楊 波，王青松，劉 芳，孫中海

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型直升機旋翼超轉(zhuǎn)問題研究

楊 波，王青松，劉 芳，孫中海

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直-8某型直升機在試飛過程中多次出現(xiàn)旋翼超轉(zhuǎn)現(xiàn)象。針對此問題，從功率匹配和系統(tǒng)響應(yīng)兩方面進(jìn)行研究，分析了旋翼超轉(zhuǎn)產(chǎn)生的機理，提出了一種基于需用功率分布優(yōu)化總距-油門關(guān)系的方法。試飛驗證表明，該方法能夠有效地解決旋翼超轉(zhuǎn)問題。

旋翼超轉(zhuǎn)；機械油門操縱；功率匹配；系統(tǒng)響應(yīng)

0 引言

現(xiàn)代常規(guī)直升機旋翼一般采用恒定轉(zhuǎn)速控制。為了得到恒定的旋翼轉(zhuǎn)速，必須使發(fā)動機輸出的功率和旋翼負(fù)載需求的功率相平衡。當(dāng)旋翼負(fù)載需求發(fā)生變化時，發(fā)動機輸出的功率也應(yīng)以相同的比例自動變化。由于發(fā)動機自由渦輪與直升機旋翼是機械相連的，保證旋翼轉(zhuǎn)速恒定，也即保證自由渦輪轉(zhuǎn)速恒定。旋翼轉(zhuǎn)速恒定是發(fā)動機操縱系統(tǒng)的主要控制目標(biāo)之一。某型直升機在試飛過程中，多次出現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速偏高或超轉(zhuǎn)現(xiàn)象，這直接影響旋翼壽命和飛行品質(zhì)，甚至影響直升機飛行安全。因此，研究旋翼超轉(zhuǎn)問題，對提高該型直升機飛行品質(zhì)、規(guī)避試飛風(fēng)險有極其重要的意義。

國內(nèi)對直升機發(fā)動機機械油門操作系統(tǒng)的研究資料、設(shè)計經(jīng)驗很少。機械油門操作系統(tǒng)的設(shè)計重點在于傳動比的確定。文獻(xiàn)[1]提出了一種通過數(shù)值計算確定總距-油門關(guān)系的方法。該方法以中等起飛重量、海平面標(biāo)況(Hp=0m，OAT=15℃)和懸停狀態(tài)為設(shè)計點，通過典型狀態(tài)下的總距-功率和功率-油門關(guān)系進(jìn)行計算。由于直升機實際使用狀態(tài)和環(huán)境多變，因此，采用單一設(shè)計點進(jìn)行數(shù)值計算存在一定的局限性。另外，由于發(fā)動機與直升機的模型復(fù)雜，計算精度也難以保證。本文從旋翼超轉(zhuǎn)問題出發(fā)，提出一種根據(jù)需用功率分布確定總距-油門關(guān)系的優(yōu)化方法，并通過實際驗證，為該型直升機旋翼超轉(zhuǎn)問題的改善以及機械油門操作系統(tǒng)改進(jìn)設(shè)計提供理論依據(jù)。

1 旋翼超轉(zhuǎn)現(xiàn)象

旋翼超轉(zhuǎn)是指直升機旋翼在發(fā)動機帶動或自轉(zhuǎn)下，超過最大允許轉(zhuǎn)速[2]。因此旋翼超轉(zhuǎn)存在有動力超轉(zhuǎn)和無動力超轉(zhuǎn)兩種情況。本文主要針對有動力下的旋翼超轉(zhuǎn)問題進(jìn)行研究。直-8型直升機旋翼轉(zhuǎn)速設(shè)定值有207r/min和212r/min兩檔，正常有動力情況允許轉(zhuǎn)速為202r/min～217r/min，超出該范圍時機上旋翼轉(zhuǎn)速告警燈燃亮并伴隨相應(yīng)的語音告警。

本文對有動力下的旋翼超轉(zhuǎn)分以下兩種情況進(jìn)行分析：一種是穩(wěn)態(tài)下的超轉(zhuǎn)，如直升機在大速度下滑過程中，旋翼轉(zhuǎn)速持續(xù)上升或長時間偏高，這種情況下，飛行員需通過改變飛行姿態(tài)、減小下降率或手動調(diào)節(jié)發(fā)動機油門來降低旋翼轉(zhuǎn)速；另一種是瞬態(tài)超轉(zhuǎn)，當(dāng)快速操縱總距時，旋翼轉(zhuǎn)速瞬時波動，穩(wěn)定飛行后，旋調(diào)系統(tǒng)能夠自動使旋翼轉(zhuǎn)速從超轉(zhuǎn)狀態(tài)恢復(fù)過來。

2 旋翼超轉(zhuǎn)機理分析

2.1 發(fā)動機機械油門操縱系統(tǒng)

直8某型直升機發(fā)動機機械油門操縱系統(tǒng)主要由駕駛艙里的總距桿、油門環(huán)、發(fā)動機油門桿、執(zhí)行機構(gòu)、總距-油門混合裝置、轉(zhuǎn)速傳感器等組成，如圖1所示。

圖1 發(fā)動機油門操縱系統(tǒng)組成圖

這些機構(gòu)可實現(xiàn)：

人工操作：通過駕駛艙頂棚上的油門桿、總距操縱桿(總距—油門聯(lián)動)和總距桿上的油門環(huán)來實現(xiàn)；

自動操作：通過旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)系統(tǒng)實現(xiàn)。其中執(zhí)行機構(gòu)串聯(lián)于發(fā)動機操縱系統(tǒng)中，通過伸長或縮短直接操縱發(fā)動機油門搖臂，調(diào)節(jié)發(fā)動機轉(zhuǎn)速，以保持恒定的旋翼轉(zhuǎn)速。

發(fā)動機油門操縱系統(tǒng)的主要目標(biāo)是實現(xiàn)直升機需求功率與發(fā)動機功率的匹配，即應(yīng)滿足整個飛行包線內(nèi)的油門調(diào)節(jié)要求，在飛行過程中保證直升機旋翼轉(zhuǎn)速恒定。

2.2 穩(wěn)態(tài)超轉(zhuǎn)

旋翼超轉(zhuǎn)是發(fā)動機輸出功率與直升機旋翼所需功率不匹配所致。直升機的需用功率由槳距角決定，槳距角由總距桿控制。在一定的轉(zhuǎn)速下，總距越大，需用功率也越大。而發(fā)動機輸出功率由油門開度實現(xiàn)。因此，發(fā)動機操縱系統(tǒng)的設(shè)計目標(biāo)是找到一個合適的總距和油門開度對應(yīng)關(guān)系，能夠在不同總距狀態(tài)下滿足發(fā)動機輸出功率與旋翼負(fù)載相平衡。然而，即使在同一總距條件下，由于起飛重量不同，飛行速度不同，大氣環(huán)境不同，需用功率也會有所差異。因此，單一的總距-需用功率對應(yīng)關(guān)系不能滿足直升機在各飛行狀態(tài)和飛行環(huán)境的實際需求。

為了滿足不同環(huán)境狀態(tài)以及所有飛行包線內(nèi)的總距-功率需求，借助旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)系統(tǒng)(簡稱旋調(diào))的補償，總距-功率關(guān)系由一條線設(shè)計成一個區(qū)域，如圖2所示。其中三條曲線分別對應(yīng)旋調(diào)系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)的全伸、中立和全縮狀態(tài)。其間的范圍則表示發(fā)動機通過旋調(diào)的自動調(diào)節(jié)可以達(dá)到的功率輸出范圍。當(dāng)實際的總距-需用功率關(guān)系超出了設(shè)計區(qū)域范圍時，無法實現(xiàn)發(fā)動機輸出功率與直升機需求功率的匹配，即出現(xiàn)旋翼超轉(zhuǎn)。如狀態(tài)2，該狀態(tài)一般出現(xiàn)在大速度下滑過程中，此時旋翼需用功率變小，執(zhí)行機構(gòu)全縮狀態(tài)下發(fā)動機的輸出功率仍大于旋翼需求功率。在這種情況下，旋翼轉(zhuǎn)速無法通過旋調(diào)的自動調(diào)節(jié)恢復(fù)平衡，即出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)超轉(zhuǎn)。

圖2 總距-功率關(guān)系示意圖

2.3 瞬態(tài)超轉(zhuǎn)

另一種情況，在總距-功率關(guān)系區(qū)域范圍內(nèi)，當(dāng)旋翼負(fù)載瞬間改變時，發(fā)動機的輸出功率無法快速跟隨負(fù)載變化，出現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速瞬態(tài)波動。引起負(fù)載變化的因素通常有兩種，一是總距操縱，二是外界擾動。當(dāng)飛行員操縱總距時，總距信號改變旋翼負(fù)載的同時以前饋補償?shù)男问酵ㄟ^混合聯(lián)動裝置操縱燃油調(diào)節(jié)器的油門搖臂，改變發(fā)動機供油量。如果發(fā)動機的功率輸出不能及時跟隨旋翼負(fù)載變化，就會出現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速波動；當(dāng)飛行條件發(fā)生變化時，旋翼在外界擾動的作用下，轉(zhuǎn)速也會偏離設(shè)定值。旋調(diào)系統(tǒng)作為反饋環(huán)節(jié)實時監(jiān)測旋翼轉(zhuǎn)速的變化情況，并將偏差信號反饋到執(zhí)行機構(gòu)，執(zhí)行機構(gòu)通過聯(lián)動裝置調(diào)節(jié)燃調(diào)油門開度，直至旋翼轉(zhuǎn)速恢復(fù)到設(shè)定值附近。由上述可知，旋翼轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)屬于閉環(huán)前饋-反饋控制系統(tǒng)[3]，其控制原理如圖3所示。

由輸入輸出關(guān)系可知，各環(huán)節(jié)的響應(yīng)特征如下：

其中：K、K1、Ke、KL為各環(huán)節(jié)的放大系數(shù)，T、T1、

圖3 旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)系統(tǒng)方塊圖

Te、TL為各環(huán)節(jié)時間常數(shù)。

對于這樣一個高階系統(tǒng)，利用Simulink仿真[4]，其脈沖響應(yīng)如圖4所示?？梢钥闯?，旋調(diào)系統(tǒng)的調(diào)節(jié)具有一定的滯后性。這是由各慣性環(huán)節(jié)的響應(yīng)特性和反饋控制特點所決定的。單以燃?xì)鉁u輪加減速特性來看，某型直升機配裝某國產(chǎn)渦軸發(fā)動機，其燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速Ng從25000r/min加速到32000r/min需用時6s。而直升機根據(jù)實際需求，經(jīng)常要求快速起降，尤其是艦載型直升機，著艦瞬間要求迅速下放總距到底，總距操縱比較猛烈。此時，若系統(tǒng)瞬態(tài)響應(yīng)無法滿足旋翼負(fù)載變化需求，則造成旋翼轉(zhuǎn)速的瞬態(tài)超轉(zhuǎn)。

圖4 系統(tǒng)脈沖響應(yīng)

3 改進(jìn)措施

通過前面的機理分析可知，旋翼瞬態(tài)超轉(zhuǎn)屬于系統(tǒng)響應(yīng)問題，需要改善系統(tǒng)各個環(huán)節(jié)的瞬態(tài)特性。其中改善燃調(diào)的供油規(guī)律可以提高發(fā)動機加減速性能；提高旋調(diào)的反應(yīng)時間和執(zhí)行機構(gòu)的伸縮速度可以使偏差信號盡快得到反饋；另外，旋翼本身也是決定系統(tǒng)瞬態(tài)特性的重要因素。根據(jù)軍用渦輪軸發(fā)動機數(shù)字控制系統(tǒng)通用規(guī)范的要求，發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)子在過渡態(tài)下的超調(diào)一般在5%以內(nèi)。進(jìn)一步提高發(fā)動機加速性意味著必須對現(xiàn)有發(fā)動機進(jìn)行較大的改進(jìn)設(shè)計。

而針對穩(wěn)態(tài)超轉(zhuǎn)，使發(fā)動機的輸出功率范圍盡量覆蓋旋翼需求，可以從以下兩方面采取措施：

1)優(yōu)化總距-油門交聯(lián)關(guān)系

總距-油門交聯(lián)關(guān)系即傳動比，是總距-功率曲線與發(fā)動機油門-功率關(guān)系曲線的疊加綜合，由基準(zhǔn)油門開度和油門板尺決定。通常情況下，油門-功率關(guān)系由發(fā)動機本身決定，受環(huán)境溫度等條件影響。而總距-需用功率曲線則采用一種簡單近似的辦法求解，是按照標(biāo)準(zhǔn)起飛重量、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件、海平面、無地效懸?；蚱斤w狀態(tài)來建立的總距-需用功率關(guān)系。優(yōu)化傳動比能夠精確總距前饋補償，滿足穩(wěn)態(tài)下的功率匹配。但是由于所設(shè)計的總距-功率對應(yīng)關(guān)系單一，難免與實際飛行使用情況有出入，出入越大，旋翼轉(zhuǎn)速波動越大。

本文提出一種基于需用功率分布的總距-油門交聯(lián)關(guān)系的方法。具體方法為在直升機飛行包線范圍內(nèi)，根據(jù)飛行任務(wù)剖面、飛行功率譜作出不同槳距下的需用功率密度分布圖。從圖中找出穿過高密度區(qū)中心的連線作為典型的總距-需用功率曲線。此曲線可作為總距-油門聯(lián)動設(shè)計的依據(jù)。在試飛階段可根據(jù)試飛數(shù)據(jù)，繪制出包含直升機不同工作狀態(tài)下的總距-油門分布圖，根據(jù)分布密度直接確定總距-油門交聯(lián)關(guān)系，據(jù)此對設(shè)計進(jìn)行修正和優(yōu)化。

圖5為某型機根據(jù)試飛數(shù)據(jù)繪制的總距-油門分布圖以及不同油門板尺半徑下的總距-油門關(guān)系曲線。圖中圓點即為該機在不同狀態(tài)下的總距-油門分布情況，其中涵蓋了平飛、懸停以及爬升、下降等常用狀態(tài)。另外，通過DMU運動分析可以仿真出不同油門板尺半徑下的總距-油門交聯(lián)關(guān)系，如圖5中曲線。本文認(rèn)為通過總距-油門分布高密度區(qū)的交聯(lián)關(guān)系為最優(yōu)。

圖5 總距-油門關(guān)系的確定

2)增加旋調(diào)調(diào)節(jié)范圍

增加旋調(diào)的調(diào)節(jié)范圍可以提高直升機不同總距狀態(tài)下的發(fā)動機輸出功率調(diào)節(jié)裕度，從而更大限度地實現(xiàn)發(fā)動機輸出功率與旋翼負(fù)載的匹配。但由于受到執(zhí)行機構(gòu)行程的限制，現(xiàn)有油門開度調(diào)整范圍約為±10°。通過增加執(zhí)行機構(gòu)行程可以增加油門開度調(diào)整范圍，但需考慮隨著旋調(diào)調(diào)節(jié)能力的放大，反饋環(huán)節(jié)增益也會增大，從而對系統(tǒng)穩(wěn)定性帶來不利影響[5]。

4 機上驗證

以某型機早期試飛過程旋翼超轉(zhuǎn)問題為例，對發(fā)動機油門操縱系統(tǒng)和旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)系統(tǒng)進(jìn)行了以下優(yōu)化改進(jìn)：

1)優(yōu)化傳動比：優(yōu)化后的總距-油門關(guān)系如圖6所示。可以看出，總距-油門關(guān)系曲線基本通過直升機總距-油門試驗值的高密度區(qū)，對應(yīng)機上狀態(tài)為油門開度27°，總距油門板尺半徑67mm。

圖6 優(yōu)化結(jié)果驗證

2)提高旋調(diào)調(diào)節(jié)能力：換裝改型執(zhí)行機構(gòu)，行程由18.5mm提高到20.5mm。

實施以上改進(jìn)措施后，在OAT=30℃環(huán)境下，該型機進(jìn)行了試飛驗證，試飛數(shù)據(jù)表明，改進(jìn)后最大下降率超過10m/s，與該機早期試飛過程中最大下降率4m/s相比，旋翼穩(wěn)態(tài)超轉(zhuǎn)現(xiàn)象得到了明顯改善。改進(jìn)前后下降過程旋翼轉(zhuǎn)速對比如圖7所示。

圖7 改進(jìn)前后下降過程旋翼轉(zhuǎn)速對比

5 結(jié)論

本文針對旋翼超轉(zhuǎn)問題，從發(fā)動機與直升機的功率匹配和系統(tǒng)響應(yīng)兩方面進(jìn)行了剖析，著重研究了旋翼超轉(zhuǎn)的機理及解決措施。本文所提出的根據(jù)需用功率分布確定總距-油門關(guān)系的方法能夠有效

地優(yōu)化傳動比，改善旋翼穩(wěn)態(tài)超轉(zhuǎn)問題。該方法普遍適用于機械燃調(diào)發(fā)動機控制系統(tǒng)的設(shè)計改進(jìn)，同時對其他型號發(fā)動機操縱系統(tǒng)設(shè)計也具有一定借鑒作用。

隨著發(fā)動機機械燃調(diào)向電調(diào)控制的發(fā)展，可以設(shè)想，將引起直升機需用功率變化的直升機狀態(tài)變量盡可能與發(fā)動機油門控制交聯(lián)起來，從而實現(xiàn)直升機、發(fā)動機一體化控制必將成為未來發(fā)動機控制的一個發(fā)展趨勢。

[1] 王青松.某型直升機機械油門操作系統(tǒng)的計算分析[C].第31屆全國直升機年會論文集，2015.

[2] GJB 3209-1998 直升機術(shù)語[S].

[3] 左麗華，胡招才，阮紅霞.直升機自轉(zhuǎn)進(jìn)入和退出發(fā)動機控制邏輯的設(shè)計[J].直升機技術(shù)，2009(3)：77-80.

[4] 孫秀麗，王培培.前饋-反饋控制系統(tǒng)具體分析及其MATLAB/Simulink仿真[J].中國集成電路， 2013 (9)：53-58.

[5] 胡松濤.自動控制原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，1994.

The Research of Rotor Overruns to a Type Helicopter of Z8

YANG Bo, WANG Qingsong, LIU Fang, SUN Zhonghai

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China) )

Rotor overruns subjected to a type helicopter of Z8 appeared repeatedly in the process of flight, aiming at which power matching and system response were studied in this paper. By analyzing the mechanism of rotor overruns, a method was presented for identifying relationships of collective pitch-throttle based on power density required. Series of studies were carried out on the fight and the results demonstrate that rotor overruns was greatly improved.

rotor overrun; throttle control; power matching; system response

2016-03-02 作者簡介：楊 波(1988- )，男，天津市人，碩士，工程師，研究方向：動力系統(tǒng)設(shè)計。

1673-1220(2016)02-035-05

V249.122

A