高空台进排气模拟仿真系统设计与应用

　　摘 要：基于国内某高空台进排气系统的结构与试验特性开展了相关设备动态特性建模、仿真系统设计以及应用研究。具体的，针对管道、调节阀、节流部件、液压控制系统和模拟发动机流量的拉瓦尔喷管等关键试验设备进行了数学建模，得到了相应的模型库;根据高空台进排气结构设计了全数字仿真系统和半物理仿真系统，并通过与实际试验数据的对比证明了仿真系统的有效性。根据仿真验证结果以及仿真系统应用分析可以得出：所建立的数学模型、全数字仿真系统以及半物理仿真系统为重点发动机型号的试验方法攻关提供了重要支撑作用，在仿真试验、控制器算法验证、各设备元器件设计等方面具有可观的工程价值以及应用前景。

　　关 键 词：航空燃气涡轮发动机;高空台;特性建模;仿真系统;飞行环境模拟

　　2002 年，为满足未来先进战机动力系统在高空台(ATF)开展诸如“高机动飞行模拟”的需要，美国阿诺德工程发展综合体(AEDC)开展了高空舱试验设备改造方案的仿真评估，提出了“发动机全任务剖面飞行轨迹模拟”的构想[1]，即在地面试验设备上通过快速调节发动机进气温度、压力和排气环境压力来模拟发动机空中高机动飞行的马赫数和高度，使发动机在高空台试验设备上实现类似于空中的“飞行”。高空台进排气控制系统是实现发动机地面“飞行”的关键，在复杂的任务剖面模拟中控制系统的微小失误都有可能使被试发动机和试验设备损毁，对高空台进排气控制系统提出了严苛的要求。发动机飞行轨迹连续模拟涉及到的进气温度、压力和排气压力的组合调节是一个典型的多变量强耦合控制问题，一直是困扰国内外高空台的技术难题。开展相关技术的突破，需要高精度设备模型和仿真系统支撑。世界上拥有高空台试验设备的仅有美国、俄罗斯、中国、德国、加拿大等少数几个国家，美国和德国对高空台试验设备特性建模仿真研究起步较早。

　　自上世纪九十年代末开始，美国和德国就分别针对各自的高空台试验设备开展了特性建模分析，研究了高空舱进气系统传热特性，分析了进气系统不同因素对进气加降温速率的影响[2-4];利用试验数据辨识了不同口径调节阀的特性模型，分析了不同口径调节阀的控制能力[5]。早期的试验设备特性建模主要以集总参数法为主，建立的模型精度不高。2004 年，AEDC 研究人员分析了集总参数建模方法的缺陷，认为零维模型已无法满足未来仿真的需要，因此，提出了基于人工神经网络法和基于模糊数据表法建模的必要性[6]。随着建模仿真技术的发展，AEDC 不断对试验设备模型库进行优化，并基于高精度试验设备特性模型，针对 C1/C2 高空舱、J1/J2 高空舱、APTU 试验台、16T/16S 推进风洞等大型试验设备构建了数字仿真软件和实时仿真系统[7-10]，形成了全系列系统支撑实验室(简称 RSSL)。

　　该实验室于 2006 年进行扩建并于 2014 年建设完成，使其可为航空推进系统、飞行器、太空、导弹等所有试验设备的运行、升级改造、控制系统调试、软件开发等提供支撑。在试验设备特性模型和仿真系统支撑下，美国和德国高空台开展了大量控制方法研究，包括高空舱进气温度和压力过渡态控制方法[2]，进排气环境模拟控制偏差对发动机控制规律和性能的影响[11]，AEDC 多试验舱并行试验策略研究[12]，调节阀开关时间对高空舱排气压力的影响[13]，不同口径调节阀对燃油流量控制能力的影响以及燃料流量和压力同步控制算法[10]，发动机进气压力前馈控制技术研究[14]。

　　基于当前高空台飞行环境模拟技术水平，AEDC 科研人员预计到 2025 年，AEDC 地面试验设备将具备高度自动化水平，典型的试验参数将会按照与当前完全不同的方式变化，飞行马赫数将会很容易地随着攻角的变化而变化;整个试验过程中所有计算机控制参数将在试验前被确定，并完全自动执行和实现;试验设备将利用神经网络方法对控制参数进行自学习，并利用计算机代码选择最优方法实现设备的控制和变换[15]。我国高空台建设较晚，对于试验设备特性研究起步较晚，通过分析美国和德国高空台发展历程，总结出我国高空台技术发展的路径：试验设备动态特性分析、设备特性建模、数字仿真软件开发、半物理仿真系统设计、先进控制算法攻关和工程应用。

　　其中，试验设备特性建模和仿真系统设计是整个过程的基础，也是耗时最长、难度最大的过程。自 2015 年以来，我国高空台在试验设备特性建模和仿真系统设计上开展了大量工作，基本上建立了调节阀、管道容腔、液压伺服系统等关键试验设备动态特性模型[16-18]，初步构建了进排气数字仿真软件，开发了半物理仿真系统，目前正在进行实时仿真系统设计，为飞行轨迹连续模拟奠定了坚实的基础。

　　本文将系统介绍高空台复杂管路容腔、调节阀及液压控制系统等关键设备的特性建模、数字仿真程序设计和半物理仿真系统的开发和应用。

　　1 高空台进排气管路系统

　　高空台空气管路系统作为空气输运的流路，是高空台最重要的设备系统之一。高空台空气管路根据气流流向，依次可分成供气系统、高空舱进排气系统和抽气系统。其中，供气系统主要由供气机组、冷却系统、干燥器、加温炉、膨胀涡轮、调节阀及管路等组成，主要用于空气压缩以及加降温处理，并将特定温度和压力条件的气流输送给高空舱进气系统;抽气系统由抽气机组、调节阀、液压伺服系统及管路等组成，主要用于抽除发动机排气气流，将发动机排出的燃气加压后排入大气，为发动机提供高空负压环境;高空舱进排气系统由空气管路、高空舱、排气扩压器、冷却器、混合器、调节阀、液压伺服控制系统等组成，通过中压、高压、负温、低压四路进气总管和一路抽气总管与供、抽气系统连接，主要用于发动机进气温度、压力和排气环境压力的调节，模拟发动机高空工作环境下的飞行条件。高空台进排气环境模拟系统是高空台最重要组成部分之一，利用先进的控制算法通过 PLC 数字控制器调节进排气管路上的各类调节阀，实现空气流量的掺混和调节。在高空模拟试验中，通常选择四路中的两路进行组合调节。

　　为了简化仿真系统的设计和应用复杂度，本文只针对两路进气结构进行建模和仿真系统设计。简化后的进排气系统由 Pb1 系统、Pb2 系统、Pc 系统和 Pd 系统组成，其中，Pb1 和 Pb2 系统分别为 Pb1 和 Pb2 两个容腔的压力控制系统，主要为发动机进气压力调节阀(Vc1 和 Vc2 阀)提供稳定的阀前压力，使得发动机进气压力不受阀前压力变化的影响，同时维持供气机组出口压力稳定;Pc 系统为发动机进气压力控制系统，Pd 系统为发动机排气环境压力控制系统。

　　在高温和低温双路进气的情况下，Pb1 容腔由气源机组供给恒定流量的冷流空气，容腔压力由Vc3 阀自动调节;Pb2 容腔由气源机组供给恒定流量的热流空气，容腔压力由 Vc4 阀自动调节;Vc1和 Vc2 阀分别用于调节进入混合器容腔的热流和冷流空气流量，两个阀门通过设定的控制规律自动调节进入混合器容腔的热流和冷流空气，从而实现前室容腔 Pc 压力和温度的自动控制;此外，前室容腔 Pc 压力还可以通过旁路 Vc6 阀辅助调节，实现容腔压力的快速变化;发动机由前室容腔Pc 吸入特定温度和压力的空气，并将燃烧后的燃气喷射到高空舱 Pd，通过设定的控制规律自动调节 Vc5 阀，实现高空舱压力的控制;通过手动调节 V7 阀，控制进入高空舱的常温空气，实现高空舱温度的调节和高空舱压力的辅助调节。

　　2 试验设备动态特性建模

　　2.1 管路动态特性建模高空台金属管道是空气输运的通道，气流从供气机组出口到发动机进口要经过数十米甚至上百米的管道，气流流经管道过程中存在复杂的传热和摩擦现象，通过对气流与金属管道进行动态特性建模，可揭示气流与金属管道之间的能量交互物理过程。假设条件：管道内壁摩擦很小可忽略不计，则气流流经管道过程中摩擦和局部损失可以忽略;管道外侧安装有保温绝热材料，管道与外界大气环境隔绝，与外界不存在能量交换。

　　2.1.1 管道容腔特性建模高空台管道结构非常复杂，包含直管、弯管、三通甚至多通等多种结构类型，每一段管道部件都有一个容腔，容腔内空气的状态变化可由气体的压力和温度参数表征。为简化管道容腔建模过程，可将“多进口/多出口”的管道容腔结构等效成“两进口/一出口”的结构。在针对“两进口/一出口”的管道容腔结构进行建模时，假设两路管道出口处安装有混合器，不同状态的气流在混合器截面瞬间完成掺混，掺混后的气流进入管道容腔内。

　　2.1.2 储能元件传热特性

　　建模管道内的导流栅隔、内前室、防尘网格等金属结构与气流直接接触，并从气流中吸收或向气流中释放能量，在建模过程中可将这些金属结构部件等效为储能元件。

　　2.2 调节阀动态特性

　　建模用于高空舱进排气环境调节的调节阀主要有轮盘阀、柱塞阀和蝶阀三类，因结构类型不同，导致这三类调节阀的流量特性各不相同。

　　2.2.1 流量系数拟合计算

　　在高空模拟试验中，积累的各类调节阀试验数据可用于拟合流量系数表，但试验数据与试验工况相关，现有的试验工况不能涵盖调节阀所有工作状态，难以用现有的试验数据拟合出调节阀的全部工况下的流量系数。对此，引入调节阀结构建模与流场仿真的方法，通过流场仿真数据的补充来获得完备的调节阀试验数据。具体来讲，首先根据调节阀的结构利用建模软件构建三维结构模型;随后基于该模型利用流场仿真软件通过在不同开度下设置不同进口压力、进口温度、出口压力等边界条件，计算出调节阀在不同工况下的流量系数;最后将该仿真数据与试验数据相结合，来辨识调节阀的流量系数。通过数据分析发现，调节阀流量特性在开度与压比这两个维度下往往呈现出较强的非线性。

　　由于在流量系数模型的获取上采用的是试验数据拟合的方法，因此这一特性使得调节阀流量系数模型的精度对试验数据的数量以及试验数据的置信度有很高的依赖性。数据数量不足则容易忽略流量系数模型应有的细节;数据置信度不足则从根本上降低了模型的精度。由前文所述可知，用于流量特性拟合的原始数据有两类，一类是利用调节阀结构建模和流场仿真计算得到的流量系数，一类是利用试验数据计算得到的流量系数。通过对比发现该两类流量系数存在各自的局限性以及优势：

　　1)通过数值仿真得到的数据完备性高，可以根据需求获取指定工况下的流量系数，但其置信度有限(与实际试验对比其平均误差在 10%上下);2)通过实际试验数据获得的流量系数具有很高的置信度，但是数据无法有效遍历所有工况，因此在拟合计算时对于非常用工况下的流量系数难以做到清晰可靠。具体来讲，该流程可叙述为：1)以仿真试验数据得到的流量系数表作为初始待修正特性表用于优化拟合;2)对于实际试验数据，将其分为用于检验训练效果的验证样本以及用于神经网路学习的训练样本;3)在神经网络学习框架的设定中，根据需求使实际试验数据的权重高于仿真试验数据的权重(即当仿真数据与实际数据存在分歧时以实际数据为主);4)使用验证样本数据对步骤 3)得到的特性表进行验证，以工程上的需求为技术指标判定是否需要进行再次优化拟合，如需要则修改权重和数据源并重复步骤 3)，直到满足技术指标为止。由于实际试验的数据可以在后续工作中不断的获取，因此可以持续用于学习和训练，不断提高调节阀特性精度。

　　2.3液压控制系统

　　建模液压控制系统主要为调节阀提供液压驱动力，用于驱动调节阀的开关，是进排气压力自动控制的关键部分。该系统主要由液压泵站、电液伺服阀、液压缸、传动机构、位移传感器等组成，其核心部分可以简化为经典的阀控液压缸模型，且已经过大量研究[21]。在高空台用于驱动调节阀的液压控制系统中，液压缸的负载为惯性负载，液压油的粘性阻尼很小，可以忽略。因此，驱动调节阀的液压控制系统的传递函数模型可近似为二阶震荡环节.

　　3全数字仿真系统验证分析

　　为了验证所建立的进排气全数字仿真系统的置信度，从现有的高低温双路掺混试验中选取某次实际试验数据进行仿真验证，其流程如下：首先，以实际掺混实验中冷热两路进气的温度、压力数据作为数字仿真模型的进气边界条件;以实际数据中的各调节阀阀位参数作为数字仿真系统内相应调节阀的状态;以实际采集的流量管流量数据作为排气边界条件。随后，在设定完善数字仿真模型的边界条件以及各调节阀的动态参数下运行仿真程序。最后，将仿真获得的前室内气体温度和压力结果同实际试验的温度、压力采集信号结果进行对比分析以确定该全数字仿真系统的置信度。基于以上验证流程所得到的仿真试验。通过温度与压力各自的对比曲线可以看出，与实际试验输出相比较，全数字仿真系统的温度与压力输出在变化趋势上基本保持了一致性。同时在相对误差方面，温度的最大相对误差不大于 0.5%，压力的最大相对误差不大于 3%，基本满足工程需求。

　　4 仿真系统应用

　　针对高空台进排气系统建立的高保真设备特性模型、全数字仿真系统和半物理仿真系统具有非常重要的工程应用价值，建立的多类型调节阀动态特性模型已经应用于我国新建的多型高空舱大口径调节阀的选型设计，保证了关键试验设备的设计有效性;开发的全数字仿真系统和半物理仿真系统，为高空台变参数控制、自抗扰控制以及滤波算法等开发和调试提供了仿真平台和验证环境，节约了大量调试试验经费，降低了试验风险。此外，开发的相关模型、软件和仿真系统为正在开展的飞行环境模拟测量噪声抑制与主动抗干扰控制、多回路解耦控制、鲁棒自适应控制以及控制系统故障诊断和健康管理等先进方法的研究提了非常重要的模型基础和仿真工具。基于进排气调节阀流量特性特点，在全数字仿真平台和半物理仿真系统上反复摸索大涵道比涡扇发动机高原起动试验特点，在起动过程中不同阶段通过调节控制器参数来施加不同的控制力度，实现进气与排气系统的解耦，起动过程中进排气压力由原来的 2kPa 等幅振荡变为不大于 0.5kPa 的小幅波动，满足了大涵道比涡扇发动机高原起动试验要求。

　　5 总结

　　本文针对高空台进排气系统关键试验设备进行了动态特性分析和建模，建立了管路动态特性模型、调节阀动态特性模型、节流部件流阻特性模型、液压控制系统动态特性模型和拉瓦尔喷管流量模型，设计了进排气控制系统全数字仿真系统和半物理仿真系统。相应的仿真验证试验表明，与实际全物理试验数据相比较，全数字仿真系统和半物理仿真系统在运行性能上能够满足工程需求，具体体现在仿真结果与实际数据差异较小、数值收敛速度较快、仿真系统运算稳定性较高。同时相比于实际试验具备易于更新和模型修整，灵活且易于操作的优势。本文所建立的关键试验设备模型、全数字仿真系统和半物理仿真系统已经在高空台航空发动机试验以及控制算法的研究中得到了应用，在接近真实试验环境的条件下对试验和控制方法进行了攻关、调试和验证。多次实践表明，本文所构建的模型及仿真平台极大程度的降低了新技术开发的风险和难度，节约了大量试验经费，有效推动了航空发动机全剖面飞行轨迹连续模拟的技术进步。

　　参考文献：

　　[1] Peter A. Montgomery, Rick Burdette. Evolution of aTurbine Engine Test Facility to Meet the Test Needs ofFuture Aircraft Systems[C]. Amsterdam: Proceedings ofASME TURBO EXPO, 2002.

　　[2] Klaus-J. Schmidt, Ralph Merten, Martin Menrath, et al.Adaption of The Stuttgart University Altitude TestFacility for BR700 Core Demonstrator Engine Tests[R].ASME 98-GT-556.

　　[3] Braig W. Transient aeroengine testing at Stuttgartaltitude test facility[R]. ISABE 99-7074.

　　[4] Milt Davis, Peter Montgomery. A Flight SimulationVision for Aeropropulsion Altitude GroundTestFacilities[J]. Transactions of the ASME, 2002, Vol. 127.

　　[5] Doug Garrard, Dusty Vaughn, Alan Milhoan. CheckoutTesting of the New Basic Process Control System at theAerodynamic and Propulsion Test Unit[R]. AIAA-2012-5969.

　　[6] J. M. Sheeley, D. A. Sells, and L. B. Bates. Experienceswith coupling facility control systems with controlvolume facility models[R]. AIAA 2004-932.

　　作者：裴希同 1,2,3，张楼悦 l,2，王曦 1,2，刘佳帅 1,2，钱秋朦 3，朱美印 4