某型直升機旋翼超轉問題研究

楊 波，王青松，劉 芳，孫中海

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

某型直升機旋翼超轉問題研究

楊 波，王青松，劉 芳，孫中海

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

直-8某型直升機在試飛過程中多次出現旋翼超轉現象。針對此問題，從功率匹配和系統響應兩方面進行研究，分析了旋翼超轉產生的機理，提出了一種基于需用功率分布優化總距-油門關系的方法。試飛驗證表明，該方法能夠有效地解決旋翼超轉問題。

旋翼超轉；機械油門操縱；功率匹配；系統響應

0 引言

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

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

1 旋翼超轉現象

旋翼超轉是指直升機旋翼在發動機帶動或自轉下，超過最大允許轉速[2]。因此旋翼超轉存在有動力超轉和無動力超轉兩種情況。本文主要針對有動力下的旋翼超轉問題進行研究。直-8型直升機旋翼轉速設定值有207r/min和212r/min兩檔，正常有動力情況允許轉速為202r/min～217r/min，超出該范圍時機上旋翼轉速告警燈燃亮并伴隨相應的語音告警。

本文對有動力下的旋翼超轉分以下兩種情況進行分析：一種是穩態下的超轉，如直升機在大速度下滑過程中，旋翼轉速持續上升或長時間偏高，這種情況下，飛行員需通過改變飛行姿態、減小下降率或手動調節發動機油門來降低旋翼轉速；另一種是瞬態超轉，當快速操縱總距時，旋翼轉速瞬時波動，穩定飛行后，旋調系統能夠自動使旋翼轉速從超轉狀態恢復過來。

2 旋翼超轉機理分析

2.1 發動機機械油門操縱系統

直8某型直升機發動機機械油門操縱系統主要由駕駛艙里的總距桿、油門環、發動機油門桿、執行機構、總距-油門混合裝置、轉速傳感器等組成，如圖1所示。

圖1 發動機油門操縱系統組成圖

這些機構可實現：

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

自動操作：通過旋翼轉速調節系統實現。其中執行機構串聯于發動機操縱系統中，通過伸長或縮短直接操縱發動機油門搖臂，調節發動機轉速，以保持恒定的旋翼轉速。

發動機油門操縱系統的主要目標是實現直升機需求功率與發動機功率的匹配，即應滿足整個飛行包線內的油門調節要求，在飛行過程中保證直升機旋翼轉速恒定。

2.2 穩態超轉

旋翼超轉是發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。在一定的轉速下，總距越大，需用功率也越大。而發動機輸出功率由油門開度實現。因此，發動機操縱系統的設計目標是找到一個合適的總距和油門開度對應關系，能夠在不同總距狀態下滿足發動機輸出功率與旋翼負載相平衡。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-需用功率對應關系不能滿足直升機在各飛行狀態和飛行環境的實際需求。

為了滿足不同環境狀態以及所有飛行包線內的總距-功率需求，借助旋翼轉速調節系統(簡稱旋調)的補償，總距-功率關系由一條線設計成一個區域，如圖2所示。其中三條曲線分別對應旋調系統執行機構的全伸、中立和全縮狀態。其間的范圍則表示發動機通過旋調的自動調節可以達到的功率輸出范圍。當實際的總距-需用功率關系超出了設計區域范圍時，無法實現發動機輸出功率與直升機需求功率的匹配，即出現旋翼超轉。如狀態2，該狀態一般出現在大速度下滑過程中，此時旋翼需用功率變小，執行機構全縮狀態下發動機的輸出功率仍大于旋翼需求功率。在這種情況下，旋翼轉速無法通過旋調的自動調節恢復平衡，即出現穩態超轉。

圖2 總距-功率關系示意圖

2.3 瞬態超轉

另一種情況，在總距-功率關系區域范圍內，當旋翼負載瞬間改變時，發動機的輸出功率無法快速跟隨負載變化，出現旋翼轉速瞬態波動。引起負載變化的因素通常有兩種，一是總距操縱，二是外界擾動。當飛行員操縱總距時，總距信號改變旋翼負載的同時以前饋補償的形式通過混合聯動裝置操縱燃油調節器的油門搖臂，改變發動機供油量。如果發動機的功率輸出不能及時跟隨旋翼負載變化，就會出現旋翼轉速波動；當飛行條件發生變化時，旋翼在外界擾動的作用下，轉速也會偏離設定值。旋調系統作為反饋環節實時監測旋翼轉速的變化情況，并將偏差信號反饋到執行機構，執行機構通過聯動裝置調節燃調油門開度，直至旋翼轉速恢復到設定值附近。由上述可知，旋翼轉速的調節屬于閉環前饋-反饋控制系統[3]，其控制原理如圖3所示。

由輸入輸出關系可知，各環節的響應特征如下：

其中：K、K1、Ke、KL為各環節的放大系數，T、T1、

圖3 旋翼轉速調節系統方塊圖

Te、TL為各環節時間常數。

對于這樣一個高階系統，利用Simulink仿真[4]，其脈沖響應如圖4所示。可以看出，旋調系統的調節具有一定的滯后性。這是由各慣性環節的響應特性和反饋控制特點所決定的。單以燃氣渦輪加減速特性來看，某型直升機配裝某國產渦軸發動機，其燃氣渦輪轉速Ng從25000r/min加速到32000r/min需用時6s。而直升機根據實際需求，經常要求快速起降，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，若系統瞬態響應無法滿足旋翼負載變化需求，則造成旋翼轉速的瞬態超轉。

圖4 系統脈沖響應

3 改進措施

通過前面的機理分析可知，旋翼瞬態超轉屬于系統響應問題，需要改善系統各個環節的瞬態特性。其中改善燃調的供油規律可以提高發動機加減速性能；提高旋調的反應時間和執行機構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瞬態特性的重要因素。根據軍用渦輪軸發動機數字控制系統通用規范的要求，發動機動力渦輪轉子在過渡態下的超調一般在5%以內。進一步提高發動機加速性意味著必須對現有發動機進行較大的改進設計。

而針對穩態超轉，使發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)優化總距-油門交聯關系

總距-油門交聯關系即傳動比，是總距-功率曲線與發動機油門-功率關系曲線的疊加綜合，由基準油門開度和油門板尺決定。通常情況下，油門-功率關系由發動機本身決定，受環境溫度等條件影響。而總距-需用功率曲線則采用一種簡單近似的辦法求解，是按照標準起飛重量、標準大氣條件、海平面、無地效懸停或平飛狀態來建立的總距-需用功率關系。優化傳動比能夠精確總距前饋補償，滿足穩態下的功率匹配。但是由于所設計的總距-功率對應關系單一，難免與實際飛行使用情況有出入，出入越大，旋翼轉速波動越大。

本文提出一種基于需用功率分布的總距-油門交聯關系的方法。具體方法為在直升機飛行包線范圍內，根據飛行任務剖面、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-油門聯動設計的依據。在試飛階段可根據試飛數據，繪制出包含直升機不同工作狀態下的總距-油門分布圖，根據分布密度直接確定總距-油門交聯關系，據此對設計進行修正和優化。

圖5為某型機根據試飛數據繪制的總距-油門分布圖以及不同油門板尺半徑下的總距-油門關系曲線。圖中圓點即為該機在不同狀態下的總距-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。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-油門交聯關系，如圖5中曲線。本文認為通過總距-油門分布高密度區的交聯關系為最優。

圖5 總距-油門關系的確定

2)增加旋調調節范圍

增加旋調的調節范圍可以提高直升機不同總距狀態下的發動機輸出功率調節裕度，從而更大限度地實現發動機輸出功率與旋翼負載的匹配。但由于受到執行機構行程的限制，現有油門開度調整范圍約為±10°。通過增加執行機構行程可以增加油門開度調整范圍，但需考慮隨著旋調調節能力的放大，反饋環節增益也會增大，從而對系統穩定性帶來不利影響[5]。

4 機上驗證

以某型機早期試飛過程旋翼超轉問題為例，對發動機油門操縱系統和旋翼轉速調節系統進行了以下優化改進：

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

圖6 優化結果驗證

2)提高旋調調節能力：換裝改型執行機構，行程由18.5mm提高到20.5mm。

實施以上改進措施后，在OAT=30℃環境下，該型機進行了試飛驗證，試飛數據表明，改進后最大下降率超過10m/s，與該機早期試飛過程中最大下降率4m/s相比，旋翼穩態超轉現象得到了明顯改善。改進前后下降過程旋翼轉速對比如圖7所示。

圖7 改進前后下降過程旋翼轉速對比

5 結論

本文針對旋翼超轉問題，從發動機與直升機的功率匹配和系統響應兩方面進行了剖析，著重研究了旋翼超轉的機理及解決措施。本文所提出的根據需用功率分布確定總距-油門關系的方法能夠有效

地優化傳動比，改善旋翼穩態超轉問題。該方法普遍適用于機械燃調發動機控制系統的設計改進，同時對其他型號發動機操縱系統設計也具有一定借鑒作用。

隨著發動機機械燃調向電調控制的發展，可以設想，將引起直升機需用功率變化的直升機狀態變量盡可能與發動機油門控制交聯起來，從而實現直升機、發動機一體化控制必將成為未來發動機控制的一個發展趨勢。

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

[2] GJB 3209-1998 直升機術語[S].

[3] 左麗華，胡招才，阮紅霞.直升機自轉進入和退出發動機控制邏輯的設計[J].直升機技術，2009(3)：77-80.

[4] 孫秀麗，王培培.前饋-反饋控制系統具體分析及其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：動力系統設計。

1673-1220(2016)02-035-05

V249.122

A