申世才

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 發(fā)動(dòng)機(jī)所，陜西 西安 710089)

1 引 言

隨著軍用飛機(jī)的不斷發(fā)展及戰(zhàn)機(jī)性能的不斷提高，飛機(jī)現(xiàn)有系統(tǒng)的設(shè)計(jì)也趨于復(fù)雜，子系統(tǒng)之間的耦合作用進(jìn)一步增加。在某些條件下，飛行員的反應(yīng)速度和決策能力已經(jīng)無(wú)法順利進(jìn)行各子系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)。這時(shí)要進(jìn)一步增加飛機(jī)的整體性能，需要優(yōu)化協(xié)調(diào)各子系統(tǒng)間的匹配工作[1-3]。而飛行/推進(jìn)綜合控制(Integrated Flight and Propulsion Control，簡(jiǎn)稱(chēng)IFPC)技術(shù)是為實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)而發(fā)展形成的一項(xiàng)復(fù)雜的技術(shù)，其將推進(jìn)作為飛行控制系統(tǒng)的一部分，通過(guò)飛行控制和推進(jìn)控制的交聯(lián)、綜合，改善飛機(jī)性能，減輕飛行員的工作負(fù)擔(dān)。IFPC不僅需要完成飛行子系統(tǒng)的控制和推進(jìn)子系統(tǒng)的控制，還要協(xié)調(diào)兩個(gè)控制子系統(tǒng)之間的工作，最大化發(fā)揮飛機(jī)性能，使飛機(jī)綜合性能達(dá)到最優(yōu)[4-10]。

本文梳理了美國(guó)飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)的發(fā)展及飛行試驗(yàn)情況，旨在為我國(guó)飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)的發(fā)展提供參考及借鑒。

2 美國(guó)飛行/推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展概況

2.1 飛行/推進(jìn)綜合控制起步階段

20世紀(jì)70年代早期，美國(guó)空軍聯(lián)合NASA啟動(dòng)了被稱(chēng)為綜合推進(jìn)控制系統(tǒng)的IPCS項(xiàng)目，并于1976年在NASA的F-111E飛機(jī)上完成了單發(fā)IPCS的飛行試驗(yàn)。F-111E飛機(jī)采用可調(diào)式進(jìn)氣道，裝配了兩臺(tái)加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)(TF30)。IPCS項(xiàng)目創(chuàng)造了兩個(gè)第一：首次采用數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，首次綜合了發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道的控制功能[6]。

IPCS項(xiàng)目取得了多方面的成果，驗(yàn)證了數(shù)字控制系統(tǒng)的可行性及可靠性，完全可以實(shí)現(xiàn)機(jī)械系統(tǒng)的功能并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)以及進(jìn)氣道進(jìn)行控制；飛機(jī)在超音速下的推力提高7%；發(fā)動(dòng)機(jī)加速時(shí)間大幅縮短，慢車(chē)到中間的加速時(shí)間縮短37%，中間到加力的加速時(shí)間縮短45%；當(dāng)監(jiān)測(cè)到進(jìn)氣畸變時(shí)，可以通過(guò)改變壓氣機(jī)進(jìn)氣導(dǎo)流葉片的角度來(lái)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的喘振裕度。

20世紀(jì)70年代中后期，美國(guó)空軍與NASA聯(lián)合開(kāi)展了數(shù)字協(xié)作控制系統(tǒng)項(xiàng)目，并在NASA的YF-12C試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。這個(gè)系統(tǒng)綜合了進(jìn)氣道控制、自動(dòng)油門(mén)、大氣數(shù)據(jù)以及導(dǎo)航功能，顯著提高了飛行路徑控制和航程，該系統(tǒng)和方法轉(zhuǎn)化為產(chǎn)品被用在了SR-71機(jī)隊(duì)[8]。

前期的項(xiàng)目結(jié)果證明了推進(jìn)控制系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)的綜合控制可以極大提高飛機(jī)的性能參數(shù)，如推力、航程以及爬升率。如果沒(méi)有綜合控制，每個(gè)系統(tǒng)必須有能力在最?lèi)毫庸r下運(yùn)行，并需要很大的操控裕度。綜合控制可以在不需要時(shí)減小這種裕度，并帶來(lái)更高的推力、更低的油耗或更大的航程，提高安全性和可靠性。

但在這一時(shí)期，由于數(shù)字控制系統(tǒng)處于起步階段，綜合控制算法并未得到優(yōu)化，并且飛行/推進(jìn)綜合控制的參與變量也比較少，系統(tǒng)集成度較低。

進(jìn)入20世紀(jì)80年代，飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)得到快速發(fā)展。在80年代早期，NASA將飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)的研究轉(zhuǎn)移到F-15試驗(yàn)機(jī)上[12-14]。

首先，NASA進(jìn)行了數(shù)字電子發(fā)動(dòng)機(jī)控制(DEEC)飛行試驗(yàn)。為了使F100發(fā)動(dòng)機(jī)能夠滿足空軍高性能且高可靠性的需要，普惠公司對(duì)F100-PW-100發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了改進(jìn)，著重提高發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，開(kāi)發(fā)出了全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，稱(chēng)之為DEEC，這是發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的重大改進(jìn)。在空軍、NASA及普惠公司的合作下，自1981年中至1983年初，以NASA的F-15試驗(yàn)機(jī)為試飛平臺(tái)，共飛行30架次/35飛行小時(shí)，完成了DEEC的飛行試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，DEEC系統(tǒng)帶來(lái)的收益包括：發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平的提高、更快的瞬時(shí)響應(yīng)速度、擴(kuò)大的空中啟動(dòng)包線、加力性能的改進(jìn)、取消了地面調(diào)整、增加了帶故障工作的能力。數(shù)字電子發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)的發(fā)展為飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

2.2 飛行/推進(jìn)綜合控制發(fā)展階段

20世紀(jì)80年代末期，NASA開(kāi)展了高度一體化的數(shù)字電子控制(HIDEC)項(xiàng)目，首次進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行控制系統(tǒng)的綜合研究。通過(guò)自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)(ADECS)的飛行驗(yàn)證，表明發(fā)動(dòng)機(jī)在推力、燃油消耗以及壽命方面均有很大提高。在此基礎(chǔ)上，NASA進(jìn)一步發(fā)展完成了包括發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣道以及飛行控制變量的實(shí)時(shí)機(jī)載優(yōu)化綜合研究(性能尋優(yōu)控制PSC)。綜合控制技術(shù)使得自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)的研究成為可能，此項(xiàng)技術(shù)在F-15的HIDEC試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了全面試驗(yàn)。此外，NASA還對(duì)單獨(dú)推力飛行控制系統(tǒng)(PCA)進(jìn)行了研究和試驗(yàn)，此系統(tǒng)是利用發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)應(yīng)急飛行控制[11]。

這一時(shí)期，數(shù)字電子控制器以及機(jī)載計(jì)算機(jī)的快速發(fā)展極大地加速了飛行/推進(jìn)綜合控制的發(fā)展。數(shù)字控制器可以實(shí)現(xiàn)更多變量控制(相比機(jī)械液壓式)，利用離線過(guò)程進(jìn)行計(jì)算并存儲(chǔ)在機(jī)載計(jì)算機(jī)用于在線執(zhí)行。數(shù)字電子控制技術(shù)的發(fā)展實(shí)現(xiàn)了由預(yù)先或預(yù)編程優(yōu)化到實(shí)時(shí)優(yōu)化的升級(jí)，使得系統(tǒng)性能進(jìn)一步提高。綜合控制的實(shí)時(shí)優(yōu)化過(guò)程在執(zhí)行過(guò)程中更具有挑戰(zhàn)性，因?yàn)檫@需要自適應(yīng)飛行條件的變化，但這樣卻可以提高飛機(jī)性能。

HIDEC項(xiàng)目于20世紀(jì)90年代初期陸續(xù)完成多項(xiàng)技術(shù)的驗(yàn)證，后續(xù)的發(fā)展將飛行/推進(jìn)綜合控制的內(nèi)涵進(jìn)行了更加廣泛的擴(kuò)展，包括推力矢量技術(shù)以及由自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制項(xiàng)目(ADECS)發(fā)展而來(lái)的高穩(wěn)定性發(fā)動(dòng)機(jī)控制(HISTEC)。

推力矢量技術(shù)可以在低速大攻角條件下提高機(jī)動(dòng)性能，作為飛行/推進(jìn)綜合控制的重要組成部分已經(jīng)在很多項(xiàng)目上進(jìn)行了驗(yàn)證。F-15短距起降/機(jī)動(dòng)技術(shù)演示驗(yàn)證(S/MTD)研究俯仰推力矢量，提高了偏轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)性。F-18大攻角驗(yàn)證機(jī)(HARV)利用俯仰和偏航矢量推力將攻角擴(kuò)展至70°。X-31項(xiàng)目將俯仰和偏航矢量推力技術(shù)應(yīng)用到了實(shí)戰(zhàn)中，在實(shí)戰(zhàn)中戰(zhàn)機(jī)攻角可達(dá)70°[15]。YF-22利用俯仰偏轉(zhuǎn)矢量推力提高了戰(zhàn)機(jī)在低速條件下的機(jī)動(dòng)性。F-16多軸推力矢量(MATV)項(xiàng)目利用軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管技術(shù)進(jìn)一步擴(kuò)展推力矢量的應(yīng)用，在一對(duì)一以及一對(duì)多的對(duì)戰(zhàn)中實(shí)現(xiàn)了攻角無(wú)約束操縱。F-15先進(jìn)控制技術(shù)綜合驗(yàn)證(ACTIVE)項(xiàng)目的總目標(biāo)就是利用推力矢量技術(shù)擴(kuò)展飛行包線，以提高飛機(jī)性能、機(jī)動(dòng)性以及可操縱性。在F-22以及JSF飛機(jī)上也應(yīng)用了推力矢量技術(shù)，提高了戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)性。

HISTEC項(xiàng)目的目標(biāo)是設(shè)計(jì)研究一種先進(jìn)的綜合發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，利用測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行進(jìn)氣畸變?cè)u(píng)估以增加發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性，并對(duì)此進(jìn)行飛行驗(yàn)證。HISTEC項(xiàng)目于1997年在NASA的ACTIVE試驗(yàn)機(jī)上完成了飛行驗(yàn)證。結(jié)果表明，HISTEC技術(shù)有能力成功評(píng)估畸變并進(jìn)行調(diào)節(jié)，在線實(shí)時(shí)調(diào)整以增加喘振裕度，這樣可以降低設(shè)計(jì)喘振裕度需求，反過(guò)來(lái)可以大幅提高性能并/或減輕發(fā)動(dòng)機(jī)重量。

受1989年發(fā)生在美國(guó)愛(ài)荷華州蘇城的聯(lián)合航空公司DC-10空難的影響，NASA發(fā)展了PCA。當(dāng)系統(tǒng)激活時(shí)，其融合了飛機(jī)飛行控制和發(fā)動(dòng)機(jī)控制的電子計(jì)算機(jī)，可以實(shí)現(xiàn)通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制飛機(jī)。當(dāng)控制輪或桿后拉，發(fā)動(dòng)機(jī)推力自動(dòng)增加，飛機(jī)開(kāi)始爬升；控制輪或桿前推，發(fā)動(dòng)機(jī)推力減小，飛機(jī)下降。控制輪轉(zhuǎn)向或移動(dòng)控制桿向左或向右，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生相應(yīng)方向的推力分量，飛機(jī)在想要的方向上開(kāi)始偏航(或側(cè)滑)。一旦達(dá)到指定的要求，調(diào)整推力分量即可使飛機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，從而通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的控制。

PCA系統(tǒng)最初的論證和測(cè)試是在HIDEC F-15上進(jìn)行的。后面的試驗(yàn)和公開(kāi)驗(yàn)證在三發(fā)飛機(jī)MD-11噴氣客機(jī)上進(jìn)行。在模擬器上，NASA在超過(guò)12種類(lèi)型的商用和軍用飛機(jī)上進(jìn)行了PCA的概念論證。1993年4月，HIDEC飛機(jī)試驗(yàn)結(jié)束，依靠PCA系統(tǒng)安全著陸，試飛員僅依靠發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎、爬升，最終下降至機(jī)場(chǎng)跑道。隨后于1995年在MD-11運(yùn)輸機(jī)上進(jìn)行了PCA的研究和飛行驗(yàn)證，試驗(yàn)涵蓋多種飛行構(gòu)型-中心重心和后置重心，試驗(yàn)高度從200ft到30000ft，速度從160kn到360kn。試驗(yàn)在多種模擬應(yīng)急場(chǎng)景中也取得了成功。

PCA技術(shù)后續(xù)擴(kuò)展產(chǎn)生的版本稱(chēng)為結(jié)合了動(dòng)力最優(yōu)控制概念的PCA Lite和PCA Ultralite，用在多種飛行器上，采購(gòu)和安裝成本也更加適中。

經(jīng)過(guò)約15年的發(fā)展，HIDEC項(xiàng)目已經(jīng)發(fā)展了多種飛行/推進(jìn)綜合系統(tǒng)控制模式，每種模式都充分發(fā)揮了HIDEC數(shù)字電子飛行控制系統(tǒng)的優(yōu)勢(shì)，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)及飛機(jī)的操控性能以及飛行安全。

2.3 飛行/推進(jìn)綜合控制智能化發(fā)展階段

為了適應(yīng)更加復(fù)雜多變的場(chǎng)景以及不同的控制計(jì)劃，NASA在PCA的基礎(chǔ)上將PCA與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行集成，啟動(dòng)了智能飛行控制(IFCS)項(xiàng)目。經(jīng)過(guò)多年的算法改進(jìn)及地面模擬機(jī)驗(yàn)證，2005年秋，IFCS在NASA F-15試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了飛行驗(yàn)證[5]。

智能飛行控制系統(tǒng)具有更強(qiáng)的適應(yīng)能力來(lái)適應(yīng)飛機(jī)動(dòng)作的極端變化，這種極端變化通常是由飛機(jī)系統(tǒng)失效或者損壞引起的。IFCS在NASA F-15上進(jìn)行了模擬安定面失效的驗(yàn)證，效果良好。當(dāng)模擬失效發(fā)生時(shí)，智能飛控介入飛機(jī)在俯仰響應(yīng)方面有明顯改善，然而在滾轉(zhuǎn)響應(yīng)上存在輕微振蕩。

3 美國(guó)飛行/推進(jìn)綜合控制重點(diǎn)項(xiàng)目及試飛驗(yàn)證

3.1 HIDEC項(xiàng)目及試飛結(jié)果

HIDEC項(xiàng)目研究包含多個(gè)系統(tǒng)，包括自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)(ADECS)、性能尋優(yōu)控制(PSC)、自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)及推力控制飛行器系統(tǒng)(PCA)[16-19]。HIDEC系統(tǒng)構(gòu)架如圖1所示。

圖1 HIDEC系統(tǒng)構(gòu)架圖[10]

自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)(ADECS)是通過(guò)數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)、數(shù)字飛行控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)總線技術(shù)綜合發(fā)展起來(lái)的，可通過(guò)數(shù)字化飛行和推進(jìn)控制系統(tǒng)的綜合控制，借用發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)剩的喘振裕度，在要求的飛行環(huán)境中提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。ADECS利用機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)，在進(jìn)氣道失真水平較低以及發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度需求較小的時(shí)候，允許發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)揮出更高的性能。在氣流參數(shù)為常數(shù)時(shí)，這樣做可以通過(guò)提高發(fā)動(dòng)機(jī)壓比(EPR)來(lái)提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平。在EPR增加時(shí)，可以通過(guò)關(guān)小進(jìn)氣閥以保持發(fā)動(dòng)機(jī)推力恒定，從而降低耗油率。在該模式下，ADECS基本上是通過(guò)過(guò)剩的喘振裕度來(lái)提高性能。ADECS模型通過(guò)一些方法可以改變發(fā)動(dòng)機(jī)性能。其一是增加EPR，結(jié)果是增加推力以及排氣溫度；其二是溫度不變?cè)黾覧PR；其三是增加EPR但降低溫度，以保證推力不變。

ADECS系統(tǒng)的使用使得發(fā)動(dòng)機(jī)性能得到明顯改善，飛機(jī)性能顯著提高。研究人員在ADECS關(guān)閉和ADECS開(kāi)啟條件下進(jìn)行了背靠背飛行試驗(yàn)，保證環(huán)境溫度和壓力修正最小化，對(duì)比發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)飛機(jī)水平加速時(shí)凈推力的提高百分比。飛機(jī)水平加速完成10000ft、20000ft、30000ft、40000ft共4個(gè)高度的試驗(yàn)，從機(jī)載推力譜計(jì)算得到的推力提高比例大約從8%(10000ft)到10.5%(30000ft)。這個(gè)結(jié)果比之前預(yù)測(cè)的5～8%要大。

在ADECS開(kāi)啟狀態(tài)，高度30000ft時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)時(shí)飛機(jī)水平加速，飛機(jī)從馬赫數(shù)0.6到0.95的加速時(shí)間提高了9.3%。比剩余功(Ps)的收益從大約0.6馬赫數(shù)下的6%提高到0.95馬赫數(shù)下的18%。數(shù)據(jù)修正線采用了四次曲線擬合，用于計(jì)算收益百分比。數(shù)據(jù)對(duì)加速過(guò)程中的飛機(jī)總重量差異進(jìn)行了修正。值得注意的是，這些性能的提高僅僅是在單發(fā)ADECS狀態(tài)下獲得的。

在ADECS開(kāi)啟狀態(tài)下，高度為40000ft時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)從馬赫數(shù)0.6全加力至馬赫數(shù)為1.2時(shí)，加速時(shí)間提高了13%。Ps在ADECS開(kāi)啟狀態(tài)下在馬赫數(shù)0.6～1.2分別提高了7～12%。

PSC本質(zhì)上是自適應(yīng)電子控制系統(tǒng)的后續(xù)，自適應(yīng)電子控制系統(tǒng)可以在動(dòng)態(tài)飛行環(huán)境下提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。在發(fā)展ADECS模式時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)存儲(chǔ)了發(fā)動(dòng)機(jī)最佳壓比控制策略。最佳壓比是基于多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)以及多次飛行數(shù)據(jù)計(jì)算得來(lái)。PSC通過(guò)進(jìn)一步集成控制計(jì)劃，在任何飛行時(shí)間及飛行環(huán)境下，發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)最高性能及機(jī)動(dòng)性能。PSC以額外的推力或者飛機(jī)最大航程的方式優(yōu)化推進(jìn)系統(tǒng)。通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)可變狀態(tài)模型、進(jìn)氣道和排氣系統(tǒng)模型的聯(lián)合應(yīng)用，優(yōu)化邏輯根據(jù)飛行狀態(tài)如速度、加速度、高度、姿態(tài)、動(dòng)壓及飛機(jī)構(gòu)型，進(jìn)行針對(duì)各種推進(jìn)系統(tǒng)的指令計(jì)算。這些指令會(huì)被發(fā)送到不同的推進(jìn)系統(tǒng)單元，其結(jié)果狀態(tài)進(jìn)入模型用以更新模型。這一過(guò)程一直持續(xù)直到性能指標(biāo)最優(yōu)。這一系統(tǒng)可以兼容發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰減、非標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境以及各種外掛構(gòu)型。該技術(shù)對(duì)超音速巡航飛行器至關(guān)重要，因?yàn)槠鋵?duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的微小改變非常敏感。

PSC隨機(jī)自適應(yīng)實(shí)時(shí)優(yōu)化算法有3個(gè)模型：最大推力模型，在加速、爬升以及沖刺時(shí)獲得最大額外推力；最小燃油模型，在飛機(jī)巡航時(shí)獲得最經(jīng)濟(jì)的油耗；最小FTIT模型，通過(guò)降低FTIT延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命。

圖2展示了亞音速和超音速狀態(tài)下PSC帶來(lái)的燃油消耗減小量。亞音速單位推力燃油消耗量(TSFC)收益通常較小。計(jì)算對(duì)參數(shù)非常敏感，主要是由于其為T(mén)SFC=WF/FNP(WF為燃油流量，F(xiàn)NP為凈推力)，當(dāng)時(shí)間較短時(shí)更是如此。在超音速狀態(tài)下，TSFC收益較大，主要是在主機(jī)和加力燃燒室之間進(jìn)行了權(quán)衡優(yōu)化。在亞音速狀態(tài)，主機(jī)燃油流量減小而在超音速狀態(tài)主機(jī)推力增加，因此加力燃油流量減小。加力燃燒室將燃油轉(zhuǎn)化為推力的效能僅有主燃燒室的1/3，因此可獲得較大收益。TSFC降低的另一個(gè)小的收益來(lái)自于飛機(jī)凈阻力的減小。通常，TSFC減小可以極大減小起飛總重量，考慮到長(zhǎng)航程巡航時(shí)增加航程，可以滿足第二代超音速運(yùn)輸機(jī)的需求。

圖2 最小燃油流量模式下亞音速和超音速對(duì)比[10]

自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)是飛機(jī)數(shù)字飛行控制系統(tǒng)的一部分，可以監(jiān)測(cè)副翼、方向舵、升降舵以及襟翼的失效及損壞。該系統(tǒng)可以用于幾乎所有帶有數(shù)字飛行控制系統(tǒng)的飛機(jī)，通過(guò)重構(gòu)已有的控制界面可以補(bǔ)償部件損失，因此機(jī)組可以使飛機(jī)安全著陸。在軍機(jī)上，這款獨(dú)特的系統(tǒng)可以幫助機(jī)組在控制表面失效的情況下完成戰(zhàn)術(shù)任務(wù)。

SRFCS拓展了先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)固有的控制冗余度，充分利用了自身的多重控制效應(yīng)器以及自身的空氣動(dòng)力學(xué)特性。在控制效應(yīng)器失效后，通過(guò)重構(gòu)完成以允許利用剩余的效應(yīng)器來(lái)進(jìn)行替代控制，代替了每個(gè)效應(yīng)器上的大塊多余的硬件以實(shí)現(xiàn)故障容差及可靠性，讓多余的部分變成了由其他控制效應(yīng)器產(chǎn)生的氣動(dòng)力和力矩。飛機(jī)必需的力和力矩由可替換的控制表面產(chǎn)生以提供飛機(jī)動(dòng)作所需。

SRFCS性能是否滿意，由試飛員進(jìn)行評(píng)判。在6°鎖定的安定面受損條件下，產(chǎn)生了最大效應(yīng)，這種受損要求較大的操縱桿偏移以保證飛機(jī)水平飛行，重構(gòu)系統(tǒng)允許飛行員以正常桿位控制。飛行試驗(yàn)機(jī)SRFCS軟件關(guān)于重構(gòu)的演示驗(yàn)證時(shí)，飛機(jī)右安定面戰(zhàn)斗損傷失去了80%的翼展。當(dāng)飛行員執(zhí)行傾斜轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)時(shí)故障被檢測(cè)到，重構(gòu)在0.35s后投入工作，傾斜轉(zhuǎn)彎響應(yīng)和未受損飛機(jī)的響應(yīng)相當(dāng)。

3.2 HISTEC項(xiàng)目研究結(jié)果

高穩(wěn)定性發(fā)動(dòng)機(jī)控制(HISTEC)項(xiàng)目是設(shè)計(jì)、研究及驗(yàn)證一種先進(jìn)的、高穩(wěn)定性、一體化的發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，利用基于測(cè)量的實(shí)時(shí)畸變?cè)u(píng)估以提高發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性[20]。HISTEC項(xiàng)目由3個(gè)階段組成。第一階段是算法研究，第二階段是概念驗(yàn)證和系統(tǒng)發(fā)展，第三階段是發(fā)動(dòng)機(jī)/飛行驗(yàn)證。

項(xiàng)目第一階段，定義了HISTEC畸變?nèi)莶羁刂葡到y(tǒng)的需求，研究并驗(yàn)證了畸變?cè)u(píng)估的算法，設(shè)計(jì)了適應(yīng)畸變必需的控制模型，完成了初步試驗(yàn)以幫助指定飛行試驗(yàn)所必需的HISTEC軟件及硬件。在第二階段，設(shè)計(jì)并驗(yàn)證了集成的畸變?cè)u(píng)估系統(tǒng)(DES)算法以及畸變適應(yīng)算法(高穩(wěn)定性控制規(guī)律)。同時(shí)，生產(chǎn)HISTEC傳感器的進(jìn)氣道，研究飛行試驗(yàn)所必須的軟件和硬件系統(tǒng)。在第二階段末，這些軟件和硬件系統(tǒng)的有效操作將會(huì)完成驗(yàn)證。在第三階段，控制算法將進(jìn)行地面發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證，完整的畸變?nèi)莶羁刂葡到y(tǒng)將在ACTIVE F-15飛機(jī)上進(jìn)行飛行驗(yàn)證。飛行試驗(yàn)將會(huì)首先進(jìn)行“開(kāi)環(huán)”(僅畸變?cè)u(píng)估)，隨后進(jìn)行“閉環(huán)”(包括畸變調(diào)整)功能試驗(yàn)。

在飛行驗(yàn)證階段，HISTEC飛行試驗(yàn)設(shè)備工作非常好。在每次飛行開(kāi)始，所有的高響應(yīng)度壓力傳感器在飛行期間都進(jìn)行了漂移檢查。然后將這些信息與一個(gè)獨(dú)立的大氣壓力測(cè)量值進(jìn)行比較，這個(gè)差值，即環(huán)境補(bǔ)償，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果繪成曲線，并進(jìn)行線性最小二乘擬合。擬合線的斜率是傳感器漂移的度量，該斜率與數(shù)據(jù)標(biāo)準(zhǔn)誤差相比總是偏小，意味著可能有系統(tǒng)不確定性隱藏了一些傳感器漂移[21]。

圖3展示了不同喘振裕度損失(SML)值轉(zhuǎn)化為DES預(yù)測(cè)和ARP1420預(yù)測(cè)的百分比差異。HISTEC DES算法和ARP1420分析的SML預(yù)測(cè)結(jié)果的最大差值在飛行前設(shè)定的2.5%以?xún)?nèi)。DES SML預(yù)測(cè)值在除5K/0.3的所有情況下都比ARP1420的結(jié)果稍大。飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行需要對(duì)DES預(yù)測(cè)的喘振裕度與ARP1420方法預(yù)測(cè)值進(jìn)行比較。圖4給出了20K/0.6時(shí)，攻角變化最大至25°條件下二者的比較。這些工況是迎風(fēng)轉(zhuǎn)彎和S機(jī)動(dòng)下獲得的。出于定性比較的目的，通過(guò)研究設(shè)備和DES壓力測(cè)量值的周向模態(tài)1和2以及徑向模態(tài)1和3構(gòu)建了進(jìn)氣總壓型面。

圖3 喘振裕度損失比較[12]

圖4 不同攻角下的喘振裕度損失比較[12]

研究人員還進(jìn)行了典型壓力面的模擬，從發(fā)動(dòng)機(jī)后方向前觀察得到的典型的壓力型面可見(jiàn)，壓力面吻合非常好，壓力面上陰影表示的相對(duì)畸變水平非常相似。在DES表面上同時(shí)分析出了徑向和周向畸變，結(jié)果顯示，DES表面顯示的徑向畸變比研究表面產(chǎn)生的稍多，且DES表面的周向畸變范圍比研究表面小，并且DES表面的周向畸變相對(duì)研究表面有輕微旋轉(zhuǎn)。這是因?yàn)?，DES靜壓傳感器與研究設(shè)備所在軸向位置稍有不同。

飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析已經(jīng)證實(shí)，HISTEC在飛行中只通過(guò)靜壓測(cè)量即可衡量和補(bǔ)償進(jìn)氣畸變。在攻角變化至28°時(shí)HISTEC的變化規(guī)律例子中，SMC包含了一個(gè)7%的模擬監(jiān)測(cè)限制，強(qiáng)迫控制操作向下匹配發(fā)動(dòng)機(jī)以適應(yīng)高水平的進(jìn)氣畸變。在特定飛行條件下預(yù)測(cè)的喘振裕度損失滿足與采用ARP1420分析方法和研究設(shè)備的預(yù)測(cè)結(jié)果誤差在2.5%以?xún)?nèi)的目標(biāo)。穩(wěn)定性管理控制向下匹配發(fā)動(dòng)機(jī)以適應(yīng)測(cè)得的進(jìn)氣畸變。飛行中達(dá)到了最大攻角為29°和5°的側(cè)滑角，提高了飛機(jī)容忍畸變的能力。

4 結(jié)論與展望

本文通過(guò)梳理美國(guó)飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)的發(fā)展脈絡(luò)，著重闡述了DEEC、HIDEC以及HISTEC項(xiàng)目?jī)?nèi)容及其項(xiàng)目試飛驗(yàn)證情況。結(jié)合美國(guó)飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)發(fā)展思路，提出飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)發(fā)展規(guī)律及對(duì)未來(lái)的展望：

(1)飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)初始設(shè)計(jì)著重應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)階段，致力于提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗及使發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)離喘振邊界。

(2)隨著數(shù)字技術(shù)的發(fā)展及控制器集成技術(shù)發(fā)展，飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)從提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能拓展到提升整個(gè)飛機(jī)飛行性能。

(3)隨著大數(shù)據(jù)及智能領(lǐng)域技術(shù)的飛速發(fā)展，飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)未來(lái)會(huì)發(fā)展成為智能飛行/推進(jìn)綜合控制技術(shù)。