直升机旋翼转速包线拓展试飞研究

张毅, 尹建峰

(1.中国飞行试验研究院 中航工业飞行仿真航空科技重点实验室, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 试飞员学院, 陕西 西安 710089)

直升机旋翼转速包线拓展试飞研究

张毅1, 尹建峰2

(1.中国飞行试验研究院 中航工业飞行仿真航空科技重点实验室, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 试飞员学院, 陕西 西安 710089)

根据在国外试飞的经历,介绍并分析了单旋翼带尾桨直升机旋翼转速包线拓展试飞有关内容。首先根据该试飞科目要求来源,结合相关适航规范确定试验点;其次介绍了科目的试飞基本方法,并分析了无动力时初始试验点的选择和旋翼转速的控制;最终进行了空中演示试验并对试验结果进行了分析,所得结论为该科目的试飞提供了参考。

直升机; 旋翼转速包线; 拓展试飞

0 引言

旋翼转速包线是指直升机在整个飞行包线中所允许使用的旋翼转速范围。直升机一般设计为使用额定旋翼转速进行飞行,但在旋翼转速包线允许范围内使用高于或低于额定旋翼转速进行飞行是被允许的。例如使用110%的旋翼转速或95%的旋翼转速进行飞行,如果直升机不具备这样的能力,则直升机独有的自转飞行也就无从谈起。在实际飞行中,旋翼转速随着试飞动作或飞行状态的改变会有所变化特别是瞬态变化。相对于固定翼飞机,旋翼转速包线是直升机所特有的,旋翼转速包线拓展试飞属于包线扩展试飞中一项重要试飞内容。

旋翼转速包线试飞可以分为有动力旋翼转速包线拓展试飞和无动力旋翼转速包线拓展试飞两大类，无论是军用直升机设计定型试飞还是民用直升机适航审定试飞都需进行该科目的飞行,特别在民用直升机适航审定试飞中是必须进行的飞行科目。旋翼转速包线拓展试飞也是一项高风险的试飞科目,因其本身所具有的高风险性及其他多方面原因,目前国内进行该科目的试飞相对较少或没有,通常情况下是聘用外国试飞员进行该科目的飞行。

随着现阶段我国航空工业发展需求,今后此科目的试飞工作将主要由我国试飞员承担。本文根据在国外的相关培训经验,对单旋翼带尾桨直升机的旋翼转速包线扩展试飞进行了分析,为今后开展此类试飞和相关研究工作提供参考。

1 旋翼转速包线拓展试飞要求

旋翼转速包线拓展试飞要求主要来源于3个方面:(1)旋翼本身设计特点;(2)用户要求;(3)相关规范要求,如FAR或军用规范。

对于不同的直升机,由于使用用户和旋翼设计特点的差异,其要求会有所不同,在此不做讨论。但除了军用直升机外,对于需要进行适航取证的直升机,几乎都要遵守相应的适航规范规定和要求,例如CCAR-27-1或FAR-27部。以CCAR-27-R1为例,其对旋翼转速部分具体规定和要求如下[1]:

(1)无动力(自转)的最大值。无动力旋翼最大转速必须制定成不超过下列两个值中小者的95%:① 按第27.309 条(b)确定的最大设计值;② 在型号试验期间表明的最大转速。

(2)无动力最小值。无动力时旋翼最小转速必须制定成不小于下列两个值中大者的105%:① 在型号试验期间表明的最小转速;② 由设计验证所确定的最小值。

(3)有动力最小值。有动力时旋翼最小转速必须制定成:① 不小于下列两个值中大者:在型号试验期间表明的最小转速和由设计验证所确定的最小值;② 不大于按第27.33 条(a)(1)和(b)(1)所确定的值。

根据以上规定能够得出有动力和无动力旋翼转速包线拓展试飞所要求的试验点,如表1所示。表中:Nrmaxoff为无动力最大旋翼转速;Nrminoff为无动力最小旋翼转速;Nrmaxon为有动力最大旋翼转速;Nrminon为有动力最小旋翼转速;Vneoff为无动力不可逾越速度;Vd为设计速度,Vd=1.1Vneoff。

表1 旋翼转速包线拓展试飞要求的试验点Table 1 Flight test points for rotor speed envelope expansion

表1中的每个试验点由旋翼转速和速度组成,进行旋翼转速包线拓展试飞时每个试验点都必须得到验证。例如试验点1,试飞员保持旋翼转速为105%Nrmaxoff,然后调整直升机空速逐步逼近到Vneoff,这个试验点必须得到验证。在实际试飞中,一般采用逐步逼近的方式获得以上试验点最终结果。

2 旋翼转速包线拓展试飞风险分析

旋翼转速包线拓展试飞为高风险试飞科目。在高旋翼转速包线拓展试飞中,存在的风险主要是随着旋翼转速的升高,容易导致桨叶挥舞增大甚至失控,使桨叶应力增大,桨叶有可能损坏或断裂。与高旋翼转速包线拓展试飞相类似,对于低旋翼转速包线拓展试飞,随着旋翼转速的下降也容易出现不受控制的桨叶挥舞现象,桨叶很可能击打到机身,造成桨叶的损坏或断裂。

此外,在旋翼转速包线拓展试飞中还需特别注意后行桨叶失速和前行桨叶压缩性问题。由表1中可以看出,无论是有动力还是无动力旋翼转速包线拓展试飞,不能超越限制速度的主要原因是后行桨叶失速和前行桨叶压缩性问题。当后行桨叶失速后,直升机开始出现低频振动、机头上仰、直升机向后行桨叶方向滚转等现象。相对低密度高度而言,在高密度高度情况下对于相同的指示空速其真空速相对偏高,因此增加了后行桨叶失速的可能性。同时,大重量低旋翼转速和高密度高度情况下进行大速度前飞时,后行桨叶容易突然失速。因此在以上条件下进行旋翼转速包线拓展试验时须特别谨慎。高旋翼转速在大速度前飞时,无论是后行桨叶失速还是前行桨叶压缩性问题,一旦发生则直升机已进入危险状态,试飞员必须立刻意识到并采取相应的措施马上改出。在有动力情况下,一般选择通过减小发动机功率的方法改出,而在无动力情况下,主要通过调节旋翼转速来改出。

3 旋翼转速包线拓展试飞驾驶技术特点

旋翼转速包线拓展试飞驾驶技术重点是无动力旋翼转速包线拓展试飞中的自转飞行驾驶技术。在正常情况下,一般通过放总距进入自转。需要注意的是,自转时主要通过向上的桨盘气流来产生有效的拉力从而保持旋翼转速并减小下降率,如图1所示[2]。因此如果前飞速度较大,将会降低向上气流的效率,旋翼转速会下降,特别是在表1中大速度点的试验时这种现象更加突出,在旋翼转速包线拓展试飞中试飞员必须意识到。在自转中尾桨的转动主要通过主旋翼来带动,所以航向控制与正常飞行时相同。

此外,试飞员必须对当前试验直升机旋翼特性有清晰的了解,例如桨叶惯性矩大小对旋翼转速改变时间的影响,桨叶惯性矩大的直升机,旋翼转速对操纵输入响应相对迟缓,而桨叶惯性矩小的直升机,旋翼转速对操纵输入的响应比较灵敏。

图1 自转情况下旋翼气流方向示意图Fig.1 Air flow direction during autorotation flight

4 有动力旋翼转速包线拓展试飞

有动力旋翼转速包线拓展试飞对直升机有一定的选择性,一些直升机本身受自身旋翼设计限制,无法进行该科目试飞或进行该科目试飞的意义不大。例如,小松鼠AS350直升机,其设计旋翼额定转速为100%,旋翼最高转速为101%,旋翼最低转速为98%[3],因此其有动力高旋翼转速包线范围非常小,进行该科目的试飞没有太大意义。而Bell206直升机设计的有动力旋翼最高转速为100%,最低旋翼转速为97%[4],虽然旋翼转速范围与小松鼠AS350相似,但在Bell206总距杆上设有油门比普开关,通过该开关可以轻易地实现直升机的有动力旋翼转速包线拓展试验。

随着当前直升机技术的发展,特别是直升机发动机动力涡轮转速与旋翼转速的匹配技术越来越好，即直升机旋翼恒定转速控制比较理想,因此有动力旋翼转速包线试飞在目前和今后的试飞中意义已经不是太大。

5 无动力旋翼转速包线拓展试飞

5.1 无动力旋翼转速包线拓展试飞基本方法

相对有动力旋翼转速试飞而言,无动力旋翼转速试飞具有更高的风险性,其具体试飞方法如下:首先,在适当的飞行高度通过放低总距杆进入自转飞行;然后调整总距得到目标旋翼转速Nrtar;观察直升机的操纵品质和直升机是否有非指令的俯仰、滚转和偏航。在此需要特别强调的是,在整个试验过程中，试飞员一定要尽量保持指示空速恒定,指示空速的改变将会导致旋翼转速的快速改变,增加试飞风险。

如果直升机的操纵品质令人满意,没有非指令的俯仰、滚转和偏航响应,一般认为对应试验点的旋翼转速在旋翼转速包线边界之内。此时切忌不能因为该试验点旋翼转速是在包线边界之内就继续进行拓展旋翼转速包线操作，相反此时必须进行改出到已知安全包线范围内的操作,改出后试飞员对改出的难易程度进行评价,只有很容易地改出才能确定继续进行该试验点的旋翼转速包线拓展试验,否则对应的旋翼转速就是该试验点的旋翼转速包线边界。如果确定该点为包线内的点,根据以上方法对该点继续进行旋翼转速包线拓展,直到该点的边界得到确定为止。

5.2 无动力旋翼转速试飞初始试验点的选择

无动力旋翼转速试飞主要在自转情况下完成,而影响自转下降率的主要因素有密度高度、直升机重量、旋翼转速和飞行速度。一般情况下首先选择飞行速度来控制下降率。对于大部分的直升机,经济速度所对应的自转下降率为最小,以小于或大于经济速度进行自转飞行时其下降率都会变大。所以无动力旋翼转速包线拓展试飞的起始试验点通常选择从经济速度开始,一般为50～90 kn。

5.3 旋翼转速控制

在无动力旋翼转速包线拓展试飞中,了解如何进行旋翼转速控制是非常有必要的。通常主要通过总距杆对桨叶桨距的控制和周期变距杆对桨盘载荷的控制来实现对旋翼转速的控制。如果保持直线自转下滑,总距杆将是控制旋翼转速的唯一工具。如果进行转弯,必须通过总距杆进行调节，防止旋翼转速超速。因为在转弯过程中穿过旋翼桨盘的气流会增加,从而使桨盘过载增加,最终使旋翼转速上升。如果不用总距杆进行控制,在转弯过程中旋翼转速会迅速地上升，导致旋翼转速超速。转弯越急,重量越大,旋翼转速上升越大。此外,如果往前顶杆,将减小桨盘过载,旋翼转速将下降。必须记住,往前顶杆将会使旋翼转速下降而不是上升。

6 旋翼转速包线拓展试飞空中演示试验

6.1 试验点设计

旋翼转速包线拓展试飞空中演示飞行试验在Bell206直升机上进行,Bell206直升机旋翼转速范围为:有动力时最小旋翼转速为 97%,最大为100%;无动力时旋翼转速最小为90%,最大为107%。受限于试飞资源约束以及本次试验为演示飞行,因此仅进行了两个架次的飞行,一个架次对应大重量1 369 kg,另一个架次为正常重量1 330 kg。同时试验点目标旋翼转速并没有覆盖整个旋翼转速范围,试验场高均为1 829 m,约为6 000 ft。具体试验点条件如表2和表3所示。

表2 试验机重心、起飞重量Table 2 Center of gravity and gross weight for takeoff of the test helicopter

6.2 试验结果

试验结果如表4所示。在每个试验点上,每次都从已知的安全包线开始,得到目标旋翼转速,然后观察直升机响应,对直升机飞行品质和振动情况进行综合评价,最后改出到安全状态,根据以上结果决定下一个试验点,然后重复以上动作。在有动力情况下,试飞员使用油门比普配平开关将旋翼转速调节到目标旋翼转速,而无动力情况下,主要通过总距杆来调整旋翼转速。

表4 旋翼转速包线拓展试验结果Table 4 Results of rotor speed envelope expansion flight test

由表4可见,所有试验点的飞行品质等级HQR(Hand Quality Rate)均没有超过6级,振动水平VR(Vibration Rate)也没有超过6级。因此可认为在旋翼转速包线范围内,如果在试验资源允许的情况下,可以继续进行该机旋翼转速包线拓展。同时由表4可以看出,在无动力情况下,随着目标旋翼转速偏离额定转速越大,HQR等级和VR等级越差。关于HQR和VR的详细介绍参见文献[5-6]。

7 结束语

本文根据相关试飞经历,对单旋翼带尾桨直升机旋翼转速包线拓展试飞进行了探索和研究,介绍了旋翼转速包线拓展试飞要求的试验点，并对该科目的试飞风险和试飞方法进行了分析,最后通过空中演示飞行试验进行了验证。

以下为旋翼转速包线拓展试飞中的“黄金原则”,希望每个参与该项飞行试验的试飞工程师和试飞员都牢记在心:(1)每次试验都必须遵守循序渐进的原则;(2)每个试验点的每次试验都必须回到安全区后再次进行拓展;(3)在每个试验点上必须保持指示速度恒定;(4)对旋翼转速的控制必须非常清楚。

[1] 中国民用航空总局.CCAR-27-R1 中国民用航空规章第27部:正常类旋翼航空器适航规定[S].北京:中国民用航空总局,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.

(编辑：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;

时间:2015-06-24 15:03

张毅(1983-)，男，贵州台江人，工程师，硕士，主要从事直升机试飞与飞行仿真研究工作； 尹建峰(1970-)，男，河北邯郸人，特级试飞员，研究员，硕士，主要从事直升机型号试飞工作。

V212.4

A

1002-0853(2015)05-0443-04