民用直升機單發(fā)失效起飛和著陸試飛技術

彭 勇,許寧鑫,吳承發(fā)

(中國直升機設計研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

民用直升機在按照適航規(guī)章進行型號合格適航審定時,為了滿足規(guī)章中的條款符合性,需開展相關飛行試驗。我國目前適用于直升機合格審定的適航規(guī)章為《正常類旋翼航空器適航規(guī)定》(CCAR-27)和《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》(CCAR-29)。2001年針對直11直升機,按照1984年首次編制的《正常類旋翼航空器適航規(guī)定》(CCAR-27)進行了適航取證試飛。由于直11直升機為單發(fā)直升機,當時根據(jù)適航條款只開展了回避區(qū)和不可超越速度等風險科目試飛,未涉及單發(fā)失效的起飛和著陸性能。

在2010年之前,國內(nèi)按照CCAR-29進行適航取證試飛還存在不足,尤其是單發(fā)失效的起飛和著陸性能試飛。該部分為驗證A類和B類性能的關鍵試飛內(nèi)容,需嚴格按照相關的試飛順序開展。考慮真實關閉發(fā)動機帶來的相關維護成本,在開展試飛前首先需確定單發(fā)失效訓練模式的有效性;其次確定起飛安全速度Vtoss(Take-off Safety Speed)和極限高度-速度包線;然后確定起飛決斷點TDP(Take-off Decision Point)和著陸決斷點LDP(Landing Decision Point)。相關試飛技術首次在國內(nèi)開展。本文介紹了對單發(fā)失效起飛和著陸性能的試飛技術研究及其在AC313直升機上的應用。

1 多發(fā)直升機確定單發(fā)失效訓練模式的有效性

在單發(fā)失效起飛和著陸性能試飛中,涉及發(fā)動機失效,如全部采取真實關閉發(fā)動機的方法,勢必使其它正常工作的發(fā)動機進入中等應急功率,甚至最大應急功率,超出發(fā)動機維護手冊中關于應急功率累計時間的相關規(guī)定,造成發(fā)動機提前返廠進入大修。為了保證試飛進度,需備用發(fā)動機,增大了試飛成本。

目前直升機安裝使用的渦軸發(fā)動機大多采用電調(diào)系統(tǒng)。電調(diào)中具有發(fā)動機訓練模式功能,即模擬發(fā)動機失效,發(fā)動機的參數(shù)顯示按發(fā)動機失效進行顯示。直升機需用功率超過發(fā)動機輸出最大功率時,電調(diào)系統(tǒng)會自動減少發(fā)動機輸出功率,即發(fā)動機訓練模式可以完全替代發(fā)動機真實失效試驗。

對于OEI訓練模式的有效性,國內(nèi)一直未進行驗證。因此,對于裝電調(diào)發(fā)動機的直升機,在開展單發(fā)失效的試飛時,為了采用發(fā)動機訓練模式代替真實發(fā)動機失效,應對發(fā)動機訓練模式的有效性進行確定。在直升機相同的起飛重量、飛行速度和相同大氣條件下,對OEI訓練模式和真實OEI進行對比試飛,具體方法如下:

1) 分別將發(fā)動機置于地慢狀態(tài)模擬發(fā)動機真實失效,直升機使用最大連續(xù)功率進行試飛,確定哪臺發(fā)動機具有更好的性能,即確定哪臺發(fā)動機為關鍵發(fā)動機;

2) 分別在真實OEI(關鍵發(fā)動機失效)和OEI訓練模式下,按特定的起飛重量、大氣條件和飛行速度,使用最大應急功率飛行,對爬升速度進行對比;

3) 分別在真實OEI和OEI訓練模式下,對起飛安全速度Vtoss和最佳爬升速度Vy進行對比;

4) 對真實OEI和OEI訓練模式下的爬升率進行對比。

通過以上的對比試飛,可確定OEI訓練模式的有效性。

AC313分別在海拔40 m機場和海拔3900 m機場進行了對比試飛,以指示空速130 km/h,使用最大功率狀態(tài)進行爬升。試飛結果見表1[1]。

表1 OEI訓練模式與真實OEI性能數(shù)據(jù)對比

OEI訓練模式下發(fā)動機輸出的功率小于真實OEI下的功率;OEI訓練模式下的爬升率小于真實OEI下的爬升率。這就意味著使用OEI訓練模式試飛得出的回避區(qū)、起飛和著陸性能是偏于保守的。試飛結果表明可采用OEI訓練模式代替真實OEI進行試飛驗證。

2 關鍵性能參數(shù)和試飛內(nèi)容驗證

在開展直升機單發(fā)失效起飛和著陸性能前,需確定起飛安全速度Vtoss、直升機極限高度-速度包線、起飛決斷點TDP和著陸決斷點LDP。

2.1 確定起飛安全速度Vtoss

確定Vtoss是開展單發(fā)失效起飛和著陸性能的基礎。按CCAR29.59、29.61條款,發(fā)動機在起飛決斷點TDP后失效,直升機利用剩余發(fā)動機加速至Vtoss,此時直升機的爬升率應不小于0.5 m/s,加速過程中直升機應高于起飛場地10.5 m。

通過以下試飛方法可確定Vtoss:單發(fā)失效采用OEI訓練模式;直升機使用應急功率,從飛行速度130～160 km/h逐步減速至30～70 km/h;飛行中應保持速度穩(wěn)定且爬升率不小于0.5 m/s;加速爬升過程中直升機離地高度應大于10.5 m。

AC313在40 m機場,在起飛重量13000 kg、壓力高度300 m條件下使用OEI訓練模式飛行。直升機以指示空速70 km/h飛行,使用30 min OEI功率進行減速飛行。當速度減至30 km/h時,直升機的爬升率為0 m/s。此時指示空速在30 km/h～0 km/h跳變,速度的指示對于駕駛員來說不可用。最后速度穩(wěn)定在45 km/h,爬升率為1 m/s。因此確定海平面的Vtoss為45 km/h,大于適航條款規(guī)定的Vtoss下爬升率為不小于0.5 m/s的要求。AC313在3900 m機場,起飛重量9400 kg時,最后速度穩(wěn)定在45 km/h,對應爬升率為1 m/s。

因此,經(jīng)試飛確定,在海平面和高海拔地區(qū),Vtoss均為45 km/h,這便于駕駛員識記且應用于直升機的包線飛行。

2.2 確定直升機的極限高度-速度包線

采用OEI訓練模式進行試飛,確定直升機的極限高度-速度包線(又稱回避區(qū)),方法如下:

1) 確定有地效懸停最大高度點

直升機離地穩(wěn)定懸停,懸停中單臺發(fā)動機失效,駕駛員操縱直升機應急著陸;懸停高度按1～2 m的幅度增加,重復執(zhí)行單發(fā)失效并著陸。通過駕駛員工作負荷、直升機下降率和旋翼轉(zhuǎn)速變化等情況綜合判斷懸停最大高度點。

2) 確定回避區(qū)的下邊界

直升機在第1步試驗中確定的懸停高度從靜止加速到5 km/h,單臺發(fā)動機失效,駕駛員操縱直升機著陸;懸停高度按1 m的幅度增加,通過駕駛員工作負荷和直升機下降率綜合確定直升機能復飛的高度、速度結合點,然后逐步增大前飛速度直至速度增至Vtoss。

3) 確定拐點

直升機飛行速度大于Vtoss,飛行高度在第2步試驗基礎上增加,單臺發(fā)動機失效,直升機進行復飛并加速至Vy,然后逐步減速,直至Vtoss。

4) 確定回避區(qū)的上邊界

直升機飛行速度為Vtoss,飛行高度在第3步試驗確定的高度的基礎上增加,單臺發(fā)動機失效,直升機復飛并加速至Vy,然后減速至飛行軌跡下降到離起飛場地的高度低于10 m;飛行高度以5m的幅度逐步增加并重復試驗,直到減速到空速0 km/h。

AC313分別在海拔40 m機場、海拔3096 m機場和海拔3900 m機場以不同的起飛重量開展了回避區(qū)試飛。

對于三發(fā)直升機來說,一旦出現(xiàn)單發(fā)失效,功率損失1/3的情況下,與雙發(fā)直升機比較,回避區(qū)較小。

AC313 在海拔40 m機場,起飛重量13000 kg,壓力高度100 m,大氣溫度37℃～39℃,回避區(qū)試飛結果如圖1所示。

圖1 回避區(qū)試飛結果

圖2 繼續(xù)起飛剖面(無障礙機場)

圖3 繼續(xù)起飛剖面(平臺)

圖4 中斷起飛剖面(無障礙機場)

圖6 繼續(xù)著陸和中斷著陸剖面(無障礙機場)

圖7 繼續(xù)著陸和中斷著陸剖面(平臺)

試飛中絕大部分測試點采用OEI訓練模式,個別測試點采用真實OEI進行對比。

2.3 確定起飛決斷點TDP和著陸決斷點LDP

2.3.1 確定TDP

按照29.55條[2-3],起飛決斷點(TDP)是按第29.59條確定的有繼續(xù)起飛能力的第一點,并且是在起飛航跡上按第29.62條確定的距離內(nèi)能夠保證中斷起飛的最后一點。單臺發(fā)動機在TDP和TDP后失效,直升機應繼續(xù)起飛;在TDP前失效,直升機應中斷起飛。

TDP通過以下方法進行確定:

1) 確定第一個復飛點

①起飛航跡始終避開回避區(qū);

②直升機起飛加速至某一特定的高度/速度組合點,一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,然后直升機進行復飛;

③減少高度/速度組合點,重復上一步的試飛;

④以駕駛員工作負荷或直升機復飛時離起飛場地高度低于4.5 m作為試驗完成的判據(jù)。

2) 確定最后一個著陸點

①直升機起飛加速至某一特定的高度/速度組合點,一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,然后直升機進行著陸;

②增加高度/速度組合點,重復上一步的試飛;

③以駕駛員工作負荷或直升機著陸距離作為試驗完成的判據(jù)。

2.3.2 確定LDP

按照29.77條[2-3],著陸決斷點(LDP)是在進場與著陸航跡上可以按第29.85條完成中斷著陸的最后一點。單臺發(fā)動機在LDP前失效,直升機應中斷著陸;在LDP和LDP后失效,直升機應繼續(xù)著陸。LDP通過以下方法進行確定:

1) 確定最后一個復飛點

①著陸航跡始終避開回避區(qū);

②直升機從高于起飛場地15 m,以某一特定的離地高度/速度組合點進場,一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,然后直升機進行復飛,飛行至Vtoss和Vy;

③減少離地高度/速度組合點,重復上一步的試飛;

④以駕駛員工作負荷或直升機復飛時離起飛場地高度低于10.5 m作為試驗完成的判據(jù)。

2) 確定第一個著陸點

①直升機從高于起飛場地15 m,以某一特定的離地高度/速度組合點進場,一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,直升機進行著陸;

②增加離地高度/速度組合點,重復上一步的試飛;

③以駕駛員工作負荷或直升機著陸距離作為試驗完成的判據(jù)。

AC313在無障礙機場和平臺上試飛,驗證了單發(fā)失效的起飛著陸決斷點。AC313無障礙機場的TDP為20 m、40 km/h,LDP為35 m、40 km/h。AC313直升機平臺的TDP為35 m、0 km/h,LDP為35 m、40 km/h。

3 單發(fā)失效的起飛和著陸性能試飛

在確定OEI訓練模式有效性、Vtoss、回避區(qū)以及起飛和著陸決斷點后,就可開展單發(fā)失效的起飛和著陸性能試飛,包括單發(fā)失效后的繼續(xù)起飛、中斷起飛,以及單發(fā)失效后的繼續(xù)著陸和中斷著陸。

1) 繼續(xù)起飛

①直升機起飛加速至TDP;

②在TDP 一臺發(fā)動機失效;

③直升機進行復飛,以高于起飛場地10.5 m加速至Vtoss;

④直升機以Vtoss加速至Vy,爬升至離起飛場地高度300 m。

2) 中斷起飛

①直升機起飛加速至TDP;

②在TDP 一臺發(fā)動機失效;

③直升機進行著陸,直至完全停止。

3) 繼續(xù)著陸

①直升機從高于起飛場地15 m,以LDP的離地高度/速度組合點進場;

②一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,然后直升機進行著陸,直至完全停止在著陸場地上。

4) 中斷著陸

①直升機從高于起飛場地15 m,以LDP的離地高度/速度組合點進場;

②一臺發(fā)動機置于OEI訓練模式,然后直升機加速至Vtoss,同時保持離起飛場地10.5 m的高度,然后直升機加速爬升,按要求加速至Vy。

AC313分別在海拔40 m機場、海拔3096 m機場和海拔3900 m機場,以最大和最小起飛重量,開展了A類和B類起飛和著陸性能試飛驗證。其中,A類起飛和著陸性能分別以無障礙機場和直升機平臺(35 m×35 m)進行試飛驗證,每個起飛和著陸性能試飛點均重復5次,4次采用OEI訓練模式,1次采用真實OEI;B類起飛和著陸性能在無障礙機場進行試飛驗證,采用最大起飛重量,每個試飛點重復2次,1次采用OEI訓練模式,1次采用真實OEI。起飛和著陸通道完全避開回避區(qū),單發(fā)失效后能保證直升機的安全起飛或著陸并確定了起飛距離和著陸距離。

4 關鍵技術

AC313在適航當局的嚴密審查下和直升機所DER的監(jiān)督下,首次在國內(nèi)完全按照CCAR-29-R1開展了A類起飛和著陸性能試飛,突破了以下關鍵技術:

1)首次在國內(nèi)對單發(fā)失效訓練模式與真實失效進行了對比試飛,確定單發(fā)失效訓練模式有效。

2)首次在直8系列直升機上開展旋翼轉(zhuǎn)速包線拓展試飛,拓展了旋翼轉(zhuǎn)速包線邊界;首次在直8系列直升機上開展回避區(qū)的試飛;首次在直8系列上開展起飛決斷點和著陸決斷點的試飛;在直8系列上開展了單發(fā)失效后的A類和B類性能試飛驗證。

3)首次在直8系列機上制訂了科學合理的A類和B類正常起飛程序,以及發(fā)動機失效應急處置程序。

5 結論

通過AC313試飛,掌握了單發(fā)失效起飛和著陸性能等多項試飛關鍵技術。CCAR-29-R1的適航要求與當前國際通用的FAR29的適航規(guī)定基本相當,表明我國在民用直升機適航取證試飛領域已取得重大突破,填補了國內(nèi)該科目試飛的空白;發(fā)動機訓練模式替代發(fā)動機真實失效優(yōu)化方案獲得中國民航審定認可,提高了效率并降低了試飛風險和試飛成本;發(fā)動機失效的科研試飛為制定完善相應的應急處置提供了理論支撐和飛行實踐,為直升機安全使用和提高出勤率提供了保障。本次試飛技術研究為后續(xù)民用直升機適航取證試飛及軍機適航性試飛奠定了堅實基礎,滿足我國未來軍民用直升機發(fā)展需求。