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摘 要：根據無人機用發動機設計和使用特點，針對發動機加速性試飛考核項目，分析有人機和無人機加速試飛動作過程，提取試飛核心要素，制定具體方案設計流程，并通過試飛驗證。結果表明，該試飛方法在無人機使用范圍內滿足航空發動機加速性試飛考核要求，方法具有一定的通用性，可以指導后續發動機加速性試飛。
關鍵詞：無人機；航空發動機；加速性；試飛方法
0 引 言
近年來，隨著無人機領域的蓬勃發展，無人機用發動機得到越來越多的關注[1-8]，由于飛機無人化操作帶來的飛機/發動機使用特點[9]，無人機用航空發動機試飛技術面臨嚴峻挑戰，如何將傳統有人機航空發動機試飛技術與無人機設計和使用特點相結合是技術工程師面臨的首要難題。發動機加速性試飛作為航空發動機設計定型試飛的關鍵項目[10]，其加速過程中的工作穩定性和加速性能直接影響到無人機是否能準時到達戰場并完成指定任務[11]，因而，無人機用發動機加速性試飛是眾多必須解決的試飛技術難題之一。
國內在發動機加速性試飛方面發表的文章較少，且更多的是有人駕駛飛機發動機試飛[12-13]，無人機用發動機的試驗研究還處于起步階段，更多的是對試驗內容的探討[14-15]，在國外，全球鷹高空長航時無人偵察機作為世界范圍內頂尖技術水平的無人機，其動力裝置采用了羅羅公司的AE3007H發動機，該型發動機是商用AE3007發動機的改進型，在采辦初期進行了大量的試驗，其中進行了至少3次高空臺模擬試驗[16]。在1995年和1998年進行的高空臺模擬試驗中，對發動機功率瞬變性能進行了專項的摸底試驗，考慮了不同高度、不同推油門速率、有無引氣、有無功率提取和進氣畸變等因素對發動機工作的影響，試驗過程中，優化了油門移動速率避免加減速過程中對發動機工作穩定性造成影響，多場次、考慮多種影響因素的發動機高空臺試驗顯示發動機功率瞬變性能的重要性。
筆者基于無人機設計和使用特點，以發動機自動加速試飛為目標，對發動機自動加速性試飛方法進行研究。
1 無人機設計特點簡介
1.1 無人機控制系統設計特點
對于大型無人機而言，飛機通常使用發動機最大狀態或最大連續狀態進行爬升，用部分推力進行巡航，用慢車狀態進行下降。在巡航飛行階段，常規的控制方法有速度閉環控制方法和總能量控制方法，前者通過控制發動機油門改變發動機推力來穩定飛機飛行高度和速度，后者固定發動機推力，通過高度和速度來控制飛機姿態。例如全球鷹無人機block20在45 000英尺以下采用速度閉環控制方法，當飛行高度超過45 000英尺以后采用能量控制方法控制飛行。
無人機的爬升和下降兩種控制方法為發動機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動機工作狀態的變化，達到預期的目標。
1.2 無人機用發動機加速控制特點
無人機發動機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移動速率共同確定。油門指令速率反映了飛控系統或飛行操作員對發動機推力的需求，但需求指令到控制系統后，會受到系統軟件設置的速率限制，如全球鷹無人機發動機在進行高空臺試驗時通過設置油門速率來確保發動機在功率變換過程中工作穩定。當控制器輸出油門移動速率后，由電動舵機完成發動機油門的變化，舵機作為執行機構，有移動速率極限。三者對燃油控制是一個低選的工作模式，速率最低的環節起作用。
由此可見，有別于有人機直接將人工油門速率反映到發動機燃油調節器上，無人機需經過指令、控制系統和執行機構三個環節才能最終反映到發動機本體的燃油調節上。
1.3 無人機用發動機加速性含義
發動機加速的本質是發動機推力的變化，由于飛行過程中發動機推力無法直接精準的測量，因此采用發動機轉速間接反映發動機加速能力。由于無人機用發動機控制特點，發動機油門指令需經過三個環節才能到達發動機燃調，與有人機發動機控制有顯著的不同，因此，無人機發動機加速性試飛根據定義不同會有所差異，如考核發動機本體加速性，可通過發動機轉速來判斷。
1.4 無人機航路規劃
無人機自主飛行需提前進行航路規劃。航路規劃設置航路點屬性，飛控系統通過解讀航路點屬性對飛機進行控制，航路點屬性主要包括經度、緯度、高度、速度和過點方式等等。
基于無人機爬升、巡航以及下滑等階段不同的控制策略，通過對航路點的定義，可以控制飛機按照預期的軌跡飛行。
發動機自動加速試飛擬采取改變飛機高度達到控制發動機狀態的目的。
2 發動機自動加速試飛方法設計
2.1 試飛需求分析
根據發動機加速性指標定義，發動機加速性試飛應滿足以下幾點要求：①發動機加速前油門處于慢車位置，發動機在慢車狀態穩定；②加速時發動機處于大狀態，轉速滿足相關要求；③飛行高度、飛行速度偏差在規定范圍內；④飛機能自動進行加速性操作。
2.2 發動機典型加速性試飛過程分析
(1) 有人機發動機加速性試飛過程分析
有人機發動機加速性試飛中，主要以飛行員操作為主，飛行員根據對發動機狀態的判斷，進行相關油門的操作，完成發動機加速性試飛，典型過程見圖1。
圖1 有人機發動機加速過程分解
試飛過程中，對時機的把握完全依靠飛行員的主觀感受，動作完成的質量取決于飛行員的反應。
(2) 無人機發動機加速試飛過程分析
無人機發動機自動加速試飛以航路點設計為基礎，根據試飛需求，分解發動機加速性試飛動作，見圖2，分析表明，完成發動機加速性試飛至少需要確定3個航路點。
圖2 無人機發動機加速性試飛過程分解
2.3 發動機加速性試飛核心要素分析
通過試飛過程分解，分析得到無人機發動機自動加速性試飛的核心要素。
(1) 核心要素一：時間
無人機以航路點控制飛行，為達到發動機在預先設定的航路上自動進行加速性試飛，需對通過兩個航路點的時間進行精確控制，包括動作點起始時刻和過點時刻控制。
動作點起始時刻是動作設計的根本，無論是試飛前期的數據處理，還是加速性試飛的動作設計，都以起始時刻為基準，在起始時刻的基礎上，進行飛行時間的控制和高度速度等的控制。
過點時刻控制是根據無人機飛行控制精確度高的特點確定的，以無人機過航路點飛行時間為控制參數，能精確控制無人機的飛行高度、速度和發動機狀態等參數，達到試飛的目的。
(2) 核心要素二：高度
根據國軍標的要求，發動機加速性試飛需在一定的高度上進行，由于有人機試飛依據人的反應控制飛行姿態，飛行高度允許有一定的偏差。基于此規定，在進行無人機發動機加速性試飛時，可以利用無人機飛機高度控制精度高的特點，根據無人機飛機控制特點，設計出發動機加速性試飛方法。
國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在“發動機工作特性鑒定試驗”，飛行試驗中規定，“穩定平飛是發動機工作參數的測定及工作穩定性鑒定。試驗時，飛行高度和飛行速度應保持基本不變，飛行高度的最大偏差不應超過±100 m，飛行速度的最大偏差不應超過±10 km/h。” 因此，選取無人機發動機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改平提前動作高度。
飛機下降高度是由飛機的響應特性決定的。當無人機過航路點后，若下一航路點高度比當前航路點低，飛機通過俯仰角和發動機推力的變化，控制飛機飛向下一航路點，從當前航路點到下一航路點需要一定的響應時間。
飛機改平提前動作高度是指飛機在下降高度飛往下一航路點過程中，為避免飛機高度振蕩，飛機不會飛到航路點設置的高度后再改平，而是提前一定高度開始改平，飛機的俯仰角和發動機推力在這個過程中會提前進行調節，飛機在響應改平過程中還會下降高度，直至目標高度。在加速性試飛過程中，需要考慮飛機提前改平高度，否則會影響發動機狀態。
(3) 核心要素三：發動機狀態
發動機狀態控制是整個試驗的最終目標，自動加速性試飛涉及到發動機狀態從初始狀態收至慢車狀態，在慢車狀態保持，然后推油門至最大狀態，整個過程中收油門時間，慢車狀態油門保持時間以及轉速響應時間等，都需要提前通過飛行試驗數據確定。
(4) 核心要素四：飛行速度
飛行速度主要是滿足發動機加速性試飛中的狀態條件，不超出國軍標要求的速度偏差范圍。
國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在發動機加速性和減速性鑒定試驗飛行試驗中規定“在確定加速性時，飛行速度應保持基本不變，其最大偏差不應超過±20 km/h”。因此，選取無人機發動機加速試飛的速度偏差為±20 km/h。
發動機自主加速性試飛核心要素見圖3。
圖3 發動機自動加速性試飛核心要素分析
2.4 試飛實施方案流程設計
根據以上四點核心要素，設計出發動機加速性試飛方案的具體流程為：
(1) 確定航路點過點時刻，作為航線設計的起始時刻。
(2) 確定飛機開始下降的響應情況，根據高度精度和速度精度要求確定航線規劃的最長時間。
(3) 根據油門位置和轉速穩定情況確定最短時間。
(4) 根據最短時間和最長時間，設定一個Δt，Δt在最短時間和最長時間之間。
(5) 根據Δt和飛行速度確定兩個航路點之間的距離。
(6) 根據Δt確定飛機下降的高度，然后根據飛機改平超調量確定航路點最終的下降高度。
(7) 根據發動機加速時間指標確定下一航路點的高度和距離。
通過以上7個步驟，可以完成發動機加速性試飛中3個航路點屬性(經度、緯度、高度、速度)的設計，見圖4。
圖4 發動機自動加速試飛關鍵航路點設計
3 試飛驗證
采用上述步驟設計某型國產發動機在無人機上的加速性試飛，試飛結果見圖5和表1所列。
圖5 發動機自動加速試飛參數曲線
表1 發動機自動加速性試飛參數對比
結果表明，飛機飛行時間與設計值相差無幾，發動機狀態達到了預期目標，發動機自動完成了從慢車加速到最大的工作過程。
4 結 語
基于無人機設計和使用特點，通過對比有人機和無人機發動機加速性試驗差異，對試驗過程進行分析，總結出無人機發動機自動加速性試飛的核心要素，確定出發動機自動加速性試飛方案的具體實施流程，并通過試飛驗證。試驗結果表明該無人機發動機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常規設計基礎上，因此該方法具有一定的通用性，能指導后續發動機加速性試飛。
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