液压机械控制相比，发动机电子模拟控制具有显著的性能优势，但也存在一定的局限性。这些主要是长期稳定性、准确性、有限的数据存储和复杂函数生成。

数字控制

固态电子技术发展的另一个结果是数字计算技术的发展。数字计算机已应用于几乎所有数据处理和控制领域。在目前的系统上，F-100 发动机的数字监控和 F-14、F-15的进气道数字控制系统和 B-1飞机机体数字控制正在进行中。F-15 发动机上的监控通过修正发动机、尾喷管和加力燃烧室的基本液压机械控制来提高发动机性能。涡轮发动机的数字控制也是空军航空推进实验室和美国宇航局刘易斯研究中心的几个工程项目的研发主题。这些政府研究计划的主要目的是研究新的控制参数并开发各种新的控制模式。基于数字控制需求, 初步的工作涵盖了新的传感器和控制逻辑,同步对发动机载与非发动机载的数字控制的优缺点进行评估.

推进系统控制方法

IPCS 的设计、开发和飞行评估是探索性开发领域的一项重大任务。该计划最初是为了得到必要的资源从而尽可能成功的完成目标。第一个重大的决定是选择测试飞机，然后是评估所有必须采取的步骤，在不对发动机进行完整的初步飞行等级测试的情况下，对新的发动机控制硬件进行鉴定。由于空军航空推进实验室和美国宇航局刘易斯研究中心都有对综合推进控制系统进行飞行评估的长期目标，显然可以计划一个合作项目，这将是互惠互利的，并大大推动这一领域的技术。主要是空军拥有直接的任务应用、飞机和发动机，以及支持该计划的合同资源，而NASA刘易斯研究中心和NASA飞行研究中心拥有支持控制系统开发和飞行测试的分析专业知识和测试设施。此外，在过去十年中，AFAPL和LeRC都在进行内部和合同研究项目，以提高发动机控制部件的能力，这构成了启动综合推进控制项目的基础。

经过两年的计划和详细的研究，IPCS的整体方案被最终确定。一架配备TF30-P-9发动机的F-111E-1飞机被选作飞行试验。选择F-111E和P-9发动机的依据如下:

1. 高性能多任务飞机。

2.带加力的涡扇发动机。

3.发动机和Triple Pllow II进气口测试数据的可用性。

4.飞机目前处于“推进测试”配置。

F-111E飞机使用复杂的带加力的双轴涡扇发动机。这种类型的发动机是多任务飞机的发动机的发展趋势。值得注意的是，它在推进系统的稳定性或进气口/发动机的兼容性或气流匹配要求方面出现了问题。F-111E飞机有两个发动机。因此，改装一台发动机进行推进系统控制研究可以极大降低飞行员和飞机的任务风险。此外，F-111E是一架现役飞机，并且有一个稳定的后勤支持系统，可以迅速地维护所有的硬件。

空军和NASA最关心的是制定一个计划，利用政府和工业界的现有资源，以最小的风险和成本完成一个成功的演示。因此，该计划的主要目标是首先演示一个推进系统综合数字控制系统，然后评估该系统在飞机包线内各种机动条件下的过渡态能力。因此，要完成这个计划，需要发动机、机身和控制制造商的专业知识。在适当的指导下，F-111E的IPCS设计可以在不彻底摆脱传统控制技术和现有发动机控制硬件的情况下完成。在适当选择传感器、执行输入和计算机硬件的情况下，进气道发动机综合控制应该能够展示各种推进控制模式，在完成飞行测试后，当前和未来的数控系统可以从展示的技术中受益。

IPCS 的计划分为三个不同但相互关联的工作阶段:

第一阶段：模拟、分析、控制模式设计和控制软件。

第二阶段：推进控制硬件的设计、制造和鉴定测试。

第三阶段：基线测试和IPCS飞行评估。

进气道/发动机的仿真工作和控制模式的设计工作对于为任何推进系统开发成功的IPCS是极其重要的。为在飞行试验中确定推进系统综合控制的真正益处,可通过对开发计算机硬件和软件以及修改发动机和飞机硬件实现。发动机和飞机的基线测试将提供在设计和非设计飞行条件下进气道和发动机的性能和兼容性的最新数据，这对其仿真和控制研究是至关重要的。

仿真技术是基于AFAPL开发的SMOTE程序，其中系统通过非线性微分方程表示。仿真允许在将各种控制概念投入到硬件之前对其进行全面评估。可以在整个飞行包线范围内快速而有效地确定推进系统的相互作用、控制环路的增益和动态补偿的需求分析。在该计划的飞行测试阶段，仿真将被用来评估和修正任何遇到的控制性能问题。

分析设计工作的方向是研究新的先进推进系统控制模式，这些模式将整合进气道、发动机和尾喷管的工作能力，以产生更好的飞机整体性能和稳定性。传统的以及一些现代的（最优）控制设计技术将被用于确定 “最佳 “的控制模式集。

由于性能和稳定性在很大程度上取决于改进的部件控制，因此更直接的进气道和发动机参数的检测方法得到了更多重视。进气道出口畸变(一个主要的不稳定现象)作为一个控制信号的使用可能会提供发动机稳定性控制的潜力。然而，获取畸变控制信号的问题与发动机/进气口的兼容性工作有很大不同，后者的目标是确定导致压气机失速的畸变峰值。由于硬件限制,几乎不可能要求传感器对发生在几毫秒内的畸变峰值作出反应。尽管如此，在飞机的基线测试中，仍将激波位置和畸变感应作为可能的控制参数进行研究.

在选择最终的传感器和控制模式时，必须仔细考虑控制硬件的实际限制，以及程序的风险和时间限制。作为一种选择，直接的激波和畸变监测可能会让位于间接或推理的稳定性/兼容性控制方法，如攻角、马赫数或类似方法。压气机出口马赫数的监测可能一定程度上反映由于畸变和发动机与进气道之间不匹配而导致的压气机稳定性问题。

第一阶段将确定图中示意的IPCS初步设计的所有功能要求。进气道和发动机的液压机械控制以及尾喷管控制的故障安全功能将被保留在IPCS中作为备份。加力燃烧室的控制计算将完全由IPCS提供，就像进气道和发动机综合控制模式一样。政府将审查长期硬件发布和最终控制模式实施的关键决策点。用数字计算取代进气道和加力燃烧室/尾喷管控制中的液压机械计算，将允许IPCS在许多可能处在边缘化的发动机过渡态状态中提供改进的调节和补偿功能，如A/B点火、喷气和尾喷管控制。据估计，增加改进的补偿和部件控制本身将增加发动机失速裕度，并改善过渡态期间的进气道/发动机兼容性。

在第二阶段，IPCS的所有硬件将被设计、制造，并进行飞行合格测试。将F-111上的一个推进系统转换为IPCS配置将需要一些额外的硬件，如推进系统数字控制单元（DPCU），新的传感器，以及对一些现有控制系统的修改。新的和修改的系统的确切设计细节将取决于第一阶段分析工作中所选择的控制模式。

使用现有的控制硬件和已证明性能的设计更受重视。这将最大限度地减少开发风险和控制硬件的鉴定测试费用，同时确保高水平的可靠性。对发动机和燃油系统的修改将只在满足IPCS计划的目标所需的范围内进行。在可能的情况下，安装IPCS探针所需的发动机壳体修改类似于在之前的发动机开发和飞行测试中已经证实的设计。如图所示，探头将在发动机的不同位置感知总压和静压以及总温，其精度和反馈与选定的控制模式一致。

发动机IPCS控制系统需要提供发动机到机体的接口，如图所示。该接口将穿过安装在风扇管道上的燃料冷却器组中的电气连接器。来自各种发动机传感器的信号线和来自燃料系统机电接口的电气线束将被引向传感器集束。

修正燃油控制率要基于三个基本规则:

I. 提供IPCS控制模式所需的准确性、灵活性和响应。

II. 尽量减少部件和燃油管道的变化，以避免燃油系统的硬件开发问题。

III. 保留液压机械的燃油控制能力作为IPCS的备份。

通过在燃料系统的每个关键的传感器和执行机构位置使用机电装置，可以满足这些准则。组件外壳、结构支架和管道将被完整地保留下来，还有一些二级燃料处理和泵的排序功能。外部修改将基本上局限于在发动机和加力燃烧室燃油控制壳体上增加电气连接器和安装几个电磁阀。燃油泵、过滤器、执行器和热交换器将被保留为完全合格的、经过服务检验的部件，不会受到IPCS操作的影响。

对TF-30主燃油控制的修改将包括一个电磁阀，扭矩电机操作的伺服阀和阀位反馈。这些附加装置将允许计算机对发动机主燃油进行控制。主燃油控制将能够在电源故障或飞行员要求的情况下平稳地切换回机械液压控制。

对加力燃烧室和尾喷管的修改范围更广，但在规定的可靠性和发展限制范围内。液压机械计算联动装置将从加力燃烧室尾喷管控制壳体中移除. 五个区域燃油计量阀中的每一个都可以通过步进电机独立操作，步进电机操作阀门伺服系统，并通过连杆上的旋转变压器进行反馈。每个区都有一个独立的电磁铁来操作燃油截止阀。合格的计量阀、泵节流阀、截止阀和阀门伺服供应将被保留。A/B 燃油泵传输机构也将保持原样，从而避免这个敏感的二次系统的开发问题。

尾喷管执行机构为步进电机。为保证循环的稳定性,尾喷管位置和伺服位置包括反馈装置。传统的反馈电缆系统通过旋转变压器将尾喷管位置传送回控制器。所有的标准燃油压力调节阀将被保留。在断电或计算机控制终止的情况下，A/B燃油将被切断，尾喷管关闭，以允许发动机保持返航能力。

进气道控制的修改仅仅提供了一个与IPCS的电气接口。现有的液压执行器和进气道椎体将被保留，并提供充分开发和飞行验证的单元。进气道的液压机械控制和机械反馈将被两级电液伺服阀和电反馈装置所取代。伺服阀将在失去电信号的情况下，偏向于驱动椎体前进和缩回。现有的紧急气动超控装置将被保留，以便在失去液压动力的情况下启动锥体。

DPCU由合格的机载计算机、常规设计接口电子设备和支持设备组成,并被用来执行IPCS的控制功能。DPCU应有足够的输入、输出、内存容量和计算速度，以便未来它有可能用于综合控制工作。由于IPCS的硬件将在不同的装置上进行测试，因此软件更改的便利性和灵活性被认为是非常重要的。这包括在发动机制造商的设施中进行流动工作台和海平面测试，在NASA路易斯研究中心进行高度测试，以及在NASA飞行研究中心进行F-111飞机的飞行测试。由于在大型测试设施或飞行测试中不能容忍对DPCU进行重新编程的漫长等待时间，因此有必要选择一台可以自己编译软件的计算机。满足该计划所有要求的现成的飞行型计算机的可用性变得非常有限；特别是那些语言和软件支持包容易使用，在工业界和参与的政府机构更容易被广泛的理解。

所有修改后的发动机载和飞机载的硬件应计划进行非常广泛的保证测试。DPCU将被安装在武器舱或飞机前舱的一个有空调的容器中。在TF-30的海平面测试之前，DPCU与液压机械硬件将在发动机供应商的设施上进行流动工作台测试。这些保证测试的目的有两个:

1. 保证控制硬件的完整性、适用性和可靠性。

2. 调试软件包，并在飞行试验前验证整个控制系统的性能。

这种方法将确保在美国宇航局刘易斯研究中心的高空台测试和美国宇航局飞行研究中心的飞机飞行测试之前，暴露出任何机械、电子或软件方面的缺陷，从而提高成功的概率。

第三阶段的测试将在FRC对安装了TF-30P-9发动机的F-111E飞机进行基线测试，并在路易斯进行P-9发动机的高空测试。这些测试将为IPCS的设计提供标准的发动机和飞机数据，并与综合控制的测试结果进行比较。额外的非设计点数据也将进行，以确定IPCS在这些条件下的性能和稳定性要求。此外，在高机动条件下的性能也将被测试，以便在IPCS设计阶段提高发动机/进气道的兼容性。

在发动机承包商的设施中进行的海平面测试将提供对综合控制的首次检验。这些测试将验证发动机的海平面性能要求，并进一步确定所有IPCS硬件的功能完整性。

在 NASA 刘易斯研究中心进行的测试, 通过模拟高度海拔条件下的压气机代表性失真模式来评估发动机和 IPCS。这些模式将复制在飞机基线测试期间得到的一些模式。发动机的稳定性和性能将得到验证，并与项目早期在刘易斯进行的发动机基线测试进行比较。根据需要对 IPCS 软件进行任何必要的更改，以及更改 IPCS 控制模式。对所有发动机稳态和瞬态功能计划进行逐步评估，包括 A/B 点火、排序、失真、电信号故障等，并将在系统发布飞行之前进行测试。模拟装置将提供进气道控制信号。Lewis 的测试将证明：

1. IPCS符合设计要求。

2. 选定的先进推进系统综合控制模式的适用性。

3. 部件和硬件接口的操作兼容性。

4. 发动机安装部件的先前飞行保证测试的有效性。

5. 软件程序的最终验证。

飞行测试计划将确定IPCS在飞行条件下的总体能力。在数字控制器的使用和飞行动作方面，计划从一次飞行到下一次飞行逐渐增加复杂性，以使飞机的风险降到最低，并确保有最大数量的数据用于性能评估。

完成基本飞行后，将进行一系列测试以证明 IPCW 在wind-up-tum机动和大迎角机动中的能力，以建立 IPCS控制下的新兼容性限制。执行发动机功率瞬态，例如快速加速和减速以及波德瞬态，以更准确地定义系统稳定性阈值。低空和高空的性能能力也将被探索。

将对飞行数据进行分析，并在最终 告中对BOM控制系统与IPCS的性能进行比较。