基于成本的直升機動穩定性試飛科目設計方法研究

摘 要：在“一機多型、系列發展”的直升機產業發展基本態勢下，無論是原型機還是衍生機型都有在更短時間內以更少成本高效完成從研發到試驗等的全過程的需求。為了在試飛環節降低成本，縮短周期，必須對現行試飛方法和科目選擇方法進行優化，文章從直升機動穩定性科目入手，通過理論分析、模擬器飛行和實際試飛數據處理分析給出了一系列科目選擇和設計的優化方法。

關鍵詞：直升機；動穩定性；試飛方法；成本

引言

我國直升機產業經過50余年的發展，已經形成了從1噸級到13噸級較為完整的產品系列，建立起了完整的研發、試驗、生產和服務體系，以直-8、直-9等為平臺的數十個型號產品，不僅促進了系列化產品格局的形成，也為我國直升機產業順利融入國際航空產業鏈奠定了堅實的基礎。“一機多型、系列發展”的新產品譜系是目前乃至未來直升機產業發展的基本態勢。

值得關注的是，每一個系列產品都須經過研發、試驗、生產、應用的全過程，在這一過程中，原型機的各項周期相對較長，資本投入也相對較多。而衍生機型基于成本和周期考慮，往往期望用更短的周期、更低的成本完成從研發到試驗等的全過程，直至順利交付。作為直升機試飛工程師，我們更關注試驗這一環節。可以肯定的是，即便是可用周期長、可用成本足的原型機試飛，本質上也有在更短時間內以更少成本高效完成任務的需求。可用周期短、可用成本低的衍生機型試飛在這方面的需求更高。其低成本和短周期并不意味著盲目的減少試飛科目、削減試飛架次，而是要求試飛工程師在不影響鑒定結果有效性的前提下，通過精簡試飛科目和架次，實現短周期內以低成本高效完成任務的最終目的。

因此，研究并明確原型機試飛時哪些科目必不可少及衍生機型試飛科目如何取舍具有重要的指導意義。

1 理論分析

在直升機飛行試驗中，飛行品質試飛要考核的內容大致可以分為幾大塊，平衡特性、機動性、靜穩定性、動穩定性和操縱性。文章僅對動穩定性展開研究。

動穩定性試驗分為懸停及低速飛行動穩定性、前飛縱向動穩定性、前飛橫側動穩定性及頻率掃描特性四個部分。前三者是按GJB902-1990的要求，對動穩定性各運動模態的品質等級進行考核評定，后者是針對美軍標ADS-33規范，對操縱輸入的短期特性進行考核。

其中，懸停及低速飛行動穩定性飛行試驗的目的是考核直升機在懸停和低速飛行中俯仰和滾轉動態響應、偏航阻尼、垂直阻尼是否相應規范的要求；前飛縱向動穩定性飛行試驗的目的是考核直升機的縱向長周期運動模態、短周期運動模態和非周期運動模態是否滿足相應規范的要求；前飛橫側動穩定性飛行試驗的目的則是考核直升機的荷蘭滾運動模態、螺旋模態和滾轉模態是否滿足相應規范的要求，考核直升機的滾轉側滑耦合是否滿足相應規范的要求。而判定這些模態是否符合規范要求，則需要通過求解不同狀態下直升機特征方程的穩定根來進行判定。

現在進行直升機動穩定性試飛時，一般會分別進行任務需求重量的地效內、外高度的懸停動穩定性試驗（正常重心）及前飛縱向、橫-側動穩定性試驗（前重心、正常重心、后重心）。那么，僅進行正常重心狀態下試驗得到的懸停動穩定性結果正確性如何？前飛動穩定性考核時進行不同重心條件下的飛行試驗是否必要？

理論上講，直升機重心位置的變化會引起穩定性導數的改變。穩定性導數的變化則影響直升機的穩定根，所以直升機重心位置的變化必定會影響其動穩定性。那么，這一影響大小如何？是否可忽略？通過對樣例直升機不同重心下的穩定根進行計算，得到以下兩表，表1為不同重心位置對樣例直升機懸停穩定根的影響，表2為不同重心位置對樣例直升機前飛穩定根的影響。

由表可見，直升機重心位置的變化對懸停時的縱向穩定根幾乎沒有影響，這是由于懸停時旋翼對迎角是中性穩定的。重心位置變化對前飛時的縱向穩定根影響較大，因為前飛時旋翼對迎角是不穩定的，當直升機重心由前向后移動時，旋翼拉力對重心產生的力矩由低頭漸漸改為抬頭，以致旋翼對迎角的靜不穩定效應更加嚴重，直升機縱向運動的不穩定性隨之加劇。而對于橫航向動穩定性來說，重心位置變化對穩定根的影響并不那么明顯，這是因為重心位置只在縱向變化，不可能對橫航向產生明顯的影響。

通過以上分析，我們可以從理論上得出一個結論，進行懸停動穩定性試飛時，僅進行正常重心條件下的試驗不會影響考核結果。前飛縱向動穩定性如無明確要求，應考慮進行不同重心條件下的飛行試驗。至于前飛橫航向動穩定性，僅進行正常重心條件下的飛行試驗也不會對結果的有效性及正確性造成明顯影響。

2 試飛數據對比驗證

上述結論源于理論分析和理論計算，對于實際試飛來說，真的可行嗎？即便真的可行，如果前飛縱向動穩定性這種需要考核不同重心條件下試飛結果的內容限于各種條件，要求我們只能進行一個重心或兩個重心狀態的試驗，在進行試驗科目設計時該做何取舍？檢驗理論的最好方法是應用和實踐。借助可靠的模擬器試飛和實際試飛，得到以下幾組數據。

用于試飛的模擬器已經過前期多項驗證，試飛結果真實可信。表3是對模擬器試飛數據進行處理得到的不同重心位置條件下的懸停穩定根。由表3可見，相比理論計算結果來說，重心位置變化對懸停穩定根的影響稍大一些，但總體上講，重心變化對懸停縱向穩定根的影響基本上仍可忽略，對懸停橫航向穩定根的影響也可劃歸為“影響不大”。至于理論計算和模擬器試飛結果的微小差異，應該歸結于其中人為因素的影響。僅以整個飛行過程中的懸停高度而言，理論計算時我們可以設定懸停高度為理想中的恒定值，而模擬器試飛時，模擬器操縱者不可能保證高度不偏不差的保持在這一恒定值，只能保證高度在允許的范圍內波動。

表4是對模擬器試飛數據進行處理得到的不同重心位置條件下的前飛穩定根。由表4可見，模擬器試飛結果相比理論計算結果來說，重心位置變化對前飛穩定根的影響稍大一些，但總體上仍與理論計算結果基本一致。即，縱向重心位置變化對前飛縱向穩定性結果（縱向穩定根）影響較大，對前飛橫-航向穩定性（橫-航向穩定根）影響不大。

表5是某型直升機在不同重心位置條件下進行真實試飛獲得的前飛縱向穩定根。由表5可見，重心位置變化對前飛縱向穩定性結果（縱向穩定根）影響較大，對前飛橫-航向穩定性（橫-航向穩定根）影響不大，仍與理論計算結果基本一致。

由上述分析對比可見，在型號試飛中，除前飛縱向動穩定性外，其他動穩定性科目（不含頻率掃描）科目如無明確要求，僅進行正常重心條件下的飛行試驗也不會對最終評定結果造成明顯影響。那么，對于前飛縱向動穩定性科目，如果要求只進行一個或兩個重心狀態的飛行試驗就給出客觀真實的評定結果，科目選擇和設計時該如何實施？

為深入研究這一問題，需要先明確前飛縱向動穩定性試飛的目的。如前所述，前飛縱向動穩定性飛行試驗的目的是考核直升機的縱向長周期運動模態、短周期運動模態和非周期運動模態是否滿足相應規范的要求；換句話說，就是考核直升機在各種重心條件（包含最不利的情況）下是否滿足規范要求。只要最不利情況下的結果滿足要求，就可以認為該型機的前飛縱向動穩定性滿足規范要求。

什么是最不利的情況？對于直升機來說，穩定性是速度穩定性和迎角不穩定性相結合的產物，懸停和前飛均是如此。直升機前飛時，當速度增大時，速度穩定性式直升機上仰，減速上升，迎角不穩定性使直升機因上升而低頭，進而導致加速下沖，再由速度穩定性導致上仰、減速、上升，往復不已、呈現著速度與高度的互相轉換，姿態也周期性變化。只有具有適當的迎角不穩定性和速度穩定性，直升機才會呈現出理想的振蕩，或者說動穩定性。若速度穩定性為負，或迎角不穩定性過大，則會單調發散，也就是動不穩定。

直升機的穩定性與旋翼、平尾和機身有關，在進行直升機設計時，一般會綜合考慮，通過合理設計平尾幾何尺寸等措施來保證直升機具有適當的穩定性，即，速度穩定性為正且迎角不穩定性適當。在速度穩定性為正的條件下，迎角不穩定性最大的狀態就是我們考核時最不可忽略的最不利狀態。接下來通過分析確定迎角不穩定性最大的情況。

仔細分析旋翼對迎角穩定性的影響原理（見圖1）可以發現，直升機重心對迎角穩定性有明顯的影響。

為此，我們利用某型機試飛數據計算獲得了不同重心條件

下旋翼的迎角靜穩定性導數 ，結果如下：

前重心：

正常重心：

后重心：

由結果可見，后重心時的迎角不穩定性最為嚴重，分析原因，是旋翼拉力增量對重心的力矩為不穩定的抬頭力矩所致。也就是說，后重心時直升機前飛不穩定性（旋翼對迎角的不穩定性）最為嚴重。為進一步論證這一結論的正確性，我們對某型機試飛結果進行處理得到以下結果。

由圖2可見，該型機在起飛重量等其他試飛條件相同的情況下，前重心和正常重心下的前飛縱向動穩定結果相差不大，且均為等級1，后重心下所得結果與前兩者相差較大，且為等級2。因此，在考核直升機前飛縱向動穩定時，如條件受限，應視情況對正常重心及后重心狀態，或僅對后重心狀態進行考核。

此外，在直升機飛行品質試飛中，經常要求對直升機不同飛行重量時的前飛動穩定性進行考核，在架次等有限的條件下，應優先對大質量時的動穩定性進行考核，因為同一架直升機在大質量飛行時，后重心情況下旋翼會產生更大的俯仰力矩My，也就是說，不穩定性程度更大。

3 結束語

綜上所述，我們可以得出以下結論：（1）進行直升機動穩定試飛時，懸停動穩定性（包含縱向動穩定性和橫-航向動穩定性）科目試飛時僅對正常重心狀態進行考核也不會對最終結果造成明顯影響；（2）進行直升機動穩定試飛時，前飛橫-側動穩定科目試飛僅對正常重心狀態進行考核也不會對最終結果造成明顯影響；（3）進行直升機動穩定試飛時，前飛縱向動穩定性科目試飛如非條件限制，應對不同重心狀態進行考核；（4）進行直升機動穩定試飛時，前飛縱向動穩定性科目試飛如受架次、周期等條件制約，不能全面考核不同重心狀態，應對正常重心和后重心狀態、或僅對后重心狀態進行考核；（5）進行直升機動穩定試飛時，前飛縱向動穩定性科目試飛如受如受架次、周期等條件制約需在不同飛行重量和重心狀態中進行取舍時，大重量、后重心狀態必不可少。

如上所述，我們通過理論分析和實際試飛數據處理分析給出了直升機動穩定性試飛中的一系列科目選擇和設計方法，但限于當前數據匱乏，對縱向短周期模態，即頻率掃描科目沒有給出結論，需要后續繼續開展研究。

動穩定性試飛是直升機飛行品質試飛的一部分，飛行品質試飛又僅是整個直升機試飛環節的一部分，在目前“一機多型、系列發展”的大趨勢下，充分開展基于成本的直升機試飛科目設計方法研究不僅可有效解決衍生機型試飛周期短、試飛成本低的困擾，也可有效縮短原型機的試飛周期，節約試飛成本。因此，后續還將開展其他科目的相關研究。

參考文獻

[1]高正，陳仁良.直升機飛行動力學[M].科學出版社，2003.

[2]Padfield，G.Helicopter Flight Dynamics[M].Blackwell Science， Oxford，1996.