直升機自轉飛行的最大過載系數試飛驗證

李永壽

(中國飛行試驗研究院， 西安 710089)

在直升機研制中，過載系數通常指基本設計重量所對應直升機重心處的法向過載。最大過載系數與直升機的用途密切相關，是直升機設計的重要參數之一。它既決定了直升機結構設計的載荷,又是直升機機動性好壞的重要標志[1]，更是試飛考核驗證的重要戰技指標之一。

俯沖拉起是獲得直升機最大過載系數的有效方法，是在直升機對稱面內以規定空速進行平飛或俯沖，急劇后拉桿并產生規定過載的機動飛行。文獻[2-3]對其試飛方法進行了詳細介紹，但僅涉及了有動力情況下直升機的最大過載系數驗證方法，而對自轉飛行的最大過載系數驗證方法沒有涉及。所謂自轉飛行就是直升機無發動機功率輸入的特殊飛行狀態，近些年隨著文獻[4]對自轉飛行的最大過載系數限制值做出了明確規定，亟須在直升機飛行試驗中對自轉飛行的最大過載系數予以驗證。

文獻[4-6]中規定了軍用直升機若干典型的嚴重受載飛行狀態，其中自轉情況下俯沖拉起是驗證直升機自轉情況下最大過載系數的最為合適的試飛科目。該科目是直升機在自轉飛行時規避障礙物進行拉起并產生一定過載系數的一種機動飛行科目。目的是考核直升機在無動力機動飛行狀態下產生規定過載系數的能力，以驗證直升機在無動力情況下結構強度是安全可靠的。目前，該科目尚未在中國直升機型號飛行試驗中開展試飛，這是因為該科目在實際飛行中伴隨著非常大的風險，主要體現在以下方面。

(1)自轉過程中，后拉桿過快，易引起結構載荷超限，導致關鍵部件結構損傷，嚴重時會出現旋翼槳葉打到尾梁現象，造成直升機損傷的風險。

(2)自轉過程中，若速度控制不當，直升機就會以較大的下降率下降，如安全高度不夠，存在觸地風險，危及飛行安全。

(3)自轉過程中，若速度控制不當，容易引起直升機整機振動水平加大，導致飛行員對儀表判讀困難，影響飛行安全。

(4)自轉過程中，直升機機動穩定性差，若出現dig-in現象易導致過載超限及直升機操縱改出困難。

(5)自轉過程中，旋翼可用升力相比有動力時低，執行俯沖拉起時容易造成旋翼升力衰減，存在直升機失速的風險。

為此，建立一種安全可行的自轉情況下俯沖拉起的試飛方法，是驗證直升機自轉飛行最大過載系數的關鍵。針對此問題，首先，從直升機最大過載系數理論估算模型入手，分析影響最大過載系數的關鍵因素；其次，通過模擬自轉下滑試飛得出的直升機下降率隨前飛速度變化關系，確定自轉情況俯沖拉起的初始試驗高度和自轉進入速度；再次，通過對俯沖拉起操縱輸入特點分析，研究前、后縱向重心位置對過載系數的影響，以確定自轉情況下俯沖拉起的直升機縱向重心位置；最后，給出開展自轉情況下俯沖拉起試飛科目的試驗條件、方法、步驟、風險和安全措施，并通過實際飛行試驗驗證方法的可行性和正確性。

1 最大過載系數理論估算數學模型

在直升機研制中，過載系數n通常是指基本設計重量所對應直升機重心處的法向過載，是直升機設計中非常重要的參數，直接影響直升機重量、性能和安全。過載系數是由旋翼拉力Tr、機身升力TF、平尾升力TH和短翼升力Twi之和與直升機重量G之比所得[7]，即

(1)

對于單旋翼帶尾槳直升機，盡管直升機的機身、平尾、短翼對過載系數均有不同程度的影響，但起決定作用的仍然是旋翼，約占總升力的90%，下面重點討論旋翼對過載系數的影響。

直升機在機動飛行時產生的過載與旋翼槳葉剖面氣動特性、直升機的重量、重心、飛行速度、駕駛員的操縱動作(即操縱量、操縱規律、操縱速率)或外界的擾流(即突風的大小和方向)等因素有關。同時，過載系數的大小還受振動水平、噪聲、機身姿態以及直升機不穩定性等因素限制[1]。因此，如何確定過載系數是個復雜的問題。由于過載系數受多種因素的影響，把這些因素全考慮進去是不可能的，通常采用如式(2)進行估算[7]，這種方法簡便、可靠。

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

式中：nmax為最大過載系數；下標n表示產生nmax時的值；下標t表示平衡狀態時的值；a0為平均錐度角，(°)；B為葉端損失系數；μ為前進比；CY,max為翼型最大升力系數；Ω為旋翼轉速，rad/s；σ為槳葉實度；CT為拉力系數。

在飛行試驗中，假設在產生nmax時μn、a0,n均變化不大，那么式(2)可改寫為

(7)

式(7)能夠對直升機最大過載系數予以簡單估算，同時也可分析影響最大過載系數的關鍵因素。

通過式(7)，得到有助于分析影響最大過載系數因素的結論如下：

(1)CY,max越大，nmax越大；由CY,max的表達式[式(4)]可知，CY,max的決定因素是(CT/σ)t，一般采用如圖1所示的曲線來確定(CT/σ)max。

圖1 CT/σ隨前進比μ的變化曲線Fig.1 Curve of CT/σ changing with μ

(2)Ωn/Ωt越大，nmax越大。

(3)若認為Tr≈G，由式(6)可知道，直升機越輕，旋翼轉速越高、槳葉實度σ越大，則(CT/σ)t越小，nmax越大。

2 過載影響因素分析

當直升機進入飛行試驗階段，此時旋翼槳葉是設計參數是確定的，即槳葉的CY,max和實度σ也是確定的。為此，在飛行試驗階段，驗證自轉飛行的最大過載系數時，便不需考慮CY,max和實度σ的影響，但在槳葉設計階段應予以重點考慮。

通過最大過載系數理論估算數學模型[式(7)]，分析影響nmax的主要因素包括：

(1)旋翼轉速。正常的旋翼轉速在直升機的總體設計時是確定的，然而在機動飛行過程中，由于作用在槳葉上的力矩不平衡，必然引起旋翼的加速或減速，這就有可能使旋翼轉速高于或低于正常旋翼轉速。旋翼轉速對過載的影響規律是：轉速越高、過載系數越大。由式(7)可知，不同旋翼轉速間過載系數轉換關系為

(8)

(2)飛行高度。飛行高度改變，是通過大氣密度ρ的改變來影響nmax的，由式(6)可知，高度增加，大氣密度降低，(CT/σ)t增加，CY,t增大，引起nmax減小。

如果已知高度為0時的過載為n0，則某一高度的過載值nH[1,7]為

(9)

式(9)中：ρH為壓力高度為H時的大氣密度；ρ0為海平面標準大氣密度。

(3)飛行重量。直升機飛行時，飛行重量并不都是基本設計重量，但根據旋翼產生的最大拉力能力不變這一原則，可建立不同重量之間最大過載系數轉換關系為

(10)

式(10)中：下標1表示對應基本設計重量；下標2表示對應某一重量。可見，重量越小，過載系數就越大。

(4)飛行速度及俯仰角速率。根據直升機飛行力學導出的過載系數表達式為

(11)

通過前面的分析，確定合適的飛行重量、高度、速度、旋翼轉速是開展自轉情況下俯沖拉起試飛科目的關鍵影響因素，其直接影響最大過載系數的產生。

3 自轉飛行

直升機自轉飛行是無發動機功率輸入的特殊飛行狀態，它和直升機有動力飛行一樣，需要消耗能量來克服旋翼的型阻、機身廢阻，并帶動附件工作，其能量來源于旋翼在相對來流過程中的風車效應。在自轉下滑過程中，旋翼受相對來流驅動，將直升機高度勢能轉化為旋翼旋轉動能，來提供旋翼升力和帶動相應附件工作。Johnson[8]、王適存[9]詳細介紹了直升機失去動力后的自轉飛行情況，王鶴等[10]對直升機自轉試驗及安全特性進行了介紹。

通常直升機自轉飛行包括三個階段，分別是自轉進入、穩定自轉下降和自轉著陸，圖2給出了直升機典型自轉著陸過程示意過程。

圖2 直升機典型自轉著陸過程示意圖Fig.2 Schematic diagram of typical helicopter autorotation landing process

在開展自轉情況下俯沖拉起試飛科目前，需要確定合適的飛行速度。為此需要研究直升機自轉下降率隨前飛速度的關系。在實際飛行試驗中，由于真正的直升機自轉下滑試飛要求關閉全部發動機，具有較大的風險性，目前一般采用模擬自轉下滑來進行自轉飛行的研究。模擬自轉下滑是指直升機在空中處于慢車狀態，此時直升機旋翼與主減速器脫開。直升機模擬自轉下滑與實際的自轉下滑飛行的區別是帶有很小的發動機輸出功率，但此時發動機輸出功率非常小，對試飛結果不會產生很大的影響[11]。

試飛方法就是在安全試驗高度(一般自轉飛行的試驗初始高度不應低于壓力高度1 500 m)，選擇七八個速度點為自轉下滑進入速度，進行穩定直線配平飛行6 s，將左右發動機置于慢車狀態，同時調整總距，保持旋翼轉速在無動力旋翼轉速范圍內，對直升機進行操縱，保持直升機姿態、自轉下滑進入速度、下降率及旋翼轉速不變，進入穩定自轉下滑狀態。當直升機穩定下滑至安全離地高度后，將左右發動機置于正常飛行狀態，同時操縱直升機退出自轉下滑狀態。為了確保試驗安全，直升機退出自轉下滑狀態時的最低安全試驗高度應不低于1 000 m。

飛行試驗中，自轉飛行時下降率是飛行重量、飛行速度、大氣密度和旋翼轉速的函數，表達式為

-VZ=f(G,ρH,V,nr)

(12)

式(12)中：VZ為下降率，m/s；V為飛行速度，km/h；nr為旋翼轉速，r/min。

根據高度隨時間變化求下降率的表達式為

(13)

式(13)中，Hp為壓力高度，m；TH為試驗高度Hp處絕對溫度，K；TS為標準大氣條件下的絕對溫度，取288.15 K。

通過模擬自轉下滑飛行試驗，最終得到某型直升機基本設計重量的自轉下降率隨前飛速度的變化曲線(數據做歸一化處理)，如圖3所示。

圖3 某型直升機自轉下降率隨前飛速度變化曲線Fig.3 Curve of autorotation descent rate of helicopter with forword flight speed

由式(11)可知，開展自轉情況下俯沖拉起科目時，為更容易獲得最大過載系數nmax需要選取圖3中較大飛行速度。但為了飛行安全，建議選取試驗的最大速度或80%無動力不可逾越速度中的較小者作為自轉情況下俯沖拉起科目的參考速度。這也符合國軍標中“規定的飛行速度應為不帶功率的最小下降率的前飛速度與不帶功率時的最大飛行速度”中的任一中間速度時的配平飛行空速。

這里需要強調的是，自轉下滑過程中，自轉旋翼轉速直接影響著直升機安全。過大的旋翼轉速會使旋翼的需用功率增大。為了保證穩定的自轉下滑，直升機單位時間的勢能損失就需增大，以滿足增大的旋翼需用功率，這會造成直升機下降率增大，危及直升機安全。過小的旋翼轉速，也會引起下降率的增大，同時，旋翼所儲備的旋轉動能小，也不利于自轉飛行。因此，直升機在自轉狀態下滑時，旋翼轉速應控制在規定的轉速范圍內。

4 俯沖拉起

俯沖拉起是直升機最重要的受載狀態之一，它通常使旋翼及其支撐結構、中機身承受最嚴重受載情況。其在直升機對稱面內以規定空速進行平飛或俯沖，急劇后拉桿并產生規定過載的機動飛行。對于每個給定空速，重心處的過載應符合過載包線值，旋翼轉速在正常旋翼轉速包線范圍內。

俯沖拉起時的操縱輸入比較復雜，由于自轉情況下俯沖拉起是在模擬自轉情況下做的俯沖拉起試飛科目，這就不允許進行明顯的總距操縱，因此，自轉飛行情況下僅適合單獨拉桿操縱以獲取規定的過載系數。后拉桿時，槳盤后倒，槳盤迎角增加，同時旋翼后向力和槳轂俯仰力矩亦增加，從而使直升機產生抬頭的俯仰運動和垂直運動。由于直升機俯仰慣性阻尼比較大，后拉駕駛桿需一段時間才能達到過載峰值。通常，大型直升機時間長些，而小型直升機要短些。圖4所示拉桿后過載系數與最大過載系數比n/nmax隨時間的變化。圖5所示為同樣拉桿量時過載系數隨前進比μ的變化曲線，可以發現：

圖4 后拉桿時過載系數隨是隨時間的變化曲線Fig.4 Change of overload coefficient with the pull stick

圖5 相同拉桿量時過載系數隨前進比的變化曲線Fig.5 Change of overload coefficient with μ under the same pull stick

(1)在同樣的拉桿量下，飛行速度越大，n值越大，這與式(11)的結論是一致的。

(2)后重心的μ-n曲線高于前重心的μ-n曲線，這是因為，當重心在旋翼軸前方時，前重心時旋翼拉力產生的低頭力矩增量，使槳盤迎角相對減小，拉力相對減小，載荷相對較小。而后重心則剛剛相反，使過載增大。

(3)前重心時，為產生規定的過載值，必須施加比后重心更大的操縱量。

綜上分析，自轉情況下的俯沖拉起宜選用后重心，這樣相對更容易獲取最大過載系數nmax。

5 自轉情況下的俯沖拉起試飛方法設計

最大過載系數是直升機使用方最為關注的戰技指標之一，通常均要通過飛行試驗驗證。其驗證飛行屬于結構強度試飛的范疇，是直升機的最嚴重受載情況，必須遵守循序漸進、先易后難的原則，以保證飛行安全。

自轉情況下的俯沖拉起是驗證直升機在無動力自轉情況下，以規定的旋翼轉速范圍和自轉下滑速度，在規定時間內后拉操縱桿退出陡下滑的機動飛行，隨之產生一定的法向過載系數。其過載系數在規范中要求如下：在海平面標準大氣條件下，對應發動機停車時的旋翼最大轉速，過載系數限制值為2.0。

下面介紹自轉情況下的俯沖拉起試飛方法。

5.1 試驗條件

通過前面過載系數影響因素分析，在飛行試驗中應選取如表1所示的試驗條件，試驗場地的壓力高度為380 m。

5.2 試飛方法

步驟1直升機在規定試驗高度和規定自轉下滑進入速度穩定直線配平飛行6 s。

表1 試驗條件Table 1 Test conditions

步驟2保持飛行速度不變，柔和調整總距，控制直升機進入模擬自轉下滑狀態，同時保持旋翼轉速在無動力最小旋翼轉速到無動力最大旋翼轉速范圍內，穩定模擬自轉下滑狀態。

步驟3在穩定自轉下滑狀態下進行適當勻速后拉桿操縱，操縱位移1～2 cm，使直升機產生一定法向過載系數。

步驟4將左右發動機置于正常飛行狀態，同時操縱直升機退出自轉下滑狀態。

步驟5直升機爬升到初始試驗高度，重復步驟1～4，其中，每次后拉桿的操縱量都在上一次試驗基礎上增加1 cm。

步驟6達到規定的法向過載系數，試驗結束。

5.3 安全措施

由于該科目在實際飛行中伴隨著非常大的風險，為此需要制訂如下安全措施，以確保飛行試驗安全：①試驗中嚴格遵守自轉飛行的過載限制值；②試驗中后拉桿切記不要過猛過量，防止過載和旋翼轉速超限；③執行自轉情況下的俯沖拉起時，拉桿要柔和，注意控制直升機俯仰姿態；④試驗中注意控制安全高度；⑤試驗全過程需實時監控飛行安全。

6 飛行試驗及結果評定

6.1 試飛實施過程

根據前面給出的試飛方法，在某型試驗機上開展了自轉情況下的俯沖拉起飛行試驗，實施過程如下：圖6所示為試驗關鍵參數時間歷程曲線。

步驟1壓力高度Hp=2 500 m，以表速Vi為80%無動力不可逾越速度穩定配平飛行至少6 s。

步驟2保持飛行速度不變，柔和調整總距，控制直升機進入模擬自轉下滑狀態，同時保持旋翼轉速在無動力旋翼轉速范圍內,使直升機處于穩定模擬自轉下滑狀態。

步驟3在目標高度，為了防止旋翼轉速過度變化，進行勻速后拉桿操縱，直升機過載逐漸增大。

步驟4待接近目標過載值時，隨后頂桿及協調操縱，直升機過載系數出現峰值。

步驟5恢復直升機姿態，提距改出模擬自轉下滑狀態。

從圖6可以看出，直升機自轉情況下的俯沖拉起清晰的分為六個階段：配平飛行段、自轉進入段、穩定自轉下降段、帶桿拉起段、頂桿退出段和自轉下滑退出段。

圖6 自轉情況下俯沖拉起飛行時間歷程曲線Fig.6 Flight time curve of dive and pull up in case of autorotation

通過飛行試驗曲線，可以看出在穩定自轉下降段，總距Wf放置較低的位置，發動機總扭矩QT降至最低，直升機已經進入穩定自轉下滑，隨后駕駛員進行后拉桿操縱Wy，總距保持不動，直升機的俯仰角θ、俯仰角速率q隨之變大，直升機過載逐漸增大，待直升機后拉桿操縱達到要求的操縱量后，駕駛員頂桿操縱，直升機過載系數nz出現峰值達到1.51，整個駕駛桿的操縱量都在操縱行程范圍內，見圖7。

在整個飛行過程中，直升機工作正常，飛行員反應良好，飛行狀態參數均處在正常范圍之內，試驗圓滿完成。

圖7 過載系數nz與縱向操縱位移Wy的飛行時間歷程曲線Fig.7 Flight time history curve of overload coefficient and longitudinal control displacement

6.2 最大過載系數換算

最大過載系數的影響因素，主要包括飛行重量、高度和旋翼轉速等，將式(8)～式(10)聯立，可得到將飛行實測過載系數nf試驗結果轉換至基本設計重量G、海平面標準大氣條件下的過載系數表達式為

(14)

式(14)中：G0為基本設計重量；Gf為飛行實際重量；Ωf為飛行時旋翼轉速；Ωmax為110%旋翼額定轉速。

由圖7可知，飛行試驗中過載系數nf最大達到1.51，此時旋翼轉速Gf為105%旋翼額定轉速，此時飛行高度為Hp=2 500 m，對應的ρH/ρ0=0.793，直升機實際飛行重量Gf為基本設計重量的98.7%。

6.3 過載系數規律分析

此次試驗中，還研究了過載系數隨帶桿量、旋翼轉速變化關系，驗證了式(8)和式(11)的過載系數表達式的正確性。

圖8給出了自轉飛行時，相同拉桿速率、不同帶桿量與過載系數百分比(占無動力最大過載系數2.0的百分比)的關系曲線。過載系數與帶桿量之間呈現線性關系，這是因為相同帶桿速率，帶桿量越大，俯仰角速率越大，過載系數越大，與式(11)的理論分析結果一致。

圖8 過載系數隨拉桿量關系曲線Fig.8 Relation curve of overload coefficient with pull rod quantity

圖9給出了自轉情況下，旋翼轉速與過載系數百分比(占無動力最大過載系數2.0的百分比)的關系曲線。隨旋翼轉速的增加，過載系數越大，呈現明顯的拋物線增長趨勢，與式(8)的理論分析結果一致。

圖9 過載系數隨旋翼轉速變化關系曲線Fig.9 Relation curve of overload coefficient with rotor speed

圖10 旋翼軸彎矩飛行時間歷程曲線Fig.10 Flight time history curve of shaft bending moment

6.4 強度評估

考慮到自轉情況下的俯沖拉起時，旋翼軸作為主要承力傳力部件，對其結構載荷的動、靜載荷進行了評估。圖10給出了自轉情況下的俯沖拉起時旋翼軸彎矩時間歷程曲線，可以看出在自轉情況下俯沖拉起時旋翼槳轂上會產生較大的俯仰滾轉力矩，引起旋翼軸承受的彎矩載荷也隨之增大，其峰值達到其限制值的34%，交變載荷約為疲勞極限的50.2%。因此旋翼軸結構強度裕度充分，自身結構是安全。

6.5 結果評定

試飛結果表明，自轉情況下的俯沖拉起試飛獲得的過載系數達到了2.06，滿足國軍標要求自轉飛行的最大過載系數2.0。

7 結論

建立了一種安全可行的自轉情況下的俯沖拉起的試飛方法，成功驗證了直升機自轉飛行的最大過載系數。

(1)本文通過直升機最大過載系數理論估算模型分析給出了影響最大過載系數若干關鍵因素及各因素與過載系數的物理關系。

(2)通過模擬自轉下滑試飛方法得出的直升機下降率隨前飛速度變化關系，確定自轉情況的俯沖拉起的初始試驗高度不應低于壓力高度2 500 m，以及自轉進入速度為試驗最大速度的80%。

(3)分析了適用于自轉情況下俯沖拉起的單獨后拉桿操縱輸入特點，研究了直升機縱向重心位置對過載影響，確定自轉情況俯沖拉起的適宜縱向重心位置應為后重心。

(4)通過對最大過載系數影響因素的分析，在模擬自轉下滑和俯沖拉起成熟的試飛方法基礎上，科學設計了自轉情況下的俯沖拉起試飛方法，包括試驗條件、方法步驟、安全措施。

(5)采用本文給出的自轉情況下俯沖拉起試飛方法，實現了對直升機自轉飛行最大過載系數的試飛驗證，獲得了過載系數隨拉桿量、旋翼轉速的變化關系曲線，與理論分析結果一致，方法正確可行。

通過直升機自轉飛行的最大過載系數試飛驗證方法研究，成功實施了自轉情況下俯沖拉起飛行試驗，所掌握和獲取的試飛方法和寶貴的飛行試驗數據，一方面對后續直升機型號開展此類科目提供了方法參考，另一方面對試飛工程師和試飛員的理論和駕駛技術培訓具有較高的科學研究和推廣應用價值。