超级军网中国X系列战机:飞豹EPU专用吊舱试验机
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/03 04:21:49
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“飞豹”EPU专用吊舱试验机
“飞豹”EPU专用吊舱是中国飞行试验研究院为了完成某些机载系统在“飞豹”飞机上进行的试飞任务，
减少原型机试飞风险及周期而研制并试飞的一个验证吊舱。该吊舱系统组成复杂，可靠性、安全性要求高。
“飞豹”EPU试验吊舱是利用“飞豹”飞机机身副油箱改装成的专用吊舱。
该吊舱研制始于1996年，1997年模拟试飞中吊舱重量进行了地面投放试验，1998年，完成吊舱内六大部件装机、燃油冷却系统装机工作，随后进行了燃油冷却系统地面模拟试验。
1999年上半年进行了地面调整试验和正式地面试验。1999年下半年开始“飞豹”EPU专用吊舱飞行试验，通过试飞对EPU进行了全面的考核，取得了宝贵的试验数据和空中使用经验。
“飞豹”EPU专用吊舱的主要技术进步点：
1.为EPU它机定型试飞提供了必要的技术支持和保证；
2.要求高，解决的技术关键多，在散热、耗电、结构强度、电气控制、应急投放等技术上都做了大量工作，有所创新和突破。http://www.qianlong.com
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“飞豹”EPU专用吊舱试验机
“飞豹”EPU专用吊舱是中国飞行试验研究院为了完成某些机载系统在“飞豹”飞机上进行的试飞任务，
减少原型机试飞风险及周期而研制并试飞的一个验证吊舱。该吊舱系统组成复杂，可靠性、安全性要求高。
“飞豹”EPU试验吊舱是利用“飞豹”飞机机身副油箱改装成的专用吊舱。
该吊舱研制始于1996年，1997年模拟试飞中吊舱重量进行了地面投放试验，1998年，完成吊舱内六大部件装机、燃油冷却系统装机工作，随后进行了燃油冷却系统地面模拟试验。
1999年上半年进行了地面调整试验和正式地面试验。1999年下半年开始“飞豹”EPU专用吊舱飞行试验，通过试飞对EPU进行了全面的考核，取得了宝贵的试验数据和空中使用经验。
“飞豹”EPU专用吊舱的主要技术进步点：
1.为EPU它机定型试飞提供了必要的技术支持和保证；
2.要求高，解决的技术关键多，在散热、耗电、结构强度、电气控制、应急投放等技术上都做了大量工作，有所创新和突破。
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“飞豹”EPU专用吊舱试验机
“飞豹”EPU专用吊舱是中国飞行试验研究院为了完成某些机载系统在“飞豹”飞机上进行的试飞任务，
减少原型机试飞风险及周期而研制并试飞的一个验证吊舱。该吊舱系统组成复杂，可靠性、安全性要求高。
“飞豹”EPU试验吊舱是利用“飞豹”飞机机身副油箱改装成的专用吊舱。
该吊舱研制始于1996年，1997年模拟试飞中吊舱重量进行了地面投放试验，1998年，完成吊舱内六大部件装机、燃油冷却系统装机工作，随后进行了燃油冷却系统地面模拟试验。
1999年上半年进行了地面调整试验和正式地面试验。1999年下半年开始“飞豹”EPU专用吊舱飞行试验，通过试飞对EPU进行了全面的考核，取得了宝贵的试验数据和空中使用经验。
“飞豹”EPU专用吊舱的主要技术进步点：
1.为EPU它机定型试飞提供了必要的技术支持和保证；
2.要求高，解决的技术关键多，在散热、耗电、结构强度、电气控制、应急投放等技术上都做了大量工作，有所创新和突破。http://www.qianlong.com
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“飞豹”EPU专用吊舱试验机
“飞豹”EPU专用吊舱是中国飞行试验研究院为了完成某些机载系统在“飞豹”飞机上进行的试飞任务，
减少原型机试飞风险及周期而研制并试飞的一个验证吊舱。该吊舱系统组成复杂，可靠性、安全性要求高。
“飞豹”EPU试验吊舱是利用“飞豹”飞机机身副油箱改装成的专用吊舱。
该吊舱研制始于1996年，1997年模拟试飞中吊舱重量进行了地面投放试验，1998年，完成吊舱内六大部件装机、燃油冷却系统装机工作，随后进行了燃油冷却系统地面模拟试验。
1999年上半年进行了地面调整试验和正式地面试验。1999年下半年开始“飞豹”EPU专用吊舱飞行试验，通过试飞对EPU进行了全面的考核，取得了宝贵的试验数据和空中使用经验。
“飞豹”EPU专用吊舱的主要技术进步点：
1.为EPU它机定型试飞提供了必要的技术支持和保证；
2.要求高，解决的技术关键多，在散热、耗电、结构强度、电气控制、应急投放等技术上都做了大量工作，有所创新和突破。
请问版主epu是什么意思？
CPU的弟弟！
不懂!!!
<P>就是仡屁呀</P><P>哈哈</P>
什么？
紧急动力系统(Emergency Power Unit, EPU)
<P>棍子的ＥＰＵ是南航搞的，这一点让我对南航的实力有了新的认识．</P><P>来源如下：</P><P><B>江苏省重点学科-航空宇航推进理论与工程学科</B><P> 航空宇航推进理论与工程学科于1994年被评为江苏省重点学科，1995年获江苏省"优秀学科梯队"称号，在历次验收评估中均获得"A"级评价，2001年再次被评为江苏省重点学科。
目前航空宇航推进理论与工程学科主要研究方向有：1）推进系统气动力学；2）推进系统结构强度、振动与可靠性；3）推进系统燃烧、传热与红外特征控制；4）推进系统自动控制与故障诊断；5）新型动力装置技术。车辆工程学科主要研究方向有：汽车现代设计理论方法与电子控制技术。工程热物理学科和热能工程学科主要研究方向有：1）气动热力学；2）传热传质学；3）燃烧学；4）能源利用与环境保护工程。其中航空宇航推进理论与工程学科承担的"8911"工程中关键部件"冲压空气涡轮"的研制成功打破了国外的技术封锁，填补了国内空白，为国防重点"8911"工程做出了重要贡献，同时也反映了本学科叶轮机械气动力学和结构强度、疲劳与可靠性研究方向的实力和水平。"8911"工程获1998年国家科技进步特等奖，冲压空气涡轮是其中一项关键技术。推进系统气动力学与性能研究的特色鲜明，在航空航天飞行器推进系统进、排气内流研究，特别是进气道畸变流场模拟技术研究、进气道隐身技术研究、埋入式进气道研究、航天高超声速进气道研究，以及航空发动机进/发匹配研究等方面居国内领先地位。在推进系统自动控制与故障诊断方面，卓有成效地开展了飞行/推进系统一体化控制研究和推进系统多变量自适应控制研究，并达到国内领先水平。</P><P>研制成功的10号工程EPU控制系统获得了2000年国家科技进步二等奖，是该研究方向的标志性成果之一。</P><P>在推进系统燃烧和传热研究方面，脉冲燃烧机理和控制、低频振荡燃烧机理和抑制技术、燃烧数值分析和热端部件的强化冷却技术等均取得了显著的研究成果，推进系统红外辐射目标特征控制技术的研究已成为在国内具有显著影响的研究方向。微小型发动机、脉冲爆震发动机和磁悬浮全电发动机等新型动力装置是未来航空技术发展和开拓的新领域，本学科立足于学科的前沿和创新，对上述新领域的研究在国内起步早，目前在微细通道流动、脉冲爆震机理和磁悬浮机理等方面的研究已经取得了较大的进展。在今后的学科建设中，以上各研究方向的特色和优势将得到进一步巩固和发展。 </P></P>
目前航空宇航推进理论与工程学科主要研究方向有：1）推进系统气动力学；2）推进系统结构强度、振动与可靠性；3）推进系统燃烧、传热与红外特征控制；4）推进系统自动控制与故障诊断；5）新型动力装置技术。车辆工程学科主要研究方向有：汽车现代设计理论方法与电子控制技术。工程热物理学科和热能工程学科主要研究方向有：1）气动热力学；2）传热传质学；3）燃烧学；4）能源利用与环境保护工程。其中航空宇航推进理论与工程学科承担的"8911"工程中关键部件"冲压空气涡轮"的研制成功打破了国外的技术封锁，填补了国内空白，为国防重点"8911"工程做出了重要贡献，同时也反映了本学科叶轮机械气动力学和结构强度、疲劳与可靠性研究方向的实力和水平。"8911"工程获1998年国家科技进步特等奖，冲压空气涡轮是其中一项关键技术。推进系统气动力学与性能研究的特色鲜明，在航空航天飞行器推进系统进、排气内流研究，特别是进气道畸变流场模拟技术研究、进气道隐身技术研究、埋入式进气道研究、航天高超声速进气道研究，以及航空发动机进/发匹配研究等方面居国内领先地位。在推进系统自动控制与故障诊断方面，卓有成效地开展了飞行/推进系统一体化控制研究和推进系统多变量自适应控制研究，并达到国内领先水平。</P><P>研制成功的10号工程EPU控制系统获得了2000年国家科技进步二等奖，是该研究方向的标志性成果之一。</P><P>在推进系统燃烧和传热研究方面，脉冲燃烧机理和控制、低频振荡燃烧机理和抑制技术、燃烧数值分析和热端部件的强化冷却技术等均取得了显著的研究成果，推进系统红外辐射目标特征控制技术的研究已成为在国内具有显著影响的研究方向。微小型发动机、脉冲爆震发动机和磁悬浮全电发动机等新型动力装置是未来航空技术发展和开拓的新领域，本学科立足于学科的前沿和创新，对上述新领域的研究在国内起步早，目前在微细通道流动、脉冲爆震机理和磁悬浮机理等方面的研究已经取得了较大的进展。在今后的学科建设中，以上各研究方向的特色和优势将得到进一步巩固和发展。 </P></P>
<P>这是一篇ＷＷ的航文，里面有几个缩写可以科普一下：</P><P><B>整合飛控系統對戰機飛行性能之影響</B>
空軍中尉 王立杰</P><P>提要
現代化高性能戰機，均已配備線傳飛行控制系統，以追求戰機操控的靈敏性，航空發動機也多使用全權數位電子控制系統(Full Authority Digital Electronic Control)，以滿足發動機於包絡線內，各區域操作性能的最佳化；飛控系統的發展大幅增進飛機的操控性能，電子控制發動機，亦可穩定控制發動機於各種不同空域與任務的運作，然而，機上的各項次系統整合，於飛行時為避免於空戰時的劇烈動作中造成其他系統失效，多未完整發揮性能，均留有相當大裕度以維持其他系統的操作，如此，雖可確保各系統於空戰時作用正常，但卻無法達到戰機整體性能的最佳化，整合
飛控系統即為彙整全機各次系統性能參數後，綜合任務特性，配合飛行情況，匹配、調整各次系統性能，使全機性能達到最佳化的理念。
前言
由於空戰的需求，使得各國對戰機性能的要求日益嚴苛，過去對戰機性能的改良多僅將注意力集中於單一次系統功能的提升，此種概念雖可提升戰機部分性能，但卻無法避免某一次系統性能提升後，反而影響其他次系統的部分功能，而不得不對單一次系統部分於性能或操作上予以設限，間接地也限制了戰機整體性能提升的程度與經濟效益。
事實上，若僅由飛行員負責全機各次系統的操控，由於戰機的新增功能愈漸複雜，戰場威脅程度日益增加，單憑人類反應實不足以完成如此複雜的工作，反而可能因為龐大的工作負荷而增加了錯誤發生的機率，肇致飛危事件的發生。但利用日益發展成熟的數位電子控制技術整合各次系統性能，則可彌補戰機因性能提升所增加的工作量，降低飛行人員負荷、有效提升戰機性能、增進飛安、並可取得全機性能的最佳化。
飛行控制系統的演進
影響戰機運動性能最關鍵的兩項系統為飛行控制系統與發動機控制系統，早期飛行控制系統是建立於機械架構上，飛行員於座艙內透過操縱桿直接操縱氣動力控制面，透過鋼纜或連桿的傳遞，改變控制面的角度而影響氣流的分布，產生控制飛機的作用力與力矩，進而控制飛機的姿態與穩定。
隨著戰機的體積、重量逐漸增加，人力已無法駕馭日漸複雜的飛機，因此，飛行員與控制面之間的連結改由液壓管路與致動器取代，並增加了相關人工感覺回饋裝置，但機上各控制面的致動時機與偏折角度仍由人腦決定。
為求得空戰的優勢，戰機的飛行包絡線逐漸擴展，許多過去所習以為常的線性控制方式，已無法於整個包絡線內控制戰機飛行，例如在高攻角飛行時因機翼上的氣流已發生剝離現象，使得氣動力控制面與穩定翼面的效應顯得較為遲滯；類似的非線性氣動力現象也發生於穿音速飛行階段，由於震波效應與可壓縮流特性，使得機身重心後移，飛機空速的些許改變，即可能使氣動力控制面的負荷發生很大的變化，影響飛機姿態穩定。如僅倚靠人類反應，不但無法妥善控制飛機，甚至可能在非線性的變化過程中作出了與飛機姿態變化頻率相符的擺盪，產生人因振盪(Pilot Induced Os
cillation, PIO)，不但不能壓制飛機姿態的變化，反而與飛機姿態振盪耦合而加大振幅，超出了飛機可控制的範圍而失控。雖然可藉由操作上的限制或人工回饋系統的彌補，但無可避免地亦將影響到飛機於包絡線內某些區域的性能。
先天不穩定設計與線傳飛控系統
飛機升力中心與重心的相對位置影響著飛機的穩定性(如圖一)，傳統的飛機設計理念是將重心置於升力中心之前，當飛機因外界的擾動或是人為操控而增大攻角時，由於升力係數隨著攻角的增加而加大，使得主翼所額外增加的升力在重心後方產生讓飛機配平的力量，讓飛機的攻角自然地減少，回復穩定姿態；而飛機如需增加攻角時，則於重心後方產生向下的作用力，這種設計理念可使飛機穩定飛行，但卻影響其靈敏性與載重。
如將升力中心置於重心之前，攻角增大時額外增加的升力將使飛機攻角增加的幅度更大，導致飛機失控，此即為先天不穩定特性(Inherent Unstable)。使用此種設計的飛機可利用水平尾翼或其他位於重心後方的氣動力控制面產生升力，以配平飛機機首上仰的趨勢，對照於傳統設計是以於重心後方產生向下的力量令機鼻上仰的方式，除可使飛機的總升力成長而增加飛機載重，並可因控制面些微的微動量即可大幅改變飛機姿態而增加戰機操控性能，或採用面積較小的水平尾翼即可控制飛機，減輕阻力、重量(如圖二)。也因些微的改變就會大幅影響飛機的姿態，且需不斷地適時修
正，單憑人的反應並無法隨時做出如此精確、快速的動作(此時氣動力控制面並非處於固定角度，而是需隨時調整角度以使飛機於不穩定的特性下保持穩定的控制)，因此必須導入電腦協調飛行員的指令與飛機姿態的控制。
操縱桿與控制面間的機械連結移除，改以電子訊號的傳送相關訊息取代，使電腦協助飛行的構想變為可行，此時，飛行員給飛機的指令不再是某個控制面應於何時改變或是需偏折何種角度，而是一個飛機姿態改變的命令，此命令經電子飛行控制系統(Electronic Flight Control System, EFCS)依飛機當時的姿態、空域，自動解算出飛機上各氣動力控制面應如何改變以滿足飛行員的需求，此即為線傳飛控(Fly-By-Wire, FBW)的設計理念。
戰機裝用線傳飛控系統可獲得的優點大致有：
(一)減輕飛行員工作負荷，增加飛行安全：
由於電腦介入人與飛機之間的連結，使得擁有先天不穩定設計的飛機仍可以穩定控制，即使是機身構型多為稜線的匿蹤戰機或是無垂直尾翼的全翼型飛機亦可精確控制飛行姿態；飛機並可擁有無顧慮的飛行控制，特別是在空中進行纏鬥時，由於交戰雙方均將戰機性能操作至極限，飛行員除須掌握瞬息萬變的空戰訊息外，尚須將飛機於性能極限區域穩定控制，稍一不慎，可能導致飛機失速、螺旋，甚至超過結構負荷而解體；而且氣動力控制面的變化，不應是一定值，而是隨戰機速度、高度的不同而有所改變；諸如此類的複雜關係，利用飛行員與控制面的鏈結間的電子飛行控制
系統提供相關運算，作出最佳化的控制，藉由飛行控制電腦的協助並可自動提供攻角與側滑角的限制，防止飛機失速(stall)與離控(departure)的發生；滾轉率與負載限制則可避免超過機身設計限制的飛行運動，確保在激烈的空戰動作中，戰機不致超過結構限制。
飛控電腦除了須接收飛行員的指令外，並須參考飛機姿態、掛載、大氣環境及其他次系統的操作情況(如起落架收放、火控系統資料、燃油存量)等，因此，除須與其他系統間鏈結外，並需於機身相關位置裝置感測器與陀螺儀(如圖三)，經由各感測器分析機身周圍氣流流場的向量(含方向與速度)，以判定側滑角、攻角及飛機本身姿態等，大氣資料整合程度與品質取決於感測器的分布位置與靈敏程度，綜合各類感測器資料後，研判機身氣動力面最佳狀態，使戰機得以獲得最佳控制。
(二)減少維修需求，增加戰機存活性：
將飛行員與控制面間的連結由機械結構改為電纜或光纖後，除可排除機械結構因長期使用造成的磨損或操作環境受熱變形對飛控系統造成的影響，並可減輕重量與減少維修需求。在增加部分電子系統後雖然可能影響妥善率，但因積體電路與微機電技術的發展，使相關控制元件得以微小化而更易於更換，並得以重複配置，增加內建測試(Build Inside Test, BIT)功能，相較於機械式的設計，當有維修需求時僅需更換部分控制盒，無須拆除機構、鋼纜等須後續執行調校的組件，降低維修需求。
當飛行控制系統部分組件因戰損或故障致無法發生作用時，還可利用尚存功能正常的次系統匹配，確保飛行安全。且因控制訊號的傳遞是經由電纜線或光纖傳遞，可於設計時將各頻道的訊號線束分散配置，降低戰損的風險。對傳統機械式設計而言，如欲達到相同的備份系統，將須付出重量的增加與結構複雜的代價。惟為確保電子飛行控制系統不致因任何因素的斷電而失效，應於機上另行裝設緊急動力系統(Emergency Power Unit, EPU)或備分電瓶，確保供電正常。
(三)戰機指向性能提升，擴展包絡線範圍：
飛機上的氣動力控制面改由電腦控制的另一項優點為戰機於飛行包絡線內指向性最佳化，飛控電腦接獲一改變飛行姿態的指令後，於改變氣動力控制面的初始階段時以一較預定所需更大的角度變化量，克服飛機慣量，使飛機能於較短時間內改變飛機姿態，待飛機即將到達預定角度，回饋訊號傳至飛控電腦，再由飛控電腦下達一穩定姿態的指令，使飛機得以按照命令姿態飛行，氣動力控制面的效能得以發揮至最大，因此即可設計以較小的控制面來滿足飛控需求，降低阻力及重量。
戰機包絡線的區域，代表的是可以操控戰機的空域，包絡線的範圍愈廣，纏鬥的勝算就愈大，特別是在低速區域，藉由控制刻意進入包絡線內不穩定飛行區域的飛機，利用升阻比的改變，加強飛機指向性能力的失速後控制性能，更是列為評選下一代戰機超級機動性的指標，欲於不穩定區域飛行，則飛行控制律將變為非線性控制，人類反應已不足以操控，但如將飛行員所輸入的指令，經飛控電腦解算後，再由氣動力控制面制動器輸出，則可使飛機增加飛機於不穩定區域操作的安全性，並可減輕飛行員的負荷，如不慎進入螺旋(spin)時，也可經由飛控電腦的協助，作出適當的反
應，迅速脫離螺旋狀態。
(四)增加戰機任務彈性，減輕飛行員負荷：
隨著發動機推力增加，飛機機體結構空間加大，戰機功能也隨之多樣化，單一構型的戰機加上不同的配備與設定後，可轉換為攻擊機、轟炸機、偵察機等任務，但也增加了飛行員的負荷，同一種飛機掛載不同的武器構型後，也可能改變飛行操作上的特性與限制，單純依靠飛行手冊與任務提示時所提供的飛行限制，仍無法確保飛機不會超過操作限制。
在氣動力設計方面，戰機為取得執行各種不同任務所需性能的平衡點，飛控系統須滿足不同外掛構型的需求，通常會先行發展一可滿足簡單飛行需求的基本構型，或滿足輕負載飛行需求的飛行控制方式，但若與此假定的構型在氣動力或重量上有相當大的差異時，如於翼下掛載大型武器或於機身中線掛載下油箱，導致對飛機的飛行控制產生難以預期的影響，則須對各種不同的外掛另行編寫適用的飛行控制邏輯，以修正不同的掛載對飛機造成的影響，其中並須包括對稱與不對稱外掛對飛機的影響(如僅投射單側的武器)。其他於設計時必須考量的重要因素尚包括：燃油消耗後對機
身重心位置的影響；可變後掠翼角度、高升力裝置或減速板操作時對飛機升阻比的改變，飛機與發動機間的交互影響，這些都可能影響飛機的穩定性(Stability)、指向性(Handling)與機身負載。如由飛控電腦統籌管理所有資訊，則飛行員僅需掌握戰況並給予飛機指令，由戰機完成相關程序即可，毋須擔心相關限制，減輕飛行員的負擔。
對火控系統而言，飛控電腦可提供武器系統操作時所需的姿態，並為戰機提供武器發射後產生的不穩定，提供配平力。如將機上搭載具地形地貌偵測的感測器與導航系統納入控制架構，則可滿足貼地自動飛行的戰術需求；並由電腦判斷飛行員是否受傷或失能，無法改正陷入危險飛行姿態的飛機，則自動取得飛機的控制權穩定飛行，先進系統則可利用導航系統將飛機導引至起飛地點或另一預定點，增加戰機的存活率。
線傳飛控的最大優點在於可調整飛機於飛行包絡線內的飛行特質，藉由可視飛行情況改變的控制律而達成。特別是在與敵交戰前，如能先與敵機所使用的機種進行空戰演練，研擬相關空戰戰法，將能增加我方空戰優勢，但實際上，操作與敵方相同機種的戰機，不論於武獲或是後勤維修上都是一不切實際的想法，但藉由改變線傳飛控的控制參數(相關參數可利用計算流體力學或是風洞模型吹試建構)，可由我方飛機修改軟體參數後，模擬與敵機相仿的飛行特性，藉此進行相關假想敵訓練。
(五)性能提升容易，延長戰機服役時間
因戰機功能日益繁複，發展所需的時間與經費幾成幾何倍數增加，利用現役戰機進行性能提升，成為經濟、有效更新空軍戰力的方法，藉由改變飛控軟體的參數，新增相關動件的控制功能，除可縮短研發時程與經費，並可累積相關操作經驗，作為下一代戰機的研發依據。例如即將服役的新一代戰機多強調失速後控制能力，現役戰機也可利用加裝前翼或向量噴口的方法滿足大部分的需求。
使用向量推力以增強或取代傳統的氣動力控制，擴展飛行包絡線的範圍，特別是在低速的區域，由於氣動力控制面所產生的作用力與空速的平方成正比，在此區域內因控制面上氣流的剝離，使得氣動力控制面產生的作用力將顯得遲緩，甚至無法產生足夠控制力，向量噴口的作用力恰足以彌補此項缺點。使用向量推力及水平尾翼共同提供配平力，使水平尾翼產生控制力時可達到姿態控制力與阻力的最佳化。當空速低至水平尾翼亦無法產生足夠控制力時，則由向量噴口負責飛機姿態控制能力，有效增加戰機於包絡線低速區域的面積。
但是向量噴口所產生的作用力並非僅單純與噴口改變噴流的方向成一夾角，由於噴口內的氣流均為高動量、近音速甚至是超音速的氣流，流場的改變方向不僅要考慮可壓縮流的特性，連噴口偏折時對機尾氣動力的改變、噴口段變形時對噴口內震波的影響、噴流與機身尾段氣流的關係也必須一併考量，因此噴口偏折時，對機身產生的作用力並不易估算，但此作用力的大小與方向卻又是飛控電腦進行姿態控制時的重要參數之一，因此地面試車與空中飛試的資料便成為修正飛行控制系統資料庫的途徑。相關資料將整合於飛控電腦的資料庫內，使向量噴口成為氣動力控制面外另一可
控制飛機姿態的次系統，透過飛控電腦的運算，飛機無須另行增加額外的控制組件即可完成系統整合，使向量噴口的功能得以發揮。
數位控制發動機性能提升
數位飛行控制系統對飛機整體性能的影響已於先前討論，全權數位電子控制系統(Full Authority Digital Electronic Control, FADEC)的優點也已廣為人知，必將成為未來發動機發展的趨勢。然而數位飛行控制系統雖可為飛機提供幾無操作限制的飛行性能，全權數位發動機(Full Authority Digital Engine)亦可使發動機於飛行包絡線內穩定運轉，但飛行控制系統與發動機控制系統整合於戰機系統後卻是各行其事，雖都能確保各次系統於整個飛行包絡線內的穩定運作，卻無法達到飛機全系統的最佳化，特別是發動機控制系統，為確保發動機於飛機進行各項劇烈的動作時仍能
正常運作，不致失速、衝激(Surge)或熄火，往往需增加風扇與壓縮器的失速裕度(Stall Margin)，但卻造成了發動機性能下降的缺點。
渦輪扇發動機最容易發生失速的部分為用以提升進氣氣流壓力的風扇與壓縮器模組，在發動機發展階段時，會在機架(Rig)測試與全機性能測試時分別建立模組與全發動機的特徵圖(Map)，圖上相當重要的標示，即為標定發動機可正常運作區域的失速線(Stall Line,如圖四a線)與發動機實際運作時所依循的操作線(Operation Line,如圖四d線)，因渦輪扇發動機的性能與穩定性對大氣性質的變化相當敏感，因此失速線與操作線間會保持一段間距，即為失速裕度，失速裕度愈大，發動機愈不容易失速，但卻會讓相同轉速運轉情況下的壓縮器可提供的壓縮比下降，使得發動機的推力
減少，油耗增加；但如失速裕度不足，將使得發動機於飛機姿態變化或空域改變時，因進氣氣流性質的改變而易發生喘震或失速，嚴重時將導致熄火，故失速裕度的取捨需慎重考量，即使加入全權數位發動機控制系統亦僅能依不同的飛行條件，適時調整發動機運轉情況，使壓縮器與風扇模組依循電子控制系統(Electronic Control Unit, ECU)內建之固定的操作線運作，維持發動機正常運轉，並無法達到發動機性能最佳化運轉。
飛控系統與數位控制發動機系統整合
高度整合數位發動機控制系統(Highly Integrated Digital Engine Control, HIDEC)的發展是利用飛機的飛行參數調整發動機失速裕度，在不更動發動機硬體、影響發動機穩定性與增加飛行員工作負荷的前提下，達到發動機性能提升最有效益的方法，依據飛機上的壓力感測器量測數值與電腦內建資料比對之後，預判飛機下一刻的飛行姿態會不會造成進氣道氣流畸變，當判讀結果認為進氣道內氣流順暢，如平飛或穩定巡航時，即可將發動機的失速裕度縮小(uptrim)，以追求發動機較高的推力與較低的油耗；但如預判飛機將進行劇烈動作，足以造成進氣道內氣流邊界層剝離、氣
流扭曲或進氣量不足，導致發動機失速時，則應增加發動機失速裕度(downtrim)，以避免發動機失速。此時發動機的操作線不再是一固定曲線，而是依據即時、視況、最佳化的資料庫分析控制發動機運轉。
發動機失速裕度的調整則是藉由調整可變噴口喉部面積的大小以改變發動機壓力比(Engine Pressure Ratio, EPR 即核心氣流渦輪出口站位總壓與風扇入口氣流總壓的比值)，過去為防此核心氣流壓力大於旁通氣流壓力，導致核心氣流沿旁通機匣逆流而導致風扇衝激，多將EPR值訂得較設計值低，以增加安全裕度，如將EPR提高之後，則發動機即可以較小的氣流量產生相同的推力值，較小的氣流量耗用較少的燃油，則比燃油消耗率(SFC)隨之下降，發動機效率自然提升，達到推力增加，油耗減少的目的。另以監控系統即時監控EPR值防止衝激發生，如發現可能發生衝激時，則增加
噴口面積，降低EPR，確保發動機運作正常。
壓縮器與風扇模組運行所依據的特徵圖，除原有的失速線與操作線外，另行增加發動機最佳性能壓力比(Optimum-Performance Engine Pressure Ratio,如圖四b線)與發動機穩定操作壓力比(Stability Engine Pressure Ratio, 如圖四c線)。發動機最佳性能壓力比是依據各種不同的飛行情況，模擬發動機於穩態操作下，持續加大EPR值，直到最大推力出現時的壓縮比與質流量關係的連線，獲得發動機最佳性能是設計時所預期的目標，但發動機於此時通常無法穩定運轉，尚須佐以其他限制防止發動機失速；發動機穩定操作壓力比則是考量因戰機減速或增加攻角、側滑角導致進氣
道氣流畸變而減少發動機失速裕度所做的限制線，此線的繪製須同時考量飛機與發動機的特性。EPR提升的依據為對發動機最佳性能壓力比與發動機穩定操作壓力比作一比較，選擇較低者作為運轉參數，如此，可確保發動機性能提升並保有發動機穩定性。
飛控電腦與發動機電子控制系統連結之後的另一個優點為飛行路徑的最佳化，當設定目的地座標之後，電腦可視目標所在的位置與空域，選定最佳飛行路徑；空間中兩點間的最短距離為直線，但發動機與飛機的性能，卻深受不同空域的大氣性質影響，如將起始點與目的地間僅以單純的直線飛行方式，就幾何上的觀點似是最短距離，但卻可能因為飛機於飛行路徑中某段空域內的整體性能不佳，而耗費了較多的燃油與時間，但如經由任務電腦(Mission Computer)整合飛控電腦與發動機電子控制系統於包絡線內性能參數，取得最佳化路徑後，藉由性能較佳的空域內先行平飛加速，
甚至略微俯衝累積動能後再行爬升，快速通過效率較低的空域，都可使戰機在不更動硬體與增加飛行員的負荷情況下，提升戰機性能。
結語
整合飛控系統的概念所包含的範圍並非僅限於發動機與飛控系統的整合，其他如火控系統、戰術導航系統、電戰系統等(如圖五)，都可藉由匯流排與資料鏈傳輸相關訊息，達成全機性能的最佳化。未來的武器發展將趨向無人化的境界，全機系統整合除可使今日武器系統性能以最經濟的方法獲得提升外，並可作為後續無人載具發展的參考依據。新一代戰機設計理念已將全機視為一完整系統，整合全機各次系統(含武器系統)性能，達成全機性能的最佳化。
現代武器系統的整體性能已無法藉由外觀而完全得知，特別是在積體電路與微機電發達的今日，相同外觀的裝備可能因配備幾乎無法察覺的微小控制組件或不同版本的控制律而使其性能大幅提升；對武器輸出國而言，可利用軟體或控制晶片限制出口武器性能或謀取武器使用國後續性能提升的利益，以維持自身外交、經濟與軍事上的優勢；對武器使用國而言，如無足夠的技術背景實無法發現其中差異而僅能任其剝削，故維繫國家國防工業的永續發展，實為維繫國家安全的最佳保障。
參考資料
1.Chris Fielding, 'The Design of Fly-By-Wire Flight Control Systems', BAE Systems 2000.
2.Ray Whitford, 'Fundamentals of Fighter Design', Airlife Publishing Ltd 2000 Frank W. Burcham, Jr., and Edward A. Hearing, Jr.: Highly Integrated Digital Engine Control System on an F-15 Airplane, NASA Technical Memorandum 86040,June 1984.
3.Lawrence P. Myers and Frank W. Burchan, Jr.: Propulsion Control Experience Used in the Highly Integrated Digital Electronic Control (HIDEC) Program, NASA Technical Memorandum 85914, October 1984.
4.Ronald J. Ray and Lawrence P. Myers: Test and Evaluation of the HIDEC Engine Uptrim Algorithm, NASA Technical Memorandum 88262, July 1986.
5.Jennifer L. Baer-Riedhart and Ronald J. Landynd: Highly Integrated Digital Electronic Control-Digital Flight Control, Aircraft Model Identification and Adaptive Engine Control NASA Technical Memorandum 86793, 1987.
6.Timothy R. Conners and Robert L. Sims: Full Flight Envelope Direct Thrust Measurement on a Supersonic Aircraft, NASA/TM-1998-206560, July 1998.
7.John S. Orme and Robert L. Sims, NASA Dryden Flight Research Center Edward, California, Selected Performance Measurement of The F-15 ACTIVE Axisymmetric Thrsut-Vectoring Nozzle. September 1999.
8.Frank W. Burcham, Jr., Ronald J. Conners, and Kevin R. Walsh Dryden Flight Research Center Edwards, California "Propulsion Flight Research at NASA Dryden From 1967 to 1997" NASA/TP-1998-206554, July 1998.
9.陸鳳翔，各種俯仰控制翼面，全球防衛雜誌41期 P.61 1998年1月。
作者簡介
王立杰中尉，中正理工學院57期航空工程系畢業，曾任空軍第三修補大隊場站中隊飛修、地裝、發修分隊修護官，現就讀於中正理工學院兵器工程研究所33期航空組</P>
空軍中尉 王立杰</P><P>提要
現代化高性能戰機，均已配備線傳飛行控制系統，以追求戰機操控的靈敏性，航空發動機也多使用全權數位電子控制系統(Full Authority Digital Electronic Control)，以滿足發動機於包絡線內，各區域操作性能的最佳化；飛控系統的發展大幅增進飛機的操控性能，電子控制發動機，亦可穩定控制發動機於各種不同空域與任務的運作，然而，機上的各項次系統整合，於飛行時為避免於空戰時的劇烈動作中造成其他系統失效，多未完整發揮性能，均留有相當大裕度以維持其他系統的操作，如此，雖可確保各系統於空戰時作用正常，但卻無法達到戰機整體性能的最佳化，整合
飛控系統即為彙整全機各次系統性能參數後，綜合任務特性，配合飛行情況，匹配、調整各次系統性能，使全機性能達到最佳化的理念。
前言
由於空戰的需求，使得各國對戰機性能的要求日益嚴苛，過去對戰機性能的改良多僅將注意力集中於單一次系統功能的提升，此種概念雖可提升戰機部分性能，但卻無法避免某一次系統性能提升後，反而影響其他次系統的部分功能，而不得不對單一次系統部分於性能或操作上予以設限，間接地也限制了戰機整體性能提升的程度與經濟效益。
事實上，若僅由飛行員負責全機各次系統的操控，由於戰機的新增功能愈漸複雜，戰場威脅程度日益增加，單憑人類反應實不足以完成如此複雜的工作，反而可能因為龐大的工作負荷而增加了錯誤發生的機率，肇致飛危事件的發生。但利用日益發展成熟的數位電子控制技術整合各次系統性能，則可彌補戰機因性能提升所增加的工作量，降低飛行人員負荷、有效提升戰機性能、增進飛安、並可取得全機性能的最佳化。
飛行控制系統的演進
影響戰機運動性能最關鍵的兩項系統為飛行控制系統與發動機控制系統，早期飛行控制系統是建立於機械架構上，飛行員於座艙內透過操縱桿直接操縱氣動力控制面，透過鋼纜或連桿的傳遞，改變控制面的角度而影響氣流的分布，產生控制飛機的作用力與力矩，進而控制飛機的姿態與穩定。
隨著戰機的體積、重量逐漸增加，人力已無法駕馭日漸複雜的飛機，因此，飛行員與控制面之間的連結改由液壓管路與致動器取代，並增加了相關人工感覺回饋裝置，但機上各控制面的致動時機與偏折角度仍由人腦決定。
為求得空戰的優勢，戰機的飛行包絡線逐漸擴展，許多過去所習以為常的線性控制方式，已無法於整個包絡線內控制戰機飛行，例如在高攻角飛行時因機翼上的氣流已發生剝離現象，使得氣動力控制面與穩定翼面的效應顯得較為遲滯；類似的非線性氣動力現象也發生於穿音速飛行階段，由於震波效應與可壓縮流特性，使得機身重心後移，飛機空速的些許改變，即可能使氣動力控制面的負荷發生很大的變化，影響飛機姿態穩定。如僅倚靠人類反應，不但無法妥善控制飛機，甚至可能在非線性的變化過程中作出了與飛機姿態變化頻率相符的擺盪，產生人因振盪(Pilot Induced Os
cillation, PIO)，不但不能壓制飛機姿態的變化，反而與飛機姿態振盪耦合而加大振幅，超出了飛機可控制的範圍而失控。雖然可藉由操作上的限制或人工回饋系統的彌補，但無可避免地亦將影響到飛機於包絡線內某些區域的性能。
先天不穩定設計與線傳飛控系統
飛機升力中心與重心的相對位置影響著飛機的穩定性(如圖一)，傳統的飛機設計理念是將重心置於升力中心之前，當飛機因外界的擾動或是人為操控而增大攻角時，由於升力係數隨著攻角的增加而加大，使得主翼所額外增加的升力在重心後方產生讓飛機配平的力量，讓飛機的攻角自然地減少，回復穩定姿態；而飛機如需增加攻角時，則於重心後方產生向下的作用力，這種設計理念可使飛機穩定飛行，但卻影響其靈敏性與載重。
如將升力中心置於重心之前，攻角增大時額外增加的升力將使飛機攻角增加的幅度更大，導致飛機失控，此即為先天不穩定特性(Inherent Unstable)。使用此種設計的飛機可利用水平尾翼或其他位於重心後方的氣動力控制面產生升力，以配平飛機機首上仰的趨勢，對照於傳統設計是以於重心後方產生向下的力量令機鼻上仰的方式，除可使飛機的總升力成長而增加飛機載重，並可因控制面些微的微動量即可大幅改變飛機姿態而增加戰機操控性能，或採用面積較小的水平尾翼即可控制飛機，減輕阻力、重量(如圖二)。也因些微的改變就會大幅影響飛機的姿態，且需不斷地適時修
正，單憑人的反應並無法隨時做出如此精確、快速的動作(此時氣動力控制面並非處於固定角度，而是需隨時調整角度以使飛機於不穩定的特性下保持穩定的控制)，因此必須導入電腦協調飛行員的指令與飛機姿態的控制。
操縱桿與控制面間的機械連結移除，改以電子訊號的傳送相關訊息取代，使電腦協助飛行的構想變為可行，此時，飛行員給飛機的指令不再是某個控制面應於何時改變或是需偏折何種角度，而是一個飛機姿態改變的命令，此命令經電子飛行控制系統(Electronic Flight Control System, EFCS)依飛機當時的姿態、空域，自動解算出飛機上各氣動力控制面應如何改變以滿足飛行員的需求，此即為線傳飛控(Fly-By-Wire, FBW)的設計理念。
戰機裝用線傳飛控系統可獲得的優點大致有：
(一)減輕飛行員工作負荷，增加飛行安全：
由於電腦介入人與飛機之間的連結，使得擁有先天不穩定設計的飛機仍可以穩定控制，即使是機身構型多為稜線的匿蹤戰機或是無垂直尾翼的全翼型飛機亦可精確控制飛行姿態；飛機並可擁有無顧慮的飛行控制，特別是在空中進行纏鬥時，由於交戰雙方均將戰機性能操作至極限，飛行員除須掌握瞬息萬變的空戰訊息外，尚須將飛機於性能極限區域穩定控制，稍一不慎，可能導致飛機失速、螺旋，甚至超過結構負荷而解體；而且氣動力控制面的變化，不應是一定值，而是隨戰機速度、高度的不同而有所改變；諸如此類的複雜關係，利用飛行員與控制面的鏈結間的電子飛行控制
系統提供相關運算，作出最佳化的控制，藉由飛行控制電腦的協助並可自動提供攻角與側滑角的限制，防止飛機失速(stall)與離控(departure)的發生；滾轉率與負載限制則可避免超過機身設計限制的飛行運動，確保在激烈的空戰動作中，戰機不致超過結構限制。
飛控電腦除了須接收飛行員的指令外，並須參考飛機姿態、掛載、大氣環境及其他次系統的操作情況(如起落架收放、火控系統資料、燃油存量)等，因此，除須與其他系統間鏈結外，並需於機身相關位置裝置感測器與陀螺儀(如圖三)，經由各感測器分析機身周圍氣流流場的向量(含方向與速度)，以判定側滑角、攻角及飛機本身姿態等，大氣資料整合程度與品質取決於感測器的分布位置與靈敏程度，綜合各類感測器資料後，研判機身氣動力面最佳狀態，使戰機得以獲得最佳控制。
(二)減少維修需求，增加戰機存活性：
將飛行員與控制面間的連結由機械結構改為電纜或光纖後，除可排除機械結構因長期使用造成的磨損或操作環境受熱變形對飛控系統造成的影響，並可減輕重量與減少維修需求。在增加部分電子系統後雖然可能影響妥善率，但因積體電路與微機電技術的發展，使相關控制元件得以微小化而更易於更換，並得以重複配置，增加內建測試(Build Inside Test, BIT)功能，相較於機械式的設計，當有維修需求時僅需更換部分控制盒，無須拆除機構、鋼纜等須後續執行調校的組件，降低維修需求。
當飛行控制系統部分組件因戰損或故障致無法發生作用時，還可利用尚存功能正常的次系統匹配，確保飛行安全。且因控制訊號的傳遞是經由電纜線或光纖傳遞，可於設計時將各頻道的訊號線束分散配置，降低戰損的風險。對傳統機械式設計而言，如欲達到相同的備份系統，將須付出重量的增加與結構複雜的代價。惟為確保電子飛行控制系統不致因任何因素的斷電而失效，應於機上另行裝設緊急動力系統(Emergency Power Unit, EPU)或備分電瓶，確保供電正常。
(三)戰機指向性能提升，擴展包絡線範圍：
飛機上的氣動力控制面改由電腦控制的另一項優點為戰機於飛行包絡線內指向性最佳化，飛控電腦接獲一改變飛行姿態的指令後，於改變氣動力控制面的初始階段時以一較預定所需更大的角度變化量，克服飛機慣量，使飛機能於較短時間內改變飛機姿態，待飛機即將到達預定角度，回饋訊號傳至飛控電腦，再由飛控電腦下達一穩定姿態的指令，使飛機得以按照命令姿態飛行，氣動力控制面的效能得以發揮至最大，因此即可設計以較小的控制面來滿足飛控需求，降低阻力及重量。
戰機包絡線的區域，代表的是可以操控戰機的空域，包絡線的範圍愈廣，纏鬥的勝算就愈大，特別是在低速區域，藉由控制刻意進入包絡線內不穩定飛行區域的飛機，利用升阻比的改變，加強飛機指向性能力的失速後控制性能，更是列為評選下一代戰機超級機動性的指標，欲於不穩定區域飛行，則飛行控制律將變為非線性控制，人類反應已不足以操控，但如將飛行員所輸入的指令，經飛控電腦解算後，再由氣動力控制面制動器輸出，則可使飛機增加飛機於不穩定區域操作的安全性，並可減輕飛行員的負荷，如不慎進入螺旋(spin)時，也可經由飛控電腦的協助，作出適當的反
應，迅速脫離螺旋狀態。
(四)增加戰機任務彈性，減輕飛行員負荷：
隨著發動機推力增加，飛機機體結構空間加大，戰機功能也隨之多樣化，單一構型的戰機加上不同的配備與設定後，可轉換為攻擊機、轟炸機、偵察機等任務，但也增加了飛行員的負荷，同一種飛機掛載不同的武器構型後，也可能改變飛行操作上的特性與限制，單純依靠飛行手冊與任務提示時所提供的飛行限制，仍無法確保飛機不會超過操作限制。
在氣動力設計方面，戰機為取得執行各種不同任務所需性能的平衡點，飛控系統須滿足不同外掛構型的需求，通常會先行發展一可滿足簡單飛行需求的基本構型，或滿足輕負載飛行需求的飛行控制方式，但若與此假定的構型在氣動力或重量上有相當大的差異時，如於翼下掛載大型武器或於機身中線掛載下油箱，導致對飛機的飛行控制產生難以預期的影響，則須對各種不同的外掛另行編寫適用的飛行控制邏輯，以修正不同的掛載對飛機造成的影響，其中並須包括對稱與不對稱外掛對飛機的影響(如僅投射單側的武器)。其他於設計時必須考量的重要因素尚包括：燃油消耗後對機
身重心位置的影響；可變後掠翼角度、高升力裝置或減速板操作時對飛機升阻比的改變，飛機與發動機間的交互影響，這些都可能影響飛機的穩定性(Stability)、指向性(Handling)與機身負載。如由飛控電腦統籌管理所有資訊，則飛行員僅需掌握戰況並給予飛機指令，由戰機完成相關程序即可，毋須擔心相關限制，減輕飛行員的負擔。
對火控系統而言，飛控電腦可提供武器系統操作時所需的姿態，並為戰機提供武器發射後產生的不穩定，提供配平力。如將機上搭載具地形地貌偵測的感測器與導航系統納入控制架構，則可滿足貼地自動飛行的戰術需求；並由電腦判斷飛行員是否受傷或失能，無法改正陷入危險飛行姿態的飛機，則自動取得飛機的控制權穩定飛行，先進系統則可利用導航系統將飛機導引至起飛地點或另一預定點，增加戰機的存活率。
線傳飛控的最大優點在於可調整飛機於飛行包絡線內的飛行特質，藉由可視飛行情況改變的控制律而達成。特別是在與敵交戰前，如能先與敵機所使用的機種進行空戰演練，研擬相關空戰戰法，將能增加我方空戰優勢，但實際上，操作與敵方相同機種的戰機，不論於武獲或是後勤維修上都是一不切實際的想法，但藉由改變線傳飛控的控制參數(相關參數可利用計算流體力學或是風洞模型吹試建構)，可由我方飛機修改軟體參數後，模擬與敵機相仿的飛行特性，藉此進行相關假想敵訓練。
(五)性能提升容易，延長戰機服役時間
因戰機功能日益繁複，發展所需的時間與經費幾成幾何倍數增加，利用現役戰機進行性能提升，成為經濟、有效更新空軍戰力的方法，藉由改變飛控軟體的參數，新增相關動件的控制功能，除可縮短研發時程與經費，並可累積相關操作經驗，作為下一代戰機的研發依據。例如即將服役的新一代戰機多強調失速後控制能力，現役戰機也可利用加裝前翼或向量噴口的方法滿足大部分的需求。
使用向量推力以增強或取代傳統的氣動力控制，擴展飛行包絡線的範圍，特別是在低速的區域，由於氣動力控制面所產生的作用力與空速的平方成正比，在此區域內因控制面上氣流的剝離，使得氣動力控制面產生的作用力將顯得遲緩，甚至無法產生足夠控制力，向量噴口的作用力恰足以彌補此項缺點。使用向量推力及水平尾翼共同提供配平力，使水平尾翼產生控制力時可達到姿態控制力與阻力的最佳化。當空速低至水平尾翼亦無法產生足夠控制力時，則由向量噴口負責飛機姿態控制能力，有效增加戰機於包絡線低速區域的面積。
但是向量噴口所產生的作用力並非僅單純與噴口改變噴流的方向成一夾角，由於噴口內的氣流均為高動量、近音速甚至是超音速的氣流，流場的改變方向不僅要考慮可壓縮流的特性，連噴口偏折時對機尾氣動力的改變、噴口段變形時對噴口內震波的影響、噴流與機身尾段氣流的關係也必須一併考量，因此噴口偏折時，對機身產生的作用力並不易估算，但此作用力的大小與方向卻又是飛控電腦進行姿態控制時的重要參數之一，因此地面試車與空中飛試的資料便成為修正飛行控制系統資料庫的途徑。相關資料將整合於飛控電腦的資料庫內，使向量噴口成為氣動力控制面外另一可
控制飛機姿態的次系統，透過飛控電腦的運算，飛機無須另行增加額外的控制組件即可完成系統整合，使向量噴口的功能得以發揮。
數位控制發動機性能提升
數位飛行控制系統對飛機整體性能的影響已於先前討論，全權數位電子控制系統(Full Authority Digital Electronic Control, FADEC)的優點也已廣為人知，必將成為未來發動機發展的趨勢。然而數位飛行控制系統雖可為飛機提供幾無操作限制的飛行性能，全權數位發動機(Full Authority Digital Engine)亦可使發動機於飛行包絡線內穩定運轉，但飛行控制系統與發動機控制系統整合於戰機系統後卻是各行其事，雖都能確保各次系統於整個飛行包絡線內的穩定運作，卻無法達到飛機全系統的最佳化，特別是發動機控制系統，為確保發動機於飛機進行各項劇烈的動作時仍能
正常運作，不致失速、衝激(Surge)或熄火，往往需增加風扇與壓縮器的失速裕度(Stall Margin)，但卻造成了發動機性能下降的缺點。
渦輪扇發動機最容易發生失速的部分為用以提升進氣氣流壓力的風扇與壓縮器模組，在發動機發展階段時，會在機架(Rig)測試與全機性能測試時分別建立模組與全發動機的特徵圖(Map)，圖上相當重要的標示，即為標定發動機可正常運作區域的失速線(Stall Line,如圖四a線)與發動機實際運作時所依循的操作線(Operation Line,如圖四d線)，因渦輪扇發動機的性能與穩定性對大氣性質的變化相當敏感，因此失速線與操作線間會保持一段間距，即為失速裕度，失速裕度愈大，發動機愈不容易失速，但卻會讓相同轉速運轉情況下的壓縮器可提供的壓縮比下降，使得發動機的推力
減少，油耗增加；但如失速裕度不足，將使得發動機於飛機姿態變化或空域改變時，因進氣氣流性質的改變而易發生喘震或失速，嚴重時將導致熄火，故失速裕度的取捨需慎重考量，即使加入全權數位發動機控制系統亦僅能依不同的飛行條件，適時調整發動機運轉情況，使壓縮器與風扇模組依循電子控制系統(Electronic Control Unit, ECU)內建之固定的操作線運作，維持發動機正常運轉，並無法達到發動機性能最佳化運轉。
飛控系統與數位控制發動機系統整合
高度整合數位發動機控制系統(Highly Integrated Digital Engine Control, HIDEC)的發展是利用飛機的飛行參數調整發動機失速裕度，在不更動發動機硬體、影響發動機穩定性與增加飛行員工作負荷的前提下，達到發動機性能提升最有效益的方法，依據飛機上的壓力感測器量測數值與電腦內建資料比對之後，預判飛機下一刻的飛行姿態會不會造成進氣道氣流畸變，當判讀結果認為進氣道內氣流順暢，如平飛或穩定巡航時，即可將發動機的失速裕度縮小(uptrim)，以追求發動機較高的推力與較低的油耗；但如預判飛機將進行劇烈動作，足以造成進氣道內氣流邊界層剝離、氣
流扭曲或進氣量不足，導致發動機失速時，則應增加發動機失速裕度(downtrim)，以避免發動機失速。此時發動機的操作線不再是一固定曲線，而是依據即時、視況、最佳化的資料庫分析控制發動機運轉。
發動機失速裕度的調整則是藉由調整可變噴口喉部面積的大小以改變發動機壓力比(Engine Pressure Ratio, EPR 即核心氣流渦輪出口站位總壓與風扇入口氣流總壓的比值)，過去為防此核心氣流壓力大於旁通氣流壓力，導致核心氣流沿旁通機匣逆流而導致風扇衝激，多將EPR值訂得較設計值低，以增加安全裕度，如將EPR提高之後，則發動機即可以較小的氣流量產生相同的推力值，較小的氣流量耗用較少的燃油，則比燃油消耗率(SFC)隨之下降，發動機效率自然提升，達到推力增加，油耗減少的目的。另以監控系統即時監控EPR值防止衝激發生，如發現可能發生衝激時，則增加
噴口面積，降低EPR，確保發動機運作正常。
壓縮器與風扇模組運行所依據的特徵圖，除原有的失速線與操作線外，另行增加發動機最佳性能壓力比(Optimum-Performance Engine Pressure Ratio,如圖四b線)與發動機穩定操作壓力比(Stability Engine Pressure Ratio, 如圖四c線)。發動機最佳性能壓力比是依據各種不同的飛行情況，模擬發動機於穩態操作下，持續加大EPR值，直到最大推力出現時的壓縮比與質流量關係的連線，獲得發動機最佳性能是設計時所預期的目標，但發動機於此時通常無法穩定運轉，尚須佐以其他限制防止發動機失速；發動機穩定操作壓力比則是考量因戰機減速或增加攻角、側滑角導致進氣
道氣流畸變而減少發動機失速裕度所做的限制線，此線的繪製須同時考量飛機與發動機的特性。EPR提升的依據為對發動機最佳性能壓力比與發動機穩定操作壓力比作一比較，選擇較低者作為運轉參數，如此，可確保發動機性能提升並保有發動機穩定性。
飛控電腦與發動機電子控制系統連結之後的另一個優點為飛行路徑的最佳化，當設定目的地座標之後，電腦可視目標所在的位置與空域，選定最佳飛行路徑；空間中兩點間的最短距離為直線，但發動機與飛機的性能，卻深受不同空域的大氣性質影響，如將起始點與目的地間僅以單純的直線飛行方式，就幾何上的觀點似是最短距離，但卻可能因為飛機於飛行路徑中某段空域內的整體性能不佳，而耗費了較多的燃油與時間，但如經由任務電腦(Mission Computer)整合飛控電腦與發動機電子控制系統於包絡線內性能參數，取得最佳化路徑後，藉由性能較佳的空域內先行平飛加速，
甚至略微俯衝累積動能後再行爬升，快速通過效率較低的空域，都可使戰機在不更動硬體與增加飛行員的負荷情況下，提升戰機性能。
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整合飛控系統的概念所包含的範圍並非僅限於發動機與飛控系統的整合，其他如火控系統、戰術導航系統、電戰系統等(如圖五)，都可藉由匯流排與資料鏈傳輸相關訊息，達成全機性能的最佳化。未來的武器發展將趨向無人化的境界，全機系統整合除可使今日武器系統性能以最經濟的方法獲得提升外，並可作為後續無人載具發展的參考依據。新一代戰機設計理念已將全機視為一完整系統，整合全機各次系統(含武器系統)性能，達成全機性能的最佳化。
現代武器系統的整體性能已無法藉由外觀而完全得知，特別是在積體電路與微機電發達的今日，相同外觀的裝備可能因配備幾乎無法察覺的微小控制組件或不同版本的控制律而使其性能大幅提升；對武器輸出國而言，可利用軟體或控制晶片限制出口武器性能或謀取武器使用國後續性能提升的利益，以維持自身外交、經濟與軍事上的優勢；對武器使用國而言，如無足夠的技術背景實無法發現其中差異而僅能任其剝削，故維繫國家國防工業的永續發展，實為維繫國家安全的最佳保障。
參考資料
1.Chris Fielding, 'The Design of Fly-By-Wire Flight Control Systems', BAE Systems 2000.
2.Ray Whitford, 'Fundamentals of Fighter Design', Airlife Publishing Ltd 2000 Frank W. Burcham, Jr., and Edward A. Hearing, Jr.: Highly Integrated Digital Engine Control System on an F-15 Airplane, NASA Technical Memorandum 86040,June 1984.
3.Lawrence P. Myers and Frank W. Burchan, Jr.: Propulsion Control Experience Used in the Highly Integrated Digital Electronic Control (HIDEC) Program, NASA Technical Memorandum 85914, October 1984.
4.Ronald J. Ray and Lawrence P. Myers: Test and Evaluation of the HIDEC Engine Uptrim Algorithm, NASA Technical Memorandum 88262, July 1986.
5.Jennifer L. Baer-Riedhart and Ronald J. Landynd: Highly Integrated Digital Electronic Control-Digital Flight Control, Aircraft Model Identification and Adaptive Engine Control NASA Technical Memorandum 86793, 1987.
6.Timothy R. Conners and Robert L. Sims: Full Flight Envelope Direct Thrust Measurement on a Supersonic Aircraft, NASA/TM-1998-206560, July 1998.
7.John S. Orme and Robert L. Sims, NASA Dryden Flight Research Center Edward, California, Selected Performance Measurement of The F-15 ACTIVE Axisymmetric Thrsut-Vectoring Nozzle. September 1999.
8.Frank W. Burcham, Jr., Ronald J. Conners, and Kevin R. Walsh Dryden Flight Research Center Edwards, California "Propulsion Flight Research at NASA Dryden From 1967 to 1997" NASA/TP-1998-206554, July 1998.
9.陸鳳翔，各種俯仰控制翼面，全球防衛雜誌41期 P.61 1998年1月。
作者簡介
王立杰中尉，中正理工學院57期航空工程系畢業，曾任空軍第三修補大隊場站中隊飛修、地裝、發修分隊修護官，現就讀於中正理工學院兵器工程研究所33期航空組</P>