高空艙飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)通用軟件模塊設(shè)計(jì)

董滿收，黃 凱，鄺 文，陳小麗

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽(yáng) 621700)

1 引言

高空模擬試驗(yàn)艙(以下簡(jiǎn)稱高空艙)是在地面條件下模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)空中工作環(huán)境，并獲取航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空性能/特性的大型試驗(yàn)設(shè)備[1]。其飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)用于建立航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣壓力/溫度和環(huán)境壓力，模擬真實(shí)的飛行條件，是高空艙最重要、最核心的系統(tǒng)之一。隨著我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)工作的深入推進(jìn)，各種流量等級(jí)的渦噴/渦扇及渦軸/渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)高空艙陸續(xù)建設(shè)。由于不同的控制系統(tǒng)研究人員為飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的控制程序通常不相同，為此帶來(lái)了三個(gè)缺點(diǎn)：①需要消耗大量的精力編寫基礎(chǔ)控制功能模塊；②他人在進(jìn)行程序后期維護(hù)或二次開發(fā)時(shí)較麻煩，需要逐行理解；③靜態(tài)調(diào)試難以遍歷各種使用工況，程序中難免存在缺陷，為系統(tǒng)運(yùn)行帶來(lái)潛在的風(fēng)險(xiǎn)。

雖然不同高空艙的空氣管網(wǎng)不盡相同，但綜合來(lái)看，其飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)包含很多共性的部分，這是分解、提取通用控制模塊，建立統(tǒng)一設(shè)計(jì)框架的基礎(chǔ)?；诖耍疚拈_發(fā)了一套標(biāo)準(zhǔn)、成熟、可供各種高空艙使用的通用軟件框架和模塊，以實(shí)現(xiàn)不同高空艙飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)控制軟件的統(tǒng)一。該軟件框架主要包括信號(hào)濾波與報(bào)警、設(shè)定值輸入、閥門自動(dòng)控制以及一些特殊功能模塊等。通過統(tǒng)一的設(shè)計(jì)框架，使用一套通用控制模塊，用戶僅需按照實(shí)際硬件設(shè)計(jì)配置模塊的輸入/輸出變量，可避免多次解決基本的編程問題，進(jìn)而集中精力實(shí)現(xiàn)每個(gè)高空艙特殊的控制功能[2-3]。本文的研究結(jié)果對(duì)于規(guī)范飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)中控制程序的設(shè)計(jì)、提高編程效率具有重要意義。

2 高內(nèi)聚低耦合程序模塊及框架設(shè)計(jì)

軟件模塊的耦合性就是用于表示模塊之間的相對(duì)獨(dú)立性，是影響整個(gè)軟件設(shè)計(jì)復(fù)雜性的一個(gè)重要因素。通常，模塊之間的相互聯(lián)系越多，彼此的相互依賴程度就越高，模塊的獨(dú)立性就越低。軟件模塊的內(nèi)聚性用于衡量模塊內(nèi)部各元素彼此結(jié)合的緊密程度。一個(gè)模塊很大，雖然可以提高軟件模塊的獨(dú)立性，降低模塊接口的復(fù)雜性，但也必然意味著模塊內(nèi)部的復(fù)雜性較大，內(nèi)聚性低[4]，不便于多次頻繁調(diào)用。為此，應(yīng)將軟件模塊劃分為功能相對(duì)單一的較小模塊，即高內(nèi)聚。耦合性和內(nèi)聚性均不同程度影響整個(gè)軟件的復(fù)雜程度，它們之間的相互關(guān)系如圖1所示。

圖1 軟件模塊的復(fù)雜性Fig.1 Complexity of software module

按照高空艙飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)的功能需要，通用程序框架分為信號(hào)濾波與報(bào)警、設(shè)定值輸入、閥門自動(dòng)控制及特殊功能四個(gè)部分。依據(jù)高內(nèi)聚、低耦合原則，信號(hào)濾波與報(bào)警細(xì)分為限幅濾波、壓力控制與傳感器報(bào)警模塊、平均值濾波模塊、閥位傳感器故障報(bào)警模塊，設(shè)定值輸入部分細(xì)分為設(shè)定值點(diǎn)動(dòng)修改模塊、設(shè)定值防錯(cuò)輸入模塊、設(shè)定值斜坡輸入模塊，閥門自動(dòng)控制部分細(xì)分為PID控制模塊、自動(dòng)閥門手動(dòng)開關(guān)模塊、閥位可調(diào)比例閉環(huán)控制模塊，特殊功能部分包括發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)壓力控制模塊、全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)?zāi)K、全自動(dòng)狀態(tài)參數(shù)輸入等，如圖2所示。

圖2 飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)基本程序框架Fig.2 Basic program frame of flight environment simulation control system

控制模塊采用符合IEC6131規(guī)范的結(jié)構(gòu)化文本(Structure Text)語(yǔ)言編寫，并封裝成子程序，可以直接在艾默生系列PLC 中調(diào)用，適當(dāng)改造后也可在B&R、BACKOFF 及SIEMENS 等PLC 控制器中移植使用。通過這種模塊級(jí)編程模式，用戶從中選取合適的控制模塊，可快速構(gòu)建出不同類型高空艙的飛行環(huán)境模擬控制系統(tǒng)[5]。

3 主要功能模塊設(shè)計(jì)

3.1 信號(hào)濾波與報(bào)警

控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制的首要前提是采集信號(hào)干凈，為此設(shè)計(jì)了信號(hào)濾波與報(bào)警功能。該部分主要包括三個(gè)模塊，分別完成信號(hào)限幅濾波、壓力控制報(bào)警、傳感器報(bào)警、平均值濾波、閥位傳感器故障報(bào)警。通過限幅濾波和均值濾波，分別消除系統(tǒng)中偶然出現(xiàn)的尖峰脈沖擾動(dòng)和周期脈動(dòng)干擾信號(hào)，實(shí)現(xiàn)采集信號(hào)的平滑過渡和穩(wěn)定控制。通過壓力控制報(bào)警功能，提示操作員某個(gè)壓力控制環(huán)節(jié)出現(xiàn)較大控制偏差，需進(jìn)行手動(dòng)干預(yù)。通過傳感器報(bào)警模塊，判斷傳感器是否出現(xiàn)致命故障(如電源斷開、信號(hào)線松動(dòng)或電路板內(nèi)部故障等)。故障消失后，該報(bào)警信號(hào)不會(huì)立即消失，需要操作員確認(rèn)物理故障消失后通過手動(dòng)消除，以避免出現(xiàn)軟故障而降低操作員警惕性。

3.2 設(shè)定值輸入

隨著發(fā)動(dòng)機(jī)模擬狀態(tài)點(diǎn)的不同，操作員需要相應(yīng)地改變壓力系統(tǒng)的設(shè)定值，為此設(shè)計(jì)了設(shè)定值輸入功能。該部分主要包括設(shè)定值點(diǎn)動(dòng)修改、設(shè)定值防錯(cuò)輸入和設(shè)定值斜坡輸入三個(gè)模塊。防錯(cuò)輸入是指當(dāng)控制系統(tǒng)處于自動(dòng)條件時(shí)，輸入設(shè)定值與當(dāng)前設(shè)定值的偏差超過限制量或低于空氣管網(wǎng)下一級(jí)子系統(tǒng)設(shè)定值，系統(tǒng)默認(rèn)輸入無(wú)效，同時(shí)發(fā)出設(shè)定值輸入錯(cuò)誤的警告信號(hào)。該功能可防止操作員手動(dòng)輸入錯(cuò)誤，避免控制系統(tǒng)出現(xiàn)紊亂。斜坡輸入是指系統(tǒng)按照設(shè)定的斜坡速度從當(dāng)前設(shè)定值逐漸變化到最新輸入的設(shè)定值。此項(xiàng)功能可以避免設(shè)定值大幅跳變引起的控制振蕩。圖3給出了防錯(cuò)輸入和斜坡輸入的控制邏輯。

圖3 設(shè)定值防錯(cuò)輸入和斜坡輸入邏輯框圖Fig.3 Logic block diagram of set-point error-proof input and ramp input

3.3 閥門自動(dòng)控制

控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)壓力/溫度的閉環(huán)調(diào)節(jié)最終需依賴于調(diào)節(jié)閥的自動(dòng)控制，為此設(shè)計(jì)了閥門自動(dòng)控制功能。該部分包括PID 控制、自動(dòng)閥門手動(dòng)開關(guān)以及閥門位置可調(diào)比例控制三個(gè)模塊。PID控制可以實(shí)現(xiàn)常規(guī)的PID 參數(shù)修改、死區(qū)設(shè)置、防積分飽和等。自動(dòng)閥門手動(dòng)開關(guān)常用于串級(jí)控制中內(nèi)環(huán)閥位控制的性能調(diào)試。通過閥門控制量的階躍變化，判定閥門位置閉環(huán)控制效果。閥門位置可調(diào)比例控制用于改變閥位控制的比例系數(shù)，提高內(nèi)環(huán)控制環(huán)節(jié)的響應(yīng)速度。經(jīng)過該模塊，閥位控制的比例系數(shù)由原先固定的1變?yōu)?+k，從而提高閥位控制的響應(yīng)速度。具體數(shù)學(xué)推導(dǎo)為：設(shè)k為比例系數(shù)，U為閥門位置控制量，F(xiàn)為閥位控制量，在閥位控制量上再疊加一個(gè)大小為k(U-F)的量作為最終的控制輸出，則內(nèi)環(huán)閥位的控制函數(shù)為(1+k)(U-F)[6]。

3.4 特殊功能

該部分主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)壓力控制、全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)和全自動(dòng)狀態(tài)參數(shù)輸入三個(gè)功能模塊。

3.4.1 發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)壓力控制

發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)壓力控制模塊用于發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)試驗(yàn)過程中抑制壓力波動(dòng)，保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、出口壓力模擬的準(zhǔn)確度。其主要原理為：在閥門進(jìn)、出口壓力/溫度不變時(shí)，認(rèn)為調(diào)節(jié)閥的開度與流量成線性關(guān)系；同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/出口壓力/溫度不變時(shí)，近似認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)的流量與風(fēng)扇轉(zhuǎn)速成線性關(guān)系，因此可以用線性的閥門跟蹤線性的發(fā)動(dòng)機(jī)流量特性。設(shè)定自動(dòng)調(diào)節(jié)閥進(jìn)行壓力閉環(huán)控制，輔助調(diào)節(jié)閥按照發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速進(jìn)行開度控制，匹配發(fā)動(dòng)機(jī)的流量變化，如圖4 所示。圖中，橫坐標(biāo)為發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速變化，縱坐標(biāo)為對(duì)應(yīng)輔助閥門的開度。這種控制原理綜合利用了閉環(huán)控制的精確性與開環(huán)控制的快速性。調(diào)節(jié)參數(shù)基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際流量特性獲得，解決手動(dòng)控制輔助閥門帶來(lái)的重復(fù)性差、響應(yīng)不及時(shí)等問題[7-10]。

圖4 輔助調(diào)節(jié)閥在發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)試驗(yàn)中的控制邏輯Fig.4 Control logic of auxiliary valve in aero-engine transient test

3.4.2 全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)

高空模擬試驗(yàn)中，必須向高空艙內(nèi)引入次流以冷卻艙內(nèi)傳感器和測(cè)試管線。次流的流動(dòng)會(huì)通過發(fā)動(dòng)機(jī)外壁、測(cè)試管線等作用到發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)量系統(tǒng)中[11]，為校準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，需進(jìn)行迎風(fēng)阻力試驗(yàn)。全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)?zāi)K的作用是實(shí)現(xiàn)高空艙全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)流程，即閥門位置自動(dòng)控制、穩(wěn)態(tài)時(shí)間自動(dòng)記錄、數(shù)據(jù)記錄自動(dòng)進(jìn)行，以大幅降低操作員的勞動(dòng)強(qiáng)度，實(shí)現(xiàn)試車過程的自動(dòng)化和重復(fù)性。全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)流程如圖5 所示。圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)為二股流閥門開度。

圖5 全自動(dòng)迎風(fēng)阻力試驗(yàn)流程Fig.5 Full automatic test procedure of wind-milling drag

3.4.3 全自動(dòng)狀態(tài)參數(shù)輸入

高空模擬試驗(yàn)中，操作員通常需要事先計(jì)算模擬狀態(tài)點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣壓力和環(huán)境壓力，然后分別控制不同子系統(tǒng)完成發(fā)動(dòng)機(jī)飛行狀態(tài)的模擬。這種操作方法較繁瑣，需要逐步改變不同子系統(tǒng)的設(shè)定值；當(dāng)臨時(shí)調(diào)整模擬狀態(tài)點(diǎn)時(shí)，還需計(jì)算模擬狀態(tài)點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、出口壓力。通過全自動(dòng)狀態(tài)參數(shù)輸入功能，操作員可直接輸入目標(biāo)狀態(tài)的高度、馬赫數(shù)/表速，系統(tǒng)自動(dòng)計(jì)算對(duì)應(yīng)的壓力值，并匹配控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)慣性逐步改變模擬狀態(tài)。這項(xiàng)功能的開發(fā)和利用極大地降低了操作員的勞動(dòng)強(qiáng)度，對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)試車的自動(dòng)化程度具有重要意義。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文設(shè)計(jì)的軟件模塊采用結(jié)構(gòu)化文本進(jìn)行設(shè)計(jì)，考慮了不同高空艙之間的共性，具有很強(qiáng)的通用性和移植性。目前，該模塊化設(shè)計(jì)方法已在國(guó)內(nèi)中等流量渦噴/渦扇及小型渦軸/渦槳高空艙得到推廣應(yīng)用。但本套軟件模塊僅應(yīng)用于常規(guī)高空模擬試驗(yàn)，對(duì)于無(wú)人試車等高度自動(dòng)化、智能化領(lǐng)域明顯開發(fā)不足，后續(xù)需進(jìn)一步積累試車數(shù)據(jù)，并深入開展相關(guān)研究。