■ 高楊 / 中國(guó)航發(fā)動(dòng)研所

亞聲速尾部單發(fā)（SUSAN）電動(dòng)風(fēng)扇飛機(jī)以減小環(huán)境影響、探索創(chuàng)新技術(shù)為設(shè)計(jì)初衷，在保證與現(xiàn)有大型支線客機(jī)在飛行速度、尺寸、航程基本等同的基礎(chǔ)上，引入電氣化理念，其中控制系統(tǒng)高度集成化充分體現(xiàn)了未來電氣化飛機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)。

美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）的SUSAN電動(dòng)風(fēng)扇飛機(jī)，是在電氣化飛機(jī)推進(jìn)（EAP）研究中針對(duì)支線航空市場(chǎng)探索新型電氣化技術(shù)的產(chǎn)物，如圖1所示。SUSAN飛機(jī)以載客量180人、設(shè)計(jì)航程4023km、經(jīng)濟(jì)航程1207km、飛行馬赫數(shù)（Ma）0.78為設(shè)計(jì)任務(wù)點(diǎn)，由電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)兩側(cè)機(jī)翼下16臺(tái)對(duì)轉(zhuǎn)邊界層吸入（BLI）風(fēng)扇。目前，SUSAN飛機(jī)仍處于詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，但單臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)以及分布式混合電推進(jìn)設(shè)計(jì)已確定。在此框架下，高度集成化的控制構(gòu)架是SUSAN飛機(jī)綜合利用推進(jìn)和空氣動(dòng)力學(xué)效益實(shí)現(xiàn)減排增效的重點(diǎn)。

圖1 SUSAN電動(dòng)風(fēng)扇飛機(jī)

動(dòng)力系統(tǒng)布局

一般而言，如果飛機(jī)僅配裝單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)生故障的結(jié)果可能是災(zāi)難性的，這會(huì)成為飛機(jī)取證的一大障礙。SUSAN飛機(jī)試圖通過在發(fā)動(dòng)機(jī)/發(fā)電機(jī)發(fā)生故障時(shí)啟用主電池為BLI風(fēng)扇提供應(yīng)急功率來克服這個(gè)問題。同時(shí)，還設(shè)置了相對(duì)較小的蓄電池以進(jìn)一步提升EAP技術(shù)所帶來的收益。圖2展示了SUSAN飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)。為了充分利用該設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)，控制系統(tǒng)需協(xié)調(diào)各個(gè)子系統(tǒng)的運(yùn)行。

圖2 SUSAN飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)

SUSAN飛機(jī)的完全集成式控制設(shè)計(jì)是保障動(dòng)力系統(tǒng)功能的關(guān)鍵點(diǎn)。當(dāng)前構(gòu)型下的動(dòng)力系統(tǒng)包含位于機(jī)尾處帶BLI功能的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低壓、高壓轉(zhuǎn)子處提取功率的4個(gè)5MW電動(dòng)-發(fā)電機(jī)（EM）和1個(gè)1MW EM，以及位于機(jī)翼下的16個(gè)帶BLI功能的集成式電動(dòng)機(jī)-風(fēng)扇（EF）系統(tǒng)。5MW EM通過三相電源總線分別與按照機(jī)翼兩側(cè)對(duì)稱位置分為4組的16臺(tái)EF相連以提供電力。1MW EM與其中4臺(tái)對(duì)稱分布的EF相連，主要功能為補(bǔ)充當(dāng)單臺(tái)EM出現(xiàn)故障時(shí)的電力缺口，避免推力不對(duì)稱情況的發(fā)生。雖然每個(gè)EM共享4條總線，但是各條總線的功率需求都分別由其電流限制或總功率限制決定。飛機(jī)的推力分布為1/3來自于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、2/3來自于EF，這意味著EM從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)上提取的功率非常大。此外，各個(gè)EF還配有小型蓄電池，通過DC/DC轉(zhuǎn)換器連接到每條總線上，實(shí)現(xiàn)多種與飛機(jī)控制和運(yùn)行相關(guān)的功能，例如在爬升過程中提供助推力，使BLI風(fēng)扇能夠快速加速，促進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)操作性改進(jìn)，以及幫助維持總線電壓。

控制系統(tǒng)構(gòu)架

不同于傳統(tǒng)的多發(fā)飛機(jī)，SUSAN飛機(jī)的飛行員僅需對(duì)油門桿進(jìn)行控制，完全集成式控制系統(tǒng)將同時(shí)協(xié)調(diào)多個(gè)子系統(tǒng)，充分利用分布式推進(jìn)所帶來的機(jī)動(dòng)性提升，同時(shí)有利于整機(jī)的優(yōu)化及質(zhì)量減輕。圖3為SUSAN飛機(jī)的控制系統(tǒng)和子系統(tǒng)交互的架構(gòu)?？梢?，飛行控制系統(tǒng)主要功能是接受來自飛行員和自動(dòng)駕駛系統(tǒng)的輸入，并向飛行控制執(zhí)行器和EF分配命令。

SUSAN飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)包括產(chǎn)生功率和推力的部件，以及介于兩者之間的所有部件。圖3中虛線框出的區(qū)域即為主要的控制系統(tǒng)組成。油門（或自動(dòng)油門）命令輸入將被轉(zhuǎn)換成對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和EF的轉(zhuǎn)速命令，確保兩者所產(chǎn)生的推力比為1∶2。在整個(gè)飛行包線內(nèi)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)需滿足EF的功率提取需求并保持轉(zhuǎn)速穩(wěn)定，但從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中提取的功率只允許有小范圍的變化，這意味著二者的速度命令相互影響。在基本保持提取功率不變的情況下，可以通過對(duì)稱執(zhí)行不同轉(zhuǎn)速命令（即一側(cè)轉(zhuǎn)速提高而另一側(cè)轉(zhuǎn)速降低）來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性增強(qiáng)。此外，在爬升助推階段，會(huì)有2MW持續(xù)5min的功率增大需求，EF提高轉(zhuǎn)速以提供額外的推力，但此時(shí)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)無法滿足該需求，因此，需設(shè)置蓄電池補(bǔ)齊短缺部分，這也決定了蓄電池的尺寸要求。當(dāng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置值和測(cè)量值之間有顯著差異時(shí)，表明渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)正在經(jīng)受會(huì)影響其運(yùn)行的瞬態(tài)氣動(dòng)載荷，此時(shí)，渦輪電氣化能量管理（TEEM）控制算法將啟動(dòng)。TEEM利用EM暫時(shí)性地補(bǔ)充或提取渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高低壓轉(zhuǎn)子處的機(jī)械能來改善渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行，從而為縮小渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和減輕質(zhì)量提供了可能。因此，TEEM需要一個(gè)能量存儲(chǔ)元件來解決瞬態(tài)過程中遇到的電能不平衡問題，而蓄電池正好也可作為一個(gè)獨(dú)立的能量來源并通過EM起停來實(shí)現(xiàn)對(duì)電池剩余電量（SOC）的管理。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)控制

SUSAN飛機(jī)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)類似于先進(jìn)齒輪增壓渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)非線性仿真模型AGTF30的結(jié)構(gòu)，如圖4所示，并且控制系統(tǒng)也十分相似，采用了標(biāo)準(zhǔn)的比例積分（PI）反饋控制器并帶有風(fēng)扇轉(zhuǎn)速控制。還有兩個(gè)額外的作動(dòng)裝置，可變放氣閥（VBV）和可變面積風(fēng)扇噴嘴（VAFN），兩者都在工作包線內(nèi)根據(jù)修正后風(fēng)扇轉(zhuǎn)速（Nfc）和飛機(jī)實(shí)際速度作動(dòng)。VBV保證失速裕度在10%以上；VAFN通過保持特定的壓力比（PR）以給出修正流量（Wc）和Nfc來保證在所有工作點(diǎn)下產(chǎn)生最佳的風(fēng)扇性能。

電氣化能量管理控制

TEEM控制將與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的高低壓軸相連的EM作為控制系統(tǒng)的附加執(zhí)行機(jī)構(gòu)。由EM扭矩控制器和TEEM激活/停用邏輯實(shí)現(xiàn)TEEM控制。此外，因?yàn)門EEM可以在瞬態(tài)過程中獲取或者吸收能量，所以還需包含將能量存儲(chǔ)系統(tǒng)充電/放電恢復(fù)到所需SOC的控制邏輯。

在瞬態(tài)工作過程中，EM將通過從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)軸提取或向渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)軸增加功率來協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)子的加減速以及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣流狀態(tài)。依照發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作線對(duì)應(yīng)的規(guī)律，控制燃油流量，進(jìn)而調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)軸的轉(zhuǎn)速。理想狀態(tài)下，TEEM將保證渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件在瞬態(tài)過程中按照穩(wěn)態(tài)工作線運(yùn)行，抑制從瞬態(tài)運(yùn)行線向失速線的漂移。從發(fā)動(dòng)機(jī)的角度考慮，SUSAN飛機(jī)的TEEM控制策略需分別對(duì)高低壓轉(zhuǎn)子實(shí)施功率補(bǔ)充或提取，通過確定對(duì)應(yīng)EM的扭矩命令來實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸轉(zhuǎn)速的控制。優(yōu)點(diǎn)是能夠更好地同步發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速，防止高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速過度超調(diào)。

在減速過程中，通過將低壓轉(zhuǎn)子的過剩功率轉(zhuǎn)移到高壓轉(zhuǎn)子，提升低壓轉(zhuǎn)子的工作裕度。從動(dòng)力系統(tǒng)的角度考慮，控制輸入是為了達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)所需扭矩的油門逆變器電流需求而非功率提取/提供需求。儲(chǔ)能系統(tǒng)只需要通過調(diào)節(jié)自身電壓按需填補(bǔ)能量缺口或吸收多余的能量?；谥鲃?dòng)最小-最大控制器設(shè)置點(diǎn)的歸一化誤差與門限值之間的差距實(shí)現(xiàn)瞬態(tài)檢測(cè)邏輯，從而激活/停用TEEM控制器。TEEM控制還包含一個(gè)SOC控制器，控制蓄電池從EM提取或向EM提供額外功率，并根據(jù)蓄電池使用情況在飛行過程中對(duì)蓄電池進(jìn)行充電。

電力系統(tǒng)控制

電力系統(tǒng)必須提供必要的電力來操縱EF和實(shí)施TEEM控制，與此同時(shí)，調(diào)節(jié)直流總線電壓。在SUSAN飛機(jī)中，直流總線和蓄電池之間的DC/DC轉(zhuǎn)換器按需使用PI控制器從蓄電池獲取能量或給蓄電池充電，以維持總線電壓。在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行期間，從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)處提取的功率將等于驅(qū)動(dòng)EM所需的功率。如果功率需求過大導(dǎo)致總線電壓下降，則通過DC/DC轉(zhuǎn)換器用蓄電池補(bǔ)充暫時(shí)的電壓缺口。同理，如果功率需求暫時(shí)低于從渦輪中提取的功率，蓄電池就會(huì)吸收多余的功率，提高蓄電池充電能力。一旦電池充滿電，或電池充電速度不夠快，而總線電壓還在增加，則多余的功率可以另作他用，如輸送給防冰系統(tǒng)，或者直接廢棄。電池本身使用PI控制器向EM發(fā)送遞增扭矩命令來維持充電。

整個(gè)電力系統(tǒng)包括與低壓轉(zhuǎn)子相連的4臺(tái)EM、與高壓轉(zhuǎn)子相連的1臺(tái)EM以及用于驅(qū)動(dòng)16個(gè)BLI風(fēng)扇的32臺(tái)電動(dòng)機(jī)。EM本身通過PI控制對(duì)扭矩命令作出響應(yīng)。

電動(dòng)機(jī)-風(fēng)扇系統(tǒng)控制

SUSAN飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼下的特殊結(jié)構(gòu)短艙內(nèi)各有8個(gè)EF。每個(gè)EF都采用了可變速對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇，可通過調(diào)整風(fēng)扇軸上的扭矩來維持風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速。每個(gè)EF有兩臺(tái)電動(dòng)機(jī)（自帶控制器），對(duì)應(yīng)共軸的兩排風(fēng)扇，此外，還有一個(gè)VAFN。

常規(guī)工況下，基于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、飛行高度和速度調(diào)整EF轉(zhuǎn)速設(shè)定值，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和EF之間相互協(xié)調(diào)，使得EF從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)上提取的功率等同于EF消耗的功率。SOC控制器按需調(diào)整命令，確保電池根據(jù)設(shè)定邏輯充放電。

動(dòng)力系統(tǒng)頂層控制

動(dòng)力系統(tǒng)頂層控制有助于協(xié)調(diào)動(dòng)力和推進(jìn)系統(tǒng)，并實(shí)現(xiàn)特定功能。

助推

SUSAN飛機(jī)的常規(guī)推力分配為1/3來自渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，2/3來自EF。但在進(jìn)行如爬升等飛行時(shí)，除了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為EF提供動(dòng)力外，蓄電池將提供補(bǔ)充動(dòng)力以提升EF的推力水平，使得渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)可以設(shè)計(jì)得更小更輕。頂層控制需要確保飛機(jī)有足夠的動(dòng)力來實(shí)現(xiàn)預(yù)期的動(dòng)作，例如，可以將助推的起停集成到自動(dòng)駕駛中。

監(jiān)測(cè)蓄電池剩余電量

頂層控制與電池管理系統(tǒng)（BMS）協(xié)同監(jiān)測(cè)蓄電池SOC，確保蓄電池既能夠吸收富余功率又能夠滿足動(dòng)力系統(tǒng)的功率需求。當(dāng)SOC超出額定范圍時(shí)，頂層控制協(xié)調(diào)動(dòng)力系統(tǒng)在保持推力的同時(shí)恢復(fù)到常規(guī)工作狀態(tài)；如果當(dāng)前SOC無法滿足動(dòng)力系統(tǒng)需求，頂層控制將根據(jù)SOC對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)工作狀態(tài)進(jìn)行重新規(guī)劃。

通常情況下，蓄電池的工作電壓與SOC成函數(shù)關(guān)系，且前者基本恒定、后者變化范圍較大。在飛機(jī)正常運(yùn)行時(shí)，SOC保持不變，此時(shí)從渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中提取的功率等同于EF消耗的功率；當(dāng)有助推需求或TEEM調(diào)節(jié)需求時(shí)，SOC變化以實(shí)現(xiàn)功率補(bǔ)充或吸收。因此，蓄電池的尺寸定義需確保SOC的額定范圍能夠應(yīng)對(duì)所有情況。

集成式飛機(jī)健康管理

集成式飛機(jī)健康管理（IVHM）系統(tǒng)需采用多學(xué)科方法實(shí)現(xiàn)自動(dòng)檢測(cè)、診斷、預(yù)測(cè)以及降低因組件故障造成的不良影響。對(duì)于SUSAN飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)，IVHM系統(tǒng)將監(jiān)控渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、電力系統(tǒng)和EF。此外，機(jī)體可能還有結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)、傳感器和作動(dòng)器健康監(jiān)測(cè)等。IVHM系統(tǒng)監(jiān)測(cè)、隔離并一定程度上輔助處理故障，甚至按需提供支撐任務(wù)修改的預(yù)測(cè)信息。在出現(xiàn)EF故障時(shí)，IVHM系統(tǒng)協(xié)同BMS、飛行控制和動(dòng)力系統(tǒng)頂層控制一起對(duì)輸送給EF的功率進(jìn)行再分配并支撐控制重構(gòu)。對(duì)于SUSAN飛機(jī)，在系統(tǒng)的限制內(nèi)，大部分的動(dòng)力系統(tǒng)故障將會(huì)采用自動(dòng)處理。內(nèi)置的冗余允許在出現(xiàn)EF故障甚至EM故障時(shí)不會(huì)對(duì)飛機(jī)性能造成重大影響，此外，緊急情況下，如渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，可以通過主電池供電解決。

結(jié)束語(yǔ)

SUSAN飛機(jī)各子系統(tǒng)本身控制方案都比較簡(jiǎn)單，但子系統(tǒng)之間的相互作用以及由此產(chǎn)生的集成控制系統(tǒng)的復(fù)雜性大大超過了現(xiàn)有飛行控制、推進(jìn)控制和發(fā)動(dòng)機(jī)控制都相互獨(dú)立的商用客機(jī)控制系統(tǒng)，這對(duì)SUSAN飛機(jī)的自動(dòng)化提出了更高的要求。隨著控制方案的逐步驗(yàn)證，集成控制系統(tǒng)的優(yōu)勢(shì)將進(jìn)一步體現(xiàn)出來。目前，SUSAN飛機(jī)的研究團(tuán)隊(duì)正在根據(jù)上述控制系統(tǒng)方案開展動(dòng)態(tài)建模及仿真，以驗(yàn)證集成控制的優(yōu)點(diǎn)及可行性，并充分暴露可能存在的問題。SUSAN飛機(jī)的控制方案可為后續(xù)混合電推進(jìn)飛機(jī)集成式控制及自動(dòng)化提供新的思路。