摘 要 针对无人直升机发动机恒转速控制在大重量状态下垂直爬升和最大速度前飞可能出现功率不足的问题，提出了一种飞行控制与发动机转速控制的综合控制方法，包括发动机和总距控制通道以及发动机和纵向控制通道的协同控制律设计，设计了直升机/发动机综合仿真模型，并通过半物理实时仿真验证了该控制方法的有效性。
关键词 无人直升机；发动机功率；综合控制
Engine Power Protection Control Technology for Unmanned Helicopter Based on Flight/Engine Integrated Control
WANG Gangqiang
(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)
Abstract In order to solve the problem that the constant speed control of unmanned helicopter engine may have insufficient power during large weight vertical climb and maximum forward flight, an integrated control method flight control and engine speed control is proposed. The control laws of engine-collective control channel and engine-longitudinal control channel are designed, an integrated simulation model of helicopter and engine is designed. The effectiveness of the control method is verified by hard-in-loop real-time simulation.
Key words UAH, Engine Power; Integrated Control
1引言
发动机为直升机提供飞行动力，发动机转速稳定是无人直升机飞行控制的基础。传统的设计方法是忽略发动机控制系统和飞控系统之间的耦合作用，分别独立设计分系统，发动机控制系统和飞行控制系统按照各自的控制目标运行，保证各自性能最佳[2]。目前有人直升机通常采用集成了转速控制单元的涡轴发动机，飞控系统不需要干预发动机控制。样例无人直升机采用的是活塞式发动机，由飞控计算机直接进行发动机转速控制。当无人直升机进行大重量状态机动或接近飞行包线边界时，发动机负载可能超出最大功率，发动机转速将难以保持恒定，当出现转速下降后，旋翼转速随之变化，引起旋翼升力波动，对飞行控制构成威胁，传统的独立设计方法，无法保证发动机转速稳定和飞行安全。本文为解决该问题首先建立了直升机/发动机耦合模型，并在此基础上，针对飞行/发动机的耦合问题，设计了飞行/发动机综合控制律，并对控制律进行了半物理仿真验证。
2直升机/发动机耦合模型
在常规直升机建模和发动机独立建模的基础上，直升机/发动机综合建模重点考虑直升机动力学模型、旋翼负载特性模型、发动机功率特性模型和发动机动力学模型四者之间的耦合关系。
2.1旋翼负载模型
对非线性直升机模型在不同状态下的旋翼负载进行计算，生成不同总距、转速、高度、前飞速度和升降速度的旋翼负载特性，采用线性插值的方法，将各线性状态点连接起来，生成可用于半物理实时仿真环境的旋翼负载模型,如下式所示，旋翼负载扭矩，总距，为旋翼转速，为海拔高度，前飞速度，为升降速度。
图1直升机/发动机综合模型
3飞行/发动机综合控制律设计
发动机功率不足的外在表现为风门接近全开，同时输出转速下降。当无人直升机在进行垂直爬升和最大速度前飞时，由于需用功率最大，容易出现发动机功率不足的状态。因此飞行/发动机综合控制主要关注发动机-总距控制通道和发动机-纵向控制通道两组耦合性最强的控制通道。
3.1发动机-总距控制通道控制律
总距控制通道是无人直升机控制总距操纵实现垂向运动，包括垂直爬升、下降、高度保持以及前飞状态下斜爬升和斜下滑。发动机控制的目标是实现恒转速保持，在前飞速度固定的情况下，总距很大程度上决定了旋翼负载。不同高度和速度的总距风门配平关系如图3所示。这里采用基于海拔高度和总距进行风门前馈。转速反馈控制采用PI控制结构，当无人直升机进行机动或存在外扰时，会引起发动机负载变化，造成转速超转或下降，另一方面由于总距-风门配平不可能完全准确，垂向通道进行控制时，总距是不断变化时，风门前馈配平也会随之不断变化。当这变化过程缓慢进行且风门配平差异不大时，依赖发动机转速PI反馈控制，可以有效抑制转速波动，但是当变化速率较快或配平差异很大时，发动机转速PI控制，比例项和积分项无法快速补偿。尤其是比例项和积分项到达限幅值时，将无法消除转速偏差。因此，在原有发动机PI控制基础上增加了自动配平，用于解决上述转速波动的问题。发动机转速控制律结构如图2所示，控制律见式4，
图3 高度、总距和风门配平关系
正常情况下发动机转速恒定，发动机功率和扭矩成正比，同时发动机扭矩和总距也成正比，发动机功率不足表现为发动机转速出现偏差，基于发动机功率、发动机扭矩和总距的关系，可以通过调节升降速度实现发动机功率保护的安全控制，基于此设立了总距通道控制律，如图3和式5所示。
图4 转速偏差阈值
考虑到正常情况下发动机转速最大偏差基本维持在4%以内，且需要预留一定的余量，结合实际工程经验最终选取了5%的偏差作为发动机转速偏差阈值。
3.2发动机-纵向控制通道控制律
纵向控制通道是控制纵向周期变距操纵实现悬停保持、加速、减速、空/地速速度保持等飞行状态。随着前飞速度的增加，需用功率呈现逐步降低的趋势，然后又逐步上升，图5为样例直升机正常重量下的前飞速度-总距配平关系。样例直升机最大前飞速度由发动机功率限定，即当需用功率为发动机最大功率时，此时为最大前飞速度。
图5 前飞速度和总距配平关系
当无人直升机加速至最大前飞速度时，风门开度接近全开，不同总重状态下的最大前飞速度风门余量又有所不同。在大重量下进行大速度前飞时，发动机功率余量很少，当出现外界风扰动或需要进行机动时，可能会出现功率不足的情况，造成发动机转速大幅度下降，引发安全风险。针对这些情况可以通过发动机状态监控，自动调节前飞速度，进入相对低功率状态，实现发动机功率保护以保证飞行安全。发动机-纵向控制律如下图6和式6所示，式中为总距配平，为基于转速偏差和风门开度的前飞速度自动调节，其算法逻辑为当发动机转速偏差达到阈值，且风门大于95%时，自动减小前飞速度指令，直到发动机转速偏差消除至1%且风门小于95%时停止前飞速度调节。
图7 半物理仿真环境
分别针对样例无人直升机设计了两个仿真科目：1）大重量状态下垂直爬升，爬升速度指令为5m/s；2）大重量速度前飞，前飞速度指令为45m/s。仿真曲线如图9所示。
(b)发动机转速偏差和风门开度
图9 仿真科目2：大重量最大速度前飞仿真
由图8可见，当进行大重量垂直爬升时，在爬升速度指令上升3m/s时，出现发动机功率不足，转速快速下降，风门达到了全开状态。此后飞行控制律根据转速偏差和风门开度情况开始减小爬升速率指令，当爬升速率为1.9m/s,直到发动机转速重新稳定在50r/min以内，并且风门保有16%的余量，可以保证发动机的稳定控制。
由图9可见，直升机以大重量状态加速至最大速度的过程中，发动机风门开度逐渐增大，当前飞速度超过41m/s后,风度开度迅速增大至100%，在接近最大前飞速度时发动机功率接近最大功率状态，转速偏差开始增大，在发动机-纵向控制律的作用下，前飞速度指令逐渐减小至40.5m/s时，转速重新稳定。
5结论
本文阐述了运用飞行/发动机综合控制的思路设计了发动机-总距通道综合控制律和发动机-纵向通道综合控制律，实现无人直升机发动机功率边界保护。通过构建直升机/发动机综合仿真模型，移植至半物理仿真环境，设计了仿真科目验证了该方法能够较好地实现发动机功率不足时的安全保护，从而实现全包线飞行发动机的恒转速控制。
6参考文献
[1] Schierman J D. A Comparative Study of Multivariable Rubustness Analysis Method as Applied to Integrated Flight and Propulsion Control[R].AIAA-93-3809.
[2] 吴敬伟，宁永前，陈晗，王光豪.飞行/推进系统一体化控制综述[J].飞机设计,2017,12(6):6-12
[3] 王小青，黄一敏，杨一栋，曾国贵.小型无人直升机发动机控制系统设计[J].航空动力学报，2007,12(22):2039-2042
论文作者:王刚强
论文发表刊物:《科技新时代》2019年6期
论文发表时间:2019/8/14
标签：发动机论文; 转速论文; 直升机论文; 风门论文; 功率论文; 偏差论文; 通道论文; 《科技新时代》2019年6期论文;