美国飞行/推进综合控制技术发展及飞行试验综述

申世才

(中国飞行试验研究院 发动机所，陕西 西安 710089)

1 引 言

随着军用飞机的不断发展及战机性能的不断提高，飞机现有系统的设计也趋于复杂，子系统之间的耦合作用进一步增加。在某些条件下，飞行员的反应速度和决策能力已经无法顺利进行各子系统之间的协调。这时要进一步增加飞机的整体性能，需要优化协调各子系统间的匹配工作[1-3]。而飞行/推进综合控制(Integrated Flight and Propulsion Control，简称IFPC)技术是为实现这一目标而发展形成的一项复杂的技术，其将推进作为飞行控制系统的一部分，通过飞行控制和推进控制的交联、综合，改善飞机性能，减轻飞行员的工作负担。IFPC不仅需要完成飞行子系统的控制和推进子系统的控制，还要协调两个控制子系统之间的工作，最大化发挥飞机性能，使飞机综合性能达到最优[4-10]。

本文梳理了美国飞行/推进综合控制技术的发展及飞行试验情况，旨在为我国飞行/推进综合控制技术的发展提供参考及借鉴。

2 美国飞行/推进技术的发展概况

2.1 飞行/推进综合控制起步阶段

20世纪70年代早期，美国空军联合NASA启动了被称为综合推进控制系统的IPCS项目，并于1976年在NASA的F-111E飞机上完成了单发IPCS的飞行试验。F-111E飞机采用可调式进气道，装配了两台加力式涡轮风扇发动机(TF30)。IPCS项目创造了两个第一：首次采用数字发动机控制系统，首次综合了发动机和进气道的控制功能[6]。

IPCS项目取得了多方面的成果，验证了数字控制系统的可行性及可靠性，完全可以实现机械系统的功能并对发动机以及进气道进行控制；飞机在超音速下的推力提高7%；发动机加速时间大幅缩短，慢车到中间的加速时间缩短37%，中间到加力的加速时间缩短45%；当监测到进气畸变时，可以通过改变压气机进气导流叶片的角度来提高发动机的喘振裕度。

20世纪70年代中后期，美国空军与NASA联合开展了数字协作控制系统项目，并在NASA的YF-12C试验机上进行了飞行试验。这个系统综合了进气道控制、自动油门、大气数据以及导航功能，显著提高了飞行路径控制和航程，该系统和方法转化为产品被用在了SR-71机队[8]。

前期的项目结果证明了推进控制系统和飞行控制系统的综合控制可以极大提高飞机的性能参数，如推力、航程以及爬升率。如果没有综合控制，每个系统必须有能力在最恶劣工况下运行，并需要很大的操控裕度。综合控制可以在不需要时减小这种裕度，并带来更高的推力、更低的油耗或更大的航程，提高安全性和可靠性。

但在这一时期，由于数字控制系统处于起步阶段，综合控制算法并未得到优化，并且飞行/推进综合控制的参与变量也比较少，系统集成度较低。

进入20世纪80年代，飞行/推进综合控制技术得到快速发展。在80年代早期，NASA将飞行/推进综合控制技术的研究转移到F-15试验机上[12-14]。

首先，NASA进行了数字电子发动机控制(DEEC)飞行试验。为了使F100发动机能够满足空军高性能且高可靠性的需要，普惠公司对F100-PW-100发动机进行了改进，着重提高发动机的可靠性，开发出了全权限数字电子控制系统，称之为DEEC，这是发动机控制系统的重大改进。在空军、NASA及普惠公司的合作下，自1981年中至1983年初，以NASA的F-15试验机为试飞平台，共飞行30架次/35飞行小时，完成了DEEC的飞行试验。飞行试验结果表明，DEEC系统带来的收益包括：发动机推力水平的提高、更快的瞬时响应速度、扩大的空中启动包线、加力性能的改进、取消了地面调整、增加了带故障工作的能力。数字电子发动机控制技术的发展为飞行/推进综合控制技术的发展奠定了基础。

2.2 飞行/推进综合控制发展阶段

20世纪80年代末期，NASA开展了高度一体化的数字电子控制(HIDEC)项目，首次进行了发动机和飞行控制系统的综合研究。通过自适应发动机控制系统(ADECS)的飞行验证，表明发动机在推力、燃油消耗以及寿命方面均有很大提高。在此基础上，NASA进一步发展完成了包括发动机、进气道以及飞行控制变量的实时机载优化综合研究(性能寻优控制PSC)。综合控制技术使得自修复飞行控制系统(SRFCS)的研究成为可能，此项技术在F-15的HIDEC试验机上进行了全面试验。此外，NASA还对单独推力飞行控制系统(PCA)进行了研究和试验，此系统是利用发动机实现应急飞行控制[11]。

这一时期，数字电子控制器以及机载计算机的快速发展极大地加速了飞行/推进综合控制的发展。数字控制器可以实现更多变量控制(相比机械液压式)，利用离线过程进行计算并存储在机载计算机用于在线执行。数字电子控制技术的发展实现了由预先或预编程优化到实时优化的升级，使得系统性能进一步提高。综合控制的实时优化过程在执行过程中更具有挑战性，因为这需要自适应飞行条件的变化，但这样却可以提高飞机性能。

HIDEC项目于20世纪90年代初期陆续完成多项技术的验证，后续的发展将飞行/推进综合控制的内涵进行了更加广泛的扩展，包括推力矢量技术以及由自适应发动机控制项目(ADECS)发展而来的高稳定性发动机控制(HISTEC)。

推力矢量技术可以在低速大攻角条件下提高机动性能，作为飞行/推进综合控制的重要组成部分已经在很多项目上进行了验证。F-15短距起降/机动技术演示验证(S/MTD)研究俯仰推力矢量，提高了偏转机动性。F-18大攻角验证机(HARV)利用俯仰和偏航矢量推力将攻角扩展至70°。X-31项目将俯仰和偏航矢量推力技术应用到了实战中，在实战中战机攻角可达70°[15]。YF-22利用俯仰偏转矢量推力提高了战机在低速条件下的机动性。F-16多轴推力矢量(MATV)项目利用轴对称矢量喷管技术进一步扩展推力矢量的应用，在一对一以及一对多的对战中实现了攻角无约束操纵。F-15先进控制技术综合验证(ACTIVE)项目的总目标就是利用推力矢量技术扩展飞行包线，以提高飞机性能、机动性以及可操纵性。在F-22以及JSF飞机上也应用了推力矢量技术，提高了战机的机动性。

HISTEC项目的目标是设计研究一种先进的综合发动机控制系统，利用测量数据进行进气畸变评估以增加发动机的稳定性，并对此进行飞行验证。HISTEC项目于1997年在NASA的ACTIVE试验机上完成了飞行验证。结果表明，HISTEC技术有能力成功评估畸变并进行调节，在线实时调整以增加喘振裕度，这样可以降低设计喘振裕度需求，反过来可以大幅提高性能并/或减轻发动机重量。

受1989年发生在美国爱荷华州苏城的联合航空公司DC-10空难的影响，NASA发展了PCA。当系统激活时，其融合了飞机飞行控制和发动机控制的电子计算机，可以实现通过发动机推力控制飞机。当控制轮或杆后拉，发动机推力自动增加，飞机开始爬升；控制轮或杆前推，发动机推力减小，飞机下降。控制轮转向或移动控制杆向左或向右，发动机产生相应方向的推力分量，飞机在想要的方向上开始偏航(或侧滑)。一旦达到指定的要求，调整推力分量即可使飞机停止转动，从而通过发动机推力来实现对飞机的控制。

PCA系统最初的论证和测试是在HIDEC F-15上进行的。后面的试验和公开验证在三发飞机MD-11喷气客机上进行。在模拟器上，NASA在超过12种类型的商用和军用飞机上进行了PCA的概念论证。1993年4月，HIDEC飞机试验结束，依靠PCA系统安全着陆，试飞员仅依靠发动机推力实现了飞机的转弯、爬升，最终下降至机场跑道。随后于1995年在MD-11运输机上进行了PCA的研究和飞行验证，试验涵盖多种飞行构型-中心重心和后置重心，试验高度从200ft到30000ft，速度从160kn到360kn。试验在多种模拟应急场景中也取得了成功。

PCA技术后续扩展产生的版本称为结合了动力最优控制概念的PCA Lite和PCA Ultralite，用在多种飞行器上，采购和安装成本也更加适中。

经过约15年的发展，HIDEC项目已经发展了多种飞行/推进综合系统控制模式，每种模式都充分发挥了HIDEC数字电子飞行控制系统的优势，提高了发动机及飞机的操控性能以及飞行安全。

2.3 飞行/推进综合控制智能化发展阶段

为了适应更加复杂多变的场景以及不同的控制计划，NASA在PCA的基础上将PCA与神经网络进行集成，启动了智能飞行控制(IFCS)项目。经过多年的算法改进及地面模拟机验证，2005年秋，IFCS在NASA F-15试验机上进行了飞行验证[5]。

智能飞行控制系统具有更强的适应能力来适应飞机动作的极端变化，这种极端变化通常是由飞机系统失效或者损坏引起的。IFCS在NASA F-15上进行了模拟安定面失效的验证，效果良好。当模拟失效发生时，智能飞控介入飞机在俯仰响应方面有明显改善，然而在滚转响应上存在轻微振荡。

3 美国飞行/推进综合控制重点项目及试飞验证

3.1 HIDEC项目及试飞结果

HIDEC项目研究包含多个系统，包括自适应发动机控制系统(ADECS)、性能寻优控制(PSC)、自修复飞行控制系统(SRFCS)及推力控制飞行器系统(PCA)[16-19]。HIDEC系统构架如图1所示。

图1 HIDEC系统构架图[10]

自适应发动机控制系统(ADECS)是通过数字发动机控制系统、数字飞行控制系统、数据总线技术综合发展起来的，可通过数字化飞行和推进控制系统的综合控制，借用发动机过剩的喘振裕度，在要求的飞行环境中提高发动机性能。ADECS利用机身和发动机数据，在进气道失真水平较低以及发动机喘振裕度需求较小的时候，允许发动机发挥出更高的性能。在气流参数为常数时，这样做可以通过提高发动机压比(EPR)来提高发动机推力水平。在EPR增加时，可以通过关小进气阀以保持发动机推力恒定，从而降低耗油率。在该模式下，ADECS基本上是通过过剩的喘振裕度来提高性能。ADECS模型通过一些方法可以改变发动机性能。其一是增加EPR，结果是增加推力以及排气温度；其二是温度不变增加EPR；其三是增加EPR但降低温度，以保证推力不变。

ADECS系统的使用使得发动机性能得到明显改善，飞机性能显著提高。研究人员在ADECS关闭和ADECS开启条件下进行了背靠背飞行试验，保证环境温度和压力修正最小化，对比发动机中间状态飞机水平加速时净推力的提高百分比。飞机水平加速完成10000ft、20000ft、30000ft、40000ft共4个高度的试验，从机载推力谱计算得到的推力提高比例大约从8%(10000ft)到10.5%(30000ft)。这个结果比之前预测的5～8%要大。

在ADECS开启状态，高度30000ft时，发动机中间状态时飞机水平加速，飞机从马赫数0.6到0.95的加速时间提高了9.3%。比剩余功(Ps)的收益从大约0.6马赫数下的6%提高到0.95马赫数下的18%。数据修正线采用了四次曲线拟合，用于计算收益百分比。数据对加速过程中的飞机总重量差异进行了修正。值得注意的是，这些性能的提高仅仅是在单发ADECS状态下获得的。

在ADECS开启状态下，高度为40000ft时，发动机从马赫数0.6全加力至马赫数为1.2时，加速时间提高了13%。Ps在ADECS开启状态下在马赫数0.6～1.2分别提高了7～12%。

PSC本质上是自适应电子控制系统的后续，自适应电子控制系统可以在动态飞行环境下提高发动机性能。在发展ADECS模式时，飞行控制计算机存储了发动机最佳压比控制策略。最佳压比是基于多台发动机以及多次飞行数据计算得来。PSC通过进一步集成控制计划，在任何飞行时间及飞行环境下，发挥发动机最高性能及机动性能。PSC以额外的推力或者飞机最大航程的方式优化推进系统。通过发动机可变状态模型、进气道和排气系统模型的联合应用，优化逻辑根据飞行状态如速度、加速度、高度、姿态、动压及飞机构型，进行针对各种推进系统的指令计算。这些指令会被发送到不同的推进系统单元，其结果状态进入模型用以更新模型。这一过程一直持续直到性能指标最优。这一系统可以兼容发动机性能衰减、非标准环境以及各种外挂构型。该技术对超音速巡航飞行器至关重要，因为其对推进系统性能的微小改变非常敏感。

PSC随机自适应实时优化算法有3个模型：最大推力模型，在加速、爬升以及冲刺时获得最大额外推力；最小燃油模型，在飞机巡航时获得最经济的油耗；最小FTIT模型，通过降低FTIT延长发动机的寿命。

图2展示了亚音速和超音速状态下PSC带来的燃油消耗减小量。亚音速单位推力燃油消耗量(TSFC)收益通常较小。计算对参数非常敏感，主要是由于其为TSFC=WF/FNP(WF为燃油流量，FNP为净推力)，当时间较短时更是如此。在超音速状态下，TSFC收益较大，主要是在主机和加力燃烧室之间进行了权衡优化。在亚音速状态，主机燃油流量减小而在超音速状态主机推力增加，因此加力燃油流量减小。加力燃烧室将燃油转化为推力的效能仅有主燃烧室的1/3，因此可获得较大收益。TSFC降低的另一个小的收益来自于飞机净阻力的减小。通常，TSFC减小可以极大减小起飞总重量，考虑到长航程巡航时增加航程，可以满足第二代超音速运输机的需求。

图2 最小燃油流量模式下亚音速和超音速对比[10]

自修复飞行控制系统(SRFCS)是飞机数字飞行控制系统的一部分，可以监测副翼、方向舵、升降舵以及襟翼的失效及损坏。该系统可以用于几乎所有带有数字飞行控制系统的飞机，通过重构已有的控制界面可以补偿部件损失，因此机组可以使飞机安全着陆。在军机上，这款独特的系统可以帮助机组在控制表面失效的情况下完成战术任务。

SRFCS拓展了先进战机固有的控制冗余度，充分利用了自身的多重控制效应器以及自身的空气动力学特性。在控制效应器失效后，通过重构完成以允许利用剩余的效应器来进行替代控制，代替了每个效应器上的大块多余的硬件以实现故障容差及可靠性，让多余的部分变成了由其他控制效应器产生的气动力和力矩。飞机必需的力和力矩由可替换的控制表面产生以提供飞机动作所需。

SRFCS性能是否满意，由试飞员进行评判。在6°锁定的安定面受损条件下，产生了最大效应，这种受损要求较大的操纵杆偏移以保证飞机水平飞行，重构系统允许飞行员以正常杆位控制。飞行试验机SRFCS软件关于重构的演示验证时，飞机右安定面战斗损伤失去了80%的翼展。当飞行员执行倾斜转弯机动时故障被检测到，重构在0.35s后投入工作，倾斜转弯响应和未受损飞机的响应相当。

3.2 HISTEC项目研究结果

高稳定性发动机控制(HISTEC)项目是设计、研究及验证一种先进的、高稳定性、一体化的发动机控制系统，利用基于测量的实时畸变评估以提高发动机稳定性[20]。HISTEC项目由3个阶段组成。第一阶段是算法研究，第二阶段是概念验证和系统发展，第三阶段是发动机/飞行验证。

项目第一阶段，定义了HISTEC畸变容差控制系统的需求，研究并验证了畸变评估的算法，设计了适应畸变必需的控制模型，完成了初步试验以帮助指定飞行试验所必需的HISTEC软件及硬件。在第二阶段，设计并验证了集成的畸变评估系统(DES)算法以及畸变适应算法(高稳定性控制规律)。同时，生产HISTEC传感器的进气道，研究飞行试验所必须的软件和硬件系统。在第二阶段末，这些软件和硬件系统的有效操作将会完成验证。在第三阶段，控制算法将进行地面发动机验证，完整的畸变容差控制系统将在ACTIVE F-15飞机上进行飞行验证。飞行试验将会首先进行“开环”(仅畸变评估)，随后进行“闭环”(包括畸变调整)功能试验。

在飞行验证阶段，HISTEC飞行试验设备工作非常好。在每次飞行开始，所有的高响应度压力传感器在飞行期间都进行了漂移检查。然后将这些信息与一个独立的大气压力测量值进行比较，这个差值，即环境补偿，根据试验结果绘成曲线，并进行线性最小二乘拟合。拟合线的斜率是传感器漂移的度量，该斜率与数据标准误差相比总是偏小，意味着可能有系统不确定性隐藏了一些传感器漂移[21]。

图3展示了不同喘振裕度损失(SML)值转化为DES预测和ARP1420预测的百分比差异。HISTEC DES算法和ARP1420分析的SML预测结果的最大差值在飞行前设定的2.5%以内。DES SML预测值在除5K/0.3的所有情况下都比ARP1420的结果稍大。飞机机动飞行需要对DES预测的喘振裕度与ARP1420方法预测值进行比较。图4给出了20K/0.6时，攻角变化最大至25°条件下二者的比较。这些工况是迎风转弯和S机动下获得的。出于定性比较的目的，通过研究设备和DES压力测量值的周向模态1和2以及径向模态1和3构建了进气总压型面。

图3 喘振裕度损失比较[12]

图4 不同攻角下的喘振裕度损失比较[12]

研究人员还进行了典型压力面的模拟，从发动机后方向前观察得到的典型的压力型面可见，压力面吻合非常好，压力面上阴影表示的相对畸变水平非常相似。在DES表面上同时分析出了径向和周向畸变，结果显示，DES表面显示的径向畸变比研究表面产生的稍多，且DES表面的周向畸变范围比研究表面小，并且DES表面的周向畸变相对研究表面有轻微旋转。这是因为，DES静压传感器与研究设备所在轴向位置稍有不同。

飞行试验数据分析已经证实，HISTEC在飞行中只通过静压测量即可衡量和补偿进气畸变。在攻角变化至28°时HISTEC的变化规律例子中，SMC包含了一个7%的模拟监测限制，强迫控制操作向下匹配发动机以适应高水平的进气畸变。在特定飞行条件下预测的喘振裕度损失满足与采用ARP1420分析方法和研究设备的预测结果误差在2.5%以内的目标。稳定性管理控制向下匹配发动机以适应测得的进气畸变。飞行中达到了最大攻角为29°和5°的侧滑角，提高了飞机容忍畸变的能力。

4 结论与展望

本文通过梳理美国飞行/推进综合控制技术的发展脉络，着重阐述了DEEC、HIDEC以及HISTEC项目内容及其项目试飞验证情况。结合美国飞行/推进综合控制技术发展思路，提出飞行/推进综合控制技术发展规律及对未来的展望：

(1)飞行/推进综合控制技术初始设计着重应用于发动机阶段，致力于提高发动机性能，降低发动机油耗及使发动机远离喘振边界。

(2)随着数字技术的发展及控制器集成技术发展，飞行/推进综合控制技术从提升发动机性能拓展到提升整个飞机飞行性能。

(3)随着大数据及智能领域技术的飞速发展，飞行/推进综合控制技术未来会发展成为智能飞行/推进综合控制技术。