飛發(fā)一體化控制先進(jìn)技術(shù)發(fā)展分析

■ 季春生 / 中國航發(fā)動(dòng)控所

隨著航空技術(shù)的發(fā)展和現(xiàn)代戰(zhàn)爭軍事需求的提高，新一代作戰(zhàn)飛機(jī)對長航時(shí)、機(jī)動(dòng)性、安全性和維修性等提出了更高要求，其中基于飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)耦合的一體化控制是實(shí)現(xiàn)上述指標(biāo)的關(guān)鍵技術(shù)。

飛發(fā)一體化控制（Integrated Flight-Propulsion Control，IFPC）技術(shù)是充分考慮和利用對機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)的控制作用及其相互影響，將飛發(fā)控制功能進(jìn)行一體化自頂向下的綜合設(shè)計(jì)，使飛機(jī)能最大限度地發(fā)揮其性能潛力，以滿足新任務(wù)能力的需求。

傳統(tǒng)的飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)是通過協(xié)調(diào)確定物理界面以及機(jī)械、電氣和通信接口后獨(dú)立進(jìn)行的，不考慮相互間的耦合作用[1]，在設(shè)計(jì)指標(biāo)上都留有一定的裕度，使得飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)均難以發(fā)揮最大的性能潛力，也無法實(shí)現(xiàn)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)匹配。實(shí)際上，飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)之間存在著強(qiáng)烈的耦合作用。其中，飛機(jī)對發(fā)動(dòng)機(jī)的影響主要體現(xiàn)在飛機(jī)前體上，而發(fā)動(dòng)機(jī)對飛機(jī)的影響主要體現(xiàn)在飛機(jī)后體上，這些影響給飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的控制均帶來一定的問題[2]。

對飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行獨(dú)立設(shè)計(jì)的方法已不能滿足現(xiàn)代飛機(jī)的需求，這在客觀上向飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)提出了綜合設(shè)計(jì)與一體化控制的要求。另外，電力電子技術(shù)和計(jì)算機(jī)技術(shù)的高速發(fā)展以及高速通信總線的應(yīng)用，使得對飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一體化控制以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)最優(yōu)成為可能。采用飛發(fā)一體化控制可以提高系統(tǒng)的整體性能，減輕飛行員的操縱負(fù)擔(dān)，大大增強(qiáng)飛機(jī)的作戰(zhàn)能力。

IFPC技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r

圖1 飛發(fā)一體化系統(tǒng)的基本組成

美國開展飛發(fā)一體化控制研究的時(shí)間較早，取得的成績非常顯著，代表了飛發(fā)一體化控制技術(shù)的發(fā)展水平。從公開發(fā)表的文獻(xiàn)來看，其相關(guān)研究基本上可以分為兩個(gè)方向：一是研究飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)；二是從飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能最優(yōu)的角度出發(fā)，研究推進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)時(shí)優(yōu)化算法。這兩個(gè)方向都充分考慮了飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的耦合，在各自的研究領(lǐng)域探索可行的解決方案[3]。

1983年，美國國家航空航天局（NASA）組織實(shí)施了高度綜合數(shù)字電子控制（HIDEC）研究計(jì)劃，在F-15上開展了發(fā)動(dòng)機(jī)自適應(yīng)數(shù)字式控制系統(tǒng)（ADECS）和性能尋優(yōu)控制（PSC）等飛發(fā)一體化控制技術(shù)研究[4]。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，飛發(fā)一體化控制為飛機(jī)帶來顯著收益：不同飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加8%～10%；耗油率降低11%～16%；平飛加速時(shí)間縮短2%～24%；爬升率增加14%～76%。此外，在20世紀(jì)80年代后期還開展了YF-22的綜合飛行推進(jìn)控制（IFPC）的驗(yàn)證工作。發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量技術(shù)的應(yīng)用研究將飛發(fā)一體化控制技術(shù)推向一個(gè)新的高度，F(xiàn)-22和F-35上均采用了矢量推力的飛發(fā)一體化控制技術(shù)。目前，帶有矢量推力的飛發(fā)一體化控制系統(tǒng)已成為四代機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)裝備，是保證飛機(jī)具有高敏捷性、過失速機(jī)動(dòng)能力和短距起降能力的主要技術(shù)支柱。

俄羅斯的發(fā)動(dòng)機(jī)本體技術(shù)成熟，但計(jì)算機(jī)和總線技術(shù)遜于西方國家。俄羅斯一開始實(shí)施的飛發(fā)一體化控制主要是推力矢量與飛行控制的綜合，目的是將可調(diào)噴管作為飛機(jī)的一個(gè)可調(diào)舵面，大幅提升飛機(jī)的過失速機(jī)動(dòng)性能以及短距起降能力，但在挖掘發(fā)動(dòng)機(jī)性能潛力上的作用并不明顯。

圖2 F-35的IFPC系統(tǒng)架構(gòu)

20世紀(jì)90年代以來，我國的高校和科研院所對航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)控制進(jìn)行了大量的研究。2018年中國航展上，國產(chǎn)殲10矢量技術(shù)試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行了精彩的飛行表演，表明國內(nèi)已初步掌握飛發(fā)一體及推力矢量控制技術(shù)。

IFPC組成及功能

飛發(fā)一體化控制系統(tǒng)主要包括氣動(dòng)操縱面（舵面）、油門桿、進(jìn)氣道、推力矢量噴管和發(fā)動(dòng)機(jī)本體5個(gè)控制回路（如圖1所示[5]），其中由飛行控制系統(tǒng)負(fù)責(zé)對前3個(gè)回路進(jìn)行控制，發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）系統(tǒng)接收飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)、飛行控制系統(tǒng)對油門桿和矢量噴管的控制指令、發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度、壓力等信息，通過控制律計(jì)算實(shí)現(xiàn)對燃油流量、導(dǎo)葉角度、噴管面積和推力矢量角度的控制，保證發(fā)動(dòng)機(jī)在給定的飛行狀態(tài)下具有最佳性能，并按預(yù)先設(shè)定的程序提供發(fā)動(dòng)機(jī)極限工作參數(shù)保護(hù)。

F-35作為一款先進(jìn)的多用途隱身戰(zhàn)斗機(jī)，突破了傳統(tǒng)飛行控制系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的交互關(guān)系，具有常規(guī)起降（CTOL）和短距/垂直起降（STOVL）功能，這就需要通過飛發(fā)一體化控制來平衡飛機(jī)氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，以提供最佳的飛行品質(zhì)。飛機(jī)給升力系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)（聯(lián)軸器、升力風(fēng)扇進(jìn)口導(dǎo)葉作動(dòng)器、升力風(fēng)扇噴管和滾轉(zhuǎn)噴管）提供的油源采用冗余設(shè)計(jì)，用以確保系統(tǒng)的安全性。同樣，給飛機(jī)來油增壓的燃油泵也采用冗余設(shè)計(jì)，為發(fā)動(dòng)機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)（風(fēng)扇導(dǎo)葉、壓氣機(jī)導(dǎo)葉作動(dòng)器、主燃燒室和加力燃燒室燃油計(jì)量油針、噴管和三軸偏轉(zhuǎn)噴管）提供可靠油源。飛行控制安全設(shè)計(jì)準(zhǔn)則適用于飛行相關(guān)的所有方面，包括失效管理和故障容錯(cuò)在發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用。

系統(tǒng)架構(gòu)

F-35的IFPC系統(tǒng)是一個(gè)網(wǎng)絡(luò)化的系統(tǒng)，架構(gòu)如圖2所示[6-14]，主要包括飛行管理計(jì)算機(jī)（VMC）、IEEE-1394b（簡稱1394b）通信網(wǎng)絡(luò)和遠(yuǎn)程輸入/輸出（RIO）單元。

VMC是IFPC的核心，為三余度配置，實(shí)現(xiàn)飛行控制和其他子系統(tǒng)控制功能。雙-雙余度配置的主發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器（MEF）和升力系統(tǒng)全權(quán)限數(shù)字式電子控制器（LSF）通過1394b總線進(jìn)行通訊，并針對CTOL和STOVL飛行模式執(zhí)行相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)和升力系統(tǒng)控制功能。

F-35的研制采用以美國為主導(dǎo)的多國合作模式，IFPC系統(tǒng)選擇了集中控制和分布控制的混合方案，這使得控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作可以在較高層級子系統(tǒng)（飛行控制）和較低層級子系統(tǒng)（發(fā)動(dòng)機(jī)控制、作動(dòng)器控制、升力系統(tǒng)艙門控制、燃油控制）之間進(jìn)行劃分。采用嚴(yán)格的接口控制和功能需求分解方法，可以確保系統(tǒng)集成和系統(tǒng)升級的兼容性。

飛行管理計(jì)算機(jī)

F-35的飛行管理計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)組成如圖3所示，由電源模塊、I/O接口板、處理器模塊和機(jī)箱等組成。

電源模塊將外部28V直流電源轉(zhuǎn)化為+5V電源給VMC內(nèi)部各電路供電。I/O總線接口包含多路1394b總線接口，1394b總線接口分為兩種：一種負(fù)責(zé)VMC之間的交叉通道數(shù)據(jù)鏈路（CCDL）通信，另一種負(fù)責(zé)VMC同外部RIO設(shè)備之間的通信。處理器模塊包含兩個(gè)PowerPC處理器，工作頻率大于400MHz，處理能力大于900 MIPS。處理器模塊主要完成飛行控制和公用設(shè)備（如燃油、電源、液壓系統(tǒng)控制）管理功能的解算和系統(tǒng)管理功能（包括同步、余度管理、機(jī)內(nèi)自檢測（BIT）等）[6]。

發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器

F-35戰(zhàn)斗機(jī)配裝1臺普惠公司生產(chǎn)的F135發(fā)動(dòng)機(jī)，其全權(quán)限數(shù)字式電子控制器結(jié)構(gòu)組成如圖4所示，由電源模塊、信號處理模塊、處理器模塊、驅(qū)動(dòng)模塊、壓力處理單元和機(jī)箱等組成[8-9]。

圖3 F-35的飛行管理計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)組成

圖4 F135發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器結(jié)構(gòu)組成

飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)自帶交流發(fā)電機(jī)分別向每個(gè)電子控制器提供1路電源，電源模塊將外部28V直流電源轉(zhuǎn)化為+15V和+5V給電子控制器內(nèi)部各電路供電。通信模塊包含多路1394b總線接口，1394b總線接口功能分為兩種：一種負(fù)責(zé)發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器同內(nèi)部發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理系統(tǒng)（PHAM）和升力系統(tǒng)電子控制器之間的通信，另一種負(fù)責(zé)電子控制器同外部RIO設(shè)備之間的通信。電子控制器內(nèi)部通信模塊、信號處理模塊、驅(qū)動(dòng)模塊和兩個(gè)CPU之間采用傳統(tǒng)的并行總線進(jìn)行通信，信號處理CPU與壓力處理單元之間通過串行總線進(jìn)行通信，兩個(gè)控制器控制計(jì)算CPU之間通過串行總線進(jìn)行CCDL通信。處理器模塊包含兩個(gè)PowerPC處理器，工作頻率大于400MHz，處理能力大于900 MIPS。處理器模塊主要完成發(fā)動(dòng)機(jī)和矢量噴管控制以及系統(tǒng)管理功能（包括同步、余度管理、BIT、故障隔離和申報(bào)等），其中信號處理中央處理器（CPU）主要負(fù)責(zé)發(fā)動(dòng)機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)傳感器信號的診斷和處理以及機(jī)載模型的運(yùn)算，控制計(jì)算CPU主要負(fù)責(zé)控制律計(jì)算。

系統(tǒng)總線和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

IFPC總線采用符合AS5643規(guī)范的軍用版本1394總線，通信速率達(dá)到400Mb/s，系統(tǒng)中所有設(shè)備間的通信都通過該總線完成。同時(shí)，該總線還提供軟件加載功能。

IFPC按高安全性等級要求，組建了基于1394b總線的三余度拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，每個(gè)余度包含2條環(huán)形拓?fù)浜?條樹形拓?fù)?。在環(huán)形拓?fù)鋬?nèi)，1394b協(xié)議提供的環(huán)檢測和環(huán)斷開功能能夠自動(dòng)檢測總線拓?fù)涫欠翊嬖诃h(huán)路。若檢測到環(huán)斷開，則自動(dòng)禁止斷開處兩個(gè)端口間的連接，斷開環(huán)路形成樹狀拓?fù)?。如果環(huán)中任意一個(gè)節(jié)點(diǎn)失效，那么總線將故障節(jié)點(diǎn)自動(dòng)重構(gòu)為新樹結(jié)構(gòu)的末端，使其不影響其他節(jié)點(diǎn)間的通信，為IFPC提供第一級的容錯(cuò)能力。每臺VMC均作為1394b的總線控制器（Control Computer，CC），按周期發(fā)送幀起始（STOF）消息，通知總線上新的一幀開始，通過STOF消息完成總線同步[10]。

3臺VMC之間通過CCDL進(jìn)行消息表決，為IFPC提供了多級冗余容錯(cuò)，使其具有更高的安全性。

IFPC控制律及控制方法

飛發(fā)一體化控制是飛行控制和發(fā)動(dòng)機(jī)控制兩個(gè)專業(yè)綜合設(shè)計(jì)的產(chǎn)物。傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法中，兩個(gè)子系統(tǒng)的控制律各自獨(dú)立設(shè)計(jì)，然后以一種特定的方式集成，以解決兩者之間的相互影響，這種方法只能得到次優(yōu)的系統(tǒng)性能。如果系統(tǒng)的整體性能達(dá)不到設(shè)計(jì)要求，將導(dǎo)致重新設(shè)計(jì)控制律。因此，采用綜合控制設(shè)計(jì)方法來開展飛發(fā)一體化控制系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)和驗(yàn)證，可從源頭上保證控制性能。

IFPC的控制律架構(gòu)

F-35的IFPC控制律架構(gòu)如圖5所示[11]。

圖5 F-35的IFPC控制律架構(gòu)

IFPC系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的多變量閉環(huán)系統(tǒng)，包括6自由度飛行控制、5自由度推力控制、燃油系統(tǒng)控制和升力系統(tǒng)控制，其中最底層的控制回路是基于位置反饋的作動(dòng)器閉環(huán)控制，通過它可以獲得精確的位置響應(yīng)。除了正常的飛行控制功能外，飛行控制邏輯還對較低層級的子系統(tǒng)控制器執(zhí)行監(jiān)視功能。每個(gè)子系統(tǒng)控制器向VMS申報(bào)故障狀態(tài)信息，以便出現(xiàn)故障時(shí)對故障實(shí)現(xiàn)自動(dòng)隔離，并通過余度管理對控制功能進(jìn)行重新分配。

通過功能劃分把整個(gè)控制律架構(gòu)分解成若干獨(dú)立設(shè)計(jì)的部分，以便簡化控制邏輯。通過位置、力或在駕駛艙內(nèi)的開關(guān)讀取飛行控制指令，并在控制律運(yùn)算時(shí)進(jìn)行一系列轉(zhuǎn)換。在飛行控制律中，這些飛行控制指令將解算成與飛機(jī)平移和滾動(dòng)加速度相對應(yīng)的被控參數(shù)。此外，將推力控制視作虛擬作動(dòng)器來響應(yīng)飛行控制指令，期望響應(yīng)模塊將虛擬作動(dòng)器的輸入指令解算成發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際控制所對應(yīng)的被控參數(shù)，由多變量控制器將被控參數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)的限制參數(shù)解算成發(fā)動(dòng)機(jī)和升力系統(tǒng)作動(dòng)器的控制變量。發(fā)動(dòng)機(jī)作動(dòng)器回路在發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器中完成閉環(huán)控制，升力風(fēng)扇導(dǎo)葉、滾轉(zhuǎn)噴管和升力風(fēng)扇離合器作動(dòng)回路在升力系統(tǒng)電子控制器中完成閉環(huán)控制。表1反映了飛機(jī)姿態(tài)控制和所選執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系。

基于非線性動(dòng)態(tài)逆的飛行控制方法

非線性動(dòng)態(tài)逆（NDI）從早期在X-35上的實(shí)現(xiàn)并應(yīng)用到F-35系統(tǒng)，支持3種類別的飛機(jī)使用同樣的飛行控制律架構(gòu)。在STOVL設(shè)計(jì)中，最為復(fù)雜的是需要直接控制6個(gè)自由度，為了減少飛行員工作負(fù)荷和增加系統(tǒng)安全，須進(jìn)一步加強(qiáng)控制律設(shè)計(jì)?？刂坡稍O(shè)計(jì)的首要目標(biāo)是使STOVL像常規(guī)飛機(jī)一樣起飛和降落，設(shè)計(jì)方法在很大程度上依賴于STOVL飛機(jī)模型的完整性和精度。如果控制律使用了低精度的性能模型，則可以通過精確的分配算法，將控制效能發(fā)揮至最大。

NDI的前端是指令響應(yīng)和控制器模塊，操縱體驗(yàn)、指令限制和動(dòng)態(tài)響應(yīng)是根據(jù)飛行任務(wù)情況和操縱品質(zhì)等相關(guān)的參數(shù)確定的。在指令響應(yīng)模塊中，將各個(gè)飛行指令解算成期望的響應(yīng)（如駕駛桿—俯仰率），以便在規(guī)定飛行階段提供最佳的操縱性能。在控制器模塊中，將輸入的期望響應(yīng)解算成具有單個(gè)自由度的控制變量（如俯仰率→俯仰加速度），從設(shè)計(jì)方程可以得到飛行性能參數(shù)的詳細(xì)描述。

表1 飛機(jī)姿態(tài)控制和執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)

NDI的后端主要進(jìn)行控制穩(wěn)定性和控制分配設(shè)計(jì)。機(jī)載模型是高精度的簡化性能模型，包含了空氣動(dòng)力學(xué)、推進(jìn)系統(tǒng)和飛機(jī)質(zhì)量特性，它主要有兩個(gè)功能：估算內(nèi)部回路控制變量的變化率；計(jì)算作動(dòng)器組合方案的控制效能矩陣。通過重新分配偽逆解，求出飛機(jī)作動(dòng)器和推進(jìn)系統(tǒng)虛擬作動(dòng)器的輸入指令。對于氣動(dòng)控制，作動(dòng)器指令由獨(dú)立的舵機(jī)響應(yīng)完成；而對于推力控制，虛擬作動(dòng)器（如總推力、俯仰力矩）及其適配的具體作動(dòng)器控制由發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字電子控制器完成。由于控制分配是超定的（作動(dòng)器數(shù)量多于自由度數(shù)量），因此將會優(yōu)選一些作動(dòng)器用于飛機(jī)的總體性能優(yōu)化和其他約束(如前起落架負(fù)載)處理。當(dāng)作動(dòng)器控制遇到位置或速率限制時(shí)，將會重新定義解決方案，把期望的指令分配到其他可用的作動(dòng)器。同樣，當(dāng)作動(dòng)器控制失效時(shí)，作動(dòng)器選擇器會將該作動(dòng)器從解決方案中刪除，重新分配其他可用的作動(dòng)器。

基于非線性約束動(dòng)態(tài)逆的發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法

非線性約束動(dòng)態(tài)逆（CDI）是一種新開發(fā)的具有動(dòng)態(tài)逆和模型預(yù)測控制的多變量控制結(jié)構(gòu)，能夠?qū)?fù)雜的、耦合的、非線性的推進(jìn)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)問題進(jìn)行解耦，使它們看起來類似一組獨(dú)立的虛擬作動(dòng)器。與常規(guī)的發(fā)動(dòng)機(jī)控制相比，該系統(tǒng)在4個(gè)噴管上控制5個(gè)自由度的推力。這些響應(yīng)必須是線性的，具有較高的帶寬，且在自由度之間的耦合相對較少。虛擬作動(dòng)器指令響應(yīng)所需的帶寬必須大于發(fā)動(dòng)機(jī)控制回路的帶寬，與發(fā)動(dòng)機(jī)作動(dòng)器帶寬接近。此外，同大多數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)控制類似，控制律在接近或到達(dá)限制值的條件下運(yùn)行，并且不與虛擬作動(dòng)器響應(yīng)耦合。CDI本質(zhì)上是基于模型的控制方法，包括1個(gè)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)飛行控制律期望的模型、1個(gè)用于計(jì)算不可測量參數(shù)（例如推力）的發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型、1個(gè)用于動(dòng)態(tài)逆的發(fā)動(dòng)機(jī)和作動(dòng)器局部線性化模型。

狀態(tài)估計(jì)器模塊將反饋測量參數(shù)和模型預(yù)測參數(shù)進(jìn)行比較，通過改變模型狀態(tài)和輸出偏差來補(bǔ)償模型誤差。對于發(fā)動(dòng)機(jī)控制律，所有目標(biāo)值和限制值都是多變量控制器計(jì)算更新時(shí)非線性動(dòng)態(tài)逆的選擇對象。對于任意給定的更新，多變量控制器將確定有效的目標(biāo)值和極限值，并完成對這些參數(shù)值的動(dòng)態(tài)逆過程。除了包含限制功能外，發(fā)動(dòng)機(jī)控制律結(jié)構(gòu)上半部分還提供了動(dòng)態(tài)前饋功能，允許由期望響應(yīng)模塊設(shè)置的虛擬作動(dòng)器響應(yīng)帶寬大于由狀態(tài)估計(jì)器模塊設(shè)置的反饋回路帶寬。

控制律設(shè)計(jì)流程

圖6 飛發(fā)一體化控制律設(shè)計(jì)流程

NASA的格倫研究中心開發(fā)出一種自頂向下的系統(tǒng)方法，用于復(fù)雜系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)，相應(yīng)的設(shè)計(jì)流程如圖6所示。在這套綜合控制設(shè)計(jì)方法中，首先考慮所有子系統(tǒng)的相互作用進(jìn)行統(tǒng)一建模和控制律設(shè)計(jì)，然后按子系統(tǒng)功能對控制律進(jìn)行分解。為了降低控制律設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，前面3個(gè)階段均采用線性模型并針對主要飛行狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計(jì)。綜合設(shè)計(jì)為系統(tǒng)達(dá)到性能最優(yōu)提供了基線，并為子系統(tǒng)功能分配提供參考[15]。

上述綜合控制設(shè)計(jì)方法在STOVL驗(yàn)證機(jī)的IFPC項(xiàng)目中獲得實(shí)踐驗(yàn)證，后續(xù)又成功推廣應(yīng)用于F-35項(xiàng)目的開發(fā)。洛馬公司和普惠公司的聯(lián)合設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)負(fù)責(zé)設(shè)計(jì)和開發(fā)F-35飛發(fā)一體化控制系統(tǒng)，通過采用上述基于模型的綜合控制設(shè)計(jì)和分析方法，將性能需求分解成傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)目標(biāo)，成功開發(fā)出高度綜合的先進(jìn)控制系統(tǒng)和控制律，為CTOL和STOVL操縱提供了一流的飛行品質(zhì)。

飛發(fā)一體化控制技術(shù)的發(fā)展思路

從一些先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展歷程可以看出，飛發(fā)一體化控制技術(shù)隨著電子技術(shù)和軟件技術(shù)水平的發(fā)展不斷完善，可從以下幾個(gè)方面來考慮未來飛發(fā)一體化控制技術(shù)的發(fā)展。

多電分布式系統(tǒng)架構(gòu)

通過分析F-35飛發(fā)一體化控制系統(tǒng)架構(gòu)和控制律架構(gòu)可以得出：隨著電力電子技術(shù)、計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，新一代戰(zhàn)斗機(jī)的IFPC系統(tǒng)已經(jīng)采用網(wǎng)絡(luò)化、多電、分布式開放系統(tǒng)架構(gòu)；在整個(gè)系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)了功能的余度配置和故障容錯(cuò)，系統(tǒng)安全性得到了根本保證；飛控系統(tǒng)大量使用電靜液作動(dòng)器，取消了集中式的液壓能源，減少了大量液壓管路。采用多電分布式系統(tǒng)架構(gòu)的結(jié)果可降低系統(tǒng)的復(fù)雜性，從而提高維修性和可靠性，另外，體積、質(zhì)量、功耗、布線復(fù)雜度以及全生命周期開發(fā)和維護(hù)費(fèi)用也將得到大幅度降低。

光纖通信總線

在當(dāng)今電磁環(huán)境日益惡劣、電子對抗愈發(fā)激烈的情況下，提高飛機(jī)電子產(chǎn)品的抗電磁干擾能力勢在必行。而解決這一問題的最根本辦法就是發(fā)展光傳系統(tǒng)，即應(yīng)用光纖技術(shù)實(shí)現(xiàn)機(jī)載總線的信號傳輸。

采用光纖作為軍用1394總線信號的傳輸介質(zhì)，將電信號轉(zhuǎn)換為光信號進(jìn)行數(shù)據(jù)的傳輸，能夠?qū)⒖偩€數(shù)據(jù)傳輸速率提高到3200Mb/s以上，同時(shí)能夠有效防御電磁效應(yīng)、電磁干擾，可極大地提高系統(tǒng)的抗電磁干擾能力，而且光纖自身的質(zhì)量和體積遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于電纜，可大大減小電纜的質(zhì)量和體積。

嵌入式操作系統(tǒng)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)由于飛行控制、發(fā)動(dòng)機(jī)控制功能復(fù)雜，安全性等級高，要求飛控計(jì)算機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器必須帶有嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)分區(qū)管理、進(jìn)程管理、時(shí)間管理、分區(qū)間通信、健康監(jiān)控和軟件在線加載等功能，符合ARINC653標(biāo)準(zhǔn)和DO-178C規(guī)范要求，應(yīng)該加速國產(chǎn)嵌入式操作系統(tǒng)的研發(fā)與應(yīng)用。

高溫電子元器件

隨著新一代作戰(zhàn)飛機(jī)飛行速度和隱身性能的提高以及復(fù)合材料蒙皮、高效率發(fā)動(dòng)機(jī)和大功率用電設(shè)備的使用，可用于冷卻的熱沉將越來越小。目前已經(jīng)設(shè)計(jì)出一些特殊用途的硅電路，可以在300℃下長期工作。因此，需要加速基于絕緣襯底上的硅（SOI）、碳化硅（SIC）等工藝的高溫電子元器件的研發(fā)與應(yīng)用，提高發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的耐高溫能力。

商用貨架產(chǎn)品技術(shù)

為了降低成本，提高經(jīng)濟(jì)可承受性，使產(chǎn)品具備良好的升級擴(kuò)展能力，F(xiàn)-35戰(zhàn)斗機(jī)大量使用商用貨架產(chǎn)品（COTS），值得學(xué)習(xí)和借鑒，通過大量使用COTS，加速國產(chǎn)元器件成熟，形成“小型化、模塊化、輕質(zhì)量、高可靠、高性能”的微電子工業(yè)格局。

結(jié)束語

現(xiàn)代戰(zhàn)爭對新一代作戰(zhàn)飛機(jī)在長航時(shí)、機(jī)動(dòng)性、隱身性、能量管理和維修性等方面提出了更高要求，從戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展歷程可以看出，飛發(fā)一體化控制是戰(zhàn)斗機(jī)先進(jìn)性的重要技術(shù)特征，建議適時(shí)開展下一代飛發(fā)一體化控制技術(shù)的研究和應(yīng)用，重點(diǎn)突破多電分布式系統(tǒng)架構(gòu)、光纖通信總線、嵌入式分時(shí)分區(qū)操作系統(tǒng)、高溫電子元器件等關(guān)鍵技術(shù)。