高原直升机电气系统设计的几点思考

邹小玲

(中航工业直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

我国幅员辽阔，地形复杂，平均海拔高度4000m的青藏高原，面积达240万平方公里，占国土总面积的四分之一。高原直升机在西部交通运输、紧急救援、抢险救灾、反恐维稳等方面，都能充分有效地发挥作用。

高原地区空气稀薄，大气压力和密度低，严重缺氧，不仅对人员生理产生影响，对直升机飞行性能、机上系统及机载设备也将产生恶劣影响。高原直升机电气系统设计时，也需考虑这些不利因素，改进设计，避免高原直升机在使用过程中出现故障率增加、可靠性降低等安全隐患。

1 电源系统

高原直升机需要配置大功率交流电源。一方面是由于高原气候寒冷，为保证飞行安全，发动机进气道、驾驶舱风挡、旋翼等的防除冰系统必须工作。直升机风挡玻璃、旋翼和尾桨防除冰都是采用电加温形式，防除冰系统电加热功率密度大，这样使得用电量大幅提高，需要增加交流电源容量。另一方面是在高海拔环境下，风冷发电机冷却效率降低，输出功率有所下降，必须加大电源容量裕度，才能使机上电网工作稳定。

1.1 防除冰系统用电量估算

直升机防除冰系统包括发动机进气道、风挡玻璃、旋翼及尾桨的防除冰。除发动机进气道防冰采用发动机引气方式，不发生电功率消耗外，其它均为电热防除冰，其中旋翼防除冰系统的用电负荷最大，占全机电气总负载的50%以上，其次是风挡防冰系统。

1.1.1 旋翼防除冰电功率初步估算

旋翼防除冰耗电功率应在桨叶结冰防护面积、电热力防除冰功率密度、电加温控制律等技术参数确定之后才能得到。由于电源选型的需要，采用经验公式，对旋翼防除冰设备用电量进行初步估算。

估算旋翼防除冰用电量，需先估算出主桨叶和尾桨叶防护面积，即桨叶电热加温面积。桨叶上、下表面加热面积按弦长12.5%，展长80%计算［1］。

式中:

S—加热面积(m2);

Z—桨叶片数;

b—桨叶弦长(m);

R—旋翼半径(m)。

按单位功率密度为30kW/m2计算电功率。

式中:

P—电功率(kW)。

以某型直升机为例，旋翼防除冰用电量初步估算:

旋翼主要参数:

旋翼半径:………………………………9.45 m

桨叶片数:………………………………6片

桨叶弦长:………………………………0.58 m

假设:主桨叶除冰设计每片桨叶加热区按弦长分为4个区，3片对称桨叶同时进行循环加热。则6片主桨加热电功率为:

P=6÷4×Z ×b×R=1.5×3×0.58×9.45

=24.66(kW)

尾桨主要参数:

尾桨………………………………………2 m

尾桨叶片数:……………………………5片

尾桨叶弦长:……………………………0.28 m

假设:尾桨防冰设计成5片桨叶不分区同时加热，则:

P=6×Z×b×R=6×5×0.28×2=16.8(kW)

根据以上初步估算，该型机旋翼防除冰系统总电功率为41.46kW。

1.1.2 风挡电防冰功率估算

风挡防冰是通过嵌入玻璃内表面的电阻丝或导电膜，施加电功率加温，实现对风挡外表面防冰和内表面除雾的功能。直升机在不同巡航速度下，风挡防冰的热量要求不同，通常巡航速度越高，热量要求越大。在大多数结冰条件下，电加热功率密度为4.65 kW/m2～6.975kW/m2，应能满足风挡防冰的要求［2］。

直升机风挡防冰电功率估算，可按玻璃加热面积，计算耗电量，一般风挡加温需2kW～5kW。

1.2 电源构型选择

直升机主电源有直流供电、交流供电和交直流混合供电三种构型。直流电源有28V低压直流电源和270V高压直流电源，目前国内直升机一般采用28V低压直流电源。

28V低压直流电源作为主电源，一般用于轻、中型直升机，主要特点是同一发电机既用于发电，又可用于发动机起动，使得电气系统结构简化、重量减轻、维护方便。但是直流起动发电机发电容量偏低，额定容量最高仅达18kW［3］，难以满足高原直升机用电量的需求。现在装机的直流起动发电机都是有刷电机，高原环境下使用发电机的换向器的电刷易产生电弧，加速磨损和积炭，增加维修工作量，影响机载设备作用寿命。

直升机交流电源是变频交流电源系统。交流发电机安装于主减器传动机匣，转速变化范围窄，变频交流电源频率能满足国军标电源特性的规范要求。交流发电机有无刷和有刷、风冷和油冷的型式。风冷式交流发电机随着飞行高度增加，大气密度降低，通风量减少，冷却效果变差，输出功率降低;油冷式交流发电机则不受大气密度的影响。有刷发电机高原使用时，电刷更易磨损，需定期检查与维护。因此，油冷式、无刷交流发电机是高原直升机主电源的首选，它与风冷式交流发电机相比，受直升机飞行高度和速度的影响较小，具有体积小、重量轻、效率高、输出功率不随高度变化等优点。

1.3 配电

常规的配电系统配置有多种类型器件:断路器、继电器、接触器、按钮和开关等，用于接通、断开、转换和保护电路。这些器件都属于电磁式、电接触器件，高原使用因空气电抗强度降低，容易形成电弧、火花，导致触点烧蚀，电接触不良。采用先进的自动配电系统，接通、断开、转换和保护电路的功能由固态功率控制器(SSPC)完成。固态功率控制器(SSPC)是无触点电子器件，除有效地组合断路器和继电器的功能外，还可避免电磁器件接通和断开负载时产生的电弧和烧蚀。自动配电还具有许多其他优点:实现电气负载的自动管理，在电源故障状态能够重构负载，达到可用功率的最佳分配;提高供电质量和电源可靠性;缩短供电馈线;减轻系统重量;提高测试性和维修性。但是固态功率控制器(SSPC)价格昂贵，自动配电与常规配电相比存在成本高、用于交流负载时功耗高等缺点。

2 电气成附件

特殊的高原大气环境对电气系统成附件的工作寿命、性能参数都会有一定影响，在电气系统成附件(电源变换装置、系统保护、切换器件等)选型、性能参数确定、线缆敷设等各方面应加以考虑。

2.1 电源变换装置

电源变换装置主要有三相115V交流变换成28V直流的变压整流器，28V直流变换成115V和26V中频交流的旋转变流机或静止变流器，单相/三相变压器等等，这些都是根据机载设备供电体制而配置的二次电源。

高原空气稀薄，气候干燥，会导致旋转变流机转速增大，加重炭刷磨损。因此，采用静止变流器替代旋转变流机。静止变流器具有效率高、寿命长、噪声小、重量轻、高空性能好等优点。

2.2 线缆防护

高原地区气候干燥，紫外线强，温差和风沙大，使橡胶、塑料等制品加速老化，电线、电缆外表层易发生龟裂。加上直升机高原飞行易产生颠簸，振动加剧，线束敷设的固定易发生松动，线缆绝缘层易磨损，发生线路短路故障。

导线选择考虑阻燃性、化学稳定性、轻量化、高温性能等，还应考虑机械特性、耐辐照性，选用具有耐切通性和耐刮磨性的电线。

线束敷设中增加线缆固定点，线缆主要承力点间距不超过0.6m，能可靠地承受飞行振动引起的抖动和应力。在线缆固定卡箍处加装防护套管或包扎防护材料，避免线缆与机体相碰产生摩擦后破坏绝缘层。机外线缆的防护采用抗老化、抗龟裂的防护套管等。

2.3 镍镉蓄电池

直升机一般采用镍镉蓄电池作为应急电源和野外起动发动机的起动电源，这是因为镍镉蓄电池具有寿命长、低温特性好、能适应大电流放电等优点。

蓄电池在高原地区使用与平原有所不同，如高原使用会出现电解液蒸发加快，需经常补充蒸馏水;蓄电池电压升高，蓄电池汇流条电压高于28.7V时才能够进行蓄电池充电［4］。

镍镉蓄电池通常直接连接在直流汇流条上，飞行过程中，由直流起动发电机向汇流条供电，蓄电池充电电压随电网电压而波动，从汇流条到蓄电池端有一定电压降，有可能达不到28.7V充电电压。高原直升机应考虑增加蓄电池充电器，输入电压可以是115V交流，也可以是28V直流，输出为稳定的直流恒流源。这样，既可避免充电电压过低，还可延长蓄电池的使用寿命。

3 发动机起动

直升机通常采用燃气涡轮轴发动机作为动力装置，发动机起动机分为两类:一类是电起动机;另一类是空气起动机。气压起动机通过辅助动力装置(APU)提供气源驱动，而起动辅助动力装置(APU)也是要用电起动机起动。所以，直升机的发动机起动离不开电起动。

3.1 高原起动分析

高原大气条件下，海拔高度越高，空气密度越低，发动机进气量明显减少，排气温度升高，容易造成发动机过热，起动过程时间延长，严重时导致起动失败。

发动机起动过程分为三个阶段:第一阶段是起动机单独工作，带动发动机转速从0上升到涡轮开始产生功率的转速;第二阶段是起动机与涡轮的扭矩之和驱动发动机加速，转速达到起动机脱开转速;第三阶段是转子加速完全靠涡轮剩余功率，发动机转子自行加速升至慢车转速。

起动过程第一、第二阶段与起动电机和电源密切相关。为了不延长第一、第二阶段起动时间，达到第三阶段涡轮能带动压气机加速的自立转速，高原起动时，地面电源车和机载蓄电池要保持足够的容量和电压，应检查提供发动机起动的电源输出电压，保证电压值不能低于电源规范要求的电压范围，因为电压过低会引起动力矩降低，导致起动过程时间加长。若电源合格，还是起动失败，这时应考虑加大起动电机的起动力矩，可更换大功率起动电机，或者通过提高起动机电流门限值来解决。

3.2 低温起动分析

当大气温度很低时，燃油粘度增大，挥发性不好，雾化和汽化的质量变差，而燃烧室内产生火源和形成稳定火焰的条件变差，使涡轮开始工作时间推迟，起动过程所需的时间增长［5］。

低温时发动机阻力矩增大，所需的起动力矩也相应增大，某型涡轴发动机低温起动力矩曲线如图1所示。

图1 发动机低温起动力矩曲线［6］

图1说明，环境温度越低，所需起动电机输出力矩越大。

低温时蓄电池内阻增大，使蓄电池组端电压下降。随着环境温度下降，蓄电池电解液温度也下降，当环境温度下降到-40℃ ～-50℃时，蓄电池电解液温度4小时左右就将低于-20℃，蓄电池电解液在-18℃就无法保证正常工作。

上述分析都是发动机低温起动困难的因素，解决办法可采取3.1节中高原起动的相同措施。当采用蓄电池组低温起动时，还需有蓄电池保温措施，保证蓄电池电解液温度高于-18℃。

4 结束语

高原直升机电气系统设计，应对高原地形、气象、大气环境及飞行性能等特点加以考虑，充分分析这些因素给电气系统带来的诸多不利影响。对电源、配电、发动机起动等系统进行改进，如增加交流电源容量，采用先进的自动配电代替常规配电，减少断路器、继电器、接触器等电磁器件，采取措施有效地解决发动机高原起动及低温起动难题，使电气系统能满足高原复杂环境的使用要求。

［1］马尔特·基申科.直升机设计参数优化［M］.2001.

［2］《飞机设计手册》总编委会，编.飞机设计手册，第15册，生命保障和环控系统设计［M］.北京:航空工业出版社，1999:146.

［3］李国柱.航空电源［J］.运输机工程，2006(2):24.

［4］陈晓刚，范永清.高原飞机特设专业维护特点［J］.空军装备，2005(8):55.

［5］张建旺.艾利逊-250-C30起动可靠性分析［J］.国际航空，1997(7):55