基于無人機使用的航空發(fā)動機自動加速性試飛方法試驗*

楊 雄，姚尚宏

(中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所，陜西 西安 710089)

0 引 言

近年來，隨著無人機領(lǐng)域的蓬勃發(fā)展，無人機用發(fā)動機得到越來越多的關(guān)注[1-8]，由于飛機無人化操作帶來的飛機/發(fā)動機使用特點[9]，無人機用航空發(fā)動機試飛技術(shù)面臨嚴峻挑戰(zhàn)，如何將傳統(tǒng)有人機航空發(fā)動機試飛技術(shù)與無人機設計和使用特點相結(jié)合是技術(shù)工程師面臨的首要難題。發(fā)動機加速性試飛作為航空發(fā)動機設計定型試飛的關(guān)鍵項目[10]，其加速過程中的工作穩(wěn)定性和加速性能直接影響到無人機是否能準時到達戰(zhàn)場并完成指定任務[11]，因而，無人機用發(fā)動機加速性試飛是眾多必須解決的試飛技術(shù)難題之一。

國內(nèi)在發(fā)動機加速性試飛方面發(fā)表的文章較少，且更多的是有人駕駛飛機發(fā)動機試飛[12-13]，無人機用發(fā)動機的試驗研究還處于起步階段，更多的是對試驗內(nèi)容的探討[14-15]，在國外，全球鷹高空長航時無人偵察機作為世界范圍內(nèi)頂尖技術(shù)水平的無人機，其動力裝置采用了羅羅公司的AE3007H發(fā)動機，該型發(fā)動機是商用AE3007發(fā)動機的改進型，在采辦初期進行了大量的試驗，其中進行了至少3次高空臺模擬試驗[16]。在1995年和1998年進行的高空臺模擬試驗中，對發(fā)動機功率瞬變性能進行了專項的摸底試驗，考慮了不同高度、不同推油門速率、有無引氣、有無功率提取和進氣畸變等因素對發(fā)動機工作的影響，試驗過程中，優(yōu)化了油門移動速率避免加減速過程中對發(fā)動機工作穩(wěn)定性造成影響，多場次、考慮多種影響因素的發(fā)動機高空臺試驗顯示發(fā)動機功率瞬變性能的重要性。

筆者基于無人機設計和使用特點，以發(fā)動機自動加速試飛為目標，對發(fā)動機自動加速性試飛方法進行研究。

1 無人機設計特點簡介

1.1 無人機控制系統(tǒng)設計特點

對于大型無人機而言，飛機通常使用發(fā)動機最大狀態(tài)或最大連續(xù)狀態(tài)進行爬升，用部分推力進行巡航，用慢車狀態(tài)進行下降。在巡航飛行階段，常規(guī)的控制方法有速度閉環(huán)控制方法和總能量控制方法，前者通過控制發(fā)動機油門改變發(fā)動機推力來穩(wěn)定飛機飛行高度和速度，后者固定發(fā)動機推力，通過高度和速度來控制飛機姿態(tài)。例如全球鷹無人機block20在45 000英尺以下采用速度閉環(huán)控制方法，當飛行高度超過45 000英尺以后采用能量控制方法控制飛行。

無人機的爬升和下降兩種控制方法為發(fā)動機加速性試飛提供了一種途徑，即可通過改變飛行高度來控制發(fā)動機工作狀態(tài)的變化，達到預期的目標。

1.2 無人機用發(fā)動機加速控制特點

無人機發(fā)動機加速性受油門速率限制，需由油門指令速率、軟件控制速率和電動舵機移動速率共同確定。油門指令速率反映了飛控系統(tǒng)或飛行操作員對發(fā)動機推力的需求，但需求指令到控制系統(tǒng)后，會受到系統(tǒng)軟件設置的速率限制，如全球鷹無人機發(fā)動機在進行高空臺試驗時通過設置油門速率來確保發(fā)動機在功率變換過程中工作穩(wěn)定。當控制器輸出油門移動速率后，由電動舵機完成發(fā)動機油門的變化，舵機作為執(zhí)行機構(gòu)，有移動速率極限。三者對燃油控制是一個低選的工作模式，速率最低的環(huán)節(jié)起作用。

由此可見，有別于有人機直接將人工油門速率反映到發(fā)動機燃油調(diào)節(jié)器上，無人機需經(jīng)過指令、控制系統(tǒng)和執(zhí)行機構(gòu)三個環(huán)節(jié)才能最終反映到發(fā)動機本體的燃油調(diào)節(jié)上。

1.3 無人機用發(fā)動機加速性含義

發(fā)動機加速的本質(zhì)是發(fā)動機推力的變化，由于飛行過程中發(fā)動機推力無法直接精準的測量，因此采用發(fā)動機轉(zhuǎn)速間接反映發(fā)動機加速能力。由于無人機用發(fā)動機控制特點，發(fā)動機油門指令需經(jīng)過三個環(huán)節(jié)才能到達發(fā)動機燃調(diào)，與有人機發(fā)動機控制有顯著的不同，因此，無人機發(fā)動機加速性試飛根據(jù)定義不同會有所差異，如考核發(fā)動機本體加速性，可通過發(fā)動機轉(zhuǎn)速來判斷。

1.4 無人機航路規(guī)劃

無人機自主飛行需提前進行航路規(guī)劃。航路規(guī)劃設置航路點屬性，飛控系統(tǒng)通過解讀航路點屬性對飛機進行控制，航路點屬性主要包括經(jīng)度、緯度、高度、速度和過點方式等等。

基于無人機爬升、巡航以及下滑等階段不同的控制策略，通過對航路點的定義，可以控制飛機按照預期的軌跡飛行。

發(fā)動機自動加速試飛擬采取改變飛機高度達到控制發(fā)動機狀態(tài)的目的。

2 發(fā)動機自動加速試飛方法設計

2.1 試飛需求分析

根據(jù)發(fā)動機加速性指標定義，發(fā)動機加速性試飛應滿足以下幾點要求：①發(fā)動機加速前油門處于慢車位置，發(fā)動機在慢車狀態(tài)穩(wěn)定；②加速時發(fā)動機處于大狀態(tài)，轉(zhuǎn)速滿足相關(guān)要求；③飛行高度、飛行速度偏差在規(guī)定范圍內(nèi)；④飛機能自動進行加速性操作。

2.2 發(fā)動機典型加速性試飛過程分析

(1) 有人機發(fā)動機加速性試飛過程分析

有人機發(fā)動機加速性試飛中，主要以飛行員操作為主，飛行員根據(jù)對發(fā)動機狀態(tài)的判斷，進行相關(guān)油門的操作，完成發(fā)動機加速性試飛，典型過程見圖1。

圖1 有人機發(fā)動機加速過程分解

試飛過程中，對時機的把握完全依靠飛行員的主觀感受，動作完成的質(zhì)量取決于飛行員的反應。

(2) 無人機發(fā)動機加速試飛過程分析

無人機發(fā)動機自動加速試飛以航路點設計為基礎(chǔ)，根據(jù)試飛需求，分解發(fā)動機加速性試飛動作，見圖2，分析表明，完成發(fā)動機加速性試飛至少需要確定3個航路點。

圖2 無人機發(fā)動機加速性試飛過程分解

2.3 發(fā)動機加速性試飛核心要素分析

通過試飛過程分解，分析得到無人機發(fā)動機自動加速性試飛的核心要素。

(1) 核心要素一：時間

無人機以航路點控制飛行，為達到發(fā)動機在預先設定的航路上自動進行加速性試飛，需對通過兩個航路點的時間進行精確控制，包括動作點起始時刻和過點時刻控制。

動作點起始時刻是動作設計的根本，無論是試飛前期的數(shù)據(jù)處理，還是加速性試飛的動作設計，都以起始時刻為基準，在起始時刻的基礎(chǔ)上，進行飛行時間的控制和高度速度等的控制。

過點時刻控制是根據(jù)無人機飛行控制精確度高的特點確定的，以無人機過航路點飛行時間為控制參數(shù)，能精確控制無人機的飛行高度、速度和發(fā)動機狀態(tài)等參數(shù)，達到試飛的目的。

(2) 核心要素二：高度

根據(jù)國軍標的要求，發(fā)動機加速性試飛需在一定的高度上進行，由于有人機試飛依據(jù)人的反應控制飛行姿態(tài)，飛行高度允許有一定的偏差。基于此規(guī)定，在進行無人機發(fā)動機加速性試飛時，可以利用無人機飛機高度控制精度高的特點，根據(jù)無人機飛機控制特點，設計出發(fā)動機加速性試飛方法。

國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在“發(fā)動機工作特性鑒定試驗”，飛行試驗中規(guī)定，“穩(wěn)定平飛是發(fā)動機工作參數(shù)的測定及工作穩(wěn)定性鑒定。試驗時，飛行高度和飛行速度應保持基本不變，飛行高度的最大偏差不應超過±100 m，飛行速度的最大偏差不應超過±10 km/h。” 因此，選取無人機發(fā)動機加速試飛的高度偏差為±100 m。

高度控制主要包括下降高度和飛機改平提前動作高度。

飛機下降高度是由飛機的響應特性決定的。當無人機過航路點后，若下一航路點高度比當前航路點低，飛機通過俯仰角和發(fā)動機推力的變化，控制飛機飛向下一航路點，從當前航路點到下一航路點需要一定的響應時間。

飛機改平提前動作高度是指飛機在下降高度飛往下一航路點過程中，為避免飛機高度振蕩，飛機不會飛到航路點設置的高度后再改平，而是提前一定高度開始改平，飛機的俯仰角和發(fā)動機推力在這個過程中會提前進行調(diào)節(jié)，飛機在響應改平過程中還會下降高度，直至目標高度。在加速性試飛過程中，需要考慮飛機提前改平高度，否則會影響發(fā)動機狀態(tài)。

(3) 核心要素三：發(fā)動機狀態(tài)

發(fā)動機狀態(tài)控制是整個試驗的最終目標，自動加速性試飛涉及到發(fā)動機狀態(tài)從初始狀態(tài)收至慢車狀態(tài)，在慢車狀態(tài)保持，然后推油門至最大狀態(tài)，整個過程中收油門時間，慢車狀態(tài)油門保持時間以及轉(zhuǎn)速響應時間等，都需要提前通過飛行試驗數(shù)據(jù)確定。

(4) 核心要素四：飛行速度

飛行速度主要是滿足發(fā)動機加速性試飛中的狀態(tài)條件，不超出國軍標要求的速度偏差范圍。

國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在發(fā)動機加速性和減速性鑒定試驗飛行試驗中規(guī)定“在確定加速性時，飛行速度應保持基本不變，其最大偏差不應超過±20 km/h”。因此，選取無人機發(fā)動機加速試飛的速度偏差為±20 km/h。

發(fā)動機自主加速性試飛核心要素見圖3。

圖3 發(fā)動機自動加速性試飛核心要素分析

2.4 試飛實施方案流程設計

根據(jù)以上四點核心要素，設計出發(fā)動機加速性試飛方案的具體流程為：

(1) 確定航路點過點時刻，作為航線設計的起始時刻。

(2) 確定飛機開始下降的響應情況，根據(jù)高度精度和速度精度要求確定航線規(guī)劃的最長時間。

(3) 根據(jù)油門位置和轉(zhuǎn)速穩(wěn)定情況確定最短時間。

(4) 根據(jù)最短時間和最長時間，設定一個Δt，Δt在最短時間和最長時間之間。

(5) 根據(jù)Δt和飛行速度確定兩個航路點之間的距離。

(6) 根據(jù)Δt確定飛機下降的高度，然后根據(jù)飛機改平超調(diào)量確定航路點最終的下降高度。

(7) 根據(jù)發(fā)動機加速時間指標確定下一航路點的高度和距離。

通過以上7個步驟，可以完成發(fā)動機加速性試飛中3個航路點屬性(經(jīng)度、緯度、高度、速度)的設計，見圖4。

圖4 發(fā)動機自動加速試飛關(guān)鍵航路點設計

3 試飛驗證

采用上述步驟設計某型國產(chǎn)發(fā)動機在無人機上的加速性試飛，試飛結(jié)果見圖5和表1所列。

圖5 發(fā)動機自動加速試飛參數(shù)曲線

表1 發(fā)動機自動加速性試飛參數(shù)對比

結(jié)果表明，飛機飛行時間與設計值相差無幾，發(fā)動機狀態(tài)達到了預期目標，發(fā)動機自動完成了從慢車加速到最大的工作過程。

4 結(jié) 語

基于無人機設計和使用特點，通過對比有人機和無人機發(fā)動機加速性試驗差異，對試驗過程進行分析，總結(jié)出無人機發(fā)動機自動加速性試飛的核心要素，確定出發(fā)動機自動加速性試飛方案的具體實施流程，并通過試飛驗證。試驗結(jié)果表明該無人機發(fā)動機自動加速性試飛方法合理可行，具有較高的操作性。由于分析是建立在無人機常規(guī)設計基礎(chǔ)上，因此該方法具有一定的通用性，能指導后續(xù)發(fā)動機加速性試飛。