申世才

(中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所，陜西 西安 710089)

1 引 言

隨著軍用飛機的不斷發(fā)展及戰(zhàn)機性能的不斷提高，飛機現(xiàn)有系統(tǒng)的設計也趨于復雜，子系統(tǒng)之間的耦合作用進一步增加。在某些條件下，飛行員的反應速度和決策能力已經無法順利進行各子系統(tǒng)之間的協(xié)調。這時要進一步增加飛機的整體性能，需要優(yōu)化協(xié)調各子系統(tǒng)間的匹配工作[1-3]。而飛行/推進綜合控制(Integrated Flight and Propulsion Control，簡稱IFPC)技術是為實現(xiàn)這一目標而發(fā)展形成的一項復雜的技術，其將推進作為飛行控制系統(tǒng)的一部分，通過飛行控制和推進控制的交聯(lián)、綜合，改善飛機性能，減輕飛行員的工作負擔。IFPC不僅需要完成飛行子系統(tǒng)的控制和推進子系統(tǒng)的控制，還要協(xié)調兩個控制子系統(tǒng)之間的工作，最大化發(fā)揮飛機性能，使飛機綜合性能達到最優(yōu)[4-10]。

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

2 美國飛行/推進技術的發(fā)展概況

2.1 飛行/推進綜合控制起步階段

20世紀70年代早期，美國空軍聯(lián)合NASA啟動了被稱為綜合推進控制系統(tǒng)的IPCS項目，并于1976年在NASA的F-111E飛機上完成了單發(fā)IPCS的飛行試驗。F-111E飛機采用可調式進氣道，裝配了兩臺加力式渦輪風扇發(fā)動機(TF30)。IPCS項目創(chuàng)造了兩個第一：首次采用數(shù)字發(fā)動機控制系統(tǒng)，首次綜合了發(fā)動機和進氣道的控制功能[6]。

IPCS項目取得了多方面的成果，驗證了數(shù)字控制系統(tǒng)的可行性及可靠性，完全可以實現(xiàn)機械系統(tǒng)的功能并對發(fā)動機以及進氣道進行控制；飛機在超音速下的推力提高7%；發(fā)動機加速時間大幅縮短，慢車到中間的加速時間縮短37%，中間到加力的加速時間縮短45%；當監(jiān)測到進氣畸變時，可以通過改變壓氣機進氣導流葉片的角度來提高發(fā)動機的喘振裕度。

20世紀70年代中后期，美國空軍與NASA聯(lián)合開展了數(shù)字協(xié)作控制系統(tǒng)項目，并在NASA的YF-12C試驗機上進行了飛行試驗。這個系統(tǒng)綜合了進氣道控制、自動油門、大氣數(shù)據以及導航功能，顯著提高了飛行路徑控制和航程，該系統(tǒng)和方法轉化為產品被用在了SR-71機隊[8]。

前期的項目結果證明了推進控制系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)的綜合控制可以極大提高飛機的性能參數(shù)，如推力、航程以及爬升率。如果沒有綜合控制，每個系統(tǒng)必須有能力在最惡劣工況下運行，并需要很大的操控裕度。綜合控制可以在不需要時減小這種裕度，并帶來更高的推力、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/推進綜合控制的參與變量也比較少，系統(tǒng)集成度較低。

進入20世紀80年代，飛行/推進綜合控制技術得到快速發(fā)展。在80年代早期，NASA將飛行/推進綜合控制技術的研究轉移到F-15試驗機上[12-14]。

首先，NASA進行了數(shù)字電子發(fā)動機控制(DEEC)飛行試驗。為了使F100發(fā)動機能夠滿足空軍高性能且高可靠性的需要，普惠公司對F100-PW-100發(fā)動機進行了改進，著重提高發(fā)動機的可靠性，開發(fā)出了全權限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，稱之為DEEC，這是發(fā)動機控制系統(tǒng)的重大改進。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試驗機為試飛平臺，共飛行30架次/35飛行小時，完成了DEEC的飛行試驗。飛行試驗結果表明，DEEC系統(tǒng)帶來的收益包括：發(fā)動機推力水平的提高、更快的瞬時響應速度、擴大的空中啟動包線、加力性能的改進、取消了地面調整、增加了帶故障工作的能力。數(shù)字電子發(fā)動機控制技術的發(fā)展為飛行/推進綜合控制技術的發(fā)展奠定了基礎。

2.2 飛行/推進綜合控制發(fā)展階段

20世紀80年代末期，NASA開展了高度一體化的數(shù)字電子控制(HIDEC)項目，首次進行了發(fā)動機和飛行控制系統(tǒng)的綜合研究。通過自適應發(fā)動機控制系統(tǒng)(ADECS)的飛行驗證，表明發(fā)動機在推力、燃油消耗以及壽命方面均有很大提高。在此基礎上，NASA進一步發(fā)展完成了包括發(fā)動機、進氣道以及飛行控制變量的實時機載優(yōu)化綜合研究(性能尋優(yōu)控制PSC)。綜合控制技術使得自修復飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)的研究成為可能，此項技術在F-15的HIDEC試驗機上進行了全面試驗。此外，NASA還對單獨推力飛行控制系統(tǒng)(PCA)進行了研究和試驗，此系統(tǒng)是利用發(fā)動機實現(xiàn)應急飛行控制[11]。

這一時期，數(shù)字電子控制器以及機載計算機的快速發(fā)展極大地加速了飛行/推進綜合控制的發(fā)展。數(shù)字控制器可以實現(xiàn)更多變量控制(相比機械液壓式)，利用離線過程進行計算并存儲在機載計算機用于在線執(zhí)行。數(shù)字電子控制技術的發(fā)展實現(xiàn)了由預先或預編程優(yōu)化到實時優(yōu)化的升級，使得系統(tǒng)性能進一步提高。綜合控制的實時優(yōu)化過程在執(zhí)行過程中更具有挑戰(zhàn)性，因為這需要自適應飛行條件的變化，但這樣卻可以提高飛機性能。

HIDEC項目于20世紀90年代初期陸續(xù)完成多項技術的驗證，后續(xù)的發(fā)展將飛行/推進綜合控制的內涵進行了更加廣泛的擴展，包括推力矢量技術以及由自適應發(fā)動機控制項目(ADECS)發(fā)展而來的高穩(wěn)定性發(fā)動機控制(HISTEC)。

推力矢量技術可以在低速大攻角條件下提高機動性能，作為飛行/推進綜合控制的重要組成部分已經在很多項目上進行了驗證。F-15短距起降/機動技術演示驗證(S/MTD)研究俯仰推力矢量，提高了偏轉機動性。F-18大攻角驗證機(HARV)利用俯仰和偏航矢量推力將攻角擴展至70°。X-31項目將俯仰和偏航矢量推力技術應用到了實戰(zhàn)中，在實戰(zhàn)中戰(zhàn)機攻角可達70°[15]。YF-22利用俯仰偏轉矢量推力提高了戰(zhàn)機在低速條件下的機動性。F-16多軸推力矢量(MATV)項目利用軸對稱矢量噴管技術進一步擴展推力矢量的應用，在一對一以及一對多的對戰(zhàn)中實現(xiàn)了攻角無約束操縱。F-15先進控制技術綜合驗證(ACTIVE)項目的總目標就是利用推力矢量技術擴展飛行包線，以提高飛機性能、機動性以及可操縱性。在F-22以及JSF飛機上也應用了推力矢量技術，提高了戰(zhàn)機的機動性。

HISTEC項目的目標是設計研究一種先進的綜合發(fā)動機控制系統(tǒng)，利用測量數(shù)據進行進氣畸變評估以增加發(fā)動機的穩(wěn)定性，并對此進行飛行驗證。HISTEC項目于1997年在NASA的ACTIVE試驗機上完成了飛行驗證。結果表明，HISTEC技術有能力成功評估畸變并進行調節(jié)，在線實時調整以增加喘振裕度，這樣可以降低設計喘振裕度需求，反過來可以大幅提高性能并/或減輕發(fā)動機重量。

受1989年發(fā)生在美國愛荷華州蘇城的聯(lián)合航空公司DC-10空難的影響，NASA發(fā)展了PCA。當系統(tǒng)激活時，其融合了飛機飛行控制和發(fā)動機控制的電子計算機，可以實現(xiàn)通過發(fā)動機推力控制飛機。當控制輪或桿后拉，發(fā)動機推力自動增加，飛機開始爬升；控制輪或桿前推，發(fā)動機推力減小，飛機下降。控制輪轉向或移動控制桿向左或向右，發(fā)動機產生相應方向的推力分量，飛機在想要的方向上開始偏航(或側滑)。一旦達到指定的要求，調整推力分量即可使飛機停止轉動，從而通過發(fā)動機推力來實現(xiàn)對飛機的控制。

PCA系統(tǒng)最初的論證和測試是在HIDEC F-15上進行的。后面的試驗和公開驗證在三發(fā)飛機MD-11噴氣客機上進行。在模擬器上，NASA在超過12種類型的商用和軍用飛機上進行了PCA的概念論證。1993年4月，HIDEC飛機試驗結束，依靠PCA系統(tǒng)安全著陸，試飛員僅依靠發(fā)動機推力實現(xiàn)了飛機的轉彎、爬升，最終下降至機場跑道。隨后于1995年在MD-11運輸機上進行了PCA的研究和飛行驗證，試驗涵蓋多種飛行構型-中心重心和后置重心，試驗高度從200ft到30000ft，速度從160kn到360kn。試驗在多種模擬應急場景中也取得了成功。

PCA技術后續(xù)擴展產生的版本稱為結合了動力最優(yōu)控制概念的PCA Lite和PCA Ultralite，用在多種飛行器上，采購和安裝成本也更加適中。

經過約15年的發(fā)展，HIDEC項目已經發(fā)展了多種飛行/推進綜合系統(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，提高了發(fā)動機及飛機的操控性能以及飛行安全。

2.3 飛行/推進綜合控制智能化發(fā)展階段

為了適應更加復雜多變的場景以及不同的控制計劃，NASA在PCA的基礎上將PCA與神經網絡進行集成，啟動了智能飛行控制(IFCS)項目。經過多年的算法改進及地面模擬機驗證，2005年秋，IFCS在NASA F-15試驗機上進行了飛行驗證[5]。

智能飛行控制系統(tǒng)具有更強的適應能力來適應飛機動作的極端變化，這種極端變化通常是由飛機系統(tǒng)失效或者損壞引起的。IFCS在NASA F-15上進行了模擬安定面失效的驗證，效果良好。當模擬失效發(fā)生時，智能飛控介入飛機在俯仰響應方面有明顯改善，然而在滾轉響應上存在輕微振蕩。

3 美國飛行/推進綜合控制重點項目及試飛驗證

3.1 HIDEC項目及試飛結果

HIDEC項目研究包含多個系統(tǒng)，包括自適應發(fā)動機控制系統(tǒng)(ADECS)、性能尋優(yōu)控制(PSC)、自修復飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)及推力控制飛行器系統(tǒng)(PCA)[16-19]。HIDEC系統(tǒng)構架如圖1所示。

圖1 HIDEC系統(tǒng)構架圖[10]

自適應發(fā)動機控制系統(tǒng)(ADECS)是通過數(shù)字發(fā)動機控制系統(tǒng)、數(shù)字飛行控制系統(tǒng)、數(shù)據總線技術綜合發(fā)展起來的，可通過數(shù)字化飛行和推進控制系統(tǒng)的綜合控制，借用發(fā)動機過剩的喘振裕度，在要求的飛行環(huán)境中提高發(fā)動機性能。ADECS利用機身和發(fā)動機數(shù)據，在進氣道失真水平較低以及發(fā)動機喘振裕度需求較小的時候，允許發(fā)動機發(fā)揮出更高的性能。在氣流參數(shù)為常數(shù)時，這樣做可以通過提高發(fā)動機壓比(EPR)來提高發(fā)動機推力水平。在EPR增加時，可以通過關小進氣閥以保持發(fā)動機推力恒定，從而降低耗油率。在該模式下，ADECS基本上是通過過剩的喘振裕度來提高性能。ADECS模型通過一些方法可以改變發(fā)動機性能。其一是增加EPR，結果是增加推力以及排氣溫度；其二是溫度不變增加EPR；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)動機性能得到明顯改善，飛機性能顯著提高。研究人員在ADECS關閉和ADECS開啟條件下進行了背靠背飛行試驗，保證環(huán)境溫度和壓力修正最小化，對比發(fā)動機中間狀態(tài)飛機水平加速時凈推力的提高百分比。飛機水平加速完成10000ft、20000ft、30000ft、40000ft共4個高度的試驗，從機載推力譜計算得到的推力提高比例大約從8%(10000ft)到10.5%(30000ft)。這個結果比之前預測的5～8%要大。

在ADECS開啟狀態(tài)，高度30000ft時，發(fā)動機中間狀態(tài)時飛機水平加速，飛機從馬赫數(shù)0.6到0.95的加速時間提高了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)據修正線采用了四次曲線擬合，用于計算收益百分比。數(shù)據對加速過程中的飛機總重量差異進行了修正。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開啟狀態(tài)下，高度為40000ft時，發(fā)動機從馬赫數(shù)0.6全加力至馬赫數(shù)為1.2時，加速時間提高了13%。Ps在ADECS開啟狀態(tài)下在馬赫數(shù)0.6～1.2分別提高了7～12%。

PSC本質上是自適應電子控制系統(tǒng)的后續(xù)，自適應電子控制系統(tǒng)可以在動態(tài)飛行環(huán)境下提高發(fā)動機性能。在發(fā)展ADECS模式時，飛行控制計算機存儲了發(fā)動機最佳壓比控制策略。最佳壓比是基于多臺發(fā)動機以及多次飛行數(shù)據計算得來。PSC通過進一步集成控制計劃，在任何飛行時間及飛行環(huán)境下，發(fā)揮發(fā)動機最高性能及機動性能。PSC以額外的推力或者飛機最大航程的方式優(yōu)化推進系統(tǒng)。通過發(fā)動機可變狀態(tài)模型、進氣道和排氣系統(tǒng)模型的聯(lián)合應用，優(yōu)化邏輯根據飛行狀態(tài)如速度、加速度、高度、姿態(tài)、動壓及飛機構型，進行針對各種推進系統(tǒng)的指令計算。這些指令會被發(fā)送到不同的推進系統(tǒng)單元，其結果狀態(tài)進入模型用以更新模型。這一過程一直持續(xù)直到性能指標最優(yōu)。這一系統(tǒng)可以兼容發(fā)動機性能衰減、非標準環(huán)境以及各種外掛構型。該技術對超音速巡航飛行器至關重要，因為其對推進系統(tǒng)性能的微小改變非常敏感。

PSC隨機自適應實時優(yōu)化算法有3個模型：最大推力模型，在加速、爬升以及沖刺時獲得最大額外推力；最小燃油模型，在飛機巡航時獲得最經濟的油耗；最小FTIT模型，通過降低FTIT延長發(fā)動機的壽命。

圖2展示了亞音速和超音速狀態(tài)下PSC帶來的燃油消耗減小量。亞音速單位推力燃油消耗量(TSFC)收益通常較小。計算對參數(shù)非常敏感，主要是由于其為TSFC=WF/FNP(WF為燃油流量，F(xiàn)NP為凈推力)，當時間較短時更是如此。在超音速狀態(tài)下，TSFC收益較大，主要是在主機和加力燃燒室之間進行了權衡優(yōu)化。在亞音速狀態(tài)，主機燃油流量減小而在超音速狀態(tài)主機推力增加，因此加力燃油流量減小。加力燃燒室將燃油轉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降低的另一個小的收益來自于飛機凈阻力的減小。通常，TSFC減小可以極大減小起飛總重量，考慮到長航程巡航時增加航程，可以滿足第二代超音速運輸機的需求。

圖2 最小燃油流量模式下亞音速和超音速對比[10]

自修復飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)是飛機數(shù)字飛行控制系統(tǒng)的一部分，可以監(jiān)測副翼、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，通過重構已有的控制界面可以補償部件損失，因此機組可以使飛機安全著陸。在軍機上，這款獨特的系統(tǒng)可以幫助機組在控制表面失效的情況下完成戰(zhàn)術任務。

SRFCS拓展了先進戰(zhàn)機固有的控制冗余度，充分利用了自身的多重控制效應器以及自身的空氣動力學特性。在控制效應器失效后，通過重構完成以允許利用剩余的效應器來進行替代控制，代替了每個效應器上的大塊多余的硬件以實現(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器產生的氣動力和力矩。飛機必需的力和力矩由可替換的控制表面產生以提供飛機動作所需。

SRFCS性能是否滿意，由試飛員進行評判。在6°鎖定的安定面受損條件下，產生了最大效應，這種受損要求較大的操縱桿偏移以保證飛機水平飛行，重構系統(tǒng)允許飛行員以正常桿位控制。飛行試驗機SRFCS軟件關于重構的演示驗證時，飛機右安定面戰(zhàn)斗損傷失去了80%的翼展。當飛行員執(zhí)行傾斜轉彎機動時故障被檢測到，重構在0.35s后投入工作，傾斜轉彎響應和未受損飛機的響應相當。

3.2 HISTEC項目研究結果

高穩(wěn)定性發(fā)動機控制(HISTEC)項目是設計、研究及驗證一種先進的、高穩(wěn)定性、一體化的發(fā)動機控制系統(tǒng)，利用基于測量的實時畸變評估以提高發(fā)動機穩(wěn)定性[20]。HISTEC項目由3個階段組成。第一階段是算法研究，第二階段是概念驗證和系統(tǒng)發(fā)展，第三階段是發(fā)動機/飛行驗證。

項目第一階段，定義了HISTEC畸變容差控制系統(tǒng)的需求，研究并驗證了畸變評估的算法，設計了適應畸變必需的控制模型，完成了初步試驗以幫助指定飛行試驗所必需的HISTEC軟件及硬件。在第二階段，設計并驗證了集成的畸變評估系統(tǒng)(DES)算法以及畸變適應算法(高穩(wěn)定性控制規(guī)律)。同時，生產HISTEC傳感器的進氣道，研究飛行試驗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)的有效操作將會完成驗證。在第三階段，控制算法將進行地面發(fā)動機驗證，完整的畸變容差控制系統(tǒng)將在ACTIVE F-15飛機上進行飛行驗證。飛行試驗將會首先進行“開環(huán)”(僅畸變評估)，隨后進行“閉環(huán)”(包括畸變調整)功能試驗。

在飛行驗證階段，HISTEC飛行試驗設備工作非常好。在每次飛行開始，所有的高響應度壓力傳感器在飛行期間都進行了漂移檢查。然后將這些信息與一個獨立的大氣壓力測量值進行比較，這個差值，即環(huán)境補償，根據試驗結果繪成曲線，并進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)據標準誤差相比總是偏小，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)值轉化為DES預測和ARP1420預測的百分比差異。HISTEC DES算法和ARP1420分析的SML預測結果的最大差值在飛行前設定的2.5%以內。DES SML預測值在除5K/0.3的所有情況下都比ARP1420的結果稍大。飛機機動飛行需要對DES預測的喘振裕度與ARP1420方法預測值進行比較。圖4給出了20K/0.6時，攻角變化最大至25°條件下二者的比較。這些工況是迎風轉彎和S機動下獲得的。出于定性比較的目的，通過研究設備和DES壓力測量值的周向模態(tài)1和2以及徑向模態(tài)1和3構建了進氣總壓型面。

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]

研究人員還進行了典型壓力面的模擬，從發(fā)動機后方向前觀察得到的典型的壓力型面可見，壓力面吻合非常好，壓力面上陰影表示的相對畸變水平非常相似。在DES表面上同時分析出了徑向和周向畸變，結果顯示，DES表面顯示的徑向畸變比研究表面產生的稍多，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研究表面有輕微旋轉。這是因為，DES靜壓傳感器與研究設備所在軸向位置稍有不同。

飛行試驗數(shù)據分析已經證實，HISTEC在飛行中只通過靜壓測量即可衡量和補償進氣畸變。在攻角變化至28°時HISTEC的變化規(guī)律例子中，SMC包含了一個7%的模擬監(jiān)測限制，強迫控制操作向下匹配發(fā)動機以適應高水平的進氣畸變。在特定飛行條件下預測的喘振裕度損失滿足與采用ARP1420分析方法和研究設備的預測結果誤差在2.5%以內的目標。穩(wěn)定性管理控制向下匹配發(fā)動機以適應測得的進氣畸變。飛行中達到了最大攻角為29°和5°的側滑角，提高了飛機容忍畸變的能力。

4 結論與展望

本文通過梳理美國飛行/推進綜合控制技術的發(fā)展脈絡，著重闡述了DEEC、HIDEC以及HISTEC項目內容及其項目試飛驗證情況。結合美國飛行/推進綜合控制技術發(fā)展思路，提出飛行/推進綜合控制技術發(fā)展規(guī)律及對未來的展望：

(1)飛行/推進綜合控制技術初始設計著重應用于發(fā)動機階段，致力于提高發(fā)動機性能，降低發(fā)動機油耗及使發(fā)動機遠離喘振邊界。

(2)隨著數(shù)字技術的發(fā)展及控制器集成技術發(fā)展，飛行/推進綜合控制技術從提升發(fā)動機性能拓展到提升整個飛機飛行性能。

(3)隨著大數(shù)據及智能領域技術的飛速發(fā)展，飛行/推進綜合控制技術未來會發(fā)展成為智能飛行/推進綜合控制技術。