某型直升机旋翼超转问题研究

杨 波，王青松，刘 芳，孙中海

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

某型直升机旋翼超转问题研究

杨 波，王青松，刘 芳，孙中海

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

直-8某型直升机在试飞过程中多次出现旋翼超转现象。针对此问题，从功率匹配和系统响应两方面进行研究，分析了旋翼超转产生的机理，提出了一种基于需用功率分布优化总距-油门关系的方法。试飞验证表明，该方法能够有效地解决旋翼超转问题。

旋翼超转；机械油门操纵；功率匹配；系统响应

0 引言

现代常规直升机旋翼一般采用恒定转速控制。为了得到恒定的旋翼转速，必须使发动机输出的功率和旋翼负载需求的功率相平衡。当旋翼负载需求发生变化时，发动机输出的功率也应以相同的比例自动变化。由于发动机自由涡轮与直升机旋翼是机械相连的，保证旋翼转速恒定，也即保证自由涡轮转速恒定。旋翼转速恒定是发动机操纵系统的主要控制目标之一。某型直升机在试飞过程中，多次出现旋翼转速偏高或超转现象，这直接影响旋翼寿命和飞行品质，甚至影响直升机飞行安全。因此，研究旋翼超转问题，对提高该型直升机飞行品质、规避试飞风险有极其重要的意义。

国内对直升机发动机机械油门操作系统的研究资料、设计经验很少。机械油门操作系统的设计重点在于传动比的确定。文献[1]提出了一种通过数值计算确定总距-油门关系的方法。该方法以中等起飞重量、海平面标况(Hp=0m，OAT=15℃)和悬停状态为设计点，通过典型状态下的总距-功率和功率-油门关系进行计算。由于直升机实际使用状态和环境多变，因此，采用单一设计点进行数值计算存在一定的局限性。另外，由于发动机与直升机的模型复杂，计算精度也难以保证。本文从旋翼超转问题出发，提出一种根据需用功率分布确定总距-油门关系的优化方法，并通过实际验证，为该型直升机旋翼超转问题的改善以及机械油门操作系统改进设计提供理论依据。

1 旋翼超转现象

旋翼超转是指直升机旋翼在发动机带动或自转下，超过最大允许转速[2]。因此旋翼超转存在有动力超转和无动力超转两种情况。本文主要针对有动力下的旋翼超转问题进行研究。直-8型直升机旋翼转速设定值有207r/min和212r/min两档，正常有动力情况允许转速为202r/min～217r/min，超出该范围时机上旋翼转速告警灯燃亮并伴随相应的语音告警。

本文对有动力下的旋翼超转分以下两种情况进行分析：一种是稳态下的超转，如直升机在大速度下滑过程中，旋翼转速持续上升或长时间偏高，这种情况下，飞行员需通过改变飞行姿态、减小下降率或手动调节发动机油门来降低旋翼转速；另一种是瞬态超转，当快速操纵总距时，旋翼转速瞬时波动，稳定飞行后，旋调系统能够自动使旋翼转速从超转状态恢复过来。

2 旋翼超转机理分析

2.1 发动机机械油门操纵系统

直8某型直升机发动机机械油门操纵系统主要由驾驶舱里的总距杆、油门环、发动机油门杆、执行机构、总距-油门混合装置、转速传感器等组成，如图1所示。

图1 发动机油门操纵系统组成图

这些机构可实现：

人工操作：通过驾驶舱顶棚上的油门杆、总距操纵杆(总距—油门联动)和总距杆上的油门环来实现；

自动操作：通过旋翼转速调节系统实现。其中执行机构串联于发动机操纵系统中，通过伸长或缩短直接操纵发动机油门摇臂，调节发动机转速，以保持恒定的旋翼转速。

发动机油门操纵系统的主要目标是实现直升机需求功率与发动机功率的匹配，即应满足整个飞行包线内的油门调节要求，在飞行过程中保证直升机旋翼转速恒定。

2.2 稳态超转

旋翼超转是发动机输出功率与直升机旋翼所需功率不匹配所致。直升机的需用功率由桨距角决定，桨距角由总距杆控制。在一定的转速下，总距越大，需用功率也越大。而发动机输出功率由油门开度实现。因此，发动机操纵系统的设计目标是找到一个合适的总距和油门开度对应关系，能够在不同总距状态下满足发动机输出功率与旋翼负载相平衡。然而，即使在同一总距条件下，由于起飞重量不同，飞行速度不同，大气环境不同，需用功率也会有所差异。因此，单一的总距-需用功率对应关系不能满足直升机在各飞行状态和飞行环境的实际需求。

为了满足不同环境状态以及所有飞行包线内的总距-功率需求，借助旋翼转速调节系统(简称旋调)的补偿，总距-功率关系由一条线设计成一个区域，如图2所示。其中三条曲线分别对应旋调系统执行机构的全伸、中立和全缩状态。其间的范围则表示发动机通过旋调的自动调节可以达到的功率输出范围。当实际的总距-需用功率关系超出了设计区域范围时，无法实现发动机输出功率与直升机需求功率的匹配，即出现旋翼超转。如状态2，该状态一般出现在大速度下滑过程中，此时旋翼需用功率变小，执行机构全缩状态下发动机的输出功率仍大于旋翼需求功率。在这种情况下，旋翼转速无法通过旋调的自动调节恢复平衡，即出现稳态超转。

图2 总距-功率关系示意图

2.3 瞬态超转

另一种情况，在总距-功率关系区域范围内，当旋翼负载瞬间改变时，发动机的输出功率无法快速跟随负载变化，出现旋翼转速瞬态波动。引起负载变化的因素通常有两种，一是总距操纵，二是外界扰动。当飞行员操纵总距时，总距信号改变旋翼负载的同时以前馈补偿的形式通过混合联动装置操纵燃油调节器的油门摇臂，改变发动机供油量。如果发动机的功率输出不能及时跟随旋翼负载变化，就会出现旋翼转速波动；当飞行条件发生变化时，旋翼在外界扰动的作用下，转速也会偏离设定值。旋调系统作为反馈环节实时监测旋翼转速的变化情况，并将偏差信号反馈到执行机构，执行机构通过联动装置调节燃调油门开度，直至旋翼转速恢复到设定值附近。由上述可知，旋翼转速的调节属于闭环前馈-反馈控制系统[3]，其控制原理如图3所示。

由输入输出关系可知，各环节的响应特征如下：

其中：K、K1、Ke、KL为各环节的放大系数，T、T1、

图3 旋翼转速调节系统方块图

Te、TL为各环节时间常数。

对于这样一个高阶系统，利用Simulink仿真[4]，其脉冲响应如图4所示。可以看出，旋调系统的调节具有一定的滞后性。这是由各惯性环节的响应特性和反馈控制特点所决定的。单以燃气涡轮加减速特性来看，某型直升机配装某国产涡轴发动机，其燃气涡轮转速Ng从25000r/min加速到32000r/min需用时6s。而直升机根据实际需求，经常要求快速起降，尤其是舰载型直升机，着舰瞬间要求迅速下放总距到底，总距操纵比较猛烈。此时，若系统瞬态响应无法满足旋翼负载变化需求，则造成旋翼转速的瞬态超转。

图4 系统脉冲响应

3 改进措施

通过前面的机理分析可知，旋翼瞬态超转属于系统响应问题，需要改善系统各个环节的瞬态特性。其中改善燃调的供油规律可以提高发动机加减速性能；提高旋调的反应时间和执行机构的伸缩速度可以使偏差信号尽快得到反馈；另外，旋翼本身也是决定系统瞬态特性的重要因素。根据军用涡轮轴发动机数字控制系统通用规范的要求，发动机动力涡轮转子在过渡态下的超调一般在5%以内。进一步提高发动机加速性意味着必须对现有发动机进行较大的改进设计。

而针对稳态超转，使发动机的输出功率范围尽量覆盖旋翼需求，可以从以下两方面采取措施：

1)优化总距-油门交联关系

总距-油门交联关系即传动比，是总距-功率曲线与发动机油门-功率关系曲线的叠加综合，由基准油门开度和油门板尺决定。通常情况下，油门-功率关系由发动机本身决定，受环境温度等条件影响。而总距-需用功率曲线则采用一种简单近似的办法求解，是按照标准起飞重量、标准大气条件、海平面、无地效悬停或平飞状态来建立的总距-需用功率关系。优化传动比能够精确总距前馈补偿，满足稳态下的功率匹配。但是由于所设计的总距-功率对应关系单一，难免与实际飞行使用情况有出入，出入越大，旋翼转速波动越大。

本文提出一种基于需用功率分布的总距-油门交联关系的方法。具体方法为在直升机飞行包线范围内，根据飞行任务剖面、飞行功率谱作出不同桨距下的需用功率密度分布图。从图中找出穿过高密度区中心的连线作为典型的总距-需用功率曲线。此曲线可作为总距-油门联动设计的依据。在试飞阶段可根据试飞数据，绘制出包含直升机不同工作状态下的总距-油门分布图，根据分布密度直接确定总距-油门交联关系，据此对设计进行修正和优化。

图5为某型机根据试飞数据绘制的总距-油门分布图以及不同油门板尺半径下的总距-油门关系曲线。图中圆点即为该机在不同状态下的总距-油门分布情况，其中涵盖了平飞、悬停以及爬升、下降等常用状态。另外，通过DMU运动分析可以仿真出不同油门板尺半径下的总距-油门交联关系，如图5中曲线。本文认为通过总距-油门分布高密度区的交联关系为最优。

图5 总距-油门关系的确定

2)增加旋调调节范围

增加旋调的调节范围可以提高直升机不同总距状态下的发动机输出功率调节裕度，从而更大限度地实现发动机输出功率与旋翼负载的匹配。但由于受到执行机构行程的限制，现有油门开度调整范围约为±10°。通过增加执行机构行程可以增加油门开度调整范围，但需考虑随着旋调调节能力的放大，反馈环节增益也会增大，从而对系统稳定性带来不利影响[5]。

4 机上验证

以某型机早期试飞过程旋翼超转问题为例，对发动机油门操纵系统和旋翼转速调节系统进行了以下优化改进：

1)优化传动比：优化后的总距-油门关系如图6所示。可以看出，总距-油门关系曲线基本通过直升机总距-油门试验值的高密度区，对应机上状态为油门开度27°，总距油门板尺半径67mm。

图6 优化结果验证

2)提高旋调调节能力：换装改型执行机构，行程由18.5mm提高到20.5mm。

实施以上改进措施后，在OAT=30℃环境下，该型机进行了试飞验证，试飞数据表明，改进后最大下降率超过10m/s，与该机早期试飞过程中最大下降率4m/s相比，旋翼稳态超转现象得到了明显改善。改进前后下降过程旋翼转速对比如图7所示。

图7 改进前后下降过程旋翼转速对比

5 结论

本文针对旋翼超转问题，从发动机与直升机的功率匹配和系统响应两方面进行了剖析，着重研究了旋翼超转的机理及解决措施。本文所提出的根据需用功率分布确定总距-油门关系的方法能够有效

地优化传动比，改善旋翼稳态超转问题。该方法普遍适用于机械燃调发动机控制系统的设计改进，同时对其他型号发动机操纵系统设计也具有一定借鉴作用。

随着发动机机械燃调向电调控制的发展，可以设想，将引起直升机需用功率变化的直升机状态变量尽可能与发动机油门控制交联起来，从而实现直升机、发动机一体化控制必将成为未来发动机控制的一个发展趋势。

[1] 王青松.某型直升机机械油门操作系统的计算分析[C].第31届全国直升机年会论文集，2015.

[2] GJB 3209-1998 直升机术语[S].

[3] 左丽华，胡招才，阮红霞.直升机自转进入和退出发动机控制逻辑的设计[J].直升机技术，2009(3)：77-80.

[4] 孙秀丽，王培培.前馈-反馈控制系统具体分析及其MATLAB/Simulink仿真[J].中国集成电路， 2013 (9)：53-58.

[5] 胡松涛.自动控制原理[M].北京：国防工业出版社，1994.

The Research of Rotor Overruns to a Type Helicopter of Z8

YANG Bo, WANG Qingsong, LIU Fang, SUN Zhonghai

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China) )

Rotor overruns subjected to a type helicopter of Z8 appeared repeatedly in the process of flight, aiming at which power matching and system response were studied in this paper. By analyzing the mechanism of rotor overruns, a method was presented for identifying relationships of collective pitch-throttle based on power density required. Series of studies were carried out on the fight and the results demonstrate that rotor overruns was greatly improved.

rotor overrun; throttle control; power matching; system response

2016-03-02 作者简介：杨 波(1988- )，男，天津市人，硕士，工程师，研究方向：动力系统设计。

1673-1220(2016)02-035-05

V249.122

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