摘 要：基于國內某高空臺進排氣系統的結構與試驗特性開展了相關設備動態特性建模、仿真系統設計以及應用研究。具體的，針對管道、調節閥、節流部件、液壓控制系統和模擬發動機流量的拉瓦爾噴管等關鍵試驗設備進行了數學建模，得到了相應的模型庫;根據高空臺進排氣結構設計了全數字仿真系統和半物理仿真系統，并通過與實際試驗數據的對比證明了仿真系統的有效性。根據仿真驗證結果以及仿真系統應用分析可以得出：所建立的數學模型、全數字仿真系統以及半物理仿真系統為重點發動機型號的試驗方法攻關提供了重要支撐作用，在仿真試驗、控制器算法驗證、各設備元器件設計等方面具有可觀的工程價值以及應用前景。

　　關 鍵 詞：航空燃氣渦輪發動機;高空臺;特性建模;仿真系統;飛行環境模擬

　　2002 年，為滿足未來先進戰機動力系統在高空臺(ATF)開展諸如“高機動飛行模擬”的需要，美國阿諾德工程發展綜合體(AEDC)開展了高空艙試驗設備改造方案的仿真評估，提出了“發動機全任務剖面飛行軌跡模擬”的構想[1]，即在地面試驗設備上通過快速調節發動機進氣溫度、壓力和排氣環境壓力來模擬發動機空中高機動飛行的馬赫數和高度，使發動機在高空臺試驗設備上實現類似于空中的“飛行”。高空臺進排氣控制系統是實現發動機地面“飛行”的關鍵，在復雜的任務剖面模擬中控制系統的微小失誤都有可能使被試發動機和試驗設備損毀，對高空臺進排氣控制系統提出了嚴苛的要求。發動機飛行軌跡連續模擬涉及到的進氣溫度、壓力和排氣壓力的組合調節是一個典型的多變量強耦合控制問題，一直是困擾國內外高空臺的技術難題。開展相關技術的突破，需要高精度設備模型和仿真系統支撐。世界上擁有高空臺試驗設備的僅有美國、俄羅斯、中國、德國、加拿大等少數幾個國家，美國和德國對高空臺試驗設備特性建模仿真研究起步較早。

　　自上世紀九十年代末開始，美國和德國就分別針對各自的高空臺試驗設備開展了特性建模分析，研究了高空艙進氣系統傳熱特性，分析了進氣系統不同因素對進氣加降溫速率的影響[2-4];利用試驗數據辨識了不同口徑調節閥的特性模型，分析了不同口徑調節閥的控制能力[5]。早期的試驗設備特性建模主要以集總參數法為主，建立的模型精度不高。2004 年，AEDC 研究人員分析了集總參數建模方法的缺陷，認為零維模型已無法滿足未來仿真的需要，因此，提出了基于人工神經網絡法和基于模糊數據表法建模的必要性[6]。隨著建模仿真技術的發展，AEDC 不斷對試驗設備模型庫進行優化，并基于高精度試驗設備特性模型，針對 C1/C2 高空艙、J1/J2 高空艙、APTU 試驗臺、16T/16S 推進風洞等大型試驗設備構建了數字仿真軟件和實時仿真系統[7-10]，形成了全系列系統支撐實驗室(簡稱 RSSL)。

　　該實驗室于 2006 年進行擴建并于 2014 年建設完成，使其可為航空推進系統、飛行器、太空、導彈等所有試驗設備的運行、升級改造、控制系統調試、軟件開發等提供支撐。在試驗設備特性模型和仿真系統支撐下，美國和德國高空臺開展了大量控制方法研究，包括高空艙進氣溫度和壓力過渡態控制方法[2]，進排氣環境模擬控制偏差對發動機控制規律和性能的影響[11]，AEDC 多試驗艙并行試驗策略研究[12]，調節閥開關時間對高空艙排氣壓力的影響[13]，不同口徑調節閥對燃油流量控制能力的影響以及燃料流量和壓力同步控制算法[10]，發動機進氣壓力前饋控制技術研究[14]。

　　基于當前高空臺飛行環境模擬技術水平，AEDC 科研人員預計到 2025 年，AEDC 地面試驗設備將具備高度自動化水平，典型的試驗參數將會按照與當前完全不同的方式變化，飛行馬赫數將會很容易地隨著攻角的變化而變化;整個試驗過程中所有計算機控制參數將在試驗前被確定，并完全自動執行和實現;試驗設備將利用神經網絡方法對控制參數進行自學習，并利用計算機代碼選擇最優方法實現設備的控制和變換[15]。我國高空臺建設較晚，對于試驗設備特性研究起步較晚，通過分析美國和德國高空臺發展歷程，總結出我國高空臺技術發展的路徑：試驗設備動態特性分析、設備特性建模、數字仿真軟件開發、半物理仿真系統設計、先進控制算法攻關和工程應用。

　　其中，試驗設備特性建模和仿真系統設計是整個過程的基礎，也是耗時最長、難度最大的過程。自 2015 年以來，我國高空臺在試驗設備特性建模和仿真系統設計上開展了大量工作，基本上建立了調節閥、管道容腔、液壓伺服系統等關鍵試驗設備動態特性模型[16-18]，初步構建了進排氣數字仿真軟件，開發了半物理仿真系統，目前正在進行實時仿真系統設計，為飛行軌跡連續模擬奠定了堅實的基礎。

　　本文將系統介紹高空臺復雜管路容腔、調節閥及液壓控制系統等關鍵設備的特性建模、數字仿真程序設計和半物理仿真系統的開發和應用。

　　1 高空臺進排氣管路系統

　　高空臺空氣管路系統作為空氣輸運的流路，是高空臺最重要的設備系統之一。高空臺空氣管路根據氣流流向，依次可分成供氣系統、高空艙進排氣系統和抽氣系統。其中，供氣系統主要由供氣機組、冷卻系統、干燥器、加溫爐、膨脹渦輪、調節閥及管路等組成，主要用于空氣壓縮以及加降溫處理，并將特定溫度和壓力條件的氣流輸送給高空艙進氣系統;抽氣系統由抽氣機組、調節閥、液壓伺服系統及管路等組成，主要用于抽除發動機排氣氣流，將發動機排出的燃氣加壓后排入大氣，為發動機提供高空負壓環境;高空艙進排氣系統由空氣管路、高空艙、排氣擴壓器、冷卻器、混合器、調節閥、液壓伺服控制系統等組成，通過中壓、高壓、負溫、低壓四路進氣總管和一路抽氣總管與供、抽氣系統連接，主要用于發動機進氣溫度、壓力和排氣環境壓力的調節，模擬發動機高空工作環境下的飛行條件。高空臺進排氣環境模擬系統是高空臺最重要組成部分之一，利用先進的控制算法通過 PLC 數字控制器調節進排氣管路上的各類調節閥，實現空氣流量的摻混和調節。在高空模擬試驗中，通常選擇四路中的兩路進行組合調節。

　　為了簡化仿真系統的設計和應用復雜度，本文只針對兩路進氣結構進行建模和仿真系統設計。簡化后的進排氣系統由 Pb1 系統、Pb2 系統、Pc 系統和 Pd 系統組成，其中，Pb1 和 Pb2 系統分別為 Pb1 和 Pb2 兩個容腔的壓力控制系統，主要為發動機進氣壓力調節閥(Vc1 和 Vc2 閥)提供穩定的閥前壓力，使得發動機進氣壓力不受閥前壓力變化的影響，同時維持供氣機組出口壓力穩定;Pc 系統為發動機進氣壓力控制系統，Pd 系統為發動機排氣環境壓力控制系統。

　　在高溫和低溫雙路進氣的情況下，Pb1 容腔由氣源機組供給恒定流量的冷流空氣，容腔壓力由Vc3 閥自動調節;Pb2 容腔由氣源機組供給恒定流量的熱流空氣，容腔壓力由 Vc4 閥自動調節;Vc1和 Vc2 閥分別用于調節進入混合器容腔的熱流和冷流空氣流量，兩個閥門通過設定的控制規律自動調節進入混合器容腔的熱流和冷流空氣，從而實現前室容腔 Pc 壓力和溫度的自動控制;此外，前室容腔 Pc 壓力還可以通過旁路 Vc6 閥輔助調節，實現容腔壓力的快速變化;發動機由前室容腔Pc 吸入特定溫度和壓力的空氣，并將燃燒后的燃氣噴射到高空艙 Pd，通過設定的控制規律自動調節 Vc5 閥，實現高空艙壓力的控制;通過手動調節 V7 閥，控制進入高空艙的常溫空氣，實現高空艙溫度的調節和高空艙壓力的輔助調節。

　　2 試驗設備動態特性建模

　　2.1 管路動態特性建模高空臺金屬管道是空氣輸運的通道，氣流從供氣機組出口到發動機進口要經過數十米甚至上百米的管道，氣流流經管道過程中存在復雜的傳熱和摩擦現象，通過對氣流與金屬管道進行動態特性建模，可揭示氣流與金屬管道之間的能量交互物理過程。假設條件：管道內壁摩擦很小可忽略不計，則氣流流經管道過程中摩擦和局部損失可以忽略;管道外側安裝有保溫絕熱材料，管道與外界大氣環境隔絕，與外界不存在能量交換。

　　2.1.1 管道容腔特性建模高空臺管道結構非常復雜，包含直管、彎管、三通甚至多通等多種結構類型，每一段管道部件都有一個容腔，容腔內空氣的狀態變化可由氣體的壓力和溫度參數表征。為簡化管道容腔建模過程，可將“多進口/多出口”的管道容腔結構等效成“兩進口/一出口”的結構。在針對“兩進口/一出口”的管道容腔結構進行建模時，假設兩路管道出口處安裝有混合器，不同狀態的氣流在混合器截面瞬間完成摻混，摻混后的氣流進入管道容腔內。

　　2.1.2 儲能元件傳熱特性

　　建模管道內的導流柵隔、內前室、防塵網格等金屬結構與氣流直接接觸，并從氣流中吸收或向氣流中釋放能量，在建模過程中可將這些金屬結構部件等效為儲能元件。

　　2.2 調節閥動態特性

　　建模用于高空艙進排氣環境調節的調節閥主要有輪盤閥、柱塞閥和蝶閥三類，因結構類型不同，導致這三類調節閥的流量特性各不相同。

　　2.2.1 流量系數擬合計算

　　在高空模擬試驗中，積累的各類調節閥試驗數據可用于擬合流量系數表，但試驗數據與試驗工況相關，現有的試驗工況不能涵蓋調節閥所有工作狀態，難以用現有的試驗數據擬合出調節閥的全部工況下的流量系數。對此，引入調節閥結構建模與流場仿真的方法，通過流場仿真數據的補充來獲得完備的調節閥試驗數據。具體來講，首先根據調節閥的結構利用建模軟件構建三維結構模型;隨后基于該模型利用流場仿真軟件通過在不同開度下設置不同進口壓力、進口溫度、出口壓力等邊界條件，計算出調節閥在不同工況下的流量系數;最后將該仿真數據與試驗數據相結合，來辨識調節閥的流量系數。通過數據分析發現，調節閥流量特性在開度與壓比這兩個維度下往往呈現出較強的非線性。

　　由于在流量系數模型的獲取上采用的是試驗數據擬合的方法，因此這一特性使得調節閥流量系數模型的精度對試驗數據的數量以及試驗數據的置信度有很高的依賴性。數據數量不足則容易忽略流量系數模型應有的細節;數據置信度不足則從根本上降低了模型的精度。由前文所述可知，用于流量特性擬合的原始數據有兩類，一類是利用調節閥結構建模和流場仿真計算得到的流量系數，一類是利用試驗數據計算得到的流量系數。通過對比發現該兩類流量系數存在各自的局限性以及優勢：

　　1)通過數值仿真得到的數據完備性高，可以根據需求獲取指定工況下的流量系數，但其置信度有限(與實際試驗對比其平均誤差在 10%上下);2)通過實際試驗數據獲得的流量系數具有很高的置信度，但是數據無法有效遍歷所有工況，因此在擬合計算時對于非常用工況下的流量系數難以做到清晰可靠。具體來講，該流程可敘述為：1)以仿真試驗數據得到的流量系數表作為初始待修正特性表用于優化擬合;2)對于實際試驗數據，將其分為用于檢驗訓練效果的驗證樣本以及用于神經網路學習的訓練樣本;3)在神經網絡學習框架的設定中，根據需求使實際試驗數據的權重高于仿真試驗數據的權重(即當仿真數據與實際數據存在分歧時以實際數據為主);4)使用驗證樣本數據對步驟 3)得到的特性表進行驗證，以工程上的需求為技術指標判定是否需要進行再次優化擬合，如需要則修改權重和數據源并重復步驟 3)，直到滿足技術指標為止。由于實際試驗的數據可以在后續工作中不斷的獲取，因此可以持續用于學習和訓練，不斷提高調節閥特性精度。

　　2.3液壓控制系統

　　建模液壓控制系統主要為調節閥提供液壓驅動力，用于驅動調節閥的開關，是進排氣壓力自動控制的關鍵部分。該系統主要由液壓泵站、電液伺服閥、液壓缸、傳動機構、位移傳感器等組成，其核心部分可以簡化為經典的閥控液壓缸模型，且已經過大量研究[21]。在高空臺用于驅動調節閥的液壓控制系統中，液壓缸的負載為慣性負載，液壓油的粘性阻尼很小，可以忽略。因此，驅動調節閥的液壓控制系統的傳遞函數模型可近似為二階震蕩環節.

　　3全數字仿真系統驗證分析

　　為了驗證所建立的進排氣全數字仿真系統的置信度，從現有的高低溫雙路摻混試驗中選取某次實際試驗數據進行仿真驗證，其流程如下：首先，以實際摻混實驗中冷熱兩路進氣的溫度、壓力數據作為數字仿真模型的進氣邊界條件;以實際數據中的各調節閥閥位參數作為數字仿真系統內相應調節閥的狀態;以實際采集的流量管流量數據作為排氣邊界條件。隨后，在設定完善數字仿真模型的邊界條件以及各調節閥的動態參數下運行仿真程序。最后，將仿真獲得的前室內氣體溫度和壓力結果同實際試驗的溫度、壓力采集信號結果進行對比分析以確定該全數字仿真系統的置信度�；�于以上驗證流程所得到的仿真試驗。通過溫度與壓力各自的對比曲線可以看出，與實際試驗輸出相比較，全數字仿真系統的溫度與壓力輸出在變化趨勢上基本保持了一致性。同時在相對誤差方面，溫度的最大相對誤差不大于 0.5%，壓力的最大相對誤差不大于 3%，基本滿足工程需求。

　　4 仿真系統應用

　　針對高空臺進排氣系統建立的高保真設備特性模型、全數字仿真系統和半物理仿真系統具有非常重要的工程應用價值，建立的多類型調節閥動態特性模型已經應用于我國新建的多型高空艙大口徑調節閥的選型設計，保證了關鍵試驗設備的設計有效性;開發的全數字仿真系統和半物理仿真系統，為高空臺變參數控制、自抗擾控制以及濾波算法等開發和調試提供了仿真平臺和驗證環境，節約了大量調試試驗經費，降低了試驗風險。此外，開發的相關模型、軟件和仿真系統為正在開展的飛行環境模擬測量噪聲抑制與主動抗干擾控制、多回路解耦控制、魯棒自適應控制以及控制系統故障診斷和健康管理等先進方法的研究提了非常重要的模型基礎和仿真工具。基于進排氣調節閥流量特性特點，在全數字仿真平臺和半物理仿真系統上反復摸索大涵道比渦扇發動機高原起動試驗特點，在起動過程中不同階段通過調節控制器參數來施加不同的控制力度，實現進氣與排氣系統的解耦，起動過程中進排氣壓力由原來的 2kPa 等幅振蕩變為不大于 0.5kPa 的小幅波動，滿足了大涵道比渦扇發動機高原起動試驗要求。

　　5 總結

　　本文針對高空臺進排氣系統關鍵試驗設備進行了動態特性分析和建模，建立了管路動態特性模型、調節閥動態特性模型、節流部件流阻特性模型、液壓控制系統動態特性模型和拉瓦爾噴管流量模型，設計了進排氣控制系統全數字仿真系統和半物理仿真系統。相應的仿真驗證試驗表明，與實際全物理試驗數據相比較，全數字仿真系統和半物理仿真系統在運行性能上能夠滿足工程需求，具體體現在仿真結果與實際數據差異較小、數值收斂速度較快、仿真系統運算穩定性較高。同時相比于實際試驗具備易于更新和模型修整，靈活且易于操作的優勢。本文所建立的關鍵試驗設備模型、全數字仿真系統和半物理仿真系統已經在高空臺航空發動機試驗以及控制算法的研究中得到了應用，在接近真實試驗環境的條件下對試驗和控制方法進行了攻關、調試和驗證。多次實踐表明，本文所構建的模型及仿真平臺極大程度的降低了新技術開發的風險和難度，節約了大量試驗經費，有效推動了航空發動機全剖面飛行軌跡連續模擬的技術進步。

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　　作者：裴希同 1,2,3，張樓悅 l,2，王曦 1,2，劉佳帥 1,2，錢秋朦 3，朱美印 4