某型直升機新構型尾槳抗側風能力驗證試飛

顧文標，陳 圓，陳 敏，游洪華

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

某型直升機的老構型尾槳由尾槳轂軸、軸套和尾槳葉等組成，在使用的過程中，暴露出使用壽命不足、使用維護復雜、可靠性偏低等問題，特別是尾槳抗側風能力難以勝任該型機高原使用的復雜氣象環境。

按照直升機飛行品質規范的要求，直升機應該可以在任何方向的65km/h相對風中進行配平飛行，飛行員的正常操作不會受到明顯影響。而該型直升機的使用限制中，密度高度2000m以上時，任意風向下允許懸停的最大風速均小于規范要求。

我國高原平均海拔在3000m以上，直升機執行高原任務時，百米高度內的飛行時間占比很高，而高原低高度范圍內，側風的發生概率也較平原地區大。直升機因其自身特點，對外界干擾的響應要比固定翼飛機慢，穩定性差。在側風條件下，直升機能夠配平的操縱裕度越大，抗側風的能力越大。

該型直升機的抗側風能力主要受操縱范圍的限制，故為提高該型機的尾槳高原抗側風能力，同時解決使用中的各種問題，研制了新構型尾槳，見圖1。

新構型尾槳采用復合材料無軸承結構，由尾槳柔性梁、槳葉翼型段、尾槳軸連接件等組成，槳葉翼型段增長，設計操縱變距范圍調整為原構型的7%～112.83%，通過尾槳距邊界的拓展以及升力面積的增加，提高尾槳的最大推力，實現直升機操縱裕度及抗側風能力的提升。

新構型尾槳裝某型機前，首先進行結構剛度、靜態動特性、靜力和疲勞等試驗室試驗，以及尾槳試驗臺運轉耐久性考核，未出現振動、強度等問題。經尾槳動力學分析和壽命計算，新構型尾槳符合裝機要求，最終須通過試飛驗證其裝機的適應性和性能。

圖1 新構型尾槳

1 新構型尾槳裝機適應性

1.1 新構型尾槳裝機影響

經計算分析，海平面時，新構型尾槳最大槳距時的推力在原構型的基礎上提高了21.4%，最大起飛重量下的抗側風能力提升不小于20%，性能優于原構型，同時試驗機的爬升、前飛、轉彎等飛行性能均有提高。

由于新舊構型尾槳在相同的槳距段提供的推力在量級上較為接近，因此裝新構型尾槳的試驗機平衡、操穩特性變化不大。且尾槳換裝前后全機重量重心、轉動慣量基本相同，因此對整機強度和壽命(除新尾槳外)不會產生不良影響。

1.2 尾槳操縱線系調整

要實現新構型尾槳的設計變距范圍，試驗機的操縱線系需進行相應調整。通過對操縱系統及尾槳參數分析，可采用調整尾操縱系統腳蹬限位釘的方式來實現。將限位釘的高度降低，低距狀態下尾槳操縱組件向尾槳葉方向移動約0.35mm，高距狀態下尾槳向尾減速器方向移動約3mm。

尾槳操縱線系調整后存在兩處操縱線系與機體結構干涉的情況：

1)尾槳操縱長拉桿與尾減速器前支座的干涉，原操縱線系狀態下，兩者最小間隙8mm，調整后的最小間隙小于3mm，不滿足設計要求。

為了保證兩者之間的間隙足夠，需將尾減前支座支撐腳由內向尾槳外擴5mm。尾減前支座為非承力結構件，擴孔后，支座的最小寬度為16mm(另一側寬度為12mm)，經過強度評估，強度裕度遠大于1，可以保證試飛安全。在試飛過程中，為確保安全，每個試飛架次加強對前支座的檢查。

2)尾操縱搖臂與尾減速器安裝耳片加強筋干涉。

為了解決干涉，對原狀態搖臂進行適應性設計更改，將搖臂上與尾減加強筋的干涉面挖出R5圓弧，同時將搖臂連尾槳端兩個側面的加強筋內陷設計(為了減重)更改為兩側無內陷平齊原加強筋的斜面設計，見圖2。

圖2 尾操縱搖臂設計更改

通過仿真分析，更改設計后的結構可避免最大尾槳距時與機身結構間的運動干涉。

更改設計后的尾操縱搖臂新件進行了地面試裝和操縱檢查，功能滿足使用要求，整個操縱行程無干涉。

為了確保新搖臂的裝機安全，對搖臂進行靜強度和疲勞強度分析。

操縱搖臂為中間孔鉸支，兩側支臂端(耳片)承受剪切力的受力形式，其中長支臂承受來自腳蹬(助力器)的操縱力，短支臂承受來自尾槳葉的鉸鏈力，長、短支臂(更改區域在短支臂上)均承彎，應力以彎曲應力為主，外角邊為拉應力，內角邊(含更改區域)壓應力。

增加尾槳距后最大設計載荷為6575N，力臂44mm。更改后區域的結構截面積較更改前大，利用工程計算方法獲得更改前更改對應區域的彎曲應力為114.7MPa，更改后對應區域的彎曲應力為95MPa，即截面應力水平降低，可以滿足靜強度的要求。

由于材料相似，加工工藝接近，應力水平略有下降，因此設計更改后的新結構件疲勞壽命與更改前相當。

截面特性在更改后略有下降，結構的抗彎剛度下降約2.6%，剛度下降幅度很小，引起的變形增量相對于尾槳操縱線系的間隙，可以忽略。

故更改設計后的搖臂由于截面積的增加，雖然挖出R5圓弧，但結構強度和剛度變化幅度很小，對結構的靜強度、疲勞強度、操縱等影響不大，可以裝機使用。

2 新構型尾槳抗側風能力驗證

對應新構型的尾槳的最大槳距，尾減速器的最大使用功率需要增加58.4%，然而尾減速器的最大許用功率僅驗證到原構型許用功率的139.8%，經設計評估，允許試驗機尾減功率放開至原構型的116.5%使用。平原地區該功率對應的尾槳距為最大槳距的94.8%，若要在最大需用功率不大于功率限制的前提下實現最大尾槳距的驗證，需在3000m海拔高度的機場實施。

在確保試飛安全的前提下驗證新構型尾槳的能力，對試飛進行如下設計：

1)地面運轉試驗，驗證新構型尾槳的裝機適應性以及載荷、振動情況。

2)平原地區試飛，檢查未放開尾槳距時，新構型尾槳的懸?？箓蕊L能力，通過載荷和振動分析，確定試飛安全性。

3)高原地區放開尾槳距前試飛，確定槳距放開臨界點對應的抗側風速度。

4)高原地區放開尾槳距，最大抗側風性能邊界拓展，確定尾槳的最大能力。

瞬態側風這種特殊情況，因直升機操縱無法及時響應，故尾槳僅考核持續穩定側風條件下的懸?？箓蕊L能力，可采用直升機左、右側飛的方式來模擬連續風條件下尾槳的最大能力。

試驗機在某段右側飛速度范圍內(俯視旋翼為順時針旋轉，右側機身推力尾槳)，尾槳可能陷入渦環，如果不能及時改出，存在因蹬舵失靈直升機旋轉中墜地的風險。

尾槳進入渦環時，流場紊亂會導致尾槳拉力出現較大幅度的變化，呈明顯的周期性，而且會引起直升機偏航角速度的振蕩。飛行員一旦發現異常，應及時進行航向操縱調整，退出側飛狀態。

試驗機試驗試飛過程中，通過測試機上的載荷、振動和飛行參數，并結合地面遙測安全監控來保證試飛的安全。

2.1 地面運轉試驗[1]

為了驗證新構型尾槳與試驗機各系統的協調性、匹配性，運轉狀態下尾槳的振動、載荷情況，以及尾槳對整機的影響，新構型尾槳裝機后，進行地面運轉試驗，其中大重量中小功率地面運轉時間占80%，大中小三個重量大功率懸停時間占20%。

試驗過程中，對尾槳載荷、尾減速器和座艙等振動進行實時監控，檢查直升機各系統工作情況和操穩特性。

若載荷量級和振動水平正常，結構裝機狀態完好，則通過首飛[1]和檢飛，確定新構型尾槳裝機試飛的安全性，進入抗側風正式科目的試飛。

2.2 平原地區試飛驗證[3]

首飛科目包括懸停、前后飛、左右側飛、左右回轉以及起落航線飛行等，從地面安全監控中發現，在進行懸停右回轉和坡度超過20°的右轉彎時，尾槳葉載荷幅值以及尾減速器機匣上的振動量級急劇增大，且頻率成份由1Ω變為3Ω，見圖3。不排除尾槳受旋翼渦流影響，出現了結構固有頻率與氣動激振力耦合的情況。

圖3 右轉彎時的載荷曲線及頻譜

由于尾槳的工作頻率成份由1Ω變為3Ω，故載荷小時限制值需等比下折。正式科目安排時，盡量避免懸停右回轉和右轉彎飛行，左、右側飛交叉進行，速度從5kt開始以5kt的間隔逐步拓展到20kt，然后左側飛拓展，最后右側飛拓展。一旦發現異常，及時中止試飛。

左右側飛最大速度(地速)均拓展到35kt。考慮到場站風速，實際速度約30kt(15.4m/s)左右，新構型尾槳在尾槳距未放開前，懸?？箓蕊L能力與原構型尾槳相當。

經過對載荷數據的分析，各種側飛速度下，尾槳葉、變距拉桿的載荷幅值均小于5h限制線。如尾槳葉255mm剖面5h限制為58Nm，實際最大載荷幅值小于25Nm。各振動測量點的振動水平與原構型尾槳相當，載荷與振動未出現類似懸停右回轉和右轉彎飛行時的增大現象。

最大右側飛速度時，橫向操縱余量46%，縱向操縱余量26%，最大左側飛速度時，橫向操縱余量24%，縱向操縱余量37%，尾槳距余量6%，左右側飛總距余量在50%～55%，見表1。

表1 不同速度左側飛時的操縱量

從試飛數據看，尾槳距放開后(槳距增加12.3%)，尾槳距操縱余量仍有18.3%，總距和周期變距也有較大余量，因此，新構型尾槳的最大左側飛能力有較大的潛力。

2.3 高原地區試飛驗證

2.3.1 發動機功率限制

根據計算分析，高原試驗機最大起飛重量、正常重心配置下，左、右側飛腳蹬操縱余量均大于10%，試飛中正常柔和操縱，發動機不會進入最大起飛功率區域。

與試驗機相同型號的一架直升機在同地區試飛，懸停時發動機剛進入最大起飛功率。試驗機此次試飛重量較其輕80kg，且氣溫要更低，出了過渡速度進入側飛后直升機的需用功率會明顯下降，因此即使進入起飛功率，也不超于5min的使用限制。

2.3.2 驗證試飛

高原地區共試飛3.5h，其中地面尾槳操縱行程檢查、檢飛、槳距拓展臨界點速度檢查各0.5h，中、大兩種起飛重量，正常重量左右側飛至最大速度各1h。

1)槳距拓展臨界點的進入速度

在原構型最大槳距的100%～112.8%范圍內，試驗機相應的操縱特性和載荷、振動水平均未知，因此需要獲得進入該槳距范圍時的臨界速度。在進行最大槳距拓展飛行時，一旦到達該臨界點速度，便由飛行員控制后續速度點的拓展幅度，避免出現一次性操縱過量導致的試飛風險。

首先安排小重量的臨界速度試飛，再安排任務重量的臨界速度試飛。

2)地面尾槳操縱行程檢查

獲得槳距拓展臨界點速度后，更改設計后的新搖臂裝機，通過打磨腳蹬限位塊的方式進行尾槳操縱行程放開操作。

為了防止打磨量超出設計值，同時檢查整個操縱線系與機體結構是否存在運動干涉，腳蹬限位塊的打磨過程中需要對尾槳操縱行程進行測量驗證。

試驗機采用柔性操縱線系，停車狀態下，線系的間隙無法消除，因此采用地面開車后關車，利用液壓系統的短時間蓄壓功能進行腳蹬極限位置驗證。驗證操縱行程滿足設計要求后，進入裝機后的檢飛，進一步確認新搖臂的裝機適應性。

3)中重量、正常重心邊界拓展

中等重量下的最大槳距邊界拓展試飛采用先小速度后大速度，循序漸進的方式，試飛過程中飛行員若感覺品質和振動難以接受，立刻改出。

高槳距試飛時視情采用分段試飛的方式，即尾槳距接近最大槳距的90%～100%之間時，退出著陸，對振動和載荷數據進行分析，再給出下一步的放飛結論。

4)任務重量最大速度左右側飛

中重量邊界拓展結束后，執行任務重量下最大速度的左、右側飛。考慮到高原缺少靜風條件，試飛采用往返側飛，并使用風速儀記錄現場風況，利用矢量投影法修正風向和風速對側飛速度結果的影響。

從試飛測試數據來看，任務重量最大速度左右側飛均超過35kt以上，尾槳結構載荷數據正常，未超5h壽命限制，全機振動水平無異常。

新構型尾槳距放開后，最大抗側風能力較老構型增加了50%以上[4]，滿足直升機飛行品質規范的相關要求。

3 結論

1)尾槳技術變更影響分析和適應性檢查從技術上為試飛安全提供了保障。

2)根據到綜合試驗機實際能力，在平原地區進行最大左、右側飛試飛，可以掌握新構型尾槳載荷、振動等特性的變化規律，指導尾槳距放開后的飛行驗證。

3)高原尾槳距放開前臨界速度的摸底試飛可避免出現操縱過量可能對飛行的影響。

4)基于載荷、振動、品質等參數的安全性評估，制定槳距放開后邊界拓展方式，實現了最大側飛能力的驗證。

5)右轉彎或回轉時尾槳的工作頻率發生變化，需對其動力學特性進行重新評估。