CN111505964B - 航空发动机全实信源半物理仿真系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本公开揭示了一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统，包括：综合管理子系统、发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给仿真子系统。本公开能够同时兼容硬件在回路系统，可实现传感器及执行负载机构全实物信源的物理仿真；另外，通过综合管理子系统对各子系统的参数配置，可实现多种航空发动机的高兼容性仿真，适用于多种类型的航空发动机控制系统。

Description

航空发动机全实信源半物理仿真系统及试验方法

技术领域

本公开属于航空发动机控制系统试验技术领域，具体涉及一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统及试验方法。

背景技术

在整个航空发动机控制系统开发流程中，半物理仿真试验是在进行试车前最重要的一环。由于半物理仿真技术所具备的良好可控性、安全性以及不受气候环境限制、可多次重复等特点，较好地解决了全物理试验中成本高、风险大、纯数值仿真精度低以及直观性差等缺点，尤其是在故障诊断、容错控制领域，半物理仿真模拟实验平台能对容错系统进行全面验证，较为真实、安全地遍历所有故障类型和故障模式，目前已成为航空发动机数字控制系统在预研、方案论证或改型、设计制造和使用维护等过程中的一种重要的试验手段和技术工具。但是，目前的半物理验证方法还存在以下缺点：1、部分信源模拟来源于电路模拟而非物理效应模拟装置(如温度、压力等)；2、部分执行机构的信源和负载来源于电路模拟而非物理效应模拟装置(如导叶角度、涡轮导向器等)；3、试验系统平台设计兼容性差，无法适用于多种类型的航空发动机控制系统。

发明内容

针对现有航空发动机半物理仿真平台兼容性差、物理效应模拟不完备的问题，本公开的目的在于提供一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统及试验方法，能够针对不同航空发动机的控制系统构型对物理效应模拟装置进行灵活配置，并对它们进行独立控制和综合管理，实现航空发动机全数字仿真、硬件在回路仿真和半物理仿真，为航空发动机控制系统综合验证、故障诊断、容错控制等提供较为真实的环节。

为实现上述目的，本公开提供以下技术方案：

一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统，包括：

发动机仿真子系统，用于对航空发动机的各截面参数进行仿真，获得航空发动机的运行状态；

传感器仿真子系统，用于对航空发动机中的相应传感器进行仿真，并输出相应传感器的测量信号；

执行器及负载仿真子系统，用于对航空发动机中的执行器及负载进行仿真；

控制器仿真子系统，用于对发动机全权限电子控制系统进行仿真；

综合管理子系统，用于向所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统发送配置信号及接收所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统的反馈信号。

优选的，所述综合管理子系统包括综合管理平台，通过分布式同步控制总线与所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统相连。

优选的，所述发动机仿真子系统包括发动机仿真计算机，所述发动机仿真计算机包括输入和输出接口，其中，输入接口用于分别与所述执行器及负载仿真子系统和综合管理子系统相连，输出接口与所述传感器仿真子系统相连。

优选的，所述传感器仿真子系统包括传感器仿真计算机、温度传感器模块、压力传感器模块和转速传感器模块；其中，

所述温度传感器模块包括温度模拟器、温度特性控制器和温度触感器，用于测量发动机的进气总温、高压压气机前温度和涡轮后排气温度；

所述压力传感器模块包括压力模拟器、压力特性控制器和压力传感器，用于测量发动机的进气总压、风扇后压力和涡轮后排气压力；

所述转速传感器模块包括转速模拟器、转速特性控制器和转速传感器，用于测量发动机的高压转子转速和低压转子转速。

优选的，所述执行器及负载仿真子系统包括执行器仿真计算机、燃油计量模块、压气机和风扇导叶模块、涡轮导向器模块、喷管喉道模块、推力矢量喷口模块、可变引气与放气模块及负载仿真模块；其中，

所述燃油计量模块包括电液伺服阀、燃油泵调节器、涡轮流量计、第一位置传感器，用于对供给发动机的燃油流量进行计量；

所述压气机和风扇导叶模块包括风扇导叶角度调节电液伺服阀、力传感器、第二位置传感器和作动器，用于对发动机中的可变压气机和导叶调节机构进行仿真；

所述涡轮导向器模块包括导叶角度电液伺服阀、力传感器、第三位置传感器和作动器，用于调节涡轮导向其的导叶角度；

所述喷管喉道模块包括喷管喉道面积调节电液伺服阀、喷管喉道作动器、力传感器和第四位置传感器，用于调整喷管喉道面积；

所述推力矢量喷口模块包括尾喷口面积调节电液伺服阀、尾喷口作动筒、力传感器和第五位置传感器，用于调整尾喷口面积；

所述可变引气与放气模块包括压气机引气活门、放气活门、力传感器和第六位置传感器，用于对发动机内外涵道引气与放气活门进行仿真。

优选的，所述控制器仿真子系统包括控制器仿真计算模块、油门杆和第七位置传感器。

优选的，所述系统还包括燃油供给仿真子系统，所述燃油供给仿真子系统包括主燃油泵、电机驱动装置、齿轮传动装置和油箱，用于对航空发动机的供油系统进行仿真。

本公开还提供一种航空发动机仿真系统的容错控制半物理验证方法，包括如下步骤：

S100、启动仿真系统，通过综合管理子系统对所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给子系统进行配置；

S200、综合管理子系统随机产生电子/电气或传感器漂移类故障信号，通过总线将所述故障信号传输到发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、燃油供给仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统中，进行故障模拟试验；

S300、综合管理子系统通过采集所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给仿真子系统的发动机飞行模拟验证数据，观察发动机各截面状态参数，实时监测试验的控制品质和容错性能，并进行评估、警告和记录。

优选的，步骤S100中，所述通过综合管理子系统对所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给子系统进行配置包括：

向所述发动机仿真子系统随机配置目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，完成一组飞行包线的选择；

向所述传感器子系统配置初始温度、压力、转速参数；

向所述控制器仿真子系统输入容错控制算法；

向所述发动机子系统配置高度、马赫数、进气温度的环境参数；

向所述燃油供给子系统配置电机驱动控制参数；

向所述执行器及负载仿真子系统配置负载参数。

本公开还提供一种用于仿真系统的控制算法的半物理验证，包括如下步骤：

S1000、创建控制器仿真子系统中的控制器基本组件，基于MATLAB开发环境通过S-function编程的方式，实现控制器组件的描述、接口关系、功能实现，实现控制器对发动机控制功能的搭建；

S2000、针对要验证的控制算法进行Simulink的搭建，并将算法模块嵌入到控制器基本组件模块中；

S3000、当在MATLAB/Simulink中完成控制基本组件的搭建后，将MATLAB Simulink文件编译为C代码并下载到控制器仿真子系统中进行仿真；

S4000、启动半物理仿真平台各系统，选择验证实验，在综合管理子系统中设计目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，选择一组飞行包线，将飞行目标和环境参数通过总线传输到控制器仿真子系统中，模拟飞机按照一定约束向目标高度和目标马赫数飞行；

S5000、将发动机各截面状态参数通过总线传输到控制综合管理子系统中，观察发动机传感器所测得的转速、温度、压力参数的控制品质、喘振裕度等参数，实时监测试验的控制品质、容错性能等，并进行评估、警告和记录等操作，以实现对控制算法的验证。

与现有技术相比，本公开带来的有益效果为：

1、所述系统为半物理仿真系统，同时兼容硬件在回路系统，可实现传感器及执行负载机构全实物信源的物理仿真；

2、通过综合管理子系统对各子系统的参数配置，可实现多种航空发动机的高兼容性仿真，适用于多种类型的航空发动机控制系统。

附图说明

图1是本公开一个实施例提供的一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统结构示意图；

其中，1-综合管理子系统；2-发动机仿真子系统；3-传感器仿真子系统；4-燃油供给仿真子系统；5-执行器及负载仿真子系统；6-控制仿真子系统。

具体实施方式

下面将参照附图1详细地描述本公开的具体实施例。虽然附图中显示了本公开的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本公开的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

为便于对本公开实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本公开实施例的限定。

一个实施例中，如图1所示，本公开提供一种航空发动机控制系统全实信源半物理仿真系统，包括：

发动机仿真子系统，用于对航空发动机的各截面参数进行仿真，获得航空发动机的运行状态；

传感器仿真子系统，用于对航空发动机中的相应传感器进行仿真，并输出相应传感器的测量信号；

执行器及负载仿真子系统，用于对航空发动机中的执行器及负载进行仿真；

控制器仿真子系统，用于对发动机全权限电子控制系统进行仿真；

综合管理子系统，用于向所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统发送配置信号及接收所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统的反馈信号。

本实施例中，综合管理子系统包括综合管理平台，其通过分布式同步控制总线与所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给仿真子系统相连，向所管理的各子系统发送系统配置信号，接收各子系统的状态反馈和信号数据，实现对整个半物理仿真系统的控制、监督和管理。只需操作综合管理子系统，即可改变半物理仿真系统各部件参数、环境参数和发动机模型参数，并直接对各仿真系统进行故障注入，实现多种发动机型号、多种环境、多种故障条件下的仿真，真正做到发动机型号的通用性、环境的复杂性、故障条件的真实性。同时，也可直接在综合管理平台上观察指定部件的特性曲线和状态变化，保存仿真参数，为后期处理提供数据支撑。

另一个实施例中，发动机仿真子系统包括发动机仿真计算机，所述发动机仿真计算机包括输入和输出接口，其中，输入接口分别与所述执行器及负载仿真子系统和综合管理子系统相连，输出接口与所述传感器仿真子系统相连。

本实施例中，发动机仿真计算机作为发动机实时动态模型运行的平台，其输入接口用于接收执行器及负载仿真子系统中各位置传感器测量的位置信号，以及用于接收来自综合管理计算机配置的高度和马赫数信号；其输出接口用于向传感器仿真子系统输出温度、压力和转速目标控制信号，以及用于向综合管理计算机输出发动机模型的实时状态数据。

另一个实施例中，所述传感器仿真子系统包括传感器仿真计算机、温度传感器模块、压力传感器模块和转速传感器模块；其中，

所述温度传感器模块包括温度模拟器、温度特性控制器和温度传感器，所述温度模拟器、温度特性控制器和温度传感器构成控制回路，用于测量发动机的进气总温、高压压气机前温度和涡轮后排气温度；

所述压力传感器模块包括压力模拟器、压力特性控制器和压力传感器，所述压力模拟器、压力特性控制器和压力传感器构成控制回路，用于测量发动机的进气总压、风扇后压力和涡轮后排气压力；

所述转速传感器模块包括转速模拟器、转速特性控制器和转速传感器，所述转速模拟器、转速特性控制器和转速传感器构成控制回路，用于测量发动机的高压转子转速和低压转子转速。

本实施例中，传感器仿真计算机作为传感器仿真子系统的信号采集平台，其输入端分别接收来自发动机仿真子系统发出的温度、压力和转速目标控制信号，接收综合管理子系统发送的系统配置信号，接收温度传感器模块、压力传感器模块和转速传感器模块反馈的温度、压力和转速信号；其输出端分别向温度特性控制器、压力特性控制器和转速特性控制器发送控制信号和系统配置信号，向综合管理子系统发送由温度传感器模块、压力传感器模块和转速传感器模块反馈的温度、压力和转速信号。

能够理解，温度传感器模块用于仿真发动机进气总温

局压压气机前温度

涡轮后排气温度

实时温度参数值。其中，温度特性控制器通过内部总线与温度模拟器和传感器仿真计算机相连，并通过传感器仿真计算机与综合管理子系统相连，温度特性控制器通过接收来自传感器仿真计算机收到的由发动机仿真子系统发送的温度控制目标值和来自温度传感器测得的温度反馈值对温度模拟器进行控制，使得温度模拟器能够维持恒定温度，确保温度传感器模块能够被实时的监控管理。温度传感器与温度模拟器刚性连接，其测量获得温度模拟器模拟的实时温度参数值，通过传感器仿真计算机传入控制器仿真子系统进行实时控制。温度模拟器包含酒精喷嘴、气瓶、空气喷嘴。

能够理解，压力传感器模块用于仿真发动机进气总压

风扇后压力

涡轮后排气压力

实时压力参数值。压力特性控制器通过内部总线与压力传感器模块和传感器仿真计算机相连，并通过传感器仿真计算机与综合管理子系统相连，压力特性控制器通过接收来自传感器仿真计算机收到的由发动机仿真子系统发送的压力控制目标值和来自压力传感器测得的压力反馈值，控制充气、放气活门开度，使压力模拟器中的气仓维持恒定压力，确保压力传感器模块能够被实时的监控管理。压力传感器与压力模拟器刚性连接，其测量获得压力模拟器模拟的实时压力参数值，通过传感器仿真计算机传入控制器仿真子系统进行实时控制。压力模拟装置包含气仓、充气阀门、放气阀门。

能够理解，转速传感器模块用于仿真发动机高压转子转速(N₂)、低压转子转速(N₁)实转速参数值，转速特性控制器通过内部总线与转速模拟器和传感器仿真计算机相连，并通过传感器仿真计算机与综合管理子系统相连，转速特性控制器通过接收来自传感器仿真计算机收到的由发动机仿真子系统发送的转速控制目标值和转速传感器测得的高、低压转速反馈值，控制电流、电压值，使小惯量电机维持恒定的转速，确保转速模拟系统能够被实时的监控管理。转速传感器与转速模拟器刚性连接，其测得转速模拟器模拟的实时转速参数值，通过传传感器仿真计算机传入控制器仿真子系统进行实时控制。转速模拟装置包含2个小惯量电机，利用小惯量电机和控制器构建发动机高、低压转速模拟环境，可以模拟不同环境下的高压转速和低压转速。

另一个实施例中，所述系统还包括燃油供给仿真子系统，所述燃油供给仿真子系统包括主燃油泵、电机驱动装置、齿轮传动装置和油箱，用于对航空发动机的供油系统进行仿真。

本实施例中，电机驱动装置和齿轮传动装置通过传动轴与主燃油泵刚性连接，动力切换装置安装在电机驱动装置和齿轮传动装置与主燃油泵之间，为主燃油泵提供两种不同的动力源，并随时可以切换。主燃油泵接收的两种动力源，一种来源于模拟真实发动机的动力源，即来源于高压转子转轴，由转速模拟装置分出的动力给齿轮传动，带动主燃油泵供油；另一种直接来源于电机驱动，作为备用动力源驱动，电机驱动装置的控制器接收综合管理子系统发送的系统配置信号，控制电机向主燃油泵输出驱动力，并向综合管理子系统上传实时反馈信号。油箱接收来自各执行器物理效应模拟装置用过的高压油，以便循环利用。

另一个实施例中，所述执行器及负载仿真子系统包括执行器仿真计算机、燃油计量模块、压气机和风扇导叶模块、涡轮导向器模块、喷管喉道模块、推力矢量喷口模块、可变引气与放气模块和负载仿真模块；其中，

所述燃油计量模块包括电液伺服阀、燃油泵调节器、涡轮流量计、第一位置传感器LVDT1，用于对供给发动机的燃油流量进行计量；

所述压气机和风扇导叶模块包括风扇导叶角度调节电液伺服阀、力传感器、第二位置传感器LVDT2和作动器，用于对发动机中的可变压气机和导叶调节机构进行仿真；

所述涡轮导向器模块包括导叶角度电液伺服阀、力传感器、第三位置传感器LVDT3和作动器，用于调节涡轮导向其的导叶角度；

所述喷管喉道模块包括喷管喉道面积调节电液伺服阀、喷管喉道作动器、力传感器和第四位置传感器LVDT4，用于调整喷管喉道面积；

所述推力矢量喷口模块包括尾喷口面积调节电液伺服阀、尾喷口作动筒、力传感器和第五位置传感器LVDT5，用于调整尾喷口面积；

所述可变引气与放气模块包括压气机引气活门、放气活门、力传感器和第六位置传感器LVDT6，用于对发动机内外涵道引气与放气活门进行仿真；

所述负载仿真模块包括负载控制器、作动器、液压伺服阀，用于对航空发动机负载进行仿真。

本实施例中，执行器仿真计算机作为执行器及负载仿真子系统的信号采集及仿真平台，其输入端分别接收来自控制器仿真子系统发送的控制信号，接收综合管理子系统发送系统配置信号，接收来自位置传感器测得的位置信号；其输出端分别向各执行器发送由控制器仿真子系统发送的控制信号，向发动机仿真子系统和控制器仿真子系统发送各执行器上各传感器测得的位置信号。

能够理解，燃油计量模块是燃油流量控制的主要执行机构，可对供给发动机燃烧室的燃油流量进行精确计量，在保证供应燃油的最低压力的同时限制最大、最小燃油流量。主燃油泵输出的高压油一部分进入定压阀保持恒定的压力，从而作为电液伺服阀的油源，另一部分则经计量阀计量后输送给燃烧室，多余的燃油经回油阀回到主泵进口。喷口处油压由等压差阀控制，等压差阀的作用是通过改变回油阀的回油量保持计量阀前后压差不变，从而保证了通过计量阀的燃油流量与计量窗口成正比。电液伺服阀与燃油泵调节器的作动筒通过油路管道连接，电液伺服阀根据控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号，通过改变作动筒活塞的位置从而改变与作动筒活塞刚性连接的计量阀的开度，同时也就决定了主燃油流量的大小。第一位置传感器LVDT1与作动筒活塞刚性连接，可直接反映计量阀的开度大小，即反映了主燃油流量的大小，其测量获得的第一位置传感器LVDT1信号通过执行器及负载仿真子系统一路传输至发动机仿真子系统用作模型仿真，另一路传输至控制器仿真子系统用于闭环控制。涡轮流量计安装在燃油泵调节器的出油路管道上，可作为辅助装置测量燃油流量大小。

能够理解，压气机和风扇导叶模块中的风扇导叶角度调节电液伺服阀接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节作动器活塞，从而调整压气机和风扇导叶角度。第二位置传感器LVDT2与作动筒活塞刚性连接，测量作动器的活塞位置，即反映了压气机和风扇导叶角度的大小，其测量获得的第二位置传感器LVDT2信号经过执行器及负载仿真子系统计算机一路传给发动机仿真子系统实时更新发动机状态，另一路传给控制器仿真子系统用于闭环控制。

能够理解，涡轮导向器模块中的导叶角度调节电液伺服阀接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节作动器活塞，从而调整涡轮导向器导叶角度。第三位置传感器LVDT3与作动筒活塞刚性连接，测量作动器的活塞位置，即反映了涡轮导向器导叶角度的大小，第三位置传感器LVDT3信号经过执行器及负载仿真子系统一路传输至发动机仿真子系统实时更新发动机状态，另一路传输至控制器仿真子系统用于闭环控制。

能够理解，喷管喉道模块中的喷管喉道面积调节电液伺服阀接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节作动器活塞，从而调整喷管喉道面积。第四位置传感器LVDT4与作动筒活塞刚性连接，测量作动器的活塞位置，即反映了喷管喉道面积的大小，第四位置传感器LVDT4信号经过执行器及负载仿真子系统一路传输至发动机仿真子系统实时更新发动机状态，另一路传输至控制器仿真子系统用于闭环控制。

能够理解，推力矢量喷口模块中的尾喷口面积调节电液伺服阀接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节作动器活塞，从而调整尾喷口面积。第五位置传感器LVDT5与作动筒活塞刚性连接，测量作动器的活塞位置，即反映了尾喷口面积的大小，第五位置传感器LVDT5信号经过执行器及负载仿真子系统一路传输至发动机仿真子系统实时更新发动机状态，另一路传输至控制器仿真子系统用于闭环控制。

能够理解，可变引气与放气模块中的引气、放气活门的作动器接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自控制器仿真子系统输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节活门大小，从而调整引气量和放气量。第六位置传感器LVDT6与作动筒活塞刚性连接，测量作动器的活塞位置，即反映了引气、放气量，第六位置传感器LVDT6信号经过执行器及负载仿真子系统一路传输至发动机仿真子系统实时更新发动机状态，另一路传输至控制器仿真子系统用于闭环控制。

能够理解，负载仿真模块中的液压伺服阀接收来自主燃油泵输出的高压油，接收来自负载控制器输出的燃油流量控制信号；输出燃油调节作动器活塞，从而调整负载的大小。负载控制器接收综合管理子系统发送的负载配置信息，可模拟不同发动机各状态下的执行机构负载状况；向负载的液压伺服阀发送燃油流量控制信号，同时向综合管理子系统发送反馈信号进行统一的健康管理与实时监控。

另一个实施例中，所述控制器仿真子系统包括控制器仿真计算模块、油门杆仿真模块和第七位置传感器LVDT7。

本实施例中，控制器仿真计算模块采用Speedgoat基本版实时目标机，将控制仿真子系统用Simulink仿真软件搭建在Speedgoat平台上，并通过目标机上丰富的类型通道和I/O口，与系统其它各子系统连接。控制器仿真计算模块的输入端分别接收来自传感器仿真子系统中各相应传感器测得的温度、压力、转速信号，接收来自执行器及负载仿真子系统中各位置传感器测得的位置信号，接收来自综合管理子系统发送的系统配置信号，接收来自第七位置传感器LVDT7测得的油门杆位置信号；向综合管理子系统发送控制反馈信号用于健康管理与实时监测，向执行器及负载仿真子系统发送实时控制信号。油门杆仿真模块能真实仿真飞机油门杆，通过与油门杆刚性连接的第七位置传感器LVDT7测量出油门杆的角度，为航空发动机提供油门杆角度(PLA)等重要控制输入参数。

另一个实施例中，本公开还提供一种航空发动机仿真系统的容错控制半物理验证方法，包括如下步骤：

S100、启动仿真系统，通过综合管理子系统对所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给子系统进行配置；

该步骤中，通过综合管理子系统给所述发动机仿真子系统随机配置目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，完成一组飞行包线的选择；

向所述传感器子系统配置初始温度、压力、转速参数；

向所述控制器仿真子系统输入容错控制算法；

向所述发动机子系统配置高度、马赫数、进气温度的环境参数；

向所述燃油供给子系统配置电机驱动控制参数；

向所述执行器及负载仿真子系统配置负载参数。

S200、综合管理子系统根据故障模式库随机产生电子/电气或传感器漂移类故障信号，通过总线将所述故障信号传输到发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、燃油供给仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统中，进行故障模拟试验；

S300、综合管理子系统通过采集所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给仿真子系统的发动机飞行模拟验证数据，观察发动机各截面状态参数，实时监测试验的控制品质和容错性能，并进行评估、警告和记录。

另一个实施例中，本公开还提供一种用于仿真系统的控制算法的半物理验证，包括如下步骤：

S1000、创建控制器仿真子系统中的控制器基本组件，基于MATLAB开发环境通过S-function编程的方式，实现控制器组件的描述、接口关系、功能实现，实现控制器对发动机控制功能的搭建；

S2000、针对要验证的控制算法进行Simulink的搭建，并将算法模块嵌入到控制器基本组件模块中；

S3000、当在MATLAB/Simulink中完成控制基本组件的搭建后，将MATLAB Simulink文件编译为C代码并下载到控制器仿真子系统中进行仿真；

S4000、启动半物理仿真平台各系统，选择验证实验，在综合管理子系统中设计目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，选择一组飞行包线，将飞行目标和环境参数通过总线传输到控制器仿真子系统中，模拟飞机按照一定约束向目标高度和目标马赫数飞行；

S5000、将发动机各截面状态参数通过总线传输到控制综合管理子系统中，观察发动机传感器所测得的转速、温度、压力参数的控制品质、喘振裕度等参数，实时监测试验的控制品质、容错性能等，并进行评估、警告和记录等操作，以实现对控制算法的验证。

以上结合具体实施例描述了本申请的基本原理，但是，需要指出的是，在本申请中提及的优点、优势、效果等仅是示例而非限制，不能认为这些优点、优势、效果等是本申请的各个实施例必须具备的。另外，上述公开的具体细节仅是为了示例的作用和便于理解的作用，而非限制，上述细节并不限制本申请为必须采用上述具体的细节来实现。

Claims (8)

1.一种航空发动机全实信源半物理仿真系统，包括：

发动机仿真子系统，用于对航空发动机的各截面参数进行仿真，获得航空发动机的运行状态；

传感器仿真子系统，用于对航空发动机中的相应传感器进行仿真，并输出相应传感器的测量信号，所述传感器仿真子系统包括传感器仿真计算机、温度传感器模块、压力传感器模块和转速传感器模块；其中，

所述温度传感器模块包括温度模拟器、温度特性控制器和温度触感器，所述温度传感器模块用于仿真发动机进气总温、高压压气机前温度、涡轮后排气温度实时温度参数值以及用于测量发动机的进气总温、高压压气机前温度和涡轮后排气温度，且温度模拟器包括酒精喷嘴、气瓶和空气喷嘴；

所述压力传感器模块包括压力模拟器、压力特性控制器和压力传感器，所述压力传感器模块用于仿真发动机进气总压、风扇后压力和涡轮后排气压力实时压力参数值以及用于测量发动机的进气总压、风扇后压力和涡轮后排气压力，且压力模拟器包括气仓、充气阀门和放气阀门；

所述转速传感器模块包括转速模拟器、转速特性控制器和转速传感器，所述转速传感器模块用于仿真发动机的高压转子转速和低压转子转速实时转速参数值以及用于测量发动机的高压转子转速和低压转子转速，且转速模拟器包括2个小惯量电机；

执行器及负载仿真子系统，用于对航空发动机中的执行器及负载进行仿真，所述执行器及负载仿真子系统包括执行器仿真计算机、燃油计量模块、压气机和风扇导叶模块、涡轮导向器模块、喷管喉道模块、推力矢量喷口模块、可变引气与放气模块及负载仿真模块；其中，

所述燃油计量模块包括电液伺服阀、燃油泵调节器、涡轮流量计、第一位置传感器，用于对供给发动机的燃油流量进行计量；

所述压气机和风扇导叶模块包括风扇导叶角度调节电液伺服阀、力传感器、第二位置传感器和作动器，用于对发动机中的可变压气机和导叶调节机构进行仿真；

所述涡轮导向器模块包括导叶角度电液伺服阀、力传感器、第三位置传感器和作动器，用于调节涡轮导向其的导叶角度；

所述喷管喉道模块包括喷管喉道面积调节电液伺服阀、喷管喉道作动器、力传感器和第四位置传感器，用于调整喷管喉道面积；

所述推力矢量喷口模块包括尾喷口面积调节电液伺服阀、尾喷口作动筒、力传感器和第五位置传感器，用于调整尾喷口面积；

所述可变引气与放气模块包括压气机引气活门、放气活门、力传感器和第六位置传感器，用于对发动机内外涵道引气与放气活门进行仿真；

所述负载仿真模块包括负载控制器、作动器、液压伺服阀，用于对航空发动机负载进行仿真；

控制器仿真子系统，用于对发动机全权限电子控制系统进行仿真；

综合管理子系统，用于向所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统发送配置信号及接收所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统的反馈信号。

2.根据权利要求1所述的航空发动机全实信源半物理仿真系统，其中，所述综合管理子系统包括综合管理平台，通过分布式同步控制总线与所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统和控制器仿真子系统相连。

3.根据权利要求1所述的航空发动机全实信源半物理仿真系统，其中，所述发动机仿真子系统包括发动机仿真计算机，所述发动机仿真计算机包括输入和输出接口，其中，输入接口分别与所述执行器及负载仿真子系统和综合管理子系统相连，输出接口与所述传感器仿真子系统相连。

4.根据权利要求1所述的航空发动机全实信源半物理仿真系统，其中，所述控制器仿真子系统包括控制器仿真计算模块、油门杆和第七位置传感器。

5.根据权利要求1所述的航空发动机全实信源半物理仿真系统，其中，所述航空发动机全实信源半物理仿真系统还包括燃油供给仿真子系统，所述燃油供给仿真子系统包括主燃油泵、电机驱动装置、齿轮传动装置和油箱，用于对航空发动机的供油系统进行仿真。

6.一种用于权利要求5所述航空发动机全实信源半物理仿真系统的容错控制半物理验证方法，包括如下步骤：

S100、启动仿真系统，通过综合管理子系统对所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给子系统进行配置；

S200、综合管理子系统随机产生电子/电气或传感器漂移类故障信号，通过总线将所述故障信号传输到发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、燃油供给仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统中，进行故障模拟试验；

S300、综合管理子系统通过采集所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给仿真子系统的发动机飞行模拟验证数据，观察发动机各截面状态参数，实时监测试验的控制品质和容错性能，并进行评估、警告和记录。

7.根据权利要求6所述的容错控制半物理验证方法，其中，步骤S100中，所述通过综合管理子系统对所述发动机仿真子系统、传感器仿真子系统、执行器及负载仿真子系统、控制器仿真子系统和燃油供给子系统进行配置包括：

向所述发动机仿真子系统随机配置目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，完成一组飞行包线的选择；

向所述传感器仿真子系统配置初始温度、压力、转速参数；

向所述控制器仿真子系统输入容错控制算法；

向所述发动机仿真子系统配置高度、马赫数、进气温度的环境参数；

向所述燃油供给子系统配置电机驱动控制参数；

向所述执行器及负载仿真子系统配置负载参数。

8.一种用于权利要求1-5中任意一项所述航空发动机全实信源半物理仿真系统的控制算法的半物理验证方法，包括如下步骤：

S1000、创建控制器仿真子系统中的控制器基本组件，基于MATLAB开发环境通过S-function编程的方式，实现控制器组件的描述、接口关系、功能实现，实现控制器对发动机控制功能的搭建；

S2000、针对要验证的控制算法进行Simulink的搭建，并将算法模块嵌入到控制器基本组件模块中；

S3000、当在MATLAB/Simulink中完成控制基本组件的搭建后，将MATLAB Simulink文件编译为C代码并下载到控制器仿真子系统中进行仿真；

S4000、启动半物理仿真平台各系统，选择验证实验，在综合管理子系统中设计目标高度、目标马赫数及其状态维持时间，选择一组飞行包线，将飞行目标和环境参数通过总线传输到控制器仿真子系统中，模拟飞机按照一定约束向目标高度和目标马赫数飞行；

S5000、 将发动机各截面状态参数通过总线传输到控制综合管理子系统中，观察发动机传感器所测得的转速、温度、压力参数的控制品质、喘振裕度参数，实时监测试验的控制品质、容错性能，并进行评估、警告和记录操作，以实现对控制算法的验证。

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