直升機過載試飛方法研究

高文權，劉 博

(中國飛行試驗研究院 試飛員學院，陜西 西安 710089)

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直升機過載試飛方法研究

高文權，劉 博

(中國飛行試驗研究院 試飛員學院，陜西 西安 710089)

直升機機動穩定性試飛和強度試飛都涉及過載試飛，但試飛方法有很多不同之處。對機動穩定性試飛和強度試飛中的過載包線試飛理論進行討論，對不同試飛方法的特點、風險點、注意事項進行分析，可以為試飛提供參考意見。

直升機；過載；試飛；機動穩定性；過載包線

0 引言

直升機機動穩定性試飛和強度(載荷)試飛都涉及過載試飛，通過過載試飛可以確定直升機的機動穩定性，還可以驗證直升機在極限載荷下的結構強度，并給出過載包線。

通過機動穩定性試飛，可以得到駕駛桿位移隨法向過載變化的梯度，當法向過載增加時，駕駛桿應該向后移動。機動飛行時駕駛桿位移不應該過大，這樣會使直升機的機動能力下降，由于駕駛桿行程有限，可能導致無法達到設計過載；同時，機動飛行時桿位移也不應該過小，以防止飛行員的無意識操縱使直升機進入大過載狀態，降低飛行員工作負荷。

通過機動穩定性試飛，可以得到駕駛桿桿力隨法向過載變化的梯度，當法向過載增加時，桿力應該是正的。與對桿位移的要求類似，機動飛行時桿力應當適中，既保證足夠的機動性，又能防止意外的過度操縱。

過載包線試飛是直升機強度(載荷)試飛的一部分，過載包線規定了直升機不同高度、速度、重量下的極限過載值，機動穩定性試飛為過載包線提供了部分數據。通過過載包線試飛可以確定直升機的實際極限過載及其受限原因，對過載包線試飛的要求比機動穩定性試飛要寬松，但由于要達到極限過載，過載包線試飛的風險更大。

本文對機動穩定性試飛和過載包線試飛的相關理論進行討論，對不同試飛方法的特點、風險點、注意事項進行分析，可以在過載試飛中參考。

1 機動穩定性的相關理論

1.1 機動穩定性的概念

機動穩定性，是縱向機動穩定性的簡稱，是直升機對仰角變化的響應(AOA穩定性)，是(法向)過載擾動引起的作用在直升機上的力和力矩的總和[1,2]。

正的機動穩定性表示直升機在受到一個過載擾動后有回到1g過載飛行的趨勢。機動穩定性無法直接測量，當速度和總距位置不變時，縱向操縱位移及桿力與過載變化的關系反映了機動穩定性的大小。對于正的機動穩定性，從配平狀態增加過載需要后拉桿；相應地，對于負的機動穩定性，從配平狀態增加過載需要前推桿。

1.2 機動穩定性的影響因素[2]

1)旋翼：旋翼對機動穩定性提供不穩定貢獻。不穩定俯仰力矩的大小隨配平速度(大于最小功率速度VMP)和過載而增大。

2)平尾：平尾對機動穩定性提供穩定貢獻。穩定力矩的大小隨配平速度而增大，但不隨過載而增加。

3)機身：機身對機動穩定性的貢獻或是穩定、或不穩定，取決于升力和阻力作用線。

旋翼向后揮舞的不穩定影響(旋翼對機動穩定性的貢獻)近似地與前飛速度的平方成正比，迎角變化后平尾產生的升力的變化也是這樣。但是旋翼的不穩定力矩隨過載而增大，但平尾的穩定力矩卻并非如此。隨著速度的增大，直升機的機動穩定性會逐漸變弱，表現為更容易得到大過載。在某些直升機上，隨著速度的增大，在某個速度，縱向靜穩定性和機動穩定性可能出現反向，這種情況下需要限制VNE來保證直升機只在正常范圍內操作。

1.3 機動穩定性的表現

對于飛行員來說，機動穩定性的表現為保持增大的過載所需的后拉桿位移量。這意味著，如果機動穩定性過強，則簡單機動就需要過大的操縱位移和可能過大的操縱力。

圖1 縱向駕駛桿位置與過載、速度的關系

對于單旋翼直升機，左、右轉彎時所需功率不同，槳盤后倒角也不同，表現出來的機動穩定性一般會有差異。如果旋翼是逆時針方向旋轉，一般保持穩定的左轉彎比右轉彎需要更多的后拉桿，即左轉彎表現出更強的機動穩定性。從另一個角度看，過載相同時，右轉彎比左轉彎有更多的縱向操縱余量，或者說，右轉彎相對左轉彎更容易得到極限過載。

圖2 機動穩定性的表現

2 機動穩定性試飛的方法

機動穩定性試飛有3種基本方法：穩定轉彎、對稱拉桿和對稱推桿。另外有的規范允許使用簡化的方法來進行機動穩定性試飛[2,3]。

2.1 定總距下降轉彎

2.1.1 試飛方法

1) 建立水平直線、速度穩定、無側滑的配平飛行狀態；

2) 保持總距位置和速度不變，以規定的坡度，操縱直升機進入穩定下降轉彎，保持穩定狀態至少10s以記錄數據；

3) 以同樣的速度和遞增的坡度(15°、30°、45°、60°)重復以上試驗，直至達到規定的極限(坡度或過載)；

4) 改變速度，重復以上試驗，得到其它速度下的機動穩定性數據。

2.1.2 討論和注意事項

1) 在可接受的試驗高度范圍內(通常是±300m)，可在當前坡度基礎上繼續增加坡度進行試驗；

2) 應進行左、右兩個方向的定總距下降轉彎試驗；

3) 類似于縱向靜穩定性試飛，對于目標坡度角(15°、30°、45°、60°)，有一些誤差并不影響試驗結果，而當前坡度角的穩定是比較重要的；

4) 保持速度穩定是非常重要的。大坡度盤旋時駕駛桿縱橫向操縱耦合可能更加明顯，有的直升機會出現明顯的荷蘭滾模態，導致速度較難穩定，如果速度發生較大變化，建議的修正方法是先減小坡度，再修正速度，速度穩定后再增大坡度進行試驗；

5) 對同一試驗速度，再次進入前，不需要重新精確配平，但必須確保總距在最初的配平位置；

6) 大過載飛行時，即使有配平保持系統，總距桿也可能會有下垂現象，需要飛行員注意檢查并人工保持；

7) 轉彎飛行可以得到持續穩定的過載，隨著坡度增大，保持穩定飛行狀態的工作負荷會明顯提高，但仍可用來獲取較大的峰值過載。

2.2 平飛轉彎

直升機在這種情況下表現出來的機動穩定性又稱為“表觀機動穩定性”[2]。試飛方法與定總距下降轉彎的試飛方法類似，不同之處在于，轉彎時需要增加總距，保持高度不變。這種試飛方法受發動機功率和操縱難度的限制，一般可保持的最大坡度為60°，對應過載為2g。

水平轉彎帶來的問題是為保持高度將需要總距操縱，如果增加總距引起低頭下俯力矩，則相同過載(或傾斜角)下，水平轉彎比下降轉彎需要較多的后拉桿。

2.3 俯沖拉起

2.3.1 試飛方法

1) 建立水平直線、速度(假定為V)穩定、無側滑的配平飛行狀態；

2) 保持總距位置不變，緩慢拉起減速到配平速度以下(一般為V-30km/h)；

3) 推桿以較大俯沖角加速，到接近配平速度(一般為V-10km/h)時拉起，在接近水平姿態時速度大約為原配平速度，并達到預定的過載。

圖3 機動穩定性試飛的“俯沖拉起”方法

圖4 持續拉桿與持續過載的時間歷程

2.3.2 討論和注意事項

1) “俯沖-拉起”方法的一個優點是，高度變化小，動作連貫，試飛效率較高；

2) 關于拉起的方法，有兩種意見：一種是快速拉起，優點是不必采用大的俯沖角度，容易得到大過載，缺點是難以精確控制，只能得到瞬時峰值過載，且容易出現超過載的情況；

3) 另一種拉起的方法是柔和連續拉起，優點是容易精確控制，容易得到持續穩定過載(見圖4)，缺點是目標過載越大需要的俯沖角度也越大，而且用這種方法很難達到極限過載；

4) 如果拉桿較慢，則空速可能會增加較快，需要提前更多的速度(如30～40km/h)拉起；

5) 使用操縱夾具能夠較為有效地實現精確操縱并保證飛行安全，通過限制操縱位移和逐漸增加操縱位移，可以相對安全和精確地增加過載，直至達到極限過載；

6) 使用操縱夾具進行階躍式拉桿試飛中，桿位移與過載一般會呈現出較好的線性關系(見圖5),在操縱到位后2秒左右過載達到最大值；

7) 對于“速度、姿態、過載同時滿足試驗要求”，即使應用操縱夾具也是難以達到的，只能通過多次重復試驗和試飛員經驗積累來達到要求；

8) 操縱夾具的使用和解除需要適當的練習，并需要機組之間的密切配合。

圖5 使用操縱夾具進行階躍式拉桿

2.4 平飛拉起

為了降低操縱難度，文獻[2]介紹了“平飛拉起”的簡化試飛方法，其要求為：法向過載增量的峰值應該“與操縱輸入的大小大體上成正比”，并且應該“隨著初始配平速度的增加而逐漸增加”，即試驗可從穩定直線平飛開始，用逐漸遞增的階躍拉桿來完成。

2.5 拉起推桿

對于小于1g的機動穩定性試飛，使用“拉起推桿”的方法。

2.5.1 試飛方法

1) 建立水平直線、速度(假定為V)穩定、無側滑的配平飛行狀態；

2) 保持總距位置不變，緩慢推桿加速到配平速度以上(一般為V+30km/h)；

3) 拉起以較大仰角減速，到接近配平速度(一般為V+10km/h)時對稱推桿，在接近水平姿態時速度大約為原配平速度，并達到預定的過載。

2.5.2 討論和注意事項

1) 使用操縱夾具能夠實現精確操縱并有利于保證飛行安全；

2) 文獻[2]介紹的簡化試飛方法可以在此借鑒，即試驗可從穩定直線平飛開始，用逐漸遞增的階躍推桿來完成；

3) 蹺蹺板旋翼的當量揮舞鉸外伸量為零，在小過載/負過載情況下可能失去控制，出于安全考慮，飛行中最小過載不能低于0.5g；

4) 應確認燃油、滑油、液壓系統能夠經受2秒以上的負過載狀態；

5) 負過載試飛前，有必要使用吸塵器仔細清理座艙內部，防止試飛中大量灰塵揚起；

6) 兩次動作之間保持足夠的時間間隔，確保燃油、滑油系統已恢復至正常狀態；

7) 應合理選擇試飛空域，做好發動機停車的準備；

8) 改出負過載狀態應提距、拉桿，改出負過載以后才能左右壓桿操縱。

圖6 機動穩定性試飛的“拉起推桿”方法

3 過載包線

過載包線是以飛行速度、高度和載荷等參數為飛行限制條件所畫出的一組封閉邊界圖。

3.1 典型過載包線

1) G區：速度低、剩余功率不足，難以得到大過載；

2) B區：受到結構和空氣動力學的限制(靜強度和槳葉失速)，需要注意，隨著密度高度增加，過載能力下降；

3) C區：受到槳葉失速和臨界馬赫數限制；

4) D區：受到旋翼設計和重量限制，主要是槳葉失速和臨界馬赫數限制；

5) E區：揮舞角限制是主要因素，由于旋翼過度揮舞，串座直升機在這一區域可能出現旋翼砍機頭；

6) F區：主要取決于旋翼，蹺蹺板旋翼在零過載會失去控制，但其它類型的旋翼有較大的揮舞鉸外伸量，所以有負過載能力。

圖7 AH-64A 阿帕奇直升機的過載包線[4]

3.2 過載包線的試飛方法

過載包線需要給出直升機不同狀態下的極限過載值。機動穩定性試飛可以得到過載包線的部分數據，但是機動穩定性試飛有較多的限制條件，其方法并不適合極限過載的試飛。在國內外各種軍用、民用規范中，在強度試飛中的過載試飛部分，對具體試飛方法大多不做限制，即試飛機構可以自行選擇試飛方法，也可與用戶協商確定[5-8]。

極限過載試飛是過載包線試飛中風險最大的部分。沒有一種技術可以做到絕對安全、可控地得到極限過載，尤其是極限正過載。取得滿意數據很大程度上依賴于循序漸進、試飛員的個人控制能力和“運氣”。

3.2.1 大過載試飛方法

1) 急劇提距：即僅使用總距階躍輸入達到目標過載，可用于急劇垂直起飛[5]，也可用于懸停和小速度情況下；

2) 俯沖拉起：固定總距平飛，減速，然后俯沖拉起，即與機動穩定性試飛相同的方法；

3) 俯沖拉起并提距：在俯沖拉起的基礎上，接近目標過載時快速提總距，該方法容易得到極限正過載，并且提總距可以緩解拉起時旋翼增速過高的情況；

4) 收斂轉彎：保持總距固定或按需，進入大坡度轉彎，然后快速拉起，或先推桿再拉起，這種方法需要的過載增量較小，但飛行員工作負荷較高，需要多次練習。

3.2.2 小過載試飛方法

1) 拉起推桿：即與機動穩定性小過載試飛方法相同；

2) 拉起推桿并放距：即在拉起推桿的基礎上，接近目標過載時快速放總距，容易得到極限負過載，并且放總距可以緩解旋翼增速降低的情況。

3.3 對過載試飛方法的討論

1) 使用專用顯示器，實時顯示過載時間歷程曲線，可以提高持續過載試飛的數據質量，對于極限過載試飛也有一定幫助；

2) 向有利的方向轉彎更容易得到大過載；

3) 收斂轉彎試飛時應盡可能消除側滑，有助于姿態、速度的保持；

4) 兩名試飛員可以配合操作，以降低工作負荷，如一名試飛員主操縱，另一名協助提放總距操縱；

5) 有條件時，應在模擬機上進行試飛方法和機組配合的練習，可以提高試飛效率、降低風險；

6) 如果僅僅出于得到極限過載的目的，在配置可動平尾的直升機上，可以通過調整平尾偏角降低機動穩定性，以更加容易地得到極限過載；

7) 在某些直升機上，可以斷開增穩系統的縱向通道，降低縱向機動穩定性，從而更加容易得到極限過載。

3.4 過載試飛的安全考慮

1) 堅持循序漸進的原則，逐步逼近極限過載，并且盡可能由一組試飛員完成試飛，有利于在試飛中逐漸積累經驗；

2) 在循序漸進的一個重要原則是：一次只能改變一個參數，尤其在進行大過載試飛時，對于關鍵數據，如俯沖角度、拉起時的空速、桿量等，必須以矩陣方式逐點逼近；

3) 確保座艙、發動機艙、設備艙、行李艙內所有設備固定好，無關的物品應清除；

4) 對飛行員附近可能的不安全物體、設備進行包裹；

5) 進行遙測監控，監控參數應包括過載及關鍵部位的載荷，可在座艙內加裝告警設備；

6) 實時監控旋翼槳葉與尾梁的距離，在槳葉過度揮舞造成危害前終止試驗；

7) 飛行后應對旋翼槳葉、旋翼軸、尾梁等部位進行重點檢查，最好能對其應力、振動情況進行監控和對比；

8) 確保試飛員的安全帶收緊，頭盔系好；

9) 大過載試飛中的俯仰角速率可能達到40～50°/s,很容易進入復雜狀態，因此在進行極限過載試飛時，當達到過載峰值后應盡快反向改出，防止出現過大的姿態角(俯仰角和坡度角)，但初始動作不應過于粗猛，防止損傷旋翼主軸和限動塊；

10) 快速提距可能造成發動機超溫、超扭，進入應急狀態，應通過前期試飛積累經驗，控制好操縱量；

11) 盡管某些直升機允許單人駕駛，在過載試飛時，由兩名試飛員共同參與是非常必要的，兩名試飛員應協同分工，一人主要負責操縱，一人主要監控直升機過載、姿態角、旋翼轉速，在關鍵數據接近極限時，進行提醒，緊急情況下應直接上手改出機動飛行；

12) 有條件時，應在模擬機上進行相關練習：大仰角改出、大俯角改出、大坡度改出、負過載進入和改出；13) 如果飛控系統有過載包線自動限制或提示功能，對保證試飛安全是非常有利的。

4 結 論

機動穩定性試飛可以視為過載包線試飛的一部分，而過載包線試飛必須達到極限過載。為了降低風險，降低試飛難度，提高試飛效率，在進行試飛規劃時，應當仔細研究試飛標準、規范的具體規定，在允許的范圍內，可以選擇更加有利、高效的方式進行試飛。

[1] Rotary Wing Stability And Control[D].U.S. Naval Test Pilot School,1995.

[2] Cooke A，Fitzpatrick E. Helicopter Test and Evaluation Manual[M].2002.

[3] 中國飛行試驗研究院，譯. 英帝國試飛員學校教程，第二冊[M]. 中國飛行試驗研究院，1991.

[4] TM 1-1520-238-10. Operator's Manual for Helicopter,Attack,AH-64A Apache[M].1994.

[5] GJB720.7A-2012 軍用直升機強度規范第七部分：飛行試驗[S].中國人民解放軍總裝備部.

[6] 中國民用航空總局.CCAR-29-R1 運輸類旋翼航空器適航規定[S].2002.

[7] AC29 -2C Chg3 運輸類旋翼航空器適航規定咨詢通告[R].美國聯邦航空局，2010.

[8] 汪正中，周 楫.直升機設計過載系數的確定和驗證方法[C].第24屆全國直升機年會，2008.

The Means of Helicopter G-Load Flight Test

GAO Wenquan，LIU Bo

(Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China)

The g-load filght test is used in manoeuvre stability and strength test of the helicopter, but there are some differences in the means. The theory of manoeuvre stability and load envelope test were discussed, the characteristics of different test means, the risks, and the matters to be attention to were analyzed. This article will supply some references for the flight test.

helicopter; g-load; flight test; manoeuvre stability; load envelope

2014-12-20

高文權(1971- ),男，河南新野人，碩士研究生，一級試飛員，高級工程師，研究方向為直升機試飛駕駛技術及飛行安全管理等。

1673-1220(2015)03-049-05

V217+.3

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