利用軌跡融合法獲取直升機起降臨界決斷點

于　琦

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

利用軌跡融合法獲取直升機起降臨界決斷點

于琦

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

摘要:為了有效規避傳統直升機起降臨界決斷點試飛方法固有的風險,將試飛分解為近地面的全發起降軌跡確認試驗和在回避區以外較高的安全高度上不同發動機失效點的單發失效加速性試驗,然后對以上試驗獲取的水平距離-高度軌跡進行融合疊加,獲得了直升機的起降臨界決斷點結果。使用某型直升機進行了試飛驗證,結果表明該方法具有較好的工程應用效果。

關鍵詞:直升機; 飛行試驗; 適航性

0引言

起降臨界決斷點(CDP)驗證試飛是民用直升機進行A類適航符合性驗證的重要科目。通常在申請的機場環境下,雙發直升機采用一發慢車或關車模擬單發失效(OEI),分別在可重復的起飛和著陸機動中完成中斷起飛/繼續起飛或繼續著陸/中斷著陸機動,以驗證CDP的位置[1]。該科目試飛存在一定的風險,其主要原因是直升機發動機的可用功率有限,導致直升機的加速響應較慢,且距離地面特別近,容易出現直升機觸地,這就要求試飛員對直升機的飛行狀態判斷準確,處置動作及時到位。

直升機的CDP位置是用離地高度(Hr)和校準空速(Vc)表達的。其位置是由在發動機失效點(EFP)前一刻的直升機可用能量(EPT)及在EFP后加速至起飛安全速度(Vtoss)過程中的能量損耗(ELS)之比決定的。由此設想:設定不同能量狀態的EFP將試驗動作進行分割,分別在真實場高進行全發(AEO)起飛和著陸試驗,在安全高度進行多個EFP上的OEI加速性試驗,依次獲得EPT和ELS;然后將以上兩個階段的直升機飛行軌跡在必要的換算后進行融合處理,以適航標準中規定的最低安全限制條件作為臨界結果,進而反推出直升機CDP的位置。

為驗證本文方法的可行性,以某大型直升機為試驗機,分別針對開闊機場條件和平臺機場條件設計了試驗動作,使用雙發限制功率模擬OEI開展了CDP試飛,以驗證該方法的可行性。

1試驗方法設計

直升機CDP試飛中的飛行軌跡應處于直升機回避區之外,獲得回避區邊界是本試驗狀態點選取的前提條件。回避區的試飛方法參見文獻[2],本文不做贅述。常規的CDP試飛方法由連貫的AEO起降動作和某一點后的符合操縱要求的持續OEI加速動作組成,直至在最低安全離地高度(Hsf)以上獲得Vtoss為止[3]。

本試驗選定若干能量由高到低的EFP點將常規的CDP試飛動作分割為兩部分:一組進行正常起降飛行軌跡的確認;另一組在安全高度完成單發加速性試驗。前者給出了AEO起降過程中由水平位移(L)和Hr表達的軌跡,并建立起降過程中Vc與Hr之間的關系,用以支持后一組加速性試飛OEI起始位置的選取。后者試飛的目的是獲取不同能量狀態的OEI加速飛行中的加速距離(Lac)與高度損失(ΔHr)之間的關系。

將Lac-ΔHr軌跡換算至起降場高度的標準值,依據文獻[1]中有關直升機加速過程中最小安全高度和應急功率使用時間限制作為邊界條件,將L-Hr與Lac-ΔHr進行疊加融合,可反推獲得CDP的位置。

圖1　軌跡融合法的直升機CDP試驗流程Fig.1　Helicopter CDPs test process with the superposition of paths

2直升機全發起降軌跡確定

根據已有的直升機回避區邊界選擇安全起降通道,使用試驗機分別實施開闊機場和直升機平臺條件下的AEO起飛和著陸動作,通過建立相對穩定的Vc-Hr關系,獲得可重復的直升機起降軌跡[3]。

2.1開闊機場起降軌跡

在開闊機場,直升機AEO起飛采用可以兼顧起飛效能(有效載重)和減少對機場依賴程度的地效內增速起飛方式。首先保持直升機垂直離地高度2.5 m,在地效進行懸停;然后一直保持在地效內的高度進行增速前飛,將速度由0一直增加至35 m/s左右,同時飛行高度從離地高度2.5 m增加到8 m;最后待達到Vtoss約35 m/s后,直升機保持前飛速度,增距并帶桿轉入爬升,直至飛越障礙高度,完成起飛。

通過測試數據可獲得起飛軌跡的Vc-Hr關系,如圖2所示。著陸軌跡中Vc-Hr測試結果如圖3所示。

圖2　開闊機場AEO正常起飛Vc-Hr曲線Fig.2　Curve of Vc-Hr path of AEO runway takeoff

圖3　開闊機場AEO著陸Vc-Hr曲線Fig.3　Curve of Vc-Hr path of AEO runway landing

直升機在開闊機場的AEO著陸采用的是連續消速和降低高度的飛行方法。著陸前段呈現較明顯的高度降低,下降軌跡角大約30°～35°;隨著逐漸接近地面,下降率逐步減小,下降軌跡角慢慢減小至5°～10°,同時飛行速度減小較快,主要表現在水平速度的快速消減上。

2.2平臺起降軌跡

本試驗采取在開闊機場表面限定某區域模擬直升機平臺起降的方式進行試驗。

選擇2015-09—2017-09在我院牙周科就診因牙髓及根尖周病變引起的Ⅰ型牙周-牙髓聯合病變的患者28名，共38個患牙；其中男15例，女13例，年齡28～64歲。納入標準：①患牙有冷熱刺激痛、自發性疼痛、夜間痛、咬合痛等癥狀；②牙齦紅腫出血、溢膿，經根管治療及牙周非手術治療后，患牙仍存在至少1個位點的探診深度(PD)≥5 mm，牙齒松動度(TM)≥ Ⅱ 度，有 Ⅱ 度及以上根分叉病變； ③ X線片示硬骨板消失，牙槽骨高度下降，或呈典型的“燒瓶狀”病變，即根尖周稀疏區與牙槽嵴吸收相連； ④ 知情同意。本研究經南通市口腔醫院倫理委員會審批(批準文號：2017第2號)。

直升機在平臺機場通常采用垂直起降的方式進行起飛和著陸。起飛時首先垂直爬升至安全高度,然后再推桿轉入前飛。根據國外多型直升機平臺起飛操縱的推薦方法,試驗中采用了推薦的后退爬升的起飛方式,同時帶有一定的側向位移,保證了正駕駛始終保持對平臺的良好目視狀態,便于應急返場[4]。平臺機場著陸中,首先在無地效高度消速至零,采用陡下降或垂直下降的定點著陸方式進行著陸。此過程對最終的懸停點位置要求較高,為了數據處理方便,特制訂相對平滑的飛行軌跡作為理想軌跡控制。

直升機在平臺機場起飛和著陸過程的Vc-Hr關系分別見圖4和圖5。

圖4　AEO平臺起飛Vc-Hr關系Fig.4　Vc-Hr path of AEO helipad takeoff

圖5　AEO平臺著陸Vc-Hr關系Fig.5　Vc-Hr path of AEO helipad landing

3直升機單發失效加速試飛

3.1爬升過程的單發失效加速性試飛

試驗直升機在某安全高度進行模擬起飛爬升,由大到小設定不同的速度點作為發動機失效點的速度(VEFP),分別為80 km/h,65 km/h,40 km/h和0 km/h(懸停)。在該速度點調整發動機功率模擬OEI狀態,在規定的時間延遲后推桿進行增速,并保持功率穩定。在達到預定速度(本試驗中根據模擬單發爬升試驗結果,設定Vtoss=110 km/h[5])后帶桿,直至消除下降率進入穩定的平飛或爬升飛行狀態,或者達到2 min應急功率持續時間再恢復AEO功率狀態。使用測試系統測量加速過程中的飛行軌跡,獲取增速至Vtoss的最大高度損失。所獲得的加速試驗結果如圖6所示。

圖6　直升機模擬OEI加速試驗的起飛過程Fig.6　Curves of various VEFP OEI acceleration tests in takeoff

可以看出:隨著失效點速度的增加,加速軌跡越來越趨于平緩;達到Vtoss后,其爬升軌跡角基本一致。

與處理爬升性能的方法類似,以上獲得的結果需依據動力相似的原則對密度高度進行換算,從而得出對應于地面高度大氣條件、標準飛行重量(Ws)及設計最優的旋翼轉速(nR,opt)條件下的OEI加速過程中的下降率Vz,c。忽略加速過程中不同機身迎角下阻力系數對加速時間的影響,可分別給出標準OEI狀態可用功率(POEI,s)、垂向速度(Vz,c)、高度損失(Hlos,c)、水平速度(Vs)和水平加速距離(Lac)[6-7]:

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

式中:W0為地面起降軌跡確認試驗飛行重量;WH為OEI加速試驗重量;nR,i為OEI加速試驗中實際旋翼轉速;PE為近地面高度單發應急功率;POEI,s為近地面單發可用功率;POEI,i為加速試驗中用到的單發功率;θ為機身俯仰角;t為加速時間。經換算后,直升機OEI加速數據處理結果如表1所示。

表1　起飛狀態模擬發動機在不同速度下

3.2下降過程中的單發失效加速性試飛

直升機在安全高度模擬著陸前的下降消速試飛中,要求在分別達到設定的不同VEFP后,首先將油門桿調整至OEI功率狀態進行增速,并保持功率不變;然后在達到拉平速度(Vr)后,帶桿直至消除下降率,建立穩定的爬升飛行狀態,或達到2 min持續時間;最后再恢復AEO飛行狀態[8]。飛行過程中測量加速過程中的飛行軌跡,獲取直升機達到Vtoss的最大高度損失Hlos。

實際飛行中,分別針對開闊機場和高架平臺機場的著陸軌跡完成了兩個EFP速度點的組合試驗,分別為:VEFP1=10.6 m/s和VEFP2=14.5 m/s。試驗結果如圖7所示。經換算后的數據結果如表2所示。

圖7　直升機模擬OEI加速試驗的降落過程Fig.7　Curves of various VEFP OEI acceleration tests in landing path

VEFP/m·s-1γ/(°)Hlos/mLac/mt/s11.537.641.8441.726.720.616.122.1369.217.1

4獲取臨界決斷點結果

首先將OEI加速試驗獲得的結果進行高度換算后,然后再將設定的VEFP點與近地面的AEO起降L-Hr軌跡進行“疊加”,即可從速度和高度損失兩個關鍵值給出兩種典型環境下直升機起飛(TDP)和著陸臨界決斷點(LDP)的高度和速度位置。

表3給出了所獲得的某直升機CDP結果。

表3　不同起降環境下的CDP結果

對于平臺機場,允許直升機進行中斷著陸或繼續起飛動作過程中飛行軌跡低于平臺高度,且在加速過程中直升機任一點與平臺的最小安全距離不小于15 ft(4.5 m),因此俯沖加速過程中水平位移、航跡角和偏航角或側向偏移量都共同決定了CDP位置。

圖8給出了該型直升機在直徑為30 m的高架平臺機場上,在無側移、偏航角為0°條件下的TDP的數據疊加效果。

圖8　平臺機場CTO軌跡Fig.8　CTO path on helipad

在直升機下視角范圍試驗和單發水平加速性能試驗中,設定起飛航跡角為120°,即直升機以-60°的航跡角后退爬升。如果采用文獻[9]中推薦的在爬升中引入一定的側移量或偏航角的方法,直升機TDP高度會大幅度下降,可以明顯提高直升機對平臺場地的適應性。

5結束語

本文在分解直升機CDP試飛風險組合的基礎上,探討了一種通過分解試飛環境、分架次試驗進行數據融合獲取CDP結果的試驗方法,并針對某型直升機進行了方法驗證試飛。結果表明,使用該方法可以消除傳統試驗方法的固有風險,并獲得了精度可接受的CDP結果。此外,使用此方法可以充分利用直升機日常正常起降飛行和單發訓練的飛行結果,有效降低試驗成本并控制風險。

參考文獻：

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

[2]US NTPS.USNTPS-FTM-No.106:rotary wing performance flight test manual [Z].VS,NTPS.1992.

[3]美國聯邦航空局.運輸類旋翼航空器適航規定咨詢通告:AC29-2C[S].沈陽:中國民航沈陽航空器適航審定中心,2010.

[4]Prouty R W.Helicopter aerodynamics [M].PJS Publications Inc,1982:55.

[5]于琦.民用直升機起降臨界決斷點試飛技術[D].西安:西北工業大學,2011.

[6]楊松山.直升機飛行品質試驗技術[Z].西安:中國飛行試驗研究院,2001.

[7]US Army Materiel Command.Helicopter performance testing: engineering design handbook (AMCP 706-204) [M].US Army materiel command,1974.

[8]Cole J L,Evans C W,Greenberg C E.Development and qualification of the S-76C+helicopter with 30-second/2-minute OEI power ratings[J].Journal of the American Helicopter Society,2011,46(2):117-128.

[9]Goldenberge J,Meslin L,Blondino M,et al.Certification of model 230 helicopter category a elevated helipad operations [C]//American Helicopter Society 49th Annual Forum.Saint Louis,MO,USA,1993:1424-1432.

(編輯：崔立峰)

Helicopter CDPs’ acquistion technology by the superposition of paths

YUQi

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:It’s an acceptable way to control the hazard associated with the common method used in the helicopter CDPs tests by disassembling the tests into two phases—the path confirming tests of AEO takeoff or landing near the ground, and the OEI acceleration performance tests in the safe height above the limited H-V diagram region. The CDPs can be obtained by superposing the converted paths expressed in Lac-Hr that is provided in the previous tests. An integrated demonstration test used a helicopter in various airdrome is depicted in this paper, and the test results proves the feasibility of the method.

Key words:helicopter; flight test; airworthiness

收稿日期:2016-01-14;

修訂日期:2016-03-23; 網絡出版時間:2016-03-25 10:49

作者簡介:于琦(1974-)，男，河北黃驊人，高級工程師，碩士，主要從事直升機飛行試驗研究工作。

中圖分類號：V217.3

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)03-0090-05