高空臺環(huán)境模擬控制技術(shù)

■ 田金虎 但志宏 張松 王信 / 中國航發(fā)渦輪院

（田金虎，中國航發(fā)渦輪院，研究員，主要從事高空模擬試驗技術(shù)研究）

高空臺飛行環(huán)境模擬技術(shù)正從傳統(tǒng)控制模式向主動抗擾控制模式及智能控制模式發(fā)展，以適應新一代航空發(fā)動機的研制需求。

航空發(fā)動機的自主研制與探索發(fā)展離不開廣泛深入的試驗研究，尤其是能夠模擬其全工作包線范圍工作條件的高空模擬試驗。當前，我國穩(wěn)態(tài)飛行工作環(huán)境模擬技術(shù)已基本能夠滿足航空發(fā)動機空中工作性能與特性試驗研究和考核鑒定的需要，但隨著新一代飛機作戰(zhàn)/使用模式的發(fā)展演變和新型航空發(fā)動機研制的試驗需要，發(fā)動機的過渡態(tài)工作性能和飛行軌跡工作性能的評估與考核成為關(guān)注重點和焦點，相應地對航空發(fā)動機的瞬態(tài)（過渡態(tài)）特性以及多任務剖面工作特性的準確評估與試驗鑒定考核就成為必然。這給高空模擬試驗帶來了新的使命和發(fā)展機遇，同時也向飛行工作環(huán)境模擬控制技術(shù)提出了挑戰(zhàn)。

圖1 航空發(fā)動機飛行工作環(huán)境模擬控制原理示意

飛行工作環(huán)境模擬的基本概念及技術(shù)內(nèi)涵

高空臺飛行工作環(huán)境模擬系統(tǒng)是被測試發(fā)動機在寬廣飛行范圍內(nèi)飛行高度、飛行速度準確模擬的核心。該系統(tǒng)通過調(diào)節(jié)發(fā)動機進氣壓力、溫度以及試驗艙環(huán)境壓力，建立起發(fā)動機在不同飛行高度和馬赫數(shù)下的進排氣環(huán)境條件[1]，航空發(fā)動機飛行工作環(huán)境模擬原理示意如圖1所示。為了使試驗條件盡量逼近真實的飛行環(huán)境，在高空臺上需要通過多個控制子系統(tǒng)來實現(xiàn)對進排氣環(huán)境多參數(shù)的控制。當發(fā)動機需求進口總溫和總壓發(fā)生變化時，為其提供足夠的、流量可變的空氣是對進氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)最主要的要求。而在過渡態(tài)試驗中，排氣系統(tǒng)必須能夠適應發(fā)動機狀態(tài)的急劇變化，以保證環(huán)境壓力的控制品質(zhì)要求。這些控制系統(tǒng)聯(lián)合工作時相互耦合、互為干擾，例如進氣系統(tǒng)溫度、壓力的相互耦合特性，進氣系統(tǒng)、發(fā)動機及排氣系統(tǒng)的相互耦合關(guān)系等，被控對象具有耦合程度高、擾動因素眾多及強非線性特征，試驗時控制系統(tǒng)需要解決的主要技術(shù)問題是強抗擾及快速響應等控制問題。

飛行工作環(huán)境模擬任務可劃分為穩(wěn)態(tài)工作環(huán)境模擬、瞬態(tài)工作環(huán)境模擬和飛行軌跡連續(xù)模擬。穩(wěn)態(tài)工作環(huán)境模擬是指模擬航空發(fā)動機內(nèi)部氣流與部件處于熱平衡的高空穩(wěn)定飛行狀態(tài)，其特征是表征飛行狀態(tài)的參數(shù)（飛行高度、發(fā)動機進口總溫和總壓）不隨時間而變化，或在允許的小范圍內(nèi)波動。瞬態(tài)工作環(huán)境模擬是指在給定飛行高度及馬赫數(shù)條件下發(fā)動機高空推力瞬變、加力通斷、空中起動/再起動等過渡態(tài)工作過程中，所模擬的發(fā)動機工作環(huán)境要與真實瞬態(tài)工作過程中的工作環(huán)境盡量保持一致。在發(fā)動機快推/拉油門桿以及發(fā)動機加速/減速到目標功率狀態(tài)等一系列短時大負荷擾動沖擊下，控制系統(tǒng)應始終具有良好的動態(tài)品質(zhì)和穩(wěn)定性。飛行軌跡連續(xù)模擬是指發(fā)動機在執(zhí)行“起飛→爬升→巡航→下降→加速→爬升→巡航→下滑→著陸”等一系列復雜飛行任務過程中，控制系統(tǒng)需要實現(xiàn)在既定時間跨度下進行飛行高度和馬赫數(shù)的連續(xù)動態(tài)調(diào)節(jié)并達到預期的控制性能，這對控制系統(tǒng)能力提出了更高的要求。

飛行工作環(huán)境模擬控制能力的發(fā)展要求

為適應航空發(fā)動機自主正向研制和性能底數(shù)摸清的迫切要求，高空臺飛行工作環(huán)境模擬系統(tǒng)也應同時具備如下能力。

多目標、多任務、多執(zhí)行部件快速協(xié)同控制能力

復雜飛行工作環(huán)境連續(xù)模擬的實現(xiàn)過程是典型的多目標、多任務、多執(zhí)行部件快速協(xié)同控制，所關(guān)注的重點是高性能目標跟蹤、控制參數(shù)自主調(diào)節(jié)、自適應、抗內(nèi)/外部擾動、快速響應等系列復雜控制問題。當前，我國高空臺整體控制框架仍采用的是以“比例、積分和微分”（PID）為核心的誤差糾正控制策略，只能解決固定工況下穩(wěn)態(tài)試驗及定點過渡態(tài)試驗環(huán)境模擬問題。如果不建立新的控制架構(gòu)，不能獲得控制器與試驗設備間的多元信息交互和自主調(diào)參能力，想要在寬廣飛行包線范圍內(nèi)和復雜多變的飛行工作連續(xù)模擬試驗環(huán)境中獲得快速、魯棒、高精度的穩(wěn)/動態(tài)控制性能，以當前PID為內(nèi)核的被動調(diào)參控制技術(shù)或常規(guī)的傳統(tǒng)控制策略已經(jīng)明顯力不從心。

系統(tǒng)性解決復雜非線性內(nèi)/外部不確定擾動能力

飛行軌跡模擬過渡態(tài)試驗，要求控制系統(tǒng)在規(guī)定的時間內(nèi)完成既定的控制任務并達到預期的控制性能，但由于試驗過程存在大量的不確定擾動因素，如被測試發(fā)動機寬廣飛行包線內(nèi)復雜特性變化、管道容腔特性變化、排氣擴壓器氣動特性變化、調(diào)節(jié)閥節(jié)流及間隙特性變化等，均會在試驗過程中對控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和動態(tài)性能造成顯著影響，是制約控制品質(zhì)提升的瓶頸問題。如何在眾多擾動源對被控系統(tǒng)產(chǎn)生影響前觀測估計并且盡量消除掉，形成一種多源擾動實時動態(tài)觀測方法并整體解決內(nèi)/外部擾動問題，是獲得快速、魯棒、高精度的穩(wěn)/動態(tài)控制性能的關(guān)鍵。

試驗對象及任務多變下的控制通用性能力

高空臺同一套環(huán)境模擬控制系統(tǒng)需要滿足不同被測試發(fā)動機、不同試驗任務、不同工作包線范圍內(nèi)的環(huán)境模擬需求，因而對環(huán)境模擬控制系統(tǒng)的通用性和適應性提出了苛刻的要求，現(xiàn)有控制系統(tǒng)在發(fā)動機試驗任務/需求發(fā)生變化后將難以保證控制品質(zhì)的要求。軌跡模擬試驗過程不僅需要實現(xiàn)不同試驗對象一定時間跨度、復雜多變的控制目標，而且還需要實現(xiàn)現(xiàn)有穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)的環(huán)境模擬，同時還需依據(jù)試驗工況的變化自主改變控制策略和控制參數(shù)。此類復雜控制過程的特點是控制目標多樣、控制方式不一、控制靈活性大，不可能再沿用以往的操作經(jīng)驗對控制器參數(shù)進行人工調(diào)整和控制模式人工切換，需要設計具備無須人工干預的自適應、自主調(diào)參和自主決策的控制系統(tǒng)，智能控制已成為環(huán)境模擬技術(shù)發(fā)展的必然。

飛行工作環(huán)境模擬控制模式的發(fā)展演變

飛行工作環(huán)境模擬技術(shù)發(fā)展概況

美國空軍阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)擁有世界上規(guī)模最大和最先進的航空推進系統(tǒng)試驗設備（ASTF），其飛行工作環(huán)境模擬控制技術(shù)于本世紀初開始高速發(fā)展，2001—2002年針對J系列和C系列高空艙開發(fā)了數(shù)字仿真系統(tǒng)及閥門分級調(diào)節(jié)等先進控制算法，并開展了飛行軌跡連續(xù)模擬探索性研究[2-3]。2006—2012年，在美國國防預先研究計劃局（DARPA）模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗計劃（MoTr）支持下，以高超聲速推進裝置高速機動飛行、組合發(fā)動機變馬赫數(shù)模態(tài)轉(zhuǎn)換為背景，針對氣動推進試驗單元（APTU）試驗臺控制系統(tǒng)開展了設備改造和技術(shù)升級，設計基于過程控制的綜合控制系統(tǒng)（BPCS），實現(xiàn)了高超聲速飛行馬赫數(shù)的連續(xù)模擬[4-7]。美國空軍AEDC飛行工作環(huán)境模擬的技術(shù)發(fā)展路線大致如圖2所示。

德國斯圖加特大學構(gòu)建了環(huán)境模擬系統(tǒng)數(shù)字仿真及硬件在回路仿真系統(tǒng)，開展了進氣系統(tǒng)組合控制以及主動抗擾控制技術(shù)研究，顯著提高了控制系統(tǒng)過渡態(tài)調(diào)節(jié)性能[8-10]。

圖2 美國AEDC飛行環(huán)境模擬技術(shù)發(fā)展路線

我國飛行工作環(huán)境模擬系統(tǒng)在2007年以前一直采用模擬式控制方式，2008—2012年針對我國SB101、SB121高空臺進行了數(shù)字化升級改造并開展了高精度穩(wěn)態(tài)控制、復合控制等技術(shù)研究[11]，2013—2018年開展了半物理仿真及增益調(diào)度控制等技術(shù)研究[12-13]， 2019年開展了主動抗擾控制技術(shù)探索性研究[14]。我國穩(wěn)態(tài)工作環(huán)境模擬能力與美國和德國水平相當，但瞬態(tài)環(huán)境模擬能力還存在差距，飛行軌跡連續(xù)模擬尚處于起步階段。

圖3 人工被動調(diào)參控制模式

人工被動調(diào)參控制模式

當前，我國飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)整體框架仍采用的是以PID為核心的誤差糾正控制策略，人工被動調(diào)參控制模式如圖3所示。

該方法雖然原理簡單、使用方便，但隨著被控對象變化或者工況的改變，控制器參數(shù)需要進行重新整定，只能滿足單工況穩(wěn)態(tài)、慢速過渡態(tài)試驗模擬任務，過渡態(tài)試驗模擬能力不足。無法滿足高性能目標跟蹤、多回路解耦、控制參數(shù)自主優(yōu)化、自適應、抗內(nèi)部/外部擾動能力、快速響應能力等復雜環(huán)境模擬控制問題。

多元信息驅(qū)動智能化自抗擾控制模式

在眾多擾動源對被控系統(tǒng)產(chǎn)生影響前觀測估計并消除掉，是有效提升現(xiàn)有環(huán)境模擬控制系統(tǒng)控制品質(zhì)的關(guān)鍵。

首先高空臺環(huán)境模擬控制系統(tǒng)需要以自抗擾控制（ADRC）技術(shù)為基礎，形成能夠同時實現(xiàn)測量噪聲抑制、內(nèi)部/外部擾動觀測與抑制、系統(tǒng)控制分工/協(xié)作的主體控制框架，即給飛行環(huán)境模擬系統(tǒng)安裝上強勁的ADRC控制器“心臟”，使其控制能力較以往的PID控制架構(gòu)得到明顯改善。基于擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制架構(gòu)主要包括擴張狀態(tài)觀測器（ESO）、跟蹤微分器（TD）和狀態(tài)誤差反饋（SEF）控制器等3部分。其核心思想是通過ESO將不確定實際受擾對象動態(tài)改造為近似確定的積分串聯(lián)型系統(tǒng)，并通過控制器進行控制[15]。

其次，為了達到高性能控制品質(zhì)和自主調(diào)參的要求，控制器自身應該具備環(huán)境信息感知、自適應調(diào)整、自主學習及自主決策等智能特征[16]，控制器多元信息驅(qū)動智能化自抗擾控制模式如圖4所示。

多元信息驅(qū)動的智能控制器應具備擾動觀測與補償、環(huán)境信息自動感知、多元信息驅(qū)動、自適應、自學習和自主決策等主要功能，相比于傳統(tǒng)控制模式，大大增強了現(xiàn)有高空臺飛行環(huán)境模擬的控制調(diào)節(jié)品質(zhì)，該階段可定義為飛行環(huán)境模擬控制器局部智能化設計階段。

圖4 多元信息驅(qū)動智能化自抗擾控制模式

圖5 全系統(tǒng)智能化決策架構(gòu)

全系統(tǒng)智能化決策控制模式

未來的飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)將在實現(xiàn)控制器局部智能化的基礎上，構(gòu)建全系統(tǒng)智能化決策架構(gòu)，如圖5所示。全系統(tǒng)智能化決策控制系統(tǒng)能夠依據(jù)實際系統(tǒng)所模擬的運行軌跡及特定的需求，從全局智能化的角度出發(fā)，通過權(quán)衡整個飛行工作環(huán)境模擬控制系統(tǒng)的執(zhí)行效率與控制品質(zhì)之間的關(guān)系，從而進一步自主決策、調(diào)度所需優(yōu)化的不同控制環(huán)節(jié)，合理地利用有效的資源，使得飛行工作環(huán)境模擬控制系統(tǒng)整體具備自組織、自適應的智能化能力。

飛行工作環(huán)境模擬控制技術(shù)發(fā)展目標

結(jié)合當前高空臺飛行環(huán)境模擬控制技術(shù)的應用需求和發(fā)展現(xiàn)狀，后續(xù)將以自抗擾控制、智能化自抗擾控制、全系統(tǒng)智能控制為目標，針對航空發(fā)動機高空飛行環(huán)境模擬關(guān)鍵技術(shù)，制訂分步實施、逐個突破的技術(shù)研究計劃。

第一步，建立強抗擾、強適應航空發(fā)動機過渡態(tài)試驗環(huán)境模擬控制架構(gòu)，將PID控制模式改造為主動抗擾控制模式。構(gòu)建集噪聲抑制、擾動觀測與補償、發(fā)動機過渡態(tài)瞬態(tài)信息與環(huán)境模擬系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)快速響應于一體的多自由度主動抗擾控制體系，使控制器能力相比于目前的PID控制方法更加強壯。

第二步，給主動抗擾控制架構(gòu)插上智能的“翅膀”，使控制器具備環(huán)境信息感知、自適應調(diào)整能力。控制系統(tǒng)通過智能認知算法提取更全面、有用信息，系統(tǒng)具備信息感知、多源擾動實時動態(tài)觀測、自適應、自主調(diào)參等能力，最終形成飛行工作環(huán)境連續(xù)模擬智能控制關(guān)鍵技術(shù)，實現(xiàn)控制器局部智能化。

第三步，未來飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)將在實現(xiàn)控制器局部智能化的基礎上，構(gòu)建全系統(tǒng)智能化決策架構(gòu)。全系統(tǒng)智能化決策控制系統(tǒng)能夠依據(jù)實際系統(tǒng)所模擬的運行軌跡及特定的需求，從全局智能化的角度出發(fā)，通過權(quán)衡整個飛行工作環(huán)境模擬控制系統(tǒng)的執(zhí)行效率與控制品質(zhì)之間的關(guān)系，從而進一步自主決策、調(diào)度所需優(yōu)化的核心控制環(huán)節(jié)，合理利用有效的資源，使得飛行工作環(huán)境模擬控制系統(tǒng)整體具備自學習、自組織、自適應的智能化能力。

結(jié)束語

高空臺需要從當前的穩(wěn)態(tài)、慢速過渡態(tài)等簡單環(huán)境模擬試驗能力，逐步過渡至能夠開展快速過渡態(tài)、多目標協(xié)同控制需求下的軌跡模擬等復雜環(huán)境模擬試驗任務能力。可以預見，隨著數(shù)字化、智能化水平的不斷發(fā)展，高空臺飛行環(huán)境模擬技術(shù)必將由現(xiàn)有的傳統(tǒng)控制向信息驅(qū)動主動抗擾控制、智能化控制等快速發(fā)展，從而滿足航空發(fā)動機復雜飛行環(huán)境模擬試驗任務對于控制系統(tǒng)強抗擾、強適應、自主調(diào)參、自主決策的要求，為我國航空發(fā)動機自主研制和性能底數(shù)摸清保駕護航。