直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局研究

李修赫,劉海清,焉臺(tái)郎,萬興云,聶文明

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

電傳飛控系統(tǒng)是直升機(jī)電氣綜合控制的紐帶和主動(dòng)控制技術(shù)的基礎(chǔ)[1-3]。電傳飛控系統(tǒng)的使用極大地提高了直升機(jī)的操縱品質(zhì)、任務(wù)效能和戰(zhàn)場(chǎng)生存性[1,4-5]。國外新一代高性能直升機(jī)均采用了先進(jìn)的多余度全權(quán)限數(shù)字式電傳飛行控制系統(tǒng)[6-10]。國內(nèi)未來直升機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)將廣泛采用電傳飛控系統(tǒng);現(xiàn)有型號(hào)的機(jī)械操縱系統(tǒng)也將逐步進(jìn)行電傳飛控系統(tǒng)的改裝升級(jí)[11-12]。

電傳飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一大難點(diǎn)在于,如何在已經(jīng)確定操縱量范圍和槳距角范圍的情況下,完成作動(dòng)布局,即確定作動(dòng)器位置并計(jì)算相應(yīng)行程。因操縱量與槳距角呈線性關(guān)聯(lián),故只需研究槳距角與作動(dòng)布局的對(duì)應(yīng)關(guān)系。在機(jī)械操縱系統(tǒng)中,槳距角與作動(dòng)布局的對(duì)應(yīng)關(guān)系由機(jī)械傳動(dòng)鏈確定。國內(nèi)目前采用機(jī)械操縱系統(tǒng)的直升機(jī)型號(hào),其作動(dòng)器位置相對(duì)固定,且尚未對(duì)作動(dòng)器位置和行程進(jìn)行準(zhǔn)確解耦。然而,未來直升機(jī)型號(hào)將以結(jié)構(gòu)形式新、起飛重量大作為主要特點(diǎn)[13-15],給直升機(jī)作動(dòng)布局設(shè)計(jì)帶來一系列問題:主減殼體形狀獨(dú)特、作動(dòng)器尺寸偏大、液壓管路復(fù)雜[16-19]等等。上述因素必然導(dǎo)致作動(dòng)器的位置選擇更加靈活自由,需要對(duì)作動(dòng)器的位置和行程準(zhǔn)確解耦,使得在作動(dòng)器的位置自由改變時(shí),能夠計(jì)算出相應(yīng)的作動(dòng)器行程,滿足未來直升機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)需求。

因此,本文對(duì)直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局進(jìn)行研究。通過簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)交聯(lián)與幾何關(guān)系推導(dǎo),得到槳距角與作動(dòng)布局的對(duì)應(yīng)關(guān)系;以此為基礎(chǔ)建立仿真模型進(jìn)行數(shù)字仿真,并將仿真值與實(shí)測(cè)值進(jìn)行對(duì)比,為未來直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)的研發(fā)設(shè)計(jì)提供了理論支撐。

1 直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)原理

圖1為直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)原理示意圖。其中,作動(dòng)器下端固定在主減殼體上,上端連接自動(dòng)傾斜器不動(dòng)環(huán);不動(dòng)環(huán)與動(dòng)環(huán)之間軸承連接,變距拉桿連接動(dòng)環(huán)與槳葉根部的變距搖臂。當(dāng)存在輸入信號(hào)時(shí),三臺(tái)作動(dòng)器協(xié)調(diào)伸縮,帶動(dòng)不動(dòng)環(huán)和動(dòng)環(huán)傾轉(zhuǎn),通過變距拉桿和變距搖臂傳遞運(yùn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)槳葉變距。

圖1 直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)原理示意圖

2 直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局解算

為簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)交聯(lián),在動(dòng)環(huán)、不動(dòng)環(huán)和槳盤平面建立虛擬變距軸,如圖2所示。定義動(dòng)環(huán)、不動(dòng)環(huán)和槳盤平面的橫向虛擬變距軸在同一垂面內(nèi),且方向一致,三者可以投影為一條直線;定義動(dòng)環(huán)、不動(dòng)環(huán)和槳盤平面的縱向虛擬變距軸在同一垂面內(nèi),且方向一致,三者可以投影為一條直線。定義主槳葉旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針方向,縱向虛擬變距軸與前作動(dòng)器的夾角為提前操縱角φ;提前操縱角φ的位置沿旋轉(zhuǎn)方向提前于前作動(dòng)器,其大小由旋翼結(jié)構(gòu)確定。左作動(dòng)器與前作動(dòng)器的夾角為α;右作動(dòng)器與前作動(dòng)器的夾角為β。

圖2 虛擬變距軸

當(dāng)存在槳距角θ時(shí),根據(jù)角度與弧度的關(guān)系可以得出操縱點(diǎn)行程S0:

(1)

其中,R為變距搖臂長(zhǎng)度,則動(dòng)環(huán)在虛擬變距軸的行程為:

S0=S動(dòng)

(2)

根據(jù)動(dòng)環(huán)和不動(dòng)環(huán)的傳動(dòng)比,計(jì)算不動(dòng)環(huán)在虛擬變距軸的行程為:

(3)

其中,R1為不動(dòng)環(huán)半徑,R2為動(dòng)環(huán)半徑。

根據(jù)不動(dòng)環(huán)在虛擬變距軸的行程S不動(dòng)折算三臺(tái)作動(dòng)器的行程,前作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系如圖3所示,左、右作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系與其相同。

存在縱向操縱對(duì)應(yīng)槳距角θ縱輸入時(shí),橫向變距軸保持不動(dòng),縱向變距軸繞橫向變距軸轉(zhuǎn)動(dòng)θ縱,可求出此時(shí)三臺(tái)作動(dòng)器的行程分別為:

(4)

(5)

( 6)

存在橫向操縱對(duì)應(yīng)的槳距角θ橫輸入時(shí),縱向變距軸保持不動(dòng),橫向變距軸繞縱向變距軸轉(zhuǎn)動(dòng)θ橫,可求出此時(shí)三臺(tái)作動(dòng)器的行程分別為:

(7)

(8)

( 9)

存在縱向+橫向組合操縱對(duì)應(yīng)槳距角輸入時(shí),橫向變距軸繞縱向變距軸轉(zhuǎn)動(dòng)θ橫,縱向變距軸繞橫向變距軸轉(zhuǎn)動(dòng)θ縱,可求出此時(shí)三臺(tái)作動(dòng)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(dāng)主槳葉旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針方向時(shí),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(jī)電傳飛控作動(dòng)布局解算,即選定作動(dòng)器位置后,可根據(jù)槳距角輸入,求解每臺(tái)作動(dòng)器的行程。

3 直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局仿真模型

為了驗(yàn)證本文解算方法的準(zhǔn)確性,選取一直升機(jī)作為驗(yàn)證對(duì)象。該機(jī)主槳葉旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針方向,前作動(dòng)器安裝在主減速器正前方,左、右作動(dòng)器與之呈120°夾角。

通過Matlab/Simulink仿真軟件建立直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局仿真模型,將該機(jī)參數(shù)作為模型輸入值,模型主體部分包括槳距角輸入、不動(dòng)環(huán)半徑/動(dòng)環(huán)半徑、弧度轉(zhuǎn)換、變距搖臂長(zhǎng)度、提前操縱角、各作動(dòng)器位置關(guān)系、槳距角行程極限和作動(dòng)器行程極限等,如圖4所示。

圖4 直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局仿真模型

4 結(jié)果分析

在外場(chǎng)對(duì)該機(jī)進(jìn)行了多組槳距角與作動(dòng)器行程測(cè)量,在測(cè)量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,對(duì)槳距角全范圍進(jìn)行擬合,并得到了對(duì)應(yīng)的作動(dòng)器行程。圖5為實(shí)測(cè)值與仿真值對(duì)比圖。結(jié)果表明,在槳距角全范圍內(nèi),作動(dòng)器行程的仿真值與實(shí)測(cè)值基本吻合。仿真值覆蓋區(qū)域相比于實(shí)測(cè)值覆蓋區(qū)域整體略微偏上,即仿真值的作動(dòng)器伸出量略大于實(shí)測(cè)值的作動(dòng)器伸出量,仿真值的作動(dòng)器縮回量略小于實(shí)測(cè)值的作動(dòng)器縮回量。

圖5 作動(dòng)器行程對(duì)比

圖6為直升機(jī)槳葉變距示意圖。在實(shí)際變距時(shí),作動(dòng)器與旋翼結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng),保證了槳盤平面能夠按照設(shè)計(jì)要求傾斜相應(yīng)角度,完成槳葉變距[20]。本文在虛擬變距軸內(nèi)對(duì)槳盤平面傾斜向作動(dòng)器行程推導(dǎo)的過程中,簡(jiǎn)化了作動(dòng)器繞支座的小角度轉(zhuǎn)動(dòng)和旋翼結(jié)構(gòu)沿直升機(jī)Z軸的平移及繞直升機(jī)Z軸的轉(zhuǎn)動(dòng),這是作動(dòng)器行程誤差產(chǎn)生的主要原因。

圖6 直升機(jī)槳葉變距示意圖

為了評(píng)估簡(jiǎn)化造成的誤差,選取極限組合操縱對(duì)應(yīng)的槳距角作為輸入,對(duì)實(shí)測(cè)值和仿真值進(jìn)行詳細(xì)分析。極限組合操縱作為衡量直升機(jī)作動(dòng)設(shè)計(jì)的重要手段,廣泛應(yīng)用于型號(hào)設(shè)計(jì)驗(yàn)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(shí)的作動(dòng)器行程。

圖7 極限組合操縱時(shí)的作動(dòng)器行程。

結(jié)果表明,前作動(dòng)器行程最大誤差出現(xiàn)在后極限+右極限工況,實(shí)測(cè)值31.45 mm,仿真值33.84 mm,行程誤差2.39 mm;左作動(dòng)器行程最大誤差出現(xiàn)在前極限+左極限工況,實(shí)測(cè)值25.49 mm,仿真值27.60 mm,行程誤差2.11 mm;右作動(dòng)器的最大誤差出現(xiàn)在后極限+左極限工況,實(shí)測(cè)值19.87 mm,仿真值22.25 mm,行程誤差2.38 mm。綜上所述,各作動(dòng)器行程實(shí)測(cè)值與仿真值誤差均不超過3 mm,滿足直升機(jī)作動(dòng)設(shè)計(jì)精度要求。表1給出了各作動(dòng)器行程統(tǒng)計(jì)。

表1 各作動(dòng)器行程統(tǒng)計(jì)

5 結(jié)論

本文以直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)布局為研究對(duì)象,通過簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)交聯(lián)與幾何關(guān)系推導(dǎo),得到了槳距角與作動(dòng)布局的對(duì)應(yīng)關(guān)系,建立了數(shù)值仿真模型,并將仿真值與實(shí)測(cè)值進(jìn)行了對(duì)比,得出了以下結(jié)論:

1) 仿真值與實(shí)測(cè)值誤差不超過3 mm,符合直升機(jī)作動(dòng)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn),能夠滿足未來直升機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)需求。

2) 對(duì)作動(dòng)器位置和行程進(jìn)行了準(zhǔn)確解耦,可根據(jù)設(shè)計(jì)需要自由選定作動(dòng)器位置并計(jì)算相應(yīng)行程。

3) 現(xiàn)有直升機(jī)型號(hào)的機(jī)械操縱系統(tǒng)在改裝電傳飛控系統(tǒng)時(shí),亦可參考本文研究進(jìn)行作動(dòng)布局設(shè)計(jì)。