輕型直升機分布式電驅動反扭矩系統構型方案的綜合評估技術研究

唐興中，陳國軍，付裕，建志旭，胡冰蕊

1.中國航空研究院，北京 100029

2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001

直升機尾槳是用來平衡主旋翼反扭矩和對直升機進行偏航操縱的部件。傳統機械式尾槳一般由中間傳動軸、中間減速器、尾傳動軸、尾減速器等組成，具有結構強度較高、技術應用成熟等優點，但仍存在一系列問題，主要有：（1）機械傳動鏈長，結構復雜，造成維修成本高、耗時長[1-2]；（2）尾槳故障率高，據統計，由尾槳系統引發的事故，占直升機事故總數的15%以上，如美國西科斯基公司的“黑鷹”直升機便發生過因尾槳傳動軸斷裂，導致多名高級軍官同直升機墜亡事故；（3）尾槳功率消耗較大，約占總功率的7%～10%[3]，傳動效率低。為解決上述問題，人們開始探索新的直升機反扭矩系統，用以替代傳統的機械式尾槳。

在當前綠色航空背景下，電動飛機、電動垂直起降飛行器（eVTOL）正在蓬勃發展[4]，據美國VFS統計，全球已啟動接近600 個eVTOL 項目。受此啟示，有些直升機制造商開始嘗試采用電動機驅動尾槳，如2016年萊昂納多公司與英國布里斯托大學合作，在一架AW139直升機的尾梁上改裝了一個電動尾槳，并進行了長達10h 的地面試驗[5]。2020年，貝爾公司公開了一架采用4 個涵道風扇代替傳統尾槳的貝爾429 驗證機，貝爾將該多涵道尾槳稱為電驅動反扭矩（EDAT）系統[6]，這是全球首次采用此類多旋翼電驅動尾槳的直升機，該驗證機已經在2019 年5 月開始試飛。國內很多學者也對電驅動反扭矩系統進行了大量研究。2018年，清華大學王洋等[7]申請了一項“一種直升機電動尾槳驅動裝置”的發明專利，通過三個串聯電機驅動尾槳，可保證各電機都在高效的范圍內工作，提高系統效率。2019年，電子科技大學王飛等[8]開展了小型無人直升機電動尾槳控制方法研究，采用非線性自抗擾控制方法實現了對直升機電動尾槳偏航通道的控制。電動尾槳具有結構簡單、綠色環保、低噪聲、低振動、易維護等優點，此外，電動尾槳與直升機主旋翼解耦，可提高尾槳控制的靈活性。

本文基于某國產2t 級直升機尾槳系統（見圖1），在滿足抗側風能力與原準樣機相當的前提下，開展了分布式電驅動反扭矩系統構型方案研究與綜合評估分析，對未來前景進行了展望。在ISA狀態和海平面高度，該直升機以最大起飛重量（質量）無地效懸停時，尾槳需提供拉力140kgf（約1400N）。

圖1 某國產2t級直升機尾槳系統Fig.1 Tail rotor system of a two-ton domesitc helicopter

1 電驅動反扭矩系統構型方案

電驅動反扭矩系統由發動機直接驅動發電機供電，經控制系統后供給驅動電機，實現對尾槳的驅動和控制。尾槳電傳動方式主要包括電機直驅、電機加動靜軸和電機加減速器等[1-2]。其中，電機直驅方式的傳動鏈短、安裝維護方便、系統效率高，并且鑒于航空電機、電調等技術不斷發展，電機直驅構型未來最有應用發展前景，為此本文選取電機直驅構型。

1.1 單電機直驅+變轉速控制構型

單電機直驅加變轉速控制構型方案是在滿足性能參數前提下，取消尾傳動系統，主減速器直接驅動發電機，經調節后為尾槳驅動電機供電，直接驅動尾槳葉；去除尾槳變距系統，采用尾槳轂與槳葉固定結構（固定槳距角）；采用驅動電機，通過調節驅動電機轉速來調整尾槳推力大小，構型方案架構如圖2 所示。其中，發電機選用60kVA電力容量，頻率400Hz，電壓120/208V的大功率發電機，采用油冷方式，重量約20kg。尾槳驅動電機按單旋翼變槳距尾槳功率及轉速需求，并且考慮重量及尺寸限制，選用60kW的軸向磁通同步永磁電機，采用空氣冷卻方式，重量約20kg。尾槳參數基本不變，槳距角取21.1°，轉速在0～2043r/min之間變化。

圖2 單電機變轉速構型Fig.2 Single-motor variable speed configuration

經估算，采用這種構型，總體參數保持不變，電動尾槳產生的最大正、負拉力與原尾槳相當，飛行特性基本沒有變化，滿足適航規章CCAR-27部要求。按GJB 902—1990評價的飛行品質等級與原機相當。通過飛控系統調節可以保證腳蹬操縱與尾槳拉力保持線性關系。但由于受槳葉剛度和重量影響，由最大正拉力到最大負拉力轉換時間比原來由槳距調節方式要慢，不滿足CCAR-27部關于操縱性和機動性的要求。

1.2 雙電機直驅+變轉速控制構型

采用雙電機直驅加變轉速控制構型方案是在提高全機抗側風能力的同時，主要考慮提供故障冗余，即在任意一個涵道尾槳故障情況下，還有一個涵道尾槳可以保證最大起飛重量懸停著陸，保證大部分飛行狀態下直升機正常使用。這種構型方案是在滿足性能參數前提下，取消尾傳動、控制桿系等，主減速器直接驅動60kVA發電機，經調節后為持續功率35kW、峰值功率60kW 的兩個尾槳驅動電機供電，直接驅動兩個固定槳距的涵道尾槳，構型方案架構如圖3 所示。這種構型需要重新設計尾槳氣動外形、尾槳葉和槳距角，如圖4所示。

圖3 雙電機變轉速構型Fig.3 Double-motor variable speed configuration

圖4 雙涵道變轉速理論外形Fig.4 The shape of double-duct variable speed configuration

經估算，采用這種構型后，總體參數保持不變，電動尾槳產生的最大正、負拉力與原尾槳相當，飛行特性基本沒有變化，滿足適航規章CCAR-27 部要求。按GJB 902—1990評價的飛行品質等級與原機相當。通過飛控系統調節可以保證腳蹬操縱與尾槳拉力保持線性關系。當單個尾槳故障失效后，由于驅動電機峰值功率較高，仍可保持原機尾槳能力，可滿足無風條件下懸停及大部分速度下的平飛要求，以及CCAR-27 部關于操縱性和機動性的要求。這種構型的好處是當兩個涵道尾槳正常工作時，尾槳能力較原機尾槳富余較多，安全裕度較高。

1.3 三電機直驅+變轉速控制構型

開展三電機直驅加變轉速控制構型設計主要考慮任一尾槳故障后，余下兩個尾槳可以保持原機尾槳能力。在滿足性能參數前提下，取消尾傳動系統，主減速器直接驅動60kVA發電機，經調節后為持續功率20kW、峰值功率35kW的三個尾槳驅動電機供電，直接驅動三個固定槳距的涵道尾槳，構型方案架構如圖5 所示。這種構型需要重新設計尾槳氣動外形、尾槳葉和槳距角，如圖6所示。

圖5 三電機變轉速構型Fig.5 Three-motor variable speed configuration

圖6 三涵道變轉速理論外形Fig.6 The shape of three-duct variable speed configuration

經估算，采用這種構型后，總體參數保持不變，電動尾槳產生的最大正、負拉力與原尾槳相當，飛行特性基本沒有變化，滿足適航規章CCAR-27部要求。按GJB 902—1990評價的飛行品質等級與原機相當。通過飛控系統調節可以保證腳蹬操縱與尾槳拉力保持線性關系。這種構型的好處是當三個涵道尾槳正常時，尾槳能力較原機尾槳富余較多，安全裕度較高；當單個尾槳故障失效后，另兩個驅動電機峰值功率仍可保持原機尾槳能力，可滿足無風條件下懸停及大部分速度下的平飛需求，以及CCAR-27部關于操縱性和機動性的要求。

2 三種構型方案對比評估分析

2.1 功率與操縱功效

由以上分析可以看出，三種構型中，只有單電機直驅變轉速構型由于受槳葉剛度和重量影響，由最大正拉力到最大負拉力轉換時間比原來由槳距調節方式要慢，不滿足CCAR-27 部關于操縱性和機動性的要求；其他兩種構型在正常狀態下，功率輸出或提供的拉力均滿足或超出原機械尾槳構型功能。特別是三涵道變轉速構型在正常工作狀態下，單個涵道以持續功率20kW 運行，三個涵道產生的最大總拉力大于原機械尾槳產生的最大拉力，抗側風能力有所提升。此外，如果考慮動力電池具有的短時提供功率輸出補償能力，總拉力將進一步增大，抗側風能力相較原機也將大幅提升。

2.2 重量和重心

傳統機械式尾傳動軸、尾減速器總重約為20kg。三種電驅動反扭矩系統構型均需配置60kVA發電機，以及不同功率需求的尾槳驅動電機。如果忽略結構重量、尾槳葉、線纜及控制器重量，簡單對比尾傳動軸、尾減速器與發電機、驅動電機的重量，見表1。

表1 機械尾槳和不同電動尾槳構型重量對比Table 1 Comparison between weight of mechanical tail rotor and different electical tail rotor configurations

從表1 可以看出，單電機直驅時驅動電機選用單臺60kW 電機，單臺電機重20kg；雙電機直驅時選用兩臺單臺持續功率35kW、峰值功率可達60kW的電機（滿足應急情況下單臺電機峰值功率需求），單臺電機重8kg；三電機直驅時選用三臺單臺持續功率20kW、峰值功率35kW 電機（滿足應急情況下兩臺電機峰值功率需求）情況下，單臺電機重4kg，單電機直驅、雙電機直驅和三電機直驅變轉速構型分別增重20kg、16kg和12kg。如果考慮線纜安裝、變壓整流驅動器等重量，估計再增加30kg 以上。因此在當前階段，整體來看機械式尾槳改為電動尾槳重量增加40～50kg，三涵道尾槳增重最少。

驅動電機重量增加還會帶來重心向后偏移，導致滿載狀態下縱向重心超限的問題值得關注。圖7～圖12分別給出了單電機直驅變轉速構型、雙電機直驅變轉速構型和三電機直驅變轉速構型的縱向、橫向重心包線圖。

圖7 單電機直驅構型縱向重心包線Fig.7 Longitudinal centre of gravity envelope of single-motor direct-drive configuration

圖8 單電機直驅構型橫向重心包線Fig.8 Transverse centre of gravity envelope of single-motor direct-drive configuration

圖9 雙電機直驅構型縱向重心包線Fig.9 Longitudinal centre of gravity envelope of double-motor direct-drive configuration

圖10 雙電機直驅構型橫向重心包線Fig.10 Transverse centre of gravity envelope of doule-motor direct-drive configuration

圖11 三電機直驅構型縱向重心包線Fig.11 Longitudinal centre of gravity envelope of three-motor direct-drive configuration

圖12 三電機直驅構型橫向重心包線Fig.12 Transverse centre of gravity envelope of three-motor direct-drive configuration

從圖中可以看出，三種構型方案的橫向雙駕駛使用包線都在橫向重心限制范圍內，但是，縱向雙駕駛使用包線都不同程度地超出縱向重心限制范圍，其中，單電機直驅、雙電機直驅構型縱向重心超出包線較多，三涵道電機直驅尾槳縱向重心超出最少。

2.3 動力學

單旋翼變槳距構型，尾槳轉速固定，能夠避開機體共振頻率。單旋翼變轉速構型，槳距固定，通過調整轉速調整尾槳拉力，存在無法避開機體共振頻率的風險。雙涵道變轉速、三涵道變轉速構型，槳距固定，通過分別調整各個涵道轉速，實現尾槳拉力控制。通過涵道的不同轉速搭配，能夠避開機體共振頻率。尾槳共振圖和阻尼比隨轉速變化如圖13和圖14所示。

圖13 尾槳共振圖Fig.13 Resonance diagram of tail rotor

圖14 阻尼比隨轉速變化Fig.14 Variation of damping ratio with rotation speed

2.4 安全性和可靠性

安全性方面，不同于傳統尾槳必須與主旋翼保持同步運轉，電動尾槳能獨立控制。因此，在地面時，電動尾槳可以停轉，三種構型方案均大大降低了尾槳對維修人員造成傷害的風險。相較而言，雙涵道和三涵道構型由于采用涵道尾槳，地面維護安全性更高。就飛行安全性來說，單電機驅動變轉速構型沒有提升；雙電機驅動變轉速構型余度較高，提升了飛行安全性；三電機驅動變轉速構型余度最高，因此飛行安全性更高。

可靠性方面，原機械尾傳動系統出現故障，則尾槳必將停轉，失去功能，只能自轉著陸。電動尾槳主要考慮三個方面：發動機、發電機和驅動電機故障。若發動機出現故障，自轉著陸時由于旋翼仍然在轉動，可以繼續帶動發電機轉動，產生電能供尾槳使用；若發電機故障，還可以使用應急電池為尾槳驅動電機提供5min應急供電，保證直升機緊急著陸；若驅動電機故障，單電機直驅構型與原機械尾槳失效相當，只能自轉下滑，而在雙/三涵道電動尾槳構型情況下，增加了余度設計，即使一個涵道驅動電機出現故障，雙/三涵道電動尾槳仍然可以有一/兩個尾槳電機以峰值功率工作，保證直升機在短時間內仍能夠最大起飛重量懸停著陸并且具有與原機相當的抗側風能力。例如，雙涵道構型單臺電機的峰值功率達到60kW，最大拉力可達1400N。三涵道構型正常工作狀態下，單個涵道可以20kW運行，提供拉力500N，總拉力1500N，略高于原機；應急狀態（損壞1臺電機）單個電機峰值功率達到35kW，拉力達700N，剩余兩臺電機可提供拉力1400N，與原機相當。

此外，增加動力電池除了能夠保證在發電機故障情況下尾槳安全運行外，還可以在大重量、大風速側風等尾槳功率需求較大時，提供短時功率輸出補償能力，改善抗側風性能。如果考慮動力電池短時提供功率補償輸出，則三臺電機可提供總拉力2100N，抗側風能力大大優于原機。

2.5 維修工作量

電動尾槳取消了復雜的傳動軸、減速器和操縱桿系的連接結構，可大幅降低全壽命周期成本，減少用戶直接運營成本。這大大提高了尾槳的使用效率、直升機的安全性，降低了維修工作量。

2.6 成本

在直升機巡航飛行中，電動尾槳可以采用較低的轉速，降低發動機功率輸出，從而降低油耗。此外，維修工作量的降低、電動系統壽命的提升等均可降低直接和間接使用成本。

2.7 噪聲

為對比不同構型氣動噪聲水平，以常規變槳距孤立垂尾槳為基準，選擇在相同氣動力狀態下對比，噪聲觀測點與尾槳空間位置示意圖如圖15 所示。圖16 給出了常規變總距尾槳噪聲特性曲線，從圖16 中可以看出，單旋翼變槳距構型隨總距增加不同觀測點噪聲聲壓逐漸增加，總距13°時聲壓等級為112.5dB。在相同氣動力情況下，單旋翼變轉速噪聲水平與單旋翼變槳距相當。

圖15 噪聲觀測點與尾槳空間位置示意圖Fig.15 Diagram of noise observation point and tail rotor space position

圖16 常規變總距尾槳噪聲特性曲線Fig.16 Noise characteristic curves of conventional variable pitch tail rotor

雙涵道變轉速構型在4910r/min 下氣動力與常規構型總距13°狀態下氣動力相當，槳盤平面內0°觀測點的聲壓約為104.5dB，相較于單旋翼構型降低了8dB，如圖17所示。

圖17 雙涵道變轉速構型轉速4910r/min時聲壓級變化曲線Fig.17 Sound pressure level curve of double-duct variable speed configuration at 4910r/min

三涵道變轉速構型在5550r/min 下氣動力與常規構型總距13°狀態下氣動力基本相同，此時槳盤平面內0°觀測點的聲壓級約為107.5dB，相較于單旋翼構型降低了5dB。隨轉速降低，噪聲下降明顯，如圖18所示。

圖18 三涵道變轉速構型不同轉速時聲壓級變化曲線Fig.18 Sound pressure level curves of three-duct variable speed configuration at different speeds

經過仿真發現，在相同氣動力情況下，三種構型中雙涵道變轉速電動尾槳噪聲降低幅度最大，大約為8dB；三涵道變轉速尾槳噪聲降低幅度略有降低，約為5dB。圖19 為三涵道變轉速尾槳構型等渦量圖，可以看出，三涵道間存在較大的氣動干擾是噪聲不如雙涵道低的原因之一。

圖19 三涵道變轉速構型尾槳渦量圖Fig.19 Vorticity map of three-duct variable speed configuration

因此，三涵道電動尾槳的優勢最為明顯，其不僅重量最輕、氣動特性較好、飛行品質好，而且安全性最高、可靠性最好、噪聲較低。

特別是三涵道構型在大重量起飛、大風速側風等對尾槳功率需求大的情況下，動力電池具有短時功率補償能力，單個涵道可以以峰值功率35kW運行，對應拉力700N，總拉力達到2100N，抗側風能力較原機大幅提升。

3 三電機直驅變轉速構型應用前景

從上述分析來看，三涵道電動尾槳系統雖然綜合性能最優，但增重問題比較明顯，投入使用預計增重80kg，相當于占掉乘員1 人。因此，減重是分布式電驅動尾槳的重中之重。以下重點進行三涵道電動尾槳構型減重分析。

3.1 發電機、電動機和整流器等

三涵道電動尾槳發電機、電動機和整流器等總量約為50kg，功率密度在3～5kW/kg。目前，西門子公司、賽峰公司、美國H3X等公司都在開發航空電機，最高持續功率密度有望達到12.5kW/kg[9]。若功率密度10kW/kg 左右，則可減重20kg 左右，與原機械式尾槳傳動軸與尾減速器重量相當。

3.2 飛控計算機

由于電動尾槳需要增加航向電動尾槳控制專用計算機控制電機轉速，進而調節尾槳拉力，包括正常模式和故障模式。經估算要滿足安全性要求，必須采取余度設計，拉力約增加150N。由于國產2t 級直升機數字式增穩系統屬于選裝設備，實際上通過軟、硬件擴展，將電動尾槳飛控系統整合到增穩系統中，不僅可以減重，還可以大大減輕飛行員操縱負擔，獲得更高要求的飛行品質和自動駕駛功能。因此，在電動尾槳狀態下選擇航向控制與增穩系統一體化設計，可以少增重5～10kg。

3.3 電池

動力電池按照滿足尾槳應急供電5min，質量能量密度取200Wh/kg，電池重量約為25kg。當前，國內外諸多企業在大力發展高能量密度電池技術，如韓國LG 公司、美國SionPower 公司等開發的鋰硫電池產品有望在投產初期能量密度達到400Wh/kg以上[10]，這樣尾槳應急電池重量還可以減重10kg左右。

通過上述分析可知，隨著電池、航空電機等技術的發展，經過未來5年左右，電動尾槳重量可由增重80kg降為增重40kg 左右，解決電動尾槳目前存在增重較大的問題，應該說三涵道分布式電驅動尾槳前景非常光明。

4 結束語

目前來看，傳統機械式尾槳在重量上還略占優勢，未來隨著電池、航空電機技術的發展，機械式尾槳系統在重量上的優勢將逐漸消失，分布式電動尾槳必將代替機械式尾槳系統。從2t 級直升機需求來看，三涵道電動尾槳構型已滿足需求，若涵道數量進一步增加，可能帶來氣動干擾加劇、飛行控制律復雜度上升等問題需具體評估。

隨著綠色航空的發展，全電動直升機也將在不遠的將來出現在人們的生活中。特別是近幾年eVTOL、電動飛機和氫能源飛機的快速發展，必將推動電推進系統技術蓬勃發展。