航空物探直升機振動條款適航驗證方法研究

尹中偉 林長亮 張思奇 趙春狀 王剛

摘要：直升機振動條款的適航驗證主要考核在合適的速度和功率狀態下，直升機的每一個部件均沒有過度振動，保證機上各系統工作正常，確保飛行安全。結合某航空物探直升機對適航條款CCAR-29-R1.251和AC 29-2C.251的具體驗證過程，從節約條款驗證成本和提高審定工作效率的角度出發，提出了基于有限元的相似性分析與飛行試驗相結合的驗證方法，驗證結果得到了民航審查代表的認可，為其他改進改型類直升機的振動條款適航驗證工作提供參考。

關鍵詞：振動；適航；直升機；航空物探；驗證方法；有限元

中圖分類號：V223文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.11.012

振動問題是直升機的典型特征，控制振動水平至合理范圍是直升機設計過程中的重要工作內容[1]。由于航遙物探構型的直升機需要加裝大量的任務設備，對原機結構動力學穩定性產生較大影響，進一步加大了機體振動水平的控制難度。

我國的適航條例從美國的適航條例轉化而來[2]，中國民用航空局對民用飛行器進行適航審查時需要驗證的各項條款做了基礎性的規定，但多數條款要求的較為寬泛，對驗證方法和試驗細節描述也不夠詳盡，通常需要針對某項條款要求，研究確定具體的驗證過程和合格判據，如孫金波[3]研究了航空座椅動態要求符合性的驗證方法，劉艷等[4]和李天為等[5]對民用飛機飛控系統的適航鑒定試驗方法進行了研究，朱日興等[6]則分析了民用飛機防火系統的適航審定技術，給出了可接受的符合性驗證方法和試驗判據。

民用直升機進行適航審查需要驗證的振動條款為《運輸類旋翼航空器適航規定（CCAR-29）》第251條，其只給出了“沒有過度振動”[7]這一基本要求，沒有明確具體的振動水平合格標準值和試驗驗證流程，增加了該振動條款的驗證工作難度。

本文以某航遙物探構型的民用直升機為對象，研究了振動條款的驗證方法，保證該型機適航審定工作順利進行，也可為其他改進改型類直升機的振動條款適航驗證工作提供參考。

1條款驗證方法

適航條款CCAR-29.25條對民用直升機振動水平的規定為“在每一種合適的速度和功率下，旋翼航空器的每一部件必須沒有過度的振動”。相較于軍用直升機明確規定的0.05～0.1g[8]具體振動水平值來講，這一要求就顯得較為寬泛，同時，為進一步幫助適航審定人員和申請人更好地理解條款內容，并準確地表明其符合性，美國聯邦航空局（FAA）制定的咨詢通告（AC 29-2C）[9]。同時，中國民用航空局對其進行了組織翻譯。

針對振動條款，AC 29-2C要求，應通過飛行試驗來表明符合性，需進行8種極限狀態的振動飛行試驗。其中，前4項為無動力自轉狀態，后4項為有動力飛行狀態。8種極限狀態具體如下：（1）在標牌上的最小旋翼轉速下以1.11VNE（AR）自轉；（2）在標牌上的最大旋翼轉速下以1.11VNE（AR）自轉；（3）在無動力最小設計限制旋翼轉速下以VNE（AR）自轉；（4）在無動力最大設計限制旋翼轉速下以VNE（AR）自轉；（5）在有動力最小旋翼轉速下以1.11VNE前飛；（6）在有動力最大旋翼轉速下以1.11VNE前飛；（7）在有動力最大旋翼轉速下以VNE作30°側傾左右轉彎；（8）在有動力最小旋翼轉速下以VNE作30°側傾左右轉彎。

通常來講，對于完全新研的直升機，需要嚴格按照AC 29-2C要求，完成上述8種狀態的飛行振動試飛來證明直升機對振動條款的符合性。完成此項工作不但具有一定的試飛風險性，而且對試飛員的技術要求較高，甚至需要雇用外籍飛行員來完成試飛工作，大大增加了適航成本和審定周期。該航遙物探構型直升機（簡稱航遙型機）是由已完成適航審定認證的某型直升機（以下簡稱基本型機）升級改裝而來，具體包含以下三個方面：換裝更高性能的發動機；直升機航電系統；加裝航空物探設備（見圖1）。

影響飛行狀態的關鍵參數，如發動機機械功率限制、旋翼轉速控制規律、旋翼系統均與基本型相同。此外，航遙型機的機體主承力結構沿用基本型機，換發和加裝作業設備后整機質量增加了約210kg，僅占機體總質量4.83%，且大質量設備均處于機體重心附近，對機體振動的影響可以忽略不計。CCAR-29.1條（f）將B類旋翼航空器定義為最大質量等于或小于9080kg（20000lb）和客座量等于或小于9座的旋翼航空器。而經分析計算和飛行試驗驗證，加裝的作業設備后，該航遙型機的B類起飛距離與基本型相當，起飛質量和爬升率略有下降。

基于此，出于節約適航條款驗證成本和提高審定工作效率考慮，準備通過相似性分析和有限元仿真計算相結合的方法表明4種無動力飛行狀態的振動條款符合性。同時，對于該航遙型機來講，其發動機控制系統采用雙通道EECU進行自動調節，不存在最大旋翼轉速和最小旋翼轉速的差異，因此振動條款要求的4種有動力飛行狀態的旋翼轉速是一致的，準備通過下述三種狀態的飛行試驗來驗證有動力飛行狀態的振動條款符合性，具體如下：在有動力下以1.11VNE前飛；在有動力下以VNE作30°側傾左轉彎；在有動力下以VNE作30°側傾右轉彎。此外，對于條款中沒有明確要求振動水平合格標準值的問題，經與民航局方審查代表溝通，決定以試飛員評語為主，參照國內某型號軍用直升機關鍵部位振動合格標準值（0.2g）為輔的方案來判定振動條款是否通過驗證。

2無動力飛行狀態驗證

經過上述整機結構相似性分析，換發不會影響4種無動力飛行狀態，且加裝作業設備對飛行性能和重心的影響很小，可以采用有限元分析計算的方法驗證無動力自轉飛行狀態。全機振動響應分析需要在全機動特性分析和槳轂交變載荷預估的基礎上進行。建立全機有限元動力學模型（見圖2），采用綜合氣彈分析法[10]預測槳轂中心的交變載荷，將旋翼激振頻率4Ω（23.75Hz）對應的載荷幅值和相位施加在槳轂中心位置。

首先，用所建的全機動力學模型分析了航遙型機的機體結構動特性，并與基本型機的地面激振試驗結果進行了對比，見表1。可以看出，計算結果和試驗值吻合度較好，誤差在5%以內，根據參考文獻[1]、參考文獻[8]、參考文獻[10]、參考文獻[11]，可以認為該仿真模型的準確性符合要求，可以進行振動響應分析。

根據參考文獻[12]，選取的振動水平預測點如下：X600框、駕駛員腳蹬、駕駛員座椅、X3205框、X4630框、主減速器平臺、發動機支架、尾梁對接、平尾根部和端部、尾部末端。

由于前4種無動力自轉狀態中，第2種狀態“在標牌上的最大旋翼轉速下以1.11VNE（AR）自轉”對應的旋翼轉速和自轉速度最大，分別為420r/min和277km/h。此時，槳轂中心的交變載荷最大，對應的機體振動響應也應最大，圖3給出了該種狀態下，預測點處的Z向振動水平計算值。可見，振動水平最大值出現在駕駛員腳蹬處，為0.14g，小于與民航代表約定的標準值，屬于可接受的合理范圍。

3有動力飛行狀態驗證

采用飛行實測的方法驗證后4種有動力飛行狀態，選取的重心狀態如下：（1）以1.11VNE前飛：最小試驗質量3748kg，后極限重心3.919m；（2）以VNE作30°側傾左/右轉彎：最大起飛質量4248kg，后極限重心3.948m。

試驗機艙外安裝對氣動外形有較大影響的磁探桿、晶體箱和航空相機假件，艙內機柜采用配重形式。

根據上述選定的振動水平預測點，布置加速度傳感器，圖4給出了部分預測點處的傳感器粘貼情況。

圖5給出了“以1.11VNE前飛”和“以VNE作30°側傾左/右轉彎”兩種情況下預測點處Z向振動水平的飛行試驗測試值，圖5中1～14號預測點依次代表位置如下：600框、駕駛員腳蹬、駕駛員座椅、3205框、4630框、左發動機支架、右發動機支架、尾梁對接、尾梁左端、尾梁左根、尾梁右根、尾梁右端、尾部末端和主減平臺。

可見，最大的振動值為0.187g，屬于可接受的合理范圍。同時，試飛員具體評語為“試飛過程中，直升機工作正常，未感到異常振動”。綜合試飛員評價和振動實測值，認為有動力飛行狀態下，直升機沒有過度的振動，各系統工作正常，符合CCAR-29.251條的要求。

4結束語

本文研究了直升機振動條款適航驗證方法，對CCAR-29.251和AC 29-2C.251“振動”條款內容進行解析，結合某航遙物探構型直升機實際情況，給出了基于有限元的相似性分析與飛行試驗驗證相結合的驗證思路。在節約驗證成本的同時，驗證結果得到了適航審查代表的認可，為今后開展其他改進改型直升機振動條款適航驗證提供有效參考。

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Research on Airworthiness Verification Method for Aerogeophysical Helicopter Vibration Clause

Yin Zhongwei1，Lin Changliang1，Zhang Siqi2，Zhao Chunzhuang1，Wang Gang1

1. AVIC Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150066，China

2. Aviation Military Representative Office of the Representative Bureau of Army Armament Department in Harbin

Region，Harbin 150066，China

Abstract： Main assessment of airworthiness verification of helicopter vibration clause is that each part of the rotorcraft must be free from excessive vibration under each appropriate speed and power condition in order to ensure the normal operation of all systems on board and flight safety. By introducing the specific verification process for CCAR-29-R1.251 and AC29-2C.251 of an aerogeophysical helicopter， a verification method combining similarity analysis based on finite element analysis with flight test is proposed， which can save the cost of verification and improve the efficiency of validation. The civil aviation review representative has approved the verification results. The verification method in this paper can provide reference for the verification on vibration terms of other modified helicopters.

Key Words： vibration； airworthiness； helicopter； aerogeophysical； verification method； finite element analysis