陳國強，楊　娟

（中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

基于直升機/發(fā)動機綜合模型的變旋翼轉(zhuǎn)速控制研究

陳國強，楊娟

（中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

為了實現(xiàn)直升機旋翼轉(zhuǎn)速在寬廣范圍內(nèi)連續(xù)變化且渦軸發(fā)動機連續(xù)提供輸出軸功率，采用1種扭矩序列轉(zhuǎn)移控制方案來實現(xiàn)該傳動鏈。通過2臺渦軸發(fā)動機和2臺多級變速器與旋翼協(xié)調(diào)工作，發(fā)動機依次連接或脫開旋翼，提供旋翼轉(zhuǎn)速大范圍內(nèi)變化，并提供旋翼連續(xù)變化的功率。在扭矩轉(zhuǎn)移過程中，針對發(fā)動機扭矩強擾動問題設(shè)計了魯棒LM I控制器+A D RC扭矩前饋補償控制器，最后基于直升機/發(fā)動機綜合模型進行數(shù)值仿真，驗證了扭矩轉(zhuǎn)移方案的可行性。仿真結(jié)果表明：在轉(zhuǎn)移過程中的扭矩強擾動對發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速的影響較小，旋翼轉(zhuǎn)速可以實現(xiàn)較大范圍內(nèi)的快速平滑變化。

變旋翼轉(zhuǎn)速；扭矩序列轉(zhuǎn)移；多級變速器；直升機/發(fā)動機綜合模型；航空發(fā)動機

0　引言

直升機是1個多自由度、強耦合的復(fù)雜系統(tǒng)，通常采用旋翼轉(zhuǎn)速恒定為其控制規(guī)律，以避免旋翼扭振、操縱復(fù)雜等影響系統(tǒng)穩(wěn)定性［1］。文獻［2］提出1種變旋翼轉(zhuǎn)速方案，在系統(tǒng)穩(wěn)定的前提下可顯著提高直升機綜合性能，如降低發(fā)動機油耗、縮短爬升時間、降低噪聲等［1-5］。該方案的主要思想是采用先進的飛行控制律，在保證直升機穩(wěn)定飛行的條件下，由飛行控制器尋求1個當(dāng)前點最優(yōu)的旋翼轉(zhuǎn)速指令并傳遞給渦軸發(fā)動機，再通過其驅(qū)動旋翼實現(xiàn)轉(zhuǎn)速變化，由此，在不同的飛行任務(wù)中即可獲得不同的性能收益。

然而，由于渦軸發(fā)動機動力渦輪只能在狹窄的轉(zhuǎn)速帶內(nèi)工作，且傳動系統(tǒng)不能提供大范圍連續(xù)的動力傳輸，因而大范圍的變旋翼轉(zhuǎn)速控制在工程上很難實現(xiàn)，如文獻［6］提出1種變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化控制方案降低發(fā)動機油耗，其轉(zhuǎn)速變化范圍僅在3%左右。相關(guān)文獻顯示，若采用變速齒輪系統(tǒng)，使渦軸發(fā)動機在燃油消耗合理的情況下可實現(xiàn)輸出軸轉(zhuǎn)速（即旋翼轉(zhuǎn)速）的大范圍變化（50%～100%），如近年來美國研制的A160T“蜂鳥”直升機，采用雙速傳動齒輪箱，由電動碳基離合器控制齒輪傳動系統(tǒng)，在保持發(fā)動機轉(zhuǎn)速恒定的情況下，可實現(xiàn)大范圍的變旋翼轉(zhuǎn)速控制，且同時避免因機身結(jié)構(gòu)而導(dǎo)致的空氣動力學(xué)共振等不穩(wěn)定因素［7］。

文獻［8］提出了1種扭矩序列轉(zhuǎn)移方案，實現(xiàn)了大范圍內(nèi)的變旋翼轉(zhuǎn)速控制。其采用發(fā)動機以及旋翼的線性模型進行數(shù)字仿真，本文在其基礎(chǔ)上，采用旋翼/發(fā)動機非線性模型對其控制方案進行數(shù)字仿真。在扭矩轉(zhuǎn)移過程中，針對發(fā)動機扭矩強擾動問題設(shè)計了魯棒LMI控制器+ADRC扭矩前饋補償控制器。最后通過仿真試驗，驗證了在系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，上述方案可實現(xiàn)直升機旋翼轉(zhuǎn)速50%～100%的連續(xù)變化，同時保證渦軸發(fā)動機能夠連續(xù)提供需用功率，達到了很好的控制效果。

1　變旋翼轉(zhuǎn)速控制原理

對于傳統(tǒng)的直升機，由于扭振、操控簡易等方面的原因，旋翼的轉(zhuǎn)速通常保持不變，渦軸發(fā)動機動力渦輪與旋翼軸是通過具有固定傳動比的傳動鏈相連，所以傳統(tǒng)渦軸發(fā)動機的動力渦輪轉(zhuǎn)速必須為常值。但是，這種保持動力渦輪轉(zhuǎn)速（旋翼轉(zhuǎn)速）不變的控制策略并不能充分發(fā)揮直升機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)的最佳效能。

一方面當(dāng)直升機處于不同飛行狀態(tài)時，給定的渦輪發(fā)動機轉(zhuǎn)速不一定對應(yīng)于發(fā)動機處于該工況下最優(yōu)經(jīng)濟性的轉(zhuǎn)速，變動力渦輪轉(zhuǎn)速的發(fā)動機特性如圖1所示。從圖中可見，當(dāng)發(fā)動機功率（Pe）降低時動力渦輪的最高效率點，也就是圖中曲線的凸點，移向較低的動力渦輪轉(zhuǎn)速（Ng）（圖中虛線所示），因此渦軸發(fā)動機在不同工況下可以通過性能優(yōu)化算法找到1個最優(yōu)的動力渦輪轉(zhuǎn)速［6，9］。文獻［9］介紹了1種變旋翼轉(zhuǎn)速串行優(yōu)化方案，在保證直升機飛行狀態(tài)不變的前提下，首先尋找旋翼所需最小功率的工作點，再采用發(fā)動機性能尋優(yōu)手段降低發(fā)動機油耗，比起單獨執(zhí)行發(fā)動機性能尋優(yōu)的收益更為顯著。

圖1　變動力渦輪轉(zhuǎn)速時的發(fā)動機特性

另一方面當(dāng)直升機低空低速前飛時，如果將旋翼轉(zhuǎn)速降低，使其小于額定100%轉(zhuǎn)速，可以增加漿葉的升阻比，減小直升機前飛阻力，減小發(fā)動機輸出功率，進而使得發(fā)動機燃油消耗降低，續(xù)航能力增強。

圖2　直升機/發(fā)動機綜合變旋翼轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)

因此，在直升機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)中采用變旋翼轉(zhuǎn)速控制方法，可以充分發(fā)揮發(fā)動機的性能，降低發(fā)動機油耗、延長直升機航程等。采用變旋翼轉(zhuǎn)速的直升機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。首先由飛行控制器給定當(dāng)前飛行狀態(tài)下需求功率最小的旋翼轉(zhuǎn)速指令NRr，而后將旋翼轉(zhuǎn)速指令轉(zhuǎn)換為動力渦輪轉(zhuǎn)速指令Npr實時地傳遞給渦軸發(fā)動機閉環(huán)系統(tǒng)，發(fā)動機根據(jù)負(fù)載實時求解當(dāng)前燃油輸入量，得到動力渦輪轉(zhuǎn)速，再經(jīng)過1個固定傳動比+1階慣性環(huán)節(jié)的機械傳動系統(tǒng)模型轉(zhuǎn)化后，作為旋翼轉(zhuǎn)速，進而參與直升機的飛行控制。

變旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)鍵是在實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速在寬廣范圍內(nèi)變化時，保證渦軸發(fā)動機能夠連續(xù)提供輸出軸功率。根據(jù)前述內(nèi)容，易采納的變旋翼轉(zhuǎn)速方案，即是1臺或多臺渦軸發(fā)動機與相應(yīng)的多級變速箱相組合的形式，但1個關(guān)鍵技術(shù)問題難以克服，即當(dāng)發(fā)動機變速時，旋翼與發(fā)動機脫開，而當(dāng)發(fā)動機變速結(jié)束再次與旋翼連接上時，發(fā)動機輸出軸轉(zhuǎn)速發(fā)生跳變且與旋翼轉(zhuǎn)速不同步，這樣會導(dǎo)致輸出軸功率瞬間損失，而且發(fā)動機輸出軸大的轉(zhuǎn)速跳變直接連接旋翼會損害變速器傳動系統(tǒng)［10］，而且脫開離合變速過程中旋翼轉(zhuǎn)速處于不受控的狀態(tài)，這是難以接受的。

所采用的扭矩序列轉(zhuǎn)移控制方案，通過2臺渦軸發(fā)動機和2臺多級變速器與旋翼協(xié)調(diào)工作，發(fā)動機依次連接或脫開旋翼，其好處在于在整個變旋翼過程中始終有至少1臺發(fā)動機與旋翼軸相連，保證了旋翼轉(zhuǎn)速的可控，同時又避免了發(fā)動機變速結(jié)束再次與旋翼連接上時輸出軸功率瞬間損失。

在實現(xiàn)扭矩序列轉(zhuǎn)移的過程中，即使采用上述方案，發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速仍然易受到扭矩擾動的影響，因此，如何降低動力渦輪轉(zhuǎn)速由于扭矩擾動產(chǎn)生的下垂量，并縮短轉(zhuǎn)速過渡態(tài)時間，以及如何有效控制發(fā)動機脫離與連接旋翼的時機也是變旋翼轉(zhuǎn)速控制研究的1個問題。采用多變量魯棒LMI+ADRC扭矩前饋的綜合控制算法控制發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速，可以解決扭矩擾動帶來的問題。

2　變旋翼轉(zhuǎn)速控制實現(xiàn)方案

控制方案（旋翼/傳動系統(tǒng)/雙發(fā)）結(jié)構(gòu)如圖3所示。從圖中可見，離合器是1個機械作動設(shè)備，其只允許動力渦輪驅(qū)動旋翼系統(tǒng)工作，反之則無效。該方案通過發(fā)動機和多級變速器與旋翼協(xié)調(diào)工作，實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速較大范圍的變化，并提供連續(xù)變化的功率給旋翼，過程如下：

（1）2臺發(fā)動機同時連接旋翼共同提供旋翼需求功率；

（2）通過離合器讓其中1臺發(fā)動機與旋翼脫開，則其輸出功率減少，由另外1臺發(fā)動機提供旋翼需求功率并實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速變化；

圖3　旋翼/傳動系統(tǒng)/雙發(fā)結(jié)構(gòu)

（3）脫開的那臺發(fā)動機通過多級變速器變速，當(dāng)其輸出軸轉(zhuǎn)速與旋翼轉(zhuǎn)速再次相等時重新連接旋翼，并再次提供旋翼需求功率；

（4）對另外1臺發(fā)動機進行同樣的脫開操作，在變速過程中，始終保持旋翼至少與其中1臺發(fā)動機相連。

以UH60黑鷹直升機/T700渦軸發(fā)動機為平臺進行變旋翼轉(zhuǎn)速數(shù)字仿真。實現(xiàn)上述扭矩序列轉(zhuǎn)移方案需滿足2個前提條件：（1）動力渦輪轉(zhuǎn)速的工作范圍為92.5%～107.5%，轉(zhuǎn)速的變化為15%；（2）必須提供連續(xù)變化的扭矩給旋翼。第1點要求可以通過劃分旋翼轉(zhuǎn)速區(qū)間來實現(xiàn)，將50%～100%的旋翼轉(zhuǎn)速劃分為6個區(qū)間，不同區(qū)間之間有轉(zhuǎn)速重疊區(qū)，每個區(qū)間的轉(zhuǎn)速范圍見表1。第2點要求同樣滿足，因為在1臺發(fā)動機變速過程中，另1臺發(fā)動機始終與旋翼連接。

表1　旋翼轉(zhuǎn)速范圍

旋翼轉(zhuǎn)速從1個轉(zhuǎn)速區(qū)間變換到另1個區(qū)間的詳細流程如圖4所示。為了方便區(qū)分，將2臺渦軸發(fā)動機定義為發(fā)動機#1和發(fā)動機#2，PT#1和PT#2分別為發(fā)動機#1和發(fā)動機#2的動力渦輪，流程如下：

圖4　扭矩序列轉(zhuǎn)移控制方案流程

（1）保持PT#1的轉(zhuǎn)速不變，通過離合器使得PT#1與旋翼脫開，則PT#1的輸出功率降低，即PT#1的扭矩減小，當(dāng)PT#1扭矩足夠小時，通過變速器使其變速；

（2）與此同時由功率平衡控制器給定PT#2的扭矩，可知PT#2扭矩增大，且PT#2與旋翼連接并提供旋翼需求功率，將其按照設(shè)定的轉(zhuǎn)速軌跡改變旋翼轉(zhuǎn)速；

（3）當(dāng)PT#2的轉(zhuǎn)速到達轉(zhuǎn)速區(qū)間臨界值時，通過離合器使得PT#1與旋翼重新連接上，則PT#1的扭矩增大；

（4）與此同時通過離合器將PT#2與旋翼脫開，可知PT#2扭矩減小，當(dāng)PT#2的扭矩足夠小時，通過變速器使其變速，此時由PT#1與旋翼連接并提供旋翼需求功率，將其同樣按照設(shè)定的轉(zhuǎn)速軌跡改變旋翼轉(zhuǎn)速。

只有PT#2的變速傳動比與PT#1的變速傳動比相同，變速之后的PT#1轉(zhuǎn)速與PT#2在1個轉(zhuǎn)速區(qū)間，PT#1才可以重新連接旋翼。如此重復(fù)上述操作，并按照表1的轉(zhuǎn)速區(qū)間調(diào)節(jié)多級變速箱的齒輪傳動比，即可實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速6個區(qū)間范圍46%～107.5%的變化。

3　變旋翼轉(zhuǎn)速仿真實例

3.1數(shù)值模型仿真平臺

基于直升機/渦軸發(fā)動機綜合非線性系統(tǒng)實時仿真平臺進行數(shù)字仿真驗證，仿真平臺結(jié)構(gòu)詳見文獻［9］，其中直升機非線性、非定常實時模型采用黑鷹UH-60A直升機數(shù)據(jù)，包含主旋翼、機身、尾槳、平尾和垂尾等5個子模塊，在此只用到直升機模型當(dāng)中的旋翼模塊做數(shù)字仿真驗證。渦軸發(fā)動機非線性部件級模型采用T700發(fā)動機的數(shù)據(jù)建模。旋翼與發(fā)動機模型之間通過多級變速器與主減速器進行傳動，多級變速器可以根據(jù)轉(zhuǎn)速所在區(qū)間自動調(diào)節(jié)傳動比。該綜合仿真模型經(jīng)過大量的仿真驗證，具有可靠的置信度。

3.2轉(zhuǎn)速控制器設(shè)計

在變旋翼轉(zhuǎn)速過程中，涉及到旋翼扭矩的強擾動變化，而由于直升機與發(fā)動機之間的強耦合作用，發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速很容易受此強擾動變化影響，針對該問題，考慮采用由韓京清研究員提出的自抗擾技術(shù)設(shè)計控制器［11］。通過擴張狀態(tài)觀測器實時觀測系統(tǒng)擾動狀態(tài)量，及時將被控對象補償成“二次積分型”。將旋翼扭矩擾動設(shè)計成前饋補償器，可以在一定程度上改善直升機/發(fā)動機綜合控制效果。該控制算法不僅在漸進穩(wěn)定性方面已得到證明，而且已經(jīng)在多個領(lǐng)域得到應(yīng)用。線性矩陣不等式LMI適宜于求解存在不確定性的復(fù)雜多變量對象控制問題，可用于設(shè)計轉(zhuǎn)速指令跟蹤控制器。綜上所述，在變旋翼轉(zhuǎn)速過程中，采用魯棒LMI+ADRC扭矩前饋的綜合控制算法，可以快速地跟蹤指令轉(zhuǎn)速，有效的減少調(diào)節(jié)時間，減小超調(diào)量與下垂量，其結(jié)構(gòu)如圖5所示。文獻［12］詳細地給出了以2階SISO發(fā)動機系統(tǒng)為對象LMI魯棒控制器設(shè)計方法，文獻［13］給出了ADRC控制器設(shè)計方法，在此不再敘述。

圖5　LMI魯棒控制器+ADRC扭矩前饋控制器結(jié)構(gòu)

根據(jù)文獻［14-15］提出的魯棒控制設(shè)計方法，對于系統(tǒng)

式中：x為系統(tǒng)狀態(tài)；y為系統(tǒng)輸出；u為控制量；w為系統(tǒng)擾動；A、B1、C、D1、B2、D11為適維矩陣。

對于增廣后的系統(tǒng)（2），可用H∞/H2等狀態(tài)反饋設(shè)計方法求取狀態(tài)調(diào)節(jié)器，使其滿足，且二次型性能指標(biāo)盡可能小。

對于系統(tǒng)（3）和1個給定的標(biāo)量γ1＞0，若以下優(yōu)化問題

以直升機飛行高度H=0，Vx=Vy=0，Vz=0 m/s，在發(fā)動機狀態(tài)Np=100%，Ng=88.6%的條件下設(shè)計控制器為例，式（1）中

選取加權(quán)矩陣Q=［1111］，R=1，按照魯棒控制器設(shè)計方法，得出 Ke=0.7257，Kx=［-2.6069 0.7030］。因此，基于LMI的魯棒控制規(guī)律為u=Ke· e+Kx·x。

ADRC扭矩前饋控制器參數(shù)設(shè)計結(jié)果如下：

（1）微分觀測器（TD）相關(guān)參數(shù)：過程響應(yīng)快速性因子r0=0.75，仿真步長取h=0.05。

（2）擴張狀態(tài)觀測器（ESO）相關(guān)參數(shù)k1=50；k2=150；k3=200；非線性fal（·）的曲線方次因子mo1=0.5，mo2=0.25。

（3）非線性組合（NLSEF）相關(guān)參數(shù)：控制器增益l1=0.08；l2=0.08；非線性fal（·）的曲線方次因子α1= 0.5，α2=1.2；控制輸入線性增益估計因子b0=26。

3.3仿真結(jié)果分析

在飛行包線內(nèi)H=0 m，Vx=0 m/s處，將旋翼轉(zhuǎn)速從轉(zhuǎn)速區(qū)間1降低到轉(zhuǎn)速區(qū)間2，即實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速從107.5%到80%的變化，實現(xiàn)結(jié)果如圖6所示。

從圖6（a）中可見，在10s時PT#2與旋翼脫開，PT#2扭矩減小，PT#1扭矩增大，當(dāng)PT#2扭矩足夠小，在15s時開始變速，PT#2的輸出軸轉(zhuǎn)速瞬間NGB改變，同時PT#1帶動旋翼從轉(zhuǎn)速107.5%降低到92.5%。當(dāng)PT#1的轉(zhuǎn)速降低到93.5%，即在16.3s時，PT#1與旋翼脫開，PT#2與旋翼連接上，PT#1的扭矩減小，PT#2扭矩增大，當(dāng)PT#1的扭矩足夠小時，在20s時，PT#1變速，PT#1的輸出軸轉(zhuǎn)速瞬間改變，同時PT#2帶動旋翼變化，旋翼轉(zhuǎn)速從92.5%降低到80%，旋翼轉(zhuǎn)速降低12.5%，在20.9s時，PT#1重新連接上旋翼，與PT#1一起共同平分旋翼需求功率。

圖6　在H=0 m，Vx=0 m/s處，旋翼轉(zhuǎn)速從區(qū)間1降低到區(qū)間2的仿真曲線

在整個過程中旋翼轉(zhuǎn)速降低了27.5%，且旋翼轉(zhuǎn)速的變化平滑，花費時間為10.9s。在動力渦輪轉(zhuǎn)速軌跡跟蹤過程中，動力渦輪轉(zhuǎn)速軌跡和發(fā)動機扭矩的變化范圍之大，如此大的擾動對發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速影響強烈，圖中結(jié)果顯示動力渦輪轉(zhuǎn)速下垂量為0.75%，超調(diào)量為0.4%，在發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速的允許范圍之內(nèi)。

采用串級PID綜合控制算法，旋翼轉(zhuǎn)速的仿真結(jié)果圖6（b）所示。從圖中可見，旋翼轉(zhuǎn)速即動力渦輪轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速下垂量為0.93%，超調(diào)量為1.21%，與采用串級PID綜合控制算法相比，采用魯棒LMI+ADRC扭矩前饋的綜合控制算法得到的動力渦輪轉(zhuǎn)速的下垂量與超調(diào)量更小，抗擾抑制作用更加明顯，控制效果更加優(yōu)越。

發(fā)動機以及旋翼扭矩值如圖6（c）所示。從圖中可見，旋翼轉(zhuǎn)速的降低導(dǎo)致旋翼扭矩也降低，2臺發(fā)動機的扭矩呈依次增減狀態(tài)。動力渦輪轉(zhuǎn)速PNP、燃氣渦輪轉(zhuǎn)速PNC、渦輪后溫度T45、燃油消耗量Wf、壓氣機喘振裕度SMC變化情況分別如圖6（d）、（e）、（f）、（g）、（h）所示。整個變旋翼轉(zhuǎn)速控制過程中發(fā)動機不超轉(zhuǎn)、不超溫、不進喘，滿足發(fā)動機控制系統(tǒng)要求。

在飛行包線內(nèi)H=1000 m，Vx=20 m/s處，將旋翼轉(zhuǎn)速從轉(zhuǎn)速區(qū)間1降低到轉(zhuǎn)速區(qū)間2，如圖7所示。從圖7（a）中可見，動力渦輪轉(zhuǎn)速下垂量為0.2%，超調(diào)量為0.18%，在發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速的允許范圍之內(nèi)。采用串級PID綜合控制算法，旋翼轉(zhuǎn)速的仿真結(jié)果如圖7（b）所示。從圖中可見，旋翼轉(zhuǎn)速下降時會產(chǎn)生劇烈振蕩，且下垂量達到3.33%，采用魯棒LMI+ADRC扭矩前饋的綜合控制算法比采用串級PID綜合控制算法，動力渦輪轉(zhuǎn)速的下垂量更小、抗擾抑制控制效果更加明顯。

圖7　在H=1000 m，Vx=20 m/s處，旋翼轉(zhuǎn)速從區(qū)間1降低到區(qū)間2的仿真曲線

4　結(jié)論

針對直升機變旋翼轉(zhuǎn)速實現(xiàn)問題，提出了1種扭矩序列轉(zhuǎn)移方案。在該方案下，可以實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速較大范圍內(nèi)的連續(xù)變化，且提供的旋翼需求功率連續(xù)不間斷，在直升機/發(fā)動機綜合數(shù)值模型平臺下，對該方案進行了數(shù)字仿真，仿真結(jié)果表明，在轉(zhuǎn)移過程中的扭矩強擾動變化對發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)速的影響較小，旋翼轉(zhuǎn)速可以實現(xiàn)較大范圍內(nèi)變化。

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（編輯：張寶玲）

Research on Variable Rotor Speed Control Based on Integrated Helicopter/Engine Model

CHEN Guo-qiang，YANG Juan
（AVIC Aeroengine Control Research Institute，Wuxi Jiangsu 214063）

A sequential shifting algorithm was proposed for changing the helicopter rotor's speed in a large variation and providing continuous output power to the rotor.Two turbo-shaft engines and two multi-speed gearboxes coordinate with the rotor that facilitate a wide rotor speed variation and provide continuous torque to the rotor.Aiming at the problem of turbo-shaft engine's torque disturbance，the robust ALQR controller combined with ADRC torque feed forward compensation was designed in the process of shifting.Some numerical simulations are carried out to verify the feasibility of the shifting algorithm based on the integrated helicopter/engine model.The simulation results show that the torque disturbance has little influence on engine power turbine speed in the process of torque shifting，and the rotor speed can perform rapid and smooth changes at larger range.

variable rotor speed；torque sequential shift；multi-speed gearboxes；integrated helicopter/engine model；aeroengine

V 233.7

Adoi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.05.003

2016-03-16基金項目：國家重大基礎(chǔ)研究項目資助

陳國強（1986），男，碩士，主要從事直升機/發(fā)動機建模及控制優(yōu)化研究工作；E-mail：nuaachen2005@163.com。

引用格式：陳國強，楊娟.基于直升機/發(fā)動機綜合模型的變旋翼轉(zhuǎn)速控制研究［J］.航空發(fā)動機，2016，42（5）：14-20.CHENGuoqiang，YANGJuan.Research onvariablerotorspeedcontrolbasedonintegratedhelicopter/enginemode［J］.Aeroengine，2016，42（5）：14-20.