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(xiàn)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(xiàn)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(jīng)驗幾乎空白。國內對于直升機油門控制系統(tǒng)的設計經(jīng)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(shù)據(jù)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(lián)動實現(xiàn)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(lián)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?？偩? 油門聯(lián)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(xiàn)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(shù)。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(xiàn)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(shù)據(jù)，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(shù)及迎角下的翼型氣動特性數(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(xiàn)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(jù)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(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(jù)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(shù)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。