國(guó)外高空模擬試車臺(tái)控制系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展

王 曦，朱美印，張 松，但志宏，裴希同

(1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100083；2.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽(yáng)621703；3.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191)

1 引言

現(xiàn)代高性能燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的研制需要先進(jìn)的高空模擬試車臺(tái)(以下簡(jiǎn)稱高空臺(tái))，發(fā)動(dòng)機(jī)性能的優(yōu)劣需在高空真實(shí)模擬環(huán)境條件下進(jìn)行評(píng)估，先進(jìn)的高空臺(tái)應(yīng)盡可能模擬全飛行包線范圍內(nèi)及特殊飛行條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)的工作環(huán)境。發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)常規(guī)科目包括發(fā)動(dòng)機(jī)各部件及整機(jī)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，如壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪等部件的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率等性能，控制計(jì)劃、控制邏輯的設(shè)計(jì)合理性以及發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能等。

國(guó)外，美、英、法、德、俄?yè)碛懈髯缘母呖张_(tái)，均能夠完成燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上述試驗(yàn)科目的模擬試驗(yàn)驗(yàn)證[1-7]，其中最先進(jìn)的是美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的高空臺(tái)。AEDC是世界上最大的航空宇航測(cè)試設(shè)備試驗(yàn)中心，擁有風(fēng)洞、高空臺(tái)、超高速?gòu)椀篮匠淘囼?yàn)臺(tái)等53個(gè)專用設(shè)備，可對(duì)試驗(yàn)件的功能、性能、安全可靠性進(jìn)行全面測(cè)試和評(píng)估。典型發(fā)動(dòng)機(jī) 如 F119、F135、遄 達(dá) 900、遄 達(dá) 1000、GP7200、PW6000等均在AEDC進(jìn)行過(guò)考核測(cè)試。本世紀(jì)初，AEDC完成了試車操作現(xiàn)代化和一體化計(jì)劃(TOMIP)，縮短了高空臺(tái)試驗(yàn)的停車時(shí)間，降低了試驗(yàn)成本。其關(guān)鍵技術(shù)是建立了整個(gè)高空臺(tái)試驗(yàn)系統(tǒng)的Simulink仿真模型，除模擬高空臺(tái)性能試驗(yàn)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(dòng)的推進(jìn)整合與簡(jiǎn)化計(jì)劃(PCS)是以提高試驗(yàn)設(shè)備效率和完善試驗(yàn)設(shè)備功能為目標(biāo)，其中一個(gè)重要功能是模擬飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行環(huán)境，使發(fā)動(dòng)機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行條件下運(yùn)行，主要體現(xiàn)在以下三種飛行情況：①急速爬升——飛行馬赫數(shù)不變的前提下，飛機(jī)作高速快速爬升；②馬赫數(shù)劇變——飛行高度不變的前提下，加速或減速；③復(fù)雜任務(wù)——飛行高度和馬赫數(shù)都改變，如迎風(fēng)轉(zhuǎn)彎、自旋等機(jī)動(dòng)飛行。PCS計(jì)劃中，建模仿真技術(shù)是關(guān)鍵，需要模擬飛行器系統(tǒng)向推進(jìn)系統(tǒng)提供空氣動(dòng)力學(xué)氣流參數(shù)，以使發(fā)動(dòng)機(jī)能夠模擬瞬變飛行條件下的工況、進(jìn)氣畸變和系統(tǒng)之間的匹配性能。

我國(guó)高空臺(tái)籌建始于1958年，1964年建成第一個(gè)暫沖式氣源的小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高空臺(tái)。隨后進(jìn)入大型高空臺(tái)的研制階段，20世紀(jì)80年代大型高空臺(tái)建成并投產(chǎn)[8]。到目前為止，該高空臺(tái)為我國(guó)多種型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)研制提供了有效的試驗(yàn)驗(yàn)證。但作為高空臺(tái)重要組成部分的高空臺(tái)控制系統(tǒng)，還處于初步研發(fā)階段，需借助國(guó)外先進(jìn)的數(shù)字仿真技術(shù)，為高空臺(tái)的建設(shè)方案提供重要依據(jù)。為此，本文詳細(xì)介紹了美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心和德國(guó)斯圖加特的高空臺(tái)控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、功能和性能，重點(diǎn)剖析了高空臺(tái)數(shù)字仿真的關(guān)鍵技術(shù)，以期為我國(guó)高空臺(tái)的建設(shè)發(fā)展提供參考。

2 典型高空臺(tái)性能參數(shù)

2.1 SATF高空臺(tái)

德國(guó)斯圖加特高空臺(tái)(SATF)進(jìn)行過(guò)BR700等民用發(fā)動(dòng)機(jī)的高空性能模擬試驗(yàn)，其性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～2.2，模擬高度0～20.0 km，進(jìn)口氣體壓力5～250 kPa，進(jìn)口氣體溫度-60～170℃，空氣流量0～140 kg/s，進(jìn)口壓力變化率±20 kPa/s。

2.2 PSL高空臺(tái)

2006年美國(guó)NASA格林研究中心推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室(PSL)的高空臺(tái)PSL-3和PSL-4投入使用，測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)推力約220 kN，試驗(yàn)設(shè)備結(jié)構(gòu)如圖1所示。PSL-3高空性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～3.0，模擬高度0～27.4 km，進(jìn)口氣體壓力0～379 kPa，進(jìn)口氣體溫度-45～316℃，空氣流量0～340 kg/s。PSL-4高空性能參數(shù)為：模擬馬赫數(shù)0～4.0，模擬高度0～27.4 km，進(jìn)口氣體壓力0～138 kPa，進(jìn)口氣體溫度-68～649℃，空氣流量0～218 kg/s。

2.3 AEDC高空臺(tái)

AEDC是美國(guó)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)高空性能試驗(yàn)的主要基地，可滿足從小型巡航導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)到大型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)試車的需求。其測(cè)試項(xiàng)目包括：高空性能、操縱性能、氣動(dòng)熱力、結(jié)冰、腐蝕、進(jìn)氣壓力畸變、進(jìn)氣溫度畸變、加速任務(wù)、發(fā)動(dòng)機(jī)-進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性匹配、任務(wù)環(huán)境模擬和發(fā)動(dòng)機(jī)部件性能測(cè)試。AEDC高空臺(tái)進(jìn)口參數(shù)和出口參數(shù)最大變化率的性能要求為：進(jìn)口壓力變化率12 kPa/s，進(jìn)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(tái)測(cè)試能力見(jiàn)表1。

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

表1 AEDC的高空臺(tái)測(cè)試能力Table 1 The test abilities of AEDC altitude simulation test facilities

3 高空臺(tái)控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

3.1 SATF設(shè)備控制系統(tǒng)

3.1.1 控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

SATF設(shè)備控制系統(tǒng)如圖2所示，試車過(guò)程中可根據(jù)功率需求調(diào)整進(jìn)氣參數(shù)，并與發(fā)動(dòng)機(jī)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(hào)，同時(shí)向SATF作動(dòng)控制器(FC)發(fā)出飛行條件模擬指令信號(hào)。FC按各控制回路對(duì)相應(yīng)的作動(dòng)器發(fā)送作動(dòng)指令，使各作動(dòng)器完成相應(yīng)調(diào)節(jié)，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供所模擬的進(jìn)口總壓、進(jìn)口總溫和出口環(huán)境壓力。為滿足高空臺(tái)正常運(yùn)轉(zhuǎn)，除各回路70多個(gè)調(diào)控閥外，高空臺(tái)還裝有10個(gè)換熱器、2個(gè)冷卻渦輪、5個(gè)壓氣機(jī)，還安裝有一個(gè)離心分離器以保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)不受煙塵、鐵銹、液體侵蝕和冰等雜質(zhì)的損害。同時(shí)輔助系統(tǒng)提供冷卻水、鹽水、蒸汽、滑油和發(fā)動(dòng)機(jī)燃油的控制裝置[9]。

3.1.2 控制原理

SATF分進(jìn)口、出口和發(fā)動(dòng)機(jī)三個(gè)工作區(qū)域，而進(jìn)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(tái)控制原理圖[9]。壓力控制區(qū)域采用直通和加壓并聯(lián)式選擇結(jié)構(gòu)，溫度控制區(qū)域采用冷卻和加溫并聯(lián)的摻混式結(jié)構(gòu)，流量控制區(qū)域根據(jù)測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)的工作流量實(shí)時(shí)控制。發(fā)動(dòng)機(jī)模擬在飛行包線內(nèi)工作的氣動(dòng)熱力性能，出口區(qū)域模擬發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行包線內(nèi)工作的大氣環(huán)境。控制回路采用閉環(huán)負(fù)反饋結(jié)構(gòu)，F(xiàn)C接收來(lái)自MC的指令信號(hào)(主要有P25_C、T25_C、W25_C、dP25/dt_C信號(hào))，控制器根據(jù)偏差計(jì)算出L42和L57等調(diào)節(jié)閥門(mén)的控制信號(hào)并輸出給調(diào)節(jié)閥驅(qū)動(dòng)裝置，以實(shí)現(xiàn)伺服跟蹤來(lái)自MC的指令信號(hào)。

3.1.3 數(shù)字仿真系統(tǒng)

SATF數(shù)字仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理如圖4所示。該系統(tǒng)是利用Simulink軟件開(kāi)發(fā)的聯(lián)合閉環(huán)仿真平臺(tái)，主要由主控制器、高空臺(tái)控制模型、高空臺(tái)氣動(dòng)熱力模型、發(fā)動(dòng)機(jī)控制器、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型五大功能模塊組成。主控制器模塊提供發(fā)動(dòng)機(jī)飛行環(huán)境進(jìn)排氣條件，高空臺(tái)控制模塊提供發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣壓力控制和進(jìn)氣溫度控制計(jì)算，高空臺(tái)氣動(dòng)熱力模型模塊包括壓縮機(jī)、空氣加熱器、空氣冷卻器、排氣擴(kuò)散器、管道、調(diào)節(jié)閥、作動(dòng)筒等部件的動(dòng)態(tài)特性，發(fā)動(dòng)機(jī)控制器模塊模擬發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)、過(guò)渡態(tài)控制及限制保護(hù)控制等，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性。

3.2 AEDC設(shè)備控制系統(tǒng)

AEDC為評(píng)估瞬變飛行條件下進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能影響，開(kāi)發(fā)了帶進(jìn)氣畸變功能的高空臺(tái)數(shù)字仿真系統(tǒng)。按不同的飛行任務(wù)，飛行模擬器對(duì)飛行環(huán)境條件下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓、總溫、出口靜壓和空氣流量進(jìn)行模擬，并將這些指令實(shí)時(shí)傳遞給數(shù)據(jù)分析管理器，數(shù)據(jù)分析管理器將這些指令數(shù)據(jù)發(fā)給高空臺(tái)控制器，經(jīng)實(shí)時(shí)運(yùn)算生成執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)作指令，實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)管網(wǎng)的流量控制閥。實(shí)際被測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)將運(yùn)行性能數(shù)據(jù)通過(guò)數(shù)據(jù)分析管理器反饋到飛行模擬器中，從而給飛機(jī)提供推力等性能數(shù)據(jù)。這種試驗(yàn)可以高效地模擬飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行性能，如急速爬升和馬赫數(shù)突變等。下文將對(duì)AEDC高空臺(tái)數(shù)字仿真系統(tǒng)進(jìn)行分析。

(1)高空臺(tái)控制模擬

AEDC高空臺(tái)控制結(jié)構(gòu)組成類似圖3所示的SATF控制結(jié)構(gòu)，也是采用高低溫回路摻混的方法通過(guò)控制閥門(mén)開(kāi)度實(shí)現(xiàn)對(duì)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(kāi)發(fā)了GENESIS實(shí)時(shí)飛行模擬器，含所有動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的通用組件，用戶在GENESIS仿真系統(tǒng)中可以獲得階躍響應(yīng)數(shù)據(jù)、建立線性模型以及調(diào)試非線性動(dòng)態(tài)系統(tǒng)模型。GENESIS飛行模擬器成功應(yīng)用案例，如F110發(fā)動(dòng)機(jī)ATEST模型與F-16飛行器模型協(xié)同運(yùn)行平臺(tái)，見(jiàn)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(tǒng)(外界實(shí)時(shí)成像觀測(cè))和主要控制部件(控制桿、操縱踏板和油門(mén)桿)和控制面板(選擇按鈕和LCD顯示器)。

(4)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型

相比SATF實(shí)時(shí)簡(jiǎn)化模型，AEDC發(fā)動(dòng)機(jī)模型為部件級(jí)實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)模型，模型的準(zhǔn)確度高，輸出參數(shù)多，更加適于對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)實(shí)時(shí)運(yùn)行參數(shù)進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)控及故障診斷處理，如對(duì)F-16配裝的F110-GE-129發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了飛/發(fā)一體化飛行環(huán)境下的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)性能匹配仿真。

(5)數(shù)據(jù)分析管理器

AEDC數(shù)據(jù)分析管理器是對(duì)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)、飛行環(huán)境以及高空臺(tái)試驗(yàn)中實(shí)時(shí)生成的數(shù)據(jù)進(jìn)行通訊的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)管理系統(tǒng)，在Simulink環(huán)境下實(shí)現(xiàn)。

(6)進(jìn)氣畸變模擬

AEDC進(jìn)氣畸變下的數(shù)字仿真如圖7所示[4]。與非進(jìn)氣畸變相比增加了畸變發(fā)生器控制系統(tǒng)，采用TEACC變焦技術(shù)實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣畸變下壓氣機(jī)特性模擬，如圖 8所示[4]。

(7)非畸變進(jìn)氣飛行環(huán)境下的仿真

非畸變進(jìn)氣飛行環(huán)境下等馬赫急速爬升機(jī)動(dòng)飛行仿真如圖9所示[4]。飛機(jī)以等0.8馬赫從7 620 m爬升到12 192 m高度，仿真過(guò)程中將油門(mén)桿推到最大位置，飛行器先帶斜度上升，隨后將油門(mén)桿拉回使飛行器快速爬升。當(dāng)飛行器相對(duì)于地面的爬升角達(dá)到30°時(shí)，將油門(mén)桿前推，使爬升角保持不變。當(dāng)飛行器到達(dá)11 582 m高度時(shí)，操縱飛行器副翼，使其旋轉(zhuǎn)180°；然后將油門(mén)桿往后拉保持飛行器在12 192 m高空以水平反轉(zhuǎn)的方式飛行；隨后再操縱飛行器旋轉(zhuǎn)180°，使飛行器前端向下豎直飛行；最后對(duì)操縱桿和油門(mén)桿角度進(jìn)行調(diào)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(jìn)口總溫的模擬值與設(shè)計(jì)值有一定誤差。

等高度馬赫數(shù)突變機(jī)動(dòng)飛行仿真如圖10所示[4]。當(dāng)飛行器在7 620 m高空以0.8馬赫的速度穩(wěn)定飛行時(shí)，首先把油門(mén)桿快速推到最大，向前推操縱桿，保持飛行器前端向下，此時(shí)飛行高度不變，5 s后必須將操縱桿拉回，防止機(jī)頭過(guò)于向下而導(dǎo)致飛行高度下降。保持此姿勢(shì)5 s，需將機(jī)頭轉(zhuǎn)回補(bǔ)償因速度增加而減小的配平角。當(dāng)飛行馬赫數(shù)變?yōu)?.2時(shí)，拉回油門(mén)桿，保持飛行速度不變。進(jìn)排氣溫度、壓力的模擬值與設(shè)計(jì)值基本一致。

(8)畸變進(jìn)氣飛行仿真

當(dāng)飛行器的飛行環(huán)境出現(xiàn)惡劣情況時(shí)，如空中開(kāi)炮、發(fā)射火箭、空中懸停、甲板彈射起飛(圖11)，發(fā)動(dòng)機(jī)將遭遇進(jìn)氣溫度、壓力畸變。圖12為進(jìn)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(jìn)氣飛行環(huán)境下的仿真與試驗(yàn)對(duì)比可知，AEDC高空臺(tái)數(shù)字仿真系統(tǒng)基本上能夠模擬真實(shí)試驗(yàn)的效果，對(duì)于制定正確的高空臺(tái)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案具有重要的參考價(jià)值。同時(shí)，AEDC高空臺(tái)已具備進(jìn)氣畸變條件下的試驗(yàn)?zāi)芰Γ蔀樵u(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)抗進(jìn)氣畸變性能提供試驗(yàn)驗(yàn)證條件。

4 結(jié)束語(yǔ)

國(guó)外高空臺(tái)控制系統(tǒng)采用了數(shù)字仿真技術(shù)，提煉了整個(gè)系統(tǒng)及部件的動(dòng)態(tài)特性，建立了高精度數(shù)學(xué)模型及其控制系統(tǒng)數(shù)字仿真驗(yàn)證平臺(tái)，為建設(shè)先進(jìn)高空臺(tái)提供了重要的方案依據(jù)。采用先進(jìn)數(shù)字仿真技術(shù)的控制系統(tǒng)，有助于完成模擬進(jìn)氣畸變條件下超機(jī)動(dòng)飛行的發(fā)動(dòng)機(jī)性能評(píng)估試驗(yàn)、優(yōu)化控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)等，還可避免試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，縮短建設(shè)周期，這對(duì)我國(guó)高空臺(tái)的建設(shè)具有借鑒和指導(dǎo)意義。

[1]Montgomery P A，Burdette R，Krupp B.A real-time tur?bine engine facility model and simulation for test opera?tions modernization and integration[R].ASME 2000-GT-0576，2000.

[2]Montgomery P A，Burdette R，Wilhite L，et al.Moderniza?tion of a turbine engine test facility utilizing a real-time fa?cility model and simulation[R].ASME 2001-GT-0573，2001

[3]Montgomery P A，Burdette R，Klepper J，et al.Evolution of a turbine engine test facility to meet the test needs of fu?ture aircraft systems[R].ASME GT-2002-30605，2002.

[4]Davis M，Montgomery P.A flight simulation vision for aero?propulsion altitude ground testfacilities[R].ASME GT-2002-30003，2002.

[5]Pachlhofer P M，Panek J W，Dicki D J，et al.Advances in engine test capabilities at the NASA Glenn Research Cen?ter’s Propulsion System Laboratory[R].ASME GT2006-90181，2006.

[6]Davis M，Hale A，Beale D，et al.An argument for enhance?ment of the current inlet distortion ground test practice for aircraft gas turbine engines[R].ASME 2001-GT-0507，2001.

[7]Braig W.Transient aeroengine testing at Stuttgart altitude test facility[R].ISABE 99-7074，1999.

[8]侯敏杰.高空模擬試驗(yàn)技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2014.

[9]K?cke S.Simulation eines h?henprüfstands zur Untersuc?hung der verdichter-pumpver hütungs-regelung[J].Compt?es Rendus Des Séances De La Société De Biologie Et De Ses Filiales，2010，150(10)：1806—1807.