高空艙飛行環境模擬控制系統通用軟件模塊設計

董滿收，黃 凱，鄺 文，陳小麗

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川綿陽 621700)

1 引言

高空模擬試驗艙(以下簡稱高空艙)是在地面條件下模擬航空發動機空中工作環境，并獲取航空發動機高空性能/特性的大型試驗設備[1]。其飛行環境模擬控制系統用于建立航空發動機的進氣壓力/溫度和環境壓力，模擬真實的飛行條件，是高空艙最重要、最核心的系統之一。隨著我國航空發動機研發工作的深入推進，各種流量等級的渦噴/渦扇及渦軸/渦槳發動機高空艙陸續建設。由于不同的控制系統研究人員為飛行環境模擬控制系統設計的控制程序通常不相同，為此帶來了三個缺點：①需要消耗大量的精力編寫基礎控制功能模塊；②他人在進行程序后期維護或二次開發時較麻煩，需要逐行理解；③靜態調試難以遍歷各種使用工況，程序中難免存在缺陷，為系統運行帶來潛在的風險。

雖然不同高空艙的空氣管網不盡相同，但綜合來看，其飛行環境模擬控制系統包含很多共性的部分，這是分解、提取通用控制模塊，建立統一設計框架的基礎?；诖?，本文開發了一套標準、成熟、可供各種高空艙使用的通用軟件框架和模塊，以實現不同高空艙飛行環境模擬控制系統控制軟件的統一。該軟件框架主要包括信號濾波與報警、設定值輸入、閥門自動控制以及一些特殊功能模塊等。通過統一的設計框架，使用一套通用控制模塊，用戶僅需按照實際硬件設計配置模塊的輸入/輸出變量，可避免多次解決基本的編程問題，進而集中精力實現每個高空艙特殊的控制功能[2-3]。本文的研究結果對于規范飛行環境模擬控制系統中控制程序的設計、提高編程效率具有重要意義。

2 高內聚低耦合程序模塊及框架設計

軟件模塊的耦合性就是用于表示模塊之間的相對獨立性，是影響整個軟件設計復雜性的一個重要因素。通常，模塊之間的相互聯系越多，彼此的相互依賴程度就越高，模塊的獨立性就越低。軟件模塊的內聚性用于衡量模塊內部各元素彼此結合的緊密程度。一個模塊很大，雖然可以提高軟件模塊的獨立性，降低模塊接口的復雜性，但也必然意味著模塊內部的復雜性較大，內聚性低[4]，不便于多次頻繁調用。為此，應將軟件模塊劃分為功能相對單一的較小模塊，即高內聚。耦合性和內聚性均不同程度影響整個軟件的復雜程度，它們之間的相互關系如圖1所示。

圖1 軟件模塊的復雜性Fig.1 Complexity of software module

按照高空艙飛行環境模擬控制系統的功能需要，通用程序框架分為信號濾波與報警、設定值輸入、閥門自動控制及特殊功能四個部分。依據高內聚、低耦合原則，信號濾波與報警細分為限幅濾波、壓力控制與傳感器報警模塊、平均值濾波模塊、閥位傳感器故障報警模塊，設定值輸入部分細分為設定值點動修改模塊、設定值防錯輸入模塊、設定值斜坡輸入模塊，閥門自動控制部分細分為PID控制模塊、自動閥門手動開關模塊、閥位可調比例閉環控制模塊，特殊功能部分包括發動機過渡態壓力控制模塊、全自動迎風阻力試驗模塊、全自動狀態參數輸入等，如圖2所示。

圖2 飛行環境模擬控制系統基本程序框架Fig.2 Basic program frame of flight environment simulation control system

控制模塊采用符合IEC6131規范的結構化文本(Structure Text)語言編寫，并封裝成子程序，可以直接在艾默生系列PLC 中調用，適當改造后也可在B&R、BACKOFF 及SIEMENS 等PLC 控制器中移植使用。通過這種模塊級編程模式，用戶從中選取合適的控制模塊，可快速構建出不同類型高空艙的飛行環境模擬控制系統[5]。

3 主要功能模塊設計

3.1 信號濾波與報警

控制系統實現穩定控制的首要前提是采集信號干凈，為此設計了信號濾波與報警功能。該部分主要包括三個模塊，分別完成信號限幅濾波、壓力控制報警、傳感器報警、平均值濾波、閥位傳感器故障報警。通過限幅濾波和均值濾波，分別消除系統中偶然出現的尖峰脈沖擾動和周期脈動干擾信號，實現采集信號的平滑過渡和穩定控制。通過壓力控制報警功能，提示操作員某個壓力控制環節出現較大控制偏差，需進行手動干預。通過傳感器報警模塊，判斷傳感器是否出現致命故障(如電源斷開、信號線松動或電路板內部故障等)。故障消失后，該報警信號不會立即消失，需要操作員確認物理故障消失后通過手動消除，以避免出現軟故障而降低操作員警惕性。

3.2 設定值輸入

隨著發動機模擬狀態點的不同，操作員需要相應地改變壓力系統的設定值，為此設計了設定值輸入功能。該部分主要包括設定值點動修改、設定值防錯輸入和設定值斜坡輸入三個模塊。防錯輸入是指當控制系統處于自動條件時，輸入設定值與當前設定值的偏差超過限制量或低于空氣管網下一級子系統設定值，系統默認輸入無效，同時發出設定值輸入錯誤的警告信號。該功能可防止操作員手動輸入錯誤，避免控制系統出現紊亂。斜坡輸入是指系統按照設定的斜坡速度從當前設定值逐漸變化到最新輸入的設定值。此項功能可以避免設定值大幅跳變引起的控制振蕩。圖3給出了防錯輸入和斜坡輸入的控制邏輯。

圖3 設定值防錯輸入和斜坡輸入邏輯框圖Fig.3 Logic block diagram of set-point error-proof input and ramp input

3.3 閥門自動控制

控制系統實現壓力/溫度的閉環調節最終需依賴于調節閥的自動控制，為此設計了閥門自動控制功能。該部分包括PID 控制、自動閥門手動開關以及閥門位置可調比例控制三個模塊。PID控制可以實現常規的PID 參數修改、死區設置、防積分飽和等。自動閥門手動開關常用于串級控制中內環閥位控制的性能調試。通過閥門控制量的階躍變化，判定閥門位置閉環控制效果。閥門位置可調比例控制用于改變閥位控制的比例系數，提高內環控制環節的響應速度。經過該模塊，閥位控制的比例系數由原先固定的1變為1+k，從而提高閥位控制的響應速度。具體數學推導為：設k為比例系數，U為閥門位置控制量，F為閥位控制量，在閥位控制量上再疊加一個大小為k(U-F)的量作為最終的控制輸出，則內環閥位的控制函數為(1+k)(U-F)[6]。

3.4 特殊功能

該部分主要包括發動機過渡態壓力控制、全自動迎風阻力試驗和全自動狀態參數輸入三個功能模塊。

3.4.1 發動機過渡態壓力控制

發動機過渡態壓力控制模塊用于發動機過渡態試驗過程中抑制壓力波動，保證發動機進、出口壓力模擬的準確度。其主要原理為：在閥門進、出口壓力/溫度不變時，認為調節閥的開度與流量成線性關系；同時，發動機進/出口壓力/溫度不變時，近似認為發動機的流量與風扇轉速成線性關系，因此可以用線性的閥門跟蹤線性的發動機流量特性。設定自動調節閥進行壓力閉環控制，輔助調節閥按照發動機的轉速進行開度控制，匹配發動機的流量變化，如圖4 所示。圖中，橫坐標為發動機的轉速變化，縱坐標為對應輔助閥門的開度。這種控制原理綜合利用了閉環控制的精確性與開環控制的快速性。調節參數基于航空發動機實際流量特性獲得，解決手動控制輔助閥門帶來的重復性差、響應不及時等問題[7-10]。

圖4 輔助調節閥在發動機過渡態試驗中的控制邏輯Fig.4 Control logic of auxiliary valve in aero-engine transient test

3.4.2 全自動迎風阻力試驗

高空模擬試驗中，必須向高空艙內引入次流以冷卻艙內傳感器和測試管線。次流的流動會通過發動機外壁、測試管線等作用到發動機推力測量系統中[11]，為校準發動機推力，需進行迎風阻力試驗。全自動迎風阻力試驗模塊的作用是實現高空艙全自動迎風阻力試驗流程，即閥門位置自動控制、穩態時間自動記錄、數據記錄自動進行，以大幅降低操作員的勞動強度，實現試車過程的自動化和重復性。全自動迎風阻力試驗流程如圖5 所示。圖中，橫坐標為時間，縱坐標為二股流閥門開度。

圖5 全自動迎風阻力試驗流程Fig.5 Full automatic test procedure of wind-milling drag

3.4.3 全自動狀態參數輸入

高空模擬試驗中，操作員通常需要事先計算模擬狀態點發動機的進氣壓力和環境壓力，然后分別控制不同子系統完成發動機飛行狀態的模擬。這種操作方法較繁瑣，需要逐步改變不同子系統的設定值；當臨時調整模擬狀態點時，還需計算模擬狀態點的發動機進、出口壓力。通過全自動狀態參數輸入功能，操作員可直接輸入目標狀態的高度、馬赫數/表速，系統自動計算對應的壓力值，并匹配控制系統的調節慣性逐步改變模擬狀態。這項功能的開發和利用極大地降低了操作員的勞動強度，對提高發動機試車的自動化程度具有重要意義。

4 結束語

本文設計的軟件模塊采用結構化文本進行設計，考慮了不同高空艙之間的共性，具有很強的通用性和移植性。目前，該模塊化設計方法已在國內中等流量渦噴/渦扇及小型渦軸/渦槳高空艙得到推廣應用。但本套軟件模塊僅應用于常規高空模擬試驗，對于無人試車等高度自動化、智能化領域明顯開發不足，后續需進一步積累試車數據，并深入開展相關研究。