直升機旋翼轉速包線拓展試飛研究

張毅, 尹建峰

(1.中國飛行試驗研究院 中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 試飛員學院, 陜西 西安 710089)

直升機旋翼轉速包線拓展試飛研究

張毅1, 尹建峰2

(1.中國飛行試驗研究院 中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 試飛員學院, 陜西 西安 710089)

根據在國外試飛的經歷,介紹并分析了單旋翼帶尾槳直升機旋翼轉速包線拓展試飛有關內容。首先根據該試飛科目要求來源,結合相關適航規范確定試驗點;其次介紹了科目的試飛基本方法,并分析了無動力時初始試驗點的選擇和旋翼轉速的控制;最終進行了空中演示試驗并對試驗結果進行了分析,所得結論為該科目的試飛提供了參考。

直升機; 旋翼轉速包線; 拓展試飛

0 引言

旋翼轉速包線是指直升機在整個飛行包線中所允許使用的旋翼轉速范圍。直升機一般設計為使用額定旋翼轉速進行飛行,但在旋翼轉速包線允許范圍內使用高于或低于額定旋翼轉速進行飛行是被允許的。例如使用110%的旋翼轉速或95%的旋翼轉速進行飛行,如果直升機不具備這樣的能力,則直升機獨有的自轉飛行也就無從談起。在實際飛行中,旋翼轉速隨著試飛動作或飛行狀態的改變會有所變化特別是瞬態變化。相對于固定翼飛機,旋翼轉速包線是直升機所特有的,旋翼轉速包線拓展試飛屬于包線擴展試飛中一項重要試飛內容。

旋翼轉速包線試飛可以分為有動力旋翼轉速包線拓展試飛和無動力旋翼轉速包線拓展試飛兩大類，無論是軍用直升機設計定型試飛還是民用直升機適航審定試飛都需進行該科目的飛行,特別在民用直升機適航審定試飛中是必須進行的飛行科目。旋翼轉速包線拓展試飛也是一項高風險的試飛科目,因其本身所具有的高風險性及其他多方面原因,目前國內進行該科目的試飛相對較少或沒有,通常情況下是聘用外國試飛員進行該科目的飛行。

隨著現階段我國航空工業發展需求,今后此科目的試飛工作將主要由我國試飛員承擔。本文根據在國外的相關培訓經驗,對單旋翼帶尾槳直升機的旋翼轉速包線擴展試飛進行了分析,為今后開展此類試飛和相關研究工作提供參考。

1 旋翼轉速包線拓展試飛要求

旋翼轉速包線拓展試飛要求主要來源于3個方面:(1)旋翼本身設計特點;(2)用戶要求;(3)相關規范要求,如FAR或軍用規范。

對于不同的直升機,由于使用用戶和旋翼設計特點的差異,其要求會有所不同,在此不做討論。但除了軍用直升機外,對于需要進行適航取證的直升機,幾乎都要遵守相應的適航規范規定和要求,例如CCAR-27-1或FAR-27部。以CCAR-27-R1為例,其對旋翼轉速部分具體規定和要求如下[1]:

(1)無動力(自轉)的最大值。無動力旋翼最大轉速必須制定成不超過下列兩個值中小者的95%:① 按第27.309 條(b)確定的最大設計值;② 在型號試驗期間表明的最大轉速。

(2)無動力最小值。無動力時旋翼最小轉速必須制定成不小于下列兩個值中大者的105%:① 在型號試驗期間表明的最小轉速;② 由設計驗證所確定的最小值。

(3)有動力最小值。有動力時旋翼最小轉速必須制定成:① 不小于下列兩個值中大者:在型號試驗期間表明的最小轉速和由設計驗證所確定的最小值;② 不大于按第27.33 條(a)(1)和(b)(1)所確定的值。

根據以上規定能夠得出有動力和無動力旋翼轉速包線拓展試飛所要求的試驗點,如表1所示。表中:Nrmaxoff為無動力最大旋翼轉速;Nrminoff為無動力最小旋翼轉速;Nrmaxon為有動力最大旋翼轉速;Nrminon為有動力最小旋翼轉速;Vneoff為無動力不可逾越速度;Vd為設計速度,Vd=1.1Vneoff。

表1 旋翼轉速包線拓展試飛要求的試驗點Table 1 Flight test points for rotor speed envelope expansion

表1中的每個試驗點由旋翼轉速和速度組成,進行旋翼轉速包線拓展試飛時每個試驗點都必須得到驗證。例如試驗點1,試飛員保持旋翼轉速為105%Nrmaxoff,然后調整直升機空速逐步逼近到Vneoff,這個試驗點必須得到驗證。在實際試飛中,一般采用逐步逼近的方式獲得以上試驗點最終結果。

2 旋翼轉速包線拓展試飛風險分析

旋翼轉速包線拓展試飛為高風險試飛科目。在高旋翼轉速包線拓展試飛中,存在的風險主要是隨著旋翼轉速的升高,容易導致槳葉揮舞增大甚至失控,使槳葉應力增大,槳葉有可能損壞或斷裂。與高旋翼轉速包線拓展試飛相類似,對于低旋翼轉速包線拓展試飛,隨著旋翼轉速的下降也容易出現不受控制的槳葉揮舞現象,槳葉很可能擊打到機身,造成槳葉的損壞或斷裂。

此外,在旋翼轉速包線拓展試飛中還需特別注意后行槳葉失速和前行槳葉壓縮性問題。由表1中可以看出,無論是有動力還是無動力旋翼轉速包線拓展試飛,不能超越限制速度的主要原因是后行槳葉失速和前行槳葉壓縮性問題。當后行槳葉失速后,直升機開始出現低頻振動、機頭上仰、直升機向后行槳葉方向滾轉等現象。相對低密度高度而言,在高密度高度情況下對于相同的指示空速其真空速相對偏高,因此增加了后行槳葉失速的可能性。同時,大重量低旋翼轉速和高密度高度情況下進行大速度前飛時,后行槳葉容易突然失速。因此在以上條件下進行旋翼轉速包線拓展試驗時須特別謹慎。高旋翼轉速在大速度前飛時,無論是后行槳葉失速還是前行槳葉壓縮性問題,一旦發生則直升機已進入危險狀態,試飛員必須立刻意識到并采取相應的措施馬上改出。在有動力情況下,一般選擇通過減小發動機功率的方法改出,而在無動力情況下,主要通過調節旋翼轉速來改出。

3 旋翼轉速包線拓展試飛駕駛技術特點

旋翼轉速包線拓展試飛駕駛技術重點是無動力旋翼轉速包線拓展試飛中的自轉飛行駕駛技術。在正常情況下,一般通過放總距進入自轉。需要注意的是,自轉時主要通過向上的槳盤氣流來產生有效的拉力從而保持旋翼轉速并減小下降率,如圖1所示[2]。因此如果前飛速度較大,將會降低向上氣流的效率,旋翼轉速會下降,特別是在表1中大速度點的試驗時這種現象更加突出,在旋翼轉速包線拓展試飛中試飛員必須意識到。在自轉中尾槳的轉動主要通過主旋翼來帶動,所以航向控制與正常飛行時相同。

此外,試飛員必須對當前試驗直升機旋翼特性有清晰的了解,例如槳葉慣性矩大小對旋翼轉速改變時間的影響,槳葉慣性矩大的直升機,旋翼轉速對操縱輸入響應相對遲緩,而槳葉慣性矩小的直升機,旋翼轉速對操縱輸入的響應比較靈敏。

圖1 自轉情況下旋翼氣流方向示意圖Fig.1 Air flow direction during autorotation flight

4 有動力旋翼轉速包線拓展試飛

有動力旋翼轉速包線拓展試飛對直升機有一定的選擇性,一些直升機本身受自身旋翼設計限制,無法進行該科目試飛或進行該科目試飛的意義不大。例如,小松鼠AS350直升機,其設計旋翼額定轉速為100%,旋翼最高轉速為101%,旋翼最低轉速為98%[3],因此其有動力高旋翼轉速包線范圍非常小,進行該科目的試飛沒有太大意義。而Bell206直升機設計的有動力旋翼最高轉速為100%,最低旋翼轉速為97%[4],雖然旋翼轉速范圍與小松鼠AS350相似,但在Bell206總距桿上設有油門比普開關,通過該開關可以輕易地實現直升機的有動力旋翼轉速包線拓展試驗。

隨著當前直升機技術的發展,特別是直升機發動機動力渦輪轉速與旋翼轉速的匹配技術越來越好，即直升機旋翼恒定轉速控制比較理想,因此有動力旋翼轉速包線試飛在目前和今后的試飛中意義已經不是太大。

5 無動力旋翼轉速包線拓展試飛

5.1 無動力旋翼轉速包線拓展試飛基本方法

相對有動力旋翼轉速試飛而言,無動力旋翼轉速試飛具有更高的風險性,其具體試飛方法如下:首先,在適當的飛行高度通過放低總距桿進入自轉飛行;然后調整總距得到目標旋翼轉速Nrtar;觀察直升機的操縱品質和直升機是否有非指令的俯仰、滾轉和偏航。在此需要特別強調的是,在整個試驗過程中，試飛員一定要盡量保持指示空速恒定,指示空速的改變將會導致旋翼轉速的快速改變,增加試飛風險。

如果直升機的操縱品質令人滿意,沒有非指令的俯仰、滾轉和偏航響應,一般認為對應試驗點的旋翼轉速在旋翼轉速包線邊界之內。此時切忌不能因為該試驗點旋翼轉速是在包線邊界之內就繼續進行拓展旋翼轉速包線操作，相反此時必須進行改出到已知安全包線范圍內的操作,改出后試飛員對改出的難易程度進行評價,只有很容易地改出才能確定繼續進行該試驗點的旋翼轉速包線拓展試驗,否則對應的旋翼轉速就是該試驗點的旋翼轉速包線邊界。如果確定該點為包線內的點,根據以上方法對該點繼續進行旋翼轉速包線拓展,直到該點的邊界得到確定為止。

5.2 無動力旋翼轉速試飛初始試驗點的選擇

無動力旋翼轉速試飛主要在自轉情況下完成,而影響自轉下降率的主要因素有密度高度、直升機重量、旋翼轉速和飛行速度。一般情況下首先選擇飛行速度來控制下降率。對于大部分的直升機,經濟速度所對應的自轉下降率為最小,以小于或大于經濟速度進行自轉飛行時其下降率都會變大。所以無動力旋翼轉速包線拓展試飛的起始試驗點通常選擇從經濟速度開始,一般為50～90 kn。

5.3 旋翼轉速控制

在無動力旋翼轉速包線拓展試飛中,了解如何進行旋翼轉速控制是非常有必要的。通常主要通過總距桿對槳葉槳距的控制和周期變距桿對槳盤載荷的控制來實現對旋翼轉速的控制。如果保持直線自轉下滑,總距桿將是控制旋翼轉速的唯一工具。如果進行轉彎,必須通過總距桿進行調節，防止旋翼轉速超速。因為在轉彎過程中穿過旋翼槳盤的氣流會增加,從而使槳盤過載增加,最終使旋翼轉速上升。如果不用總距桿進行控制,在轉彎過程中旋翼轉速會迅速地上升，導致旋翼轉速超速。轉彎越急,重量越大,旋翼轉速上升越大。此外,如果往前頂桿,將減小槳盤過載,旋翼轉速將下降。必須記住,往前頂桿將會使旋翼轉速下降而不是上升。

6 旋翼轉速包線拓展試飛空中演示試驗

6.1 試驗點設計

旋翼轉速包線拓展試飛空中演示飛行試驗在Bell206直升機上進行,Bell206直升機旋翼轉速范圍為:有動力時最小旋翼轉速為 97%,最大為100%;無動力時旋翼轉速最小為90%,最大為107%。受限于試飛資源約束以及本次試驗為演示飛行,因此僅進行了兩個架次的飛行,一個架次對應大重量1 369 kg,另一個架次為正常重量1 330 kg。同時試驗點目標旋翼轉速并沒有覆蓋整個旋翼轉速范圍,試驗場高均為1 829 m,約為6 000 ft。具體試驗點條件如表2和表3所示。

表2 試驗機重心、起飛重量Table 2 Center of gravity and gross weight for takeoff of the test helicopter

6.2 試驗結果

試驗結果如表4所示。在每個試驗點上,每次都從已知的安全包線開始,得到目標旋翼轉速,然后觀察直升機響應,對直升機飛行品質和振動情況進行綜合評價,最后改出到安全狀態,根據以上結果決定下一個試驗點,然后重復以上動作。在有動力情況下,試飛員使用油門比普配平開關將旋翼轉速調節到目標旋翼轉速,而無動力情況下,主要通過總距桿來調整旋翼轉速。

表4 旋翼轉速包線拓展試驗結果Table 4 Results of rotor speed envelope expansion flight test

由表4可見,所有試驗點的飛行品質等級HQR(Hand Quality Rate)均沒有超過6級,振動水平VR(Vibration Rate)也沒有超過6級。因此可認為在旋翼轉速包線范圍內,如果在試驗資源允許的情況下,可以繼續進行該機旋翼轉速包線拓展。同時由表4可以看出,在無動力情況下,隨著目標旋翼轉速偏離額定轉速越大,HQR等級和VR等級越差。關于HQR和VR的詳細介紹參見文獻[5-6]。

7 結束語

本文根據相關試飛經歷,對單旋翼帶尾槳直升機旋翼轉速包線拓展試飛進行了探索和研究,介紹了旋翼轉速包線拓展試飛要求的試驗點，并對該科目的試飛風險和試飛方法進行了分析,最后通過空中演示飛行試驗進行了驗證。

以下為旋翼轉速包線拓展試飛中的“黃金原則”,希望每個參與該項飛行試驗的試飛工程師和試飛員都牢記在心:(1)每次試驗都必須遵守循序漸進的原則;(2)每個試驗點的每次試驗都必須回到安全區后再次進行拓展;(3)在每個試驗點上必須保持指示速度恒定;(4)對旋翼轉速的控制必須非常清楚。

[1] 中國民用航空總局.CCAR-27-R1 中國民用航空規章第27部:正常類旋翼航空器適航規定[S].北京:中國民用航空總局,1988.

[2] U.S.Department of Transportation Federal Aviation Administration. Rotorcraft flying handbook 2000[M].USA: Federal Aviation Administration,2000:3-9.

[3] Eurocopter France.Flight manual AS350B2[M].Marignane France:Eurocopter France Establishment,1989.

[4] Bell Helicopter Textron INC.Bell206B3 rotorcraft flight manual [M].Fort Worth Texas:Bell Helicopter Textron,2010.

[5] Cooper G E,Harper R P Jr.The use of pilot rating in the evaluation of aircraft handing qualities[R].USA:National Aeronautics and Space Administration,1969.

[6] U.S.Navy.U.S.Naval test pilot school flight test manual rotary wing stability and control [M].Maryland,USA:Naval Air Warfare Center,1995.

(編輯：方春玲)

Research on helicopter main rotor speed envelope expansion flight test

ZHANG Yi1, YIN Jian-feng2

(1.AVIC Aeronautical Science and Technology Key Laboratory of Flight Simulation, CFTE, Xi’an 710089, China;2.Test Pilot Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

This paper analyzes the main rotor speed envelope expansion flight test about a single main rotor and tail rotor helicopter based on the author’s experiences in flight test abroad. First the flight test points required for this flight test was decided by the correlation airworthiness specifications and the sources about requirements for rotor speed envelope expansion flight test. Then the generally method for rotor speed envelope expansion flight test was presented, also the analysis of the choice for initial flight test point and rotor speed control in the power off was addressed. Lastly, the rotor speed envelope expansion demonstration flight test was implemented and the results of the flight test were analyzed. All of these will give a useful reference for the flight subject.

helicopter; rotor speed envelope; expansion flight test

2014-11-24;

2015-04-09;

時間:2015-06-24 15:03

張毅(1983-)，男，貴州臺江人，工程師，碩士，主要從事直升機試飛與飛行仿真研究工作； 尹建峰(1970-)，男，河北邯鄲人，特級試飛員，研究員，碩士，主要從事直升機型號試飛工作。

V212.4

A

1002-0853(2015)05-0443-04