楊懿松 ，姚 華 ，嚴(yán)長(zhǎng)凱 ，潘 華

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

0 引言

直升機(jī)作為20世紀(jì)航空技術(shù)極具特色的創(chuàng)造之一，廣泛應(yīng)用于作戰(zhàn)、運(yùn)輸、巡邏、旅游、救護(hù)等領(lǐng)域。自20世紀(jì)90年代以來(lái)，直升機(jī)電子系統(tǒng)朝著高度綜合化的方向發(fā)展，實(shí)現(xiàn)了電傳、光傳操縱和計(jì)算機(jī)綜合控制。現(xiàn)代武裝直升機(jī)的作戰(zhàn)環(huán)境日益嚴(yán)峻，增強(qiáng)隱蔽性和抗電子干擾能力，提高攻擊力和機(jī)動(dòng)能力已成為直升機(jī)提高自身生存力所追求的目標(biāo)。由于渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)有著更高的功率儲(chǔ)備，以及更寬廣的飛行包線[1-6]，因而現(xiàn)代直升機(jī)幾乎無(wú)一例外的選擇渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)作為主要?jiǎng)恿ρb置。由于直升機(jī)負(fù)載的要求，直升機(jī)往往配裝多臺(tái)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)并列運(yùn)行，需要發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)能夠通過(guò)匹配控制策略實(shí)現(xiàn)負(fù)載的平均分擔(dān)。如果同機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)長(zhǎng)期相差過(guò)大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)的壽命都會(huì)產(chǎn)生不利影響。因此，直升機(jī)動(dòng)力裝置功率匹配控制是發(fā)動(dòng)機(jī)控制領(lǐng)域的重要課題之一[7]。

目前中國(guó)航空工業(yè)取得了蓬勃發(fā)展，采用多發(fā)構(gòu)型的AC313等直升機(jī)陸續(xù)投入使用，但發(fā)動(dòng)機(jī)多配備機(jī)械液壓式控制系統(tǒng)，不具備功率匹配控制功能。國(guó)內(nèi)對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)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(chǔ)上，通過(guò)引入機(jī)載旋翼功率分配模型實(shí)現(xiàn)了功率平均控制，但該方案缺乏工程實(shí)際應(yīng)用。孫桂芝[9]、張振海[10]等通過(guò)研究復(fù)雜算法改進(jìn)傳統(tǒng)控制規(guī)律，實(shí)現(xiàn)多發(fā)匹配控制，但這些方案均未得到工程實(shí)踐驗(yàn)證。由于功率匹配控制策略與恒轉(zhuǎn)速控制策略相耦合，且匹配策略需均衡傳動(dòng)系統(tǒng)壽命、發(fā)動(dòng)機(jī)壽命、單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化等因素，難度較大[11]。本文重點(diǎn)進(jìn)行適用于多發(fā)、工程上可應(yīng)用的功率匹配策略研究。

1 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配機(jī)理

現(xiàn)代直升機(jī)為實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單可靠操縱，從避免扭振的角度出發(fā)，保持旋翼轉(zhuǎn)速不變，渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪與旋翼軸采用固定傳動(dòng)比連接[12]。直升機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械連接如圖1所示（以雙發(fā)構(gòu)型為例）。

圖1 直升機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械連接

從圖中可見(jiàn)，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)所輸出的功率用于分擔(dān)直升機(jī)主旋翼和尾槳的需求功率。直升機(jī)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(shí)現(xiàn)直升機(jī)簡(jiǎn)單操縱，并避免扭振，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速需實(shí)現(xiàn)恒轉(zhuǎn)速控制。根據(jù)控制策略要求，需滿足

式中：np1、np2分別為2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速；Const為常數(shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)功率為

式中：Mkp為扭矩。

由式（1）～（3）可得出，如每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)平均分擔(dān)需求功率，則需在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)過(guò)程中，設(shè)計(jì)合理的功率匹配策略保證各發(fā)動(dòng)機(jī)間的扭矩差異較小，即扭矩配平模式（選擇動(dòng)力渦輪輸出扭矩Mkp作為匹配目標(biāo)）。該模式可保證直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)有均衡的壽命。

一旦某臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化，在功率相當(dāng)?shù)那闆r下，會(huì)出現(xiàn)各發(fā)狀態(tài)差異較大的情況，造成發(fā)動(dòng)機(jī)壽命不均衡。通過(guò)設(shè)計(jì)合理的功率匹配策略保證各發(fā)動(dòng)機(jī)之間狀態(tài)差異較小，如選擇Tt4.5（燃?xì)鉁u輪后溫度）作為匹配目標(biāo)的溫度配平模式或選擇ngc（燃?xì)鉁u輪換算轉(zhuǎn)速）作為匹配目標(biāo)的轉(zhuǎn)速配平模式，均可保證各發(fā)動(dòng)機(jī)有均衡的壽命。

2 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配控制策略

2.1 匹配策略架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)上述分析，渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配控制的難點(diǎn)為：（1）匹配目標(biāo)的設(shè)定；（2）各發(fā)動(dòng)機(jī)間功率匹配的信息傳遞；（3）考慮單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰減的匹配策略設(shè)計(jì)。

以文獻(xiàn)[15]設(shè)計(jì)改進(jìn)后的串級(jí)控制方案為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)功率匹配控制策略，其結(jié)構(gòu)如圖2所示（以扭矩配平模式為例，其他配平模式結(jié)構(gòu)相同）。

圖2 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配控制策略結(jié)構(gòu)

2.2 匹配策略進(jìn)入的條件

由飛行員選擇配平模式，默認(rèn)扭矩配平模式。如單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)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(zhuǎn)速配平模式。

以下條件均成立時(shí)，控制系統(tǒng)進(jìn)入功率匹配控制策略：

（1）2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率選擇開(kāi)關(guān)處于相同位置；

（2）根據(jù)配平開(kāi)關(guān)位置選擇配平模式，默認(rèn)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(biāo)的設(shè)定

對(duì)于功率匹配環(huán)節(jié)，所設(shè)計(jì)的匹配目標(biāo)為：修正僅進(jìn)行向上的單向修正，當(dāng)另發(fā)扭矩大于本發(fā)扭矩時(shí)，轉(zhuǎn)速修正環(huán)節(jié)起作用。計(jì)算公式為

式中：Mkps為另發(fā)扭矩；Mkpm為本發(fā)扭矩；eN為2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)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(guò)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(dòng)機(jī)由式（1）可知，由于總的需求功率不變，狀態(tài)下降，最終達(dá)到配平精度ξ，完成整個(gè)配平過(guò)程。該策略亦可有效避免由于1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效而引起未失效發(fā)動(dòng)機(jī)功率減小。

由此，設(shè)計(jì)的匹配控制策略為

2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)之間功率匹配信息的傳遞

對(duì)于雙發(fā)構(gòu)型的直升機(jī)，用于匹配控制策略的參數(shù)可通過(guò)RS-422A通訊協(xié)議傳遞，發(fā)動(dòng)機(jī)之間通過(guò)1根通訊電纜即可實(shí)現(xiàn)功率匹配信息的傳遞。2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之間功率匹配信息傳輸關(guān)系如圖3所示。每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，實(shí)時(shí)接收對(duì)方發(fā)動(dòng)機(jī)的功率開(kāi)關(guān)位置、熄火指示信息、np、Mkp、Tt4.5、Ngc，同時(shí)將本發(fā)的上述信息實(shí)時(shí)發(fā)動(dòng)至對(duì)方發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖3 2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之間功率匹配信息傳輸關(guān)系

對(duì)于多發(fā)構(gòu)型的直升機(jī)，用于匹配控制策略的參數(shù)通過(guò)CAN總線傳遞，各發(fā)動(dòng)機(jī)之間交互功率匹配信息。每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，實(shí)時(shí)接收除本發(fā)外所有發(fā)動(dòng)機(jī)的功率開(kāi)關(guān)位置、熄火指示信息、np、Mkp、Tt4.5、Ngc，同時(shí)將本發(fā)的上述信息實(shí)時(shí)發(fā)動(dòng)至其他發(fā)動(dòng)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)特征參數(shù)傳遞關(guān)系如圖4所示。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)特征參數(shù)傳遞關(guān)系（以3發(fā)為例）

對(duì)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)始終與功率最大的發(fā)動(dòng)機(jī)匹配，最終達(dá)到配平精度要求。溫度配平模式和轉(zhuǎn)速配平模式原理及設(shè)計(jì)方法與扭矩配平模式相同，不再贅述。

3 匹配策略驗(yàn)證

3.1 桌面仿真驗(yàn)證

對(duì)設(shè)計(jì)的控制策略開(kāi)展桌面仿真驗(yàn)證。在Matlab環(huán)境下模擬直升機(jī)左發(fā)先起動(dòng)和右發(fā)后起動(dòng)過(guò)程，仿真結(jié)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(jié)果1

圖6 桌面環(huán)境多發(fā)匹配控制策略仿真結(jié)果2

從圖5中可見(jiàn)，當(dāng)2發(fā)與離合器嚙合后，2發(fā)轉(zhuǎn)速相差2%以內(nèi)進(jìn)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(dāng)。仿真結(jié)果符合設(shè)計(jì)預(yù)期。

3.2 半實(shí)物仿真結(jié)果

若當(dāng)前已進(jìn)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(fù)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(fù)值（即np反饋必大于給定值），即np由于供油量增加導(dǎo)致上沖。采用該方法即可驗(yàn)證配平控制回路是否起作用。

以某型全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)為平臺(tái)開(kāi)展渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)匹配策略驗(yàn)證，進(jìn)行半實(shí)物模擬試驗(yàn)，試驗(yàn)方法為對(duì)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(yàn)結(jié)果如圖7所示并見(jiàn)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(yàn)結(jié)果表明了該策略功能的有效性。

圖7 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)匹配策略驗(yàn)證（半實(shí)物試驗(yàn)）

表1 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)匹配策略驗(yàn)證（半實(shí)物試驗(yàn)）

3.3 試飛驗(yàn)證

采用此策略的數(shù)控系統(tǒng)應(yīng)用于某型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行試飛驗(yàn)證。直升機(jī)裝配2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，匹配控制結(jié)果如圖8所示。試驗(yàn)結(jié)果表明該匹配策略有效。

在試驗(yàn)過(guò)程中，左發(fā)先起動(dòng)，右發(fā)后起動(dòng)，當(dāng)右發(fā)進(jìn)入慢車狀態(tài)時(shí)，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(jī)負(fù)載無(wú)變化，根據(jù)式（1），左發(fā)負(fù)載減小，2發(fā)扭矩逐漸接近，完成功率匹配過(guò)程。其他狀態(tài)點(diǎn)的試驗(yàn)結(jié)果與前述一致，不再贅述。試飛試驗(yàn)結(jié)果表明該匹配策略有效。

圖8 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)匹配策略驗(yàn)證（試飛驗(yàn)證結(jié)果）

4 總結(jié)

本文對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)多發(fā)匹配的機(jī)理進(jìn)行了深入分析，總結(jié)了渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)多發(fā)匹配控制策略工程應(yīng)用較少的原因。提出了1種直升機(jī)多發(fā)功率匹配控制策略，其特征為：

（1）功率低的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)向功率高的發(fā)動(dòng)機(jī)靠近，可確保配平過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)轉(zhuǎn)；

（2）基于恒轉(zhuǎn)速控制策略設(shè)計(jì)，簡(jiǎn)單可靠，易于工程實(shí)現(xiàn)。

通過(guò)桌面仿真、半實(shí)物及裝直升機(jī)試飛驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果符合設(shè)計(jì)預(yù)期，該匹配策略有效。