摘 要：基于國(guó)內(nèi)某高空臺(tái)進(jìn)排氣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)特性開(kāi)展了相關(guān)設(shè)備動(dòng)態(tài)特性建模、仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及應(yīng)用研究。具體的，針對(duì)管道、調(diào)節(jié)閥、節(jié)流部件、液壓控制系統(tǒng)和模擬發(fā)動(dòng)機(jī)流量的拉瓦爾噴管等關(guān)鍵試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行了數(shù)學(xué)建模，得到了相應(yīng)的模型庫(kù);根據(jù)高空臺(tái)進(jìn)排氣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)了全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)，并通過(guò)與實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比證明了仿真系統(tǒng)的有效性。根據(jù)仿真驗(yàn)證結(jié)果以及仿真系統(tǒng)應(yīng)用分析可以得出：所建立的數(shù)學(xué)模型、全數(shù)字仿真系統(tǒng)以及半物理仿真系統(tǒng)為重點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)的試驗(yàn)方法攻關(guān)提供了重要支撐作用，在仿真試驗(yàn)、控制器算法驗(yàn)證、各設(shè)備元器件設(shè)計(jì)等方面具有可觀的工程價(jià)值以及應(yīng)用前景。

　　關(guān) 鍵 詞：航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī);高空臺(tái);特性建模;仿真系統(tǒng);飛行環(huán)境模擬

　　2002 年，為滿足未來(lái)先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)在高空臺(tái)(ATF)開(kāi)展諸如“高機(jī)動(dòng)飛行模擬”的需要，美國(guó)阿諾德工程發(fā)展綜合體(AEDC)開(kāi)展了高空艙試驗(yàn)設(shè)備改造方案的仿真評(píng)估，提出了“發(fā)動(dòng)機(jī)全任務(wù)剖面飛行軌跡模擬”的構(gòu)想[1]，即在地面試驗(yàn)設(shè)備上通過(guò)快速調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度、壓力和排氣環(huán)境壓力來(lái)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)空中高機(jī)動(dòng)飛行的馬赫數(shù)和高度，使發(fā)動(dòng)機(jī)在高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備上實(shí)現(xiàn)類(lèi)似于空中的“飛行”。高空臺(tái)進(jìn)排氣控制系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)地面“飛行”的關(guān)鍵，在復(fù)雜的任務(wù)剖面模擬中控制系統(tǒng)的微小失誤都有可能使被試發(fā)動(dòng)機(jī)和試驗(yàn)設(shè)備損毀，對(duì)高空臺(tái)進(jìn)排氣控制系統(tǒng)提出了嚴(yán)苛的要求。發(fā)動(dòng)機(jī)飛行軌跡連續(xù)模擬涉及到的進(jìn)氣溫度、壓力和排氣壓力的組合調(diào)節(jié)是一個(gè)典型的多變量強(qiáng)耦合控制問(wèn)題，一直是困擾國(guó)內(nèi)外高空臺(tái)的技術(shù)難題。開(kāi)展相關(guān)技術(shù)的突破，需要高精度設(shè)備模型和仿真系統(tǒng)支撐。世界上擁有高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備的僅有美國(guó)、俄羅斯、中國(guó)、德國(guó)、加拿大等少數(shù)幾個(gè)國(guó)家，美國(guó)和德國(guó)對(duì)高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備特性建模仿真研究起步較早。

　　自上世紀(jì)九十年代末開(kāi)始，美國(guó)和德國(guó)就分別針對(duì)各自的高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備開(kāi)展了特性建模分析，研究了高空艙進(jìn)氣系統(tǒng)傳熱特性，分析了進(jìn)氣系統(tǒng)不同因素對(duì)進(jìn)氣加降溫速率的影響[2-4];利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)了不同口徑調(diào)節(jié)閥的特性模型，分析了不同口徑調(diào)節(jié)閥的控制能力[5]。早期的試驗(yàn)設(shè)備特性建模主要以集總參數(shù)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(shù)建模方法的缺陷，認(rèn)為零維模型已無(wú)法滿足未來(lái)仿真的需要，因此，提出了基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法和基于模糊數(shù)據(jù)表法建模的必要性[6]。隨著建模仿真技術(shù)的發(fā)展，AEDC 不斷對(duì)試驗(yàn)設(shè)備模型庫(kù)進(jìn)行優(yōu)化，并基于高精度試驗(yàn)設(shè)備特性模型，針對(duì) C1/C2 高空艙、J1/J2 高空艙、APTU 試驗(yàn)臺(tái)、16T/16S 推進(jìn)風(fēng)洞等大型試驗(yàn)設(shè)備構(gòu)建了數(shù)字仿真軟件和實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)[7-10]，形成了全系列系統(tǒng)支撐實(shí)驗(yàn)室(簡(jiǎn)稱(chēng) RSSL)。

　　該實(shí)驗(yàn)室于 2006 年進(jìn)行擴(kuò)建并于 2014 年建設(shè)完成，使其可為航空推進(jìn)系統(tǒng)、飛行器、太空、導(dǎo)彈等所有試驗(yàn)設(shè)備的運(yùn)行、升級(jí)改造、控制系統(tǒng)調(diào)試、軟件開(kāi)發(fā)等提供支撐。在試驗(yàn)設(shè)備特性模型和仿真系統(tǒng)支撐下，美國(guó)和德國(guó)高空臺(tái)開(kāi)展了大量控制方法研究，包括高空艙進(jìn)氣溫度和壓力過(guò)渡態(tài)控制方法[2]，進(jìn)排氣環(huán)境模擬控制偏差對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律和性能的影響[11]，AEDC 多試驗(yàn)艙并行試驗(yàn)策略研究[12]，調(diào)節(jié)閥開(kāi)關(guān)時(shí)間對(duì)高空艙排氣壓力的影響[13]，不同口徑調(diào)節(jié)閥對(duì)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(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力前饋控制技術(shù)研究[14]。

　　基于當(dāng)前高空臺(tái)飛行環(huán)境模擬技術(shù)水平，AEDC 科研人員預(yù)計(jì)到 2025 年，AEDC 地面試驗(yàn)設(shè)備將具備高度自動(dòng)化水平，典型的試驗(yàn)參數(shù)將會(huì)按照與當(dāng)前完全不同的方式變化，飛行馬赫數(shù)將會(huì)很容易地隨著攻角的變化而變化;整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中所有計(jì)算機(jī)控制參數(shù)將在試驗(yàn)前被確定，并完全自動(dòng)執(zhí)行和實(shí)現(xiàn);試驗(yàn)設(shè)備將利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法對(duì)控制參數(shù)進(jìn)行自學(xué)習(xí)，并利用計(jì)算機(jī)代碼選擇最優(yōu)方法實(shí)現(xiàn)設(shè)備的控制和變換[15]。我國(guó)高空臺(tái)建設(shè)較晚，對(duì)于試驗(yàn)設(shè)備特性研究起步較晚，通過(guò)分析美國(guó)和德國(guó)高空臺(tái)發(fā)展歷程，總結(jié)出我國(guó)高空臺(tái)技術(shù)發(fā)展的路徑：試驗(yàn)設(shè)備動(dòng)態(tài)特性分析、設(shè)備特性建模、數(shù)字仿真軟件開(kāi)發(fā)、半物理仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)、先進(jìn)控制算法攻關(guān)和工程應(yīng)用。

　　其中，試驗(yàn)設(shè)備特性建模和仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)是整個(gè)過(guò)程的基礎(chǔ)，也是耗時(shí)最長(zhǎng)、難度最大的過(guò)程。自 2015 年以來(lái)，我國(guó)高空臺(tái)在試驗(yàn)設(shè)備特性建模和仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)上開(kāi)展了大量工作，基本上建立了調(diào)節(jié)閥、管道容腔、液壓伺服系統(tǒng)等關(guān)鍵試驗(yàn)設(shè)備動(dòng)態(tài)特性模型[16-18]，初步構(gòu)建了進(jìn)排氣數(shù)字仿真軟件，開(kāi)發(fā)了半物理仿真系統(tǒng)，目前正在進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)，為飛行軌跡連續(xù)模擬奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

　　本文將系統(tǒng)介紹高空臺(tái)復(fù)雜管路容腔、調(diào)節(jié)閥及液壓控制系統(tǒng)等關(guān)鍵設(shè)備的特性建模、數(shù)字仿真程序設(shè)計(jì)和半物理仿真系統(tǒng)的開(kāi)發(fā)和應(yīng)用。

　　1 高空臺(tái)進(jìn)排氣管路系統(tǒng)

　　高空臺(tái)空氣管路系統(tǒng)作為空氣輸運(yùn)的流路，是高空臺(tái)最重要的設(shè)備系統(tǒng)之一。高空臺(tái)空氣管路根據(jù)氣流流向，依次可分成供氣系統(tǒng)、高空艙進(jìn)排氣系統(tǒng)和抽氣系統(tǒng)。其中，供氣系統(tǒng)主要由供氣機(jī)組、冷卻系統(tǒng)、干燥器、加溫爐、膨脹渦輪、調(diào)節(jié)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(jìn)氣系統(tǒng);抽氣系統(tǒng)由抽氣機(jī)組、調(diào)節(jié)閥、液壓伺服系統(tǒng)及管路等組成，主要用于抽除發(fā)動(dòng)機(jī)排氣氣流，將發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)饧訅汉笈湃氪髿�，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供高空負(fù)壓環(huán)境;高空艙進(jìn)排氣系統(tǒng)由空氣管路、高空艙、排氣擴(kuò)壓器、冷卻器、混合器、調(diào)節(jié)閥、液壓伺服控制系統(tǒng)等組成，通過(guò)中壓、高壓、負(fù)溫、低壓四路進(jìn)氣總管和一路抽氣總管與供、抽氣系統(tǒng)連接，主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度、壓力和排氣環(huán)境壓力的調(diào)節(jié)，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)高空工作環(huán)境下的飛行條件。高空臺(tái)進(jìn)排氣環(huán)境模擬系統(tǒng)是高空臺(tái)最重要組成部分之一，利用先進(jìn)的控制算法通過(guò) PLC 數(shù)字控制器調(diào)節(jié)進(jìn)排氣管路上的各類(lèi)調(diào)節(jié)閥，實(shí)現(xiàn)空氣流量的摻混和調(diào)節(jié)。在高空模擬試驗(yàn)中，通常選擇四路中的兩路進(jìn)行組合調(diào)節(jié)。

　　為了簡(jiǎn)化仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和應(yīng)用復(fù)雜度，本文只針對(duì)兩路進(jìn)氣結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模和仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)。簡(jiǎn)化后的進(jìn)排氣系統(tǒng)由 Pb1 系統(tǒng)、Pb2 系統(tǒng)、Pc 系統(tǒng)和 Pd 系統(tǒng)組成，其中，Pb1 和 Pb2 系統(tǒng)分別為 Pb1 和 Pb2 兩個(gè)容腔的壓力控制系統(tǒng)，主要為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力調(diào)節(jié)閥(Vc1 和 Vc2 閥)提供穩(wěn)定的閥前壓力，使得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力不受閥前壓力變化的影響，同時(shí)維持供氣機(jī)組出口壓力穩(wěn)定;Pc 系統(tǒng)為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力控制系統(tǒng)，Pd 系統(tǒng)為發(fā)動(dòng)機(jī)排氣環(huán)境壓力控制系統(tǒng)。

　　在高溫和低溫雙路進(jìn)氣的情況下，Pb1 容腔由氣源機(jī)組供給恒定流量的冷流空氣，容腔壓力由Vc3 閥自動(dòng)調(diào)節(jié);Pb2 容腔由氣源機(jī)組供給恒定流量的熱流空氣，容腔壓力由 Vc4 閥自動(dòng)調(diào)節(jié);Vc1和 Vc2 閥分別用于調(diào)節(jié)進(jìn)入混合器容腔的熱流和冷流空氣流量，兩個(gè)閥門(mén)通過(guò)設(shè)定的控制規(guī)律自動(dòng)調(diào)節(jié)進(jìn)入混合器容腔的熱流和冷流空氣，從而實(shí)現(xiàn)前室容腔 Pc 壓力和溫度的自動(dòng)控制;此外，前室容腔 Pc 壓力還可以通過(guò)旁路 Vc6 閥輔助調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)容腔壓力的快速變化;發(fā)動(dòng)機(jī)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?xì)鈬娚涞礁呖张?Pd，通過(guò)設(shè)定的控制規(guī)律自動(dòng)調(diào)節(jié) Vc5 閥，實(shí)現(xiàn)高空艙壓力的控制;通過(guò)手動(dòng)調(diào)節(jié) V7 閥，控制進(jìn)入高空艙的常溫空氣，實(shí)現(xiàn)高空艙溫度的調(diào)節(jié)和高空艙壓力的輔助調(diào)節(jié)。

　　2 試驗(yàn)設(shè)備動(dòng)態(tài)特性建模

　　2.1 管路動(dòng)態(tài)特性建模高空臺(tái)金屬管道是空氣輸運(yùn)的通道，氣流從供氣機(jī)組出口到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口要經(jīng)過(guò)數(shù)十米甚至上百米的管道，氣流流經(jīng)管道過(guò)程中存在復(fù)雜的傳熱和摩擦現(xiàn)象，通過(guò)對(duì)氣流與金屬管道進(jìn)行動(dòng)態(tài)特性建模，可揭示氣流與金屬管道之間的能量交互物理過(guò)程。假設(shè)條件：管道內(nèi)壁摩擦很小可忽略不計(jì)，則氣流流經(jīng)管道過(guò)程中摩擦和局部損失可以忽略;管道外側(cè)安裝有保溫絕熱材料，管道與外界大氣環(huán)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(tái)管道結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，包含直管、彎管、三通甚至多通等多種結(jié)構(gòu)類(lèi)型，每一段管道部件都有一個(gè)容腔，容腔內(nèi)空氣的狀態(tài)變化可由氣體的壓力和溫度參數(shù)表征。為簡(jiǎn)化管道容腔建模過(guò)程，可將“多進(jìn)口/多出口”的管道容腔結(jié)構(gòu)等效成“兩進(jìn)口/一出口”的結(jié)構(gòu)。在針對(duì)“兩進(jìn)口/一出口”的管道容腔結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模時(shí)，假設(shè)兩路管道出口處安裝有混合器，不同狀態(tài)的氣流在混合器截面瞬間完成摻混，摻混后的氣流進(jìn)入管道容腔內(nèi)。

　　2.1.2 儲(chǔ)能元件傳熱特性

　　建模管道內(nèi)的導(dǎo)流柵隔、內(nèi)前室、防塵網(wǎng)格等金屬結(jié)構(gòu)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(guò)程中可將這些金屬結(jié)構(gòu)部件等效為儲(chǔ)能元件。

　　2.2 調(diào)節(jié)閥動(dòng)態(tài)特性

　　建模用于高空艙進(jìn)排氣環(huán)境調(diào)節(jié)的調(diào)節(jié)閥主要有輪盤(pán)閥、柱塞閥和蝶閥三類(lèi)，因結(jié)構(gòu)類(lèi)型不同，導(dǎo)致這三類(lèi)調(diào)節(jié)閥的流量特性各不相同。

　　2.2.1 流量系數(shù)擬合計(jì)算

　　在高空模擬試驗(yàn)中，積累的各類(lèi)調(diào)節(jié)閥試驗(yàn)數(shù)據(jù)可用于擬合流量系數(shù)表，但試驗(yàn)數(shù)據(jù)與試驗(yàn)工況相關(guān)，現(xiàn)有的試驗(yàn)工況不能涵蓋調(diào)節(jié)閥所有工作狀態(tài)，難以用現(xiàn)有的試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合出調(diào)節(jié)閥的全部工況下的流量系數(shù)。對(duì)此，引入調(diào)節(jié)閥結(jié)構(gòu)建模與流場(chǎng)仿真的方法，通過(guò)流場(chǎng)仿真數(shù)據(jù)的補(bǔ)充來(lái)獲得完備的調(diào)節(jié)閥試驗(yàn)數(shù)據(jù)。具體來(lái)講，首先根據(jù)調(diào)節(jié)閥的結(jié)構(gòu)利用建模軟件構(gòu)建三維結(jié)構(gòu)模型;隨后基于該模型利用流場(chǎng)仿真軟件通過(guò)在不同開(kāi)度下設(shè)置不同進(jìn)口壓力、進(jìn)口溫度、出口壓力等邊界條件，計(jì)算出調(diào)節(jié)閥在不同工況下的流量系數(shù);最后將該仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相結(jié)合，來(lái)辨識(shí)調(diào)節(jié)閥的流量系數(shù)。通過(guò)數(shù)據(jù)分析發(fā)現(xiàn)，調(diào)節(jié)閥流量特性在開(kāi)度與壓比這兩個(gè)維度下往往呈現(xiàn)出較強(qiáng)的非線性。

　　由于在流量系數(shù)模型的獲取上采用的是試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合的方法，因此這一特性使得調(diào)節(jié)閥流量系數(shù)模型的精度對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的數(shù)量以及試驗(yàn)數(shù)據(jù)的置信度有很高的依賴性。數(shù)據(jù)數(shù)量不足則容易忽略流量系數(shù)模型應(yīng)有的細(xì)節(jié);數(shù)據(jù)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(shù)據(jù)有兩類(lèi)，一類(lèi)是利用調(diào)節(jié)閥結(jié)構(gòu)建模和流場(chǎng)仿真計(jì)算得到的流量系數(shù)，一類(lèi)是利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算得到的流量系數(shù)。通過(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)該兩類(lèi)流量系數(shù)存在各自的局限性以及優(yōu)勢(shì)：

　　1)通過(guò)數(shù)值仿真得到的數(shù)據(jù)完備性高，可以根據(jù)需求獲取指定工況下的流量系數(shù)，但其置信度有限(與實(shí)際試驗(yàn)對(duì)比其平均誤差在 10%上下);2)通過(guò)實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得的流量系數(shù)具有很高的置信度，但是數(shù)據(jù)無(wú)法有效遍歷所有工況，因此在擬合計(jì)算時(shí)對(duì)于非常用工況下的流量系數(shù)難以做到清晰可靠。具體來(lái)講，該流程可敘述為：1)以仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)得到的流量系數(shù)表作為初始待修正特性表用于優(yōu)化擬合;2)對(duì)于實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將其分為用于檢驗(yàn)訓(xùn)練效果的驗(yàn)證樣本以及用于神經(jīng)網(wǎng)路學(xué)習(xí)的訓(xùn)練樣本;3)在神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)框架的設(shè)定中，根據(jù)需求使實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)的權(quán)重高于仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)的權(quán)重(即當(dāng)仿真數(shù)據(jù)與實(shí)際數(shù)據(jù)存在分歧時(shí)以實(shí)際數(shù)據(jù)為主);4)使用驗(yàn)證樣本數(shù)據(jù)對(duì)步驟 3)得到的特性表進(jìn)行驗(yàn)證，以工程上的需求為技術(shù)指標(biāo)判定是否需要進(jìn)行再次優(yōu)化擬合，如需要?jiǎng)t修改權(quán)重和數(shù)據(jù)源并重復(fù)步驟 3)，直到滿足技術(shù)指標(biāo)為止。由于實(shí)際試驗(yàn)的數(shù)據(jù)可以在后續(xù)工作中不斷的獲取，因此可以持續(xù)用于學(xué)習(xí)和訓(xùn)練，不斷提高調(diào)節(jié)閥特性精度。

　　2.3液壓控制系統(tǒng)

　　建模液壓控制系統(tǒng)主要為調(diào)節(jié)閥提供液壓驅(qū)動(dòng)力，用于驅(qū)動(dòng)調(diào)節(jié)閥的開(kāi)關(guān)，是進(jìn)排氣壓力自動(dòng)控制的關(guān)鍵部分。該系統(tǒng)主要由液壓泵站、電液伺服閥、液壓缸、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、位移傳感器等組成，其核心部分可以簡(jiǎn)化為經(jīng)典的閥控液壓缸模型，且已經(jīng)過(guò)大量研究[21]。在高空臺(tái)用于驅(qū)動(dòng)調(diào)節(jié)閥的液壓控制系統(tǒng)中，液壓缸的負(fù)載為慣性負(fù)載，液壓油的粘性阻尼很小，可以忽略。因此，驅(qū)動(dòng)調(diào)節(jié)閥的液壓控制系統(tǒng)的傳遞函數(shù)模型可近似為二階震蕩環(huán)節(jié).

　　3全數(shù)字仿真系統(tǒng)驗(yàn)證分析

　　為了驗(yàn)證所建立的進(jìn)排氣全數(shù)字仿真系統(tǒng)的置信度，從現(xiàn)有的高低溫雙路摻混試驗(yàn)中選取某次實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行仿真驗(yàn)證，其流程如下：首先，以實(shí)際摻混實(shí)驗(yàn)中冷熱兩路進(jìn)氣的溫度、壓力數(shù)據(jù)作為數(shù)字仿真模型的進(jìn)氣邊界條件;以實(shí)際數(shù)據(jù)中的各調(diào)節(jié)閥閥位參數(shù)作為數(shù)字仿真系統(tǒng)內(nèi)相應(yīng)調(diào)節(jié)閥的狀態(tài);以實(shí)際采集的流量管流量數(shù)據(jù)作為排氣邊界條件。隨后，在設(shè)定完善數(shù)字仿真模型的邊界條件以及各調(diào)節(jié)閥的動(dòng)態(tài)參數(shù)下運(yùn)行仿真程序。最后，將仿真獲得的前室內(nèi)氣體溫度和壓力結(jié)果同實(shí)際試驗(yàn)的溫度、壓力采集信號(hào)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析以確定該全數(shù)字仿真系統(tǒng)的置信度�；�于以上驗(yàn)證流程所得到的仿真試驗(yàn)。通過(guò)溫度與壓力各自的對(duì)比曲線可以看出，與實(shí)際試驗(yàn)輸出相比較，全數(shù)字仿真系統(tǒng)的溫度與壓力輸出在變化趨勢(shì)上基本保持了一致性。同時(shí)在相對(duì)誤差方面，溫度的最大相對(duì)誤差不大于 0.5%，壓力的最大相對(duì)誤差不大于 3%，基本滿足工程需求。

　　4 仿真系統(tǒng)應(yīng)用

　　針對(duì)高空臺(tái)進(jìn)排氣系統(tǒng)建立的高保真設(shè)備特性模型、全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)具有非常重要的工程應(yīng)用價(jià)值，建立的多類(lèi)型調(diào)節(jié)閥動(dòng)態(tài)特性模型已經(jīng)應(yīng)用于我國(guó)新建的多型高空艙大口徑調(diào)節(jié)閥的選型設(shè)計(jì)，保證了關(guān)鍵試驗(yàn)設(shè)備的設(shè)計(jì)有效性;開(kāi)發(fā)的全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)，為高空臺(tái)變參數(shù)控制、自抗擾控制以及濾波算法等開(kāi)發(fā)和調(diào)試提供了仿真平臺(tái)和驗(yàn)證環(huán)境，節(jié)約了大量調(diào)試試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，降低了試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。此外，開(kāi)發(fā)的相關(guān)模型、軟件和仿真系統(tǒng)為正在開(kāi)展的飛行環(huán)境模擬測(cè)量噪聲抑制與主動(dòng)抗干擾控制、多回路解耦控制、魯棒自適應(yīng)控制以及控制系統(tǒng)故障診斷和健康管理等先進(jìn)方法的研究提了非常重要的模型基礎(chǔ)和仿真工具�；�于進(jìn)排氣調(diào)節(jié)閥流量特性特點(diǎn)，在全數(shù)字仿真平臺(tái)和半物理仿真系統(tǒng)上反復(fù)摸索大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高原起動(dòng)試驗(yàn)特點(diǎn)，在起動(dòng)過(guò)程中不同階段通過(guò)調(diào)節(jié)控制器參數(shù)來(lái)施加不同的控制力度，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣與排氣系統(tǒng)的解耦，起動(dòng)過(guò)程中進(jìn)排氣壓力由原來(lái)的 2kPa 等幅振蕩變?yōu)椴淮笥?0.5kPa 的小幅波動(dòng)，滿足了大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高原起動(dòng)試驗(yàn)要求。

　　5 總結(jié)

　　本文針對(duì)高空臺(tái)進(jìn)排氣系統(tǒng)關(guān)鍵試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行了動(dòng)態(tài)特性分析和建模，建立了管路動(dòng)態(tài)特性模型、調(diào)節(jié)閥動(dòng)態(tài)特性模型、節(jié)流部件流阻特性模型、液壓控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性模型和拉瓦爾噴管流量模型，設(shè)計(jì)了進(jìn)排氣控制系統(tǒng)全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)。相應(yīng)的仿真驗(yàn)證試驗(yàn)表明，與實(shí)際全物理試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比較，全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)在運(yùn)行性能上能夠滿足工程需求，具體體現(xiàn)在仿真結(jié)果與實(shí)際數(shù)據(jù)差異較小、數(shù)值收斂速度較快、仿真系統(tǒng)運(yùn)算穩(wěn)定性較高。同時(shí)相比于實(shí)際試驗(yàn)具備易于更新和模型修整，靈活且易于操作的優(yōu)勢(shì)。本文所建立的關(guān)鍵試驗(yàn)設(shè)備模型、全數(shù)字仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)已經(jīng)在高空臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)以及控制算法的研究中得到了應(yīng)用，在接近真實(shí)試驗(yàn)環(huán)境的條件下對(duì)試驗(yàn)和控制方法進(jìn)行了攻關(guān)、調(diào)試和驗(yàn)證。多次實(shí)踐表明，本文所構(gòu)建的模型及仿真平臺(tái)極大程度的降低了新技術(shù)開(kāi)發(fā)的風(fēng)險(xiǎn)和難度，節(jié)約了大量試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，有效推動(dòng)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)全剖面飛行軌跡連續(xù)模擬的技術(shù)進(jìn)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(qián)秋朦 3，朱美印 4