車海威，張成成，趙樹言
（西安愛生技術集團有限公司，陜西 西安 710065）
隨著航空和信息科學技術的迅猛發展，無人機作為信息產業領域最活躍的產品，在軍、民用領域發揮的作用和優勢越來越明顯，受到廣泛關注。
通常，根據無人機系統規模和使用要求，大中型無人機系統，其使用特點多以地面指揮控制、空地通信傳輸鏈路與無人機內綜合航電系統鏈接，實現對無人機飛行狀態與任務的操控[1]。
無人機動力系統是無人機飛行的動力保障，它是指包括發動機本身及實現發動機在無人機上的安裝、使用和可靠工作的系統和裝置的總稱[2]。產品市場中，中小型無人機多采用活塞發動機為動力，與此匹配的無人機動力系統通常包括發動機、螺旋槳、控制與測量分系統、起動分系統、進排氣與通風冷卻分系統、外潤滑分系統、燃油分系統、系統安裝及供電[2]等。
文中以某型航空渦輪增壓活塞發動機為動力的無人機為例，在無人機飛行剖面內對動力系統進行綜合控制，使其與無人機協調匹配工作，實現無人機高效、安全、可靠飛行。
無人機動力系統合理、全面地控制能最大程度發揮無人機的特點與優勢，有效利用發動機的性能并提升其環境適應性。目前，以渦噴、渦扇發動機為動力的有人飛機動力系統綜合控制技術日益成熟，配套分系統協調工作，充分滿足發動機運轉全權限控制的需要。而國內，以航空活塞發動機為動力的無人機，動力系統控制技術綜合度不高，在動力高效輸出、轉速控制、極限環境適應及延長發動機使用壽命等方面與有人飛機差距較大。
以航空活塞發動機為動力的無人機，一般通過機上航電計算機實現對發動機供油、點火、節氣門調節、停車等的控制，以及轉速、溫度、壓力等參數采集。化油器供油活塞發動機，其工況調整僅通過調節節氣門來滿足發動機燃油供給，空燃比按設計平均值設定或油針固定調節；
電噴活塞發動機，航電計算機通過控制節氣門與噴油器調節燃油噴油量。
發動機轉速多為開環控制，如使用變距槳還需變距桿參與，高空燃料特性與環境變化等引起的供油調節較少考慮。這種動力系統常用控制方式簡單、采集參數與執行動作少、操作簡便、航電計算機負擔小，但其也有如下缺點：
1）航電計算機管理全機飛行操控，采集的發動機狀態與告警信息有限，且控制形式單一、控制響應及時性差；
2）檢測系統智能化程度低、發動機操縱技能要求高，操作壓力大；
3）燃油分系統工作的動態控制少，涉及防止高空燃油蒸發、油泵氣蝕、油泵渦空等的有效措施較少[2-3]；
4）發動機工作趨勢預判較少，無針對性發動機調控保護措施，動力系統工作的可靠性、經濟性不高；
5）缺少動力系統健康狀態預警，不利于系統維護與保養。
隨著無人機技術不斷發展，無人機的使用范圍拓寬，發動機的使用環境更加嚴酷，性能水平保持與響應要求提高，動力系統的匹配性要求更加嚴格，系統操控自動化程度和可靠性要求更高。經驗預判與緊急狀態下的人力反應、發動機響應滯后與飛行動力急需、有限信息的故障判斷與應急處置的決策困難、工作過程狀態記錄粗放等問題與矛盾，使當前動力系統簡單控制的不足逐漸暴露，已無法滿足動力系統有效閉環控制、狀態及時反饋、告警及應急操作、維護保養等使用需求。
為了延長發動機的使用壽命、有效利用發動機的可用功率，從滿足無人機使用需求出發，最大限度發揮發動機的裝機特性，提升動力系統匹配協調工作的能力，拓展無人機的使用高度、滿足無人機多姿態飛行安全，需進行動力系統綜合控制。
以某型航空渦輪增壓活塞發動機為動力的無人機，為滿足其大升限、多姿態、長航時飛行，在無人機全飛行剖面內進行發動機工作規劃，動力控制與測量分系統集中管理與控制執行機構，并采集系統狀態信息進行目標趨勢分析與故障診斷，采取特征參數閉環控制，提供參考應急建議，在發動機起動、點火、節氣門與轉速調節、渦輪增壓、燃油供給、潤滑與冷卻等方面[4]提供一種全面、有效的綜合控制，保證發動機在無人機全飛行剖面內經濟、可靠工作[5]。動力系統工作控制流程如圖1所示。
圖1 動力系統控制流程
3.1 信號采集
信號采集過程由感受動力系統、環境信息及無人機狀態的傳感器裝置完成，能夠全面、及時、有效地獲取被測量信息，并將獲取的信息以一定規律變換成電信號或其他所需類型信號輸出至控制器，經控制器診斷、處理后通過主控單元下傳至地面控制站，供飛行員參考；
或經轉換后實現各種控制算法，進而生成輸出驅動信號驅動執行機構工作[6]。
動力系統傳感器組成如圖2所示，主要采集發動機狀態信息、螺旋槳狀態信息、燃油狀態信息、發電機狀態信息及環境信息等參數，為動力系統自動檢測與自動控制、趨勢發展分析及故障診斷提供數據基礎。
圖2 動力系統傳感器功能圖
1）發動機傳感器，測量節氣門開度、轉速、曲軸相位、工作介質溫度與壓力、渦輪增壓狀態等參數；
2）螺旋槳傳感器，采集螺旋槳運轉過程槳葉角、驅動機構狀態等參數；
3）燃油傳感器，測量油箱油量、供油壓力與流量、油箱狀態等參數；
4）發電機傳感器，實時監測發電機轉速、發電機及其控制器溫度、輸出電壓∕電流及工作狀態等參數；
5）測量或采集環境條件、無人機飛行狀態等。
3.2 執行機構
動力系統提升綜合控制能力，優化發動機工作環境，設置相關作動執行機構并提供工作范圍精度調節、到位信息反饋，實現以下功能：
1）發動機節氣門調節器，接收指令，執行節氣門開度調節；
2）渦輪增壓器伺服電機，接收指令，執行發動機渦輪增壓器旁通閥開度調節；
3）變距槳伺服電機，接收指令，執行螺旋槳變距；
4）冷卻通道調節機構，接收指令，執行發動機及其液體冷卻通道散熱面積變化的調節；
5）功率驅動機構，接收控制信號，驅動發動機點火∕停車、油泵工作、閥體作動等。
3.3 綜合控制
控制器作為動力系統控制的核心，與傳感器、執行機構、渦輪增壓控制器等共同構成控制與測量分系統。控制器根據發動機工作過程的溫度、壓力、轉速等性能參數，環境溫度、壓力等外界參數及無人機狀態信息與指令，通過計算控制律產生相應控制信號，進而輸出至執行機構，以調節轉速、槳葉角、進氣量、燃油量及旁通閥放氣量等目標參數，實現包括轉速、壓力、溫度等多參數多控制回路的閉環控制輸出，達到動力系統綜合控制的目的。動力系統綜合控制功能圖如圖3所示。
圖3 動力系統綜合控制功能圖
3.3.1 系統自檢測
系統加電，控制器接收主控單元發出的動力系統自檢指令，自動執行系統自檢測。如果設備故障、參數超限、通信異常或功能失效等，控制器向主控單元反饋相應告警信息，供地面飛行員決策是否執行發動機起動；
如果自檢正常，等待主控單元起動指令。
3.3.2 一鍵起動
控制器收到主控單元一鍵“起動”指令，自動按預置流程控制發動機起動與暖機，并監控發動機狀態、測試發動機功率等滿足要求后，上報“起動成功”。起動過程中，任一環節不滿足判據，控制發動機停車，并上傳起動失敗定位信息[7]。
3.3.3 轉速控制
發動機在不同工況，為獲取最佳效率下的最大功率輸出，提供無人機足夠推力，有不同的轉速需求。而發動機的轉速控制與節氣門開度、渦輪增壓、槳葉角等密切關聯，主要交聯關系如圖4所示。
圖4 轉速控制原理
1）節氣門控制
節氣門控制的目的是調節發動機進氣量，進而調節發動機輸出功率，節氣門是終端用戶的直接控制對象。發動機進氣量調節由節氣門調節器執行，主控單元命令發送至控制器，控制器根據采集的當前節氣門位置確定調節器作動方向及步長，同時實時監測調節器位置，一旦達到控制目標，調節器停止作動。
發動機節氣門開度與轉速的理想對照關系如圖5所示。
圖5 發動機節氣門開度與轉速關系
但實際中，無人機不同飛行階段、不同飛行高度和飛行速度下，僅控制節氣門開度，發動機是不能直接產生圖5所示目標轉速，還需要控制器基于當前海拔高度、節氣門實際開度、預設控制邏輯、發動機MAP等實時調節渦輪增壓器旁通閥開度控制進氣壓力，調節螺旋槳槳葉角獲取最佳功率及經濟耗油率，從而實現圖5所示理想節氣門-轉速特性曲線。
2）渦輪增壓控制
渦輪增壓控制是基于對增壓器旁通閥開度的閉環控制，其控制邏輯如圖6所示。
圖6 渦輪增壓器旁通閥開度控制邏輯
通過渦輪增壓器壓力反饋（KB）與目標增壓值（KA）差分產生增壓器旁通閥舵機控制量增量δe，作用于增壓器旁通閥，進而維持穩壓箱壓力穩定。渦輪增壓器旁通閥控制作為其內環控制，以電位計（位置傳感器）為反饋，經PI控制實現渦輪增壓旁通閥的開度控制，進而實現增壓控制。
其中目標增壓值KA（穩壓箱壓力）與節氣門開度相關，其典型工況對應關系如圖7所示。
圖7 穩壓箱壓力隨節氣門開度變化關系
渦輪增壓控制正常按以上規律。實際穩壓箱壓力目標值、轉速及節氣門位置隨海拔高度變化，控制器根據不同海拔高度通過調節螺旋槳槳葉角、增壓器旁通閥開度、節氣門開度使穩壓箱壓力滿足設定目標值。此外，為保證發動機運行安全，設置以下保護策略：
①發動機轉速＞5 900 r∕min，控制器自動調節發動機渦輪增壓器旁通閥開度，減小穩壓箱壓力，降低轉速；
②穩壓箱溫度≥88℃，控制器自動增大渦輪增壓器旁通閥開度，減小穩壓箱壓力，降低穩壓箱溫度至安全范圍內；
③增壓壓比限制最大增壓比，防止增壓器超速。
3）螺旋槳槳葉角控制
螺旋槳槳葉角控制是維持節氣門-轉速理想特性曲線的最后保障，也是最有效調節手段。經過節氣門調節及增壓調節后，為獲取理想轉速，可進行轉速-槳葉角閉環控制。
螺旋槳槳葉切面示意圖如圖8所示。
圖8 螺旋槳槳葉切面
圖8中，α為槳葉迎角，φ為槳葉安裝角，γ為氣流入流角，通過槳葉角控制可以改變槳葉迎角，進而影響氣流入流角，滿足飛機需用功率要求下發動機工作在經濟耗油區。槳葉角控制以發動機轉速為反饋，閉環控制，槳葉角調節量δα轉換公式如下：
式中：kp和kd分別為比例調節系數和微分調節系數，取值均為0.000 1；
Rpm為當前轉速；
Rpmo為目標轉速，即當前節氣門開度下的理想轉速；
DRpm為轉速變化率。
3.3.4 溫度控制
控制器內置溫度控制邏輯，根據發動機工作溫度反饋，自動調節冷卻通道面積。如果調節后溫度改善不明顯，在保證飛行安全的前提下，控制器自動調整發動機功率狀態，以保證發動機穩定工作。
以發動機中冷器散熱控制為例，為保證發動機在無人機全剖面范圍內功率的有效輸出，穩壓箱溫度需控制在10～88℃之間，其中20～50℃為發動機最佳運行功率輸出區間，穩壓箱最高溫度為96℃。根據上述要求對中冷器進氣冷卻通道開度進行控制。
理想溫度范圍不調節：20～50℃；
超出理想部分采用比例反饋微調：10～20℃或50～80℃之間，中冷器進氣調節量δΦ遵循以下規律：
式中：T為當前溫度；
T0為目標溫度（默認35℃）；
kpΦ和kiΦ分別為比例調節系數和積分調節系數，當溫度為10～20℃或50～80℃時取值均為0.001。超出80℃，通道全開；
超出88℃進行降功率處理，按照“溫度-穩壓箱壓力-轉速”對應關系調節功率，直到溫度正常。
3.3.5 供油控制
控制器內置供油控制邏輯，根據供油狀態反饋調整油泵工作。
發動機運轉過程中，當相對供油壓力低于15 kPa，控制器自動開啟應急供油；
如發動機無法正常停車，且油泵控制失效或發動機艙著火時，切斷供油，保證無人機安全。
3.3.6 油箱增壓控制
控制器內置油箱增壓控制邏輯，依據燃油飽和蒸汽壓、燃油狀態、無人機狀態和環境條件等因素自動控制油箱增壓[2-3，8]。也可根據動力系統狀態，與飛行員進行控制權決策，選擇手動控制油箱增壓。
表1為陜西省能源質量監督檢驗所測得的95#汽油飽和蒸汽壓。
表1 95#車用汽油飽和蒸汽壓
3.3.7 發動機停車
如發動機空中熄火，控制器根據內置判據自動控制發動機再起動；
如起動失敗，提示無人機進入應急回收流程。正常回收階段，控制器接到“停車”指令，根據停車控制邏輯，控制發動機停車。
3.4 狀態診斷與告警
控制器具有健康狀態分析與故障診斷功能，對測量與采集的狀態信息進行分析與判定，并向上位機發送狀態等級信息[9]。設置的狀態等級：正常、注意、告警[8]。當參數接近或超出邊界時，判斷告警等級，并發出相應報警信息。
正常狀態：系統工作正常，可進行例行操作。
注意狀態：系統工作接近極限，或存在影響系統（設備）性能降級的風險，需根據情況進行適當干預。
告警狀態：系統工作超限，需立即采取措施，避免對發動機或無人機造成損傷。當出現告警指示，在保持無人機穩定飛行的前提下，控制器根據發動機保護控制邏輯提示采取應急措施，減少發動機失效風險，同時保證無人機安全。
3.5 數據通信
為保證指令可靠下達∕接收與信息反饋上傳的有效，控制器與主控單元可采用多種通信方式，如CAN、RS 422或RS 232等總線，進行通道余度設計；
同時設置地面數據交互接口，便于地面數據的下載分析與調查取證。
3.6 二次配電
為實現動力系統設備集成化、小型化、功能化要求，控制器內設置電源預處理模塊，能夠將機載電源輸送的電能經濾波、調壓后分別輸送給相應動力設備與傳感器，同時具有防倒灌、過載與斷路保護等功能。
3.7 數據記錄與查詢
為便于留存檔案記錄、回放訪問、故障查詢與系統保養，控制器設置系統數據記錄、存儲、回放與提示功能。通過使用地面控制站或測試設備可以對動力系統或設備狀態進行設置、查詢與下載。
當系統需定期或不定期檢查維護時，控制器發送提示信息，提醒進行系統及發動機維護檢查、保養與更換。
使用此綜合控制方法的全實物動力系統，進行試驗室臺架綜合試驗與平臺掛飛測試。
試驗室通過模擬無人機停機∕飛行姿態、進氣冷卻風速、飛行參數，模擬系統故障模式或異常條件，按綜合控制流程進行動力系統工作狀態控制、檢查與測試，完成地面臺架耐久聯合試驗，在試驗結果滿足預期指標的前提下搭載飛行平臺測試。
地面與飛行試驗累計近千小時，試驗結果表明：地面控制發動機工作狀態穩定，各種飛行姿態供油穩定可靠，異常故障及時檢測并上傳；
空中飛行動力系統工作流程規劃合理，發動機運轉正常，超限報警自動控制調整發動機狀態，應急響應正確，調節合理，未出現操控與調節異常引起的發動機停車。
圖9為臺架與掛飛試驗發動機工作溫度閉環控制調節結果，臺架試驗發動機起動成功后隨節氣門變化，發動機溫度經調節未超限；
空中飛行全過程，隨飛行高度及節氣門變化，發動機工作溫度均保持在舒適范圍。
圖9 動力系統綜合控制溫度控制實例
統計結果表明，動力系統采用綜合控制技術后，發動機使用高度提升36%，相同燃、滑油裝載條件下，發動機運轉時間延長25%，動力系統在線故障檢測率高于92.5%，故障定位率高于96%，達到了動力控制與調節功能的可行性、匹配性、協調性與可靠性的目的。
1）系統上電自檢測，異常回報并原因定位。時間短、效率高，大大降低無人機放飛風險。
2）發動機“一鍵”起動。起動流程按規定時序控制與監測，保證發動機在不同使用環境下均以最佳狀態滿足無人機起飛要求，如起動失敗，反饋異常信息，便于系統檢查與排故。
3）飛行過程，執行發動機轉速、溫度閉環控制與超限保護。既保證穩定飛行，又很大程度降低操作難度、強度與控制風險，減少飛行員心理壓力。
4）高空飛行，油箱自動引氣增壓，使油箱內燃油保持在穩定狀態的恒定壓力，有效解決高空燃油蒸發引起的油泵氣蝕、渦空與發動機供油不穩定等問題。
5）地面控制站或檢測設備下載、查詢系統數據及發動機狀態信息，為系統故障精準定位與排除，發動機定期維護、保養與檢修提供支持，大大提高了系統的維修性。
根據發動機使用特點與無人機動力需求，匹配動力綜合控制系統，設置獨立多權限甚至全權限控制器與功能系統，對動力系統進行全面、集中、自主的管理與控制，對系統狀態進行趨勢分析、預判與診斷，同時提供操作、維護保養建議與多種操控手段，不僅降低了無人機的飛行難度，減輕了操作壓力，而且大大提高了發動機的工作響應與使用效能，拓寬了無人機的使用高度與置空時間，合理延長了發動機與飛行平臺的壽命，滿足現代無人機發展需求。
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