长三角G60激光联盟陈长军导读：
美国国家航空航天局（NASA）格伦研究中心（GRC）智能控制与自主分支（ICAB）位于俄亥俄州克利夫兰市，正牵头并参与多个项目，与 GRC 内部、NASA 各机构、美国航空航天业及学术界合作，研发先进控制与健康管理技术，以助力实现 NASA 航空研究任务理事会（ARMD）计划的目标。这些研究工作主要依托先进飞行器计划（AAVP）、空域运行与安全计划（AOSP）以及变革性航空概念计划（TAC）的多个项目开展。ICAB 致力于推动航空发动机控制与诊断技术的前沿发展，旨在提高航空安全性、提升效率并实现低排放运行。本文介绍了 ICAB 在美国国家航空航天局航空研究任务计划下开展的各类研究工作，并概述了每项研究任务的动机、背景、技术方法及近期成果。
本图表概述了 NASA 航空研究任务计划的结构。任务计划的技术就绪水平为 2-6 级，而幼苗计划旨在探索新的创新理念。NASA 前沿航空研究（LEARN）计划用于资助工业界和学术界的提案。任务计划下的每个项目通常都会发布 NASA 研究公告（NRAs），聚焦于满足项目目标所需的特定技术需求。项目周围的红色椭圆代表智能控制与自主分支开展了推进系统控制和诊断技术相关研究任务的项目。实心椭圆表示该项目支持推进系统控制这一学科的研究，虚线椭圆表示我们的研究为其他任务提供支持。
智能控制与自主分支（ICAB）在美国国家航空航天局航空研究任务理事会计划下开展的任务及支持这些任务的计划 / 项目如上所列。下文将按照任务目标和当前进展对这些任务进行详细描述。
航空转型的有保障自主性是 NASA 航空的战略研究重点之一。其目标是打造采用高度智能机器的自主系统，最大限度地发挥航空对社会的效益。
未来民用航空的愿景包括以下目标：
旅客能够灵活选择出行时间和目的地，且行程耗时仅为如今的一小部分；天空能够容纳的飞行器数量将是目前的数千倍；航空的新用途将大幅增加，且具有成本效益；所有形式的航空旅行都将达到如今商业航空运输的安全水平；航空将接近整体碳中和。自主性是实现这一愿景的关键。未来几年，管理空域以及空域内飞行器所需的机器自主水平预计将大幅提升。在先进飞行器计划下，NASA 正在探索以飞行器为中心的自主方法，以助力实现这一愿景。
具体而言，能够实现更自主飞行器运行的智能推进控制是一项有望产生重大影响的研究领域。民用飞机的自主运行要求推进控制与飞行控制高度集成，从而无需飞行员承担集成者的角色。这还能带来整体系统优化的额外好处。尽管飞行员在识别推进系统异常情况方面表现出色，但大多数事故的起因仍被归咎于人为失误。因此，机载自主算法需要能够比当前飞行员更好地识别和应对推进系统的 “异常” 情况。初期工作包括开发一种能够接收飞行控制指令并自主运行的架构。
该架构支持发动机的 “个性化” 控制，使其能够：
评估当前发动机状态及其性能能力。与飞行控制交互，传达发动机能力，接收发动机推力指令并将发动机设置为相应的控制模式。通过智能决策安全应对 “异常” 情况，替代当前由飞行员做出的决策（例如是否关闭发动机、继续降功率运行等）。系统集成度的提高将带来更丰富的信息，最终提升安全决策水平。
动态系统分析目标开发可用于从满足瞬态性能、运行寿命和安全要求的角度评估竞争性配置和技术的工具与技术。
与西南研究院（SWRI）合作更新了 NPSS S 函数，目前已能与较新版本的 MATLAB/Simulink 集成。正在为 NPSS 模型添加额外功能，以提高模型的调试性和稳健性。当前正在分析带有可变面积风扇喷嘴的齿轮传动涡扇发动机。
对先进高涵道比涡扇发动机进行了动态评估（响应时间与高压压气机喘振裕度的关系）。基于 11% 的不确定裕度和美国联邦航空管理局（FAA）规定的 5 秒瞬态响应时间，分析表明存在约 1% 的裕度空间。通过减小总喘振裕度，可对发动机进行重新设计，使其有望在更高效的区域运行。
系统分析通常着眼于稳态性能。然而，对于航空发动机等复杂系统，在广泛的运行包线和较长的运行寿命内满足瞬态性能要求的能力至关重要。基于稳态性能的系统分析方法无法反映系统满足此类要求的能力。动态系统分析（DSA）任务的目标是开发工具和技术，用于从满足瞬态性能、运行寿命和安全要求的角度评估竞争性配置和技术。此项工作初期重点是开发用于传统涡轮发动机配置动态系统分析的工具，目标是将这些工具扩展应用于新型创新推进概念。此前，已开发出涡轮发动机闭环瞬态分析工具（TTECTrA），作为涡扇发动机动态系统分析的初步步骤。该工具是一种用于亚音速航空发动机仿真的半自动化控制设计工具，其目的是让用户无需设计完整的非线性控制器，就能初步估算发动机模型的瞬态性能。该工具的应用为分析特定发动机的瞬态性能与最小喘振裕度要求之间的权衡提供了手段。分析过程还进一步扩展，将发动机在运行寿命期间的退化影响纳入考虑。迄今为止开发的动态系统分析方法可初步估算发动机设计中的保守程度。这些信息可用于设计初期阶段，在确保发动机能够通过瞬态控制满足性能和运行要求的同时，实现尽可能高的效率。动态系统分析方法最近已应用于 NASA 内部研究正在开发的 N+3 高涵道比发动机设计。分析表明（如图表中的图表所示），该设计存在 1.5%-2% 的多余喘振裕度，因此可对发动机进行重新设计，以提高燃油效率。
在高冰水含量（HIWC）条件下运行时，发动机压气机系统中会出现冰晶积聚现象。这种积聚会导致发动机功率损失，原因如下：
气流堵塞导致发动机推力衰减冰块脱落导致燃烧室熄火压气机喘振1988-2010 年间，已确认发生 153 起功率损失事件。建模、检测与缓解已开发出能够仿真发动机结冰事件的航空发动机模型该模型基于霍尼韦尔 ALF502-R5 发动机的结冰试验数据，在 T-MATS 中开发而成。采用堆叠图谱建模堵塞对低压压气机（LPC）的影响。包含高压压气机（HPC）中冰晶融化导致的热损失效应。支持发动机结冰检测和基于控制的缓解策略的开发与评估。目前正在为发动机模型添加闭环控制系统，发动机结冰检测和基于控制的缓解策略的开发工作正在进行中。在过去二十年中，已有超过 150 起报告案例显示，商用涡扇发动机的压气机系统因冰晶颗粒积聚而导致功率损失。针对这一航空安全问题，大部分工作集中在了解高冰水含量（HIWC）条件下颗粒在压气机静子叶片上的积聚机制、确定积聚可能发生的环境条件以及制定相关监管指南。虽然避开高冰水含量条件和重新设计压气机是理想的长期解决方案，但系统级分析凸显了一些近期至中期的解决方案。最近，NASA 格伦研究中心推进系统实验室（PSL）对霍尼韦尔 ALF502-R5 涡扇发动机进行了测试，在发动机入口处生成冰晶云并使其被发动机吸入。这导致发动机低压压气机（LPC）内结冰，进而引发发动机推力衰减。基于此次测试数据，利用 T-MATS 软件包开发了发动机和结冰积聚模型。该模型通过采用 “退化” 的低压压气机图谱来考虑冰晶积聚的影响，并通过在高压压气机中引入热损失项来模拟冰晶的汽化，从而考虑冰晶云的影响。该模型仿真冰水吸入、低压压气机结冰堵塞和发动机推力衰减事件的能力已通过 ALF502-R5 推进系统实验室测试数据得到验证。目前正在对模型进行增强，计划添加闭环控制系统和系统执行器放气功能。这些增强功能将使该模型能够用于开发和评估发动机结冰检测和基于控制的缓解策略。先前的研究表明，在稳定油门飞行过程中，可利用轴速传感器检测与结冰积聚相关的发动机性能变化。未来的愿景是开发一种集成的结冰检测和缓解策略。如果检测到发动机结冰事件或识别出发动机结冰风险升高，将采取控制缓解措施，将发动机调整到结冰积聚风险较低的运行点。
通过快速响应执行器，严格控制涡轮叶片与其机匣结构之间的间隙，减少稳态运行所需的间隙。
方法开发用于预测瞬态过程中高压涡轮（HPT）叶尖间隙的通用物理基动态模型。将叶尖间隙模型与发动机动态仿真集成，进行敏感性分析，以量化执行器性能与发动机效率提升之间的关系。
案例包含机匣冷却流的通用叶尖间隙模型已与 CMAPSS40k 发动机仿真集成。预测的叶尖间隙代表了瞬态过程中的典型 “收缩” 点。巡航时冷却流温度变化对性能的影响。
对于轴流涡轮机，燃气涡轮叶片叶尖间隙是航空发动机设计中的一个主要关注点，因为有效叶尖间隙与涡轮效率直接相关。当发动机结构或叶片因承受热载荷或机械载荷瞬态而发生尺寸变化，或叶片出现退化时，叶尖间隙会发生静态和动态变化。在发动机运行过程中，设计目标是维持合适的叶尖间隙 —— 既要足够小以实现有效密封，又要足够大以降低旋转叶片与静态结构发生摩擦的可能性。研究表明，叶尖间隙每减少 10 密耳（千分之一英寸），整体燃油消耗率（SFC）可提高 1%。
NASA 的研究重点是开发能够实现更严格间隙控制的工具和技术。采用系统级物理基建模方法开发了一种通用叶尖间隙模型，该模型可通过调整以匹配现有数据。该模型利用发动机流场温度、转速、假设的几何形状和材料类型，计算发动机结构（如转子、涡轮叶片或发动机机匣）的瞬态温度分布。这种建模方法与特征数据具有良好的匹配度，能够模拟出起飞过程中常见的叶尖间隙 “收缩” 点（此时轴速增加导致叶片和转子相对于机匣膨胀），以及在其他飞行条件下与叶尖间隙变化相关的稳态偏移。叶尖间隙模型已与真实的 CMAPSS40k 发动机仿真集成。
初始配置采用了包含压气机冷却空气的热控制系统，以及因叶尖间隙变化而产生的涡轮效率偏移。该模型通过基于叶尖间隙调整涡轮效率，与发动机仿真相结合。该模型已用于通过仿真初步量化主动涡轮叶尖间隙控制（ATTCC）的潜在性能提升。已进行敏感性分析，以了解叶尖间隙对冷却流和材料特性等模型参数的敏感性。目前正在利用该模型开展研究，以帮助确定涡轮叶尖间隙执行系统的适当特性。
开发动态推进系统模型、气动弹性模型和大气湍流模型，用于研究超音速飞行器的动态性能，包括乘坐品质、飞行器稳定性和气动效率。
方法在 NASA 格伦研究中心（GRC），基于发动机的一维气体动力学和进气道的准一维计算流体动力学（CFD），开发了用于变循环发动机（VCE）的推进系统模型。或者，开发包含旋转流的平行流道建模方法，以研究流动畸变的动态性能。
成果开发了大气湍流模型、推进系统一维气体动力学模型和二维平行流道模型。开发了首个带有反馈控制和运行计划的变循环发动机（VCE）容积动态模型，能够在不同功率水平下持续运行。开发了首个闭环集成飞行器航空 - 推进 - 伺服弹性（APSE）系统模型。x-z 平面内的进气道三维仿真；FUN3D 中的推进系统模型；集成飞行器航空 - 推进 - 伺服弹性（APSE）模型。
对于 NASA 高速项目而言，总体目标是开展技术研究，推动技术进步，使工业界能够开发出超音速巡航民用运输飞机。超音速飞行器技术开发仍面临许多技术挑战，例如降低陆上空飞行的音爆、减少排放（氮氧化物）、提高燃油效率、材料研发、控制与操纵品质等。航空 - 伺服弹性（ASE）任务，特别是航空 - 推进 - 伺服弹性（APSE）任务的目标是开发集成推进系统和机身系统的动态模型及相关控制设计，以研究飞行器的整体性能，如飞行器稳定性、乘坐品质以及气动效率。未来的超音速运输飞行器预计将采用细长机身和高柔性结构。
初步研究表明，在大气湍流条件下，飞行器柔性模态与推进系统动态之间可能存在显著耦合，这可能导致不可接受的乘坐品质。因此，航空 - 推进 - 伺服弹性（APSE）的总体目标是开发更高保真度的推进系统动态模型，了解其与飞行器柔性模态的耦合问题，并设计概念性控制逻辑以减轻此类耦合的影响。所采用的建模类型包括具有部件性能特征的容积气体动力学建模（集总参数法和级间法）、计算流体动力学（CFD）以及平行流道建模。控制设计涉及反馈控制回路成形，以及压气机进口导叶、风扇旁路和出口喷嘴面积的发动机运行计划。上图展示了：仿真的进气道三维马赫数流场；利用 FUN3D 进行的孤立推进系统三维马赫数流场仿真；利用 FUN3D 进行的集成飞行器仿真，显示了压力场分布，并详细展示了发动机进口处的压力分布。
为实现更常规、安全且经济的太空进入方式，高超音速吸气式推进技术是 NASA 关注的重点领域之一。为推动该技术发展，NASA 已开展了基于涡轮的组合循环（TBCC）推进系统基础研究。
当前的研究工作旨在解决马赫数 3 巡航时，从涡轮发动机到双模超燃冲压发动机（DMSJ）燃烧室的安全高效过渡这一挑战。这一过程被称为进气道模态过渡。为了通过实验研究进气道模态过渡，NASA 格伦研究中心设计、制造了组合循环发动机（CCE）进气道系统，并在 10 英尺 ×10 英尺超音速风洞中进行了测试。
该进气道系统被称为用于模态过渡实验的组合循环发动机大型进气道（CCELIMX）。此前，CCELIMX 在风洞中的实验包括特性测试（第一阶段）和用于控制研究的系统辨识实验（第二阶段）。第一阶段实验确定了可连接形成模态过渡计划的稳态运行点。第二阶段实验包括对进气道系统进行动态扰动，以获取用于建立控制设计模型的数据。该研究工作的目标是在 CCELIMX 后端安装运行中的涡轮发动机，在风洞中进行模态过渡实验（第四阶段）。为筹备第四阶段实验，需要在风洞中进行 CCELIMX 测试，以开发和完善旁路门控制算法，实现对涡轮发动机低速流道中正常激波位置的闭环控制（第三阶段）。最近在第三阶段 a 和第三阶段 b 测试中已完成了这一目标，在不同马赫数下成功实现了模态过渡。开发的控制律展示了在无进气道不起动的情况下完成模态过渡的能力，测试结果还表明，闭环控制显著提高了进气道稳定性。下一组风洞实验将测试用于执行第四阶段模态过渡的控制器和流程。
2011 年，商用航空安全团队（CAST）提出了多项与运输类飞机相关的安全增强建议。NASA 与美国联邦航空管理局（FAA）及工业界合作，正在推进其中多项建议的实施，包括安全增强建议（SE）209：飞机状态感知 - 模拟器保真度。该建议的目标是减少因飞机状态感知丧失导致的事故和事件，并提高飞行员在完全失速后的恢复性能。安全增强建议（SE）209 的具体目标是：“为提高飞行员在完全失速后的恢复性能，航空业应开展研究，确定采用不同水平的先进失速特性原型气动建模进行完全失速恢复训练的效益。
”NASA 在安全增强建议（SE）209 中的作用是资助并开展研究，确定重现各类飞机模型完全失速飞行特性所需的气动模型参数及其可用性和相关不确定性。虽然安全增强建议（SE）209 主要关注气动失速，但了解这些情况下的发动机性能也至关重要。推进系统会受到异常飞机姿态的影响，例如大迎角（AOA）和侧滑角。商用发动机的设计运行迎角范围有限。随着迎角增大，进入发动机的气流减少，导致推力降低和稳定性下降。此项工作的目的是研究极端姿态条件下商用航空发动机的性能，考虑进气道畸变、尾流效应、捕获面积变化和湍流等因素。目前正在采用多种方法获取所需效果，包括计算流体动力学（CFD）、容积动力学、级间部件建模和平行流道建模。已发表的研究成果涵盖了利用代表 40,000 磅推力级发动机的 CMAPSS40k 发动机仿真，对大迎角对发动机运行的影响进行建模。当前的研究重点是开发用于 T 型尾翼短途飞机发动机的模型。
现代航空系统的安全性和运行要求需要日益先进和智能的控制能力。在部署这些先进算法之前，必须确保它们不会引发影响飞机安全的不稳定性。此类系统的飞行认证需要进行全面的验证与确认（V&V），以确保其安全性达到较高可信度。随着这些算法日益复杂，预计采用当前的验证与确认（V&V）方法将导致认证成本过高，最终难以实现。解决验证与确认（V&V）能力不足的一种潜在方法是发挥运行时方法的支持作用。已开发出一种名为运行时保障（RTA）的方法，该方法有望通过在运行过程中持续监控反馈系统的状态，为这些先进控制器提供认证。该框架通过确保系统状态保持在预定的安全运行范围内来实现安全保障。如果检测到异常行为，控制将自动切换到简单的经认证备用控制器，以确保系统继续安全运行，尽管性能可能会降低。
方法通过持续完善用于 NASA 基于模型的发动机控制的运行时保障（RTA）架构，降低保守性，提高运行时保障（RTA）方法的成熟度。运行时监控器负责检查系统状态。
进展初步可行性研究已成功证明，运行时保障（RTA）框架能够确保 NASA 开发的实验性基于模型的发动机控制器（MBEC）的安全闭环运行，该控制器包括先进的卡尔曼滤波参数估计器和推力估计控制器。初始仿真结果展示了利用运行时保障（RTA）保护发动机运行的潜在效益，并为实现先进控制器的飞行运行提供了一种可能的运行时方法。为提高该方法在发动机控制保障中的成熟度，还需要开展进一步工作，特别是开发稳健的模态过渡逻辑和研究先进的安全包线确定策略。目前正在开展相关工作，通过与 NASA 开发的条件激活限制保护架构集成，智能调整燃油流量限制调节逻辑，以降低整个运行包线内的保守性，从而扩大运行时保障（RTA）方法的适用性。
控制系统是航空涡轮发动机的重要组成部分。其目的是确保发动机系统在整个飞行包线内安全、稳定且高效地运行。尽管控制功能至关重要，但人们往往会忽视其存在 —— 这也证明了其运行的成功性。然而，控制系统硬件约占发动机重量和成本的 20%。随着众多新型发动机技术提升系统性能，它们也对控制硬件的集成产生了不利影响。短期内，分布式发动机控制技术旨在克服发动机系统控制集成过程中日益严峻、耗时且成本高昂的问题。通过将控制功能分配到多个物理分离的模块化硬件单元（包含有源电子设备）来实现这一目标。在发动机核心区域，这些单元采用高温电子设备技术，以最大限度地减轻重量影响。在温度较低的区域，模块化设计使控制硬件能够便捷地采用最先进的低温电子设备，从而降低软件复杂度并提高性能。长期来看，分布式发动机控制架构将成为在发动机上集成全新一类嵌入式控制应用的平台。这些应用将在全权控制器的监督下，对发动机部件进行宽带宽、本地化控制。其结果将是打造一个信息密集型智能发动机系统，能够在多个层面优化性能。在基于知识的发动机设计过程中纳入控制考虑，有望带来新的灵活性，并显著提升发动机系统性能。硬件在环实验室是建模、仿真和测试先进控制概念（应用于 NASA N+3 发动机系统）的核心场所。各类控制技术，从基于模型的控制器到高温传感器，再到本地宽带宽嵌入式控制器，都可在进入高风险环境测试之前在此进行评估和验证。
基于模型的发动机控制（MBEC）是一项重要的控制逻辑架构技术进步，通过在设计过程中考虑控制因素，有助于实现效率提升的目标。该技术能够更严格地控制裕度，从而扩大运行设计空间，并支持开展提高效率的设计研究。
方法确定基线设计中的保守裕度。实施基于模型的发动机控制（MBEC），以更严格地控制裕度，降低保守性。在保证安全运行的前提下，对具有更小裕度的发动机进行重新设计。与发动机设计师合作，实现效率提升。图表说明左图：压气机特性图（包含喘振线、运行线、喘振裕度、不确定性裕度和瞬态裕度）；
右图：基于模型的发动机控制（MBEC）实时控制喘振裕度和推力，以提高推力燃油消耗率。
在当前的发动机控制架构中，典型的设计方法是调节与推力密切相关的可测量变量（如发动机压力比）。这是因为发动机推力无法通过典型的机载发动机传感器直接测量。此外，为确保发动机在整个寿命周期内安全运行，会采用保守方法对允许的燃油流量施加限制，以维持足够的喘振裕度（SM）和温度裕度。现有的控制方法导致发动机运行较为保守，设计效率较低。喘振裕度（SM）约束主要包括两个部分：
一是确保发动机在整个运行包线和寿命周期内稳态运行的不确定性裕度；
二是允许发动机从运行线上的一个点过渡到另一个运行点的瞬态裕度。
上图展示了一个通用的压气机性能图，其中包含喘振裕度（SM）。通过权衡运行裕度的组成部分（如不确定性裕度和瞬态机动性裕度），可以调整运行线（绿色），使其更接近喘振线（红色）。这使得运行线能够调整到更高的压力比，有望运行在性能图中更高效的区域。
可在基于模型的发动机控制（MBEC）架构中开发喘振裕度（SM）限制器，以确保能够采用更低的喘振裕度（SM）阈值来制定新的运行线，同时维持安全运行。通过使用机载模型实时估算所需的不可测量参数（如推力、燃烧室出口温度和喘振裕度），可以实现更高效的发动机设计。
基于模型的发动机控制（MBEC）将允许发动机以较低的保守运行裕度运行，因为运行裕度通常是针对寿命末期的发动机设计的，而机载模型可以根据发动机的实际状态提供更准确的裕度。通过结合基于模型的发动机控制（MBEC）的能力，对发动机进行重新设计以调整运行线，能够设计出在更高压力比下运行、更接近喘振线的发动机，从而实现效率提升的目标。
T-MATS 是一款开源的 MATLAB/Simulink 插件，提供热力学仿真环境，支持通过图形化方式创建燃气涡轮机等复杂动态系统模型。
热力学系统建模与分析工具箱（T-MATS）是一款 Simulink 工具箱。该软件包含仿真框架、多回路求解器技术和模块化热力学仿真模块。T-MATS 软件包的一大亮点是涡轮机械模块集。这套 Simulink 模块为开发人员提供了创建几乎任何稳态或动态涡轮机械仿真（如燃气涡轮机仿真）所需的工具。对于控制或其他相关系统在 Simulink 中建模的系统，T-MATS 用户能够在单一工具中创建完整的系统模型。T-MATS 涡轮机械模块的设计理念是结合物理基模型的易懂性和逻辑性，以及经验开发模型的准确性和可调节性。用户指南的编写假设用户熟悉热力学系统建模。当前版本的 T-MATS 基于 MATLAB/Simulink v2015a SP1（Mathworks 公司）开发。该软件为开源软件，支持工业界、政府和学术界之间不受限制地开展合作。T-MATS 软件附带了许多示例仿真，包括热力学循环、涡轮喷气发动机和涡扇发动机等，相关数据可在已发表的文献中获取。T-MATS 已用于从工业标准的数值推进系统仿真（NPSS）模型创建动态涡轮发动机仿真。这对于控制设计非常有利，T-MATS 提供了一系列控制系统组件。此外，灵活的图形用户界面通过自动创建各类图表，简化了仿真故障排除过程，并有助于数据可视化。通过集成 Cantera（一款面向对象的分析软件包，可计算用户定义的任何混合物的热力学解决方案），T-MATS 的功能得到了极大增强。T-MATS 与 Cantera 的集成扩展了该工具箱的建模范围，使其能够仿真化学反应，例如燃料电池或使用替代燃料的燃气涡轮机。
飞机发动机的稀薄燃烧概念容易引发燃烧不稳定性。抑制这些不稳定性是低排放燃烧室的一项关键使能技术。NASA 格伦研究中心此前的研究已在燃烧室试验台上成功演示了主动控制技术，能够抑制高频燃烧不稳定性，该试验台旨在模拟传统富前端燃烧室实际飞机发动机的不稳定性情况。当前的研究工作旨在进一步了解该问题在未来稀薄燃烧、极低排放燃烧室中的应用。
现状当前的研究重点是抑制与燃油流量增加相关的热声不稳定性，这种不稳定性可能会阻碍低排放燃烧室的全功率运行。在 NASA 燃烧试验台中，已在发动机压力、温度和流量条件下，通过实验成功演示了采用自适应滑动相量平均控制（ASPAC）方法抑制燃烧不稳定性。采用自适应滑动相量平均控制（ASPAC）方法的控制回路中的关键组件是用于扰动燃烧室燃油流量的高频燃油阀。为了应对采用自适应滑动相量平均控制（ASPAC）方法抑制热声不稳定性的挑战，进一步研究自适应滑动相量平均控制（ASPAC）方法的适用性，并探索其他控制方法，需要能够调制高达 1kHz 燃油流量频率的执行器。对于实际应用而言，这些调制器需要体积小、响应快且耐高温。由于市面上没有现成的此类设备，因此需要进行定制设计。
为此，NASA 格伦研究中心（GRC）正与多家小型企业合作，开发可用于格伦研究中心（GRC）燃烧研究设施中主动燃烧控制的执行器。图表中展示的相关概念产品已交付给格伦研究中心（GRC），目前处于不同的测试阶段，以表征和验证其性能。计划进行燃烧试验台开环测试，评估燃油调制器对燃烧室出口压力的有效影响，随后进行闭环测试。
捕捉基本的非定常性和关键气体动力学物理特性；建模关键损失；获取性能、排放和尺寸信息；优化性能；评估控制要求。
方法采用尽可能简单的计算流体动力学（CFD）方法实现目标。
示例压力增益燃烧（PGC）正在被研究用于各类吸气式飞行应用。其在燃气涡轮机中的潜在应用尤为引人关注—— 与传统燃烧室的压力损失不同，压力增益燃烧（PGC）产生的压力升高可提高发动机的热效率和比功率。
所有压力增益燃烧（PGC）系统本质上都是非定常的，它们实现的是极限循环运行，而非稳态运行。此外，它们在流体力学方面（而非机械方面）较为复杂。因此，模型需要达到一定的保真度，才能捕捉相关物理特性，并作为设计和优化工具发挥作用。当前的压力增益燃烧（PGC）建模工作旨在提供必要的保真度，同时避免过度建模。
这一努力促成了简化计算流体动力学（CFD）方法的应用，上图展示了其中两种方法。左图展示了所谓共振脉冲燃烧器的二维轴对称仿真结果。这类燃烧器是最简单的压力增益燃烧（PGC）系统之一，其压力增益最低，但具有结构简单、运行稳健、流出物相对平稳以及潜在低排放等优点，且已成功集成并应用于燃气涡轮机系统中。右图对比了旋转爆震发动机（RDE）的仿真结果和实测结果。这类压力增益燃烧（PGC）设备能产生最高的压力增益，但同时也会产生高热负荷、显著的流动不均匀性和阀门控制挑战。旋转爆震发动机（RDE）中的流动名义上是轴向的，但爆震波沿圆周方向持续传播。在压力增益燃烧（PGC）设备中进行常规测量极为困难。非定常性、高热负荷和频率要求使得大多数传感元件无法使用或功能失效。因此，如本文所述的经过验证的计算流体动力学（CFD）工具可以在仪器无法测量的地方提供见解，还有助于解释可测量的异常整体实验结果（如推力和流量）。
基于模型的气路健康管理架构，设计用于处理连续的发动机测量数据，提供性能估计和气路故障诊断功能。
测试情况该架构已应用于处理飞行器集成推进研究（VIPR）发动机测试期间收集的数据。飞行器集成推进研究（VIPR）是一系列基于地面的发动机测试，旨在成熟航空发动机健康管理技术。测试在 NASA 阿姆斯特朗飞行研究中心 / 爱德华兹空军基地进行，采用配备普惠 F117 涡扇发动机的 C-17 飞机。飞行器集成推进研究（VIPR）测试包括 “基线” 运行（测试发动机正常无故障运行）和非破坏性故障案例（两个放气阀的执行器调度不当）。
测试结果传统的航空发动机气路诊断方法设计用于对每次飞行中在有限运行点收集的 “快照” 测量数据进行地面事后处理。然而，机载处理和飞行数据采集能力的进步使得能够获取更多的飞行数据，并催生了新的诊断方法。
分析全飞行流式测量数据（无论是机载实时分析还是事后分析）有助于减少诊断延迟，提高发动机的整体安全性和可靠性。为满足这一需求，NASA 开发了一种基于模型的性能趋势监测和气路诊断架构，用于处理流式全飞行航空发动机测量数据。最近，该架构已应用于处理 NASA 飞行器集成推进研究（VIPR）发动机测试期间收集的数据。飞行器集成推进研究（VIPR）计划是一系列基于地面的发动机测试，旨在成熟航空发动机健康管理技术。这些测试在 NASA 阿姆斯特朗飞行研究中心 / 爱德华兹空军基地进行，采用配备普惠 F117 涡扇发动机的 C-17 飞机。
飞行器集成推进研究（VIPR）测试包括 “基线” 运行（测试发动机正常无故障运行）和非破坏性故障案例（两个放气阀的执行器调度不当）。测试结果表明，该技术在处理正常数据时能够避免误报警，并能正确诊断在发动机稳态和瞬态运行条件下发生的故障。
NASA 格伦研究中心（GRC）智能控制与自主分支（ICAB）正在开展航空推进系统控制与诊断领域的前沿研究，以支持 NASA 航空研究任务计划。ICAB 与工业界、学术界合作伙伴共同开发的各类控制和健康管理技术，将有助于提高航空安全性、提升燃油效率，并助力实现具有挑战性的减排目标，同时还将推动推进系统实现更自主的运行。ICAB 的研究工作与 NASA 航空研究的以下战略重点目标高度一致：商用超音速飞机创新、超高效商用飞行器、航空转型的有保障自主性。ICAB 已开发了许多发动机仿真软件包和其他工具，为研究界推动航空发动机控制与诊断技术的前沿发展提供了支持。多学科跨组织合作和系统级方法对于智能推进系统技术的成功开发和转化至关重要。
评论：NASA 格伦研究中心智能控制与自主分支（ICAB）在航空发动机先进控制与健康管理领域的系统性研究，为全球航空技术发展提供了重要参考。从我国航空发动机发展视角来看，此类前沿探索具有重要借鉴意义。NASA 在动态系统仿真、主动控制技术、故障诊断架构等方面的技术路径与工程实践，为我国相关领域的研究提供了可参考的技术范式 。未来，随着全球航空业对高效低碳、智能自主的需求日益迫切，国际间的技术交流与合作将愈发重要。我国可在借鉴国际先进经验的基础上，立足自身产业需求与技术积累，聚焦关键核心技术自主攻关，同时积极参与国际技术协同，推动航空发动机领域的技术突破与产业升级，助力全球航空业实现更安全、高效、可持续的发展。
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