王建鋒，臧 軍，姜殿文，蔣 毅

（中國(guó)航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063）

基于模型的矢量噴管控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

王建鋒，臧 軍，姜殿文，蔣 毅

（中國(guó)航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063）

為實(shí)現(xiàn)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(shè)計(jì)方法開(kāi)展矢量噴管控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。建立了包含矢量噴管液壓機(jī)械單元、矢量噴管控制器及矢量偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的矢量噴管控制系統(tǒng)模型，與發(fā)動(dòng)機(jī)模型、飛機(jī)模型集成用于矢量噴管控制系統(tǒng)的系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)。使用模型自動(dòng)測(cè)試技術(shù)開(kāi)展數(shù)字仿真試驗(yàn)，利用自動(dòng)代碼生成技術(shù)和實(shí)時(shí)仿真技術(shù)實(shí)現(xiàn)控制軟件快速開(kāi)發(fā)和系統(tǒng)半物理試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明了矢量噴管控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性、高效性。

矢量噴管控制系統(tǒng)；飛行/推進(jìn)綜合控制；基于模型的設(shè)計(jì)；模型自動(dòng)測(cè)試;自動(dòng)代碼生成；實(shí)時(shí)仿真

0 引言

對(duì)于航空、航天領(lǐng)域的復(fù)雜控制系統(tǒng)，傳統(tǒng)開(kāi)發(fā)方法是由各專(zhuān)業(yè)人員使用不同工具分階段實(shí)施。設(shè)計(jì)和驗(yàn)證在不同階段、不同專(zhuān)業(yè)人員間傳遞和轉(zhuǎn)換容易偏離，而且存在重復(fù)編碼、系統(tǒng)迭代周期長(zhǎng)等問(wèn)題[1]?？刂葡到y(tǒng)基于模型設(shè)計(jì)技術(shù)近年來(lái)逐漸興起?；谀Ｐ偷脑O(shè)計(jì)（Model Based Design,MBD）屬于控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)體系的范疇，涵蓋了控制系統(tǒng)的系統(tǒng)設(shè)計(jì)、實(shí)時(shí)仿真、嵌入式控制軟件開(kāi)發(fā)等整個(gè)流程。相比于傳統(tǒng)開(kāi)發(fā)方法，MBD是在統(tǒng)一的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證平臺(tái)上，以控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型為對(duì)象，以計(jì)算機(jī)上代碼自動(dòng)生成為手段，用仿真的方式在控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)流程中的各階段持續(xù)不斷地進(jìn)行測(cè)試和驗(yàn)證，高效地進(jìn)行迭代和優(yōu)化設(shè)計(jì)[2-3]。MBD技術(shù)已在汽車(chē)電子領(lǐng)域取得了廣泛應(yīng)用，具有較強(qiáng)的工程實(shí)用性[4-5]。

現(xiàn)代航空技術(shù)不斷發(fā)展，世界各國(guó)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)性能和航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的要求在不斷提升。采用推力矢量技術(shù)提高戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性能已成為主流趨勢(shì)[6-7]。飛機(jī)、航空發(fā)動(dòng)機(jī)的高復(fù)雜性和高安全性需求決定矢量噴管控制系統(tǒng)是安全關(guān)鍵的復(fù)雜系統(tǒng)，其驗(yàn)證過(guò)程是需要反復(fù)迭代、并經(jīng)歷多層級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證的復(fù)雜“V”字模型。

目前矢量噴管控制技術(shù)的研究主要集中在算法理論方面[8-9]，而且飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的工作是分隔獨(dú)立的方式[10-13]。自上而下的正向設(shè)計(jì)相關(guān)、工程實(shí)用的開(kāi)發(fā)方法的文獻(xiàn)資料很少。

本文基于MBD技術(shù)按照“V”字模型開(kāi)展矢量噴管控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和驗(yàn)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(shè)計(jì)平臺(tái)，通過(guò)數(shù)字仿真試驗(yàn)和半物理試驗(yàn)對(duì)系統(tǒng)開(kāi)展多層級(jí)驗(yàn)證，以提高矢量噴管控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性和驗(yàn)證的充分性，同時(shí)探索形成工程實(shí)用、高效的開(kāi)發(fā)方法。

1 飛行/推進(jìn)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(jī)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)緊密交聯(lián)，是飛行/推進(jìn)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(xiàn)，為此構(gòu)建了IFPC系統(tǒng)模型。

從飛機(jī)的角度，IFPC系統(tǒng)可簡(jiǎn)化地為串級(jí)控制結(jié)構(gòu)。飛行控制計(jì)算機(jī) (Flight Control Com-puter，F(xiàn)CC)接收飛行員操縱信號(hào)，結(jié)合飛機(jī)當(dāng)前的狀態(tài)，輸出飛行控制指令信號(hào)；發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器(Electronic Engine Controller，EEC)接收飛行控制指令信號(hào)中與發(fā)動(dòng)機(jī)操縱相關(guān)的控制指令信號(hào)，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前的狀態(tài)，輸出發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令信號(hào)；矢量噴管控制器(Vector Nozzle Control-ler，VNC)接收發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令信號(hào)中與矢量噴管操縱相關(guān)的控制指令信號(hào)，結(jié)合矢量噴管液壓機(jī)械單元 (Vector Nozzle Hydraulic Mechanism Unit，VNHMU)當(dāng)前的反饋狀態(tài)，輸出矢量噴管控制指令。FCC、EEC、VNC三者通過(guò)飛機(jī)通訊總線交聯(lián)。

從飛機(jī)層級(jí)來(lái)說(shuō)，F(xiàn)CC主要功能是指令信號(hào)成型、增益調(diào)參、補(bǔ)償濾波等飛/推綜合控制規(guī)律的實(shí)現(xiàn)。FCC的輸出包括操縱面控制指令、發(fā)動(dòng)機(jī)操作指令、推力矢量偏轉(zhuǎn)角指令δDem、推力矢量方位角指令θDem等信號(hào)。指令作用在發(fā)動(dòng)機(jī)、飛機(jī)操縱面產(chǎn)生響應(yīng)使得飛機(jī)狀態(tài)發(fā)生變化，從而形成了飛行控制回路。

從發(fā)動(dòng)機(jī)層級(jí)來(lái)說(shuō)，EEC主要功能是實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)控制邏輯、發(fā)動(dòng)機(jī)（推力）穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)控制規(guī)律，EEC的輸出包括供油流量指令、可調(diào)幾何機(jī)構(gòu)位置指令等信號(hào)。指令作用在泵調(diào)節(jié)器執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生響應(yīng)使得發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)發(fā)生變化，從而形成發(fā)動(dòng)機(jī)控制回路。對(duì)于矢量控制，EEC還根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)計(jì)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(zhuǎn)角指令δDem、推力矢量方位角指令θDem，實(shí)現(xiàn)矢量噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的匹配[14]。

在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下構(gòu)建了IFPC系統(tǒng)模型，模型的頂層架構(gòu)如圖1所示。模型中各子系統(tǒng)之間的連接線均為結(jié)構(gòu)體形式數(shù)據(jù)流。其中，F(xiàn)CC和飛機(jī)模型由飛機(jī)設(shè)計(jì)人員開(kāi)發(fā)維護(hù)；EEC和發(fā)動(dòng)機(jī)模型由發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)人員開(kāi)發(fā)維護(hù)；VNC和VNHMU模型則由矢量噴管設(shè)計(jì)人員開(kāi)發(fā)維護(hù)；IFPC系統(tǒng)模型是飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)、矢量噴管三方共用的桌面設(shè)計(jì)和驗(yàn)證平臺(tái)。

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(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型和VNC模型。

VNHMU模型反映來(lái)自VNC的控制指令與A9環(huán)作動(dòng)筒位移之間的關(guān)系；矢量噴管偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型反映A9環(huán)作動(dòng)筒位移與矢量偏轉(zhuǎn)角和方位角之間的關(guān)系，在VNC模型內(nèi)部。

2.1 VNHMU建模

VNHMU包括發(fā)動(dòng)機(jī)燃油增壓泵、噴管油源泵、A9環(huán)作動(dòng)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(duì)飛機(jī)油箱來(lái)油進(jìn)行初步增壓，同時(shí)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(duì)增壓泵后燃油再次增壓，形成驅(qū)動(dòng)A9環(huán)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)的高壓燃油。噴管油源泵出口壓力與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速有關(guān)。A9環(huán)作動(dòng)筒上電液伺服閥根據(jù)來(lái)自VNC的控制電流調(diào)節(jié)并分配高、低壓指令油到作動(dòng)筒的有桿腔和無(wú)桿腔形成位移，從而驅(qū)動(dòng)矢量噴管面積和偏轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)。

A9環(huán)作動(dòng)筒伺服運(yùn)動(dòng)簡(jiǎn)化如圖2所示。

忽略管路壓阻損失，假設(shè)節(jié)流閥口為矩形，伺服閥壓力流量為

式中：qL為負(fù)載流量；Cd為閥口流量系數(shù)；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(fù)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(shí)間常數(shù)。

閥芯向右移動(dòng)時(shí)xv為正值，閥芯向左移動(dòng)時(shí)為xv為負(fù)值。

忽略溫度變化對(duì)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(dòng)筒位移；Ci為液壓缸冷卻和泄漏系數(shù)；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(kù)侖摩擦力等非線性負(fù)載，液壓缸運(yùn)動(dòng)方程為

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

聯(lián)立式（1）～（4），可得 L 與 Pyyb、I之間的關(guān)系，即VNHMU模型。

2.2 矢量噴管偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)建模

本文矢量噴管為機(jī)械式軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管，由機(jī)匣、作動(dòng)筒、噴管喉道面積調(diào)節(jié)環(huán)（A8環(huán)）、矢量噴管面積調(diào)節(jié)環(huán)（A9環(huán)）、連桿、收斂調(diào)節(jié)片、擴(kuò)張調(diào)節(jié)片、收斂段密封片、擴(kuò)張段密封調(diào)節(jié)片、整流罩等機(jī)械構(gòu)件組成，屬于由2個(gè)Stewart平臺(tái)驅(qū)動(dòng)的復(fù)雜空間機(jī)構(gòu)。矢量噴管機(jī)構(gòu)如圖3所示[15]。

矢量噴管前部是A8環(huán)控制部分，以發(fā)動(dòng)機(jī)后機(jī)匣為基礎(chǔ)平臺(tái)，A8環(huán)為動(dòng)平臺(tái)，二者之間通過(guò)6個(gè)SPS作動(dòng)筒連接構(gòu)成Stewart并聯(lián)機(jī)構(gòu)；中部是矢量噴管驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，基礎(chǔ)平臺(tái)和A9環(huán)由3個(gè)SPS作動(dòng)筒相連，A9環(huán)是6自由度運(yùn)動(dòng)；后部是擴(kuò)張調(diào)節(jié)片部分，由并聯(lián)于A8環(huán)、A9環(huán)與后機(jī)匣之間的若干RSRR-RRR空間運(yùn)動(dòng)鉸組成時(shí)變幾何體。

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉道面積調(diào)節(jié)通過(guò)A8環(huán)調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)。A8環(huán)作動(dòng)筒同步輸出位移，驅(qū)動(dòng)A8環(huán)沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線運(yùn)動(dòng)，形成環(huán)上滾子在收斂調(diào)節(jié)片的凸輪曲面運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)收斂調(diào)節(jié)片轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)噴管喉道面積收放。

A9環(huán)作動(dòng)筒沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線同步輸出位移，驅(qū)動(dòng)RSRR-RRR空間運(yùn)動(dòng)鉸運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)擴(kuò)張調(diào)節(jié)片收放，實(shí)現(xiàn)矢量噴管面積控制。

A9環(huán)作動(dòng)筒輸出位移不同步時(shí)，驅(qū)動(dòng)A9環(huán)法線相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線偏轉(zhuǎn)，通過(guò)R副連桿相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線切向偏轉(zhuǎn)，帶動(dòng)擴(kuò)張調(diào)節(jié)片切向偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)。

根據(jù)并聯(lián)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行簡(jiǎn)化獲得矢量偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)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(gè)A9環(huán)作動(dòng)筒位移指令L91Dem、L92Dem、L93Dem。

式中：k、LC 為常數(shù)。

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

2.3 VNC建模

VNC是數(shù)字式電子控制器(含控制軟件)，實(shí)現(xiàn)信號(hào)采集、濾波、控制邏輯和控制規(guī)律計(jì)算、控制信號(hào)輸出、通訊等功能。此外為滿(mǎn)足安全性要求，還需要實(shí)時(shí)地進(jìn)行系統(tǒng)的故障檢測(cè)、隔離與自適應(yīng)(Fault Detection，Isolation and Adaption，F(xiàn)DIA)。

VNC采用雙通道結(jié)構(gòu)，2個(gè)控制通道分別連接到A9環(huán)作動(dòng)筒上電液伺服閥的2個(gè)線圈、差動(dòng)式線性位移傳感器LVDT的2個(gè)線圈、回中轉(zhuǎn)換電磁閥的2個(gè)線圈。VNC的1個(gè)通道處于主控，另1個(gè)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(jù)偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)正解模型計(jì)算獲得3個(gè)A9環(huán)作動(dòng)筒位移指令L91Dem、L92Dem、L93Dem，同時(shí)采集獲得位移反饋，通過(guò)控制規(guī)律計(jì)算輸出給A9環(huán)作動(dòng)筒上電液伺服閥的控制電流。電液伺服閥調(diào)節(jié)出相應(yīng)的高、低壓指令油驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)，構(gòu)成位置閉環(huán)控制?；刂修D(zhuǎn)換電磁閥起到控制模式轉(zhuǎn)換的作用：當(dāng)回中轉(zhuǎn)換電磁閥處于斷電狀態(tài)時(shí)，位置閉環(huán)控制工作模式轉(zhuǎn)換為機(jī)械回中工作模式，A9環(huán)作動(dòng)筒依靠液壓機(jī)械機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)機(jī)械回中。

此外，VNC 根據(jù) A8、位移反饋 L91、L92、L93，以及偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)逆解模型實(shí)時(shí)求解實(shí)際推力矢量偏轉(zhuǎn)角δ、推力矢量方位角θ。δ、θ是飛行/推進(jìn)綜合控制系統(tǒng)模型中發(fā)動(dòng)機(jī)模型、飛機(jī)模型的輸入?yún)?shù)。VNC的工作和故障信息也會(huì)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(gòu)如圖5所示。模型中各子功能模塊之間的連接線均為結(jié)構(gòu)體形式數(shù)據(jù)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?？刂栖浖挠?jì)算流程為標(biāo)定轉(zhuǎn)換、信號(hào)故障檢測(cè)、表決、矢量偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型計(jì)算、伺服控制律計(jì)算、執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障檢測(cè)、故障隔離自適應(yīng)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(yīng)功能模塊，需要另一控制通道數(shù)據(jù)作為控制和決策參考。

3 試驗(yàn)

為驗(yàn)證矢量噴管控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性，開(kāi)展了數(shù)字仿真及半物理試驗(yàn)。

3.1 數(shù)字仿真

數(shù)字仿真是在MATLAB桌面環(huán)境中以模型為對(duì)象，針對(duì)系統(tǒng)的功能和時(shí)域響應(yīng)、頻域響應(yīng)等性能指標(biāo)需求，對(duì)控制邏輯和控制規(guī)律等開(kāi)展調(diào)整試驗(yàn)。按照系統(tǒng)開(kāi)發(fā)的“V”字模型，全數(shù)字仿真分為飛機(jī)級(jí)、發(fā)動(dòng)機(jī)級(jí)、矢量噴管控制系統(tǒng)級(jí)等不同級(jí)別，分別由相應(yīng)人員實(shí)施。

以矢量噴管控制子系統(tǒng)級(jí)中，A9環(huán)作動(dòng)筒伺服回路控制規(guī)律設(shè)計(jì)為例。

在VNC模型中，斷開(kāi)矢量偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型模塊和控制律模塊的信號(hào)連接線，使用仿真測(cè)試用例產(chǎn)生A9環(huán)作動(dòng)筒位移指令替代矢量偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型產(chǎn)生的位移指令，通過(guò)時(shí)域、頻域分析方法開(kāi)展仿真試驗(yàn)至滿(mǎn)足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。

矢量噴管控制系統(tǒng)的高安全性決定需對(duì)模型的算法和邏輯開(kāi)展遍歷式測(cè)試。為提高模型仿真測(cè)試效率，可使用模型自動(dòng)化仿真測(cè)試的方法。明確被測(cè)模型的輸入輸出接口后，針對(duì)需求編制文本形式的輸入數(shù)據(jù)序列、期望輸出數(shù)據(jù)（或特性）作為測(cè)試用例集，通過(guò)調(diào)用.m腳本文件可實(shí)現(xiàn)用例集中所有用例的自動(dòng)運(yùn)行。自動(dòng)化測(cè)試能夠顯著提高桌面環(huán)境中設(shè)計(jì)迭代的效率，具有較高的工程實(shí)用性。

3.2 半物理試驗(yàn)

半物理試驗(yàn)是以真實(shí)的VNC、VNHMU（含傳感器）為試驗(yàn)對(duì)象，通過(guò)模擬FCC、飛機(jī)、EEC、發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行來(lái)進(jìn)行高逼真度的仿真試驗(yàn)。相比于全數(shù)字仿真，半物理試驗(yàn)?zāi)軌蚍从呈噶繃姽芸刂谱酉到y(tǒng)的建模誤差和未建模動(dòng)態(tài)的影響。

數(shù)字仿真到半物理試驗(yàn)的階段轉(zhuǎn)換通過(guò)自動(dòng)代碼生成和實(shí)時(shí)仿真技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。RTW（Realtime workshop，實(shí)時(shí)工作間）基于SIMULINK的代碼自動(dòng)生成工具，能從SIMULINK模型中產(chǎn)生優(yōu)化、可移植和個(gè)性化的代碼。關(guān)于RTW實(shí)現(xiàn)代碼自動(dòng)生成的方法和集成應(yīng)用的文獻(xiàn)較多[17]，本文不做介紹。

對(duì)于圖1中IFPC系統(tǒng)模型，F(xiàn)CC、飛機(jī)、EEC、發(fā)動(dòng)機(jī)模型分別生成代碼，部署的目標(biāo)機(jī)環(huán)境均是基于通用計(jì)算機(jī)的實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)RTX（Real-Time eXtension）[3，18]。

對(duì)于圖5中VNC模型，控制軟件部分生成代碼，目標(biāo)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(shí)的液壓機(jī)械裝置（含傳感器）代替。

代碼部署后的FCC仿真計(jì)算機(jī)、飛機(jī)模型計(jì)算機(jī)、EEC仿真計(jì)算機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)模型計(jì)算機(jī)，和真實(shí)的VNC、VNHMU之間，按照模型中的信號(hào)接口定義，通過(guò)真實(shí)物理信號(hào)、通訊總線交聯(lián)，構(gòu)成半物理模擬試驗(yàn)環(huán)境。

在半物理試驗(yàn)環(huán)境下，在發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)層級(jí)，對(duì)矢量噴管控制系統(tǒng)的功能和性能開(kāi)展驗(yàn)證。在飛行包線點(diǎn)高度為11 km、馬赫數(shù)為0.8和發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)下，分別開(kāi)展偏轉(zhuǎn)角和方位角從（0°，0°）到（10°，180°）、（10°，0°）、（10°，90°）、（10°，270°） 的全向矢量偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示。

試驗(yàn)結(jié)果表明，在發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)層級(jí)，由于受電液伺服閥流量飽和特性以及非線性負(fù)載力的影響，A9環(huán)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)速率相比數(shù)字仿真時(shí)變慢。在飛機(jī)系統(tǒng)層級(jí)，矢量偏轉(zhuǎn)角和方位角運(yùn)動(dòng)速率符合要求，可開(kāi)展飛機(jī)系統(tǒng)層級(jí)試驗(yàn)。

對(duì)于“V”字流程右上端的飛機(jī)系統(tǒng)層級(jí)的試驗(yàn)，同樣通過(guò)這種逐步代入真實(shí)對(duì)象的方式，增加驗(yàn)證的充分性，降低最終裝機(jī)試飛試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)。

4 結(jié)論

本文建立了包含矢量噴管液壓機(jī)械單元、矢量噴管控制器及偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)計(jì)算的矢量噴管控制系統(tǒng)模型，該模型結(jié)合飛機(jī)模型和發(fā)動(dòng)機(jī)模型構(gòu)成帶矢量噴管的飛行/推進(jìn)綜合仿真平臺(tái)。數(shù)字仿真、半物理試驗(yàn)分別從矢量噴管控制子系統(tǒng)層級(jí)、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)層級(jí)表明了矢量噴管控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性。

闡述了使用MBD技術(shù)實(shí)現(xiàn)矢量噴管控制系統(tǒng)從桌面設(shè)計(jì)到產(chǎn)品驗(yàn)證一體化流程。該方法的特點(diǎn)在于：在系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段建立統(tǒng)一的桌面模型，飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)、矢量噴管各方能夠協(xié)同開(kāi)展飛行/推進(jìn)綜合控制系統(tǒng)的綜合設(shè)計(jì)，通過(guò)模型自動(dòng)測(cè)試提高設(shè)計(jì)迭代效率；在控制軟件開(kāi)發(fā)階段借助代碼自動(dòng)生成，能夠高效繼承前期控制邏輯和控制算法的設(shè)計(jì)結(jié)果，避開(kāi)系統(tǒng)設(shè)計(jì)向軟件設(shè)計(jì)的需求傳遞以及復(fù)雜的軟件編碼工作?？刂栖浖拈_(kāi)發(fā)工作轉(zhuǎn)變?yōu)樾枨蠊潭?、變更很少的底層軟件的編碼；在半物理試驗(yàn)階段，通過(guò)對(duì)分系統(tǒng)代碼自動(dòng)生成和實(shí)時(shí)仿真的方式逐步代入真實(shí)對(duì)象，能夠方便地開(kāi)展“V”字模型右側(cè)的自下而上的逐級(jí)驗(yàn)證。實(shí)踐表明該方法具有工程實(shí)用性和高效性，可為飛行/推進(jìn)綜合控制等復(fù)雜控制系統(tǒng)的開(kāi)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(xiàng)目：國(guó)家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

王建鋒（1986），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),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）