CN113428353A - 直升机动力系统旋翼转速优化控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机动力系统旋翼转速优化控制方法。该方法在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化自变量，根据相应的优化目标，结合最优桨叶载荷操作边界约束，来有效避免旋翼桨叶出现叶尖失速，同时采用改进的黄金分割法进行最优旋翼转速的一维快速搜索，根据当前飞行条件，基于最优桨叶载荷范围对黄金分割法的搜索区间进行动态调节，从而大幅减小搜索范围，有效提高算法执行效率。本发明还公开了一种直升机动力系统旋翼转速优化控制装置。相比现有技术，本发明可在确保直升机动力系统安全可靠运行的同时，实现直升机动力系统工作于最优旋翼转速。

Description

直升机动力系统旋翼转速优化控制方法及装置

技术领域

本发明涉及一种直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真技术领域。

背景技术

随着新一代直升机技术迅速发展，对涡轴发动机废气排放与燃油消耗的要求愈来愈高，欧美等军事强国制定了诸多目标与计划[Goulos L,Pachidis V,D'Lppolito R,etal.An Integrated Approach for the Multidisciplinary Design of OptimumRotorcraft Operations[J]]，以加快实现直升机最经济、最环保运行的步伐。其中，变旋翼转速技术被公认为是降低直升机燃油消耗最直接、最有前景的方案之一。可以预见的是，变旋翼转速技术将成为国外军事强国持续发展以实现直升机最经济运行的关键技术。

然而，当发动机远离设计点转速运行时，动力涡轮的效率持续降低。因此，目前涡轴发动机基本围绕定转速运行，通常情况下输出转速允许的最大变化范围不超过±15％，造成旋翼转速的可变范围更窄。而NASA应用中线概念设计4级可变动力涡轮[Welch GE.Assessment of Aerodynamic Challenges of a Variable-Speed Power Turbine forLarge Civil Tilt-Rotor Application[R]]，有效解决了发动机工作于非设计点效率损失严重的问题，使变动力涡轮转速成为可能。可变动力涡轮因具有多状态宽转速范围适应性，可避免变速传动系统及其换挡机构的结构复杂性和增加重量，因此将成为新一代直升机动力系统研究的重点。

对于直升机而言，不同的飞行状态均存在一个最优的主旋翼转速，使直升机的需求功率最小[Litt J S,Edwards J M,DeCastro J A.A Sequential Shifting Algorithmfor Variable Rotor Speed Control[R]]。而不同的功率负载均对应着一个最优的动力涡轮转速。这两个最优转速通常并不一致，取决于直升机子系统与发动机子系统的特性。因此，针对变速动力涡轮，存在一种可能的方案来实现最优旋翼转速运行与降低涡轴发动机的燃油消耗：保持固定减速比(FRT)的传动装置不变，在最优发动机与主旋翼转速之间取得折中。

基于此，2010年，DiOttavio等分析了最优转速给旋翼系统带来的优点，结果表明最优转速显著提升了直升机旋翼的运行效率和生存能力[J.DiOttavio,D.Friedmann,Operational Benefits of an Optimal Widely Variable Speed Rotor[C]]。随后，Ramanujam R采用粒子群优化算法开展了变转速/变几何尺寸直升机性能优化技术研究[[Ramanujam R,Abhishek A.Performance Optimization of Variable-Speed andVariable-Geometry Rotor Concept[J]]，以需用功率最小作为优化目标，分别进行单、多变量优化方法研究。结果表明：旋翼转速、桨叶半径以及桨叶弦长对旋翼需求功率的影响最为显著。上述研究基本侧重于分析最优旋翼转速对直升机与旋翼的本体性能或者动力系统综合性能的影响，鲜有文献涉及关于最优主旋翼转速实时优化控制技术的研究。基于此，有必要开展最优旋翼转速优化控制方法研究，实现直升机子系统与发动机子系统的最优匹配，充分发挥变旋翼转速技术的优势。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，引入最优桨叶载荷边界以限制旋翼转速仅在较窄的边界范围内变化，从而避免旋翼桨叶出现叶尖失速现象，并通过改进的黄金分割法自适应地快速搜索得到当前飞行条件下的最优旋翼转速。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，所述直升机动力系统通过固定传动比实现变旋翼转速；在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化控制量，使用黄金分割法对带有如下约束条件的带约束优化问题进行求解：

所述黄金分割法的搜索区间[a₁,b₁]根据当前飞行条件，按照以下公式进行动态调节：

其中，Ω_MR是旋翼转速，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度，

是桨叶载荷，T为旋翼拉力，ρ为空气密度，A为桨盘面积，R是旋翼半径，(Ω_MR)_min、(Ω_MR)_max分别表示预设的旋翼转速下限、上限，

分别为当前飞行条件下的最优桨叶载荷范围的下限、上限。

优选地，所述带约束优化问题的优化目标为发动机燃油消耗最低。

进一步优选地，所述直升机动力系统复合机载模型使用以下的直升机需求功率性能计算简化模型计算直升机需求功率P_h：

P_h＝P_mr+P_tr

P_mr＝P_i+P_o+P_p

其中，P_mr、P_tr分别为旋翼需求功率、尾桨需求功率，P_i、P_o、P_p分别表示诱导功率、型阻功率与废阻功率，

表示尾桨诱导速度，C_D0、

Ω_tr与R_tr分别表示尾桨叶片平均截面阻力系数、尾桨叶片面积、尾桨转速与尾桨半径，L表示主旋翼轴与尾桨轴之间的距离。

进一步优选地，所述直升机动力系统复合机载模型使用涡轴发动机简化性能计算模型进行涡轴发动机性能计算，所述涡轴发动机简化性能计算模型基于数据驱动采用多元线性回归法建立，其表达形式如下：

y＝f(x)＝a₀+a₁x₁+a₂x₂+a₃x₃+…+a_nx_n

x＝[v_x,H,P_h,Ω_MR]^T

y＝W_fb

式中，a₀、a₁、···、a_n为待求系数，ν_x、H分别表示直升机前飞速度与飞行高度，P_h表示直升机需求功率，W_fb表示发动机燃油流量。

基于同一发明构思还可以得到以下技术方案：

一种直升机动力系统旋翼转速优化控制装置，所述直升机动力系统通过固定传动比实现变旋翼转速；该装置包括旋翼转速优化模块，用于在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化控制量，使用黄金分割法对带有如下约束条件的带约束优化问题进行求解：

所述黄金分割法的搜索区间[a₁,b₁]根据当前飞行条件，按照以下公式进行动态调节：

其中，Ω_MR是旋翼转速，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度，

是桨叶载荷，T为旋翼拉力，ρ为空气密度，A为桨盘面积，R是旋翼半径，(Ω_MR)_min、(Ω_MR)_max分别表示预设的旋翼转速下限、上限，

分别为当前飞行条件下的最优桨叶载荷范围的下限、上限。

优选地，所述带约束优化问题的优化目标为发动机燃油消耗最低。

进一步优选地，所述直升机动力系统复合机载模型使用以下的直升机需求功率性能计算简化模型计算直升机需求功率P_h：

P_h＝P_mr+P_tr

P_mr＝P_i+P_o+P_p

其中，P_mr、P_tr分别为旋翼需求功率、尾桨需求功率，P_i、P_o、P_p分别表示诱导功率、型阻功率与废阻功率，

表示尾桨诱导速度，C_D0、

Ω_tr与R_tr分别表示尾桨叶片平均截面阻力系数、尾桨叶片面积、尾桨转速与尾桨半径，L表示主旋翼轴与尾桨轴之间的距离。

进一步优选地，所述直升机动力系统复合机载模型使用涡轴发动机简化性能计算模型进行涡轴发动机性能计算，所述涡轴发动机简化性能计算模型基于数据驱动采用多元线性回归法建立，其表达形式如下：

y＝f(x)＝a₀+a₁x₁+a₂x₂+a₃x₃+…+a_nx_n

x＝[v_x,H,P_h,Ω_MR]^T

y＝W_fb

式中，a₀、a₁、···、a_n为待求系数，ν_x、H分别表示直升机前飞速度与飞行高度，P_h表示直升机需求功率，W_fb表示发动机燃油流量。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果；

本发明在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化自变量，根据相应的优化目标，结合最优桨叶载荷操作边界约束，可有效避免旋翼桨叶出现叶尖失速，在确保直升机动力系统安全可靠运行的同时，实现了直升机动力系统工作于最优旋翼转速；

本发明采用改进的黄金分割法进行最优旋翼转速的一维快速搜索，根据当前飞行条件，基于最优桨叶载荷范围对黄金分割法的搜索区间进行动态调节，从而大幅减小了搜索范围，有效提高了算法执行效率；并进一步通过简化的直升机需求功率性能计算模型和涡轴发动机简化性能计算模型进行升机需求功率和发动机参数的快速计算，更进一步地提升了整个优化过程的实时性。

附图说明

图1是使用本发明直升机动力系统旋翼转速优化控制装置的一个直升机控制系统实例的控制结构框图；

图2是直升机需求功率性能计算模型结果对比图；

图3是涡轴发动机性能计算模型对比图；

图4是最佳桨叶操作范围图；

图5是涡轴发动机动力涡轮相对转速变化曲线对比图；

图6是涡轴发动机燃气涡轮相对转速变化曲线对比图；

图7是涡轴发动机燃油流量变化曲线对比图；

图8是动力涡轮进口温度变化曲线对比图；

图9是涡轴发动机单位耗油率变化曲线对比图；

图10是直升机需求功率变化曲线对比图。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明的解决思路是在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化自变量，根据相应的优化目标，结合最优桨叶载荷操作边界约束，来有效避免旋翼桨叶出现叶尖失速，同时采用改进的黄金分割法进行最优旋翼转速的一维快速搜索，根据当前飞行条件，基于最优桨叶载荷范围对黄金分割法的搜索区间进行动态调节，从而大幅减小搜索范围，有效提高算法执行效率。

具体而言，本发明所提出的直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，具体如下：

所述直升机动力系统通过固定传动比实现变旋翼转速；在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化控制量，使用黄金分割法对带有如下约束条件的带约束优化问题进行求解：

所述黄金分割法的搜索区间[a₁,b₁]根据当前飞行条件，按照以下公式进行动态调节：

其中，Ω_MR是旋翼转速，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度，

是桨叶载荷，T为旋翼拉力，ρ为空气密度，A为桨盘面积，R是旋翼半径，(Ω_MR)_min、(Ω_MR)_max分别表示预设的旋翼转速下限、上限，

分别为当前飞行条件下的最优桨叶载荷范围的下限、上限。

所述带约束优化问题的具体优化目标可根据实际需要选取，例如，可以发动机燃油消耗最低或动力涡轮出口温度最低或尾喷管出口温度最低等为优化目标。

为了便于公众理解，下面通过一个具体实施例并结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：

如图1所示，本实施例中的直升机控制系统主要由直升机动力系统复合机载模型、旋翼转速优化模块、串级比例-积分(PI)控制结构及扭振滤波器4个部分组成。首先，动力涡轮转速经扭振滤波器后，进入基于燃气涡轮转速的串级PI控制结构，以确保跟随参考指令不变。而当动力系统恒转速运行时，参考指令为100％设计点转速，此时动力涡轮转速保持设计点转速不变；相反，启动旋翼转速优化控制时，动力涡轮转速参考指令不再维持100％设计点转速，而是基于直升机动力系统复合机载模型，以发动机燃油流量最低为目标，经黄金分割法带约束一维搜索在线获得并更新，实现动力系统的最经济运行。

下面对其中的各主要部分进行进一步详细说明：

1)结合物理机理与数据驱动的直升机动力系统复合机载模型：

为了开展直升机动力系统最优旋翼转速优化控制方法研究，首先需建立直升机动力系统复合机载模型，主要包括直升机需求功率性能计算模型、涡轴发动机性能计算模型两部分。这两个模型可采用各种现有模型，例如基于神经网络的直升机预测模型与涡轴发动机预测模型[居新星.变旋翼转速飞行器与发动机系统建模与控制研究[D]]。

为了进行直升机性能简化计算，基于动量理论与经验公式建立直升机需求功率性能计算简化模型。巡航状态下直升机需求功率主要由旋翼需求功率与尾桨需求功率两部分组成：

P_h＝P_mr+P_tr (1)

其中，P_h、P_mr、P_tr分别代表直升机旋翼、尾桨需求功率。

而旋翼需求功率又包括诱导功率P_i、型阻功率P_o与废阻功率P_p，各功率可根据直升机的动量理论与经验公式获得。

P_mr＝P_i+P_o+P_p (2)

尾桨需求功率主要由诱导功率与型阻功率两部分组成。此外，尾桨拉力T_tr可由扭矩平衡公式获得。

式中，

代表尾桨诱导速度，可由动量理论确定。C_D0、

Ω_tr与R_tr分别代表尾桨叶片平均截面阻力系数、尾桨叶片面积、尾桨转速与尾桨半径。L代表主旋翼轴与尾桨轴之间的距离。

基于上述公式并结合旋翼、尾桨的相关尺寸参数，可计算获得直升机巡航状态下的需求功率，结果如图2所示。图2中纵坐标已相对设计点功率作了归一化处理。由图2可知，典型工况下，本发明所使用的直升机需求功率简化性能计算模型的结果与飞行数据基本一致，精度较高，可用于计算直升机巡航状态下的需用功率。

针对涡轴发动机，为了降低涡轴发动机性能计算的运算量，提高模型的实时性，本发明基于数据驱动采用多元线性回归法建立涡轴发动机简化性能计算模型，表达形式如下：

y＝f(x)＝a₀+a₁x₁+a₂x₂+a₃x₃+…+a_nx_n (4)

式中，a₀、a₁、···、a_n为待求系数。考虑到发动机燃油流量除了与直升机的飞行高度、前飞速度密切相关外，还决定于直升机需求功率与旋翼转速(与动力涡轮转速等价)。因此，上式的输入向量与输出量分别为：

其中，ν_x、H分别代表直升机前飞速度与飞行高度。基于上式，以直升机前飞速度、飞行高度、直升机需求功率以及旋翼转速为输入样本，发动机燃油流量为输出样本，采用最小二乘法拟合获得上述简化模型的回归系数。图3所示为涡轴发动机简化性能计算模型的测试误差。由图3可知，除个别点外，燃油流量的相对测试误差均不超过2％，精度满足要求，可用于计算不同工况下涡轴发动机的稳态燃油流量。

2)一种基于黄金分割法的旋翼转速优化模块：

为了更真实地模拟主旋翼的工作状态，引入最优桨叶载荷边界以限制旋翼转速仅在较窄的边界范围内变化，避免旋翼桨叶出现叶尖失速现象。桨叶载荷定义如下。

其中，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度。当直升机的质量、飞行条件以及前进比一定时，调整旋翼转速有利于获得最优的桨叶载荷系数。如图4所示，直升机桨叶载荷的最佳范围通常是关于前进比的函数。

固定传动比下，由于变速箱的减速比恒定，旋翼转速随着动力涡轮转速发生变化，从而影响直升机的需求功率，决定发动机的燃油消耗，影响着直升机/发动机系统的经济性。因此，以发动机的燃油流量最低为目标，通过调整主旋翼转速达到最经济运行目的优化问题如下：

式中，优化控制量是主旋翼转速，优化目标是发动机燃油流量最低。其中，桨叶载荷的限制边界

可基于图4所示的最优桨叶载荷操作范围，根据每次搜索过程求解的主旋翼转速线性插值实时获得。

在区间范围内，燃油流量可看作关于旋翼转速的单峰函数，因此采用黄金分割法优势明显，更有利于快速获得最优解。黄金分割法属于一种全局搜索算法，其搜索精度与速度对初始搜索区间[a₁,b₁]要求较高。为了在快速搜索最优旋翼转速的同时，确保搜索过程满足约束限制，结合上式和图4所示的最优桨叶载荷操作范围，设置初始搜索区间[a₁,b₁]如下：

由上式可知，不同的飞行条件下，搜索区间[a₁,b₁]不再恒定，可适应性自动调节。

综上，基于黄金分割法的最优旋翼转速一维搜索算法具体如下：

为了验证上述技术方案的效果，在固定传动比实现变旋翼转速的基础上，进行直升机动力系统最优旋翼转速优化控制效果仿真测试，并与涡轴发动机100％恒转速控制效果对比，具体仿真结果如图5-10所示。此时，飞行高度H＝2000m，前飞速度指令v_x＝30m/s。

图5～图10中各参数均已相对设计点数值作了归一化处理，由图可知，t<10s时，直升机动力系统的传动比恒定，动力系统工作于100％设计点转速。而当t＝10s时，启动最优旋翼转速优化，在单个采样周期内，直升机动力系统最优旋翼转速优化控制方法结合直升机需求功率性能计算模型与涡轴发动机性能计算模型，根据当前的直升机巡航状态，利用黄金分割法在线搜索获得最优的旋翼转速(整个仿真周期内仅进行一次)。基于此，动力涡轮转速参考指令线性降低，直到降至对应的最优旋翼转速(动力涡轮转速)。固定传动比下，最优旋翼转速优化控制方法在最佳主旋翼转速与动力涡轮转速之间取得折中。如图5所示，执行最优旋翼转速优化指令后，旋翼(动力涡轮)转速不再围绕100％设计点转速运行；相反，10s后，直升机动力系统工作于最优旋翼转速。而相比于设计点转速运行情形，最优旋翼转速下，直升机需求功率减小27.9％以上(如图10)，而发动机的燃油流量降低21.2％左右(如图7)，实现了直升机动力系统的最经济巡航。此外，如图9所示，最优旋翼转速虽有助于减小发动机的燃油流量，但由于直升机需求功率的降低更为显著；因此，发动机的单位耗油率有所增加。

Claims (8)

1.一种直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，所述直升机动力系统通过固定传动比实现变旋翼转速；其特征在于，在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化控制量，使用黄金分割法对带有如下约束条件的带约束优化问题进行求解：

所述黄金分割法的搜索区间[a₁,b₁]根据当前飞行条件，按照以下公式进行动态调节：

其中，Ω_MR是旋翼转速，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度，

是桨叶载荷，T为旋翼拉力，ρ为空气密度，A为桨盘面积，R是旋翼半径，(Ω_MR)_min、(Ω_MR)_max分别表示预设的旋翼转速下限、上限，

分别为当前飞行条件下的最优桨叶载荷范围的下限、上限。

2.如权利要求1所述直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，其特征在于，所述带约束优化问题的优化目标为发动机燃油消耗最低。

3.如权利要求2所述直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，其特征在于，所述直升机动力系统复合机载模型使用以下的直升机需求功率性能计算简化模型计算直升机需求功率P_h：

P_h＝P_mr+P_tr

P_mr＝P_i+P_o+P_p

其中，P_mr、P_tr分别为旋翼需求功率、尾桨需求功率，P_i、P_o、P_p分别表示诱导功率、型阻功率与废阻功率，v_itr表示尾桨诱导速度，C_D0、A_btr、Ω_tr与R_tr分别表示尾桨叶片平均截面阻力系数、尾桨叶片面积、尾桨转速与尾桨半径，L表示主旋翼轴与尾桨轴之间的距离。

4.如权利要求2所述直升机动力系统旋翼转速优化控制方法，其特征在于，所述直升机动力系统复合机载模型使用涡轴发动机简化性能计算模型进行涡轴发动机性能计算，所述涡轴发动机简化性能计算模型基于数据驱动采用多元线性回归法建立，其表达形式如下：

y＝f(x)＝a₀+a₁x₁+a₂x₂+a₃x₃+…+a_nx_n

y＝W_fb

式中，a₀、a₁、···、a_n为待求系数，ν_x、H分别表示直升机前飞速度与飞行高度，P_h表示直升机需求功率，W_fb表示发动机燃油流量。

5.一种直升机动力系统旋翼转速优化控制装置，所述直升机动力系统通过固定传动比实现变旋翼转速；其特征在于，该装置包括旋翼转速优化模块，用于在直升机动力系统复合机载模型的基础上，以主旋翼转速为优化控制量，使用黄金分割法对带有如下约束条件的带约束优化问题进行求解：

所述黄金分割法的搜索区间[a₁,b₁]根据当前飞行条件，按照以下公式进行动态调节：

其中，Ω_MR是旋翼转速，C_T为叶片升力系数，σ为叶片实度，

是桨叶载荷，T为旋翼拉力，ρ为空气密度，A为桨盘面积，R是旋翼半径，(Ω_MR)_min、(Ω_MR)_max分别表示预设的旋翼转速下限、上限，

分别为当前飞行条件下的最优桨叶载荷范围的下限、上限。

6.如权利要求5所述直升机动力系统旋翼转速优化控制装置，其特征在于，所述带约束优化问题的优化目标为发动机燃油消耗最低。

7.如权利要求6所述直升机动力系统旋翼转速优化控制装置，其特征在于，所述直升机动力系统复合机载模型使用以下的直升机需求功率性能计算简化模型计算直升机需求功率P_h：

P_h＝P_mr+P_tr

P_mr＝P_i+P_o+P_p

其中，P_mr、P_tr分别为旋翼需求功率、尾桨需求功率，P_i、P_o、P_p分别表示诱导功率、型阻功率与废阻功率，

表示尾桨诱导速度，C_D0、

Ω_tr与R_tr分别表示尾桨叶片平均截面阻力系数、尾桨叶片面积、尾桨转速与尾桨半径，L表示主旋翼轴与尾桨轴之间的距离。

8.如权利要求6所述直升机动力系统旋翼转速优化控制装置，其特征在于，所述直升机动力系统复合机载模型使用涡轴发动机简化性能计算模型进行涡轴发动机性能计算，所述涡轴发动机简化性能计算模型基于数据驱动采用多元线性回归法建立，其表达形式如下：

y＝f(x)＝a₀+a₁x₁+a₂x₂+a₃x₃+…+a_nx_n

x＝[v_x,H,P_h,Ω_MR]^T

y＝W_fb

式中，a₀、a₁、···、a_n为待求系数，ν_x、H分别表示直升机前飞速度与飞行高度，P_h表示直升机需求功率，W_fb表示发动机燃油流量。

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