某型直升机电传飞控系统多余度供电方案设计研究

李 波，尚雅慧，孟文杰，井雅洁

(1.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2.中航工业陕西航空电气有限责任公司，陕西 西安 710077)

某型直升机电传飞控系统多余度供电方案设计研究

李 波1，尚雅慧2，孟文杰1，井雅洁1

(1.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2.中航工业陕西航空电气有限责任公司，陕西 西安 710077)

直升机电传飞控系统的供电及配电方案是其实现功能、提高安全可靠性的重要保障。结合某项目的电传飞控系统，提出一种基于负载的、可故障隔离的供电和配电系统多余度重构供电子系统方案。飞行验证结果表明，该方案可以保障某型机电传飞控系统正常可靠地工作。

电传飞控系统；飞控交流发电机；蓄电池；TRU

0 引言

飞控供电子系统是指由电源系统至电传飞控系统用电设备输入端之间电能的传输、分配、控制、保护的系统，是电传飞控系统的重要组成部分。随着电传飞控系统硬件技术的发展，其数字化、综合化程度越来越高，对于整机的重要性日益提高。尤其是某型机的先进电传飞控系统主要由多余度的电子与机电设备组成，并以电能作为系统工作的唯一能源，供电的安全性事关整机存亡，对其配电技术以及供电和配电系统的容错供电能力提出了更高的要求。对系统用电的自动管理和分配，以及向电传飞控系统提供可靠、容错的供电是新型电传飞控系统供电设计的关键技术。

本文结合某项目的电传飞控系统，提出一种基于负载的、可故障隔离的供电和配电系统多余度重构供电子系统方案。当在供电子系统发生各种故障时，能够实现故障隔离，完成系统重构，利用系统中其余完好部件承担起故障部件所丧失的功能，进而维持系统的性能，满足电传飞控系统的容错供电要求，从而保障直升机任务完成以及安全飞行和返航。

1 功能需求

电传飞控系统供电和配电方案应能提供如下功能：

1) 实现电传飞控系统用电的就近传输、分配、控制、保护和管理。

2)对供电系统的状态进行监测，具备系统状态指示、告警提示、信息回馈功能；采用多余度供电逻辑管理，当出现系统用电设备过载或供电系统故障时，能自动进行故障隔离和供电系统重构。

3)根据配电组件的当前容量以及电传飞控系统各通道的负载，实现供电和配电系统的自动管理。

2 系统供电方案设计

某型机电传飞控系统供电子系统部件主要包含：两台主交流发电机、变压整流器(TRU)、蓄电池、备份直流电源系统(含两台飞控交流发电机和一台飞控整流控制盒)及飞控计算机等。这些设备共同组成一个分布式供电网络，根据负载(传感器、舵机等)的工作情况以及各工作电源的供电能力配置，通过硬线连接及飞控计算机端的逻辑电路相互配合来满足电传飞控系统的供电需求。

电传飞控系统备份直流电源由一台整流盒与两台飞控交流发电机配套组成，为电传飞控系统提供双通道各500W、28V的直流电，每台飞控交流发电机独立向对应的飞控计算机供电。飞控交流发电机安装与主减机匣贴合，其外花键与主减附件中的内花键啮合。飞控交流发电机提供的双三相交流电通过电连接器输送至整流盒，经整流盒中双路整流、滤波电路将其转化为平滑的双通道直流电提供给机上电传飞控系统使用。飞控交流发电机的输出电压与负载电流相关。额定功率(单通道)：≮500W，额定电压(单通道)：(24±2)VDC，额定电流(单通道)：22.7A。即在22.7A负载(单通道，全系统为45A)情况下，输出电压为24±2VDC(全温范围内)。飞控交流发电机空载额定转速下空载输出电压为32V。

电传飞控系统供电配置如图1所示。

图1 电传飞控系统供电配置

机上电源系统分别通过3个断路器(图1中开关①、②、③)与电传飞控系统连接。机上两台主交流发电机分别向机上1号、2号发电机汇流条提供115V、400HZ交流电，经变压整流器(TRU)变压整流后向机上提供28V直流电。两台TRU输出的直流电源对于飞控系统来说是互为备份的，为飞控系统提供双余度直流电源；备份直流电源为飞控交流发电机整流滤波后的直流输出，输出电压与负载电流相关。两台飞控交流发电机共同为飞控系统提供一个余度的直流电源，即每台飞控交流发电机为半套飞控系统供电。蓄电池通过③号断路器为飞控系统提供一个余度的直流电源。即电传飞控系统具备四余度供电。另外，需要说明的是飞控系统具备半套系统供电下应急着陆的能力，如图2所示。

图2 电传飞控系统用电逻辑

正常供电时，蓄电池通过3号断路器送入电传飞控系统的是由TRU提供的机上蓄电池充电电源。当两台TRU供电均故障时，蓄电池处于放电状态，蓄电池电压值为24V。此时电传飞控系统仍完全由备份直流电源系统供电。如备份直流电源系统再失效，则由蓄电池给电传飞控系统部分或全部供电。

电传飞控系统正常情况下，全系统电流小于20A。各TRU提供的电压稳定于28V，电传飞控系统负载对TRU电压波动的影响可以忽略不计。由于飞控备份直流电源系统在空载额定转速下空载输出电压为不大于32V，因此正常供电时1、2号主发电机以及备份直流电源各负担一部分负载电流。实验室试验数据表明，机上直流电源系统承担20%负载，其余负载由飞控备份直流电源系统承担。

3 系统故障工作能力

当1号、2号TRU供电同时失效时，电传飞控系统供电逻辑重构，由蓄电池以及电传备份直流电源共同承担系统供电，负载电流分配份额与蓄电池输出电压相关。图3示出了实验室试验得出的飞控备份直流电源系统在额定转速下随负载变化的直流输出电压。

图3 飞控备份直流电源系统额定转速下直流输出电压

从图3可看出，飞控备份直流电源系统在额定转速(7186±20)r/min下，其交流输出经整流滤波后直流输出的空载电压介于30～32V之间；2分钟的1.5倍过载功率下直流输出电压高于22V。额定转速下，直流输出电压随负载大小变化的曲线决定于飞控交流发电机的输出特性。

以上皆为发动机转速为额定状态时的情况。当整流盒空载且发动机转速下降时，要使直流输出电压不小于21.5V，飞控交流发电机所需最低拖动转速不小于5200r/ min；整流盒额定负载工况下，要使直流输出电压不小于21.5V，飞控交流发电机所需最低拖动转速不小于6400r/min；整流盒2分钟1.5倍额定负载工况下，要使直流输出电压不小于21.5V，飞控交流发电机所需最低拖动转速不小于7100r/min。实验室得出的飞控交流发电机输出恒定所需最低拖动转速如图4所示。

图4 飞控交流发电机输出恒定不同负载所需最低拖动转速

图5表明，即使在机上旋翼系统处于85%额定转速且TRU1与TRU2汇流条失效时，飞控交流发电机空载电压依然有25.2V。单台飞控备份直流电源系统仍可负担10A电流，其输出电压将降至22V。若此时蓄电池已经接通，系统需要的其它3-6A电流需要蓄电池负担；即使此时蓄电池未接通，两台飞控交流发电机依然可负担系统正常工作需要的16～20A电流，其输出电压将降至22～24V。因此，85%额定转速时，单台飞控交流发电机输出电压大于18V，满足系统供电要求。

图5 飞控备份直流电源系统85%额定转速下直流输出电压

由上述分析可知，只有当飞控交流发电机转速下降到85%以下时，才需要蓄电池向电传飞控系统供电以策安全，而在直升机实际正常飞行时，即使是在最为严苛的自转下滑训练条件下，飞行员也会将旋翼转速保持在90%～110%，旋翼转速是不会长时间低于85%的。

4 飞行验证

经分析，机上直流电源系统(不含蓄电池)故障造成电传飞控系统直流电供电失效的概率为5.013×10-5，直流电源系统(含蓄电池)故障造成电传飞控系统直流电供电失效的概率为6.467×10-11。按适航条例规定，当故障率≤10-9时，为极不可能事件。显然，电传飞控系统供电系统导致飞控断电是极不可能发生的。随后长时间的试飞结果表明，本方案可以保障某型直升机电传飞控系统正常可靠地工作。

5 结束语

本文叙述了某型直升机电传飞控系统的分布式供电子系统容错与重构等方案设计，并对关键部件—飞控交流发电机的故障工作能力进行试验室地面验证。飞行试验结果表明，本方案设计正确可行，功能完善，系统重构能力和可靠性高，可大幅提高电传飞控系统工作的安全可靠性，能够为先进电传飞控系统功能的实现提供有效保障，对后续其它型号电传飞控系统的供电方案选取和设计也具有很大的工程实用价值。

[1] 蒋志扬，李颂伦，主编.飞机供电系统[M].北京：国防工业出版社，1990.

[2] 宋翔贵，张新国，等，编著.电传飞行控制系统[M].北京：国防工业出版社，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 作者简介：李 波(1974-)，男，江西南昌人，本科，研究员， 主要研究方向：飞控总体设计。

1673-1220(2016)01-037-03

V242；V249.1

A