某型直升機電傳飛控系統多余度供電方案設計研究

李 波，尚雅慧，孟文杰，井雅潔

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.中航工業陜西航空電氣有限責任公司，陜西 西安 710077)

某型直升機電傳飛控系統多余度供電方案設計研究

李 波1，尚雅慧2，孟文杰1，井雅潔1

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.中航工業陜西航空電氣有限責任公司，陜西 西安 710077)

直升機電傳飛控系統的供電及配電方案是其實現功能、提高安全可靠性的重要保障。結合某項目的電傳飛控系統，提出一種基于負載的、可故障隔離的供電和配電系統多余度重構供電子系統方案。飛行驗證結果表明，該方案可以保障某型機電傳飛控系統正常可靠地工作。

電傳飛控系統；飛控交流發電機；蓄電池；TRU

0 引言

飛控供電子系統是指由電源系統至電傳飛控系統用電設備輸入端之間電能的傳輸、分配、控制、保護的系統，是電傳飛控系統的重要組成部分。隨著電傳飛控系統硬件技術的發展，其數字化、綜合化程度越來越高，對于整機的重要性日益提高。尤其是某型機的先進電傳飛控系統主要由多余度的電子與機電設備組成，并以電能作為系統工作的唯一能源，供電的安全性事關整機存亡，對其配電技術以及供電和配電系統的容錯供電能力提出了更高的要求。對系統用電的自動管理和分配，以及向電傳飛控系統提供可靠、容錯的供電是新型電傳飛控系統供電設計的關鍵技術。

本文結合某項目的電傳飛控系統，提出一種基于負載的、可故障隔離的供電和配電系統多余度重構供電子系統方案。當在供電子系統發生各種故障時，能夠實現故障隔離，完成系統重構，利用系統中其余完好部件承擔起故障部件所喪失的功能，進而維持系統的性能，滿足電傳飛控系統的容錯供電要求，從而保障直升機任務完成以及安全飛行和返航。

1 功能需求

電傳飛控系統供電和配電方案應能提供如下功能：

1) 實現電傳飛控系統用電的就近傳輸、分配、控制、保護和管理。

2)對供電系統的狀態進行監測，具備系統狀態指示、告警提示、信息回饋功能；采用多余度供電邏輯管理，當出現系統用電設備過載或供電系統故障時，能自動進行故障隔離和供電系統重構。

3)根據配電組件的當前容量以及電傳飛控系統各通道的負載，實現供電和配電系統的自動管理。

2 系統供電方案設計

某型機電傳飛控系統供電子系統部件主要包含：兩臺主交流發電機、變壓整流器(TRU)、蓄電池、備份直流電源系統(含兩臺飛控交流發電機和一臺飛控整流控制盒)及飛控計算機等。這些設備共同組成一個分布式供電網絡，根據負載(傳感器、舵機等)的工作情況以及各工作電源的供電能力配置，通過硬線連接及飛控計算機端的邏輯電路相互配合來滿足電傳飛控系統的供電需求。

電傳飛控系統備份直流電源由一臺整流盒與兩臺飛控交流發電機配套組成，為電傳飛控系統提供雙通道各500W、28V的直流電，每臺飛控交流發電機獨立向對應的飛控計算機供電。飛控交流發電機安裝與主減機匣貼合，其外花鍵與主減附件中的內花鍵嚙合。飛控交流發電機提供的雙三相交流電通過電連接器輸送至整流盒，經整流盒中雙路整流、濾波電路將其轉化為平滑的雙通道直流電提供給機上電傳飛控系統使用。飛控交流發電機的輸出電壓與負載電流相關。額定功率(單通道)：≮500W，額定電壓(單通道)：(24±2)VDC，額定電流(單通道)：22.7A。即在22.7A負載(單通道，全系統為45A)情況下，輸出電壓為24±2VDC(全溫范圍內)。飛控交流發電機空載額定轉速下空載輸出電壓為32V。

電傳飛控系統供電配置如圖1所示。

圖1 電傳飛控系統供電配置

機上電源系統分別通過3個斷路器(圖1中開關①、②、③)與電傳飛控系統連接。機上兩臺主交流發電機分別向機上1號、2號發電機匯流條提供115V、400HZ交流電，經變壓整流器(TRU)變壓整流后向機上提供28V直流電。兩臺TRU輸出的直流電源對于飛控系統來說是互為備份的，為飛控系統提供雙余度直流電源；備份直流電源為飛控交流發電機整流濾波后的直流輸出，輸出電壓與負載電流相關。兩臺飛控交流發電機共同為飛控系統提供一個余度的直流電源，即每臺飛控交流發電機為半套飛控系統供電。蓄電池通過③號斷路器為飛控系統提供一個余度的直流電源。即電傳飛控系統具備四余度供電。另外，需要說明的是飛控系統具備半套系統供電下應急著陸的能力，如圖2所示。

圖2 電傳飛控系統用電邏輯

正常供電時，蓄電池通過3號斷路器送入電傳飛控系統的是由TRU提供的機上蓄電池充電電源。當兩臺TRU供電均故障時，蓄電池處于放電狀態，蓄電池電壓值為24V。此時電傳飛控系統仍完全由備份直流電源系統供電。如備份直流電源系統再失效，則由蓄電池給電傳飛控系統部分或全部供電。

電傳飛控系統正常情況下，全系統電流小于20A。各TRU提供的電壓穩定于28V，電傳飛控系統負載對TRU電壓波動的影響可以忽略不計。由于飛控備份直流電源系統在空載額定轉速下空載輸出電壓為不大于32V，因此正常供電時1、2號主發電機以及備份直流電源各負擔一部分負載電流。實驗室試驗數據表明，機上直流電源系統承擔20%負載，其余負載由飛控備份直流電源系統承擔。

3 系統故障工作能力

當1號、2號TRU供電同時失效時，電傳飛控系統供電邏輯重構，由蓄電池以及電傳備份直流電源共同承擔系統供電，負載電流分配份額與蓄電池輸出電壓相關。圖3示出了實驗室試驗得出的飛控備份直流電源系統在額定轉速下隨負載變化的直流輸出電壓。

圖3 飛控備份直流電源系統額定轉速下直流輸出電壓

從圖3可看出，飛控備份直流電源系統在額定轉速(7186±20)r/min下，其交流輸出經整流濾波后直流輸出的空載電壓介于30～32V之間；2分鐘的1.5倍過載功率下直流輸出電壓高于22V。額定轉速下，直流輸出電壓隨負載大小變化的曲線決定于飛控交流發電機的輸出特性。

以上皆為發動機轉速為額定狀態時的情況。當整流盒空載且發動機轉速下降時，要使直流輸出電壓不小于21.5V，飛控交流發電機所需最低拖動轉速不小于5200r/ min；整流盒額定負載工況下，要使直流輸出電壓不小于21.5V，飛控交流發電機所需最低拖動轉速不小于6400r/min；整流盒2分鐘1.5倍額定負載工況下，要使直流輸出電壓不小于21.5V，飛控交流發電機所需最低拖動轉速不小于7100r/min。實驗室得出的飛控交流發電機輸出恒定所需最低拖動轉速如圖4所示。

圖4 飛控交流發電機輸出恒定不同負載所需最低拖動轉速

圖5表明，即使在機上旋翼系統處于85%額定轉速且TRU1與TRU2匯流條失效時，飛控交流發電機空載電壓依然有25.2V。單臺飛控備份直流電源系統仍可負擔10A電流，其輸出電壓將降至22V。若此時蓄電池已經接通，系統需要的其它3-6A電流需要蓄電池負擔；即使此時蓄電池未接通，兩臺飛控交流發電機依然可負擔系統正常工作需要的16～20A電流，其輸出電壓將降至22～24V。因此，85%額定轉速時，單臺飛控交流發電機輸出電壓大于18V，滿足系統供電要求。

圖5 飛控備份直流電源系統85%額定轉速下直流輸出電壓

由上述分析可知，只有當飛控交流發電機轉速下降到85%以下時，才需要蓄電池向電傳飛控系統供電以策安全，而在直升機實際正常飛行時，即使是在最為嚴苛的自轉下滑訓練條件下，飛行員也會將旋翼轉速保持在90%～110%，旋翼轉速是不會長時間低于85%的。

4 飛行驗證

經分析，機上直流電源系統(不含蓄電池)故障造成電傳飛控系統直流電供電失效的概率為5.013×10-5，直流電源系統(含蓄電池)故障造成電傳飛控系統直流電供電失效的概率為6.467×10-11。按適航條例規定，當故障率≤10-9時，為極不可能事件。顯然，電傳飛控系統供電系統導致飛控斷電是極不可能發生的。隨后長時間的試飛結果表明，本方案可以保障某型直升機電傳飛控系統正常可靠地工作。

5 結束語

本文敘述了某型直升機電傳飛控系統的分布式供電子系統容錯與重構等方案設計，并對關鍵部件—飛控交流發電機的故障工作能力進行試驗室地面驗證。飛行試驗結果表明，本方案設計正確可行，功能完善，系統重構能力和可靠性高，可大幅提高電傳飛控系統工作的安全可靠性，能夠為先進電傳飛控系統功能的實現提供有效保障，對后續其它型號電傳飛控系統的供電方案選取和設計也具有很大的工程實用價值。

[1] 蔣志揚，李頌倫，主編.飛機供電系統[M].北京：國防工業出版社，1990.

[2] 宋翔貴，張新國，等，編著.電傳飛行控制系統[M].北京：國防工業出版社，2003.

Research on the Redundancy Power Supply Scheme for FBW System of a Helicopter

LI Bo1, SHANG Yahui2, MENG Wenjie1, JING Yajie1

(1.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001 China； 2.Avic Shaanxi Aero Electric CO., LTD., Xi’an 710077 China)

The power supply and distribution system for FBW is the important supporter to realize its functions and improve its reliability and security. A load-based, fault isolatable redundancy power supply and distribution subsystem scheme was proposed in this paper based on a FBW research program. Flight test results proved that the scheme is reliable enough for FBW system operation.

FBW system；flight control alternator；accumulator battery；TRU

2015-10-14 作者簡介：李 波(1974-)，男，江西南昌人，本科，研究員， 主要研究方向：飛控總體設計。

1673-1220(2016)01-037-03

V242；V249.1

A