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（南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016）

作為國之重器，航空發(fā)動機及燃氣輪機是衡量一個國家綜合國力的重要標志。在實現(xiàn)中華民族偉大復(fù)興宏偉目標的大背景下，國家于“十三五”期間啟動了航空發(fā)動機和燃氣輪機重大專項計劃（兩機專項），目標是加快增強自主創(chuàng)新能力和實力，努力實現(xiàn)關(guān)鍵核心技術(shù)自主可控。航空發(fā)動機研制涉及氣動、燃燒、傳熱、結(jié)構(gòu)、強度、材料、控制等眾多學(xué)科領(lǐng)域，總的來說，設(shè)計是主導(dǎo)，材料是基礎(chǔ)，制造是保障，試驗最重要。

傳統(tǒng)的航空發(fā)動機研制通過大量的零部件試驗、整機調(diào)試等研究性試驗積累準確數(shù)據(jù)，采用依靠實物反復(fù)試驗暴露設(shè)計問題的模式進行研制，強調(diào)“一切經(jīng)過試驗”，具有周期長、成本高及風(fēng)險高的特點[1]。但是在工作環(huán)境極端惡劣，以及低耗油率、高推力、高可靠性、強可維護性等眾多嚴苛的要求下，傳統(tǒng)的設(shè)計理念和研發(fā)手段已經(jīng)無法滿足現(xiàn)代航空發(fā)動機多樣化的發(fā)展需求。計算機仿真技術(shù)的發(fā)展推動了圖1 所示的由“傳統(tǒng)設(shè)計”到“預(yù)測設(shè)計”的變革。借助仿真技術(shù)，航空發(fā)動機研制周期由最早的10～15年最多縮短至4～5年，試驗樣機從40～50 臺減少到10 臺左右，實現(xiàn)從“試驗出來”到“設(shè)計出來”的轉(zhuǎn)變[2]。

結(jié)合多學(xué)科優(yōu)勢，利用第一性原理建立航空發(fā)動機多物理場耦合模型，可有效反映發(fā)動機實際工作過程中的物理場狀態(tài)，并針對某些難以復(fù)現(xiàn)的工作狀態(tài)進行驗證，大大減少了研制成本和周期，避免實物試驗風(fēng)險。

美國NASA 自20 世紀90年代起在“推進系統(tǒng)數(shù)值仿真”（NPSS）計劃中提出，通過計算機仿真可以在設(shè)計早期就對一些新概念開展全面評估，減少大規(guī)模測試新技術(shù)所需昂貴成本。此外，NPSS 改進必要的計算和通信技術(shù)，實現(xiàn)了發(fā)動機各部件從零維到三維之間具有高保真度的數(shù)值縮放，提高了發(fā)動機系統(tǒng)仿真的能力。從2012年開始，美國針對大型渦扇等發(fā)動機先后開發(fā)了C–MAPSS、TTECTrA 等航空推進系統(tǒng)仿真軟件，實現(xiàn)和測試先進控制算法。美國空軍研究實驗室（AFRL）在2003年的報告[3]中指出，在開發(fā)新型高性能航空發(fā)動機的成本愈發(fā)昂貴的背景下，通過開發(fā)改進計算機輔助設(shè)計工具和仿真技術(shù)，可以有效降低投入成本，總經(jīng)費減少約50%，具體如表1 所示。

中國航空動力行業(yè)也充分認識到仿真技術(shù)的重要性，航空發(fā)動機數(shù)值仿真研究中心自主研發(fā)的CANSS系統(tǒng)，可進行整機/部件/系統(tǒng)的多學(xué)科耦合仿真。目前已基本完成第二版的開發(fā)，在CANSS2.X 版中拓展實現(xiàn)了整機零維仿真和葉輪機部件多維縮放仿真，并且新增3 個整機和16 個部件驗證算例。從表2中可以看出，CANSS 還未達到美國AFRL 在2003年研究報告中提出的精度要求。

在全包線范圍內(nèi)運行時，航空發(fā)動機能否在給定狀態(tài)下獲得最佳的推力和耗油率，很大程度上取決于其控制計劃及控制系統(tǒng)。從最早的單軸渦噴發(fā)動機到多軸渦扇帶加力發(fā)動機，并進一步發(fā)展到變循環(huán)發(fā)動機，導(dǎo)葉角控制、防喘控制等控制手段帶來越來越多的控制變量，航空發(fā)動機控制系統(tǒng)愈發(fā)復(fù)雜，控制計劃及控制系統(tǒng)的設(shè)計難度也越來越高。

在控制計劃設(shè)計方面，以往通過大量的臺架試驗驗證和修正控制計劃，該方法成本高且周期長，且數(shù)據(jù)量往往不足以支持先進優(yōu)化算法的實施?，F(xiàn)在可以利用數(shù)學(xué)模型仿真得到全包線范圍內(nèi)發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)性能參數(shù)，依托仿真得到的大量數(shù)據(jù)，高效開展控制計劃的優(yōu)化設(shè)計。在控制律設(shè)計及控制參數(shù)整定方面，用發(fā)動機數(shù)學(xué)模型代替真正的控制對象，開展控制系統(tǒng)的仿真分析及優(yōu)化設(shè)計，可以極大地提高工作效率，尤其是控制器硬件在環(huán)試驗和控制系統(tǒng)半物理仿真試驗，具有極高的仿真置信度。FADEC 系統(tǒng)的應(yīng)用，為各種基于機載自適應(yīng)模型的控制方法的應(yīng)用提供了強大的計算平臺，這種機載自適應(yīng)模型能根據(jù)測量值實時修正模型，保持與實際發(fā)動機狀態(tài)的一致，據(jù)此可以實現(xiàn)諸如故障診斷及容錯控制、直接推力控制、直接喘振裕度控制等先進控制，最大限度地提升發(fā)動機的性能水平。發(fā)動機控制系統(tǒng)研究開發(fā)所需的數(shù)學(xué)模型要求能反映發(fā)動機的動靜態(tài)特性，既能實現(xiàn)靜態(tài)特性的計算，又能反映發(fā)動機動力學(xué)特性。發(fā)動機控制是針對發(fā)動機關(guān)鍵截面的狀態(tài)參數(shù)開展的，因此發(fā)動機控制系統(tǒng)研究所需的數(shù)學(xué)模型一般為零維模型，這種模型相對于多維（2D/3D）模型具有簡單、直觀的特點，便于實現(xiàn)實時計算。

圖1 航空發(fā)動機設(shè)計變革Fig.1 Aero-engine design revolution

表1 研發(fā)經(jīng)費投入對比Table 1 Development cost comparison

表2 當(dāng)前CANSS系統(tǒng)仿真精度Table 2 Current CANSS system simulation accuracy %

本文圍繞常見的航空發(fā)動機及其控制系統(tǒng)的建模仿真展開論述。結(jié)合工程實例，對航空發(fā)動機不同建模方法和控制系統(tǒng)各組成部分的建模方案進行論述，并結(jié)合關(guān)鍵技術(shù)問題探討實時仿真的應(yīng)用，為國內(nèi)進一步發(fā)展航空發(fā)動機控制系統(tǒng)仿真試驗研究提供參考。

航空發(fā)動機建模

航空發(fā)動機建模方法主要有3種，包括基于部件特性的理論法建模、基于系統(tǒng)辨識的試驗法建模以及兼有兩者優(yōu)點的混合建模。

以上3 種建模方法在工程中都有應(yīng)用，具體用哪一種方法取決于建模條件。如果擁有完善、準確的部件特性，采用理論法建模最好；如果沒有部件特性，可以通過試驗法建模?；旌辖５膶嵱眯愿鼜姟?/p>

1 理論法建模

部件級建模是目前國內(nèi)發(fā)展的較為成熟的一種理論法建模的方法，依據(jù)發(fā)動機運行過程中各部件的氣動熱力學(xué)原理，根據(jù)流量連續(xù)、壓力平衡以及功率平衡等關(guān)系構(gòu)造共同工作方程?；诓考壗７椒?，國內(nèi)外在面向?qū)ο蠼?、部件特性計算修正、起動過程及風(fēng)車狀態(tài)性能仿真等領(lǐng)域開展了一系列工作。自20 世紀90年代以來，面向?qū)ο蟮慕Ｋ枷胫饾u成為主流，與面向過程建模相比，更強調(diào)對總體結(jié)構(gòu)性能特征的分析，具有開放性等優(yōu)點?；诿嫦?qū)ο蟮慕Ｋ枷?，在Visual C++環(huán)境下可完成發(fā)動機模型庫以及輔助類庫搭建。國外開發(fā)的GasTurb、GSP 等商業(yè)軟件采取圖形化工具，可實現(xiàn)航空發(fā)動機通用模型的快速搭建與性能驗證。

理論上講由各部件組成的整機模型可以實現(xiàn)全包線范圍模擬，對總體性能進行仿真。在針對非線性平衡方程求解時，現(xiàn)在常見的經(jīng)典迭代算法（如Newton–Raphson 迭代法、N+1 殘量法和Broyden 秩1 法等）需要考慮模型迭代收斂問題，模型部件特性偏差導(dǎo)致的精度問題以及迭代量大帶來的實時性問題。為了提高求解精度以及計算效率，往往結(jié)合遺傳算法或粒子群等算法來改進傳統(tǒng)迭代算法。

這里以建立雙外涵變循環(huán)發(fā)動機部件級模型為例介紹部件級建模的一般方法，參考傳統(tǒng)雙軸渦扇發(fā)動機建模方案，添加如模式選擇活門和核心機驅(qū)動風(fēng)扇級等特征部件，按照圖2 氣路順序組合。另外，由于變循環(huán)發(fā)動機飛行包線明顯增大，常規(guī)的三維特性插值方法無法定位精確的工作點。依據(jù)GasTurb 提供的部件特性，引入變幾何經(jīng)驗公式，采用縮放和基于輔助坐標Beta 線的插值方法，可以有效解決上面提到的問題。表3 將所建數(shù)學(xué)模型與GasTurb 自帶模型計算結(jié)果進行比對，可以看出在設(shè)置相同設(shè)計參數(shù)時，推力誤差0.26%，燃油流量誤差0.01%，驗證了建模方案的有效性。

圖2 變循環(huán)發(fā)動機部件級模型計算流程Fig.2 Calculation flow of component level model of variable cycle engine

2 試驗法建模

由于部件級建模相對復(fù)雜以及系統(tǒng)辨識理論的出現(xiàn)，國內(nèi)外開始將相應(yīng)理論運用到航空領(lǐng)域。試驗法建模也就是根據(jù)發(fā)動機的試驗數(shù)據(jù)進行分析而獲得數(shù)學(xué)模型。

系統(tǒng)辨識法常分為經(jīng)典辨識法（如時域法、頻率響應(yīng)法等）和現(xiàn)代辨識法（如最小二乘法等）。目前，在航空發(fā)動機系統(tǒng)辨識建模方面主要分為兩種：（1）對已有航空發(fā)動機部件級模型進行修正；（2）通過各輸入輸出過程進行系統(tǒng)辨識建模。前者主要依據(jù)發(fā)動機試車數(shù)據(jù)，對壓氣機和渦輪的部件特性做出參數(shù)優(yōu)化，這對關(guān)于發(fā)動機特性的理解提出較高的要求。后者則是從純粹的實際發(fā)動機運行數(shù)據(jù)入手，辨識輸入輸出的過程，可以看作是建立黑箱模型。早期國內(nèi)主要研究狀態(tài)空間模型的線性化方向，對于強非線性系統(tǒng)無法適用。人工智能的發(fā)展提供了新的思路，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和支持向量機等技術(shù)逐漸被應(yīng)用在航空發(fā)動機非線性系統(tǒng)辨識建模中。

以某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機為例，將已有部件級模型當(dāng)作單輸入單輸出系統(tǒng)進行辨識研究。首先在充分理解發(fā)動機穩(wěn)態(tài)及動態(tài)特性的前提下，依據(jù)穩(wěn)態(tài)點的小范圍非線性特性選取工作點，即通過觀察穩(wěn)態(tài)點，對于轉(zhuǎn)速變化小的區(qū)域，其非線性特性弱，則該區(qū)域少選幾個工作點，反之亦然。在每個狀態(tài)點疊加M 序列激勵信號，得到的辨識輸入輸出信號如圖3 所示。接著基于SVR 系統(tǒng)辨識流程，分別在假定輸入時滯q和系統(tǒng)階次n一定的情況下進行試驗，選擇系統(tǒng)階次、輸入時滯及輸入階次的最優(yōu)組合，構(gòu)造訓(xùn)練集。然后利用PSO粒子群優(yōu)化算法對SVR 模型參數(shù)進行優(yōu)化，在規(guī)則化參數(shù)C=1000 和RBF 核函數(shù)σ=0.01 時得到圖4 所示辨識結(jié)果。最后，給定4 組不同的燃油流量調(diào)節(jié)方案對模型進行驗證，表明該支持向量機模型穩(wěn)態(tài)和動態(tài)精度在5%之內(nèi)，證實了基于PRO–SVR 非線性系統(tǒng)辨識流程及參數(shù)優(yōu)化的有效性。

3 混合建模

混合建模[4]是一種結(jié)合基本工作原理和試驗數(shù)據(jù)的灰箱建模方法。動態(tài)系數(shù)法是其中一種常見的方法，在僅能獲得發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)的情況下仍可以建立較為準確的簡化模型，可大大減少傳統(tǒng)部件級模型迭代計算量，且便于應(yīng)用在嵌入式控制系統(tǒng)中。

表3 變循環(huán)發(fā)動機設(shè)計點狀態(tài)對比表Table 3 Design point state comparison table of variable cycle engine

圖3 航空發(fā)動機辨識輸入輸出信號Fig.3 Aero-engine design revolution

針對某微型渦噴發(fā)動機，動態(tài)系數(shù)指在穩(wěn)太點附近的小偏離運動中轉(zhuǎn)速變化量與剩余燃油量之間的量化關(guān)系。結(jié)合系統(tǒng)辨識和發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性對其進行建模。在臺架試驗中采用M 序列信號對各穩(wěn)態(tài)點進行動態(tài)激勵，對得到的燃油流量—轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)進行修正、濾波、相似換算和歸一化等預(yù)處理。在此基礎(chǔ)上采用一維插值的方法，可建立其穩(wěn)態(tài)模型。在動態(tài)工作過程中，微型渦噴發(fā)動機基本模型可以簡化為一階慣性環(huán)節(jié)，結(jié)合MATLAB 系統(tǒng)辨識工具箱可計算形成動態(tài)系數(shù)插值表，搭建全范圍動態(tài)數(shù)學(xué)模型。將模型實時仿真結(jié)果與臺架試驗數(shù)據(jù)進行比較驗證，以轉(zhuǎn)速在30000r/min 以上仿真結(jié)果為例，從圖5 可以看出仿真數(shù)據(jù)基本一致，誤差達到精度要求。當(dāng)發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)更新時，此方法可以重新獲得動態(tài)系數(shù)修改插值表，具有較高的精度與可維護性。

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)建模

不同于傳統(tǒng)的基于經(jīng)驗的設(shè)計方法，基于模型的設(shè)計理念（Model Based Design,MBD）被廣泛應(yīng)用于復(fù)雜嵌入式控制系統(tǒng)研制中，其開發(fā)流程呈現(xiàn)出一種如圖6 所示的“V”形體系結(jié)構(gòu)[5]。通過由整體需求到部件分析設(shè)計的技術(shù)分解以及從部件試制到整機驗證的綜合過程，使嵌入式控制系統(tǒng)的設(shè)計效率大大提高。

完整的FADEC 系統(tǒng)主要由電子控制器、傳感器、執(zhí)行機構(gòu)及被控對象等部分組成[6]，其中被控對象即航空發(fā)動機。為了開展控制系統(tǒng)全數(shù)字仿真研究，必須建立電子控制器、傳感器和執(zhí)行機構(gòu)模型。下面對各部件的建模做簡要介紹。

1 電子控制器

電子控制器（Electronic Engine Controller,EEC）是FADEC 系統(tǒng)的核心，現(xiàn)在幾乎所有航空發(fā)動機都在使用數(shù)字式電子控制器（DEEC）。其主要任務(wù)是實現(xiàn)輸入信號、輸出信號的處理，根據(jù)給定的控制計劃，采取一定控制算法，通過計算產(chǎn)生發(fā)動機狀態(tài)控制量。所以說，電子控制器模型本質(zhì)上就是控制算法的模型。

以某型渦噴發(fā)動機為例，圖7 虛線框內(nèi)表示發(fā)動機狀態(tài)調(diào)節(jié)控制器模型，采用PID 控制律，根據(jù)轉(zhuǎn)速指令量和實際轉(zhuǎn)速產(chǎn)生的偏差給定電流調(diào)節(jié)量，改變執(zhí)行機構(gòu)燃油量，最終實現(xiàn)發(fā)動機的狀態(tài)調(diào)節(jié)。

圖4 基于PRO–SVR的辨識結(jié)果和誤差圖Fig.4 Identification results and error diagrams based on PRO-SVR

圖5 微型渦噴發(fā)動機30000r/min以上仿真圖Fig.5 Simulation diagram of micro turbojet engine above 30000r/min

圖6 FADEC系統(tǒng)的研制流程Fig.6 FADEC system development process

圖7 發(fā)動機狀態(tài)調(diào)節(jié)控制模型Fig.7 Engine state control model

當(dāng)然，在實際航空發(fā)動機運行過程中還需要實現(xiàn)更為復(fù)雜的控制計劃，包括起動控制、加減速控制等過渡態(tài)控制和超限保護控制等。它們?nèi)客ㄟ^程序來表達計算、傳遞和選擇關(guān)系，在不同工作狀態(tài)下采取不同的控制規(guī)律。圖8 主要介紹了基于式（1）相似換算理論的加速控制計劃，由當(dāng)前轉(zhuǎn)速、進口溫度等計算得到實現(xiàn)最優(yōu)加速控制所需的電流控制量Δi，選用高低選邏輯策略可以保證在發(fā)動機加速控制給定一個轉(zhuǎn)速指令量的階躍信號時不出現(xiàn)超溫、喘振現(xiàn)象，同樣在減速控制時要防止燃燒室貧油熄火。從而確保了發(fā)動機在寬廣的飛行包線內(nèi)安全、可靠地運行，延長工作壽命。

2 傳感器

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)傳感器主要用于采集發(fā)動機及其執(zhí)行機構(gòu)的狀態(tài)參數(shù)，通過電子控制器進行反饋控制。傳感器的基本原理如圖9 所示，從被測參數(shù)的角度一般將傳感器分為溫度、壓力、轉(zhuǎn)速、位移以及扭矩等。在FADEC 系統(tǒng)中，要求傳感器配置能夠“穩(wěn)、準、快”，即穩(wěn)定可靠，準確性高且響應(yīng)速度快。

以熱電阻溫度傳感器[7]為例，這種傳感器主要應(yīng)用在航空發(fā)動機進口總溫和燃油溫度的測量。其基本原理為熱電阻效應(yīng)，將真實溫度的升降轉(zhuǎn)換成電阻值的變化。可以通過結(jié)合Pt100 熱電阻溫度傳感器的靜態(tài)特性和熱電阻分度表構(gòu)建溫度–電阻的線性模型，采用一階慣性環(huán)節(jié)模擬其動態(tài)特性，傳遞函數(shù)如式（2）所示。

式中，K為增益，一般K=1；T為時間常數(shù)，一般不大于1s。

3 執(zhí)行機構(gòu)

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)在電子控制器或人工操作指令的控制下對發(fā)動機施加控制作用，主要包括燃油量、噴口面積、壓氣機或渦輪葉片角度等可調(diào)參數(shù)。對于常規(guī)航空發(fā)動機，最主要的執(zhí)行機構(gòu)就是燃油計量裝置和液壓伺服作動機構(gòu)。

在航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)中，一般都通過壓差活門和回油活門的動作使計量活門前后壓差維持在一個平衡狀態(tài)。在對其建立數(shù)學(xué)模型時，可以用式（3）來計算通過計量活門的燃油流量，依此推出燃油系統(tǒng)動靜態(tài)模型。其中μfm是流量系數(shù)，Afm是計量閥的開度，p1和p2分別是計量活門入口和出口處的壓力。

由于數(shù)學(xué)建模涉及許多變量和參數(shù)，不能直觀地獲得或顯示所有變量，如力、位移、流動阻力等?？梢詷?gòu)建如圖10 所示的燃油系統(tǒng)AMESim模型[8]，更易于分析不同影響因素對燃油計量的影響。

航空發(fā)動機控制系統(tǒng)實時仿真試驗

嵌入式實時仿真系統(tǒng)FADEC實時仿真流程如圖11 所示。HIL（Hardware-In-the-Loop），指控制器硬件在回路仿真，將部分FADEC 部件用實時仿真模型代替，再將硬件與模型相連，即構(gòu)成了一個硬件在回路仿真系統(tǒng)。目的主要是驗證控制器的軟硬件與控制對象的匹配性。半物理仿真，指在HIL 仿真的基礎(chǔ)上，加入關(guān)鍵執(zhí)行機構(gòu)和傳感器?？刂破饕话氵x取真實的部件，執(zhí)行機構(gòu)和傳感器按照需求選擇實物或數(shù)字模擬。通過進行半物理仿真試驗，可以驗證試驗部件與控制對象的匹配性以及故障診斷系統(tǒng)的可行性。限于篇幅，這里只探討硬件在環(huán)仿真試驗。

快速原型控制器是指一種快速集成故障診斷以及控制算法的控制器，可用于代替目標實物開展HIL仿真和半物理仿真。在開放式電子控制器設(shè)計階段的初期，快速構(gòu)建電子控制器原型是其中的關(guān)鍵技術(shù)。結(jié)合大量實時仿真試驗，在早期實現(xiàn)對軟硬件方案的評估和糾錯，可以大大降低開發(fā)成本，加速數(shù)控系統(tǒng)的迭代設(shè)計。

圖8 發(fā)動機加減速控制模型Fig.8 Engine acceleration and deceleration control model

圖9 傳感器基本原理圖Fig.9 Basic schematic diagram of sensor

圖10 燃油系統(tǒng)AMESim模型Fig.10 AMESim model fuel system

圖11 FADEC實時仿真流程Fig.11 FADEC real-time simulation process

圖12 快速原型控制器HIL系統(tǒng)組成Fig.12 Rapid prototyping controller HIL system composition

仿真接口適配器和控制器接口故障模擬也是開展HIL 仿真的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。仿真接口適配器可以實現(xiàn)FADEC 系統(tǒng)中電子控制器接口的所有信號的模擬，包括傳感器接口模擬、執(zhí)行機構(gòu)接口模擬等。研發(fā)高精度、實時性好的接口模擬器能夠有效地提高HIL 仿真的置信度。以熱電阻溫度傳感器接口模擬為例[7]，接口輸入為設(shè)定的溫度值，對于式（2）表示的傳遞函數(shù)，可以通過程序來實現(xiàn)。在接口模擬電路設(shè)計時采用電橋和合成電阻的原理，輸出精度和密度較高，保證了接口模擬信號的逼真度。在滿足電子控制器控制需求的同時，可以通過模擬不同的故障模式對電子控制器排故能力進行檢測。

國外具有代表性的實時仿真平臺在接口模擬技術(shù)方面廣泛采用基于總線的模塊式架構(gòu)，還采用高可靠度的硬件和配置故障模式，保證了傳感器和執(zhí)行機構(gòu)接口模擬的可靠性。而國內(nèi)由于缺少關(guān)鍵技術(shù)，在精度和測試能力上都受到了一定限制。借鑒國外優(yōu)秀設(shè)計方法，針對航空發(fā)動機自主設(shè)計實時仿真平臺，掌握接口模擬關(guān)鍵技術(shù)，對航空發(fā)動機及其控制系統(tǒng)研發(fā)時間和成本的減少具有積極意義。

圖13 全狀態(tài)HIL仿真轉(zhuǎn)速與燃油量變化過程Fig.13 Full state HIL simulation speed and fuel change process

這里給出一種基于快速原型控制器開展HIL 仿真試驗的實例[9]，如圖12 所示。該試驗系統(tǒng)由快速原型控制器、模型、接口模擬器以及控制系統(tǒng)實時監(jiān)控軟件組成。由上位機直接調(diào)用編譯后的發(fā)動機模型，基于ARM 設(shè)計的接口模擬器模擬傳感器和執(zhí)行機構(gòu)信號，通過TCP/IP 運行實時模型。在控制系統(tǒng)監(jiān)控軟件指令下，HIL 仿真過程中燃氣輪機主要參數(shù)變化如圖13 所示，驗證了快速原型控制器的全狀態(tài)控制能力。同時，通過HIL 仿真試驗，在模型上位機上注入超轉(zhuǎn)超壓等典型故障，快速原型控制器可以準確診斷并處理故障，具有高可靠性。

結(jié)論

我國航空事業(yè)的發(fā)展已經(jīng)取得長足的進步，但是在高性能計算、高精度建模和仿真等方面與西方發(fā)達國家仍有相當(dāng)大的差距。歷史經(jīng)驗表明，以市場換技術(shù)是走不通的，西方航空強國真正的關(guān)鍵技術(shù)是買不來的。站在21 世紀的新起點，有必要深刻認識到自主研發(fā)的艱巨性和長期性，充分利用計算機量子計算、人工智能等最新的技術(shù)成果發(fā)展發(fā)動機建模與仿真技術(shù)，堅持創(chuàng)新驅(qū)動的發(fā)展道路[10]。

MBD 設(shè)計理念可以滿足復(fù)雜控制系統(tǒng)方案評估和嵌入式系統(tǒng)開發(fā)的需求，而建立一個高可信度的航空發(fā)動機模型是開展控制系統(tǒng)高水平自主研發(fā)不可缺少的重要環(huán)節(jié)。在充分掌握航空發(fā)動機及其控制系統(tǒng)的部件特性的基礎(chǔ)上，結(jié)合航空發(fā)動機運行數(shù)據(jù)，采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、深度學(xué)習(xí)等人工智能技術(shù)，建立具有自動修正能力的自適應(yīng)航空發(fā)動機實時模型，能夠有效克服發(fā)動機個體差異、性能退化甚至一定程度的部件故障等不確定因素對建?？煽啃缘挠绊憽崟r仿真技術(shù)是航空發(fā)動機控制系統(tǒng)MBD 設(shè)計的另一個核心內(nèi)容，可以開展對控制器的控制計劃、控制算法和邏輯的有效性驗證，特別是可以開展故障注入等高成本和高風(fēng)險性試驗。將實物試驗與仿真試驗相結(jié)合，相互借鑒，同時加快建設(shè)中國“航空發(fā)動機數(shù)據(jù)庫”，實現(xiàn)資源和數(shù)據(jù)的共享共用，可以充分提高航空發(fā)動機的整體研制水平。