渦軸發(fā)動機多發(fā)功率匹配控制研究

楊懿松 ，姚 華 ，嚴長凱 ，潘 華

（1.陸軍航空裝備質量控制辦公室，北京100012；2.中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

0 引言

直升機作為20世紀航空技術極具特色的創(chuàng)造之一，廣泛應用于作戰(zhàn)、運輸、巡邏、旅游、救護等領域。自20世紀90年代以來，直升機電子系統(tǒng)朝著高度綜合化的方向發(fā)展，實現(xiàn)了電傳、光傳操縱和計算機綜合控制?，F(xiàn)代武裝直升機的作戰(zhàn)環(huán)境日益嚴峻，增強隱蔽性和抗電子干擾能力，提高攻擊力和機動能力已成為直升機提高自身生存力所追求的目標。由于渦軸發(fā)動機有著更高的功率儲備，以及更寬廣的飛行包線[1-6]，因而現(xiàn)代直升機幾乎無一例外的選擇渦軸發(fā)動機作為主要動力裝置。由于直升機負載的要求，直升機往往配裝多臺渦軸發(fā)動機并列運行，需要發(fā)動機控制系統(tǒng)能夠通過匹配控制策略實現(xiàn)負載的平均分擔。如果同機發(fā)動機運行狀態(tài)長期相差過大，對發(fā)動機和傳動系統(tǒng)的壽命都會產(chǎn)生不利影響。因此，直升機動力裝置功率匹配控制是發(fā)動機控制領域的重要課題之一[7]。

目前中國航空工業(yè)取得了蓬勃發(fā)展，采用多發(fā)構型的AC313等直升機陸續(xù)投入使用，但發(fā)動機多配備機械液壓式控制系統(tǒng)，不具備功率匹配控制功能。國內對渦軸發(fā)動機多發(fā)匹配控制的研究較少，楊超等[8]在直接功率控制的基礎上，通過引入機載旋翼功率分配模型實現(xiàn)了功率平均控制，但該方案缺乏工程實際應用。孫桂芝[9]、張振海[10]等通過研究復雜算法改進傳統(tǒng)控制規(guī)律，實現(xiàn)多發(fā)匹配控制，但這些方案均未得到工程實踐驗證。由于功率匹配控制策略與恒轉速控制策略相耦合，且匹配策略需均衡傳動系統(tǒng)壽命、發(fā)動機壽命、單個發(fā)動機性能退化等因素，難度較大[11]。本文重點進行適用于多發(fā)、工程上可應用的功率匹配策略研究。

1 渦軸發(fā)動機功率匹配機理

現(xiàn)代直升機為實現(xiàn)簡單可靠操縱，從避免扭振的角度出發(fā)，保持旋翼轉速不變，渦軸發(fā)動機動力渦輪與旋翼軸采用固定傳動比連接[12]。直升機與發(fā)動機機械連接如圖1所示（以雙發(fā)構型為例）。

圖1 直升機與發(fā)動機機械連接

從圖中可見，2臺發(fā)動機所輸出的功率用于分擔直升機主旋翼和尾槳的需求功率。直升機主旋翼與尾槳的需求功率之和Ne為[13-14]

式中：Ne1為左發(fā)輸出功率；Ne2為右發(fā)輸出功率。

為實現(xiàn)直升機簡單操縱，并避免扭振，2臺發(fā)動機的動力渦輪轉速需實現(xiàn)恒轉速控制。根據(jù)控制策略要求，需滿足

式中：np1、np2分別為2臺發(fā)動機的動力渦輪轉速；Const為常數(shù)。

發(fā)動機功率為

式中：Mkp為扭矩。

由式（1）～（3）可得出，如每臺發(fā)動機平均分擔需求功率，則需在發(fā)動機穩(wěn)態(tài)過程中，設計合理的功率匹配策略保證各發(fā)動機間的扭矩差異較小，即扭矩配平模式（選擇動力渦輪輸出扭矩Mkp作為匹配目標）。該模式可保證直升機傳動系統(tǒng)有均衡的壽命。

一旦某臺發(fā)動機性能退化，在功率相當?shù)那闆r下，會出現(xiàn)各發(fā)狀態(tài)差異較大的情況，造成發(fā)動機壽命不均衡。通過設計合理的功率匹配策略保證各發(fā)動機之間狀態(tài)差異較小，如選擇Tt4.5（燃氣渦輪后溫度）作為匹配目標的溫度配平模式或選擇ngc（燃氣渦輪換算轉速）作為匹配目標的轉速配平模式，均可保證各發(fā)動機有均衡的壽命。

2 渦軸發(fā)動機功率匹配控制策略

2.1 匹配策略架構設計

根據(jù)上述分析，渦軸發(fā)動機功率匹配控制的難點為：（1）匹配目標的設定；（2）各發(fā)動機間功率匹配的信息傳遞；（3）考慮單臺發(fā)動機性能衰減的匹配策略設計。

以文獻[15]設計改進后的串級控制方案為基礎，設計功率匹配控制策略，其結構如圖2所示（以扭矩配平模式為例，其他配平模式結構相同）。

圖2 渦軸發(fā)動機功率匹配控制策略結構

2.2 匹配策略進入的條件

由飛行員選擇配平模式，默認扭矩配平模式。如單臺發(fā)動機出現(xiàn)因性能衰減而造成扭矩配平后狀態(tài)差異較大，可切換至溫度配平模式或轉速配平模式。

以下條件均成立時，控制系統(tǒng)進入功率匹配控制策略：

（1）2臺發(fā)動機的功率選擇開關處于相同位置；

（2）根據(jù)配平開關位置選擇配平模式，默認扭矩配平模式；

（3）任意一發(fā)不處于熄火狀態(tài)；

（4）np之差小于2%。

2.3 匹配目標的設定

對于功率匹配環(huán)節(jié)，所設計的匹配目標為：修正僅進行向上的單向修正，當另發(fā)扭矩大于本發(fā)扭矩時，轉速修正環(huán)節(jié)起作用。計算公式為

式中：Mkps為另發(fā)扭矩；Mkpm為本發(fā)扭矩；eN為2臺發(fā)動機的扭矩差。

只有在eN≥ξ（ξ為扭矩配平精度），該修正環(huán)節(jié)才起作用，該邏輯保證了扭矩低的一發(fā)通過提升狀態(tài)，逐漸接近功率較高的一發(fā)狀態(tài)。功率高的發(fā)動機由式（1）可知，由于總的需求功率不變，狀態(tài)下降，最終達到配平精度ξ，完成整個配平過程。該策略亦可有效避免由于1臺發(fā)動機失效而引起未失效發(fā)動機功率減小。

由此，設計的匹配控制策略為

2.4 發(fā)動機之間功率匹配信息的傳遞

對于雙發(fā)構型的直升機，用于匹配控制策略的參數(shù)可通過RS-422A通訊協(xié)議傳遞，發(fā)動機之間通過1根通訊電纜即可實現(xiàn)功率匹配信息的傳遞。2臺發(fā)動機之間功率匹配信息傳輸關系如圖3所示。每臺發(fā)動機，實時接收對方發(fā)動機的功率開關位置、熄火指示信息、np、Mkp、Tt4.5、Ngc，同時將本發(fā)的上述信息實時發(fā)動至對方發(fā)動機。

圖3 2臺發(fā)動機之間功率匹配信息傳輸關系

對于多發(fā)構型的直升機，用于匹配控制策略的參數(shù)通過CAN總線傳遞，各發(fā)動機之間交互功率匹配信息。每臺發(fā)動機，實時接收除本發(fā)外所有發(fā)動機的功率開關位置、熄火指示信息、np、Mkp、Tt4.5、Ngc，同時將本發(fā)的上述信息實時發(fā)動至其他發(fā)動機。發(fā)動機特征參數(shù)傳遞關系如圖4所示。

圖4 發(fā)動機特征參數(shù)傳遞關系（以3發(fā)為例）

對于適用于多發(fā)匹配控制策略的功率匹配環(huán)節(jié)，滿足

式中：Mkp1、Mkp2等為除本發(fā)外其他發(fā)動機扭矩值。

其他環(huán)節(jié)與雙發(fā)匹配控制策略相同。該環(huán)節(jié)保證了多發(fā)匹配環(huán)境的發(fā)動機始終與功率最大的發(fā)動機匹配，最終達到配平精度要求。溫度配平模式和轉速配平模式原理及設計方法與扭矩配平模式相同，不再贅述。

3 匹配策略驗證

3.1 桌面仿真驗證

對設計的控制策略開展桌面仿真驗證。在Matlab環(huán)境下模擬直升機左發(fā)先起動和右發(fā)后起動過程，仿真結果如圖5、6所示。

圖5 桌面環(huán)境多發(fā)匹配控制策略仿真結果1

圖6 桌面環(huán)境多發(fā)匹配控制策略仿真結果2

從圖5中可見，當2發(fā)與離合器嚙合后，2發(fā)轉速相差2%以內進入功率匹配回路，扭矩高的左發(fā)扭矩降低，最終與右發(fā)功率一致。

由于左發(fā)扭矩高，因此，根據(jù)式（5），只有右發(fā)配平回路起作用，右發(fā)功率逐漸接近左發(fā)功率，左發(fā)在式（1）、（2）前提下功率逐漸降低，直至2發(fā)功率相當。仿真結果符合設計預期。

3.2 半實物仿真結果

若當前已進入配平控制回路，扭矩的偏差必然引起np產(chǎn)生偏差。在該回路中，eN為負值（即另發(fā)的扭矩小于本發(fā)的扭矩），扭矩配平回路不起作用。eN為正值，根據(jù)式（7），ep必為負值（即np反饋必大于給定值），即np由于供油量增加導致上沖。采用該方法即可驗證配平控制回路是否起作用。

以某型全權限數(shù)字電子控制系統(tǒng)為平臺開展渦軸發(fā)動機匹配策略驗證，進行半實物模擬試驗，試驗方法為對數(shù)控系統(tǒng)輸入另發(fā)的扭矩值（要求大于本發(fā)扭矩值），試驗結果如圖7所示并見表1。在不同狀態(tài)下，由于功率匹配策略的作用， 均出現(xiàn)了上沖，試驗結果表明了該策略功能的有效性。

圖7 渦軸發(fā)動機匹配策略驗證（半實物試驗）

表1 渦軸發(fā)動機匹配策略驗證（半實物試驗）

3.3 試飛驗證

采用此策略的數(shù)控系統(tǒng)應用于某型發(fā)動機進行試飛驗證。直升機裝配2臺發(fā)動機，匹配控制結果如圖8所示。試驗結果表明該匹配策略有效。

在試驗過程中，左發(fā)先起動，右發(fā)后起動，當右發(fā)進入慢車狀態(tài)時，2發(fā)在匹配控制策略的作用下，右發(fā)扭矩上升，左發(fā)由于直升機負載無變化，根據(jù)式（1），左發(fā)負載減小，2發(fā)扭矩逐漸接近，完成功率匹配過程。其他狀態(tài)點的試驗結果與前述一致，不再贅述。試飛試驗結果表明該匹配策略有效。

圖8 渦軸發(fā)動機匹配策略驗證（試飛驗證結果）

4 總結

本文對渦軸發(fā)動機多發(fā)匹配的機理進行了深入分析，總結了渦軸發(fā)動機多發(fā)匹配控制策略工程應用較少的原因。提出了1種直升機多發(fā)功率匹配控制策略，其特征為：

（1）功率低的發(fā)動機狀態(tài)向功率高的發(fā)動機靠近，可確保配平過程發(fā)動機安全運轉；

（2）基于恒轉速控制策略設計，簡單可靠，易于工程實現(xiàn)。

通過桌面仿真、半實物及裝直升機試飛驗證，試驗結果符合設計預期，該匹配策略有效。