共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法

技术领域

本发明属于航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域，具体涉及一种共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法。

背景技术

多年以来，世界各国一直在探索突破直升机速度限制的新构型与新概念，研究提升直升机速度的不同方法和途径，相关的技术竞争也到达了白热化阶段。2008年底，美国西科斯基公司推出的新一代高速直升机X2，突破了常规直升机飞行速度的极限，最高时速可达463公里/小时。2014年以后，以400公里/小时以上速度为典型特征的轻型高速直升机S-97、中型高速直升机SB-1相继完成了试飞验证，预计在2030年左右列装美军。上述高速直升机在飞行速度上获得如此显著收益的关键原因之一是采用变旋翼转速技术，与定旋翼转速不同，直升机高速飞行时，通过降低主旋翼转速，避免桨叶失速，提升直升机的操作性能和效率。

针对高速直升机变旋翼转速系统设计和优化国内外学者开展了大量研究工作，也建立了许多可实时模拟变旋翼转速过程的数学模型。Jupe R J(Jupe R J.HelicopterRotor Speed Changing Transmission[P].U.S.Patent 4783023,1988-11-8.)将多级变速传动装置应用于含辅助推进系统的双发高速直升机，成功降低了旋翼转速，实现了直升机高速巡航。针对可变动力涡轮转速实现变旋翼转速方式，NASA应用中线概念设计4级可变动力涡轮，以及基于二维翼型截面设计三维叶片和叶栅，有效解决了发动机工作于非设计点，效率损失严重的问题。Floras(Floras M W,Johnson W.Performance Analysis of theSlowed-Rotor Compound Helicopter Configuration[J].Journal of the AmericanHelicopter Society,2009,54(2):12-23.)针对复合直升机详细分析了变旋翼转速后旋翼的性能与稳定性，降低旋翼转速有助于降低复合直升机高速前飞时旋翼的需用功率。Misté(MistéG A,Benini E,Garavello A,et al.A Methodology for Determining theOptimal Rotational Speed of a Variable Rpm Main Rotor/Turboshaft EngineSystem[J].Journal of the American Helicopter Society,2015,60(3):1-11.)等人通过建立UH-60A/T700综合性能计算模型，并以发动机燃油消耗最小为优化目标，采用优化算法求解最优主旋翼转速。探究了不同飞行条件、高度以及直升机重量下最优旋翼转速对降低涡轴发动机燃油消耗的影响。与此同时，进行动力涡轮优化设计以提高涡轴发动机在宽转速变化范围内的效率。Ramanujam R(Ramanujam R,Abhishek A.PerformanceOptimization of Variable-Speed and Varia-ble-Geometry Rotor Concept[J].Journal of Aircraft,2016,54(2):476-489.)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，选择主旋翼需用功率为粒子群优化的适应度函数，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，探索旋翼转速以及旋翼几何构型对降低旋翼需用功率的影响。陈国强(陈国强.直升机/发动机实时优化控制规律与硬件平台研究[D].南京：南京航空航天大学硕士学位论文,2012.)考虑到直升机需用功率与涡轴发动机输出功率的优化匹配，通过适当放宽动力涡轮转速的限制，或者单一的优化直升机需用功率，或者采用分级的思路，依次优化直升机与涡轴发动机。

上述研究或是仅针对旋翼最小需用功率优化、或是仅针对发动机最小燃油消耗，由此可见，国内外针对直升机动力系统变旋翼转速优化设计方法的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，鲜有对高速直升机变速过程的相关研究。但与此同时，在实际工程应用中，在高速直升机分档变速控制过程中，通过变动力涡轮转速实现变旋翼转速也带来了一个需要重点攻克的壁垒：如何确定主旋翼转速(动力涡轮转速)的变化速率以及针对不同的飞行任务，高速直升机应处于怎样的旋翼转速变化速率下工作，才能充分发挥变旋翼转速技术的优势。

因此，针对现有发动机工程应用情况等因素，在高速直升机实际工程应用过程中飞行速度和动力涡轮连续变速需要控制器具有极强的控制效果鲁棒性等，现有高速直升机变速控制过程中旋翼转速按照多种档位控制，但并未对其旋翼转速分档控制过程进行深入研究，基于现有发动机工作状态以及直升机旋翼工作要求，研究高速直升机变速过程中旋翼转速变速路径对直升机动力系统的影响，探究变速过程中最优旋翼转速变速路径具有重要意义。

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，提供一种共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法，可获得高速直升机分档控制模式下的最优变速路径，满足变转速涡轴发动机性能要求。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法，所述共轴高速直升机的旋翼转速变速过程被划分为多个旋翼转速档位；首先，基于变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与共轴高速直升机前飞速度的关系，并结合最优桨叶载荷操作范围，确定各旋翼转速档位下最大桨叶载荷对应的最大飞行速度，并以其作为相应旋翼转速档位的切换起始点；然后分别以动力涡轮转速变化速率为待优化参数，以使得以下目标函数最小为优化目标，搜索得到各旋翼转速档位下的最优动力涡轮转速变化速率：

f(x)＝(δ(x)

其中，δ(x)表示当前发动机实际加减速速率，δ(x)

优选地，所述变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与共轴高速直升机前飞速度的关系，具体如下：

式中，k为桨叶片数，L桨叶剖面的升力，D为桨叶剖面的阻力，r为叶素剖面距离挥舞铰的距离，ψ为桨叶方位角，R为桨盘半径，l

优选地，使用黄金分割法搜索得到各旋翼转速档位下的最优动力涡轮转速变化速率。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

(1)本发明所提出的旋翼转速设计方法，首先考虑到桨叶载荷限制分档控制旋翼转速变速点，对桨叶的失速和压缩特性进行了分析研究，为高速直升机旋翼转速变速路径设计提供了理论依据。

(2)本发明通过考虑发动机控制系统的影响，尽可能在限制的同时保证最大发动机的性能，可实现旋翼转速的快速切换，更好的适用于宽负载，宽转速范围情形，具有重要的工程应用价值。

附图说明

图1为共轴高速直升机/发动机一体化实时数学模型结构框图；

图2为最优桨叶载荷操作范围；

图3为黄金分割法一维搜索流程图；

图4为最优变速路径设计流程图；

图5为高速直升机前飞加速速度变化图；

图6为涡轴发动机加减速速率限制及优化效果图；

图7为最优变速路径运行结果图。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明的解决思路是在高速直升机旋翼转速进行分档变转速控制的基础上，通过考虑桨叶载荷约束，引入前飞速度设计旋翼转速档位切换起始点，以获取不同旋翼转速档位下的飞行速度范围，通过考虑涡轴发动机实际加减速速率限制，得到针对档位切换过程中最优旋翼转速变速速率，进一步提升高速直升机运行性能，实现高速直升机不同模态的快速切换。

本发明所提出的共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法，具体如下：所述共轴高速直升机的旋翼转速变速过程被划分为多个旋翼转速档位；首先，基于变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与共轴高速直升机前飞速度的关系，并结合最优桨叶载荷操作范围，确定各旋翼转速档位下最大桨叶载荷对应的最大飞行速度，并以其作为相应旋翼转速档位的切换起始点；然后分别以动力涡轮转速变化速率为待优化参数，以使得以下目标函数最小为优化目标，搜索得到各旋翼转速档位下的最优动力涡轮转速变化速率：

f(x)＝(δ(x)

其中，δ(x)表示当前发动机实际加减速速率，δ(x)

为便于公众理解，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：

以某型共轴高速直升机为例，其将旋翼转速划分为100％、95％、90％、85％、80％五个档位进行变转速控制。

首先建立共轴高速直升机/发动机一体化实时数学模型。结合高速直升机、涡轴发动机之间的动力传递特点，整个模型包括共轴高速直升机飞行力学模型及涡轴发动机气动热力学耦合模型两个部分，为准确反映共轴高速直升机的工作特性，采用机理建模方法，通过对共轴高速直升机的上下主旋翼、机身、推进尾桨、垂尾与方向舵以及平尾等部件进行气动力学分析，计算每部件为直升机提供的力与力矩方程，最终获得全量非线性飞行力学模型，采用气动热力学原理建立该型涡轴发动机部件级模型，以发动机各部件的特性数据为依据，结合共同工作方程，建立发动机的稳、动态数学模型，以反映发动机的工作状态。所建立的模型结构框图如图1所示。

在上述五个旋翼转速档位控制的基础上，考虑到变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与高速直升机前飞速度的关系，在变旋翼转速分档控制模式下设计不同旋翼转速档位切换起始点时，最大桨叶载荷对应的最大飞行速度作为分档控制旋翼转速变速点。

为了更真实的模拟高速直升机旋翼与发动机的工作状态，本发明引入最优桨叶载荷边界以限制主旋翼转速仅在较窄的边界范围内变化的可能，如此，旋翼桨叶就不会因为叶尖部分气流分离而导致叶尖失速，高速直升机桨叶载荷的最佳范围是关于进速比V

式中，k为桨叶片数，L桨叶剖面的升力，D为桨叶剖面的阻力，r为叶素剖面距离挥舞铰的距离，ψ为桨叶方位角，R为桨盘半径，l

通过共轴高速直升机/发动机一体化实时数学模型计算得到旋翼转速为100％、95％、90％、85％、80％五个档位下的旋翼拉力T，将其代入桨叶载荷公式中，得到相应的桨叶载荷系数C

在确定不同前飞速度分档控制旋翼转速变速点后，为使旋翼转速迅速变化至目标转速，在固定传动比下，通过涡轴发动机变动力涡轮转速，利用主旋翼与涡轴发动机间的耦合动态作用，实现变旋翼的转速目标。如果变速过程过快极易突破涡轴发动机加减速速率限制边界，同时此过程中由于并未考虑发动机实际性能要求，其旋翼转速变速路径无法充分发挥涡轴发动机工作性能，无法实现其快速切换旋翼转速档位要求。本发明随后针对旋翼转速分档切换过程中旋翼转速变化速率对涡轴发动机的影响，在综合控制规律的设计过程中考虑在满足涡轴发动机运行限制边界的情况下使动力涡轮转速迅速变化至目标转速，实现变旋翼转速。

当动力涡轮转速变化速率过快时，发动机瞬态响应，发动机输出功率出现大幅变化，发动机端燃气涡轮转速容易率先触碰限制。本发明通过以最大燃气涡轮转速加减速速率为目标函数，目标函数被定义为式(2)的形式，将其转化为以动力涡轮转速变化速率为待优化参数的优化搜索问题，以此来满足涡轴发动机燃气涡轮转速加减速速率限制条件。

f(x)＝(δ(x)

式中δ(x)表示在此变速速率下当前发动机实际加减速速率，δ(x)

本实施例中的目标函数是单峰函数，因此搜索算法使用黄金分割法，黄金分割法能快速获得函数极值，同时也具有快速收敛性，其算法流程如图3所示。

基于黄金分割法的最大燃气涡轮转速加减速速率一维搜索实际步骤为：

步骤1：给定初始的动力涡轮转速变化速率k的搜索区间[a

步骤2：计算试探点λ

步骤3：若b

步骤4：计算直升机各状态下需求功率Ph

步骤5：若f(λ

步骤6：令i＝i+1，转至步骤2；

本实施例的旋翼转速变速方案设计方法流程如图4所示：基于共轴高速直升机/发动机一体化实时数学模型，通过最优桨叶载荷范围确定分档控制过程中不同旋翼转速档位下的飞行速度，并以此飞行速度范围作为旋翼转速分档控制变速起始点，通过考虑涡轴发动机加减速速率限制，得到针对档位切换过程中最优旋翼转速变速速率，最终得到高速直升机变转速过程最优变速路径。

为验证本发明的有效性，基于以某型高速直升机为背景建立的高速直升机/发动机综合数字仿真平台进行仿真验证，以高速直升机的直升机模式、过渡模式以及高速模式下最优桨叶载荷限制值确定为五级分档控制，同时确定旋翼转速在100％、95％、90％、85％、80％时变速起始点的飞行速度。在飞行高度H＝1000m，高速直升机前飞加速过程，开展高速直升机动力系统变旋翼转速稳态实时优化控制方法仿真验证。

图5为高速直升机前飞速度Vx变化图，高速直升机在20s后开始巡航加速在100s后从0km/h加速至450km/h，在80s的过程中完成旋翼转速五档变速控制验证，动力涡轮转速通过固定传动轴系连接旋翼转速，由发动机控制器控制动力涡轮转速以控制旋翼转速，将该飞行过程在采用黄金分割法全局搜索算法以最大燃气涡轮转速加减速速率为目标函数不断进行搜寻，获得最大动力涡轮转速变化速率，即最优旋翼转速变化速率。

图6为涡轴发动机燃气涡轮转速加减速速率限制及优化效果图，图中dngr表示燃气涡轮转速相对变化量，dt表示时间间隔，δ表示实际入口气压与大气压的比值，PNC

图7为高速直升机最优变速路径运行结果图，首先根据不同旋翼转速下的最大桨叶载荷得到的最大飞行速度作为分档控制旋翼转速变速点，图中PNP、PNC分别代表动力涡轮相对转速、燃气涡轮转速，57s后飞行速度至170km/h，此时为高速直升机旋翼转速为100％对应的最大桨叶载荷，而后发动机控制系统根据黄金分割法搜索得到的最大动力涡轮转速变化速率指令进行变速，使旋翼转速降至95％，以此类推，在此过程中动力涡轮转速变化速率均为此指令量，由控制系统根据飞行速度自主完成多档变速。在高速直升机旋翼转速开始变速后，为避免前行桨叶激波后行桨叶失速，旋翼转速在此过程中降低，旋翼总距逐渐降低、尾推螺旋桨总距逐渐增加，旋翼功率在此过程中降低，尾推螺旋桨功率逐渐增加，低速阶段旋翼功率占据主导作用，高速阶段尾推螺旋桨占据主导作用，因此全过程直升机需用功率先减少后增加，发动机在保证充分供给过程中，燃气涡轮转速逐渐降低，当旋翼转速开始变化后，动力涡轮效率降低，气体在涡轮叶片得不到充分膨胀，发动机燃气涡轮转速因此发生较大幅度降低，随后在旋翼转速再次降低，而动力涡轮逐渐回至效率区，在此过程中燃气涡轮转速因此增加。