運輸類旋翼航空器非對稱載荷適航條款分析研究

崔甲子，黃文斌，彭 勉

(中航工業(yè)直升機設計研究所，江西景德鎮(zhèn)333001)

0 引言

單旋翼式直升機一般都帶有不大的平尾，其主要作用是改善直升機的縱向靜穩(wěn)定性，從而改善縱向操縱性及穩(wěn)定性。此外，平尾對于速度的靜穩(wěn)定性也有有益的影響。由于氣流在到達平尾之前已受到機身、發(fā)動機短艙、旋翼槳轂的阻滯作用以及機身蒙皮的摩擦作用，導致流動分離、動量損失而變得紊亂，再和發(fā)動機的排氣相混合，并由于旋翼、自動傾斜器的旋轉而繼續(xù)被嚴重攪亂，所以實際中平尾的氣動環(huán)境比較復雜。

由于旋翼的旋轉作用，作用于左、右平尾的氣流是非對稱的，在前行槳葉一側平尾處的下洗流較強，在后行槳葉一側平尾處的下洗流較弱，這將使左、右平尾的受載情況不同。如何確定旋翼航空器不同構型的平尾上的非對稱載荷分布，驗證平尾及其支承結構滿足強度要求，保證旋翼航空器安全，是設計方應重點關注的問題。

為了更好地理解和使用FAR29部運輸類旋翼航空器適航規(guī)章針對平尾及其支承結構的非對稱載荷適航條款，本文將對美國聯(lián)邦航空局(FAA)頒布的該適航條款的內容和歷次修訂案進行分析，詮釋該條款修訂的原因和技術內涵。

1 非對稱載荷適航條款的歷史發(fā)展

FAA頒布的FAR29部主要來源于1956年8月1日頒布的CAR7。CAR7中并未包含“非對稱載荷”條款。FAA在1988年3月21日法規(guī)制定建議案中提議FAR29中增加與固定翼飛機適航標準FAR25.427條類似的內容，即操縱面和操縱系統(tǒng)的非對稱載荷要求，并在1990年4月5日頒布的第29-30修正案中正式增加了本條款，隨后在1990年10月22日頒布的第29-31修正案中作了修訂(見表1)，中國民航局在2002年補充和修訂了相應的適航條款。

表1 FAR29.427修訂對照表

2 第一次修訂原因分析

2.1 1990年4月5日第29-30修正案［1］

該次修正案提出:在29.413條后，新增29.427條。該條內容如下:

第29.427條 非對稱載荷

(a)平尾及其支撐結構必須設計成能承受由偏航和旋翼尾流影響與規(guī)定的飛行情況組合所產生的非對稱載荷。

(b)為了滿足本條(a)的設計準則，在缺乏更合理資料的情況下，必須同時滿足:

(1)由29.413條中對稱飛行情況下最大載荷的100%作用在對稱面一側的水平尾翼上，而另一側不加載荷;

(2)由29.413條中對稱飛行情況下最大載荷的50%作用在對稱面每一側的水平尾翼上，但方向相反。

(c)對于平尾支撐在垂尾上的尾翼布局，垂尾及其支撐結構必須按分別考慮每一種規(guī)定的飛行情況下所產生的垂尾和平尾載荷的組合進行設計。必須按在平尾和垂尾上獲得的最大設計載荷來選擇飛行情況。在缺乏更合理資料的情況下，平尾的非對稱載荷分布必須假定為本條所規(guī)定的分布。

2.2 修訂原因分析

在增加該條款以前，航空界對29.413(b)能否合理解釋非對稱載荷設計情況和29.427是否應該與固定翼飛機對非對稱載荷的規(guī)定一致展開了激烈的討論［2］。

問題一:29.413(b)能否合理解釋非對稱載荷設計情況。

第29.413條“安定面和操縱面”內容如下:

(a)各安定面和操縱面必須設計成能承受下列載荷:

(1)限制載荷不小于下列較大值:

(i)15磅/平方英尺;

(ii)最大設計速度時產生的載荷(升力系數(shù)CN=0.55)。

(2)操縱面能承受由機動飛行和機動飛行與突風組合引起的臨界載荷。

(b)為滿足本條(a)必須表明載荷分布很真實地模擬實際壓力分布情況。

一些人認為:29.413(b)的要求對解釋非對稱載荷設計情況是足夠的。FAA不同意此種說法，認為:29.413(b)沒有清楚和明確地關注非對稱載荷情況。新增29.427，一方面是為了清楚和明確地告訴公眾:對于非對稱載荷設計情況是有相應標準的，同時也將有助于FAA清楚、明確和統(tǒng)一地解釋這些要求。另一方面，任何平尾的非對稱載荷設計情況必須統(tǒng)一地解釋和執(zhí)行，這樣才能在整個業(yè)界產生同等和合理的安全水平。通過增加新的適合于平尾非對稱載荷的29.427條來達到這個目標。

問題二:29.427是否應該與固定翼航空器對非對稱載荷的規(guī)定一致。

一些人認為:固定翼飛機在飛行時，翼渦旋和噴氣式發(fā)動機排氣確實會對安定面或操縱面造成影響，產生一些非對稱載荷。但在某種程度上，旋翼尾流對直升機安定面或操縱面的影響與固定翼飛機安定面或操縱面上的氣動載荷是不同的。與固定翼飛機進行比較，針對直升機安定面或操縱面的不同應考慮可能更嚴格的標準。

當把提議增加的FAR29.427與針對固定翼飛機FAR23.427和25.427中非對稱載荷的規(guī)定進行比較時，發(fā)現(xiàn)它們是不同的。參會者要求FAA給出解釋。

FAA確實找到了證明固定翼航空器和旋翼航空器之間標準不同的證據(jù)。通常，典型旋翼航空器的平尾會經(jīng)受不同飛行狀態(tài)和旋翼尾流直接影響的復雜氣流，這種復雜氣流分布引起的載荷分布與固定翼航空器是不同的。在以前型號合格審定項目中也已經(jīng)找到了作用在旋翼航空器平尾上的非對稱載荷。此外，針對固定翼航空器25.427條明確說明:25.427(b)(1)中描述的載荷情況僅適用于常規(guī)的螺旋槳、機翼、尾翼和機身的相應位置。旋翼航空器不是25.427(b)(1)中考慮的常規(guī)航空器，應該制定與常規(guī)航空器不同的設計載荷情況。

提議允許對平尾使用合理的非對稱設計載荷，在缺乏合理分析得到的設計載荷的情況下，規(guī)定兩種不同的經(jīng)驗載荷分布。一種經(jīng)驗情況:29.413規(guī)定面載荷的100%作用在一側的平尾上，另一側不加載荷。另一種經(jīng)驗情況:29.413規(guī)定面載荷的50%作用在每一側的平尾上，但方向相反。如果平尾僅從機身或尾梁的一側突出，該標準將不適用。

此次修訂明確了運輸類旋翼航空器非對稱載荷設計要求。

3 第二次修訂原因分析

3.1 1990年10月22日第29-31修正案［3］

該次修正案提出:刪除29.413，并相應地刪除29.427(b)(1)和 (b)(2)中提到的“29.413”。

修訂后，29.427其它內容保持不變，(b)(1)和(b)(2)修訂為如下內容:

第29.427條 非對稱載荷

(b)為了滿足本條(a)的設計準則，在缺乏更合理資料的情況下，必須同時滿足:

(1)由對稱飛行情況下最大載荷的100%作用在對稱面一側的水平尾翼上，而另一側不加載荷;

(2)由對稱飛行情況下最大載荷的50%作用于對稱面每一側的水平尾翼上，但方向相反。

3.2 修訂原因分析［4］

由于29.337、29.339 和 29.341 中完全包括了29.413中對結構強度的要求，所以該修正案刪除29.413。

1990版的該條款一直應用至今，F(xiàn)AA暫時還沒有更新該修訂版。

4 非對稱載荷適航條款的工程應用分析

4.1 平尾的布局

單旋翼式平尾布置方式通常有以下3種形式:高平尾(T平尾或單側平尾)，低平尾和前平尾。結構形式上一般有對稱的平尾和非對稱平尾。

高平尾:高平尾離重心距離最大，平尾尺寸和重量較小，懸停時不受旋翼下洗流作用，無向下載荷損失。AC313型機屬于單側高平尾的布局。

低平尾:處于旋翼下洗流的作用范圍之內，直升機縱向力矩會突變，縱向操縱力矩隨速度變化較大。AC352型機屬于對稱低平尾布局。

前平尾:處于旋翼下洗流作用范圍之外，過渡飛行時，直升機縱向力矩不會突變，縱向操縱力矩隨速度變化較小。懸停時有向下載荷損失，懸停需用功率增大。直11、AC311型機屬于前平尾的布局。

圖1 平尾布置方式

4.2 平尾的結構驗證要求

規(guī)定設計載荷是保證設計的航空器結構安全的有效途徑，在缺乏更合理資料的情況下，對于這些正常的平尾布局，F(xiàn)AA的咨詢通告(AC)中指出必須采用如下規(guī)定的兩種經(jīng)驗非對稱載荷分布進行結構驗證［5］:

(1)平尾支承在尾梁或機身上。應按圖2所示的六種載荷組合進行結構驗證。除非合理的分析表明每組受載情況中的一種或多種情況是非臨界的，或者同等的或更真實的載荷分布已得到證實，否則所有的這些經(jīng)驗載荷分布均應予以采用。除非更合理的載荷分布已獲得證實，一般應采用沿翼展方向矩形分布的氣動載荷。如果平尾上使用了端板，氣動載荷也應相應地在其上分布。

(i)第一種非對稱受載情況:

(a)對稱面一側的平尾上作用100%飛行載荷，而另一側的載荷為零;

(b)對安裝有端板或其它類似裝置的平尾，載荷分布應相應地更改。

(ii)第二種非對稱受載情況:

對稱面一側的平尾上向上作用50%飛行載荷，而在對稱面另一側的平尾上向下作用50%飛行載荷。

(2)平尾支承在垂尾上。應按圖3所示的六種載荷組合進行結構驗證。除非合理的分析表明每組受載情況中的一種或多種情況是非臨界的，或者同等的或更真實的載荷分布已得到證實，否則所有的這些經(jīng)驗載荷分布均應予以采用。除非更合理的分布已經(jīng)過驗證，否則一般應采用沿翼展方向矩形分布的氣動載荷。如果平尾上使用了端板，氣動載荷應相應地在其上分布。

(i)第一種非對稱受載情況:

對稱面一側的平尾上作用100%飛行載荷，而另一側的載荷為零。

(ii)第二種非對稱受載情況:

對稱面一側的平尾上向上作用50%飛行載荷，而在對稱面另一側的平尾上向下作用50%飛行載荷。

圖2 平尾支承在尾梁上

圖3 平尾支承在垂尾上

4.3 平尾的結構驗證實例

4.3.1 直 11 型機

直11型機屬于平尾支承在機身上的前平尾布局，其在驗證非對稱載荷適航條款符合性時，先通過考慮各種典型對稱飛行情況，包括最大速度平飛、對稱俯沖拉起等，選不可逾越速度V=Vne，升力系數(shù)Cy=0.7，得到對稱飛行情況下最大載荷，然后按(b)(1)“最大載荷100%作用在一側的平尾上，另一側不加載荷”、(b)(2)“最大載荷50%作用在每一側的平尾上，但方向相反”分別進行了驗證。

4.3.2 AC313 型機

AC313型機屬于平尾支承在垂尾上的單側高平尾布局，通過對兩次修訂的主要內容及修訂背景分析，可以知道，對于平尾僅從機身或尾梁的一側突出的結構構型29.427條的要求并不適用。

該型機平尾及支承結構設計可按29.549條“機身和旋翼支撐結構”的要求進行驗證。平尾及其支承結構必須設計成能承受第29.337條至29.341條和29.351條中規(guī)定的臨界飛行載荷，第29.235條、第29.471 條至 29.485 條、第 29.493 條、第 29.505條和第29.521條中規(guī)定的適用的地面載荷和水載荷以及在正常使用中預期的任何其他臨界情況的載荷。

5 總結

美國聯(lián)邦航空條例(FAR)在國際上具有廣泛的適用性和較高的權威性，是世界上最有影響的適航法規(guī)之一。通過對美國聯(lián)邦航空局(FAA)頒布的FAR29部運輸類旋翼航空器非對稱載荷適航條款的內容和歷次修訂案進行分析，加深了對該條款修訂的原因和技術內涵的理解，明確了旋翼航空器不同構型的平尾上的非對稱載荷分布，完善了我國運輸類旋翼航空器適航相關條款的研究，為我國從事旋翼類航空器設計和適航審定的人員提供了技術參考。

［1］Amdt.29-30［EB/OL］.http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_ Guidance _ Library/rgFAR. nsf/0/9099769288E7A1B685256613006B669C?OpenDocument.

［2］CFR NPRM No.88-7 ［EB/OL］.http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgNPRM.nsf/2ed8a85bb3dd48e68525644900598dfb/dc842af09e493428862568dd005629fd!OpenDocument.

［3］Amdt.29-31［EB/OL］.http://rgl.faa.gov/Regulatory_and _ Guidance _ Library/rgFAR.nsf/0/28C3 BE916984522B85256613006B67D9?OpenDocument

［4］CFR Final Rule No.25885［EB/OL］.http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFinalRule.nsf/a09133bddc7f4fbb8525646000609712/d480cba3e5b9a0ee862568250065a1ba!OpenDocument

［5］AC 29-2C［EB/OL］.http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance _ Library/rgAdvisoryCircular. nsf/0/4FBE41309FF3D821862574D70053CA8E?OpenDocument