共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)交聯(lián)控制方法研究

摘 要：針對常規(guī)的旋翼總距前饋方法難以有效實(shí)現(xiàn)共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)快速交聯(lián)控制的問題，本文提出并設(shè)計(jì)了適用于共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)的新型交聯(lián)控制方法。首先，基于共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合仿真平臺，揭示不同運(yùn)行工況下，共軸雙旋翼、推力槳操縱輸入、發(fā)動機(jī)燃油輸入變化規(guī)律；其次，在此基礎(chǔ)上，提出了綜合考慮共軸雙旋翼、推力槳槳距的增益自調(diào)節(jié)交聯(lián)控制方法，并針對不同的運(yùn)行工況，開展了數(shù)值仿真驗(yàn)證。結(jié)果表明，在中等、高速度飛行時(shí)，相比于常規(guī)的旋翼總距前饋，新型交聯(lián)控制方法可使動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)與下垂量減小36%與70%，可使直升機(jī)/發(fā)動機(jī)快速交聯(lián)控制品質(zhì)更優(yōu)，進(jìn)一步提升直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合系統(tǒng)的控制品質(zhì)。

關(guān)鍵詞：共軸高速直升機(jī)； 渦軸發(fā)動機(jī)； 交聯(lián)控制； 雙旋翼； 推力槳

中圖分類號：V233.7 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.02.008

X2、S-97等飛行器通過采用共軸雙旋翼加推力槳構(gòu)型，突破了常規(guī)直升機(jī)的飛行速度限制。在起飛、懸停和降落時(shí)，以直升機(jī)模式飛行，由旋翼產(chǎn)生升力，推力槳“怠速”運(yùn)行，而高速巡航飛行時(shí)，以渦輪螺旋槳（簡稱渦槳）飛機(jī)模式飛行，由推力槳產(chǎn)生水平推進(jìn)力，短翼和旋翼共同產(chǎn)生升力。

由此可見，相比于單旋翼加尾槳布局的常規(guī)直升機(jī)，共軸高速直升機(jī)的操縱更加復(fù)雜，且不同飛行速度下，雙旋翼、推力槳的消耗功率占比相互耦合，此消彼長。此時(shí)，僅采用旋翼總距已難以準(zhǔn)確表征全飛行包線下高速直升機(jī)的功率需求。因此，以旋翼總距作為直升機(jī)、發(fā)動機(jī)的交聯(lián)控制參數(shù)，勢必難以實(shí)現(xiàn)高品質(zhì)的直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合控制品質(zhì)。

有關(guān)文獻(xiàn)表明[1-3]，S-97高速直升機(jī)采用了先進(jìn)的電傳控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動機(jī)、傳動機(jī)構(gòu)、主旋翼以及推力槳的綜合交聯(lián)控制，適應(yīng)了高速直升機(jī)多模式的工作情況。而針對常規(guī)的單旋翼直升機(jī)，在21世紀(jì)初期，美國軍方就發(fā)起了對裝配先進(jìn)惠普3000SHP發(fā)動機(jī)的下一代Sikorsky Black Hawk直升機(jī)綜合交聯(lián)控制的研究，結(jié)合直升機(jī)需求扭矩變化對渦軸發(fā)動機(jī)燃油進(jìn)行前饋補(bǔ)償，減小了直升機(jī)大機(jī)動時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速的較大波動[4-5]。2005年，R. D. Zagranski等[6]提出了一種基于扭矩預(yù)測的直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合控制方法；同年，J. T. Driscoll等[7]提出了一種基于多項(xiàng)式神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的直升機(jī)主旋翼與尾槳需求扭矩預(yù)測方法，促進(jìn)了直升機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)綜合控制技術(shù)的發(fā)展。此外，英、法等國也十分重視對直升機(jī)飛/發(fā)一體化控制的研究，較著名的研究計(jì)劃有綜合飛行和發(fā)動機(jī)控制（IFEC）計(jì)劃[8]以及先進(jìn)動力系統(tǒng)發(fā)動機(jī)控制（APSEC）計(jì)劃[9-10]。在IFEC計(jì)劃研究過程中，用一種新的控制模式來使轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的瞬態(tài)變化最小，從而改善直升機(jī)的飛行品質(zhì)及飛機(jī)的敏捷性。

國內(nèi)針對直升機(jī)/發(fā)動機(jī)交聯(lián)控制的研究起步相對較晚。2010年，孫立國等[11]利用支持回歸向量機(jī)超前預(yù)測旋翼扭矩，并以此作為直升機(jī)、發(fā)動機(jī)交聯(lián)信息，實(shí)現(xiàn)渦軸發(fā)動機(jī)預(yù)測前饋抗擾控制，使動力渦輪轉(zhuǎn)速的下垂量有效減小10%以上。2013年，盧辰昊等[12]采用極限學(xué)習(xí)機(jī)實(shí)現(xiàn)了扭矩預(yù)測，并由此提出了渦軸發(fā)動機(jī)內(nèi)模控制方法，有效加快了動力渦輪轉(zhuǎn)速的響應(yīng)速度。2020年，汪勇等[13]以發(fā)動機(jī)所需扭矩與實(shí)際輸出扭矩誤差作為交聯(lián)參數(shù)，設(shè)計(jì)了變轉(zhuǎn)速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合控制器，與常規(guī)的總距前饋[14]和扭矩預(yù)測前饋控制[15]相比，可有效地降低動力渦輪的超調(diào)量約14%。上述研究成果基本圍繞常規(guī)的單旋翼加尾槳直升機(jī)展開，結(jié)構(gòu)、操縱的差異，使得上述方法難以直接應(yīng)用于共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)的綜合交聯(lián)控制。

因此，本文開展面向共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)的綜合交聯(lián)控制方法研究。基于共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合仿真平臺，探究不同飛行條件下，共軸雙旋翼、推力槳隨操縱輸入的變化規(guī)律，并基于此，提出綜合考慮雙旋翼、推力槳操縱輸入的增益調(diào)度綜合交聯(lián)控制方法，并開展相應(yīng)的數(shù)值仿真驗(yàn)證。

1 共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)綜合仿真平臺

共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)主要包括共軸高速直升機(jī)飛行動力學(xué)模型和渦軸發(fā)動機(jī)氣動熱力學(xué)模型。針對共軸高速直升機(jī)飛行動力學(xué)模型，采用物理機(jī)理方法建立其數(shù)學(xué)模型。物理機(jī)理建模的具體實(shí)現(xiàn)過程是：對飛行器的雙旋翼、機(jī)身、推力槳、垂尾以及平尾5個(gè)部件進(jìn)行氣動力學(xué)分析，獲得每個(gè)氣動部件為飛行器提供的力與力矩方程，最終經(jīng)分析計(jì)算得到飛行器的六自由度非線性數(shù)學(xué)模型[16]。

而對于渦軸發(fā)動機(jī)，則采用部件法建立其非線性氣動熱力學(xué)模型，首先根據(jù)氣動熱力學(xué)特性以及旋轉(zhuǎn)部件的特性依次建立粒子分離器、壓氣機(jī)、燃燒室、燃?xì)鉁u輪、動力渦輪，以及尾噴管的氣動熱力學(xué)數(shù)學(xué)模型，然后根據(jù)渦軸發(fā)動機(jī)各截面流量平衡、壓力平衡、功率平衡，以及轉(zhuǎn)子動力學(xué)建立反映各部件共同工作的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)動力學(xué)方程，通過求解發(fā)動機(jī)共同工作平衡方程組[17]，模擬其共同工作過程。

飛行高度為4000m時(shí)，不同飛行速度下，綜合仿真平臺計(jì)算獲得的雙旋翼與推力槳需求功率如圖1所示。由圖1可知，在低速飛行時(shí)，雙旋翼需求功率占據(jù)主導(dǎo)，這是因?yàn)榇藭r(shí)共軸高速直升機(jī)處于常規(guī)直升機(jī)模式，雙旋翼產(chǎn)生拉力與升力，以保證正常運(yùn)行。而推力槳盡管工作于“怠速”狀態(tài)，但仍消耗一定的功率，這是因?yàn)樵谡麄€(gè)飛行過程中，雙旋翼與推力槳持續(xù)由發(fā)動機(jī)驅(qū)動。當(dāng)共軸高速直升機(jī)高速飛行時(shí)，推力槳需求功率占主導(dǎo)，雙旋翼消耗功率迅速降低，原因是此時(shí)旋翼總距降低，雙旋翼卸載，平衡機(jī)體重力的升力由雙旋翼和水平機(jī)翼共同承擔(dān)。

2 共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)交聯(lián)控制方案設(shè)計(jì)

對于單旋翼直升機(jī)/發(fā)動機(jī)而言，一般以旋翼總距作為交聯(lián)參數(shù)，以此來設(shè)計(jì)前饋控制規(guī)律，實(shí)現(xiàn)綜合交聯(lián)控制。常規(guī)的總距前饋控制律一般可表示為

為了避免直升機(jī)高速飛行時(shí)，雙旋翼前行側(cè)產(chǎn)生激波，動力渦輪轉(zhuǎn)速（旋翼轉(zhuǎn)速）隨著前飛速度的增大而減小。此外，由圖2可知，當(dāng)飛行高度一定時(shí)，隨著前飛速度的增加，燃油流量先減小后增大，這同時(shí)意味著直升機(jī)的需求功率也是先降低而后升高。然而，雙旋翼總距隨著前飛速度不斷減小，最后趨于穩(wěn)定，再一次證實(shí)旋翼總距已無法準(zhǔn)確反映整個(gè)共軸高速直升機(jī)的功率需求。對于推力槳而言，隨著前飛速度的增加，槳距不斷增大，推力槳消耗功率逐漸占據(jù)主導(dǎo)，共軸高速直升機(jī)以類似于螺旋槳飛機(jī)模式飛行。

根據(jù)圖2所示變化規(guī)律，可得交聯(lián)系數(shù)α、β的變化曲線如圖3所示。在確定雙旋翼交聯(lián)系數(shù)α?xí)r，令前飛速度大于170km/h所對應(yīng)的α數(shù)值為0。原因是在中高速區(qū)域，燃油變化量與雙旋翼總距變化或者呈負(fù)相關(guān)，或者呈弱相關(guān)性。因此，為了方便應(yīng)用于交聯(lián)控制，令這段的α為0。

3 共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)交聯(lián)控制數(shù)值仿真

圖4所示為共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)交聯(lián)控制結(jié)構(gòu)。如圖4所示，渦軸發(fā)動機(jī)采用基于燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)加速度的串級控制方法。外環(huán)P控制器用于保證動力渦輪轉(zhuǎn)速保持參考指令運(yùn)行。內(nèi)回路中，高階濾波器的存在用于在線估計(jì)燃?xì)鉁u輪的轉(zhuǎn)子加速度，并用于閉環(huán)控制。為了實(shí)現(xiàn)共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)快速綜合控制，采用式（2）所示的交聯(lián)邏輯，并前饋至內(nèi)環(huán)PI控制器的輸出，以達(dá)到超前補(bǔ)償燃油的目的。

接下來在3000m的飛行高度下，針對不同前飛速度與動力渦輪轉(zhuǎn)速指令，開展綜合控制仿真驗(yàn)證，結(jié)果如圖5所示。圖中動力渦輪轉(zhuǎn)速、燃油流量均相對設(shè)計(jì)點(diǎn)做了歸一化處理。常規(guī)總距前饋方法即為式（1）所示的旋翼總距前饋。

由圖5（a）可知，當(dāng)前飛速度為100km/h時(shí)，動力渦輪轉(zhuǎn)速指令為100%設(shè)計(jì)值（結(jié)合圖3）。在t=120s時(shí)，保持推力槳槳距不變，快速增大雙旋翼總距桿角度，共軸雙旋翼的功率需求增大，由于渦軸發(fā)動機(jī)端存在一定的響應(yīng)延遲，動力渦輪轉(zhuǎn)速出現(xiàn)瞬間下垂。此時(shí)，共軸雙旋翼消耗的功率占主導(dǎo)（結(jié)合圖1），且相鄰采樣時(shí)刻推力槳槳距變化量為0，式（2）所示的前饋控制規(guī)律本質(zhì)上等價(jià)于式（1），因此，動力渦輪轉(zhuǎn)速的控制效果相同。然而，當(dāng)前飛速度為350km/h時(shí)，動力渦輪轉(zhuǎn)速的指令為90%設(shè)計(jì)值，由圖5（b1）可知，在t =130s時(shí)，雙旋翼總距逐漸減小，推力槳槳距逐漸增加，兩者協(xié)調(diào)變化，使得高速直升機(jī)的總需求功率增加，發(fā)動機(jī)需要輸入的燃油流量也快速提高，如圖5（b3）所示。與圖5（a2）一致，圖5（b2）所示的動力渦輪相對轉(zhuǎn)速出現(xiàn)下垂量。由于此時(shí)雙旋翼總距變化情況已無法準(zhǔn)確反映高速直升機(jī)的功率需求，式（1）所示的旋翼總距前饋方式已不能改善轉(zhuǎn)速的動態(tài)控制品質(zhì)。由圖3（a）可知，雖然前飛速度為350km/h情況下，雙旋翼交聯(lián)系數(shù)設(shè)置為0，但式（2）綜合考慮了推力槳槳距，因此可使動力渦輪轉(zhuǎn)速的瞬間下垂量減小36.4%。當(dāng)前飛速度為450km/h時(shí)，共軸雙旋翼卸載，由推力槳提供前行的推力，動力渦輪工作于80%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速。此時(shí)，保持雙旋翼總距桿角度不變，快速減小推力槳槳距，動力渦輪轉(zhuǎn)速出現(xiàn)瞬間超調(diào)，常規(guī)的旋翼總距前饋控制方法無法發(fā)揮有效的補(bǔ)償作用。而相比于常規(guī)的總距前饋控制，本文提出的交聯(lián)控制方法，仍可使動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)量有效降低70.8%。綜上，基于本文提出的交聯(lián)控制方法，動力渦輪轉(zhuǎn)速的控制品質(zhì)更優(yōu)，且具有良好的魯棒性。

4 結(jié)論

本文提出了面向共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)的新型交聯(lián)控制方法，并對共軸高速直升機(jī)/發(fā)動機(jī)進(jìn)行了數(shù)值仿真驗(yàn)證，獲得的結(jié)論如下：

（1）低速飛行時(shí)，由于雙旋翼消耗功率占主導(dǎo)，此時(shí)，綜合考慮雙旋翼總距與推力槳槳距的新型交聯(lián)控制方法與常規(guī)旋翼總距前饋控制效果基本一致。

（2）中等速度飛行時(shí)，雙旋翼總距與推力槳槳距協(xié)調(diào)變化。此時(shí)，相比于常規(guī)的旋翼總距前饋控制方法，新型交聯(lián)控制方法可使動力渦輪轉(zhuǎn)速的下垂量減小36%以上。

（3）高速飛行時(shí)，推力槳消耗功率占據(jù)主導(dǎo)，此時(shí)，相比于常規(guī)的旋翼總距前饋控制方法，新型交聯(lián)控制方法可使動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)量減小70%左右，具備更優(yōu)的動態(tài)控制品質(zhì)。

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Research on Integrated Control Method of Coaxial High Speed Helicopter/ Engine

Chen Yu1， Song Jie2， Zhang Haibo2， Yang Bo1

1. China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333000， China

2. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China

Abstract： In order to deal with the problem that the conventional collective pitch feedforward method is difficult to effectively accomplish the fast integrated control of coaxial high-speed helicopter/turboshaft engine， a novel integrated control suitable for coaxial high-speed helicopter/engine is proposed and designed. Firstly， based on the comprehensive simulation platform of coaxial high-speed helicopter/turboshaft engine， the variation laws of control inputs of coaxial main rotors and propeller， engine fuel flow under different operating conditions are revealed. Then， an integrated control method with gain self-regulating function is proposed. It consist of the collective pitch of coaxial main rotors and propeller simultaneously. The numerical simulation is carried out under different operating conditions. The results demonstrate that when the high-speed helicopter operates at medium and high speed， compared with the conventional collective pitch feedforward， the proposed integrated control method can decrease the overshoot and drop of power turbine speed by about 36% and 70% respectively， and the fast control quality is superior，which further improve the control quality of the integrated helicopter/engine system.

Key Words： coaxial high-speed helicopter； turboshaft engine； integrated control； coaxial main rotors； propeller