某型直升机新构型尾桨抗侧风能力验证试飞

顾文标，陈 圆，陈 敏，游洪华

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

某型直升机的老构型尾桨由尾桨毂轴、轴套和尾桨叶等组成，在使用的过程中，暴露出使用寿命不足、使用维护复杂、可靠性偏低等问题，特别是尾桨抗侧风能力难以胜任该型机高原使用的复杂气象环境。

按照直升机飞行品质规范的要求，直升机应该可以在任何方向的65km/h相对风中进行配平飞行，飞行员的正常操作不会受到明显影响。而该型直升机的使用限制中，密度高度2000m以上时，任意风向下允许悬停的最大风速均小于规范要求。

我国高原平均海拔在3000m以上，直升机执行高原任务时，百米高度内的飞行时间占比很高，而高原低高度范围内，侧风的发生概率也较平原地区大。直升机因其自身特点，对外界干扰的响应要比固定翼飞机慢，稳定性差。在侧风条件下，直升机能够配平的操纵裕度越大，抗侧风的能力越大。

该型直升机的抗侧风能力主要受操纵范围的限制，故为提高该型机的尾桨高原抗侧风能力，同时解决使用中的各种问题，研制了新构型尾桨，见图1。

新构型尾桨采用复合材料无轴承结构，由尾桨柔性梁、桨叶翼型段、尾桨轴连接件等组成，桨叶翼型段增长，设计操纵变距范围调整为原构型的7%～112.83%，通过尾桨距边界的拓展以及升力面积的增加，提高尾桨的最大推力，实现直升机操纵裕度及抗侧风能力的提升。

新构型尾桨装某型机前，首先进行结构刚度、静态动特性、静力和疲劳等试验室试验，以及尾桨试验台运转耐久性考核，未出现振动、强度等问题。经尾桨动力学分析和寿命计算，新构型尾桨符合装机要求，最终须通过试飞验证其装机的适应性和性能。

图1 新构型尾桨

1 新构型尾桨装机适应性

1.1 新构型尾桨装机影响

经计算分析，海平面时，新构型尾桨最大桨距时的推力在原构型的基础上提高了21.4%，最大起飞重量下的抗侧风能力提升不小于20%，性能优于原构型，同时试验机的爬升、前飞、转弯等飞行性能均有提高。

由于新旧构型尾桨在相同的桨距段提供的推力在量级上较为接近，因此装新构型尾桨的试验机平衡、操稳特性变化不大。且尾桨换装前后全机重量重心、转动惯量基本相同，因此对整机强度和寿命(除新尾桨外)不会产生不良影响。

1.2 尾桨操纵线系调整

要实现新构型尾桨的设计变距范围，试验机的操纵线系需进行相应调整。通过对操纵系统及尾桨参数分析，可采用调整尾操纵系统脚蹬限位钉的方式来实现。将限位钉的高度降低，低距状态下尾桨操纵组件向尾桨叶方向移动约0.35mm，高距状态下尾桨向尾减速器方向移动约3mm。

尾桨操纵线系调整后存在两处操纵线系与机体结构干涉的情况：

1)尾桨操纵长拉杆与尾减速器前支座的干涉，原操纵线系状态下，两者最小间隙8mm，调整后的最小间隙小于3mm，不满足设计要求。

为了保证两者之间的间隙足够，需将尾减前支座支撑脚由内向尾桨外扩5mm。尾减前支座为非承力结构件，扩孔后，支座的最小宽度为16mm(另一侧宽度为12mm)，经过强度评估，强度裕度远大于1，可以保证试飞安全。在试飞过程中，为确保安全，每个试飞架次加强对前支座的检查。

2)尾操纵摇臂与尾减速器安装耳片加强筋干涉。

为了解决干涉，对原状态摇臂进行适应性设计更改，将摇臂上与尾减加强筋的干涉面挖出R5圆弧，同时将摇臂连尾桨端两个侧面的加强筋内陷设计(为了减重)更改为两侧无内陷平齐原加强筋的斜面设计，见图2。

图2 尾操纵摇臂设计更改

通过仿真分析，更改设计后的结构可避免最大尾桨距时与机身结构间的运动干涉。

更改设计后的尾操纵摇臂新件进行了地面试装和操纵检查，功能满足使用要求，整个操纵行程无干涉。

为了确保新摇臂的装机安全，对摇臂进行静强度和疲劳强度分析。

操纵摇臂为中间孔铰支，两侧支臂端(耳片)承受剪切力的受力形式，其中长支臂承受来自脚蹬(助力器)的操纵力，短支臂承受来自尾桨叶的铰链力，长、短支臂(更改区域在短支臂上)均承弯，应力以弯曲应力为主，外角边为拉应力，内角边(含更改区域)压应力。

增加尾桨距后最大设计载荷为6575N，力臂44mm。更改后区域的结构截面积较更改前大，利用工程计算方法获得更改前更改对应区域的弯曲应力为114.7MPa，更改后对应区域的弯曲应力为95MPa，即截面应力水平降低，可以满足静强度的要求。

由于材料相似，加工工艺接近，应力水平略有下降，因此设计更改后的新结构件疲劳寿命与更改前相当。

截面特性在更改后略有下降，结构的抗弯刚度下降约2.6%，刚度下降幅度很小，引起的变形增量相对于尾桨操纵线系的间隙，可以忽略。

故更改设计后的摇臂由于截面积的增加，虽然挖出R5圆弧，但结构强度和刚度变化幅度很小，对结构的静强度、疲劳强度、操纵等影响不大，可以装机使用。

2 新构型尾桨抗侧风能力验证

对应新构型的尾桨的最大桨距，尾减速器的最大使用功率需要增加58.4%，然而尾减速器的最大许用功率仅验证到原构型许用功率的139.8%，经设计评估，允许试验机尾减功率放开至原构型的116.5%使用。平原地区该功率对应的尾桨距为最大桨距的94.8%，若要在最大需用功率不大于功率限制的前提下实现最大尾桨距的验证，需在3000m海拔高度的机场实施。

在确保试飞安全的前提下验证新构型尾桨的能力，对试飞进行如下设计：

1)地面运转试验，验证新构型尾桨的装机适应性以及载荷、振动情况。

2)平原地区试飞，检查未放开尾桨距时，新构型尾桨的悬停抗侧风能力，通过载荷和振动分析，确定试飞安全性。

3)高原地区放开尾桨距前试飞，确定桨距放开临界点对应的抗侧风速度。

4)高原地区放开尾桨距，最大抗侧风性能边界拓展，确定尾桨的最大能力。

瞬态侧风这种特殊情况，因直升机操纵无法及时响应，故尾桨仅考核持续稳定侧风条件下的悬停抗侧风能力，可采用直升机左、右侧飞的方式来模拟连续风条件下尾桨的最大能力。

试验机在某段右侧飞速度范围内(俯视旋翼为顺时针旋转，右侧机身推力尾桨)，尾桨可能陷入涡环，如果不能及时改出，存在因蹬舵失灵直升机旋转中坠地的风险。

尾桨进入涡环时，流场紊乱会导致尾桨拉力出现较大幅度的变化，呈明显的周期性，而且会引起直升机偏航角速度的振荡。飞行员一旦发现异常，应及时进行航向操纵调整，退出侧飞状态。

试验机试验试飞过程中，通过测试机上的载荷、振动和飞行参数，并结合地面遥测安全监控来保证试飞的安全。

2.1 地面运转试验[1]

为了验证新构型尾桨与试验机各系统的协调性、匹配性，运转状态下尾桨的振动、载荷情况，以及尾桨对整机的影响，新构型尾桨装机后，进行地面运转试验，其中大重量中小功率地面运转时间占80%，大中小三个重量大功率悬停时间占20%。

试验过程中，对尾桨载荷、尾减速器和座舱等振动进行实时监控，检查直升机各系统工作情况和操稳特性。

若载荷量级和振动水平正常，结构装机状态完好，则通过首飞[1]和检飞，确定新构型尾桨装机试飞的安全性，进入抗侧风正式科目的试飞。

2.2 平原地区试飞验证[3]

首飞科目包括悬停、前后飞、左右侧飞、左右回转以及起落航线飞行等，从地面安全监控中发现，在进行悬停右回转和坡度超过20°的右转弯时，尾桨叶载荷幅值以及尾减速器机匣上的振动量级急剧增大，且频率成份由1Ω变为3Ω，见图3。不排除尾桨受旋翼涡流影响，出现了结构固有频率与气动激振力耦合的情况。

图3 右转弯时的载荷曲线及频谱

由于尾桨的工作频率成份由1Ω变为3Ω，故载荷小时限制值需等比下折。正式科目安排时，尽量避免悬停右回转和右转弯飞行，左、右侧飞交叉进行，速度从5kt开始以5kt的间隔逐步拓展到20kt，然后左侧飞拓展，最后右侧飞拓展。一旦发现异常，及时中止试飞。

左右侧飞最大速度(地速)均拓展到35kt。考虑到场站风速，实际速度约30kt(15.4m/s)左右，新构型尾桨在尾桨距未放开前，悬停抗侧风能力与原构型尾桨相当。

经过对载荷数据的分析，各种侧飞速度下，尾桨叶、变距拉杆的载荷幅值均小于5h限制线。如尾桨叶255mm剖面5h限制为58Nm，实际最大载荷幅值小于25Nm。各振动测量点的振动水平与原构型尾桨相当，载荷与振动未出现类似悬停右回转和右转弯飞行时的增大现象。

最大右侧飞速度时，横向操纵余量46%，纵向操纵余量26%，最大左侧飞速度时，横向操纵余量24%，纵向操纵余量37%，尾桨距余量6%，左右侧飞总距余量在50%～55%，见表1。

表1 不同速度左侧飞时的操纵量

从试飞数据看，尾桨距放开后(桨距增加12.3%)，尾桨距操纵余量仍有18.3%，总距和周期变距也有较大余量，因此，新构型尾桨的最大左侧飞能力有较大的潜力。

2.3 高原地区试飞验证

2.3.1 发动机功率限制

根据计算分析，高原试验机最大起飞重量、正常重心配置下，左、右侧飞脚蹬操纵余量均大于10%，试飞中正常柔和操纵，发动机不会进入最大起飞功率区域。

与试验机相同型号的一架直升机在同地区试飞，悬停时发动机刚进入最大起飞功率。试验机此次试飞重量较其轻80kg，且气温要更低，出了过渡速度进入侧飞后直升机的需用功率会明显下降，因此即使进入起飞功率，也不超于5min的使用限制。

2.3.2 验证试飞

高原地区共试飞3.5h，其中地面尾桨操纵行程检查、检飞、桨距拓展临界点速度检查各0.5h，中、大两种起飞重量，正常重量左右侧飞至最大速度各1h。

1)桨距拓展临界点的进入速度

在原构型最大桨距的100%～112.8%范围内，试验机相应的操纵特性和载荷、振动水平均未知，因此需要获得进入该桨距范围时的临界速度。在进行最大桨距拓展飞行时，一旦到达该临界点速度，便由飞行员控制后续速度点的拓展幅度，避免出现一次性操纵过量导致的试飞风险。

首先安排小重量的临界速度试飞，再安排任务重量的临界速度试飞。

2)地面尾桨操纵行程检查

获得桨距拓展临界点速度后，更改设计后的新摇臂装机，通过打磨脚蹬限位块的方式进行尾桨操纵行程放开操作。

为了防止打磨量超出设计值，同时检查整个操纵线系与机体结构是否存在运动干涉，脚蹬限位块的打磨过程中需要对尾桨操纵行程进行测量验证。

试验机采用柔性操纵线系，停车状态下，线系的间隙无法消除，因此采用地面开车后关车，利用液压系统的短时间蓄压功能进行脚蹬极限位置验证。验证操纵行程满足设计要求后，进入装机后的检飞，进一步确认新摇臂的装机适应性。

3)中重量、正常重心边界拓展

中等重量下的最大桨距边界拓展试飞采用先小速度后大速度，循序渐进的方式，试飞过程中飞行员若感觉品质和振动难以接受，立刻改出。

高桨距试飞时视情采用分段试飞的方式，即尾桨距接近最大桨距的90%～100%之间时，退出着陆，对振动和载荷数据进行分析，再给出下一步的放飞结论。

4)任务重量最大速度左右侧飞

中重量边界拓展结束后，执行任务重量下最大速度的左、右侧飞。考虑到高原缺少静风条件，试飞采用往返侧飞，并使用风速仪记录现场风况，利用矢量投影法修正风向和风速对侧飞速度结果的影响。

从试飞测试数据来看，任务重量最大速度左右侧飞均超过35kt以上，尾桨结构载荷数据正常，未超5h寿命限制，全机振动水平无异常。

新构型尾桨距放开后，最大抗侧风能力较老构型增加了50%以上[4]，满足直升机飞行品质规范的相关要求。

3 结论

1)尾桨技术变更影响分析和适应性检查从技术上为试飞安全提供了保障。

2)根据到综合试验机实际能力，在平原地区进行最大左、右侧飞试飞，可以掌握新构型尾桨载荷、振动等特性的变化规律，指导尾桨距放开后的飞行验证。

3)高原尾桨距放开前临界速度的摸底试飞可避免出现操纵过量可能对飞行的影响。

4)基于载荷、振动、品质等参数的安全性评估，制定桨距放开后边界拓展方式，实现了最大侧飞能力的验证。

5)右转弯或回转时尾桨的工作频率发生变化，需对其动力学特性进行重新评估。