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[摘 要]随着飞机性能和功能系统的不断完善，整体系统中的不同子系统复杂程度日益增加，处于不同子系统之间的关系，即耦合作用也随着相应增强。因此对于飞机性能和功能系统的设计提出了更高的要求，综合控制设计是这一要求提出的重点。在反推力喷管以及矢量推力的应用方面，飞机控制体系直接由推进系统进行参与。随着计算机技术的广泛应用，推进控制子系统以及数字控制技术的综合控制技术在航空控制方面起到了关键的作用。
[关键词]航空发动机 发动机性能 寻优控制技术 飞行/推进综合控制技术
中图分类号：7IDl43 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2014）19-0301-01
一、航空发动机性能寻优控制技术研究意义
在现代战争中，空中打击是一重要战斗形式，许多国家争相在航空技术领域一展技术的优越性，新型战斗机的研发，是制空权在各国间争夺的一重要需求。战斗机的研发要在跨音速加强能力、超音速突防能力以及短距起降能力有所突破，机动灵活性亦是新型战斗机所必备的。机动灵活性决定着战斗机在空中作战、防御以及生存能力的优劣。同时先进战斗机所具备的功能控制系统以及航空推进系统，不论系统的功能还是性能都要符合各项指标，以实现先进战斗机的高可靠性、低耗油率、高推重比以及可操作性。
随着飞机性能和功能系统的不断完善，整体系统中的不同子系统复杂程度日益增加，处于不同子系统之间的关系，即耦合作用也随着相应增强。因此对于飞机性能和功能系统的设计提出了更高的要求，综合控制设计是这一要求提出的重点。在反推力喷管以及矢量推力的应用方面，飞机控制体系直接由推进系统进行参与。随着计算机技术的广泛应用，推进控制子系统以及数字控制技术的综合控制技术在航空控制方面起到了关键的作用。这两项技术的综合统称为飞行/推进综合控制技术（Integrated Flight/Propulsion Control），简称为IFPC。
（一）飞行/推进系统综合控制技术
飞行/推进综合控制技术（Integrated Flight/Propulsion Control），简称为IFPC，该项技术综合考虑推进系统与飞机、飞机与推进系统之间的作用关系，基于该项技术处理，使得飞行任务在整个飞行包线内能够达到最大限度要求，使驾驶员的驾驶负担减轻，同时也提升了飞机系统的整体性能。飞行/推进系统综合控制方式主要分为动态综合控制和子系统信息共享两类，动态综合控制可使效益最大化，子系统信息共享中采用非线性以及线性的综合优化法，对子系统进行控制，并优化准稳态性能。因此而分为两个主要研究方向，其一，飞行/推进系统综合控制系统的设计，该系统主要的设计结构是控制器。其二，性能寻优控制，基于发动机性能的研究。
飞行/推进系统综合控制技术的研究，旨在实现系统动态控制，增强推进控制能力，使飞机的整体系统能够保持最佳稳定性和动态性能。
（二）推进系统性能寻优控制
系统控制规律的调整能够使发动机性能提升，这是推进系统性能寻优控制的目标。设计特定工作点的系统控制规律时，可以使用发动机模型的表征飞行来进行在线设计。同时控制规律要满足转子转速限制、涡轮进口温度限制、裕度限制。因此，发动机和综合飞机的信息是推进系统性能寻优控制的基本信息思路。在推进系统性能寻优控制上，要对发动机的性能潜力进行充分挖掘，并在自适应模型、发动机运行安全的条件下，对准稳态工作点进行调整，以此来使发动机性能得以优化。
二、发动机性能寻优控制模式研究
飞行/推进系统综合控制中的航空发动机性能寻优技术是最为关键的一项技术。此项技术在八十年代初，美国就全面展开了深入的研究，并在该项技术的研究上取得了巨大的成果。
（一）发动机性能寻优控制模式
电子发动机全权限数字控制系统的诞生，为性能寻优控制系统对多个发动机变量的控制提供了条件，并使其基于自适应模型的系统得到了全面的发展，使飞机/推进系统准稳态性能实现优化。在飞行的不同任务段，性能寻优控制将对控制模式进行自行选取。最大推力模式的采用常出现在飞机加速或是爬高的情况中，最低耗油模式的采用则是在巡航状态中，最低涡轮前温度模式的采用是为了增加发动机寿命以及提高飞机的隐身能力。
（二）发动机性能寻优问题
在发动机控制规律的设计中，对发动机之间的差异、传感器误差、性能退化以及稳态工作点进行了充分的考虑，如果可以精确估算发动机参数，这样在控制发动机时，便可以减小裕度，使发动机的潜在性能得以发挥。发动机性能寻优控制，可使飞机的作战效能得以提升，当处于一定的飞行条件中（马赫数Ma，高度H），此时控制量唯一确定发动机此时所处的工作状态，因此，控制量的选择成为优化变量，要使发动机的性能达到最小或是最大性能指标，那么就需寻找发动机最优控制量，此时发动机要处于安全工作的范围中。
（三）发动机控制模式性能寻优原理
三种发动机控制模式，最低涡轮进口温度控制模式、最低发动机耗油率控制模式、最大剩余推力控制模式。
发动机推力与飞行阻力的差值便是剩余推力。飞机在加速飞行以及爬升时，剩余推力获取最大值，则可以相对地减少加速飞行和飞机爬升的时间，同时飞机的作战能力也因此而提升。剩余推力要想创造最大值，则需要生成最大推力，所以这一发动机控制模式，也可以称为最大推力控制模式，发动机压比以及发动机换算空气流量的提升可使最大推力控制模式得以实现。
基于恒定推力的情况下，通过发动机耗油率降低的方法，使巡航飞行中的飞机提升作战半径，并使巡航时间增加。因此巡航状态下常采用最低耗油控制模式。最低耗油率控制模式，基于恒定推力的条件下，使发动机效率提升，并相应地减少了主燃油流量，因此降低了发动机耗油率。
在航空发动机性能寻优控制中，压气机静子叶片安装角度与风扇导流叶片角度的控制很是关键，对发动机喘振的防止以及发动机性能的提升有着重要的作用。因风扇性能以及压气机受叶片调整影响的相关数据缺乏，所以不能优化计算这两个量，发动机的控制效果也会受到影响。发动机与飞机的联接关键部件是进气道，在寻优控制的研究中，需要准确的进气道数学模型。进气道出口气流参数会因飞机飞行姿态而发生参数畸变，因此而引起发动机稳定性裕度以及进气品质的变化，所以必须取得发动机喘振边界受进气道出口参数畸变的影响数据，来对约束性能优化的条件进行调整，这些数据目前尚欠缺。因做此研究，使得相关技术得到进一步完善。
参考文献
[1] 朱玉斌，樊思齐，李华聪，杨垂柏.航空发动机性能寻优控制混合优化算法[J]. 航空动力学报，2006，02：421-426.
[2] 任新宇，樊思齐，朱玉斌，时瑞军.基于广义既约梯度法的航空发动机性能寻优控制[J]. 推进技术，2006，06：536-541.
[3] 王芳，樊思齐，吴丹，任新宇.MAPS方法在航空发动机性能寻优控制中的应用[J].航空动力学报，2005，03：503-507.
[4] 尹大伟，樊照远，廖瑛.航空推进系统性能寻优控制的系统模型[J]. 航空发动机，2011，01：9-11+44.
[5] 王健康，张海波，孙健国，黄向华.基于复合模型及FSQP算法的发动机性能寻优控制试验[J].推进技术，2012，04：579-590.
[6] 张海波，孙健国.填充函数法在发动机加力最小油耗模式控制中的应用[J].航空学报，2010，01：28-34.
[关键词]航空发动机 发动机性能 寻优控制技术 飞行/推进综合控制技术
中图分类号：7IDl43 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2014）19-0301-01
一、航空发动机性能寻优控制技术研究意义
在现代战争中，空中打击是一重要战斗形式，许多国家争相在航空技术领域一展技术的优越性，新型战斗机的研发，是制空权在各国间争夺的一重要需求。战斗机的研发要在跨音速加强能力、超音速突防能力以及短距起降能力有所突破，机动灵活性亦是新型战斗机所必备的。机动灵活性决定着战斗机在空中作战、防御以及生存能力的优劣。同时先进战斗机所具备的功能控制系统以及航空推进系统，不论系统的功能还是性能都要符合各项指标，以实现先进战斗机的高可靠性、低耗油率、高推重比以及可操作性。
随着飞机性能和功能系统的不断完善，整体系统中的不同子系统复杂程度日益增加，处于不同子系统之间的关系，即耦合作用也随着相应增强。因此对于飞机性能和功能系统的设计提出了更高的要求，综合控制设计是这一要求提出的重点。在反推力喷管以及矢量推力的应用方面，飞机控制体系直接由推进系统进行参与。随着计算机技术的广泛应用，推进控制子系统以及数字控制技术的综合控制技术在航空控制方面起到了关键的作用。这两项技术的综合统称为飞行/推进综合控制技术（Integrated Flight/Propulsion Control），简称为IFPC。
（一）飞行/推进系统综合控制技术
飞行/推进综合控制技术（Integrated Flight/Propulsion Control），简称为IFPC，该项技术综合考虑推进系统与飞机、飞机与推进系统之间的作用关系，基于该项技术处理，使得飞行任务在整个飞行包线内能够达到最大限度要求，使驾驶员的驾驶负担减轻，同时也提升了飞机系统的整体性能。飞行/推进系统综合控制方式主要分为动态综合控制和子系统信息共享两类，动态综合控制可使效益最大化，子系统信息共享中采用非线性以及线性的综合优化法，对子系统进行控制，并优化准稳态性能。因此而分为两个主要研究方向，其一，飞行/推进系统综合控制系统的设计，该系统主要的设计结构是控制器。其二，性能寻优控制，基于发动机性能的研究。
飞行/推进系统综合控制技术的研究，旨在实现系统动态控制，增强推进控制能力，使飞机的整体系统能够保持最佳稳定性和动态性能。
（二）推进系统性能寻优控制
系统控制规律的调整能够使发动机性能提升，这是推进系统性能寻优控制的目标。设计特定工作点的系统控制规律时，可以使用发动机模型的表征飞行来进行在线设计。同时控制规律要满足转子转速限制、涡轮进口温度限制、裕度限制。因此，发动机和综合飞机的信息是推进系统性能寻优控制的基本信息思路。在推进系统性能寻优控制上，要对发动机的性能潜力进行充分挖掘，并在自适应模型、发动机运行安全的条件下，对准稳态工作点进行调整，以此来使发动机性能得以优化。
二、发动机性能寻优控制模式研究
飞行/推进系统综合控制中的航空发动机性能寻优技术是最为关键的一项技术。此项技术在八十年代初，美国就全面展开了深入的研究，并在该项技术的研究上取得了巨大的成果。
（一）发动机性能寻优控制模式
电子发动机全权限数字控制系统的诞生，为性能寻优控制系统对多个发动机变量的控制提供了条件，并使其基于自适应模型的系统得到了全面的发展，使飞机/推进系统准稳态性能实现优化。在飞行的不同任务段，性能寻优控制将对控制模式进行自行选取。最大推力模式的采用常出现在飞机加速或是爬高的情况中，最低耗油模式的采用则是在巡航状态中，最低涡轮前温度模式的采用是为了增加发动机寿命以及提高飞机的隐身能力。
（二）发动机性能寻优问题
在发动机控制规律的设计中，对发动机之间的差异、传感器误差、性能退化以及稳态工作点进行了充分的考虑，如果可以精确估算发动机参数，这样在控制发动机时，便可以减小裕度，使发动机的潜在性能得以发挥。发动机性能寻优控制，可使飞机的作战效能得以提升，当处于一定的飞行条件中（马赫数Ma，高度H），此时控制量唯一确定发动机此时所处的工作状态，因此，控制量的选择成为优化变量，要使发动机的性能达到最小或是最大性能指标，那么就需寻找发动机最优控制量，此时发动机要处于安全工作的范围中。
（三）发动机控制模式性能寻优原理
三种发动机控制模式，最低涡轮进口温度控制模式、最低发动机耗油率控制模式、最大剩余推力控制模式。
发动机推力与飞行阻力的差值便是剩余推力。飞机在加速飞行以及爬升时，剩余推力获取最大值，则可以相对地减少加速飞行和飞机爬升的时间，同时飞机的作战能力也因此而提升。剩余推力要想创造最大值，则需要生成最大推力，所以这一发动机控制模式，也可以称为最大推力控制模式，发动机压比以及发动机换算空气流量的提升可使最大推力控制模式得以实现。
基于恒定推力的情况下，通过发动机耗油率降低的方法，使巡航飞行中的飞机提升作战半径，并使巡航时间增加。因此巡航状态下常采用最低耗油控制模式。最低耗油率控制模式，基于恒定推力的条件下，使发动机效率提升，并相应地减少了主燃油流量，因此降低了发动机耗油率。
在航空发动机性能寻优控制中，压气机静子叶片安装角度与风扇导流叶片角度的控制很是关键，对发动机喘振的防止以及发动机性能的提升有着重要的作用。因风扇性能以及压气机受叶片调整影响的相关数据缺乏，所以不能优化计算这两个量，发动机的控制效果也会受到影响。发动机与飞机的联接关键部件是进气道，在寻优控制的研究中，需要准确的进气道数学模型。进气道出口气流参数会因飞机飞行姿态而发生参数畸变，因此而引起发动机稳定性裕度以及进气品质的变化，所以必须取得发动机喘振边界受进气道出口参数畸变的影响数据，来对约束性能优化的条件进行调整，这些数据目前尚欠缺。因做此研究，使得相关技术得到进一步完善。
参考文献
[1] 朱玉斌，樊思齐，李华聪，杨垂柏.航空发动机性能寻优控制混合优化算法[J]. 航空动力学报，2006，02：421-426.
[2] 任新宇，樊思齐，朱玉斌，时瑞军.基于广义既约梯度法的航空发动机性能寻优控制[J]. 推进技术，2006，06：536-541.
[3] 王芳，樊思齐，吴丹，任新宇.MAPS方法在航空发动机性能寻优控制中的应用[J].航空动力学报，2005，03：503-507.
[4] 尹大伟，樊照远，廖瑛.航空推进系统性能寻优控制的系统模型[J]. 航空发动机，2011，01：9-11+44.
[5] 王健康，张海波，孙健国，黄向华.基于复合模型及FSQP算法的发动机性能寻优控制试验[J].推进技术，2012，04：579-590.
[6] 张海波，孙健国.填充函数法在发动机加力最小油耗模式控制中的应用[J].航空学报，2010，01：28-34.