飛發一體化控制先進技術發展分析

■ 季春生 / 中國航發動控所

隨著航空技術的發展和現代戰爭軍事需求的提高，新一代作戰飛機對長航時、機動性、安全性和維修性等提出了更高要求，其中基于飛機、發動機耦合的一體化控制是實現上述指標的關鍵技術。

飛發一體化控制（Integrated Flight-Propulsion Control，IFPC）技術是充分考慮和利用對機體和發動機的控制作用及其相互影響，將飛發控制功能進行一體化自頂向下的綜合設計，使飛機能最大限度地發揮其性能潛力，以滿足新任務能力的需求。

傳統的飛機和發動機設計是通過協調確定物理界面以及機械、電氣和通信接口后獨立進行的，不考慮相互間的耦合作用[1]，在設計指標上都留有一定的裕度，使得飛機和發動機均難以發揮最大的性能潛力，也無法實現飛機和發動機的最優匹配。實際上，飛機和發動機之間存在著強烈的耦合作用。其中，飛機對發動機的影響主要體現在飛機前體上，而發動機對飛機的影響主要體現在飛機后體上，這些影響給飛機和發動機的控制均帶來一定的問題[2]。

對飛機和發動機進行獨立設計的方法已不能滿足現代飛機的需求，這在客觀上向飛機和發動機提出了綜合設計與一體化控制的要求。另外，電力電子技術和計算機技術的高速發展以及高速通信總線的應用，使得對飛機和發動機進行一體化控制以實現系統最優成為可能。采用飛發一體化控制可以提高系統的整體性能，減輕飛行員的操縱負擔，大大增強飛機的作戰能力。

IFPC技術發展狀況

圖1 飛發一體化系統的基本組成

美國開展飛發一體化控制研究的時間較早，取得的成績非常顯著，代表了飛發一體化控制技術的發展水平。從公開發表的文獻來看，其相關研究基本上可以分為兩個方向：一是研究飛機和發動機綜合控制系統的設計；二是從飛機和發動機整體性能最優的角度出發，研究推進系統的實時優化算法。這兩個方向都充分考慮了飛機和發動機之間的耦合，在各自的研究領域探索可行的解決方案[3]。

1983年，美國國家航空航天局（NASA）組織實施了高度綜合數字電子控制（HIDEC）研究計劃，在F-15上開展了發動機自適應數字式控制系統（ADECS）和性能尋優控制（PSC）等飛發一體化控制技術研究[4]。飛行試驗結果表明，飛發一體化控制為飛機帶來顯著收益：不同飛行狀態下發動機推力增加8%～10%；耗油率降低11%～16%；平飛加速時間縮短2%～24%；爬升率增加14%～76%。此外，在20世紀80年代后期還開展了YF-22的綜合飛行推進控制（IFPC）的驗證工作。發動機推力矢量技術的應用研究將飛發一體化控制技術推向一個新的高度，F-22和F-35上均采用了矢量推力的飛發一體化控制技術。目前，帶有矢量推力的飛發一體化控制系統已成為四代機的標準裝備，是保證飛機具有高敏捷性、過失速機動能力和短距起降能力的主要技術支柱。

俄羅斯的發動機本體技術成熟，但計算機和總線技術遜于西方國家。俄羅斯一開始實施的飛發一體化控制主要是推力矢量與飛行控制的綜合，目的是將可調噴管作為飛機的一個可調舵面，大幅提升飛機的過失速機動性能以及短距起降能力，但在挖掘發動機性能潛力上的作用并不明顯。

圖2 F-35的IFPC系統架構

20世紀90年代以來，我國的高校和科研院所對航空發動機性能尋優控制進行了大量的研究。2018年中國航展上，國產殲10矢量技術試驗機進行了精彩的飛行表演，表明國內已初步掌握飛發一體及推力矢量控制技術。

IFPC組成及功能

飛發一體化控制系統主要包括氣動操縱面（舵面）、油門桿、進氣道、推力矢量噴管和發動機本體5個控制回路（如圖1所示[5]），其中由飛行控制系統負責對前3個回路進行控制，發動機全權限數字式電子控制（FADEC）系統接收飛機飛行狀態參數、飛行控制系統對油門桿和矢量噴管的控制指令、發動機的溫度、壓力等信息，通過控制律計算實現對燃油流量、導葉角度、噴管面積和推力矢量角度的控制，保證發動機在給定的飛行狀態下具有最佳性能，并按預先設定的程序提供發動機極限工作參數保護。

F-35作為一款先進的多用途隱身戰斗機，突破了傳統飛行控制系統和發動機之間的交互關系，具有常規起降（CTOL）和短距/垂直起降（STOVL）功能，這就需要通過飛發一體化控制來平衡飛機氣動力和發動機推力，以提供最佳的飛行品質。飛機給升力系統的執行機構（聯軸器、升力風扇進口導葉作動器、升力風扇噴管和滾轉噴管）提供的油源采用冗余設計，用以確保系統的安全性。同樣，給飛機來油增壓的燃油泵也采用冗余設計，為發動機的執行機構（風扇導葉、壓氣機導葉作動器、主燃燒室和加力燃燒室燃油計量油針、噴管和三軸偏轉噴管）提供可靠油源。飛行控制安全設計準則適用于飛行相關的所有方面，包括失效管理和故障容錯在發動機上的應用。

系統架構

F-35的IFPC系統是一個網絡化的系統，架構如圖2所示[6-14]，主要包括飛行管理計算機（VMC）、IEEE-1394b（簡稱1394b）通信網絡和遠程輸入/輸出（RIO）單元。

VMC是IFPC的核心，為三余度配置，實現飛行控制和其他子系統控制功能。雙-雙余度配置的主發動機全權限數字電子控制器（MEF）和升力系統全權限數字式電子控制器（LSF）通過1394b總線進行通訊，并針對CTOL和STOVL飛行模式執行相應的發動機和升力系統控制功能。

F-35的研制采用以美國為主導的多國合作模式，IFPC系統選擇了集中控制和分布控制的混合方案，這使得控制系統設計工作可以在較高層級子系統（飛行控制）和較低層級子系統（發動機控制、作動器控制、升力系統艙門控制、燃油控制）之間進行劃分。采用嚴格的接口控制和功能需求分解方法，可以確保系統集成和系統升級的兼容性。

飛行管理計算機

F-35的飛行管理計算機結構組成如圖3所示，由電源模塊、I/O接口板、處理器模塊和機箱等組成。

電源模塊將外部28V直流電源轉化為+5V電源給VMC內部各電路供電。I/O總線接口包含多路1394b總線接口，1394b總線接口分為兩種：一種負責VMC之間的交叉通道數據鏈路（CCDL）通信，另一種負責VMC同外部RIO設備之間的通信。處理器模塊包含兩個PowerPC處理器，工作頻率大于400MHz，處理能力大于900 MIPS。處理器模塊主要完成飛行控制和公用設備（如燃油、電源、液壓系統控制）管理功能的解算和系統管理功能（包括同步、余度管理、機內自檢測（BIT）等）[6]。

發動機全權限數字電子控制器

F-35戰斗機配裝1臺普惠公司生產的F135發動機，其全權限數字式電子控制器結構組成如圖4所示，由電源模塊、信號處理模塊、處理器模塊、驅動模塊、壓力處理單元和機箱等組成[8-9]。

圖3 F-35的飛行管理計算機結構組成

圖4 F135發動機全權限數字電子控制器結構組成

飛機和發動機自帶交流發電機分別向每個電子控制器提供1路電源，電源模塊將外部28V直流電源轉化為+15V和+5V給電子控制器內部各電路供電。通信模塊包含多路1394b總線接口，1394b總線接口功能分為兩種：一種負責發動機電子控制器同內部發動機健康管理系統（PHAM）和升力系統電子控制器之間的通信，另一種負責電子控制器同外部RIO設備之間的通信。電子控制器內部通信模塊、信號處理模塊、驅動模塊和兩個CPU之間采用傳統的并行總線進行通信，信號處理CPU與壓力處理單元之間通過串行總線進行通信，兩個控制器控制計算CPU之間通過串行總線進行CCDL通信。處理器模塊包含兩個PowerPC處理器，工作頻率大于400MHz，處理能力大于900 MIPS。處理器模塊主要完成發動機和矢量噴管控制以及系統管理功能（包括同步、余度管理、BIT、故障隔離和申報等），其中信號處理中央處理器（CPU）主要負責發動機和執行機構傳感器信號的診斷和處理以及機載模型的運算，控制計算CPU主要負責控制律計算。

系統總線和拓撲結構

IFPC總線采用符合AS5643規范的軍用版本1394總線，通信速率達到400Mb/s，系統中所有設備間的通信都通過該總線完成。同時，該總線還提供軟件加載功能。

IFPC按高安全性等級要求，組建了基于1394b總線的三余度拓撲結構，每個余度包含2條環形拓撲和1條樹形拓撲。在環形拓撲內，1394b協議提供的環檢測和環斷開功能能夠自動檢測總線拓撲是否存在環路。若檢測到環斷開，則自動禁止斷開處兩個端口間的連接，斷開環路形成樹狀拓撲。如果環中任意一個節點失效，那么總線將故障節點自動重構為新樹結構的末端，使其不影響其他節點間的通信，為IFPC提供第一級的容錯能力。每臺VMC均作為1394b的總線控制器（Control Computer，CC），按周期發送幀起始（STOF）消息，通知總線上新的一幀開始，通過STOF消息完成總線同步[10]。

3臺VMC之間通過CCDL進行消息表決，為IFPC提供了多級冗余容錯，使其具有更高的安全性。

IFPC控制律及控制方法

飛發一體化控制是飛行控制和發動機控制兩個專業綜合設計的產物。傳統的設計方法中，兩個子系統的控制律各自獨立設計，然后以一種特定的方式集成，以解決兩者之間的相互影響，這種方法只能得到次優的系統性能。如果系統的整體性能達不到設計要求，將導致重新設計控制律。因此，采用綜合控制設計方法來開展飛發一體化控制系統的控制律設計和驗證，可從源頭上保證控制性能。

IFPC的控制律架構

F-35的IFPC控制律架構如圖5所示[11]。

圖5 F-35的IFPC控制律架構

IFPC系統是一個復雜的多變量閉環系統，包括6自由度飛行控制、5自由度推力控制、燃油系統控制和升力系統控制，其中最底層的控制回路是基于位置反饋的作動器閉環控制，通過它可以獲得精確的位置響應。除了正常的飛行控制功能外，飛行控制邏輯還對較低層級的子系統控制器執行監視功能。每個子系統控制器向VMS申報故障狀態信息，以便出現故障時對故障實現自動隔離，并通過余度管理對控制功能進行重新分配。

通過功能劃分把整個控制律架構分解成若干獨立設計的部分，以便簡化控制邏輯。通過位置、力或在駕駛艙內的開關讀取飛行控制指令，并在控制律運算時進行一系列轉換。在飛行控制律中，這些飛行控制指令將解算成與飛機平移和滾動加速度相對應的被控參數。此外，將推力控制視作虛擬作動器來響應飛行控制指令，期望響應模塊將虛擬作動器的輸入指令解算成發動機實際控制所對應的被控參數，由多變量控制器將被控參數和發動機的限制參數解算成發動機和升力系統作動器的控制變量。發動機作動器回路在發動機電子控制器中完成閉環控制，升力風扇導葉、滾轉噴管和升力風扇離合器作動回路在升力系統電子控制器中完成閉環控制。表1反映了飛機姿態控制和所選執行機構之間的關聯關系。

基于非線性動態逆的飛行控制方法

非線性動態逆（NDI）從早期在X-35上的實現并應用到F-35系統，支持3種類別的飛機使用同樣的飛行控制律架構。在STOVL設計中，最為復雜的是需要直接控制6個自由度，為了減少飛行員工作負荷和增加系統安全，須進一步加強控制律設計?？刂坡稍O計的首要目標是使STOVL像常規飛機一樣起飛和降落，設計方法在很大程度上依賴于STOVL飛機模型的完整性和精度。如果控制律使用了低精度的性能模型，則可以通過精確的分配算法，將控制效能發揮至最大。

NDI的前端是指令響應和控制器模塊，操縱體驗、指令限制和動態響應是根據飛行任務情況和操縱品質等相關的參數確定的。在指令響應模塊中，將各個飛行指令解算成期望的響應（如駕駛桿—俯仰率），以便在規定飛行階段提供最佳的操縱性能。在控制器模塊中，將輸入的期望響應解算成具有單個自由度的控制變量（如俯仰率→俯仰加速度），從設計方程可以得到飛行性能參數的詳細描述。

表1 飛機姿態控制和執行機構之間的關聯

NDI的后端主要進行控制穩定性和控制分配設計。機載模型是高精度的簡化性能模型，包含了空氣動力學、推進系統和飛機質量特性，它主要有兩個功能：估算內部回路控制變量的變化率；計算作動器組合方案的控制效能矩陣。通過重新分配偽逆解，求出飛機作動器和推進系統虛擬作動器的輸入指令。對于氣動控制，作動器指令由獨立的舵機響應完成；而對于推力控制，虛擬作動器（如總推力、俯仰力矩）及其適配的具體作動器控制由發動機數字電子控制器完成。由于控制分配是超定的（作動器數量多于自由度數量），因此將會優選一些作動器用于飛機的總體性能優化和其他約束(如前起落架負載)處理。當作動器控制遇到位置或速率限制時，將會重新定義解決方案，把期望的指令分配到其他可用的作動器。同樣，當作動器控制失效時，作動器選擇器會將該作動器從解決方案中刪除，重新分配其他可用的作動器。

基于非線性約束動態逆的發動機控制方法

非線性約束動態逆（CDI）是一種新開發的具有動態逆和模型預測控制的多變量控制結構，能夠對復雜的、耦合的、非線性的推進系統動力學問題進行解耦，使它們看起來類似一組獨立的虛擬作動器。與常規的發動機控制相比，該系統在4個噴管上控制5個自由度的推力。這些響應必須是線性的，具有較高的帶寬，且在自由度之間的耦合相對較少。虛擬作動器指令響應所需的帶寬必須大于發動機控制回路的帶寬，與發動機作動器帶寬接近。此外，同大多數發動機控制類似，控制律在接近或到達限制值的條件下運行，并且不與虛擬作動器響應耦合。CDI本質上是基于模型的控制方法，包括1個計算發動機響應飛行控制律期望的模型、1個用于計算不可測量參數（例如推力）的發動機非線性模型、1個用于動態逆的發動機和作動器局部線性化模型。

狀態估計器模塊將反饋測量參數和模型預測參數進行比較，通過改變模型狀態和輸出偏差來補償模型誤差。對于發動機控制律，所有目標值和限制值都是多變量控制器計算更新時非線性動態逆的選擇對象。對于任意給定的更新，多變量控制器將確定有效的目標值和極限值，并完成對這些參數值的動態逆過程。除了包含限制功能外，發動機控制律結構上半部分還提供了動態前饋功能，允許由期望響應模塊設置的虛擬作動器響應帶寬大于由狀態估計器模塊設置的反饋回路帶寬。

控制律設計流程

圖6 飛發一體化控制律設計流程

NASA的格倫研究中心開發出一種自頂向下的系統方法，用于復雜系統的控制律設計，相應的設計流程如圖6所示。在這套綜合控制設計方法中，首先考慮所有子系統的相互作用進行統一建模和控制律設計，然后按子系統功能對控制律進行分解。為了降低控制律設計的復雜性，前面3個階段均采用線性模型并針對主要飛行狀態點進行設計。綜合設計為系統達到性能最優提供了基線，并為子系統功能分配提供參考[15]。

上述綜合控制設計方法在STOVL驗證機的IFPC項目中獲得實踐驗證，后續又成功推廣應用于F-35項目的開發。洛馬公司和普惠公司的聯合設計團隊負責設計和開發F-35飛發一體化控制系統，通過采用上述基于模型的綜合控制設計和分析方法，將性能需求分解成傳統的設計目標，成功開發出高度綜合的先進控制系統和控制律，為CTOL和STOVL操縱提供了一流的飛行品質。

飛發一體化控制技術的發展思路

從一些先進戰斗機的發展歷程可以看出，飛發一體化控制技術隨著電子技術和軟件技術水平的發展不斷完善，可從以下幾個方面來考慮未來飛發一體化控制技術的發展。

多電分布式系統架構

通過分析F-35飛發一體化控制系統架構和控制律架構可以得出：隨著電力電子技術、計算機技術的發展，新一代戰斗機的IFPC系統已經采用網絡化、多電、分布式開放系統架構；在整個系統中實現了功能的余度配置和故障容錯，系統安全性得到了根本保證；飛控系統大量使用電靜液作動器，取消了集中式的液壓能源，減少了大量液壓管路。采用多電分布式系統架構的結果可降低系統的復雜性，從而提高維修性和可靠性，另外，體積、質量、功耗、布線復雜度以及全生命周期開發和維護費用也將得到大幅度降低。

光纖通信總線

在當今電磁環境日益惡劣、電子對抗愈發激烈的情況下，提高飛機電子產品的抗電磁干擾能力勢在必行。而解決這一問題的最根本辦法就是發展光傳系統，即應用光纖技術實現機載總線的信號傳輸。

采用光纖作為軍用1394總線信號的傳輸介質，將電信號轉換為光信號進行數據的傳輸，能夠將總線數據傳輸速率提高到3200Mb/s以上，同時能夠有效防御電磁效應、電磁干擾，可極大地提高系統的抗電磁干擾能力，而且光纖自身的質量和體積遠遠小于電纜，可大大減小電纜的質量和體積。

嵌入式操作系統

新一代戰斗機由于飛行控制、發動機控制功能復雜，安全性等級高，要求飛控計算機和發動機電子控制器必須帶有嵌入式實時操作系統，實現分區管理、進程管理、時間管理、分區間通信、健康監控和軟件在線加載等功能，符合ARINC653標準和DO-178C規范要求，應該加速國產嵌入式操作系統的研發與應用。

高溫電子元器件

隨著新一代作戰飛機飛行速度和隱身性能的提高以及復合材料蒙皮、高效率發動機和大功率用電設備的使用，可用于冷卻的熱沉將越來越小。目前已經設計出一些特殊用途的硅電路，可以在300℃下長期工作。因此，需要加速基于絕緣襯底上的硅（SOI）、碳化硅（SIC）等工藝的高溫電子元器件的研發與應用，提高發動機控制系統的耐高溫能力。

商用貨架產品技術

為了降低成本，提高經濟可承受性，使產品具備良好的升級擴展能力，F-35戰斗機大量使用商用貨架產品（COTS），值得學習和借鑒，通過大量使用COTS，加速國產元器件成熟，形成“小型化、模塊化、輕質量、高可靠、高性能”的微電子工業格局。

結束語

現代戰爭對新一代作戰飛機在長航時、機動性、隱身性、能量管理和維修性等方面提出了更高要求，從戰斗機的發展歷程可以看出，飛發一體化控制是戰斗機先進性的重要技術特征，建議適時開展下一代飛發一體化控制技術的研究和應用，重點突破多電分布式系統架構、光纖通信總線、嵌入式分時分區操作系統、高溫電子元器件等關鍵技術。