某型直升機油門控制系統(tǒng)研究

張青竹，張德平

（哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱）

引言

現代常規(guī)直升機，在給定飛行狀態(tài)下一般將旋翼控制在恒定轉速。直升機旋翼轉速恒定是發(fā)動機操縱系統(tǒng)的主要控制目標之一。以安裝渦軸發(fā)動機的某型直升機為例，發(fā)動機自由渦輪與直升機旋翼機械連接，通過油門控制系統(tǒng)調節(jié)油門開度來調節(jié)燃氣渦輪轉速，以保證發(fā)動機的輸出功率與需用功率相匹配，使直升機旋翼在恒定的轉速下工作。樣例直升機采用電調發(fā)動機控制，EECU 通過感受總距位置信號的變化，基于預調值快速調整發(fā)動機油門開度，來實現對整機需用功率變化的迅速響應。能否確立高精度的總距- 油門基準關系曲線來快速、準確的得到預調值，是設計直升機油門控制系統(tǒng)的關鍵問題。

對于樣例直升機的油門控制系統(tǒng)一直沒有開展過相關的理論計算和分析研究，設計經驗幾乎空白。國內對于直升機油門控制系統(tǒng)的設計經驗也處于初步摸索階段，相關研究資料很少。本文基于樣例直升機飛行動力學仿真模型，計算在不同飛行狀態(tài)和環(huán)境條件下的需用功率、油耗率和總距位置，確立總距-油門基準關系曲線，相比于文獻[1]和文獻[2]提出的方法，計算狀態(tài)更加全面、分析方法更加準確。通過與試飛數據的對比，驗證本文確立的總距- 油門基準關系曲線是精確、可信的，為樣例直升機的油門控系統(tǒng)設計提供了理論基礎。

1 旋翼轉速控簡介

1.1 傳統(tǒng)機械控制

傳統(tǒng)的機械控制的發(fā)動機系統(tǒng)，如圖1 所示，通過總距- 油門聯動實現預操縱來減少調速器的反應時間、改善加速性。

圖1 傳統(tǒng)機械控制旋翼轉速示意

總距- 油門聯動同時還對靜下垂進行補償。靜下垂是自由渦輪渦軸發(fā)動機上調節(jié)形式的一種特性，當總距增加時，也就是當燃氣發(fā)生器的轉速增加時，自由渦輪轉速有一個微小的減少量，靜下垂值直接依賴于彈簧力，承載的彈簧比非承載彈簧有更小的轉速減少量。總距- 油門聯動在槳距增加時使自由渦輪轉速有一個微小的增加量，從事實現靜下垂補償[3]。

1.2 EECU 控制

直升機在飛行狀態(tài)下，發(fā)動機控制系統(tǒng)自動控制自由渦輪轉速，使之在整個飛行包線內保持一致[4]。無論旋翼負載如何變化，EECU 都會通過調整燃油流量，控制自由渦輪轉速，保持它盡可能與旋翼轉速額定值保持一致。

為了使發(fā)動機快速響應，基本的動力渦輪轉速直接由總距位置驅動。當總距變化時，EECU 位置傳感器感受總距桿位置信號，確定基本的動力渦輪轉速理論值，這種功能稱為預調。

EECU 基于預調值通過控制油門開度確定燃油流量，允許一個初始的燃氣發(fā)生器轉速來平衡功率共給和功率需求關系，從而保持旋翼轉速為一個常數。預調器對載荷的變化立即提供一個信號，能夠減少控制系統(tǒng)探測時間，從而實現對整機需用功率變化的迅速響應，見圖2。

圖2 EECU 控制旋翼轉速示意

EECU 會時時監(jiān)測動力渦輪轉速，并與額定值比較；如果轉速低，EECU 會增加燃油流量數據，如果轉速高，則會降低燃油流量，最終使旋翼轉速控制在額定值。

2 計算模型簡介

基于FLIGHTLAB 軟件建立單旋翼帶尾槳直升機飛行動力學仿真計算模型。旋翼系統(tǒng)為4 片剛性槳葉，槳葉翼型應用風洞試驗得到的不同馬赫數及迎角下的翼型氣動特性數據表。采用6 狀態(tài)動力入流模型計算旋翼誘導速度。機體為剛體，應用無動力風洞試驗得到的不同迎角和側滑角下的氣動特性數據表。尾槳系統(tǒng)為簡單的尾槳計算模型。

3 研究方法

控制發(fā)動機油門開度的主要目的是實現直升機需用功率與發(fā)動機輸出功率的匹配。直升機需用功率主要受整機重量、飛行狀態(tài)、環(huán)境溫度、氣壓高度等因素的影響。計算樣例直升機在不同重量、環(huán)境溫度、壓力高度條件下的懸停、平飛、爬升和下滑時的需用功率、油耗率和總距位置，這些計算狀態(tài)能夠基本涵蓋樣例直升機飛行包線內的常規(guī)飛行任務。再根據油耗率與油門開度的關系式可得到每一狀態(tài)下總距位置對應的油門開度。但由于環(huán)境溫度與壓力高度對發(fā)動機油耗率影響較大，會造成油門開度計算結果的規(guī)律性很差，見圖3。因此引入換算油門開度的概念，即

圖3 懸停狀態(tài)下總距- 實際油門開度

換算油門開度=實際油門開度/密度比

可得到規(guī)律性較好的關系曲線，見圖4。

最后，將懸停、前飛、爬升/下滑飛行狀態(tài)下的計算結果整合，通過擬合建立總距與換算油門開度的基準關系曲線。

4 計算結果

4.1 懸停

計算海平面ISA 和5000ft 高度ISA、ISA+20℃條件下，最小重量至最大起飛重量時的懸停需用功率、油耗率和總距位置，得到懸停狀態(tài)下總距與換算油門開度的關系，見圖4。

圖4 懸停狀態(tài)下總距- 換算油門開度

4.2 無側滑平飛

計算大、中、小三種重量在海平面ISA 和5000ft高度ISA、ISA+20℃條件下，40kt 至最大可用功率時的前飛需用功率、油耗率和總距位置，得到無側滑平飛狀態(tài)下總距與換算油門開度的關系，見圖5。

圖5 無側滑平飛狀態(tài)下總距- 換算油門開度

4.3 以VY 速度爬升/下滑

計算大、中、小三種重量在海平面ISA 和5000ft高度ISA、ISA+20℃條件下，以最佳爬升速度VY 爬升/下滑時的需用功率、油耗率和總距位置，得到爬升/下滑狀態(tài)下總距與換算油門開度的關系，見圖6。

圖6 VY 爬升/下滑狀態(tài)下總距- 換算油門開度

4.4 以45kt 速度爬升/下滑

計算大、中、小三種重量在海平面ISA 和5000ft高度ISA、ISA+20℃條件下，以空速45kt 爬升/下滑時的需用功率、油耗率和總距位置，得到爬升/下滑狀態(tài)下總距與換算油門開度的關系，見圖7。對于樣例直升機，45kt 是具有代表性的VTOSS 速度，計算該速度下的爬升/下滑狀態(tài)可以較好地反映出直升機起飛/著陸時對油門開度的需求。

圖7 45kt 爬升/下滑狀態(tài)下總距- 換算油門開度

5 分析與驗證

整合所有計算結果，可以看到雖然不同飛行狀態(tài)下的計算結果之間具有一定程度的離散性，但總體呈二次曲線形式，見圖8。將計算結果二次擬合，得到總距- 換算油門開度關系曲線。圖9 為擬合曲線與試飛數據的對比結果。對比結果表明，對于樣例直升機的不同飛行狀態(tài)，擬合曲線均有較高的精度。

圖8 計算結果擬合曲線

圖9 試飛數據對比結果

6 結論

本文基于樣例直升機的仿真計算結果，建立總距- 油門基準關系曲線。與試飛數據的對比結果表明該關系曲線具有較高精度，證明本文的研究方法準確、可信。

在研制樣例直升機油門控制系統(tǒng)時，可以根據總距- 油門基準關系曲線設計控制律，結合總距位置信號、大氣機輸出的環(huán)境參數和自由渦輪轉速，可以準確、快速地調整油門開度，大大降低系統(tǒng)調節(jié)時間，從而使發(fā)動機輸出功率與需用功率匹配，維持旋翼轉速不變。