王 曦，朱美印，張 松，但志宏，裴希同

(1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100083；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，四川綿陽621703；3.先進航空發(fā)動機協同創(chuàng)新中心，北京100191)

1 引言

現代高性能燃氣渦輪發(fā)動機的研制需要先進的高空模擬試車臺(以下簡稱高空臺)，發(fā)動機性能的優(yōu)劣需在高空真實模擬環(huán)境條件下進行評估，先進的高空臺應盡可能模擬全飛行包線范圍內及特殊飛行條件下的發(fā)動機的工作環(huán)境。發(fā)動機高空模擬試驗常規(guī)科目包括發(fā)動機各部件及整機的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，如壓氣機、燃燒室、渦輪等部件的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，發(fā)動機推力、耗油率等性能，控制計劃、控制邏輯的設計合理性以及發(fā)動機起動性能等。

國外，美、英、法、德、俄擁有各自的高空臺，均能夠完成燃氣渦輪發(fā)動機上述試驗科目的模擬試驗驗證[1-7]，其中最先進的是美國阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的高空臺。AEDC是世界上最大的航空宇航測試設備試驗中心，擁有風洞、高空臺、超高速彈道航程試驗臺等53個專用設備，可對試驗件的功能、性能、安全可靠性進行全面測試和評估。典型發(fā)動機 如 F119、F135、遄 達 900、遄 達 1000、GP7200、PW6000等均在AEDC進行過考核測試。本世紀初，AEDC完成了試車操作現代化和一體化計劃(TOMIP)，縮短了高空臺試驗的停車時間，降低了試驗成本。其關鍵技術是建立了整個高空臺試驗系統的Simulink仿真模型，除模擬高空臺性能試驗的基本要求外，還具有故障模擬、診斷、排除的功能。AEDC近年推動的推進整合與簡化計劃(PCS)是以提高試驗設備效率和完善試驗設備功能為目標，其中一個重要功能是模擬飛機機動飛行環(huán)境，使發(fā)動機在機動飛行條件下運行，主要體現在以下三種飛行情況：①急速爬升——飛行馬赫數不變的前提下，飛機作高速快速爬升；②馬赫數劇變——飛行高度不變的前提下，加速或減速；③復雜任務——飛行高度和馬赫數都改變，如迎風轉彎、自旋等機動飛行。PCS計劃中，建模仿真技術是關鍵，需要模擬飛行器系統向推進系統提供空氣動力學氣流參數，以使發(fā)動機能夠模擬瞬變飛行條件下的工況、進氣畸變和系統之間的匹配性能。

我國高空臺籌建始于1958年，1964年建成第一個暫沖式氣源的小型渦噴發(fā)動機高空臺。隨后進入大型高空臺的研制階段，20世紀80年代大型高空臺建成并投產[8]。到目前為止，該高空臺為我國多種型號發(fā)動機研制提供了有效的試驗驗證。但作為高空臺重要組成部分的高空臺控制系統，還處于初步研發(fā)階段，需借助國外先進的數字仿真技術，為高空臺的建設方案提供重要依據。為此，本文詳細介紹了美國阿諾德工程發(fā)展中心和德國斯圖加特的高空臺控制系統的結構、功能和性能，重點剖析了高空臺數字仿真的關鍵技術，以期為我國高空臺的建設發(fā)展提供參考。

2 典型高空臺性能參數

2.1 SATF高空臺

德國斯圖加特高空臺(SATF)進行過BR700等民用發(fā)動機的高空性能模擬試驗，其性能參數為：模擬馬赫數0～2.2，模擬高度0～20.0 km，進口氣體壓力5～250 kPa，進口氣體溫度-60～170℃，空氣流量0～140 kg/s，進口壓力變化率±20 kPa/s。

2.2 PSL高空臺

2006年美國NASA格林研究中心推進系統實驗室(PSL)的高空臺PSL-3和PSL-4投入使用，測試發(fā)動機推力約220 kN，試驗設備結構如圖1所示。PSL-3高空性能參數為：模擬馬赫數0～3.0，模擬高度0～27.4 km，進口氣體壓力0～379 kPa，進口氣體溫度-45～316℃，空氣流量0～340 kg/s。PSL-4高空性能參數為：模擬馬赫數0～4.0，模擬高度0～27.4 km，進口氣體壓力0～138 kPa，進口氣體溫度-68～649℃，空氣流量0～218 kg/s。

2.3 AEDC高空臺

AEDC是美國進行發(fā)動機高空性能試驗的主要基地，可滿足從小型巡航導彈發(fā)動機到大型渦扇發(fā)動機試車的需求。其測試項目包括：高空性能、操縱性能、氣動熱力、結冰、腐蝕、進氣壓力畸變、進氣溫度畸變、加速任務、發(fā)動機-進氣道動態(tài)特性匹配、任務環(huán)境模擬和發(fā)動機部件性能測試。AEDC高空臺進口參數和出口參數最大變化率的性能要求為：進口壓力變化率12 kPa/s，進口溫度變化率+8.4℃/s或-5.6℃/s，高空艙壓力變化率-2.758 kPa/s。AEDC各高空臺測試能力見表1。

C-1、C-2高空臺采用多個遠程操作的文氏管精確測量發(fā)動機空氣流量，用于大型軍用和商用發(fā)動機的高空模擬性能測試。C-1測試過F119和F135發(fā)動機，C-2測試過遄達 900、遄達 1000、GP7200、PW6000、BR725和XF7-10等發(fā)動機。高空臺J-1和J-2總體測試性能與C-1、C-2的相似，但尺寸相對較小。J-1測試過F110、F118以及F101發(fā)動機，J-2測試過 F110、F118、F101、F119、F135和 F136等發(fā)動機。SL-2和SL-3主要進行大型加力渦輪發(fā)動機在近海平面大氣環(huán)境下的耐久性測試及加速任務試車，SL-2測試過F110、F119發(fā)動機，SL-3測試過F100、F135發(fā)動機。T-3用于巡航彈高馬赫數飛行條件下的發(fā)動機性能試車，T-4用于中型渦輪發(fā)動機性能試車，如F110、F414、AE3007H、F405、F107、F112發(fā)動機。

表1 AEDC的高空臺測試能力Table 1 The test abilities of AEDC altitude simulation test facilities

3 高空臺控制系統關鍵技術

3.1 SATF設備控制系統

3.1.1 控制系統結構

SATF設備控制系統如圖2所示，試車過程中可根據功率需求調整進氣參數，并與發(fā)動機控制器(EEC)配合工作。SATF主控制器(MC)向EEC發(fā)送飛行條件指令等信號，同時向SATF作動控制器(FC)發(fā)出飛行條件模擬指令信號。FC按各控制回路對相應的作動器發(fā)送作動指令，使各作動器完成相應調節(jié)，為發(fā)動機提供所模擬的進口總壓、進口總溫和出口環(huán)境壓力。為滿足高空臺正常運轉，除各回路70多個調控閥外，高空臺還裝有10個換熱器、2個冷卻渦輪、5個壓氣機，還安裝有一個離心分離器以保護發(fā)動機不受煙塵、鐵銹、液體侵蝕和冰等雜質的損害。同時輔助系統提供冷卻水、鹽水、蒸汽、滑油和發(fā)動機燃油的控制裝置[9]。

3.1.2 控制原理

SATF分進口、出口和發(fā)動機三個工作區(qū)域，而進口區(qū)域又分為壓力、溫度及流量控制區(qū)域。圖3為高空臺控制原理圖[9]。壓力控制區(qū)域采用直通和加壓并聯式選擇結構，溫度控制區(qū)域采用冷卻和加溫并聯的摻混式結構，流量控制區(qū)域根據測試發(fā)動機的工作流量實時控制。發(fā)動機模擬在飛行包線內工作的氣動熱力性能，出口區(qū)域模擬發(fā)動機在飛行包線內工作的大氣環(huán)境?？刂苹芈凡捎瞄]環(huán)負反饋結構，FC接收來自MC的指令信號(主要有P25_C、T25_C、W25_C、dP25/dt_C信號)，控制器根據偏差計算出L42和L57等調節(jié)閥門的控制信號并輸出給調節(jié)閥驅動裝置，以實現伺服跟蹤來自MC的指令信號。

3.1.3 數字仿真系統

SATF數字仿真系統結構原理如圖4所示。該系統是利用Simulink軟件開發(fā)的聯合閉環(huán)仿真平臺，主要由主控制器、高空臺控制模型、高空臺氣動熱力模型、發(fā)動機控制器、發(fā)動機動態(tài)模型五大功能模塊組成。主控制器模塊提供發(fā)動機飛行環(huán)境進排氣條件，高空臺控制模塊提供發(fā)動機進排氣壓力控制和進氣溫度控制計算，高空臺氣動熱力模型模塊包括壓縮機、空氣加熱器、空氣冷卻器、排氣擴散器、管道、調節(jié)閥、作動筒等部件的動態(tài)特性，發(fā)動機控制器模塊模擬發(fā)動機穩(wěn)態(tài)、過渡態(tài)控制及限制保護控制等，發(fā)動機動態(tài)模型模擬發(fā)動機的工作特性。

3.2 AEDC設備控制系統

AEDC為評估瞬變飛行條件下進氣畸變對發(fā)動機的性能影響，開發(fā)了帶進氣畸變功能的高空臺數字仿真系統。按不同的飛行任務，飛行模擬器對飛行環(huán)境條件下發(fā)動機進口總壓、總溫、出口靜壓和空氣流量進行模擬，并將這些指令實時傳遞給數據分析管理器，數據分析管理器將這些指令數據發(fā)給高空臺控制器，經實時運算生成執(zhí)行機構的動作指令，實時調節(jié)管網的流量控制閥。實際被測發(fā)動機將運行性能數據通過數據分析管理器反饋到飛行模擬器中，從而給飛機提供推力等性能數據。這種試驗可以高效地模擬飛機的機動飛行性能，如急速爬升和馬赫數突變等。下文將對AEDC高空臺數字仿真系統進行分析。

(1)高空臺控制模擬

AEDC高空臺控制結構組成類似圖3所示的SATF控制結構，也是采用高低溫回路摻混的方法通過控制閥門開度實現對模擬飛行環(huán)境的控制，其Simulink仿真模型如圖5所示[4]。

(2)飛行模擬器

AEDC開發(fā)了GENESIS實時飛行模擬器，含所有動態(tài)系統的通用組件，用戶在GENESIS仿真系統中可以獲得階躍響應數據、建立線性模型以及調試非線性動態(tài)系統模型。GENESIS飛行模擬器成功應用案例，如F110發(fā)動機ATEST模型與F-16飛行器模型協同運行平臺，見圖6[4]。

(3)駕駛艙模擬器

駕駛艙模擬器AIRFOX，包括駕駛艙儀表、可視系統(外界實時成像觀測)和主要控制部件(控制桿、操縱踏板和油門桿)和控制面板(選擇按鈕和LCD顯示器)。

(4)發(fā)動機動態(tài)模型

相比SATF實時簡化模型，AEDC發(fā)動機模型為部件級實時動態(tài)模型，模型的準確度高，輸出參數多，更加適于對發(fā)動機動態(tài)實時運行參數進行狀態(tài)監(jiān)控及故障診斷處理，如對F-16配裝的F110-GE-129發(fā)動機進行了飛/發(fā)一體化飛行環(huán)境下的實時動態(tài)性能匹配仿真。

(5)數據分析管理器

AEDC數據分析管理器是對飛機、發(fā)動機、飛行環(huán)境以及高空臺試驗中實時生成的數據進行通訊的神經網絡管理系統，在Simulink環(huán)境下實現。

(6)進氣畸變模擬

AEDC進氣畸變下的數字仿真如圖7所示[4]。與非進氣畸變相比增加了畸變發(fā)生器控制系統，采用TEACC變焦技術實現進氣畸變下壓氣機特性模擬，如圖 8所示[4]。

(7)非畸變進氣飛行環(huán)境下的仿真

非畸變進氣飛行環(huán)境下等馬赫急速爬升機動飛行仿真如圖9所示[4]。飛機以等0.8馬赫從7 620 m爬升到12 192 m高度，仿真過程中將油門桿推到最大位置，飛行器先帶斜度上升，隨后將油門桿拉回使飛行器快速爬升。當飛行器相對于地面的爬升角達到30°時，將油門桿前推，使爬升角保持不變。當飛行器到達11 582 m高度時，操縱飛行器副翼，使其旋轉180°；然后將油門桿往后拉保持飛行器在12 192 m高空以水平反轉的方式飛行；隨后再操縱飛行器旋轉180°，使飛行器前端向下豎直飛行；最后對操縱桿和油門桿角度進行調整，使飛行器在12 192 m高空以0.8馬赫的速度平穩(wěn)飛行。其中進口總溫的模擬值與設計值有一定誤差。

等高度馬赫數突變機動飛行仿真如圖10所示[4]。當飛行器在7 620 m高空以0.8馬赫的速度穩(wěn)定飛行時，首先把油門桿快速推到最大，向前推操縱桿，保持飛行器前端向下，此時飛行高度不變，5 s后必須將操縱桿拉回，防止機頭過于向下而導致飛行高度下降。保持此姿勢5 s，需將機頭轉回補償因速度增加而減小的配平角。當飛行馬赫數變?yōu)?.2時，拉回油門桿，保持飛行速度不變。進排氣溫度、壓力的模擬值與設計值基本一致。

(8)畸變進氣飛行仿真

當飛行器的飛行環(huán)境出現惡劣情況時，如空中開炮、發(fā)射火箭、空中懸停、甲板彈射起飛(圖11)，發(fā)動機將遭遇進氣溫度、壓力畸變。圖12為進氣道總壓畸變分布，總壓的不均勻性接近30%。

從上述非畸變進氣飛行環(huán)境下的仿真與試驗對比可知，AEDC高空臺數字仿真系統基本上能夠模擬真實試驗的效果，對于制定正確的高空臺控制系統設計方案具有重要的參考價值。同時，AEDC高空臺已具備進氣畸變條件下的試驗能力，可為評估發(fā)動機抗進氣畸變性能提供試驗驗證條件。

4 結束語

國外高空臺控制系統采用了數字仿真技術，提煉了整個系統及部件的動態(tài)特性，建立了高精度數學模型及其控制系統數字仿真驗證平臺，為建設先進高空臺提供了重要的方案依據。采用先進數字仿真技術的控制系統，有助于完成模擬進氣畸變條件下超機動飛行的發(fā)動機性能評估試驗、優(yōu)化控制系統的設計等，還可避免試驗風險，縮短建設周期，這對我國高空臺的建設具有借鑒和指導意義。

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