战斗机换发需要重新研发发动机数控吗

晨枫

在讨论涡扇10从歼-16往歼-20移植的时候，有人声称需要至少用和歼-16一样的时间（约5年）才能达到全状态，因为需要全盘重新研发和测试发动机全权数控系统（简称FADEC），这又对又不对，其中不对的地方还多一点。
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FADEC是数字控制系统的一个具体应用。自控是很大一门工程技术领域，要是几句话就能说清楚，那那些本科、研究生就都白读了。但真正重要的概念都不复杂，自控尤其是这样。恶魔在细节之中，但大头还是在光天化日之下的。

FADEC和一般控制系统一样，都由测量元件，执行机构和控制器组成，控制器里最重要的是控制律。用大白话来说，就是发现当前状态与理想状态有偏差时候，发出适当指令修正，把当前状态拉回理想状态。奥妙当然就在这个“适当”。
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控制律已经发展了近百年，说一千道一万，无非是根据偏差的大小、方向、走势（是不是顽固地不肯降下来）、变化速度等关键指标来确定矫正动作，可以根据经验公式（主要是PID，也就是比例-积分-微分三作用，还别说，至今80%以上的控制应用依然是PID，可能加上种种“智能化”小改进）来确定，也可以根据更加精确的数学模型来确定；可以是单变量，一对一，也可以是多变量，多个变量一起协调控制；可以是设定值控制，跟着命令走，也可以是约束控制，不过界就“随他去”。还有更多的类型，这里就不一一罗列了。我攒过一本《大话自动化》，机械工业出版社出版，有兴趣的同学欢迎移步点评。
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. I- o3 R1 a, l& W- U& r% |8 R自控的核心在于数学。控制理论从微分方程稳定性成长为应用数学的一个大类，至今工程控制与应用数学还是近亲。由于工程实践的发展，这根枝桠最后长得比树干还粗，各种分析和设计方法也反过来回馈纯数学。

1 G9 c: e; C# {9 i; Y) V) g& W数学最大的特点就是抽象。把物理世界的问题提纯为抽象的数学表述后，物理特征都透明化了。1+2=3，这是一只鸡加两只鸡等于三只鸡，还是已经鸡一个娃了还要再鸡两个娃就有了鸡三个娃的工作量，在数学上都是一样的。

& n' [: g! w3 Q3 X9 R7 g4 g, b/ I对于数学化的控制问题来说，不管是涡扇发动机控制，还是水库库容控制，还是电网潮流控制，在方法论上都是一样的，但在参数上不一样。电网潮流变化是秒级甚至毫秒级，水库库容变化则以天甚至周计，但数学表述的形式是一样的。
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1 K3 J+ L8 d7 m& {, m. f. j5 B1 w7 `控制律也一样，有形式和参数两部分。同类控制问题的控制律形式相通，但具体到不同的被控物体的大小、反应速度的要求不同，就是控制参数的整定了。这就好比驾车，每一辆车的特性都不同，新上手不同的车的时候，需要一点时间适应，但开车的方法还是一样的，只是动作的轻重缓急需要不同，并不需要重学一遍开车。这里开车的方法对应于控制律的形式，动作的轻重缓急对应于控制参数。

; A6 r  o) x0 Y! ~; v0 a$ P( \; F8 E现实中的控制器都有可调的整定参数，数字化后，也不可能把参数值直接写进代码，而是作为可设定参数，供用户调整。有的只有在后台才能调整，比如在设计时工程师设定，不同汽车巡航控制的粗猛还是懒散就是这样的情况；有的在现场就可以由最终用户设定，手机中“设定”里的各种参数就属于这一类。

* H- x- L7 ^# q. q具体到涡扇10，控制律分为三部分，一部分是发动机本身的控制，如转速控制、防喘振控制、燃烧室温度控制、收敛扩散喷管控制等；第二部分是进气道控制，如进气口激波控制，放气门控制等；第三部分是与飞火推的交联控制。
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, i8 N; ~" K5 `; U' y( \* X- L在发动机本身的控制里，推力要求转化为转速要求，转速要求转化为燃油要求，要求一级压一级，就像生活里一样。增加推力时，需要增加空气流量，但涡扇的空气流量由压气机和涡轮的转速决定，要燃烧室出力增加才能提高涡轮转速，才能带动压气机增加空气流量，增加的空气流量也为燃烧室降温。

如果燃油增加过快，或者出现燃油“淹没”燃烧室，影响燃烧；或者出现燃烧室过热，烧毁发动机。最早的喷气式战斗机Me262的发动机控制是全手动的，在着陆过程中遇到敌机偷袭的话，飞行员在慌忙之中猛加油门，常常出现燃烧室淹没或者过热的问题，好几个王牌飞行员为了发动机控制技术上的不成熟而送了命。
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. `+ V# ^8 k/ }4 b2 L减小推力时，涡轮和压气机减速过快的话，可能出现后级压力短暂超过前级的问题，达到稳态的话，叶片就要反转了，但暂态的压差逆转使得叶片急剧减速，导致级后压力骤降，过大的压差马上导致叶片飞转，然后再次出现压差逆转，导致严重的振动，这就是喘振，非常危险。所以减速也需要有序进行。
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涡轮发动机的“脾气”挺大，需要小心伺候。另一方面，作为战斗机发动机，加速快、减速快是天职。FADEC不仅确保当前状态不越界，也在当前状态快速冲向极限的时候及时“刹车”、确保不致越界。但只要不越界，就容许最大泼辣度的操作。这部分是由发动机特性决定的，与飞机的关系不大，所以只要都是涡扇10，这部分不会有变。

收敛扩散喷管是达到超音速飞行的关键。涡扇的压气机、燃烧室、涡轮都是在亚音速下工作的，亚音速燃气流在喷管的收敛段加速，在喉道达到音速，然后在扩散段进一步加速到超音速。收敛段控制的关键在于喉道与音速的精确匹配，超前延后都要带来推力损失，这依然是发动机内部的，装到哪一架飞机上都一样，不用变。扩散段控制的关键是喷流速度与飞行速度的匹配，领先不足则飞机速度达不到要求，领先过多也带来推力损失。但这个匹配比较简单，肯定不需要四五年时间。
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8 R5 S* W; o* Z6 b  E, A" U进气道控制与飞机紧密相关。很多人看到飞机气动设计只看到机体、机翼和尾翼，实际上进气道设计是气动设计的半壁江山。超音速战斗机进气道设计的关键在于以最低阻力的方式将超音速进气气流的速度降低到M0.5到0.6一级，才能“喂入”发动机，现在还加上了隐身要求。飞行速度越高，进气减速的幅度越大，阻力占飞机总阻力的比重越大。进气道控制不力的话，飞行阻力巨大，而且发动机工作也受到影响。进气不足当然不行，“风太大”喘不过气来也不行。
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F-16那样的皮托管进气口和歼-20那样的DSI进气口是固定的，在设计时优化后就一劳永逸了。F-15、歼-16那样的进气口具有内置的可调斜板，通过激波系的控制在进气减速和减阻之间达到实时最优，这与飞机速度、迎角、侧滑角、滚转速率的关系比与发动机工作状态的关系更大，也是换发动机的适配性问题的重点。从歼-16换装到歼-20，实际上还少了进气口激波控制一道，因为歼-20的进气口是固定的。

( h7 A  S; |: W) b4 a$ K9 ~另一个问题是进气道的放气门控制。进气道要按最大进气需求设计，这在起飞时特别重要。但在巡航状态下，气流流量不需要那么大，就需要泄放多余的进气。这也需要与飞机和发动机的当前状态密切配合。在理想情况下，这部分多余的空气流量可以在巡航时转向第三涵道，现在说这个还有点远。

3 [4 }2 u: d# v( m, l7 H* ]3 ^一般说来，发动机本身的控制要求进气道控制配合，是单向的，这使得两者的开发容易以模块化进行。歼-20最初是用AL-31发动机，进气道控制在架构上已经解决了。换用涡扇10后，可能需要对控制参数进行微调和优化，但不应该需要结构大改，需要四五年不大可能。
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4 _7 y* c  K3 U# E6 C( L6 K+ |飞火推是战斗机飞控、火控、发动机控制的高度交联，可在动态飞行中形成射击条件，大大提高作战效率。简单说，航炮射击需要打提前量。人工只能做到直线提前量的计算。在急剧转弯追击中开炮，弹迹好比一条扫过空中的火鞭，现代火控可以计算出这条弯曲的火鞭，只有在时间和位置上扫到目标，就能形成有效击中。飞控和发动机控制也调动起来的话，可以在极限飞行时加一把劲，在瞬态中形成射击条件，然后恢复稳定飞行，增加射击窗口。
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& e, ^8 m% F, b3 a! j% i- e! ^这对空战航炮射击特别有用，但现在更多地用于增加近程空空导弹的截获窗口，也用于航炮或者炸弹的对地攻击。

9 M1 |" X1 Q4 N4 t飞火推联动的技术复杂，协调要求很高，但这也是软件模块化的范例。歼-16是常规布局，歼-20是鸭式，但不看具体如何实现，而是抽象为俯仰、偏航、横滚等飞行动作，具体的气动布局就是“透明”的。发动机、火控也是一样。

' u3 i1 u$ ^0 _  u3 P飞火推一体化是功能上的一体化，不是软件架构和研发上的一锅煮。飞、火、推各为模块，分别独立研发，互相之间用共同的通信协议沟通。事实上，共同通信协议可能都是标准化的，而不是一架飞机一个协议。成飞内部肯定是有公司内标准的，很有可能中航内部全行业都有通用标准，空军和中航都不会容忍成飞、沈飞各弄一套互不相容的标准。

5 K' v* t( t3 _* `9 R( w协议只是在地图上规定了联通的路网，真正打通还是要走一遍才行，但这以验证为主，工作量完全不可与逢山开路遇水架桥相提并论。
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% L; I& E" o* I+ i$ ~  f6 R0 }换装涡扇10前，AL31已经实现了飞火推一体化。不过AL31的FADEC水平低，到底有多全权也说不好，那就只有在初期关闭一些用不到的通信接口，而不是在架构上根本不考虑。这是有确定的软件研发路线图时软件研发的基本常识。所以换装也不需要在架构层面上的重新设计。需要开通以前没有用到的功能，这里有工程研发和测试的问题，但完全可以通过软件升级逐步解锁，不必追求一步到位，所以也不需要很长时间才能达到初步作战状态。
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涡扇10在歼-16的飞火推上用过，到歼-20上，还是需要根据不同的飞机动力学特性、发动机的适配、武器和火控的特性对控制参数进行调试。

; K8 y6 H9 X, o- t' c# j% {! G这些控制参数在设计和风洞试验中基本确立，在试飞中精调。地面试验与空中总是有所不同，有些属于想得到但做不到，有些根本是想不到，需要空中实测。但涡扇10上歼-20，不存在控制软件需要在架构上大改的问题，需要的是对控制参数精调。

这好比安卓手机，东家换到西家，安卓系统在架构上不变，但对不同的硬件配置和软件要求需要具体优化。这与从头研发安卓是完全不同的情况。

7 H7 j8 l, N+ x) b8 m% b另一个视角是：软件环境使得硬件的互动虚拟化了，硬件是功能性的存在，具有一定的性能指标，除此之外，具体硬件反而“透明”了。这也使得部件更换和升级更加容易。战斗机换发也一样。

# Y0 `) ~" R2 C. S) j* _在架构上需要重新设计的情况是有的，这是整个架构都是第一次实践的时候。架构打通后，这种情况不应该再发生，除非技术上发生跨代的变化，原有架构不适应全新技术的质的变化了。

法乎其上

你这篇是写给哪一类人看的呀？

晨枫

法乎其上 发表于 2022-7-4 13:01
- U4 g- t: z5 W/ @你这篇是写给哪一类人看的呀？

0 K$ B4 {- k0 ~2 O& A7 E& S+ h难道不是有教无类吗？

五月

用大白话来说，就是发现当前状态与理想状态有偏差时候，发出适当指令修正，把当前状态拉回理想状态。

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' T; V. u" D: N  _4 y请问这是大白话吗?
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晨枫

五月 发表于 2022-7-4 20:01
  H" p+ a, U; C" J请问这是大白话吗?

. m8 i$ L: H  }  e9 U这还不够大白话啊

法乎其上

晨枫 发表于 2022-7-4 22:08
难道不是有教无类吗？

/ o/ i6 E' o6 p. I, a, n7 r4 |/ R面对死公蛭，你有办法吗？不可能的。绝无可能。