航空发动机应急控制研究综述

陈小磊，郭迎清，张书刚

（1.西北工业大学动力与能源学院，西安710072；2.中航工业航空动力控制系统研究所，江苏无锡214063）

0 引言

航空安全历来是航空公司与飞机制造商关注的重点，但航空事故仍时有发生，事故原因多种多样，部分事故因飞行控制机构被破坏导致。如1989年7月19日，1架飞行联合航空232号班次的DC-10客机因3套液压系统损坏，导致翼面控制功能失效，机组人员利用仅存的2台发动机调整飞行方向，尝试让飞机在Sioux City紧急迫降，但最终失败。飞机在迫降时不幸发生失控翻覆，造成285名乘客及11名乘务人员中有111人罹难，但因机组人员处理得当，避免更加惨重的伤亡[1]；2003年11月22日，1架隶属于DHL的A300B4-203F型双发动机货机，在巴格达国际机场起飞时，被1枚SA-14型导弹击中左翼，翼身结构被撕裂了约5 m，除造成左翼油槽漏油失火外，同时导致整架飞机的液压系统突然失灵，货机上的所有飞行操作接口全部失灵。机长受1989年苏城空难的启发，与副驾驶利用发动机控制货机飞行，最终在巴格达国际机场成功迫降[2]。

DHL货机遇袭的事件让各国的航空安全主管单位再度关注飞机在飞行中失去液压的危险性问题。从上述2起航空事故中可见，在一些紧急事件（如飞机机翼损坏、外物袭击或飞行条件骤变）发生时，航空发动机可以作为飞行控制的执行机构，通过提供额外推力、加快响应速度，提升飞机的可控性。

传统航空发动机控制器主要用于应对日常正常使用，设计时除了保证发动机具备一定性能外，还需要考虑其安全性和寿命，因此要利用各种保护逻辑来限制发动机性能过度发挥[3]，这导致了发动机性能不足以应对紧急事件；同时仅依靠机组人员来调整发动机推力或响应性能，大幅增加了机组人员的负担，使其难以及时给出准确的调整方案。近年来，机载电子控制器性能逐步提升，为实现新的控制及健康管理技术提供了良好的平台；同时，大型商用客机投入运营，也为应急控制研究带来契机。航空发动机应急控制，也称增强发动机控制（Enhanced Engine Control for Emergency Operating），通过评估紧急事件（如飞机机翼损坏或外物袭击）等级，结合发动机自身健康状况，自动调整控制策略，允许发动机短时间内超过正常限制运行，为飞机提供额外的推力或快速响应能力，以控制飞机安全飞行或起降，虽然会折损发动机的安全性和寿命，但利用快速加速或其它控制策略可以挽救乘客和飞机于危险中。

1 应急控制研究现状

1.1 国外研究情况

NASA早在20世纪90年代就开始进行PCA（Propulsion Controlled Aircraft）项目研究，旨在使飞机能够在完全不依赖液压控制系统控制飞行的情况下，利用数控系统精确地控制发动机的推力，改变飞行姿态直至安全降落。例如NASA飞行试验中心的John J.Burken等研究了如何在飞行控制翼面液压机构锁定的情况下，仅利用发动机间的推力协调，控制飞机安全飞行或降落，并以大型军用MD-11飞机为测试平台，验证控制系统效果。试验结果表明，在某些紧急情况下，以发动机为主导备用飞行控制系统，完全有能力安全控制飞机降落[4]。

由于当时认为此类意外事故发生几率过低、经济效益性不高，该项目被搁置，但与PCA相关的技术研究并未中断。Edmond A.Jonckheere等利用H∞模型匹配理论对多飞行控制翼面损坏的飞机进行控制，通过设计飞/推综合控制模型匹配H∞控制器，将发动机推力纳入到F-27飞机飞行控制中，仿真结果验证了该方法的有效性[5]。2002年Harefors M等利用现代鲁棒多变量控制理论为B747-100设计集成PCA控制器，以便在紧急事件中，飞行员仅通过油门杆即可控制飞机飞行[6]。

近年来，随着诸如空客A380等超大型客机的投入使用，如何保证乘客和飞机的安全成为各大航空公司和飞机制造商关注的重点，利用航空发动机来控制受损的飞机再次成为新的研究热点。NASA各大实验室在如何评估飞机损伤、如何增强发动机在紧急事件中的性能以及增强发动机性能对其自身和飞机的影响等方面进行了研究。

2007年，Glenn试验中心的Ten-Huei Guo在集成弹性飞机控制（Integrated Resilient Aircraft Control，IRAC）项目中，将发动机作为飞行控制的执行机构，控制受损飞机（如机翼折断）飞行。IRAC智能推进系统如图1所示。推进系统评估其自身健康状态以及富余能力，并上报给飞行控制器，集成飞/推控制器根据当前不利环境，结合发动机状态选择合适的发动机运行模式，增强推进系统能力以应对飞行控制所遇到的风险[7]。

图1 IRAC智能推进系统

文献[8]研究了飞机在发动机推力下降后，释放发动机的主要限制和发动机性能参数的变化情况，为PCA技术的实现提供参考。2009年，Litt，Jonathan S研究了紧急事件中智能发动机快速响应控制，对大小幅度过渡态过程中的应急控制策略性能进行分析[9]。Merrill，Walter等通过控制风扇放气来控制发动机响应能力，利用该方法协调飞机左右发动机的性能，控制飞机飞行[10]。

2012年，NASA Glenn试验中心的Jeffrey T.Csank等以C-MAPSS40K发动机为平台，研究了修改发动机控制约束对发动机性能的影响。结果表明，提升发动机推力后，外部飞行环境高度和大气温度对受损发动机的安全性影响很大，在低空飞行时，增加20%的推力会使发动机安全性有中小幅度降低。而提升发动机快速响应能力对性能的影响则与油门杆变化幅度有关，油门杆大幅度变化虽然可以明显减少发动机上升时间，提升响应能力，但降低了发动机稳定裕度，且需要修改发动机加速控制计划。而油门杆小幅变化不需要修改发动机加速控制计划，只需要修正供油门限，门限的修改幅度会影响发动机性能。门限增加50%时，发动机性能损失最小[11-13]。

设计合适的应急控制器的前提是准确评估飞机损伤情况，但由于损伤情况很难用表达式表示，且每种损伤都有其特殊性，发生概率也极小，这些增加了损伤评估的难度。2011年Gregory E.McGlynn等指出通用损伤评估需要综合飞行器结构、期望动态特性以及各种损伤的影响，并给出典型损伤的评估分析过程[14]。而Glenn试验中心的Jonanthan S.Litt等设计了1种在线实时损伤评估系统，用来评估发动机提升性能后对发动机损伤的影响[15]。

除上述研究外，NASA还对用于检验应急控制性能的飞行仿真技术进行详细研究，开发了以C-MAPSS40k为核心的飞行仿真验证系统[16]。

1.2 国内研究情况

与国外相比，中国在发动机数字电子控制、飞/推一体化以及机载发动机实时模型等方面存在一定技术差距，中国航空发动机智能应急控制的研究也仅处于起步阶段。

西北工业大学的陈小磊、郭迎清等跟踪国外航空发动机智能应急控制方面研究动态，以某型军用小涵道比涡扇发动机为对象，开展了应急控制研究。采用调整发动机现有约束条件和供油装置约束等方法来提升发动机性能，在保证发动机基本安全性的同时，在一定程度上提升了发动机性能[17]；南京航空航天大学的陈国强等通过在涡轴发动机中增加涡轮放气，采用多变量鲁棒方法设计了应急状态直升机／涡轴发动机3变量快速响应控制器，该综合控制方法不仅实现了直升机垂飞通道的控制，而且在保持输出功率通道稳定，即自由涡轮转速恒定的前提下，借助涡轮放气实现了燃气涡轮转速的闭环控制，有效实现了发动机功率快速跟随能力[18]。

从国内外研究现状来看，NASA很早就开始进行发动机应急控制方面的研究，在挖掘发动机控制能力、提升控制性能以及保障飞行器安全等方面取得不少进展。但依然有一些关键技术需要进一步研究，如应急控制中飞行器损伤评估、发动机超限运行风险、飞/推综合控制的实现等。随着航空发动机数字电子控制FADEC系统向着第3代双双余度、高性能、模块化的发展，为新的控制策略、理念和思想的实现提供了软、硬件平台，同时国产干线客机、大涵道比涡扇发动机的研发也为应急控制研究带来契机。

2 应急控制模式

在不同的紧急情况需要采用不同的应急控制模式，飞机对发动机的要求主要是推力和响应速度，因此本文中介绍2种应急控制策略：增推力控制和快速反应控制。增推力控制主要用于起飞跑道过短、飞机翼面损伤导致升力不足等场合；而快速反应控制适用于紧急机动时。在飞机控制结构损伤中，则需要增推力控制与快速反应控制协同处理[13]。

2.1 增推力控制

在增推力控制模式下，发动机提供比原最大状态更大的推力，这种非正常推力既有利于缩短飞机起飞所需的距离，也有利于为机翼破损的飞机提供更大的升力。但更大推力意味着更高压比或风扇转速，为实现增推力控制，发动机最大设计点需要延伸至所需的额外推力，此时其转速、温度以及压力会比原最大值还大，可能会超过发动机原有保护逻辑中的限制值。

因此实现增推力控制需要调整发动机转速设定，通过修改油门杆-转速（或油门杆-压比）指令，对发动机提出更高推力要求；同时根据应急事件等级、发动机自身健康状态、外部飞行条件等因素合理释放发动机原有限制。其具体实现结构如图2所示。

图2 航空发动机应急控制实现

2.2 快速响应控制

提升发动机响应能力有诸多方法，但部分基于现代控制理论设计的多变量控制器需要对现有发动机控制系统进行大幅度修改，且过于复杂，并不适用于紧急事件[19-20]。本文结合国外文献[21]，介绍3种方法。

航空发动机常见加速控制逻辑原理如图3所示。其中稳态控制为变增益PI控制器，主要负责发动机稳态控制及过渡态起止部分控制，而加速计划为预先设定好的转速-燃油关系，其输出值与稳态控制输出值取小值作为发动机最终的加速供油量，预先设计好减速计划：转速-燃油关系，其输出值与稳态控制输出值取大值作为发动机最终的减速供油量。

图3 发动机加速控制逻辑

2.2.1 控制增益调整

当油门杆角度小幅度变化（小于5°）时，由于加速起止转速差小，发动机的加速控制依赖于稳态控制器。提升小幅度过渡态过程中的发动机响应能力，需要对稳态控制系统进行调整。目前通用的发动机稳态控制采用变增益PI控制器，在串联校正时，PI控制器相当于在系统中增加1个位于原点的开环极点，同时增加1个位于s左半平面的开环零点。位于原点的开环极点可以提高系统的型别，消除或减小系统的稳态误差，改善系统的稳态性能；而增加的负实零点可用来减小系统的阻尼，缓和PI控制器极点对系统稳定性及动态过程产生的不利影响。只要积分时间常数足够大，PI控制器对系统稳定性的不利影响可大为减弱。因此通过对PI参数的调整，即可改变发动机的小幅过渡态响应能力。但需要注意的是，调整PI参数也会影响整个系统的稳定裕度。

文献[13]中给出1种小幅度过渡态快速响应控制方法，通过提升PI控制器中积分项增益来提升系统的性能。从PI控制器传递函数中可知，在比例增益不变的前提下，积分项增益的提升使系统开环截止频率后延，控制带宽增加。在线性系统的频率分析法中，对于任意阶次的控制系统，系统单位阶跃响应速度和带宽成正比，因此通过增加积分项增益可以提升闭环系统的响应性能。

2.2.2 加速计划调整

基于控制增益调整的快速响应方法仅适用于发动机小幅度加速过程；在发动机大幅度加速时，仅在加速起始和终止时依赖稳态控制器，中间部分则由加速控制计划来控制。为使发动机在大幅度过渡态下获得更加快速的响应能力，仅调整控制增益是不够的，还需要调整加速控制计划，使加速线更加贴近喘振边界。文献[13]提出为提升C-MAPSS40K发动机在大幅度过渡态下的加速性能，将原有发动机加速计划线增加1个偏移，使发动机靠近喘振边界运行，最终使发动机从慢车加速至最大状态的上升时间从2.010 s缩短至1.740 s，但这种方法可能会使发动机的部分重要参数超出安全工作范围，如喘振裕度、涡轮前温度、燃烧室油气比等。

为保证各限制参数不超出设计限制，提出1种新的加速计划调整方法，即利用动态稳定法重新设计加速控制计划。该方法在发动机动态特性计算模型的基础上，通过额外提取其中所有的状态量变化率，使共同工作方程组的偏差趋于零，从而让过渡态仿真稳定下来，此时的稳态参数值即为对应过渡态工作点的各项参数；然后分别根据指定的物理约束条件，通过简单的静态迭代优化即可直接给出相应的控制规律；最后将这些控制规律通过取大/小的方式进行合并，获得所需过渡态最优控制规律[22]。与文献[13]中的方法相比，这种方法可以保证各限制参数不会大幅度超出原有限制值，避免发动机在紧急情况下发生二次灾难。

2.2.3 基于高速慢车的快速响应控制模式

目前，通过调整控制系统来提升发动机响应速度的方法主要有：增加控制带宽[13]、释放发动机加速限制[12]、释放物理安全和运行限制[9，13，17]，但这些方法均有一定缺陷。近年来，也出现采用非线性优化等手段解决发动机加速这类多约束问题[22-23]的方法，如陈国强等通过将涡轴发动机涡轮放气量作为控制变量，并采用多变量鲁棒方法设计应急快速响应控制器；Richter H等利用多滑模控制理论重新设计发动机控制器以提升系统响应能力[19-20]。但这些方法均需要对原有控制器进行大幅度修改，难以用于现役发动机。美国NASA实验中心提出1种新的提升发动机响应能力的控制模式：高速慢车（High Speed Idle，HSI）。研究表明：基于高速慢车的快速响应控制模式可以在提升发动机响应速度的同时，保证发动机喘振裕度不出现大幅度下降[24]。

加速计划和高速慢车曲线如图4所示。传统提升发动机大幅度过渡态时加速性能的方法是释放发动机加速限制，即修改原有加速计划线，增加发动机在某一转速下的供油量。但这种方法使得发动机加速计划线靠近喘振边界，增加了发动机发生喘振的可能性。如果在飞行紧急事件中，可以提升发动机在慢车状态时高压压气机转速，使加速起点转速高、供油量大、加速范围缩短，就可以提升发动机加速能力，这种方法即为高速慢车，其加速过程线如图4中‘+’线所示。由于该方法中加速计划线不变，仅使发动机加速起点发生变化，因此压气机喘振裕度不会出现较大幅度降低，避免发动机在紧急情况下发生喘振。

图4 加速计划及高速慢车

航空发动机应急控制模式实现方式及特点见表1。

表1 应急控制模式实现方式及特点

3 风险评估

从联合航空事故中可知，仅依赖于应急控制策略难以控制飞机安全飞行或降落，应急控制策略的调整计划需要根据实际紧急事件及发动机健康状态来制定，因此需要在线准确估计风险，以确保应急控制策略不会使飞机进入更危险的状态。

风险评估基于智能专家系统，根据从飞行控制器和发动机控制器中收集的信息（包括飞行条件、飞机结构损伤、发动机运行情况），评估当前飞机所遇到的风险等级和应急措施将给发动机带来的风险，并根据评估结果给出合适的处理措施，如提升发动机推力、加速发动机响应能力等。这种风险评估主要包括发动机运行风险评估及风险评估管理结构2部分。

3.1 发动机运行风险评估

与正常控制相比，发动机非正常运行、部分参数超出正常限制值、发动机运行的风险评估用于估计发动机应急控制模式对发动机安全运行及部件寿命的影响[15]。

发动机运行风险可以简单表示为发动机增推力幅度和部件寿命的函数，或是发动机响应速度和压气机喘振裕度的函数。大幅度增大发动机推力、延长发动机运行时间将增加发动机部件损伤，提升发动机响应速度会影响安全运行稳定裕度，因此风险管理需要确定增推力控制的幅度或加速响应的程度。以增推力控制为例，在起飞阶段，控制器可以选择短期大幅度增推力控制（如15 min内），可用于起飞跑道损毁的场合；而飞行中飞机结构损伤、飞行需要提供额外推力时，飞行控制器将选择长期小幅度增推力控制（如90min），以便飞机可以找到合适的机场降落[11]。

3.2 风险评估管理结构

在传统航空发动机控制结构中，控制器接受飞行控制传输的指令，计算当前飞行状态下合适的控制量，控制发动机安全可靠运行。应急控制结构如图5所示。其中虚线框内即为传统发动机控制系统结构，在应急控制中增加了风险管理和控制模式选择子系统、发动机寿命和运行诊断子系统、发动机监视子系统等；在飞行控制部分增加飞行风险管理子系统，这些子系统主要用来评估紧急事件等级、飞机和发动机运行状态以及应急控制带给发动机安全运行的风险。在风险和性能之间折中，为飞机提供合适的额外性能。

图5 风险评估管理结构

控制模式选择主要实现修改发动机限制、发动机控制参数调整和保护限制释放。为确定发动机运行限制，控制模式选择将飞行条件和可接受的风险等级传送给发动机寿命和运行诊断子系统。发动机监视子系统包含2种算法：发动机健康管理算法和使用寿命算法，能计算出发动机剩余使用寿命和预留裕度。发动机寿命和运行诊断子系统根据采集到的发动机状态和当前条件计算出合适的限制并反馈给风险管理和控制模式选择子系统。根据这些信息修改发动机限制器，选择所需的控制模式。

4 结束语

本文在总结国内外相关资料的基础上，介绍航空发动机应急控制技术，对其研究现状、关键技术进行详细分析。最后结合国外研究的进展和国内的研究情况，给出一些建议。

（1）飞/推综合仿真系统。该系统是研究航空发动机应急控制的平台，由于诸多紧急事件难以进行实际验证，亟需建立合适的飞/推综合仿真系统来分析及验证应急控制性能，同时该系统也可以用来研究应急控制对飞行员的负担。2006年，NASA Glenn实验中心与 P&W、SMI等机构合作，建立了以C-MAPSS40k为核心的高仿真度的飞/推仿真系统，其中包含发动机模型、控制器、Dryden大气紊流模型、4发运输机、6自由度飞行仿真器[2，16]，用来检验紧急事件中应急控制的性能及效果。

（2）精确机载模型。从应急控制关键技术中可知，应急控制风险评估中使用到诸多不可测参数，如涡轮前温度、压气机喘振裕度等，同时还需要一些参数来计算寿命限制部件的寿命，而这些参数均需机载模型来提供，因此精确机载模型的开发有利于准确进行风险评估和寿命预测，以选择合适的应急控制模式。

（3）应急控制模式研究。应急控制的实现依赖于应急控制模式的研究，由于紧急事件形式多种多样，同时外部飞行环境对应急控制性能也有着重要影响，因此需要详细研究各种应急控制模式在不同紧急事件和外部环境下的性能、对发动机的影响以及对飞机飞行控制的影响。

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