某型直升機旋翼轉速調節器的設計

該型直升機自70年代中期引進(jìn)以來(lái),為我國的科研和軍事訓練作出了重要貢獻。但由于機載電子設備嚴重老華,特別是旋翼轉速調節器,自90年代以來(lái),因故障率大高,嚴重影響了飛機的完好率和出勤率。因此迫切需要對其進(jìn)行國產(chǎn)化研制。

1 旋翼轉速調節系統簡(jiǎn)介

直升機在飛行過(guò)程中,無(wú)論處于什么飛行狀態(tài),與飛機本身最好的特性和參數相對應的最佳旋翼轉速是一定的。對于該型直升機,當空速小于150km/h時(shí),旋翼轉速的最佳值為207轉/分;而當空速大于150km/h時(shí)為212轉/分。若僅靠飛行員手工操作,使旋翼轉速穩定不變是相當麻煩的,而利用旋翼轉速調節器就能自動(dòng)地將旋翼轉速穩定在這兩個(gè)最佳值上。

旋翼轉速調節系統如圖1所示。

發(fā)動(dòng)機經(jīng)主減速器驅動(dòng)速發(fā)電機產(chǎn)生三相交流電,輸送到旋翼轉速表指示器。同時(shí),將其中的一相傳送到旋翼轉速調節器,其交流電的頻率與旋翼轉速成正比。在調節器中,首先通過(guò)檢測網(wǎng)絡(luò )對輸入信號的頻率進(jìn)行檢測。當旋翼轉速為基準轉速

（207轉/分或212轉/分）時(shí),交流電的輸入信號頻率為基準頻,調節器沒(méi)有輸出信號。當旋翼偏離基準轉速時(shí),輸入信號的頻率也相應發(fā)生偏移,這時(shí)檢測網(wǎng)絡(luò )檢測到這個(gè)偏移,并轉換成直流偏差信號加到γ放大器進(jìn)行前置放大,然后關(guān)到功率放大器進(jìn)行功率放大,其輸出信號控制作動(dòng)筒電機動(dòng)作。作動(dòng)筒電機一旦動(dòng)作,便帶動(dòng)油門(mén)操縱連標動(dòng)作,使發(fā)生機油門(mén)增大或減小。油門(mén)的增大或減小,使發(fā)動(dòng)機的輸出功率隨之變化,從而使旋翼轉速向減小偏移的方向變化。當達到基準轉速時(shí),調節器的輸出信號為零,作動(dòng)筒電機停止工作,發(fā)動(dòng)機油門(mén)位置不變,旋翼轉速便穩定在基準值上。

當飛行速度大于150km/h時(shí),飛機儀表板上的“N.207-N.212”轉換警告燈亮,提醒飛行員將旋翼轉速調到212轉/分的穩定值上。當“N.207-N.212”轉換開(kāi)關(guān)被扳對“N.212”位置上時(shí),一個(gè)固定的負偏壓通過(guò)開(kāi)關(guān)觸點(diǎn)加到γ放大器的輸入端,使γ放大器的輸入基準發(fā)生正向偏移。因此,旋翼轉速也就被穩定在212轉/分;當飛行速度減到150km/h以下時(shí)的轉換過(guò)程與此相反。

2 旋轉速調節器總體設計方案

（1）為了便于改裝,保持原轉速傳感器、作動(dòng)筒電機和調節器的外圍接口不變;

（2）采用專(zhuān)用集成電路設計檢測與轉換、綜合與放大電路;

（3）利用先進(jìn)的PWM控制技術(shù)（PWM控制技術(shù)是利用半導體開(kāi)關(guān)器件的導通與斷開(kāi)把直流電壓變成電壓脈沖列,并通過(guò)控制電壓脈沖列的寬度和周期達到變壓的目的,或者控制電壓脈沖列的寬度和脈沖列的周期達到變壓、變頻的目的）,采用專(zhuān)用功率集成電路設計功率放大器;

（4）為了使作動(dòng)筒電機轉動(dòng)速度與作動(dòng)筒的負荷基本無(wú)關(guān)而只受功率放大器輸入信號大小的控制（與旋翼轉速誤差信號的大小成正比）,設計轉速跟隨電路?？傮w設計方案原理框圖如圖2所示。

2.1 檢測網(wǎng)絡(luò )和γ放大器設計

檢測網(wǎng)絡(luò )和γ放大器設計電路如圖3所示。它由波形轉換電路、頻率-電壓變換電路、前置放大電路、基準電壓產(chǎn)生電路和差動(dòng)放大電路組成。從轉速發(fā)電機傳輸過(guò)來(lái)的正弦波信號經(jīng)過(guò)LM339過(guò)零比較器轉化為矩形波信號,該信號與正弦波信號的頻率相同。矩形波信號經(jīng)VFC32頻率-電壓轉換電路轉換為電壓信號,該電壓信號經(jīng)INA118前置放大后與基準電壓一起送到INA118進(jìn)行差動(dòng)放大,最后得到直流誤差電壓信號ΔV輸出。

2.2 功率放大器電路的設計

選用直流電機雙PWM控制芯片UC3637和功率放大芯片L298作為核心器件進(jìn)行電路的改裝設計。整個(gè)電路分兩級實(shí)現,第一級利用UC3637及其外圍電路實(shí)現雙PW輸出;第二級利用L298及其外圍電路對電機進(jìn)行直接控制。其設計電路如圖4所示。

圖中,c端來(lái)自檢測電路的誤差直流信號;d端為固定負偏差直流電壓信號,它由機N.207-N.212轉換電路提供;a、b兩路信號為來(lái)自測速反蝕電路的直流電壓信號。當飛機的真空速度小于150km/h時(shí),c端信號經(jīng)過(guò)前置放大（d端無(wú)信號輸入）,由UC3637產(chǎn)生雙PWM波輸出,經(jīng)過(guò)L298控制機上28V直流電壓的接通與斷開(kāi),從而控制作動(dòng)筒電機M的正轉與反轉,將旋翼的轉速穩定在207轉/分。當飛機的真空速度大于150km/h時(shí),c、d兩路信號經(jīng)疊加處理,由UC3637和L298兩級電路將旋翼的轉速穩定在212轉/分。為了使作動(dòng)筒電機在作動(dòng)筒達到終點(diǎn)時(shí)停止轉動(dòng),利用UC3637內部的關(guān)機比較器控制繼電器J的通和斷,從而實(shí)現電機的終點(diǎn)行程控制。

2.3 速度反饋電路的研制

采用電阻網(wǎng)絡(luò )采集作動(dòng)筒電機兩端的電壓,經(jīng)分壓后得到的a、b兩點(diǎn)反饋電壓（見(jiàn)圖4）與轉速成正比。然后將a、b兩點(diǎn)反饋電壓輸入到儀表放大器INA118進(jìn)行差動(dòng)放大,儀表放大器的輸出信號與電機轉速成正比。儀表放大器的輸出信號輸入到UC3637的誤差放大器,與輸入控制電壓進(jìn)行信號綜合處理,從而實(shí)現電機的轉速與負載無(wú)關(guān)。

3 系統調試

新研制的旋翼轉速調節器電路參數經(jīng)反復計算和調整,保證了信號輸出的精度,波形規整,長(cháng)時(shí)間工作穩定可靠,達到了穩定旋翼轉速的要求;且內部電路信號傳遞關(guān)系簡(jiǎn)單,便于地面維護人員的校驗和維修。新研制的旋翼轉速調節器性能指標和原有國外產(chǎn)品的性能指標對照如表1所示。

表1 性能指標對照表

通過(guò)地面校驗器進(jìn)行校驗裝機試飛,不僅各項性能指標達到并部分超過(guò)國外進(jìn)口產(chǎn)品所提性能指標要求,而且克服了飛機掉速的缺陷。該項目的完成,使旋翼轉速調節器從器從根本上實(shí)現了國產(chǎn)化,具有顯著(zhù)的經(jīng)濟效益。