航空發動機應急控制研究綜述

陳小磊，郭迎清，張書剛

（1.西北工業大學動力與能源學院，西安710072；2.中航工業航空動力控制系統研究所，江蘇無錫214063）

0 引言

航空安全歷來是航空公司與飛機制造商關注的重點，但航空事故仍時有發生，事故原因多種多樣，部分事故因飛行控制機構被破壞導致。如1989年7月19日，1架飛行聯合航空232號班次的DC-10客機因3套液壓系統損壞，導致翼面控制功能失效，機組人員利用僅存的2臺發動機調整飛行方向，嘗試讓飛機在Sioux City緊急迫降，但最終失敗。飛機在迫降時不幸發生失控翻覆，造成285名乘客及11名乘務人員中有111人罹難，但因機組人員處理得當，避免更加慘重的傷亡[1]；2003年11月22日，1架隸屬于DHL的A300B4-203F型雙發動機貨機，在巴格達國際機場起飛時，被1枚SA-14型導彈擊中左翼，翼身結構被撕裂了約5 m，除造成左翼油槽漏油失火外，同時導致整架飛機的液壓系統突然失靈，貨機上的所有飛行操作接口全部失靈。機長受1989年蘇城空難的啟發，與副駕駛利用發動機控制貨機飛行，最終在巴格達國際機場成功迫降[2]。

DHL貨機遇襲的事件讓各國的航空安全主管單位再度關注飛機在飛行中失去液壓的危險性問題。從上述2起航空事故中可見，在一些緊急事件（如飛機機翼損壞、外物襲擊或飛行條件驟變）發生時，航空發動機可以作為飛行控制的執行機構，通過提供額外推力、加快響應速度，提升飛機的可控性。

傳統航空發動機控制器主要用于應對日常正常使用，設計時除了保證發動機具備一定性能外，還需要考慮其安全性和壽命，因此要利用各種保護邏輯來限制發動機性能過度發揮[3]，這導致了發動機性能不足以應對緊急事件；同時僅依靠機組人員來調整發動機推力或響應性能，大幅增加了機組人員的負擔，使其難以及時給出準確的調整方案。近年來，機載電子控制器性能逐步提升，為實現新的控制及健康管理技術提供了良好的平臺；同時，大型商用客機投入運營，也為應急控制研究帶來契機。航空發動機應急控制，也稱增強發動機控制（Enhanced Engine Control for Emergency Operating），通過評估緊急事件（如飛機機翼損壞或外物襲擊）等級，結合發動機自身健康狀況，自動調整控制策略，允許發動機短時間內超過正常限制運行，為飛機提供額外的推力或快速響應能力，以控制飛機安全飛行或起降，雖然會折損發動機的安全性和壽命，但利用快速加速或其它控制策略可以挽救乘客和飛機于危險中。

1 應急控制研究現狀

1.1 國外研究情況

NASA早在20世紀90年代就開始進行PCA（Propulsion Controlled Aircraft）項目研究，旨在使飛機能夠在完全不依賴液壓控制系統控制飛行的情況下，利用數控系統精確地控制發動機的推力，改變飛行姿態直至安全降落。例如NASA飛行試驗中心的John J.Burken等研究了如何在飛行控制翼面液壓機構鎖定的情況下，僅利用發動機間的推力協調，控制飛機安全飛行或降落，并以大型軍用MD-11飛機為測試平臺，驗證控制系統效果。試驗結果表明，在某些緊急情況下，以發動機為主導備用飛行控制系統，完全有能力安全控制飛機降落[4]。

由于當時認為此類意外事故發生幾率過低、經濟效益性不高，該項目被擱置，但與PCA相關的技術研究并未中斷。Edmond A.Jonckheere等利用H∞模型匹配理論對多飛行控制翼面損壞的飛機進行控制，通過設計飛/推綜合控制模型匹配H∞控制器，將發動機推力納入到F-27飛機飛行控制中，仿真結果驗證了該方法的有效性[5]。2002年Harefors M等利用現代魯棒多變量控制理論為B747-100設計集成PCA控制器，以便在緊急事件中，飛行員僅通過油門桿即可控制飛機飛行[6]。

近年來，隨著諸如空客A380等超大型客機的投入使用，如何保證乘客和飛機的安全成為各大航空公司和飛機制造商關注的重點，利用航空發動機來控制受損的飛機再次成為新的研究熱點。NASA各大實驗室在如何評估飛機損傷、如何增強發動機在緊急事件中的性能以及增強發動機性能對其自身和飛機的影響等方面進行了研究。

2007年，Glenn試驗中心的Ten-Huei Guo在集成彈性飛機控制（Integrated Resilient Aircraft Control，IRAC）項目中，將發動機作為飛行控制的執行機構，控制受損飛機（如機翼折斷）飛行。IRAC智能推進系統如圖1所示。推進系統評估其自身健康狀態以及富余能力，并上報給飛行控制器，集成飛/推控制器根據當前不利環境，結合發動機狀態選擇合適的發動機運行模式，增強推進系統能力以應對飛行控制所遇到的風險[7]。

圖1 IRAC智能推進系統

文獻[8]研究了飛機在發動機推力下降后，釋放發動機的主要限制和發動機性能參數的變化情況，為PCA技術的實現提供參考。2009年，Litt，Jonathan S研究了緊急事件中智能發動機快速響應控制，對大小幅度過渡態過程中的應急控制策略性能進行分析[9]。Merrill，Walter等通過控制風扇放氣來控制發動機響應能力，利用該方法協調飛機左右發動機的性能，控制飛機飛行[10]。

2012年，NASA Glenn試驗中心的Jeffrey T.Csank等以C-MAPSS40K發動機為平臺，研究了修改發動機控制約束對發動機性能的影響。結果表明，提升發動機推力后，外部飛行環境高度和大氣溫度對受損發動機的安全性影響很大，在低空飛行時，增加20%的推力會使發動機安全性有中小幅度降低。而提升發動機快速響應能力對性能的影響則與油門桿變化幅度有關，油門桿大幅度變化雖然可以明顯減少發動機上升時間，提升響應能力，但降低了發動機穩定裕度，且需要修改發動機加速控制計劃。而油門桿小幅變化不需要修改發動機加速控制計劃，只需要修正供油門限，門限的修改幅度會影響發動機性能。門限增加50%時，發動機性能損失最小[11-13]。

設計合適的應急控制器的前提是準確評估飛機損傷情況，但由于損傷情況很難用表達式表示，且每種損傷都有其特殊性，發生概率也極小，這些增加了損傷評估的難度。2011年Gregory E.McGlynn等指出通用損傷評估需要綜合飛行器結構、期望動態特性以及各種損傷的影響，并給出典型損傷的評估分析過程[14]。而Glenn試驗中心的Jonanthan S.Litt等設計了1種在線實時損傷評估系統，用來評估發動機提升性能后對發動機損傷的影響[15]。

除上述研究外，NASA還對用于檢驗應急控制性能的飛行仿真技術進行詳細研究，開發了以C-MAPSS40k為核心的飛行仿真驗證系統[16]。

1.2 國內研究情況

與國外相比，中國在發動機數字電子控制、飛/推一體化以及機載發動機實時模型等方面存在一定技術差距，中國航空發動機智能應急控制的研究也僅處于起步階段。

西北工業大學的陳小磊、郭迎清等跟蹤國外航空發動機智能應急控制方面研究動態，以某型軍用小涵道比渦扇發動機為對象，開展了應急控制研究。采用調整發動機現有約束條件和供油裝置約束等方法來提升發動機性能，在保證發動機基本安全性的同時，在一定程度上提升了發動機性能[17]；南京航空航天大學的陳國強等通過在渦軸發動機中增加渦輪放氣，采用多變量魯棒方法設計了應急狀態直升機／渦軸發動機3變量快速響應控制器，該綜合控制方法不僅實現了直升機垂飛通道的控制，而且在保持輸出功率通道穩定，即自由渦輪轉速恒定的前提下，借助渦輪放氣實現了燃氣渦輪轉速的閉環控制，有效實現了發動機功率快速跟隨能力[18]。

從國內外研究現狀來看，NASA很早就開始進行發動機應急控制方面的研究，在挖掘發動機控制能力、提升控制性能以及保障飛行器安全等方面取得不少進展。但依然有一些關鍵技術需要進一步研究，如應急控制中飛行器損傷評估、發動機超限運行風險、飛/推綜合控制的實現等。隨著航空發動機數字電子控制FADEC系統向著第3代雙雙余度、高性能、模塊化的發展，為新的控制策略、理念和思想的實現提供了軟、硬件平臺，同時國產干線客機、大涵道比渦扇發動機的研發也為應急控制研究帶來契機。

2 應急控制模式

在不同的緊急情況需要采用不同的應急控制模式，飛機對發動機的要求主要是推力和響應速度，因此本文中介紹2種應急控制策略：增推力控制和快速反應控制。增推力控制主要用于起飛跑道過短、飛機翼面損傷導致升力不足等場合；而快速反應控制適用于緊急機動時。在飛機控制結構損傷中，則需要增推力控制與快速反應控制協同處理[13]。

2.1 增推力控制

在增推力控制模式下，發動機提供比原最大狀態更大的推力，這種非正常推力既有利于縮短飛機起飛所需的距離，也有利于為機翼破損的飛機提供更大的升力。但更大推力意味著更高壓比或風扇轉速，為實現增推力控制，發動機最大設計點需要延伸至所需的額外推力，此時其轉速、溫度以及壓力會比原最大值還大，可能會超過發動機原有保護邏輯中的限制值。

因此實現增推力控制需要調整發動機轉速設定，通過修改油門桿-轉速（或油門桿-壓比）指令，對發動機提出更高推力要求；同時根據應急事件等級、發動機自身健康狀態、外部飛行條件等因素合理釋放發動機原有限制。其具體實現結構如圖2所示。

圖2 航空發動機應急控制實現

2.2 快速響應控制

提升發動機響應能力有諸多方法，但部分基于現代控制理論設計的多變量控制器需要對現有發動機控制系統進行大幅度修改，且過于復雜，并不適用于緊急事件[19-20]。本文結合國外文獻[21]，介紹3種方法。

航空發動機常見加速控制邏輯原理如圖3所示。其中穩態控制為變增益PI控制器，主要負責發動機穩態控制及過渡態起止部分控制，而加速計劃為預先設定好的轉速-燃油關系，其輸出值與穩態控制輸出值取小值作為發動機最終的加速供油量，預先設計好減速計劃：轉速-燃油關系，其輸出值與穩態控制輸出值取大值作為發動機最終的減速供油量。

圖3 發動機加速控制邏輯

2.2.1 控制增益調整

當油門桿角度小幅度變化（小于5°）時，由于加速起止轉速差小，發動機的加速控制依賴于穩態控制器。提升小幅度過渡態過程中的發動機響應能力，需要對穩態控制系統進行調整。目前通用的發動機穩態控制采用變增益PI控制器，在串聯校正時，PI控制器相當于在系統中增加1個位于原點的開環極點，同時增加1個位于s左半平面的開環零點。位于原點的開環極點可以提高系統的型別，消除或減小系統的穩態誤差，改善系統的穩態性能；而增加的負實零點可用來減小系統的阻尼，緩和PI控制器極點對系統穩定性及動態過程產生的不利影響。只要積分時間常數足夠大，PI控制器對系統穩定性的不利影響可大為減弱。因此通過對PI參數的調整，即可改變發動機的小幅過渡態響應能力。但需要注意的是，調整PI參數也會影響整個系統的穩定裕度。

文獻[13]中給出1種小幅度過渡態快速響應控制方法，通過提升PI控制器中積分項增益來提升系統的性能。從PI控制器傳遞函數中可知，在比例增益不變的前提下，積分項增益的提升使系統開環截止頻率后延，控制帶寬增加。在線性系統的頻率分析法中，對于任意階次的控制系統，系統單位階躍響應速度和帶寬成正比，因此通過增加積分項增益可以提升閉環系統的響應性能。

2.2.2 加速計劃調整

基于控制增益調整的快速響應方法僅適用于發動機小幅度加速過程；在發動機大幅度加速時，僅在加速起始和終止時依賴穩態控制器，中間部分則由加速控制計劃來控制。為使發動機在大幅度過渡態下獲得更加快速的響應能力，僅調整控制增益是不夠的，還需要調整加速控制計劃，使加速線更加貼近喘振邊界。文獻[13]提出為提升C-MAPSS40K發動機在大幅度過渡態下的加速性能，將原有發動機加速計劃線增加1個偏移，使發動機靠近喘振邊界運行，最終使發動機從慢車加速至最大狀態的上升時間從2.010 s縮短至1.740 s，但這種方法可能會使發動機的部分重要參數超出安全工作范圍，如喘振裕度、渦輪前溫度、燃燒室油氣比等。

為保證各限制參數不超出設計限制，提出1種新的加速計劃調整方法，即利用動態穩定法重新設計加速控制計劃。該方法在發動機動態特性計算模型的基礎上，通過額外提取其中所有的狀態量變化率，使共同工作方程組的偏差趨于零，從而讓過渡態仿真穩定下來，此時的穩態參數值即為對應過渡態工作點的各項參數；然后分別根據指定的物理約束條件，通過簡單的靜態迭代優化即可直接給出相應的控制規律；最后將這些控制規律通過取大/小的方式進行合并，獲得所需過渡態最優控制規律[22]。與文獻[13]中的方法相比，這種方法可以保證各限制參數不會大幅度超出原有限制值，避免發動機在緊急情況下發生二次災難。

2.2.3 基于高速慢車的快速響應控制模式

目前，通過調整控制系統來提升發動機響應速度的方法主要有：增加控制帶寬[13]、釋放發動機加速限制[12]、釋放物理安全和運行限制[9，13，17]，但這些方法均有一定缺陷。近年來，也出現采用非線性優化等手段解決發動機加速這類多約束問題[22-23]的方法，如陳國強等通過將渦軸發動機渦輪放氣量作為控制變量，并采用多變量魯棒方法設計應急快速響應控制器；Richter H等利用多滑模控制理論重新設計發動機控制器以提升系統響應能力[19-20]。但這些方法均需要對原有控制器進行大幅度修改，難以用于現役發動機。美國NASA實驗中心提出1種新的提升發動機響應能力的控制模式：高速慢車（High Speed Idle，HSI）。研究表明：基于高速慢車的快速響應控制模式可以在提升發動機響應速度的同時，保證發動機喘振裕度不出現大幅度下降[24]。

加速計劃和高速慢車曲線如圖4所示。傳統提升發動機大幅度過渡態時加速性能的方法是釋放發動機加速限制，即修改原有加速計劃線，增加發動機在某一轉速下的供油量。但這種方法使得發動機加速計劃線靠近喘振邊界，增加了發動機發生喘振的可能性。如果在飛行緊急事件中，可以提升發動機在慢車狀態時高壓壓氣機轉速，使加速起點轉速高、供油量大、加速范圍縮短，就可以提升發動機加速能力，這種方法即為高速慢車，其加速過程線如圖4中‘+’線所示。由于該方法中加速計劃線不變，僅使發動機加速起點發生變化，因此壓氣機喘振裕度不會出現較大幅度降低，避免發動機在緊急情況下發生喘振。

圖4 加速計劃及高速慢車

航空發動機應急控制模式實現方式及特點見表1。

表1 應急控制模式實現方式及特點

3 風險評估

從聯合航空事故中可知，僅依賴于應急控制策略難以控制飛機安全飛行或降落，應急控制策略的調整計劃需要根據實際緊急事件及發動機健康狀態來制定，因此需要在線準確估計風險，以確保應急控制策略不會使飛機進入更危險的狀態。

風險評估基于智能專家系統，根據從飛行控制器和發動機控制器中收集的信息（包括飛行條件、飛機結構損傷、發動機運行情況），評估當前飛機所遇到的風險等級和應急措施將給發動機帶來的風險，并根據評估結果給出合適的處理措施，如提升發動機推力、加速發動機響應能力等。這種風險評估主要包括發動機運行風險評估及風險評估管理結構2部分。

3.1 發動機運行風險評估

與正常控制相比，發動機非正常運行、部分參數超出正常限制值、發動機運行的風險評估用于估計發動機應急控制模式對發動機安全運行及部件壽命的影響[15]。

發動機運行風險可以簡單表示為發動機增推力幅度和部件壽命的函數，或是發動機響應速度和壓氣機喘振裕度的函數。大幅度增大發動機推力、延長發動機運行時間將增加發動機部件損傷，提升發動機響應速度會影響安全運行穩定裕度，因此風險管理需要確定增推力控制的幅度或加速響應的程度。以增推力控制為例，在起飛階段，控制器可以選擇短期大幅度增推力控制（如15 min內），可用于起飛跑道損毀的場合；而飛行中飛機結構損傷、飛行需要提供額外推力時，飛行控制器將選擇長期小幅度增推力控制（如90min），以便飛機可以找到合適的機場降落[11]。

3.2 風險評估管理結構

在傳統航空發動機控制結構中，控制器接受飛行控制傳輸的指令，計算當前飛行狀態下合適的控制量，控制發動機安全可靠運行。應急控制結構如圖5所示。其中虛線框內即為傳統發動機控制系統結構，在應急控制中增加了風險管理和控制模式選擇子系統、發動機壽命和運行診斷子系統、發動機監視子系統等；在飛行控制部分增加飛行風險管理子系統，這些子系統主要用來評估緊急事件等級、飛機和發動機運行狀態以及應急控制帶給發動機安全運行的風險。在風險和性能之間折中，為飛機提供合適的額外性能。

圖5 風險評估管理結構

控制模式選擇主要實現修改發動機限制、發動機控制參數調整和保護限制釋放。為確定發動機運行限制，控制模式選擇將飛行條件和可接受的風險等級傳送給發動機壽命和運行診斷子系統。發動機監視子系統包含2種算法：發動機健康管理算法和使用壽命算法，能計算出發動機剩余使用壽命和預留裕度。發動機壽命和運行診斷子系統根據采集到的發動機狀態和當前條件計算出合適的限制并反饋給風險管理和控制模式選擇子系統。根據這些信息修改發動機限制器，選擇所需的控制模式。

4 結束語

本文在總結國內外相關資料的基礎上，介紹航空發動機應急控制技術，對其研究現狀、關鍵技術進行詳細分析。最后結合國外研究的進展和國內的研究情況，給出一些建議。

（1）飛/推綜合仿真系統。該系統是研究航空發動機應急控制的平臺，由于諸多緊急事件難以進行實際驗證，亟需建立合適的飛/推綜合仿真系統來分析及驗證應急控制性能，同時該系統也可以用來研究應急控制對飛行員的負擔。2006年，NASA Glenn實驗中心與 P&W、SMI等機構合作，建立了以C-MAPSS40k為核心的高仿真度的飛/推仿真系統，其中包含發動機模型、控制器、Dryden大氣紊流模型、4發運輸機、6自由度飛行仿真器[2，16]，用來檢驗緊急事件中應急控制的性能及效果。

（2）精確機載模型。從應急控制關鍵技術中可知，應急控制風險評估中使用到諸多不可測參數，如渦輪前溫度、壓氣機喘振裕度等，同時還需要一些參數來計算壽命限制部件的壽命，而這些參數均需機載模型來提供，因此精確機載模型的開發有利于準確進行風險評估和壽命預測，以選擇合適的應急控制模式。

（3）應急控制模式研究。應急控制的實現依賴于應急控制模式的研究，由于緊急事件形式多種多樣，同時外部飛行環境對應急控制性能也有著重要影響，因此需要詳細研究各種應急控制模式在不同緊急事件和外部環境下的性能、對發動機的影響以及對飛機飛行控制的影響。

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