楊 雄，姚尚宏

(中國飛行試驗(yàn)研究院 發(fā)動機(jī)所，陜西 西安 710089)

0 引 言

近年來，隨著無人機(jī)領(lǐng)域的蓬勃發(fā)展，無人機(jī)用發(fā)動機(jī)得到越來越多的關(guān)注[1-8]，由于飛機(jī)無人化操作帶來的飛機(jī)/發(fā)動機(jī)使用特點(diǎn)[9]，無人機(jī)用航空發(fā)動機(jī)試飛技術(shù)面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，如何將傳統(tǒng)有人機(jī)航空發(fā)動機(jī)試飛技術(shù)與無人機(jī)設(shè)計(jì)和使用特點(diǎn)相結(jié)合是技術(shù)工程師面臨的首要難題。發(fā)動機(jī)加速性試飛作為航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)定型試飛的關(guān)鍵項(xiàng)目[10]，其加速過程中的工作穩(wěn)定性和加速性能直接影響到無人機(jī)是否能準(zhǔn)時(shí)到達(dá)戰(zhàn)場并完成指定任務(wù)[11]，因而，無人機(jī)用發(fā)動機(jī)加速性試飛是眾多必須解決的試飛技術(shù)難題之一。

國內(nèi)在發(fā)動機(jī)加速性試飛方面發(fā)表的文章較少，且更多的是有人駕駛飛機(jī)發(fā)動機(jī)試飛[12-13]，無人機(jī)用發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)研究還處于起步階段，更多的是對試驗(yàn)內(nèi)容的探討[14-15]，在國外，全球鷹高空長航時(shí)無人偵察機(jī)作為世界范圍內(nèi)頂尖技術(shù)水平的無人機(jī)，其動力裝置采用了羅羅公司的AE3007H發(fā)動機(jī)，該型發(fā)動機(jī)是商用AE3007發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型，在采辦初期進(jìn)行了大量的試驗(yàn)，其中進(jìn)行了至少3次高空臺模擬試驗(yàn)[16]。在1995年和1998年進(jìn)行的高空臺模擬試驗(yàn)中，對發(fā)動機(jī)功率瞬變性能進(jìn)行了專項(xiàng)的摸底試驗(yàn)，考慮了不同高度、不同推油門速率、有無引氣、有無功率提取和進(jìn)氣畸變等因素對發(fā)動機(jī)工作的影響，試驗(yàn)過程中，優(yōu)化了油門移動速率避免加減速過程中對發(fā)動機(jī)工作穩(wěn)定性造成影響，多場次、考慮多種影響因素的發(fā)動機(jī)高空臺試驗(yàn)顯示發(fā)動機(jī)功率瞬變性能的重要性。

筆者基于無人機(jī)設(shè)計(jì)和使用特點(diǎn)，以發(fā)動機(jī)自動加速試飛為目標(biāo)，對發(fā)動機(jī)自動加速性試飛方法進(jìn)行研究。

1 無人機(jī)設(shè)計(jì)特點(diǎn)簡介

1.1 無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)

對于大型無人機(jī)而言，飛機(jī)通常使用發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)或最大連續(xù)狀態(tài)進(jìn)行爬升，用部分推力進(jìn)行巡航，用慢車狀態(tài)進(jìn)行下降。在巡航飛行階段，常規(guī)的控制方法有速度閉環(huán)控制方法和總能量控制方法，前者通過控制發(fā)動機(jī)油門改變發(fā)動機(jī)推力來穩(wěn)定飛機(jī)飛行高度和速度，后者固定發(fā)動機(jī)推力，通過高度和速度來控制飛機(jī)姿態(tài)。例如全球鷹無人機(jī)block20在45 000英尺以下采用速度閉環(huán)控制方法，當(dāng)飛行高度超過45 000英尺以后采用能量控制方法控制飛行。

無人機(jī)的爬升和下降兩種控制方法為發(fā)動機(jī)加速性試飛提供了一種途徑，即可通過改變飛行高度來控制發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的變化，達(dá)到預(yù)期的目標(biāo)。

1.2 無人機(jī)用發(fā)動機(jī)加速控制特點(diǎn)

無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性受油門速率限制，需由油門指令速率、軟件控制速率和電動舵機(jī)移動速率共同確定。油門指令速率反映了飛控系統(tǒng)或飛行操作員對發(fā)動機(jī)推力的需求，但需求指令到控制系統(tǒng)后，會受到系統(tǒng)軟件設(shè)置的速率限制，如全球鷹無人機(jī)發(fā)動機(jī)在進(jìn)行高空臺試驗(yàn)時(shí)通過設(shè)置油門速率來確保發(fā)動機(jī)在功率變換過程中工作穩(wěn)定。當(dāng)控制器輸出油門移動速率后，由電動舵機(jī)完成發(fā)動機(jī)油門的變化，舵機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，有移動速率極限。三者對燃油控制是一個(gè)低選的工作模式，速率最低的環(huán)節(jié)起作用。

由此可見，有別于有人機(jī)直接將人工油門速率反映到發(fā)動機(jī)燃油調(diào)節(jié)器上，無人機(jī)需經(jīng)過指令、控制系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)三個(gè)環(huán)節(jié)才能最終反映到發(fā)動機(jī)本體的燃油調(diào)節(jié)上。

1.3 無人機(jī)用發(fā)動機(jī)加速性含義

發(fā)動機(jī)加速的本質(zhì)是發(fā)動機(jī)推力的變化，由于飛行過程中發(fā)動機(jī)推力無法直接精準(zhǔn)的測量，因此采用發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速間接反映發(fā)動機(jī)加速能力。由于無人機(jī)用發(fā)動機(jī)控制特點(diǎn)，發(fā)動機(jī)油門指令需經(jīng)過三個(gè)環(huán)節(jié)才能到達(dá)發(fā)動機(jī)燃調(diào)，與有人機(jī)發(fā)動機(jī)控制有顯著的不同，因此，無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試飛根據(jù)定義不同會有所差異，如考核發(fā)動機(jī)本體加速性，可通過發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速來判斷。

1.4 無人機(jī)航路規(guī)劃

無人機(jī)自主飛行需提前進(jìn)行航路規(guī)劃。航路規(guī)劃設(shè)置航路點(diǎn)屬性，飛控系統(tǒng)通過解讀航路點(diǎn)屬性對飛機(jī)進(jìn)行控制，航路點(diǎn)屬性主要包括經(jīng)度、緯度、高度、速度和過點(diǎn)方式等等。

基于無人機(jī)爬升、巡航以及下滑等階段不同的控制策略，通過對航路點(diǎn)的定義，可以控制飛機(jī)按照預(yù)期的軌跡飛行。

發(fā)動機(jī)自動加速試飛擬采取改變飛機(jī)高度達(dá)到控制發(fā)動機(jī)狀態(tài)的目的。

2 發(fā)動機(jī)自動加速試飛方法設(shè)計(jì)

2.1 試飛需求分析

根據(jù)發(fā)動機(jī)加速性指標(biāo)定義，發(fā)動機(jī)加速性試飛應(yīng)滿足以下幾點(diǎn)要求：①發(fā)動機(jī)加速前油門處于慢車位置，發(fā)動機(jī)在慢車狀態(tài)穩(wěn)定；②加速時(shí)發(fā)動機(jī)處于大狀態(tài)，轉(zhuǎn)速滿足相關(guān)要求；③飛行高度、飛行速度偏差在規(guī)定范圍內(nèi)；④飛機(jī)能自動進(jìn)行加速性操作。

2.2 發(fā)動機(jī)典型加速性試飛過程分析

(1) 有人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試飛過程分析

有人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試飛中，主要以飛行員操作為主，飛行員根據(jù)對發(fā)動機(jī)狀態(tài)的判斷，進(jìn)行相關(guān)油門的操作，完成發(fā)動機(jī)加速性試飛，典型過程見圖1。

圖1 有人機(jī)發(fā)動機(jī)加速過程分解

試飛過程中，對時(shí)機(jī)的把握完全依靠飛行員的主觀感受，動作完成的質(zhì)量取決于飛行員的反應(yīng)。

(2) 無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速試飛過程分析

無人機(jī)發(fā)動機(jī)自動加速試飛以航路點(diǎn)設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，根據(jù)試飛需求，分解發(fā)動機(jī)加速性試飛動作，見圖2，分析表明，完成發(fā)動機(jī)加速性試飛至少需要確定3個(gè)航路點(diǎn)。

圖2 無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試飛過程分解

2.3 發(fā)動機(jī)加速性試飛核心要素分析

通過試飛過程分解，分析得到無人機(jī)發(fā)動機(jī)自動加速性試飛的核心要素。

(1) 核心要素一：時(shí)間

無人機(jī)以航路點(diǎn)控制飛行，為達(dá)到發(fā)動機(jī)在預(yù)先設(shè)定的航路上自動進(jìn)行加速性試飛，需對通過兩個(gè)航路點(diǎn)的時(shí)間進(jìn)行精確控制，包括動作點(diǎn)起始時(shí)刻和過點(diǎn)時(shí)刻控制。

動作點(diǎn)起始時(shí)刻是動作設(shè)計(jì)的根本，無論是試飛前期的數(shù)據(jù)處理，還是加速性試飛的動作設(shè)計(jì)，都以起始時(shí)刻為基準(zhǔn)，在起始時(shí)刻的基礎(chǔ)上，進(jìn)行飛行時(shí)間的控制和高度速度等的控制。

過點(diǎn)時(shí)刻控制是根據(jù)無人機(jī)飛行控制精確度高的特點(diǎn)確定的，以無人機(jī)過航路點(diǎn)飛行時(shí)間為控制參數(shù)，能精確控制無人機(jī)的飛行高度、速度和發(fā)動機(jī)狀態(tài)等參數(shù)，達(dá)到試飛的目的。

(2) 核心要素二：高度

根據(jù)國軍標(biāo)的要求，發(fā)動機(jī)加速性試飛需在一定的高度上進(jìn)行，由于有人機(jī)試飛依據(jù)人的反應(yīng)控制飛行姿態(tài)，飛行高度允許有一定的偏差?；诖艘?guī)定，在進(jìn)行無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試飛時(shí)，可以利用無人機(jī)飛機(jī)高度控制精度高的特點(diǎn)，根據(jù)無人機(jī)飛機(jī)控制特點(diǎn)，設(shè)計(jì)出發(fā)動機(jī)加速性試飛方法。

國軍標(biāo)243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動力裝置飛行試驗(yàn)要求》在“發(fā)動機(jī)工作特性鑒定試驗(yàn)”，飛行試驗(yàn)中規(guī)定，“穩(wěn)定平飛是發(fā)動機(jī)工作參數(shù)的測定及工作穩(wěn)定性鑒定。試驗(yàn)時(shí)，飛行高度和飛行速度應(yīng)保持基本不變，飛行高度的最大偏差不應(yīng)超過±100 m，飛行速度的最大偏差不應(yīng)超過±10 km/h?！?因此，選取無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速試飛的高度偏差為±100 m。

高度控制主要包括下降高度和飛機(jī)改平提前動作高度。

飛機(jī)下降高度是由飛機(jī)的響應(yīng)特性決定的。當(dāng)無人機(jī)過航路點(diǎn)后，若下一航路點(diǎn)高度比當(dāng)前航路點(diǎn)低，飛機(jī)通過俯仰角和發(fā)動機(jī)推力的變化，控制飛機(jī)飛向下一航路點(diǎn)，從當(dāng)前航路點(diǎn)到下一航路點(diǎn)需要一定的響應(yīng)時(shí)間。

飛機(jī)改平提前動作高度是指飛機(jī)在下降高度飛往下一航路點(diǎn)過程中，為避免飛機(jī)高度振蕩，飛機(jī)不會飛到航路點(diǎn)設(shè)置的高度后再改平，而是提前一定高度開始改平，飛機(jī)的俯仰角和發(fā)動機(jī)推力在這個(gè)過程中會提前進(jìn)行調(diào)節(jié)，飛機(jī)在響應(yīng)改平過程中還會下降高度，直至目標(biāo)高度。在加速性試飛過程中，需要考慮飛機(jī)提前改平高度，否則會影響發(fā)動機(jī)狀態(tài)。

(3) 核心要素三：發(fā)動機(jī)狀態(tài)

發(fā)動機(jī)狀態(tài)控制是整個(gè)試驗(yàn)的最終目標(biāo)，自動加速性試飛涉及到發(fā)動機(jī)狀態(tài)從初始狀態(tài)收至慢車狀態(tài)，在慢車狀態(tài)保持，然后推油門至最大狀態(tài)，整個(gè)過程中收油門時(shí)間，慢車狀態(tài)油門保持時(shí)間以及轉(zhuǎn)速響應(yīng)時(shí)間等，都需要提前通過飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定。

(4) 核心要素四：飛行速度

飛行速度主要是滿足發(fā)動機(jī)加速性試飛中的狀態(tài)條件，不超出國軍標(biāo)要求的速度偏差范圍。

國軍標(biāo)243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動力裝置飛行試驗(yàn)要求》在發(fā)動機(jī)加速性和減速性鑒定試驗(yàn)飛行試驗(yàn)中規(guī)定“在確定加速性時(shí)，飛行速度應(yīng)保持基本不變，其最大偏差不應(yīng)超過±20 km/h”。因此，選取無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速試飛的速度偏差為±20 km/h。

發(fā)動機(jī)自主加速性試飛核心要素見圖3。

圖3 發(fā)動機(jī)自動加速性試飛核心要素分析

2.4 試飛實(shí)施方案流程設(shè)計(jì)

根據(jù)以上四點(diǎn)核心要素，設(shè)計(jì)出發(fā)動機(jī)加速性試飛方案的具體流程為：

(1) 確定航路點(diǎn)過點(diǎn)時(shí)刻，作為航線設(shè)計(jì)的起始時(shí)刻。

(2) 確定飛機(jī)開始下降的響應(yīng)情況，根據(jù)高度精度和速度精度要求確定航線規(guī)劃的最長時(shí)間。

(3) 根據(jù)油門位置和轉(zhuǎn)速穩(wěn)定情況確定最短時(shí)間。

(4) 根據(jù)最短時(shí)間和最長時(shí)間，設(shè)定一個(gè)Δt，Δt在最短時(shí)間和最長時(shí)間之間。

(5) 根據(jù)Δt和飛行速度確定兩個(gè)航路點(diǎn)之間的距離。

(6) 根據(jù)Δt確定飛機(jī)下降的高度，然后根據(jù)飛機(jī)改平超調(diào)量確定航路點(diǎn)最終的下降高度。

(7) 根據(jù)發(fā)動機(jī)加速時(shí)間指標(biāo)確定下一航路點(diǎn)的高度和距離。

通過以上7個(gè)步驟，可以完成發(fā)動機(jī)加速性試飛中3個(gè)航路點(diǎn)屬性(經(jīng)度、緯度、高度、速度)的設(shè)計(jì)，見圖4。

圖4 發(fā)動機(jī)自動加速試飛關(guān)鍵航路點(diǎn)設(shè)計(jì)

3 試飛驗(yàn)證

采用上述步驟設(shè)計(jì)某型國產(chǎn)發(fā)動機(jī)在無人機(jī)上的加速性試飛，試飛結(jié)果見圖5和表1所列。

圖5 發(fā)動機(jī)自動加速試飛參數(shù)曲線

表1 發(fā)動機(jī)自動加速性試飛參數(shù)對比

結(jié)果表明，飛機(jī)飛行時(shí)間與設(shè)計(jì)值相差無幾，發(fā)動機(jī)狀態(tài)達(dá)到了預(yù)期目標(biāo)，發(fā)動機(jī)自動完成了從慢車加速到最大的工作過程。

4 結(jié) 語

基于無人機(jī)設(shè)計(jì)和使用特點(diǎn)，通過對比有人機(jī)和無人機(jī)發(fā)動機(jī)加速性試驗(yàn)差異，對試驗(yàn)過程進(jìn)行分析，總結(jié)出無人機(jī)發(fā)動機(jī)自動加速性試飛的核心要素，確定出發(fā)動機(jī)自動加速性試飛方案的具體實(shí)施流程，并通過試飛驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明該無人機(jī)發(fā)動機(jī)自動加速性試飛方法合理可行，具有較高的操作性。由于分析是建立在無人機(jī)常規(guī)設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，因此該方法具有一定的通用性，能指導(dǎo)后續(xù)發(fā)動機(jī)加速性試飛。