CN108168900A - 满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法，涉及发动机技术领域。本发明通过发动机性能仿真及试验验证，获取了不同温度下发动机着陆推力、飞行慢车推力、飞行最大推力的发动机高转转速和风扇后气流温度参数，据此设计了发动机推力控制策略，制定了一种满足无人机宽工作范围稳定工作及油门‑推力特性控制的设计方法，解决了无人机在高升限、宽温域范围内要求发动机飞行推力较大、着陆推力较低的使用需求。

Description

满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法。

背景技术

随着无人机市场蓬勃发展，对于中小型动力装置的需求日益迫切，无人机动力非常关注使用包线范围，为满足无人机高升限、超低空、掠海飞行、高速机动等特点，对发动机提出了飞行中推力增大、着陆推力尽可能小的使用需求。该无人机用小型双转子涡轮风扇发动机的结构组成为：低压转子由一级风扇和一级低压涡轮组成，高压转子由高压压气机(包括一级轴流压气机和一级斜流压气机)和一级高压涡轮组成，燃烧室的形式为半折流环形燃烧室，排气形式为内、外涵分别排气。该发动机的突出特点是尺寸小、重量轻、结构紧凑、可多次重复使用。通过发动机性能仿真及试验验证，获取了不同进气温度、飞行马赫数下发动机着陆推力、慢车推力、最大起飞推力的发动机性能参数。

如何设计一种发动机推力控制策略，满足无人机用发动机在宽工作范围内稳定工作且推力可控的要求，成为了亟待解决的技术问题。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：如何设计一种发动机推力控制策略，以满足无人机用发动机在宽工作范围内稳定工作且推力可控的要求。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法，包括以下步骤：

步骤1、发动机控制参数选择：选择发动机进口空气总温Tt0或风扇后空气总温Tt13作为参与控制的参数，所述发动机进口空气总温Tt0为环境温度Th和飞行马赫数Ma的函数，所述风扇后空气总温Tt13为高压转子进口总温，风扇后空气总温Tt13除了随环境温度Th和飞行马赫数Ma变化之外，还与发动机低压转子的运行工况有关；

步骤2、发动机稳定工作控制算法制定：将所设定控制区域分为三个区，在相同油门控制电压值Uy下，风扇后温度低于Tt13-L以下或高于Tt13-H时采用物理转速控制方法，在Tt13-L与Tt13-H之间时采用折合转速控制方法，电压Uy在所设定控制区域内全部有效；Tt13-L为发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温下限值，Tt13-H发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温上限值；

步骤3、发动机控制参数设置：

1)温度区域边界参数制定：

将Tt13-L设置为：在-45℃进气条件下，发动机地面滑行推力时的风扇后空气总温Tt13，将Tt13-H设置为：在45℃进气条件下，发动机巡航最大推力时的风扇后空气总温Tt13；

2)油门控制电压参数制定：

根据发动机工作特性采用三点分段线性的表达方式：即选取10V对应发动机巡航最大推力，1V对应发动机地面滑行推力，中间选取4V对应发动机空中慢车推力，临近两点之间按线性插值；

根据不同发动机在发动机工作高度H＝0、发动机工作马赫数Ma＝0、发动机进气总压恢复系数σ＝1.0、标准大气条件下的以下性能数据：最大工况时刻，即飞行最大推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温中间工况时刻，即飞行慢车推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温最小工况时刻，即发动机着陆推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温

确定Uy＝10V的折合转速

确定Uy＝4V的折合转速

确定Uy＝1V的折合转速

3)设计等折合转速控制方程为：

4≤Uy≤10时

1≤Uy＜4时

(三)有益效果

本发明通过发动机性能仿真及试验验证，获取了不同温度下发动机着陆推力、飞行慢车推力、飞行最大推力的发动机高转转速和风扇后气流温度参数，据此设计了发动机推力控制策略，制定了一种满足无人机宽工作范围稳定工作及油门-推力特性控制的设计方法，解决了无人机在高升限、宽温域范围内要求发动机飞行推力较大、着陆推力较低的使用需求。

附图说明

图1是发动机在不同进气温度下高转转速与推力关系图；

图2是小型发动机控制逻辑图；

图3是发动机控制曲线图；

图4是双轴混排涡扇发动机模型结构、截面示意图；

图5是发动机控制系统模型数值仿真图；

图6发动机高压转子转速响应曲线图；

图7是无人机期望的发动机飞行包线图；

图8是试验中发动机稳态工作曲线图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

无人机用发动机安装到飞行器后的使用性能除了受工作环境条件(环境高度、温度、飞行速度等)的影响之外，还受发动机控制系统内置的控制规律控制，因此为满足无人机在环境条件复杂、使用包线宽广范围内推力的使用需求，需要制定合理的控制策略，满足发动机在各种条件下的稳定工作要求。由于无人机地面滑行及低速巡航侦查的使用需求，发动机需要在低转速、小推力的左边界范围内工作，可能引起压气机工作不稳定，发动机转速和推力关系非线性化，不易通过转速控制实现推力调节、发动机稳定工作状态控制和发动机起动状态控制逻辑切换困难等问题。同时由于每台发动机的零部件加工存在一定的散度，导致不同发动机的高转转速与推力关系有一定的个性差异，为满足无人机使用维护需求，需要实现飞行器油门控制电压与发动机推力的归一化处理，即通过控制器参数装订，实现发动机本体和控制器的互换使用。

在发动机安装于飞行器后的工作过程中，发动机提供飞行器使用推力，但由于发动机推力不能直接测量获得，通常采用各种传感器采集发动机高转转速，低转转速、特征截面温度、压力等参数以及发动机振动、燃油系统、滑油系统参数，监制发动机工作情况，并通过采集表征发动机性能的主要工作参数，参与控制系统内部预置的控制软件计算，获得发动机执行机构的工作参数，实现发动机在不同工作条件下的满足飞行任务的需求。

为了解决上述技术问题，本发明设计了一种无人机用涡扇发动机宽包线范围内稳定工作控制方法，该方法包括发动机控制参数选择；发动机稳定工作控制算法制定等策略。

步骤1、发动机控制参数选择

参与发动机控制的变量应能反映发动机工作状态以及发动机的载荷水平。由发动机工作原理可知，当外界条件不变时，发动机的推力由发动机的压比和工作介质的加热比所决定，这些参数可以评定发动机结构上的机械载荷和热载荷，反映发动机工作状态以及发动机的载荷水平。考虑传感器本身工作的稳定性及响应时间对发动机控制运算的及时性、准确性：如使用高压涡轮后燃气温度变化来评价发动机工作情况的变化，由于高温热电偶传感器输出电势值小易受干扰，热惯性较大，控制的及时性、准确性较难保证；如使用压力传感器，由于压力传感器存在零点漂移、拟合系数散差较大的特征，不容易给出合适的控制算法，控制的准确性不易保证，当发动机出现喘振等不稳定工作时，容易造成控制策略的错误选择。发动机高转转速的测量精度较高又易于实现，间接表征发动机的工作状态和发动机的结构载荷水平，因此无人机发动机选用高转转速为主要参与控制参数。

根据发动机工作原理，当外界条件不变时，保持被控参数为常值，即可保证发动机工作的有效性和稳定性；当发动机工作的外界条件变化时，被控参数的最佳值也应随环境条件发生变化。外界条件主要表现为发动机进口空气压力和温度。假设发动机工作于临界或超临界状态，进气压力的变化会成比例地改变发动机的空气流量和流道中的空气压力值，发动机的换算转速和压缩部件的压比等参数不会变化；进气温度发生变化，则发动机换算参数在压气机部件特性上的工作点位置会改变，破坏了发动机工作状态的相似条件。因此在大多数设计中，进气温度参与发动机控制，以综合考虑飞行条件变化对发动机工作状态的影响，通常选择发动机进口空气总温Tt0或风扇后空气总温Tt13(或称为高压转子进口总温)作为参与控制的参数。发动机进口空气总温Tt0为环境温度Th和飞行马赫数Ma的函数，风扇后空气总温Tt13除了随环境温度Th和飞行马赫数Ma变化之外，还与发动机低压转子的运行工况有关。

步骤2、发动机稳定工作控制算法制定

在选取了发动机的主要控制参数，需要根据该发动机的工作特征制定合理的控制程序算法，通常发动机控制方法主要有两种形式：一、控制发动机折合转速；二、控制发动机物理转速。

折合转速控制的特点如下：

(1)由发动机性能计算特性可知，折合高转转速近似为等推力，推力几乎与外界温度变化无关，推力对外界环境变化不敏感，在较为宽广的温度范围内工作稳定，推力可控，发动机在不同进气温度下高转转速与推力关系见图1所示。

(2)需要考虑进气温度测量的稳定性、精准性对发动机控制精度的影响。

(3)由于折合转速为物理转速与环境温度的比值，在满足推力要求时，需要考虑在极限温度条件下发动机稳定工作及实际物理载荷，以制定相应的保护策略。

物理转速控制的特点如下：

(1)转速控制与温度无关，被控参数单一，可控性良好、在外界条件相对恒定前提下，对推力控制精准度高，发动机在其包线范围内的工作简单明确。

(2)能体现发动机承受的离心应力和温度应力水平，有利于产品寿命控制与评估。

(3)在环境温度变化或飞行速度变化较大时，为满足推力稳定要求，发动机转速调节剧烈，外界变化对控制影响较大。

该型无人机主要巡航高度范围为0-8km，工作环境温度范围为-45℃-60℃，飞行马赫数范围为0.3-0.6，外界环境变化大，飞行器需要的推力范围为100kgf～370kgf，推力调节范围较广，需要通过油门控制电压Uy的大小实现发动机的推力的连续调节。

该发动机的设计点取自H＝0、Ma＝0.7，在设计点工况下，高转折合转速为100％、低转折合转速为100％。发动机在设计点可实现良好的工作性能，在非设计点工作时，发动机风扇折合转速较小，稳定裕度有余，风扇未充分发挥自身性能，而压气机折合转速较大，稳定裕度不足。

据此，本发明结合发动机工作需要及两种控制方法的优缺点，设计的发动机稳态控制规律采用函数Nh＝f(Tt13,Uy)，即选取高转转速Nh、风扇后空气总温Tt13、飞行器向发动机发出的油门控制电压值Uy，进行发动机的稳态工作控制，见图3所示。控制规律分为三个区，相同油门控制电压值Uy下，风扇后温度低于Tt13-L以下或高于Tt13-H时采用物理转速控制方法，在Tt13-L与Tt13-H之间时采用折合转速控制方法，油门电压Uy在所设定控制区域内全部有效。Tt13-L为发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温下限值，Tt13-H发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温上限值；

在实际工作中，发动机控制系统根据测量值Tt13和飞行器向发动机发出的油门控制电压值Uy，进行发动机实测高压转子转速与目标转速(控制器内部软件计算获得)的对比，根据两个转速的差值来调节燃油供油量Qmf，使发动机工作达到预定转速，从而满足飞行器的推力使用需求。对于小型涡轮发动机由于结构简单、各截面尺寸不可调节的形式，可用的执行变量是唯一的，即燃油流量Qmf。发动机控制逻辑如图2所示。

步骤3.发动机控制参数设置

1)温度区域边界参数制定：

为保证发动机在飞行包线内的(-45℃～45℃)工作温度范围内推力满足要求，将Tt13-L设置为：在-45℃进气条件下，发动机地面滑行推力时的风扇后空气总温Tt13，将Tt13-H设置为：在45℃进气条件下，发动机巡航最大推力时的风扇后空气总温Tt13。

2)油门控制电压参数制定：

由图3可知，该发动机在(进气15℃、33000r/min～39000r/min)小转速阶段，相同高转折合转速增加产生的发动机推力增加较小；在(进气15℃、39000r/min～48000r/min)的转速阶段，相同高转折合转速增加产生的发动机推力增加较大，且发动机的推力-折合转速线性关系较好。

为获取较好油门控制电压Uy-发动机推力特性控制关系，在Nh-Tt13-Uy图上，采用按等推力制定Uy分度，采用转速间接反映推力的方式。根据发动机工作特性采用三点分段线性的表达方式：即选取10V对应发动机巡航最大推力，1V对应发动机地面滑行推力，中间选取4V对应发动机空中慢车推力，临近两点之间按线性插值。

根据不同发动机在发动机工作高度H＝0、发动机工作马赫数Ma＝0、发动机进气总压恢复系数σ＝1.0、国际标准大气条件下的以下性能数据：最大工况时刻(飞行最大推力)的高压转子转速风扇后气流总温中间工况时刻(飞行慢车推力)的高压转子转速风扇后气流总温最小工况时刻(发动机着陆推力)的高压转子转速风扇后气流总温

确定Uy＝10V的折合转速

确定Uy＝4V的折合转速

确定Uy＝1V的折合转速

3)据此设计等折合转速控制方程为：

4≤Uy≤10

1≤Uy＜4

本方法解决了某无人机在高升限、宽温域范围内要求发动机飞行推力较大、着陆推力偏低的使用需求。通过发动机性能仿真及试验验证，获取了不同温度下发动机着陆推力、飞行慢车推力、飞行最大推力的发动机高转转速和风扇后气流温度参数，据此设计了发动机推力控制策略，制定了一种满足无人机宽工作范围稳定工作及油门-推力特性控制的设计方法。

无人机在高升限、宽温域范围内要求发动机飞行推力范围较大，发动机油门电压Uy和高转折合转速、发动机推力的关系线性度较差。按照折合高转转速间接反映推力的原则，采用近似等推力分度方法，采用三点分段线性、临近两点之间按线性插值的简化表达方式，克服了不同发动机高转转速与推力关系的个性差异，满足飞行器油门控制电压归一化的使用要求，在发动机工作范围内油门控制电压每变化1V/s时，高转转速变化不大于900r/min，满足发动机加减速工况快速调节的使用需求。

根据该发动机小推力边界拓展摸底考核试验的结果，表明在制定的稳态工作控制策略下，发动机具备在H＝0、Ma＝0、标准大气条件下，最小推力满足无人机地面起降的使用需求。

本发明发明已在某无人机用发动机上应用，经过了多次地面及飞行试验的考核，表明，发动机控制系统采用本发明的程序算法后，实现了在高升限、宽温域范围内发动机飞行可用推力连续调节，满足了无人机掠海飞行、高速机动、快速起降、地面小推力滑跑的使用需求。

本发明实施例涉及的发动机为某型双轴涡扇混排无加力发动机，含风扇、轴流压气机、斜流压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、内外涵道尾喷管等部件。为了进行发动机控制系统的设计和试验验证工作，根据发动机各部件特性数据建立发动机模型，模型结构和截面定义如图4所示，发动机安装有5个传感器监视、控制发动机工作情况，包括低转转速Nl、高转转速Nh、风扇后气流温度传感器Tt13、高压压气机后总压Pt3和高压涡轮后总温Tt5。

该发动机的控制系统由控制器单元、发动机传感器、燃油调节执行机构组成，其中控制器单元是发动机控制系统的核心设备，其功能是执行飞行器计算机发送的发动机相关指令，并结合发动机各种传感器的采集信号，按照预先制定的控制逻辑算法进行控制运算，给出驱动信号，控制燃油调节器的油门移动，从而改变燃烧室供油量大小以实现发动机工作状态的控制。图5为发动机控制系统的基本原理图，图6为在该控制策略下发动机工作过程中，发动机高转转速的指令转速与执行情况的对比关系。

以下举例说明。

按照无人机使用要求，需要在高度0～8km，环境温度-45℃～+45℃，马赫数0.45～0.60下稳定工作，包线如图7，制定的发动机控制规律适用范围应涵盖无人机的飞行包线，且在包线范围内发动机稳定工作。

根据发动机控制策略，某发动机的控制器按H＝0、Mas＝0飞行器推力进行控制软件的设置，发动机最大飞行推力工作在斜率a线上，巡航飞行最小推力工作在斜率为b的线上，地面滑跑推力工作在斜率为c的线上。

a：0.04429；最大飞行推力370kgf时Nh＝45500，Tt13＝367.4K；

b：0.04058；飞行最小推力150kgf时Nh＝39515，Tt13＝330K；

c：0.0384；地面滑行推力100kgf时Nh＝36790，Tt13＝318K；

在-45℃进气条件下，发动机地面滑行推力时的风扇后空气总温Tt13L＝250K；

在45℃进气条件下，发动机巡航最大推力时的风扇后空气总温Tt13H＝400K。

发动机进行试验验证，油门控制电压Uy＝1V，发动机高转转速为37420r/min，试验台测量推力为100kgf；油门控制电压Uy＝4V，发动机高转转速为40250r/min，试验台测量推力为150kgf，油门控制电压Uy＝10V，高转转速为46540r/min，试验台测量推力为370kgf。发动机稳态工作阶段的控制曲线见图8所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、发动机控制参数选择：选择发动机进口空气总温Tt0或风扇后空气总温Tt13作为参与控制的参数，所述发动机进口空气总温Tt0为环境温度Th和飞行马赫数Ma的函数，所述风扇后空气总温Tt13为高压转子进口总温，风扇后空气总温Tt13除了随环境温度Th和飞行马赫数Ma变化之外，还与发动机低压转子的运行工况有关；

步骤2、发动机稳定工作控制算法制定：将所设定控制区域分为三个区，在相同油门控制电压值Uy下，风扇后温度低于Tt13-L以下或高于Tt13-H时采用物理转速控制方法，在Tt13-L与Tt13-H之间时采用折合转速控制方法，电压Uy在所设定控制区域内全部有效；Tt13-L为发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温下限值，Tt13-H发动机工作包线中，发动机风扇后空气总温上限值；

步骤3、发动机控制参数设置：

1)温度区域边界参数制定：

将Tt13-L设置为：在-45℃进气条件下，发动机地面滑行推力时的风扇后空气总温Tt13，将Tt13-H设置为：在45℃进气条件下，发动机巡航最大推力时的风扇后空气总温Tt13；

2)油门控制电压参数制定：

根据发动机工作特性采用三点分段线性的表达方式：即选取10V对应发动机巡航最大推力，1V对应发动机地面滑行推力，中间选取4V对应发动机空中慢车推力，临近两点之间按线性插值；

根据不同发动机在发动机工作高度H＝0、发动机工作马赫数Ma＝0、发动机进气总压恢复系数σ＝1.0、标准大气条件下的以下性能数据：最大工况时刻，即飞行最大推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温中间工况时刻，即飞行慢车推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温最小工况时刻，即发动机着陆推力时刻的高压转子转速风扇后气流总温

确定Uy＝10V的折合转速

确定Uy＝4V的折合转速

确定Uy＝1V的折合转速

3)设计等折合转速控制方程为：

4≤Uy≤10时

1≤Uy＜4时

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述发动机为双轴涡扇混排无加力发动机。