共軸高速直升機/發動機交聯控制方法研究

摘 要：針對常規的旋翼總距前饋方法難以有效實現共軸高速直升機/發動機快速交聯控制的問題，本文提出并設計了適用于共軸高速直升機/發動機的新型交聯控制方法。首先，基于共軸高速直升機/發動機綜合仿真平臺，揭示不同運行工況下，共軸雙旋翼、推力槳操縱輸入、發動機燃油輸入變化規律；其次，在此基礎上，提出了綜合考慮共軸雙旋翼、推力槳槳距的增益自調節交聯控制方法，并針對不同的運行工況，開展了數值仿真驗證。結果表明，在中等、高速度飛行時，相比于常規的旋翼總距前饋，新型交聯控制方法可使動力渦輪轉速的超調與下垂量減小36%與70%，可使直升機/發動機快速交聯控制品質更優，進一步提升直升機/發動機綜合系統的控制品質。

關鍵詞：共軸高速直升機； 渦軸發動機； 交聯控制； 雙旋翼； 推力槳

中圖分類號：V233.7 文獻標識碼：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型，突破了常規直升機的飛行速度限制。在起飛、懸停和降落時，以直升機模式飛行，由旋翼產生升力，推力槳“怠速”運行，而高速巡航飛行時，以渦輪螺旋槳（簡稱渦槳）飛機模式飛行，由推力槳產生水平推進力，短翼和旋翼共同產生升力。

由此可見，相比于單旋翼加尾槳布局的常規直升機，共軸高速直升機的操縱更加復雜，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，僅采用旋翼總距已難以準確表征全飛行包線下高速直升機的功率需求。因此，以旋翼總距作為直升機、發動機的交聯控制參數，勢必難以實現高品質的直升機/發動機綜合控制品質。

有關文獻表明[1-3]，S-97高速直升機采用了先進的電傳控制系統，實現了發動機、傳動機構、主旋翼以及推力槳的綜合交聯控制，適應了高速直升機多模式的工作情況。而針對常規的單旋翼直升機，在21世紀初期，美國軍方就發起了對裝配先進惠普3000SHP發動機的下一代Sikorsky Black Hawk直升機綜合交聯控制的研究，結合直升機需求扭矩變化對渦軸發動機燃油進行前饋補償，減小了直升機大機動時旋翼轉速的較大波動[4-5]。2005年，R. D. Zagranski等[6]提出了一種基于扭矩預測的直升機/發動機綜合控制方法；同年，J. T. Driscoll等[7]提出了一種基于多項式神經網絡的直升機主旋翼與尾槳需求扭矩預測方法，促進了直升機推進系統綜合控制技術的發展。此外，英、法等國也十分重視對直升機飛/發一體化控制的研究，較著名的研究計劃有綜合飛行和發動機控制（IFEC）計劃[8]以及先進動力系統發動機控制（APSEC）計劃[9-10]。在IFEC計劃研究過程中，用一種新的控制模式來使轉子轉速的瞬態變化最小，從而改善直升機的飛行品質及飛機的敏捷性。

國內針對直升機/發動機交聯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超前預測旋翼扭矩，并以此作為直升機、發動機交聯信息，實現渦軸發動機預測前饋抗擾控制，使動力渦輪轉速的下垂量有效減小10%以上。2013年，盧辰昊等[12]采用極限學習機實現了扭矩預測，并由此提出了渦軸發動機內模控制方法，有效加快了動力渦輪轉速的響應速度。2020年，汪勇等[13]以發動機所需扭矩與實際輸出扭矩誤差作為交聯參數，設計了變轉速直升機/發動機綜合控制器，與常規的總距前饋[14]和扭矩預測前饋控制[15]相比，可有效地降低動力渦輪的超調量約14%。上述研究成果基本圍繞常規的單旋翼加尾槳直升機展開，結構、操縱的差異，使得上述方法難以直接應用于共軸高速直升機/發動機的綜合交聯控制。

因此，本文開展面向共軸高速直升機/發動機的綜合交聯控制方法研究。基于共軸高速直升機/發動機綜合仿真平臺，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度綜合交聯控制方法，并開展相應的數值仿真驗證。

1 共軸高速直升機/發動機綜合仿真平臺

共軸高速直升機/發動機主要包括共軸高速直升機飛行動力學模型和渦軸發動機氣動熱力學模型。針對共軸高速直升機飛行動力學模型，采用物理機理方法建立其數學模型。物理機理建模的具體實現過程是：對飛行器的雙旋翼、機身、推力槳、垂尾以及平尾5個部件進行氣動力學分析，獲得每個氣動部件為飛行器提供的力與力矩方程，最終經分析計算得到飛行器的六自由度非線性數學模型[16]。

而對于渦軸發動機，則采用部件法建立其非線性氣動熱力學模型，首先根據氣動熱力學特性以及旋轉部件的特性依次建立粒子分離器、壓氣機、燃燒室、燃氣渦輪、動力渦輪，以及尾噴管的氣動熱力學數學模型，然后根據渦軸發動機各截面流量平衡、壓力平衡、功率平衡，以及轉子動力學建立反映各部件共同工作的穩態和動態動力學方程，通過求解發動機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，不同飛行速度下，綜合仿真平臺計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，雙旋翼需求功率占據主導，這是因為此時共軸高速直升機處于常規直升機模式，雙旋翼產生拉力與升力，以保證正常運行。而推力槳盡管工作于“怠速”狀態，但仍消耗一定的功率，這是因為在整個飛行過程中，雙旋翼與推力槳持續由發動機驅動。當共軸高速直升機高速飛行時，推力槳需求功率占主導，雙旋翼消耗功率迅速降低，原因是此時旋翼總距降低，雙旋翼卸載，平衡機體重力的升力由雙旋翼和水平機翼共同承擔。

2 共軸高速直升機/發動機交聯控制方案設計

對于單旋翼直升機/發動機而言，一般以旋翼總距作為交聯參數，以此來設計前饋控制規律，實現綜合交聯控制。常規的總距前饋控制律一般可表示為

為了避免直升機高速飛行時，雙旋翼前行側產生激波，動力渦輪轉速（旋翼轉速）隨著前飛速度的增大而減小。此外，由圖2可知，當飛行高度一定時，隨著前飛速度的增加，燃油流量先減小后增大，這同時意味著直升機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，最后趨于穩定，再一次證實旋翼總距已無法準確反映整個共軸高速直升機的功率需求。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主導，共軸高速直升機以類似于螺旋槳飛機模式飛行。

根據圖2所示變化規律，可得交聯系數α、β的變化曲線如圖3所示。在確定雙旋翼交聯系數α時，令前飛速度大于170km/h所對應的α數值為0。原因是在中高速區域，燃油變化量與雙旋翼總距變化或者呈負相關，或者呈弱相關性。因此，為了方便應用于交聯控制，令這段的α為0。

3 共軸高速直升機/發動機交聯控制數值仿真

圖4所示為共軸高速直升機/發動機交聯控制結構。如圖4所示，渦軸發動機采用基于燃氣渦輪轉加速度的串級控制方法。外環P控制器用于保證動力渦輪轉速保持參考指令運行。內回路中，高階濾波器的存在用于在線估計燃氣渦輪的轉子加速度，并用于閉環控制。為了實現共軸高速直升機/發動機快速綜合控制，采用式（2）所示的交聯邏輯，并前饋至內環PI控制器的輸出，以達到超前補償燃油的目的。

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速指令，開展綜合控制仿真驗證，結果如圖5所示。圖中動力渦輪轉速、燃油流量均相對設計點做了歸一化處理。常規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，當前飛速度為100km/h時，動力渦輪轉速指令為100%設計值（結合圖3）。在t=120s時，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，由于渦軸發動機端存在一定的響應延遲，動力渦輪轉速出現瞬間下垂。此時，共軸雙旋翼消耗的功率占主導（結合圖1），且相鄰采樣時刻推力槳槳距變化量為0，式（2）所示的前饋控制規律本質上等價于式（1），因此，動力渦輪轉速的控制效果相同。然而，當前飛速度為350km/h時，動力渦輪轉速的指令為90%設計值，由圖5（b1）可知，在t =130s時，雙旋翼總距逐漸減小，推力槳槳距逐漸增加，兩者協調變化，使得高速直升機的總需求功率增加，發動機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速出現下垂量。由于此時雙旋翼總距變化情況已無法準確反映高速直升機的功率需求，式（1）所示的旋翼總距前饋方式已不能改善轉速的動態控制品質。由圖3（a）可知，雖然前飛速度為350km/h情況下，雙旋翼交聯系數設置為0，但式（2）綜合考慮了推力槳槳距，因此可使動力渦輪轉速的瞬間下垂量減小36.4%。當前飛速度為450km/h時，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%設計轉速。此時，保持雙旋翼總距桿角度不變，快速減小推力槳槳距，動力渦輪轉速出現瞬間超調，常規的旋翼總距前饋控制方法無法發揮有效的補償作用。而相比于常規的總距前饋控制，本文提出的交聯控制方法，仍可使動力渦輪轉速的超調量有效降低70.8%。綜上，基于本文提出的交聯控制方法，動力渦輪轉速的控制品質更優，且具有良好的魯棒性。

4 結論

本文提出了面向共軸高速直升機/發動機的新型交聯控制方法，并對共軸高速直升機/發動機進行了數值仿真驗證，獲得的結論如下：

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

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

（3）高速飛行時，推力槳消耗功率占據主導，此時，相比于常規的旋翼總距前饋控制方法，新型交聯控制方法可使動力渦輪轉速的超調量減小70%左右，具備更優的動態控制品質。

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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