基于試飛分析的直升機動力系統邊界保護控制方法

宋招枘，趙敬超，楊文鳳

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

直升機等旋翼類飛行器，其動力系統的主要部件一般為渦軸發動機[1]，為飛行器提供升力及拉力，驅動飛機正常飛行，在旋翼類飛行器各系統部件中的作用舉足輕重[2]，動力系統異常狀態極易引發重大飛行事故。近年來，動力系統的傳統機械液壓式燃油調節方法正逐步轉向電傳燃油控制方法[3]，日益趨向于“穩、準、快”的優良控制效果。同時，更加可靠的信號和更加優異的系統性能，可支持更多更高級的控制功能，保障飛行安全[4]。

以渦軸發動機為主要部件的動力系統，依靠輸出軸功率來提供飛行器所需的動力[5]。渦軸發動機具有體積小、質量小及輸出功率高等特點[6]。由于燃氣渦輪和動力渦輪之間無機械連接，依靠氣動傳導，因此在發動機的工作過程中，氣動熱力特性極為復雜。受環境及發動機本體的影響，工作過程中參數變化劇烈[7]，必須依靠高效且可靠的控制才能保證發動機的正常工作。同時，對于發動機的參數邊界，應使用限制及保護措施[8]，利于脫離危險狀態，防止危及飛行安全。

出于對發動機及旋翼系統的熱力特性、機械強度、加工工藝等方面的考慮，目前工程中實際應用的渦軸發動機，在關鍵工作參數上都有明確的限制。例如：扭矩限制、渦輪間溫度限制及轉速限制等。發動機特定參數一旦超限，一般采取自動降低油門、減少功率的方法，保證發動機持續工作不超載[9]。

針對當前發動機控制領域的研究現狀，中國航空工業集團公司航空動力控制系統研究所姚華[10]著重研究了發動機的容錯控制；楊征山等[11]全面研究了發動機控制回路方案等。但減少功率方法的缺陷多發生在發動機超限工況下，常規操作習慣可能產生不利影響，且不屬于容錯控制領域，在減少功率同時兼顧負載安全和自動改出的超限保護類功能領域的研究較少。

基于動力系統和發動機的特點、不足及研究現狀，本文提出一種邊界保護控制方法，通過總距控制律設計，在發參超限狀態下實現自動保護及自動改出，及時恢復動力渦輪轉速的正常額定控制，減輕飛行員操縱負擔并保障飛行安全。在控制領域，實現對當前發參限制功能的顯著優化，從控制理論上凸顯設計的全面性，提升了動力系統在全工況下的控制性能。所提方法基于某型直升機的實際試飛數據，通過對數據及現象的分析，結合動力系統控制原理和控制律設計方法，最終通過仿真結果驗證了邊界保護控制方法原理和設計的正確性。

1 飛行試驗發參數據超限分析

圖1 為某型直升機試飛過程中的發參數據。圖中：WF 為總距角度；Q為總扭矩；Nr為旋翼轉速；Ng為燃氣渦輪轉速；Hp為氣壓高度；Ngc為燃氣渦輪換算轉速，該值決定發動機的燃料燃燒及轉速輸出情況，該數值超限時意味著發動機進入燃燒極限狀態，長時間工作在該狀態將對燃燒系統和部件造成損害；T45L和T45R為左右兩側4、5 級渦輪間溫度（4、5 級渦輪位置靠后），其溫度體現發動機的動力輸出狀態，在發動機中作為關鍵參數進行監測，超限時易對末端渦輪造成損傷；總扭矩值體現動力軸承載程度，為避免軸出現損壞，作為關鍵參數進行監測；根據圖1 曲線，上述參數均未超限，動力渦輪轉速Np在控制系統作用下，較為穩定地維持在額定狀態，實現正常穩態控制。

圖1 未超限工況發參數據曲線Fig. 1 Parameter data curve of unexceeded working condition

圖2 為某型直升機在高寒環境下進行連續爬升科目試飛時的發參數據，在橫軸約13：57：54 時刻，動力渦輪轉速Np因燃氣渦輪換算轉速Ngc超限飽和，且總距在較長時間內保持在高量值，并伴隨間隔性小幅提距指令輸入，導致Np降至約96%，小于額定值100%。

根據試飛曲線的后段，當橫軸約14：05：19 時刻，總距量值下降之后，旋翼氣動扭矩降低，所需Ngc量值減小，所有發參低于限制值，控制系統調節燃油和功率后，動力渦輪轉速迅速恢復至100%，即正常額定值。根據圖1 及圖2 曲線可得：①為保證動力系統的安全運行，任一參數超限都將導致動力系統控制的單向限制，降低動力功率來實施保護。② 通過減小總距操縱，減少旋翼氣動扭矩，對于飛行中恢復動力渦輪轉速的作用顯著，總距對于動力系統安全控制的意義重大。

圖2 超限工況發參數據曲線Fig. 2 Parameter data curve of exceeded working condition

2 渦軸發動機動力控制與總距影響

2.1 渦軸發動機結構與穩態控制原理

渦軸發動機與一般航空發動機的最大不同，在于其動力是依靠輸出軸帶動旋翼，以旋轉的形式體現，軸功率是最主要的輸出參數，主要應用在旋翼飛行器領域，而一般的航空發動機以推力為主要的輸出形式，作用于飛機的縱軸域，推動飛機并保障其飛行速度。渦軸發動機主要包括進氣道、壓氣機、燃燒室、燃氣及動力渦輪等部件。各部件的建模及發動機控制結構，國內外的學者已有詳細的研究及成果[12-13]，此處基于文獻[12-13]中的控制結構直接予以分析，為總距控制律設計奠定基礎。發動機控制結構框圖如圖3 所示。

圖3 發動機控制結構Fig. 3 Engine control structure

各部件數學模型如下。

燃油流量-燃氣渦輪轉速數學模型[14]：

式中：M為 扭矩；Np為動力渦輪轉速，決定旋翼轉速，直接影響直升機飛行過程中的旋翼轉速穩態控制，該數值實時顯示在座艙中，超限說明旋翼轉速超載，下降說明發動機工作狀態受限下降，對飛行員的心理和操縱狀態影響顯著，數值波動不應過大；Ap和 τp分別為傳遞函數分子和分母時間常數。

在穩態工作的過程中，控制系統內環采用燃氣渦輪轉速控制，外環采用動力渦輪轉速控制，內環與外環分別設計控制器，最終被控對象為外環輸出的動力渦輪轉速。當動力渦輪轉速受擾改變，反饋至前端與目標轉速形成偏差并輸入外環控制器，輸出燃氣渦輪轉速指令，指令與實際燃氣渦輪轉速的偏差輸入內環控制器，調節燃油流量，在發參不超限時使其穩定在100%動力渦輪轉速的額定狀態，實現轉速的穩態自動控制[15]。

2.2 總距對動力系統穩態控制的影響

在飛行中，總距的變化直接改變旋翼提供的升力和旋翼所受氣動阻力，即改變旋翼負載。根據上述總距-旋翼扭矩負載模型，負載與總距的輸入-輸出關系為一階慣性環節的形式，在總距改變時，負載及動力渦輪轉速的響應速度很快，通過閉環，快速對動力渦輪轉速進行糾偏控制。

在直升機飛行中，提總距桿，產生額外扭矩負載，在發動機輸出扭矩不變的情況下，動力渦輪轉速下降，產生轉速偏差，經外環控制器改變燃氣渦輪轉速指令，進而通過內環控制器改變燃油流量和輸出扭矩，增加動力渦輪轉速，消除偏差，達到總距改變、油門隨動的控制效果。放總距桿降低總距，原理相似。發動機關鍵參數未超限時，控制系統符合上述控制原理。

如果發生參數超限，則動力系統控制會進入單向限制，降低燃油流量和渦輪軸輸出功率實施保護，進而降低動力功率。但該方法的不足有：①減少燃油量和軸功率，在負載不變的情況下，燃氣/動力渦輪轉速下降，因轉速信號重要性，會造成飛行員心理負擔，對操縱造成不良影響；②減少燃油量和軸功率并不限制總距的變化，提距指令在超限工況下的意外輸入，會造成燃氣/動力渦輪轉速持續衰減；③減少功率僅能在超限過程中實現保護，對發參超限的改出沒有幫助，不脫離超限狀態依然對動力系統和飛行安全很不利；④發參超限狀態異常，功率很大，若總距降低速率過快，可導致功率轉速超限或旋翼系統超載，威脅飛行安全，需考慮總距安全性。

在直升機操縱過程中，飛行員直接控制總距，提距過程中動力關鍵參數隨發動機功率增加而增加，一旦出現參數臨界，則需要邊界保護，維持發動機的正常工作狀態。根據本文分析，需要從總距控制角度入手，優化設計總距控制律，在發參超限的特殊狀態，既要具備邊界保護功能，抑制總距增加，并限制發參超限時的總距降低速率；又要在滿足條件時，自動協助飛行員改出超限狀態。

3 邊界保護總距控制律設計

3.1 超限保護總距控制律

超限保護控制的核心方法，是在系統判定發參超限時，抑制總距提距信號，避免動力渦輪轉速進一步降低。根據第2 節關鍵發參及試飛數據，設計發參超限邏輯結構如圖4 所示。超限標識Limit_Sw為超限邏輯的最終輸出，利用關鍵發參信號的邏輯判定結果，使用“或”邏輯，關鍵信號一旦存在異常都將觸發超限邏輯。

圖4 發參超限邏輯結構Fig. 4 Logic structure of over-limit source parameter

當超限標識Limit_Sw=1 時，發動機控制系統接收超限信號，接通超限保護功能，包括提距抑制及放距速率限制。控制功能框如圖5 所示。超限時根據總距信號增量 Δβ的極性，識別提距信號，通過指令轉換，將指令增量平滑過渡置0，抑制提距；同時，識別放距信號，通過設計放距限速控制律，保證在大功率狀態下限速減距，避免動力渦輪轉速二次超限，保障飛行安全。 βbaohu為最終指令增量值，作為超限保護控制律的輸出，兼具超限保護和減載保護，提高了控制律的有效性和飛機飛行安全性。

圖5 超限保護控制律結構Fig. 5 Structure of overrun protection control law

3.2 自動改出總距控制律

實現超限保護控制，可避免總距增加引發轉速持續降低。基于第1 節真實試飛數據分析，僅維持總距不增加，不能降低旋翼負載，同樣不利于飛行員及動力系統。因此在保護控制功能的基礎上，設計自動改出控制律，自動改出控制律設計如圖6 所示。

圖6 自動改出控制律結構Fig. 6 Structure diagram of automatic change out control law

自動改出控制律的關鍵是超限計時信號的識別，決定了改出指令的有效性、安全性。當系統檢測到Limit_Sw=1 時，計時器開始累積時間，當達到一定時間仍未改出超限狀態，系統自動加入改出指令。根據控制功能的快速響應需求及飛行員的建議，設計改出指令為：總距量以0.5(°)/s 的速率降低，平穩過渡直到Limit_Sw=0，超限狀態改出，恢復動力系統正常控制。

4 仿真結果及分析

根據3.1 節和3.2 節控制律設計結果，選擇狀態點氣壓高度5 km，表速（VI）120 km/h 進行仿真分析。仿真中的總距變化按階躍信號，以最劇烈變化的方式輸入，仿真曲線如圖7 所示。

圖7 正常狀態總距變化轉速仿真曲線Fig. 7 Simulation curve of total distance change speed under normal circumstances

由圖7 可知，總距上提或下放時，作為負載輸入，引起動力渦輪轉速Np的降低或增加。在全程未發生發參超限時，動力渦輪轉速及燃氣渦輪轉速雙閉環控制可快速將動力渦輪轉速調回額定值，保證發動機正常運轉。

選擇狀態點氣壓高度6 000 m，表速（VI）150 km/h狀態點進行仿真分析。以燃氣渦輪換算轉速超限為例，根據第3 節控制邏輯設計，在仿真時間5 s 時Limit_Sw=1，發參超限，仿真曲線如圖8 所示。

由圖8 可知，Limit_Sw=1 時，總距保護自動進行提距信號的置0 抑制（見20 s 時圖8(b)中的實線），根據動力渦輪轉速的響應，有超限保護可抑制轉速進一步下降（見20 s 時圖8(a)中的實/虛線對比），在放距或Limit_Sw=0 時，恢復正常指令輸入（圖8(a)曲線后部實/虛線重合部分），提高飛行安全性。

圖8 發參超限保護仿真曲線Fig. 8 Simulation curve of over-limit protection for engine parameter

采用相同的狀態點，仿真分析自動改出的發參響應，如圖9 所示。

圖9 發參超限自動改出仿真曲線Fig. 9 Simulation curve of automatic correction out of over-limit engine parameter

在仿真時間5 s 時Limit_Sw=1，累積時間達5 s時，Limit_Sw 不為0，總距在超限5 s 后自動以0.5(°)/s的速率降低，在15 s 時改出超限狀態，動力渦輪轉速信號回復到額定100%控制，實現了自動改出功能，控制律的設計結果符合預期。

根據總距和動力渦輪轉速仿真曲線可知，超限保護和自動改出通過屏蔽信號和穩速降距等方法控制總距，控制方法安全有效，最終將動力系統從邊界狀態回復到正常工作狀態。

5 結 論

本文根據直升機動力系統穩態控制原理及發參超限帶來的不良影響，基于控制律設計原理，設計了一種包含總距保護和自動改出控制律的動力系統邊界保護控制方法，總結如下：

1） 設計總距保護控制律，實現了發參超限狀態下對提距信號的抑制，避免動力渦輪轉速繼續下降，減少了總距增加的風險和飛行員心理負擔。

2） 飛行員在超限狀態下減距改出，控制律中的減距速率限制設計，可防止轉速急劇加快而超限，利于動力系統的控制安全。

3） 在保證控制安全的基礎上，當一定時間內未脫離超限狀態時，自動改出控制律可協助飛行員以安全的減距速率改出，平穩解除危險狀態，恢復動力系統的正常控制。

該方法從控制律設計的角度，設計了兼顧功率限制、總距負載限制和改出功能的動力系統邊界保護控制方法，顯著優化動力系統控制功能，并通過仿真系統驗證了設計的正確性。