某型直升機重量重心包線拓展試飛技術

王之瑞，孫 光，陸永杰，張 凱，劉昊陽

(1.中國人民解放軍95966部隊，黑龍江 哈爾濱 150066; 2.中國人民解放軍95960部隊，陜西 西安 710089;3.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001; 4.哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱，150066)

0 引言

直升機的重心限制是直升機的重要限制之一，直接影響直升機的飛行安全。一旦直升機重心超出限制標準，將會導致直升機失去平衡，進而引發飛行事故[1]。批生產的直升機出現重心超限問題，會導致強制推遲直升機的交付試飛，進而推遲整機的交付時間，不僅會浪費大量的人力、物力和財力，還將對飛行安全產生惡劣影響。

1 某型機重心超限問題

某型機小批投產架次稱重后對空機重量進行折算，發現在某個飛行任務剖面中有90%的架次存在縱向重心靠后的問題，有40%的架次存在橫向重心靠右的問題，如圖1、圖2所示。

針對批產機稱重折算結果與合格判據偏離，不滿足全機重心包線限制的問題，借鑒其他型號經驗，對重量重心包線進行拓展調整。縱向重心小包線后極限后移0.027m，橫向重心右極限右移0.005m，使該任務剖面的重量重心滿足拓展后的重量重心包線要求(如圖3、圖4)，并對此重量重心拓展進行可實施性分析和試飛驗證。

圖2 某型機橫向重心示意圖

圖3 拓展后的縱向重心示意圖

圖4 拓展后的橫向重心示意圖

2 重量重心拓展可實施性分析

2.1 重量重心拓展對載荷的影響

根據直升機設計參數和機身風洞試驗數據，在兩種典型重量下選取對壽命影響較明顯的懸停、前飛、轉彎、俯沖拉起等狀態，計算重量重心處于拓展狀態的載荷，與原重量重心包線極限位置狀態載荷進行建模對比分析。直升機載荷計算狀態如表1所示。

載荷對比結果如圖5-圖10所示。由載荷對比結果可以看出，重量重心包線拓展后，個別小載荷狀態載荷略有增加，大載荷狀態載荷均有明顯下降。綜合分析可得結論：重心處于拓展區域時載荷整體量級變小，重心包線拓展后的載荷未超出原載荷譜范圍，不影響壽命評估結論。

表1 直升機載荷計算狀態

圖5 小重量狀態槳轂彎矩對比

圖6 大重量狀態槳轂彎矩對比

圖7 小重量狀態拉桿動載對比

圖8 大重量狀態拉桿動載對比

2.2 重量重心拓展對飛行品質的影響

為確保直升機重量重心包線調整后的安全性和舒適性，在直升機大重量、小重量狀態下，分別對重量重心包線調整前后的狀態進行了分析，主要包括平衡性和動穩定性兩個方面。

圖9 小重量狀態助力器動載對比

圖10 大重量狀態助力器動載對比

重心包線調整前后的懸停、前飛、側后飛平衡特性理論計算結果如圖11-圖19所示。

圖11 懸停、平飛總距對比圖

圖12 懸停、平飛縱向操縱對比圖

圖13 懸停、平飛橫向操縱對比圖

圖14 懸停、平飛尾槳距對比圖

圖15 懸停、平飛俯仰角對比圖

圖16 懸停、平飛滾轉角對比圖

重量重心包線拓展前后，大重量、小重量后重心動穩定性變化不大，如圖20-圖22所示。通過動穩定性分析可以看到，接通飛控系統時，全機懸停及前飛動穩定性與調整前相當，在數值上略有下降，飛行品質等級未發生變化，滿足飛行品質規范要求。

圖17 右側飛操縱量對比圖

圖18 左側飛操縱量對比圖

圖19 后飛操縱量對比圖

3 試飛驗證

選取重量重心偏移較為嚴重的某架該型直升機，根據重量重心包線拓展需要，開展典型科目試飛驗證。試飛科目包括平衡性試飛和動穩定性試飛。

平衡性試飛包括懸停、側后飛、前飛等科目；動穩定性試飛為懸停和前飛狀態接通飛控系統脈沖操縱科目，重量重心均為調整后的狀態。

圖20 懸停動穩定性

圖21 前飛縱向動穩定性

圖22 前飛橫向動穩定性

3.1 平衡性試飛

直升機懸停、前飛和側后飛平衡性試飛方法及結果如下文所示。各飛行狀態操縱量均有10%以上的余量，滾轉姿態在合理范圍，直升機平衡特性滿足《某型直升機飛行品質規范》要求。

3.1.1 懸停平衡性試飛

試飛狀態：在以機輪離地高度20m～40m穩定懸停1min。

試飛要求：給出總距操縱、縱向操縱、航向操縱、橫向操縱、俯仰角、傾斜角和偏航角的平衡結果。

試飛結果如圖23所示，懸停時，直升機平穩性較好。

圖23 懸停操縱量對比圖

3.1.2 前飛平衡性試飛

試飛狀態：平飛速度80km/h～260km/h，每隔20km/h測試一個速度點，每個速度點保持穩定平飛1min。

試飛要求：給出總距操縱、縱向操縱、航向操縱、橫向操縱、俯仰角、傾斜角和偏航角的平衡結果。

試飛結果如圖24、圖25所示。前飛時，隨速度的增大，縱向操縱增加，俯仰角低頭姿態增大，且縱向操縱對速度的變化是平滑的，基本上是線性的，其局部梯度是穩定的，俯仰角局部梯度是穩定的。

圖24 小重量前飛操縱量對比圖

圖25 大重量前飛操縱量對比圖

3.1.3 后飛側后飛平衡性試飛

試飛狀態：左、右側飛及后飛速度50 km/h 、65km/h，穩定時間保持15s。

試飛要求：給出總距操縱、縱向操縱、航向操縱、橫向操縱、俯仰角、傾斜角和偏航角的平衡結果。

試飛結果如圖26-圖29所示，側后飛速度均達到65km/h指標要求。

圖26 小重量后飛、側飛操縱量對比圖

圖27 大重量后飛、側飛操縱量對比圖

3.2 動穩定性試飛

直升機懸停、前飛動穩定性的試飛結果如下文所示。由結果可以看出，接通飛控系統時，該型機的動穩定性滿足等級1要求。

圖28 小重量45°側飛操縱量對比圖

圖29 大重量45°側飛操縱量對比圖

3.2.1 懸停動穩定性試飛

試飛狀態：以脈沖輸入進行縱、橫、航向飛行試驗。 (脈沖幅度約1cm，脈沖寬度約0.5s，每次激勵前保持穩定飛行5s，激勵后保持各操縱通道固持15～20s)。進行動穩定性試飛時其他操縱均固持。

試飛要求：試飛員進行庫珀-哈珀等級評定，并給出試飛評述意見。

試飛結果如圖30所示，且HQR評定等級均為等級1。

圖30 懸停動穩定性

3.2.2 前飛動穩定性試飛

試飛狀態：以脈沖輸入進行縱向、橫向及航向100km/h～180km/h飛行試驗。(脈沖幅度約1cm，脈沖寬度約0.5s，每次激勵前保持穩定飛行5s，激勵后保持各操縱通道固持15～20s)。進行動穩定性試飛時其他操縱均固持。

試飛要求：試飛員進行庫珀-哈珀等級評定，并給出試飛評述意見。

試飛結果如圖31、圖32所示，且HQR評定等級均為等級1。

圖31 前飛縱向動穩定性

圖32 前飛橫向動穩定性

4 結論與展望

1)經過計算分析與試飛驗證，某型機重量重心包線拓展可實施，且調整后的重量重心包線對飛機的安全性和操縱性影響不大。

2)該型直升機重量重心包線拓展試飛后，試飛員對飛行科目均給出了試飛評述意見，HQR和VRS評定良好，直升機各系統工作正常，穩定性好，操縱性和飛行品質符合設計要求。

3)由于重量重心包線的影響，試飛過程中后飛、側飛科目難度較大，機體振動較大。貼近包線邊緣試飛時，不得盲目冒進，應嚴格遵循循序漸進的原則，逐步增大速度和操縱量，保障安全。

4)通過對重量重心包線的拓展，保障了該型號各任務剖面的完整性和安全性，提升了直升機性能，并且首次完成了該型號重量重心包線拓展試飛驗證工作。

5)本文對某型機重量重心包線拓展進行了研究，從理論計算、試飛方法和試飛驗證進行了細致的分析和設計驗證，為該型號設計、批生產提供了支持，為后續型號設計、試飛提供了寶貴的經驗和豐富的設計思路。