陳小磊，郭迎清，張書剛

（1.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072；2.中航工業(yè)航空動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063）

0 引言

航空安全歷來(lái)是航空公司與飛機(jī)制造商關(guān)注的重點(diǎn)，但航空事故仍時(shí)有發(fā)生，事故原因多種多樣，部分事故因飛行控制機(jī)構(gòu)被破壞導(dǎo)致。如1989年7月19日，1架飛行聯(lián)合航空232號(hào)班次的DC-10客機(jī)因3套液壓系統(tǒng)損壞，導(dǎo)致翼面控制功能失效，機(jī)組人員利用僅存的2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)整飛行方向，嘗試讓飛機(jī)在Sioux City緊急迫降，但最終失敗。飛機(jī)在迫降時(shí)不幸發(fā)生失控翻覆，造成285名乘客及11名乘務(wù)人員中有111人罹難，但因機(jī)組人員處理得當(dāng)，避免更加慘重的傷亡[1]；2003年11月22日，1架隸屬于DHL的A300B4-203F型雙發(fā)動(dòng)機(jī)貨機(jī)，在巴格達(dá)國(guó)際機(jī)場(chǎng)起飛時(shí)，被1枚SA-14型導(dǎo)彈擊中左翼，翼身結(jié)構(gòu)被撕裂了約5 m，除造成左翼油槽漏油失火外，同時(shí)導(dǎo)致整架飛機(jī)的液壓系統(tǒng)突然失靈，貨機(jī)上的所有飛行操作接口全部失靈。機(jī)長(zhǎng)受1989年蘇城空難的啟發(fā)，與副駕駛利用發(fā)動(dòng)機(jī)控制貨機(jī)飛行，最終在巴格達(dá)國(guó)際機(jī)場(chǎng)成功迫降[2]。

DHL貨機(jī)遇襲的事件讓各國(guó)的航空安全主管單位再度關(guān)注飛機(jī)在飛行中失去液壓的危險(xiǎn)性問(wèn)題。從上述2起航空事故中可見(jiàn)，在一些緊急事件（如飛機(jī)機(jī)翼?yè)p壞、外物襲擊或飛行條件驟變）發(fā)生時(shí)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)可以作為飛行控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過(guò)提供額外推力、加快響應(yīng)速度，提升飛機(jī)的可控性。

傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制器主要用于應(yīng)對(duì)日常正常使用，設(shè)計(jì)時(shí)除了保證發(fā)動(dòng)機(jī)具備一定性能外，還需要考慮其安全性和壽命，因此要利用各種保護(hù)邏輯來(lái)限制發(fā)動(dòng)機(jī)性能過(guò)度發(fā)揮[3]，這導(dǎo)致了發(fā)動(dòng)機(jī)性能不足以應(yīng)對(duì)緊急事件；同時(shí)僅依靠機(jī)組人員來(lái)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)推力或響應(yīng)性能，大幅增加了機(jī)組人員的負(fù)擔(dān)，使其難以及時(shí)給出準(zhǔn)確的調(diào)整方案。近年來(lái)，機(jī)載電子控制器性能逐步提升，為實(shí)現(xiàn)新的控制及健康管理技術(shù)提供了良好的平臺(tái)；同時(shí)，大型商用客機(jī)投入運(yùn)營(yíng)，也為應(yīng)急控制研究帶來(lái)契機(jī)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制，也稱增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制（Enhanced Engine Control for Emergency Operating），通過(guò)評(píng)估緊急事件（如飛機(jī)機(jī)翼?yè)p壞或外物襲擊）等級(jí)，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)自身健康狀況，自動(dòng)調(diào)整控制策略，允許發(fā)動(dòng)機(jī)短時(shí)間內(nèi)超過(guò)正常限制運(yùn)行，為飛機(jī)提供額外的推力或快速響應(yīng)能力，以控制飛機(jī)安全飛行或起降，雖然會(huì)折損發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性和壽命，但利用快速加速或其它控制策略可以挽救乘客和飛機(jī)于危險(xiǎn)中。

1 應(yīng)急控制研究現(xiàn)狀

1.1 國(guó)外研究情況

NASA早在20世紀(jì)90年代就開(kāi)始進(jìn)行PCA（Propulsion Controlled Aircraft）項(xiàng)目研究，旨在使飛機(jī)能夠在完全不依賴液壓控制系統(tǒng)控制飛行的情況下，利用數(shù)控系統(tǒng)精確地控制發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，改變飛行姿態(tài)直至安全降落。例如NASA飛行試驗(yàn)中心的John J.Burken等研究了如何在飛行控制翼面液壓機(jī)構(gòu)鎖定的情況下，僅利用發(fā)動(dòng)機(jī)間的推力協(xié)調(diào)，控制飛機(jī)安全飛行或降落，并以大型軍用MD-11飛機(jī)為測(cè)試平臺(tái)，驗(yàn)證控制系統(tǒng)效果。試驗(yàn)結(jié)果表明，在某些緊急情況下，以發(fā)動(dòng)機(jī)為主導(dǎo)備用飛行控制系統(tǒng)，完全有能力安全控制飛機(jī)降落[4]。

由于當(dāng)時(shí)認(rèn)為此類意外事故發(fā)生幾率過(guò)低、經(jīng)濟(jì)效益性不高，該項(xiàng)目被擱置，但與PCA相關(guān)的技術(shù)研究并未中斷。Edmond A.Jonckheere等利用H∞模型匹配理論對(duì)多飛行控制翼面損壞的飛機(jī)進(jìn)行控制，通過(guò)設(shè)計(jì)飛/推綜合控制模型匹配H∞控制器，將發(fā)動(dòng)機(jī)推力納入到F-27飛機(jī)飛行控制中，仿真結(jié)果驗(yàn)證了該方法的有效性[5]。2002年Harefors M等利用現(xiàn)代魯棒多變量控制理論為B747-100設(shè)計(jì)集成PCA控制器，以便在緊急事件中，飛行員僅通過(guò)油門桿即可控制飛機(jī)飛行[6]。

近年來(lái)，隨著諸如空客A380等超大型客機(jī)的投入使用，如何保證乘客和飛機(jī)的安全成為各大航空公司和飛機(jī)制造商關(guān)注的重點(diǎn)，利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)控制受損的飛機(jī)再次成為新的研究熱點(diǎn)。NASA各大實(shí)驗(yàn)室在如何評(píng)估飛機(jī)損傷、如何增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)在緊急事件中的性能以及增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)其自身和飛機(jī)的影響等方面進(jìn)行了研究。

2007年，Glenn試驗(yàn)中心的Ten-Huei Guo在集成彈性飛機(jī)控制（Integrated Resilient Aircraft Control，IRAC）項(xiàng)目中，將發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛行控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制受損飛機(jī)（如機(jī)翼折斷）飛行。IRAC智能推進(jìn)系統(tǒng)如圖1所示。推進(jìn)系統(tǒng)評(píng)估其自身健康狀態(tài)以及富余能力，并上報(bào)給飛行控制器，集成飛/推控制器根據(jù)當(dāng)前不利環(huán)境，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇合適的發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行模式，增強(qiáng)推進(jìn)系統(tǒng)能力以應(yīng)對(duì)飛行控制所遇到的風(fēng)險(xiǎn)[7]。

圖1 IRAC智能推進(jìn)系統(tǒng)

文獻(xiàn)[8]研究了飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降后，釋放發(fā)動(dòng)機(jī)的主要限制和發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的變化情況，為PCA技術(shù)的實(shí)現(xiàn)提供參考。2009年，Litt，Jonathan S研究了緊急事件中智能發(fā)動(dòng)機(jī)快速響應(yīng)控制，對(duì)大小幅度過(guò)渡態(tài)過(guò)程中的應(yīng)急控制策略性能進(jìn)行分析[9]。Merrill，Walter等通過(guò)控制風(fēng)扇放氣來(lái)控制發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)能力，利用該方法協(xié)調(diào)飛機(jī)左右發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，控制飛機(jī)飛行[10]。

2012年，NASA Glenn試驗(yàn)中心的Jeffrey T.Csank等以C-MAPSS40K發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，研究了修改發(fā)動(dòng)機(jī)控制約束對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。結(jié)果表明，提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力后，外部飛行環(huán)境高度和大氣溫度對(duì)受損發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性影響很大，在低空飛行時(shí)，增加20%的推力會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)安全性有中小幅度降低。而提升發(fā)動(dòng)機(jī)快速響應(yīng)能力對(duì)性能的影響則與油門桿變化幅度有關(guān)，油門桿大幅度變化雖然可以明顯減少發(fā)動(dòng)機(jī)上升時(shí)間，提升響應(yīng)能力，但降低了發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度，且需要修改發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制計(jì)劃。而油門桿小幅變化不需要修改發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制計(jì)劃，只需要修正供油門限，門限的修改幅度會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能。門限增加50%時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)性能損失最小[11-13]。

設(shè)計(jì)合適的應(yīng)急控制器的前提是準(zhǔn)確評(píng)估飛機(jī)損傷情況，但由于損傷情況很難用表達(dá)式表示，且每種損傷都有其特殊性，發(fā)生概率也極小，這些增加了損傷評(píng)估的難度。2011年Gregory E.McGlynn等指出通用損傷評(píng)估需要綜合飛行器結(jié)構(gòu)、期望動(dòng)態(tài)特性以及各種損傷的影響，并給出典型損傷的評(píng)估分析過(guò)程[14]。而Glenn試驗(yàn)中心的Jonanthan S.Litt等設(shè)計(jì)了1種在線實(shí)時(shí)損傷評(píng)估系統(tǒng)，用來(lái)評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)提升性能后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)損傷的影響[15]。

除上述研究外，NASA還對(duì)用于檢驗(yàn)應(yīng)急控制性能的飛行仿真技術(shù)進(jìn)行詳細(xì)研究，開(kāi)發(fā)了以C-MAPSS40k為核心的飛行仿真驗(yàn)證系統(tǒng)[16]。

1.2 國(guó)內(nèi)研究情況

與國(guó)外相比，中國(guó)在發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字電子控制、飛/推一體化以及機(jī)載發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)模型等方面存在一定技術(shù)差距，中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)智能應(yīng)急控制的研究也僅處于起步階段。

西北工業(yè)大學(xué)的陳小磊、郭迎清等跟蹤國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)智能應(yīng)急控制方面研究動(dòng)態(tài)，以某型軍用小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為對(duì)象，開(kāi)展了應(yīng)急控制研究。采用調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)現(xiàn)有約束條件和供油裝置約束等方法來(lái)提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)基本安全性的同時(shí)，在一定程度上提升了發(fā)動(dòng)機(jī)性能[17]；南京航空航天大學(xué)的陳國(guó)強(qiáng)等通過(guò)在渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)中增加渦輪放氣，采用多變量魯棒方法設(shè)計(jì)了應(yīng)急狀態(tài)直升機(jī)／渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)3變量快速響應(yīng)控制器，該綜合控制方法不僅實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)垂飛通道的控制，而且在保持輸出功率通道穩(wěn)定，即自由渦輪轉(zhuǎn)速恒定的前提下，借助渦輪放氣實(shí)現(xiàn)了燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速的閉環(huán)控制，有效實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)功率快速跟隨能力[18]。

從國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀來(lái)看，NASA很早就開(kāi)始進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制方面的研究，在挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)控制能力、提升控制性能以及保障飛行器安全等方面取得不少進(jìn)展。但依然有一些關(guān)鍵技術(shù)需要進(jìn)一步研究，如應(yīng)急控制中飛行器損傷評(píng)估、發(fā)動(dòng)機(jī)超限運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)、飛/推綜合控制的實(shí)現(xiàn)等。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字電子控制FADEC系統(tǒng)向著第3代雙雙余度、高性能、模塊化的發(fā)展，為新的控制策略、理念和思想的實(shí)現(xiàn)提供了軟、硬件平臺(tái)，同時(shí)國(guó)產(chǎn)干線客機(jī)、大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)也為應(yīng)急控制研究帶來(lái)契機(jī)。

2 應(yīng)急控制模式

在不同的緊急情況需要采用不同的應(yīng)急控制模式，飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的要求主要是推力和響應(yīng)速度，因此本文中介紹2種應(yīng)急控制策略：增推力控制和快速反應(yīng)控制。增推力控制主要用于起飛跑道過(guò)短、飛機(jī)翼面損傷導(dǎo)致升力不足等場(chǎng)合；而快速反應(yīng)控制適用于緊急機(jī)動(dòng)時(shí)。在飛機(jī)控制結(jié)構(gòu)損傷中，則需要增推力控制與快速反應(yīng)控制協(xié)同處理[13]。

2.1 增推力控制

在增推力控制模式下，發(fā)動(dòng)機(jī)提供比原最大狀態(tài)更大的推力，這種非正常推力既有利于縮短飛機(jī)起飛所需的距離，也有利于為機(jī)翼破損的飛機(jī)提供更大的升力。但更大推力意味著更高壓比或風(fēng)扇轉(zhuǎn)速，為實(shí)現(xiàn)增推力控制，發(fā)動(dòng)機(jī)最大設(shè)計(jì)點(diǎn)需要延伸至所需的額外推力，此時(shí)其轉(zhuǎn)速、溫度以及壓力會(huì)比原最大值還大，可能會(huì)超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)原有保護(hù)邏輯中的限制值。

因此實(shí)現(xiàn)增推力控制需要調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速設(shè)定，通過(guò)修改油門桿-轉(zhuǎn)速（或油門桿-壓比）指令，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)提出更高推力要求；同時(shí)根據(jù)應(yīng)急事件等級(jí)、發(fā)動(dòng)機(jī)自身健康狀態(tài)、外部飛行條件等因素合理釋放發(fā)動(dòng)機(jī)原有限制。其具體實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制實(shí)現(xiàn)

2.2 快速響應(yīng)控制

提升發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)能力有諸多方法，但部分基于現(xiàn)代控制理論設(shè)計(jì)的多變量控制器需要對(duì)現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行大幅度修改，且過(guò)于復(fù)雜，并不適用于緊急事件[19-20]。本文結(jié)合國(guó)外文獻(xiàn)[21]，介紹3種方法。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)常見(jiàn)加速控制邏輯原理如圖3所示。其中穩(wěn)態(tài)控制為變?cè)鲆鍼I控制器，主要負(fù)責(zé)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)控制及過(guò)渡態(tài)起止部分控制，而加速計(jì)劃為預(yù)先設(shè)定好的轉(zhuǎn)速-燃油關(guān)系，其輸出值與穩(wěn)態(tài)控制輸出值取小值作為發(fā)動(dòng)機(jī)最終的加速供油量，預(yù)先設(shè)計(jì)好減速計(jì)劃：轉(zhuǎn)速-燃油關(guān)系，其輸出值與穩(wěn)態(tài)控制輸出值取大值作為發(fā)動(dòng)機(jī)最終的減速供油量。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制邏輯

2.2.1 控制增益調(diào)整

當(dāng)油門桿角度小幅度變化（小于5°）時(shí)，由于加速起止轉(zhuǎn)速差小，發(fā)動(dòng)機(jī)的加速控制依賴于穩(wěn)態(tài)控制器。提升小幅度過(guò)渡態(tài)過(guò)程中的發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)能力，需要對(duì)穩(wěn)態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整。目前通用的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)控制采用變?cè)鲆鍼I控制器，在串聯(lián)校正時(shí)，PI控制器相當(dāng)于在系統(tǒng)中增加1個(gè)位于原點(diǎn)的開(kāi)環(huán)極點(diǎn)，同時(shí)增加1個(gè)位于s左半平面的開(kāi)環(huán)零點(diǎn)。位于原點(diǎn)的開(kāi)環(huán)極點(diǎn)可以提高系統(tǒng)的型別，消除或減小系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差，改善系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)性能；而增加的負(fù)實(shí)零點(diǎn)可用來(lái)減小系統(tǒng)的阻尼，緩和PI控制器極點(diǎn)對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性及動(dòng)態(tài)過(guò)程產(chǎn)生的不利影響。只要積分時(shí)間常數(shù)足夠大，PI控制器對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的不利影響可大為減弱。因此通過(guò)對(duì)PI參數(shù)的調(diào)整，即可改變發(fā)動(dòng)機(jī)的小幅過(guò)渡態(tài)響應(yīng)能力。但需要注意的是，調(diào)整PI參數(shù)也會(huì)影響整個(gè)系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度。

文獻(xiàn)[13]中給出1種小幅度過(guò)渡態(tài)快速響應(yīng)控制方法，通過(guò)提升PI控制器中積分項(xiàng)增益來(lái)提升系統(tǒng)的性能。從PI控制器傳遞函數(shù)中可知，在比例增益不變的前提下，積分項(xiàng)增益的提升使系統(tǒng)開(kāi)環(huán)截止頻率后延，控制帶寬增加。在線性系統(tǒng)的頻率分析法中，對(duì)于任意階次的控制系統(tǒng)，系統(tǒng)單位階躍響應(yīng)速度和帶寬成正比，因此通過(guò)增加積分項(xiàng)增益可以提升閉環(huán)系統(tǒng)的響應(yīng)性能。

2.2.2 加速計(jì)劃調(diào)整

基于控制增益調(diào)整的快速響應(yīng)方法僅適用于發(fā)動(dòng)機(jī)小幅度加速過(guò)程；在發(fā)動(dòng)機(jī)大幅度加速時(shí)，僅在加速起始和終止時(shí)依賴穩(wěn)態(tài)控制器，中間部分則由加速控制計(jì)劃來(lái)控制。為使發(fā)動(dòng)機(jī)在大幅度過(guò)渡態(tài)下獲得更加快速的響應(yīng)能力，僅調(diào)整控制增益是不夠的，還需要調(diào)整加速控制計(jì)劃，使加速線更加貼近喘振邊界。文獻(xiàn)[13]提出為提升C-MAPSS40K發(fā)動(dòng)機(jī)在大幅度過(guò)渡態(tài)下的加速性能，將原有發(fā)動(dòng)機(jī)加速計(jì)劃線增加1個(gè)偏移，使發(fā)動(dòng)機(jī)靠近喘振邊界運(yùn)行，最終使發(fā)動(dòng)機(jī)從慢車加速至最大狀態(tài)的上升時(shí)間從2.010 s縮短至1.740 s，但這種方法可能會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)的部分重要參數(shù)超出安全工作范圍，如喘振裕度、渦輪前溫度、燃燒室油氣比等。

為保證各限制參數(shù)不超出設(shè)計(jì)限制，提出1種新的加速計(jì)劃調(diào)整方法，即利用動(dòng)態(tài)穩(wěn)定法重新設(shè)計(jì)加速控制計(jì)劃。該方法在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模型的基礎(chǔ)上，通過(guò)額外提取其中所有的狀態(tài)量變化率，使共同工作方程組的偏差趨于零，從而讓過(guò)渡態(tài)仿真穩(wěn)定下來(lái)，此時(shí)的穩(wěn)態(tài)參數(shù)值即為對(duì)應(yīng)過(guò)渡態(tài)工作點(diǎn)的各項(xiàng)參數(shù)；然后分別根據(jù)指定的物理約束條件，通過(guò)簡(jiǎn)單的靜態(tài)迭代優(yōu)化即可直接給出相應(yīng)的控制規(guī)律；最后將這些控制規(guī)律通過(guò)取大/小的方式進(jìn)行合并，獲得所需過(guò)渡態(tài)最優(yōu)控制規(guī)律[22]。與文獻(xiàn)[13]中的方法相比，這種方法可以保證各限制參數(shù)不會(huì)大幅度超出原有限制值，避免發(fā)動(dòng)機(jī)在緊急情況下發(fā)生二次災(zāi)難。

2.2.3 基于高速慢車的快速響應(yīng)控制模式

目前，通過(guò)調(diào)整控制系統(tǒng)來(lái)提升發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)速度的方法主要有：增加控制帶寬[13]、釋放發(fā)動(dòng)機(jī)加速限制[12]、釋放物理安全和運(yùn)行限制[9，13，17]，但這些方法均有一定缺陷。近年來(lái)，也出現(xiàn)采用非線性優(yōu)化等手段解決發(fā)動(dòng)機(jī)加速這類多約束問(wèn)題[22-23]的方法，如陳國(guó)強(qiáng)等通過(guò)將渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪放氣量作為控制變量，并采用多變量魯棒方法設(shè)計(jì)應(yīng)急快速響應(yīng)控制器；Richter H等利用多滑模控制理論重新設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制器以提升系統(tǒng)響應(yīng)能力[19-20]。但這些方法均需要對(duì)原有控制器進(jìn)行大幅度修改，難以用于現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)。美國(guó)NASA實(shí)驗(yàn)中心提出1種新的提升發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)能力的控制模式：高速慢車（High Speed Idle，HSI）。研究表明：基于高速慢車的快速響應(yīng)控制模式可以在提升發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)速度的同時(shí)，保證發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度不出現(xiàn)大幅度下降[24]。

加速計(jì)劃和高速慢車曲線如圖4所示。傳統(tǒng)提升發(fā)動(dòng)機(jī)大幅度過(guò)渡態(tài)時(shí)加速性能的方法是釋放發(fā)動(dòng)機(jī)加速限制，即修改原有加速計(jì)劃線，增加發(fā)動(dòng)機(jī)在某一轉(zhuǎn)速下的供油量。但這種方法使得發(fā)動(dòng)機(jī)加速計(jì)劃線靠近喘振邊界，增加了發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生喘振的可能性。如果在飛行緊急事件中，可以提升發(fā)動(dòng)機(jī)在慢車狀態(tài)時(shí)高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速，使加速起點(diǎn)轉(zhuǎn)速高、供油量大、加速范圍縮短，就可以提升發(fā)動(dòng)機(jī)加速能力，這種方法即為高速慢車，其加速過(guò)程線如圖4中‘+’線所示。由于該方法中加速計(jì)劃線不變，僅使發(fā)動(dòng)機(jī)加速起點(diǎn)發(fā)生變化，因此壓氣機(jī)喘振裕度不會(huì)出現(xiàn)較大幅度降低，避免發(fā)動(dòng)機(jī)在緊急情況下發(fā)生喘振。

圖4 加速計(jì)劃及高速慢車

航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制模式實(shí)現(xiàn)方式及特點(diǎn)見(jiàn)表1。

表1 應(yīng)急控制模式實(shí)現(xiàn)方式及特點(diǎn)

3 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

從聯(lián)合航空事故中可知，僅依賴于應(yīng)急控制策略難以控制飛機(jī)安全飛行或降落，應(yīng)急控制策略的調(diào)整計(jì)劃需要根據(jù)實(shí)際緊急事件及發(fā)動(dòng)機(jī)健康狀態(tài)來(lái)制定，因此需要在線準(zhǔn)確估計(jì)風(fēng)險(xiǎn)，以確保應(yīng)急控制策略不會(huì)使飛機(jī)進(jìn)入更危險(xiǎn)的狀態(tài)。

風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估基于智能專家系統(tǒng)，根據(jù)從飛行控制器和發(fā)動(dòng)機(jī)控制器中收集的信息（包括飛行條件、飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷、發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行情況），評(píng)估當(dāng)前飛機(jī)所遇到的風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)和應(yīng)急措施將給發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)，并根據(jù)評(píng)估結(jié)果給出合適的處理措施，如提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力、加速發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)能力等。這種風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估及風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估管理結(jié)構(gòu)2部分。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

與正常控制相比，發(fā)動(dòng)機(jī)非正常運(yùn)行、部分參數(shù)超出正常限制值、發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估用于估計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制模式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)行及部件壽命的影響[15]。

發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)可以簡(jiǎn)單表示為發(fā)動(dòng)機(jī)增推力幅度和部件壽命的函數(shù)，或是發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)速度和壓氣機(jī)喘振裕度的函數(shù)。大幅度增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力、延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)間將增加發(fā)動(dòng)機(jī)部件損傷，提升發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)速度會(huì)影響安全運(yùn)行穩(wěn)定裕度，因此風(fēng)險(xiǎn)管理需要確定增推力控制的幅度或加速響應(yīng)的程度。以增推力控制為例，在起飛階段，控制器可以選擇短期大幅度增推力控制（如15 min內(nèi)），可用于起飛跑道損毀的場(chǎng)合；而飛行中飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷、飛行需要提供額外推力時(shí)，飛行控制器將選擇長(zhǎng)期小幅度增推力控制（如90min），以便飛機(jī)可以找到合適的機(jī)場(chǎng)降落[11]。

3.2 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估管理結(jié)構(gòu)

在傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制結(jié)構(gòu)中，控制器接受飛行控制傳輸?shù)闹噶?，?jì)算當(dāng)前飛行狀態(tài)下合適的控制量，控制發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠運(yùn)行。應(yīng)急控制結(jié)構(gòu)如圖5所示。其中虛線框內(nèi)即為傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，在應(yīng)急控制中增加了風(fēng)險(xiǎn)管理和控制模式選擇子系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)壽命和運(yùn)行診斷子系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)視子系統(tǒng)等；在飛行控制部分增加飛行風(fēng)險(xiǎn)管理子系統(tǒng)，這些子系統(tǒng)主要用來(lái)評(píng)估緊急事件等級(jí)、飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)以及應(yīng)急控制帶給發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)行的風(fēng)險(xiǎn)。在風(fēng)險(xiǎn)和性能之間折中，為飛機(jī)提供合適的額外性能。

圖5 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估管理結(jié)構(gòu)

控制模式選擇主要實(shí)現(xiàn)修改發(fā)動(dòng)機(jī)限制、發(fā)動(dòng)機(jī)控制參數(shù)調(diào)整和保護(hù)限制釋放。為確定發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行限制，控制模式選擇將飛行條件和可接受的風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)傳送給發(fā)動(dòng)機(jī)壽命和運(yùn)行診斷子系統(tǒng)。發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)視子系統(tǒng)包含2種算法：發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理算法和使用壽命算法，能計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)剩余使用壽命和預(yù)留裕度。發(fā)動(dòng)機(jī)壽命和運(yùn)行診斷子系統(tǒng)根據(jù)采集到的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)和當(dāng)前條件計(jì)算出合適的限制并反饋給風(fēng)險(xiǎn)管理和控制模式選擇子系統(tǒng)。根據(jù)這些信息修改發(fā)動(dòng)機(jī)限制器，選擇所需的控制模式。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文在總結(jié)國(guó)內(nèi)外相關(guān)資料的基礎(chǔ)上，介紹航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制技術(shù)，對(duì)其研究現(xiàn)狀、關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行詳細(xì)分析。最后結(jié)合國(guó)外研究的進(jìn)展和國(guó)內(nèi)的研究情況，給出一些建議。

（1）飛/推綜合仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)是研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制的平臺(tái)，由于諸多緊急事件難以進(jìn)行實(shí)際驗(yàn)證，亟需建立合適的飛/推綜合仿真系統(tǒng)來(lái)分析及驗(yàn)證應(yīng)急控制性能，同時(shí)該系統(tǒng)也可以用來(lái)研究應(yīng)急控制對(duì)飛行員的負(fù)擔(dān)。2006年，NASA Glenn實(shí)驗(yàn)中心與 P&W、SMI等機(jī)構(gòu)合作，建立了以C-MAPSS40k為核心的高仿真度的飛/推仿真系統(tǒng)，其中包含發(fā)動(dòng)機(jī)模型、控制器、Dryden大氣紊流模型、4發(fā)運(yùn)輸機(jī)、6自由度飛行仿真器[2，16]，用來(lái)檢驗(yàn)緊急事件中應(yīng)急控制的性能及效果。

（2）精確機(jī)載模型。從應(yīng)急控制關(guān)鍵技術(shù)中可知，應(yīng)急控制風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估中使用到諸多不可測(cè)參數(shù)，如渦輪前溫度、壓氣機(jī)喘振裕度等，同時(shí)還需要一些參數(shù)來(lái)計(jì)算壽命限制部件的壽命，而這些參數(shù)均需機(jī)載模型來(lái)提供，因此精確機(jī)載模型的開(kāi)發(fā)有利于準(zhǔn)確進(jìn)行風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估和壽命預(yù)測(cè)，以選擇合適的應(yīng)急控制模式。

（3）應(yīng)急控制模式研究。應(yīng)急控制的實(shí)現(xiàn)依賴于應(yīng)急控制模式的研究，由于緊急事件形式多種多樣，同時(shí)外部飛行環(huán)境對(duì)應(yīng)急控制性能也有著重要影響，因此需要詳細(xì)研究各種應(yīng)急控制模式在不同緊急事件和外部環(huán)境下的性能、對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響以及對(duì)飛機(jī)飛行控制的影響。

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