航空物探直升机振动条款适航验证方法研究

尹中伟 林长亮 张思奇 赵春状 王刚

摘要：直升机振动条款的适航验证主要考核在合适的速度和功率状态下，直升机的每一个部件均没有过度振动，保证机上各系统工作正常，确保飞行安全。结合某航空物探直升机对适航条款CCAR-29-R1.251和AC 29-2C.251的具体验证过程，从节约条款验证成本和提高审定工作效率的角度出发，提出了基于有限元的相似性分析与飞行试验相结合的验证方法，验证结果得到了民航审查代表的认可，为其他改进改型类直升机的振动条款适航验证工作提供参考。

关键词：振动；适航；直升机；航空物探；验证方法；有限元

中图分类号：V223文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.11.012

振动问题是直升机的典型特征，控制振动水平至合理范围是直升机设计过程中的重要工作内容[1]。由于航遥物探构型的直升机需要加装大量的任务设备，对原机结构动力学稳定性产生较大影响，进一步加大了机体振动水平的控制难度。

我国的适航条例从美国的适航条例转化而来[2]，中国民用航空局对民用飞行器进行适航审查时需要验证的各项条款做了基础性的规定，但多数条款要求的较为宽泛，对验证方法和试验细节描述也不够详尽，通常需要针对某项条款要求，研究确定具体的验证过程和合格判据，如孙金波[3]研究了航空座椅动态要求符合性的验证方法，刘艳等[4]和李天为等[5]对民用飞机飞控系统的适航鉴定试验方法进行了研究，朱日兴等[6]则分析了民用飞机防火系统的适航审定技术，给出了可接受的符合性验证方法和试验判据。

民用直升机进行适航审查需要验证的振动条款为《运输类旋翼航空器适航规定（CCAR-29）》第251条，其只给出了“没有过度振动”[7]这一基本要求，没有明确具体的振动水平合格标准值和试验验证流程，增加了该振动条款的验证工作难度。

本文以某航遥物探构型的民用直升机为对象，研究了振动条款的验证方法，保证该型机适航审定工作顺利进行，也可为其他改进改型类直升机的振动条款适航验证工作提供参考。

1条款验证方法

适航条款CCAR-29.25条对民用直升机振动水平的规定为“在每一种合适的速度和功率下，旋翼航空器的每一部件必须没有过度的振动”。相较于军用直升机明确规定的0.05～0.1g[8]具体振动水平值来讲，这一要求就显得较为宽泛，同时，为进一步帮助适航审定人员和申请人更好地理解条款内容，并准确地表明其符合性，美国联邦航空局（FAA）制定的咨询通告（AC 29-2C）[9]。同时，中国民用航空局对其进行了组织翻译。

针对振动条款，AC 29-2C要求，应通过飞行试验来表明符合性，需进行8种极限状态的振动飞行试验。其中，前4项为无动力自转状态，后4项为有动力飞行状态。8种极限状态具体如下：（1）在标牌上的最小旋翼转速下以1.11VNE（AR）自转；（2）在标牌上的最大旋翼转速下以1.11VNE（AR）自转；（3）在无动力最小设计限制旋翼转速下以VNE（AR）自转；（4）在无动力最大设计限制旋翼转速下以VNE（AR）自转；（5）在有动力最小旋翼转速下以1.11VNE前飞；（6）在有动力最大旋翼转速下以1.11VNE前飞；（7）在有动力最大旋翼转速下以VNE作30°侧倾左右转弯；（8）在有动力最小旋翼转速下以VNE作30°侧倾左右转弯。

通常来讲，对于完全新研的直升机，需要严格按照AC 29-2C要求，完成上述8种状态的飞行振动试飞来证明直升机对振动条款的符合性。完成此项工作不但具有一定的试飞风险性，而且对试飛员的技术要求较高，甚至需要雇用外籍飞行员来完成试飞工作，大大增加了适航成本和审定周期。该航遥物探构型直升机（简称航遥型机）是由已完成适航审定认证的某型直升机（以下简称基本型机）升级改装而来，具体包含以下三个方面：换装更高性能的发动机；直升机航电系统；加装航空物探设备（见图1）。

影响飞行状态的关键参数，如发动机机械功率限制、旋翼转速控制规律、旋翼系统均与基本型相同。此外，航遥型机的机体主承力结构沿用基本型机，换发和加装作业设备后整机质量增加了约210kg，仅占机体总质量4.83%，且大质量设备均处于机体重心附近，对机体振动的影响可以忽略不计。CCAR-29.1条（f）将B类旋翼航空器定义为最大质量等于或小于9080kg（20000lb）和客座量等于或小于9座的旋翼航空器。而经分析计算和飞行试验验证，加装的作业设备后，该航遥型机的B类起飞距离与基本型相当，起飞质量和爬升率略有下降。

基于此，出于节约适航条款验证成本和提高审定工作效率考虑，准备通过相似性分析和有限元仿真计算相结合的方法表明4种无动力飞行状态的振动条款符合性。同时，对于该航遥型机来讲，其发动机控制系统采用双通道EECU进行自动调节，不存在最大旋翼转速和最小旋翼转速的差异，因此振动条款要求的4种有动力飞行状态的旋翼转速是一致的，准备通过下述三种状态的飞行试验来验证有动力飞行状态的振动条款符合性，具体如下：在有动力下以1.11VNE前飞；在有动力下以VNE作30°侧倾左转弯；在有动力下以VNE作30°侧倾右转弯。此外，对于条款中没有明确要求振动水平合格标准值的问题，经与民航局方审查代表沟通，决定以试飞员评语为主，参照国内某型号军用直升机关键部位振动合格标准值（0.2g）为辅的方案来判定振动条款是否通过验证。

2无动力飞行状态验证

经过上述整机结构相似性分析，换发不会影响4种无动力飞行状态，且加装作业设备对飞行性能和重心的影响很小，可以采用有限元分析计算的方法验证无动力自转飞行状态。全机振动响应分析需要在全机动特性分析和桨毂交变载荷预估的基础上进行。建立全机有限元动力学模型（见图2），采用综合气弹分析法[10]预测桨毂中心的交变载荷，将旋翼激振频率4Ω（23.75Hz）对应的载荷幅值和相位施加在桨毂中心位置。

首先，用所建的全机动力学模型分析了航遥型机的机体结构动特性，并与基本型机的地面激振试验结果进行了对比，见表1。可以看出，计算结果和试验值吻合度较好，误差在5%以内，根据参考文献[1]、参考文献[8]、参考文献[10]、参考文献[11]，可以认为该仿真模型的准确性符合要求，可以进行振动响应分析。

根据参考文献[12]，选取的振动水平预测点如下：X600框、驾驶员脚蹬、驾驶员座椅、X3205框、X4630框、主减速器平台、发动机支架、尾梁对接、平尾根部和端部、尾部末端。

由于前4种无动力自转状态中，第2种状态“在标牌上的最大旋翼转速下以1.11VNE（AR）自转”对应的旋翼转速和自转速度最大，分别为420r/min和277km/h。此时，桨毂中心的交变载荷最大，对应的机体振动响应也应最大，图3给出了该种状态下，预测点处的Z向振动水平计算值。可见，振动水平最大值出现在驾驶员脚蹬处，为0.14g，小于与民航代表约定的标准值，属于可接受的合理范围。

3有动力飞行状态验证

采用飛行实测的方法验证后4种有动力飞行状态，选取的重心状态如下：（1）以1.11VNE前飞：最小试验质量3748kg，后极限重心3.919m；（2）以VNE作30°侧倾左/右转弯：最大起飞质量4248kg，后极限重心3.948m。

试验机舱外安装对气动外形有较大影响的磁探杆、晶体箱和航空相机假件，舱内机柜采用配重形式。

根据上述选定的振动水平预测点，布置加速度传感器，图4给出了部分预测点处的传感器粘贴情况。

图5给出了“以1.11VNE前飞”和“以VNE作30°侧倾左/右转弯”两种情况下预测点处Z向振动水平的飞行试验测试值，图5中1～14号预测点依次代表位置如下：600框、驾驶员脚蹬、驾驶员座椅、3205框、4630框、左发动机支架、右发动机支架、尾梁对接、尾梁左端、尾梁左根、尾梁右根、尾梁右端、尾部末端和主减平台。

可见，最大的振动值为0.187g，属于可接受的合理范围。同时，试飞员具体评语为“试飞过程中，直升机工作正常，未感到异常振动”。综合试飞员评价和振动实测值，认为有动力飞行状态下，直升机没有过度的振动，各系统工作正常，符合CCAR-29.251条的要求。

4结束语

本文研究了直升机振动条款适航验证方法，对CCAR-29.251和AC 29-2C.251“振动”条款内容进行解析，结合某航遥物探构型直升机实际情况，给出了基于有限元的相似性分析与飞行试验验证相结合的验证思路。在节约验证成本的同时，验证结果得到了适航审查代表的认可，为今后开展其他改进改型直升机振动条款适航验证提供有效参考。

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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