直升機電傳飛控作動布局研究

李修赫,劉海清,焉臺郎,萬興云,聶文明

(中國直升機設計研究所,江西 景德鎮 333001)

0 引言

電傳飛控系統是直升機電氣綜合控制的紐帶和主動控制技術的基礎[1-3]。電傳飛控系統的使用極大地提高了直升機的操縱品質、任務效能和戰場生存性[1,4-5]。國外新一代高性能直升機均采用了先進的多余度全權限數字式電傳飛行控制系統[6-10]。國內未來直升機型號設計將廣泛采用電傳飛控系統;現有型號的機械操縱系統也將逐步進行電傳飛控系統的改裝升級[11-12]。

電傳飛控系統設計的一大難點在于,如何在已經確定操縱量范圍和槳距角范圍的情況下,完成作動布局,即確定作動器位置并計算相應行程。因操縱量與槳距角呈線性關聯,故只需研究槳距角與作動布局的對應關系。在機械操縱系統中,槳距角與作動布局的對應關系由機械傳動鏈確定。國內目前采用機械操縱系統的直升機型號,其作動器位置相對固定,且尚未對作動器位置和行程進行準確解耦。然而,未來直升機型號將以結構形式新、起飛重量大作為主要特點[13-15],給直升機作動布局設計帶來一系列問題:主減殼體形狀獨特、作動器尺寸偏大、液壓管路復雜[16-19]等等。上述因素必然導致作動器的位置選擇更加靈活自由,需要對作動器的位置和行程準確解耦,使得在作動器的位置自由改變時,能夠計算出相應的作動器行程,滿足未來直升機型號設計需求。

因此,本文對直升機電傳飛控作動布局進行研究。通過簡化結構交聯與幾何關系推導,得到槳距角與作動布局的對應關系;以此為基礎建立仿真模型進行數字仿真,并將仿真值與實測值進行對比,為未來直升機電傳飛控系統的研發設計提供了理論支撐。

1 直升機電傳飛控作動原理

圖1為直升機電傳飛控作動原理示意圖。其中,作動器下端固定在主減殼體上,上端連接自動傾斜器不動環;不動環與動環之間軸承連接,變距拉桿連接動環與槳葉根部的變距搖臂。當存在輸入信號時,三臺作動器協調伸縮,帶動不動環和動環傾轉,通過變距拉桿和變距搖臂傳遞運動,實現槳葉變距。

圖1 直升機電傳飛控作動原理示意圖

2 直升機電傳飛控作動布局解算

為簡化結構交聯,在動環、不動環和槳盤平面建立虛擬變距軸,如圖2所示。定義動環、不動環和槳盤平面的橫向虛擬變距軸在同一垂面內,且方向一致,三者可以投影為一條直線;定義動環、不動環和槳盤平面的縱向虛擬變距軸在同一垂面內,且方向一致,三者可以投影為一條直線。定義主槳葉旋轉方向為逆時針方向,縱向虛擬變距軸與前作動器的夾角為提前操縱角φ;提前操縱角φ的位置沿旋轉方向提前于前作動器,其大小由旋翼結構確定。左作動器與前作動器的夾角為α;右作動器與前作動器的夾角為β。

圖2 虛擬變距軸

當存在槳距角θ時,根據角度與弧度的關系可以得出操縱點行程S0:

(1)

其中,R為變距搖臂長度,則動環在虛擬變距軸的行程為:

S0=S動

(2)

根據動環和不動環的傳動比,計算不動環在虛擬變距軸的行程為:

(3)

其中,R1為不動環半徑,R2為動環半徑。

根據不動環在虛擬變距軸的行程S不動折算三臺作動器的行程,前作動器運動幾何關系如圖3所示,左、右作動器運動幾何關系與其相同。

存在縱向操縱對應槳距角θ縱輸入時,橫向變距軸保持不動,縱向變距軸繞橫向變距軸轉動θ縱,可求出此時三臺作動器的行程分別為:

(4)

(5)

( 6)

存在橫向操縱對應的槳距角θ橫輸入時,縱向變距軸保持不動,橫向變距軸繞縱向變距軸轉動θ橫,可求出此時三臺作動器的行程分別為:

(7)

(8)

( 9)

存在縱向+橫向組合操縱對應槳距角輸入時,橫向變距軸繞縱向變距軸轉動θ橫,縱向變距軸繞橫向變距軸轉動θ縱,可求出此時三臺作動器的行程分別為:

S前=S前縱+S前橫

(10)

S左=S左縱+S左橫

(11)

S右=S右縱+S右橫

(12)

當主槳葉旋轉方向為順時針方向時,S前保持不變,S左與S右的解算公式互換。至此,完成直升機電傳飛控作動布局解算,即選定作動器位置后,可根據槳距角輸入,求解每臺作動器的行程。

3 直升機電傳飛控作動布局仿真模型

為了驗證本文解算方法的準確性,選取一直升機作為驗證對象。該機主槳葉旋轉方向為逆時針方向,前作動器安裝在主減速器正前方,左、右作動器與之呈120°夾角。

通過Matlab/Simulink仿真軟件建立直升機電傳飛控作動布局仿真模型,將該機參數作為模型輸入值,模型主體部分包括槳距角輸入、不動環半徑/動環半徑、弧度轉換、變距搖臂長度、提前操縱角、各作動器位置關系、槳距角行程極限和作動器行程極限等,如圖4所示。

圖4 直升機電傳飛控作動布局仿真模型

4 結果分析

在外場對該機進行了多組槳距角與作動器行程測量,在測量數據的基礎上,對槳距角全范圍進行擬合,并得到了對應的作動器行程。圖5為實測值與仿真值對比圖。結果表明,在槳距角全范圍內,作動器行程的仿真值與實測值基本吻合。仿真值覆蓋區域相比于實測值覆蓋區域整體略微偏上,即仿真值的作動器伸出量略大于實測值的作動器伸出量,仿真值的作動器縮回量略小于實測值的作動器縮回量。

圖5 作動器行程對比

圖6為直升機槳葉變距示意圖。在實際變距時,作動器與旋翼結構的協調運動,保證了槳盤平面能夠按照設計要求傾斜相應角度,完成槳葉變距[20]。本文在虛擬變距軸內對槳盤平面傾斜向作動器行程推導的過程中,簡化了作動器繞支座的小角度轉動和旋翼結構沿直升機Z軸的平移及繞直升機Z軸的轉動,這是作動器行程誤差產生的主要原因。

圖6 直升機槳葉變距示意圖

為了評估簡化造成的誤差,選取極限組合操縱對應的槳距角作為輸入,對實測值和仿真值進行詳細分析。極限組合操縱作為衡量直升機作動設計的重要手段,廣泛應用于型號設計驗證[21]。本文選取的極限組合操縱包括:前極限+左極限、前極限+右極限、后極限+左極限、后極限+右極限。圖7為極限組合操縱時的作動器行程。

圖7 極限組合操縱時的作動器行程。

結果表明,前作動器行程最大誤差出現在后極限+右極限工況,實測值31.45 mm,仿真值33.84 mm,行程誤差2.39 mm;左作動器行程最大誤差出現在前極限+左極限工況,實測值25.49 mm,仿真值27.60 mm,行程誤差2.11 mm;右作動器的最大誤差出現在后極限+左極限工況,實測值19.87 mm,仿真值22.25 mm,行程誤差2.38 mm。綜上所述,各作動器行程實測值與仿真值誤差均不超過3 mm,滿足直升機作動設計精度要求。表1給出了各作動器行程統計。

表1 各作動器行程統計

5 結論

本文以直升機電傳飛控作動布局為研究對象,通過簡化結構交聯與幾何關系推導,得到了槳距角與作動布局的對應關系,建立了數值仿真模型,并將仿真值與實測值進行了對比,得出了以下結論:

1) 仿真值與實測值誤差不超過3 mm,符合直升機作動設計標準,能夠滿足未來直升機型號設計需求。

2) 對作動器位置和行程進行了準確解耦,可根據設計需要自由選定作動器位置并計算相應行程。

3) 現有直升機型號的機械操縱系統在改裝電傳飛控系統時,亦可參考本文研究進行作動布局設計。