基于飛行實(shí)測的直升機(jī)操縱與載荷特性

李永壽

(中國飛行試驗(yàn)研究院， 西安 710089)

直升機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)的操縱和載荷特性研究的主要目是獲取直升機(jī)4個(gè)操縱量、2個(gè)姿態(tài)角和結(jié)構(gòu)載荷隨前飛速度等的變化規(guī)律。這是分析研究直升機(jī)飛行力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、操縱品質(zhì)以及振動(dòng)、噪聲、疲勞載荷學(xué)科的重要基礎(chǔ)，其正確與否不僅影響對直升機(jī)飛行操縱品質(zhì)的分析，也會(huì)影響對直升機(jī)振動(dòng)載荷的分析。

常規(guī)的綜合氣彈分析方法[1-2]預(yù)估直升機(jī)的操縱與載荷特性，普遍采用升力線理論或查表法等氣動(dòng)模型，很難捕捉細(xì)致的流場特性，無法滿足直升機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)操縱量與振動(dòng)載荷的計(jì)算精度要求[3-4]。近些年，隨著計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)技術(shù)的發(fā)展，國外學(xué)者首先將CFD 氣動(dòng)模型引入傳統(tǒng)氣動(dòng)彈性模型，目的是將CFD 計(jì)算的氣動(dòng)載荷傳遞給結(jié)構(gòu)模塊，而結(jié)構(gòu)模塊又將計(jì)算的結(jié)果反饋給CFD模塊，這就誕生了一種基于“CFD/CSD”耦合的計(jì)算方法，該方法克服了傳統(tǒng)綜合氣彈分析方法中氣動(dòng)模型精度不足的缺陷，提升了對直升機(jī)的操縱和載荷特性的預(yù)估精度。比如2015年，Lim[5]耦合了基于Navier-Stokes方程的OVERFLOW2和CAMARADⅡ軟件，考慮多段槳尖影響，對旋翼載荷特性和氣動(dòng)特性嘗試了優(yōu)化設(shè)計(jì)并取得了初步結(jié)果。目前，中國都是通過利用國外的樣例直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)開展CFD/CSD耦合方法研究，但起步較晚，仍處于發(fā)展階段。其中南京航空航天大學(xué)研究得比較多，比如王松[6]、余智豪等[7]、馬礫等[8]、黃道博[9]、李建東[10]、王俊毅等[11]、吳少杰等[12]、吳杰等[13]在近年來先后開展了CFD/CSD耦合方法在直升機(jī)槳葉振動(dòng)載荷、配平預(yù)估上的應(yīng)用研究，取得了一定成果。盡管CFD/CSD耦合方法相比傳統(tǒng)的綜合氣彈分析方法，在氣動(dòng)模型上更加保真，能夠保證一定的計(jì)算精度，但與真實(shí)飛行試驗(yàn)結(jié)果對比后仍然存在不小差距，比如在振動(dòng)載荷的高頻成分與相位預(yù)估上誤差較大、在低速段的配平操縱量預(yù)估上不盡理想、槳葉模型和氣動(dòng)模型等對預(yù)估結(jié)果的影響較大，同時(shí)對尾槳、垂尾、旋翼軸等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)載荷鮮有涉及等諸多問題。

綜上可見，無論是綜合氣彈分析方法還是CFD/CSD耦合方法，都需在直升機(jī)操縱與載荷特性的預(yù)估精度上不斷改進(jìn)和完善，方能投入到真正工程應(yīng)用上。而要實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的最有效的技術(shù)途徑就是利用大量的飛行試驗(yàn)實(shí)測結(jié)果來進(jìn)行模型與方法的修正與完善，進(jìn)而達(dá)到預(yù)測結(jié)果與飛行實(shí)測結(jié)果的盡可能吻合，從而提升預(yù)估精度。但是由于中國在這方面研究工作起步較晚，一直以來尚未在直升機(jī)型號上專門開展此類的飛行試驗(yàn)工作。為此，現(xiàn)從直升機(jī)飛行試驗(yàn)角度出發(fā)，利用某型直升機(jī)開展直升機(jī)操縱與載荷特性的飛行實(shí)測方法研究，并給出最終實(shí)測結(jié)果，供相關(guān)研究機(jī)構(gòu)和人員借鑒與參考。

1 試驗(yàn)準(zhǔn)備

1.1 飛行狀態(tài)參數(shù)確定

直升機(jī)穩(wěn)態(tài)配平飛行時(shí)的操縱特性，是研究直升機(jī)操縱量和姿態(tài)角隨前飛速度的變化規(guī)律。此時(shí)作用在直升機(jī)上的全部外力、外力矩合成為零，即處于平衡狀態(tài)，其平衡方程是總距、橫向周期變距、縱向周期變距、尾槳距、俯仰角和側(cè)傾角的非線性方程組，可表示為

f(φ7,A1,B1,φT,θ,γ)=0

(1)

式(1)中：φ7為總距；A1為橫向周期變距；B1為縱向周期變距；φT為尾槳距；θ、γ分別為直升機(jī)的俯仰角和側(cè)傾角。

為此，飛行試驗(yàn)中需測量上述6個(gè)參數(shù)。除此之外，還需測量包括直升機(jī)的飛行高度、速度、發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩、航向角、總距操縱位移、橫向操縱位移、縱向操縱位移、腳蹬操縱位移等參數(shù)以識(shí)別直升機(jī)不同飛行狀態(tài)，如表1所示。其中，序號1～10的測試參數(shù)通過抽引直升機(jī)自帶的測試信號數(shù)據(jù)獲得；序號11～14的測試參數(shù)通過加裝線位移傳感器獲得，飛行狀態(tài)參數(shù)采樣率一般情況取為16 Hz。

表1 飛行狀態(tài)參數(shù)Table 1 The flight state parameters

1.2 載荷參數(shù)確定

直升機(jī)在穩(wěn)態(tài)配平飛行時(shí)，由于受外界真實(shí)大氣環(huán)境及操縱等影響，旋翼、尾槳和傳動(dòng)系統(tǒng)等旋轉(zhuǎn)部件，在運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)產(chǎn)生持續(xù)的周期性的交變載荷。其中旋翼、尾槳槳葉主要承受揮舞彎矩、擺振彎矩、扭矩；旋翼軸承受扭矩、彎矩、軸向力；變距拉桿承受軸向力，垂尾承受彎矩。圖1～圖5為旋翼槳葉、尾槳葉、變距拉桿、旋翼軸、垂尾等部件的測載剖面。

圖1 槳葉測載剖面Fig.1 Load measurement section of rotor blade

圖2 尾槳葉測載剖面Fig.2 Load measurement section of tail rotor blade

圖3 變距拉桿測載剖面Fig.3 Load measurement section of pitch link

圖4 旋翼軸測載剖面Fig.4 Load measurement section of rotor shaft

圖5 垂尾測載剖面Fig.5 Load measurement section of vertical tail

上述載荷在飛行試驗(yàn)中是利用惠斯登電橋并通過電阻應(yīng)變計(jì)予以測量。其測量原理是應(yīng)變計(jì)將測點(diǎn)應(yīng)變轉(zhuǎn)換成應(yīng)變計(jì)電阻的變化，并以電橋的輸出電壓表征出來，最后通過將輸出電壓與標(biāo)定試驗(yàn)獲得的載荷方程聯(lián)立就能得到交變載荷。

為了確保飛行實(shí)測中對高頻成分載荷的捕獲，采樣率一般不應(yīng)低于最高階載荷分析頻率的8～12倍，并圓整歸類到2n(n為正整數(shù))。表2列出了載荷測量部件名稱、載荷屬性、組橋方式以及采樣率。

表2 載荷測量的部件、組橋方式和采樣率Table 2 Components,bridge combination and sampling rate of load measurement

圖6為測量彎矩、軸向力和扭矩的惠斯登全橋電橋的組橋連線示意圖。

BENDING為彎矩；TENSION為軸向力；TORSION為扭矩；P-、S-、P+、S+分別為惠斯登電橋的激勵(lì)電壓負(fù)極、輸出電壓負(fù)極、激勵(lì)電壓正極、輸出電壓正極圖6 全橋連線示意圖Fig.6 Schematic diagram of full bridge connection

1.3 試驗(yàn)流程

飛行實(shí)測前，需完成傳感器標(biāo)定、傳感器和測試設(shè)備加改裝、地面通電聯(lián)試和測試檢飛等一系列試驗(yàn)過程。待測試設(shè)備工作正常，試驗(yàn)數(shù)據(jù)正確有效后，方可開始飛行實(shí)測。圖7為飛行試驗(yàn)流程圖。

圖7 飛行試驗(yàn)流程圖Fig.7 Flow chart of flight test

首先，根據(jù)測試參數(shù)制訂測試任務(wù)書，包括測試目的、測試原理、測試設(shè)備、測試狀態(tài)、測試科目、測試程序、測試條件和測試要求等內(nèi)容；其次，對傳感器標(biāo)定及加裝；再次，將飛行狀態(tài)測試參數(shù)和靜部件載荷參數(shù)接入機(jī)載測試系統(tǒng)；旋翼載荷參數(shù)接入旋翼載荷測試設(shè)備與旋翼同步旋轉(zhuǎn)，尾槳載荷參數(shù)接入尾槳載荷測試設(shè)備同尾槳一同旋轉(zhuǎn)；上述3個(gè)測試設(shè)備均要求時(shí)間同步；最后，對測試參數(shù)記錄、處理與分析，得到直升機(jī)操縱與載荷特性。

圖8為測試設(shè)備的機(jī)上的位置示意圖。

圖8 測試設(shè)備機(jī)上位置示意圖Fig.8 Schematic diagram of test equipment position on the helicopter

1.4 試飛方法

采用穩(wěn)定懸停及穩(wěn)定平飛法開展飛行試驗(yàn)，選取直升機(jī)在正常起飛重量、正常重心條件下，開展了穩(wěn)定懸停及不同速度穩(wěn)定直線平飛科目的飛行試驗(yàn)。

2 操縱量和姿態(tài)角實(shí)測結(jié)果及分析

2.1 俯仰角隨前飛速度變化關(guān)系

為了便于對飛行實(shí)測操縱量及姿態(tài)角的理論分析，圖9為直升機(jī)在穩(wěn)態(tài)前飛時(shí)的力和姿態(tài)的關(guān)系[14]。本文所給的操縱量和實(shí)測結(jié)果均作了歸一處理。

TPP為旋翼槳尖平面；S-S為旋翼槳轂平面；T為旋翼拉力；H為旋翼后向力，F(xiàn)x,F為機(jī)身氣動(dòng)力在體軸系下x軸的分量，也稱為機(jī)身阻力；Fy,H為平尾產(chǎn)生的垂向力在體軸系下y軸的分量；Mz,F為機(jī)體俯仰力矩在體軸系下z軸的分量；G為直升機(jī)重力；α1s為旋翼揮舞后倒角；α1s為旋翼迎角；δ為旋翼軸前傾角圖9 直升機(jī)前飛時(shí)力及姿態(tài)的關(guān)系Fig.9 Realtionship between force and attitude of helicopter in forword flight

將圖9各力投影到槳轂平面，略去小量，可求得旋翼迎角的表達(dá)式為

(2)

將式(2)與俯仰角和旋翼迎角的關(guān)系聯(lián)立得到俯仰角的表達(dá)式為

(3)

由式(2)、式(3)可知，由于機(jī)身阻力與旋翼后向力均隨前飛速度增加而增大且旋翼軸前傾角保持不變，所以旋翼迎角也在隨速度增大。而旋翼迎角的增大使得直升機(jī)俯仰角更加前傾。

圖10為飛行實(shí)測的俯仰角隨前飛速度變化關(guān)系曲線(俯仰角抬頭為正，低頭為負(fù))。從圖10可看出，俯仰角隨前飛速度的增加而更加前傾，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

圖10 俯仰角隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.10 Relation curve of pitch angle with forward flight speed

2.2 側(cè)傾角隨前飛速度變化關(guān)系

圖11為飛行實(shí)測的側(cè)傾角隨前飛速度的變化關(guān)系曲線(側(cè)傾角左傾時(shí)為負(fù)，右傾時(shí)為正)。側(cè)傾角呈現(xiàn)明顯的隨前飛速度增加先減小后增大的變化關(guān)系。

圖11 側(cè)傾角隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.11 Change curve of roll angle with forward flight speed

將圖9各力投影到機(jī)體坐標(biāo)系y軸上，則有

Fy,V+Fy,tr-Gcos(-θ)sinγ=0

(4)

因?yàn)棣脼樾×?，所以旋翼?cè)傾角的表達(dá)式為

(5)

式(5)中：γ為旋翼側(cè)傾角；Fy,V、Fy,tr分別為垂尾側(cè)向力、尾槳拉力在體軸系y軸的分量。

由式(5)可知，影響側(cè)傾角的主要是垂尾側(cè)向力和尾槳拉力。圖12可以看出，直升機(jī)起初向左傾斜，這是駕駛員為了保持直升機(jī)平衡，左壓桿使直升機(jī)左傾斜以平衡尾槳拉力所引起的直升機(jī)右傾斜。隨著前飛速度的增加，旋翼需用功率降低，平衡旋翼反扭矩的尾槳拉力也隨之降低，當(dāng)然側(cè)傾角也應(yīng)減??；隨著前飛速度進(jìn)一步增大，尾槳拉力和垂尾側(cè)向力的快速增大，需要增大傾斜角以維持直升機(jī)的平衡，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

2.3 縱向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系

圖12給出了飛行實(shí)測的縱向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖12可以看出，縱向周期變距隨著前飛速度的增加而增大。

圖12 縱向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.12 Relation curve of longitudinal periodic pitch with forward flight speed

將圖9中的各力投影到水平面，可得

T(-α1s-αs)=Fx,F

(6)

將α1s=α10-B1代入式(6)，則

T(B1-α10-αs)=Fx,F

(7)

式中：T為旋翼拉力；B1為縱向周期變距；α1s為旋翼揮舞后倒角；α10吹風(fēng)引起的旋翼揮舞后倒角。

由于機(jī)身阻力和旋翼揮舞后倒角隨前飛速度增加而增大，此時(shí)槳尖平面越來越后倒，產(chǎn)生越來越大的抬頭力矩，為了克服阻力，保持平衡，這就要求駕駛員增大縱向周期變距，使自動(dòng)傾斜器不斷往前傾，以實(shí)現(xiàn)提升前飛速度。可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

2.4 橫向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系

圖13為橫向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖13可以看出，橫向周期變距在小速度時(shí)，是增加的；在大速度時(shí)，是減小的。

圖13 橫向周期變距隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.13 Relation curve of lateral periodic pitch with forward flight speed

橫向周期變距與旋翼的橫向揮舞系數(shù)、尾槳拉力、垂尾側(cè)向力等因素有關(guān)。由于在小速度范圍內(nèi)，直升機(jī)橫向揮舞系數(shù)隨速度的增大而增大，盡管尾槳拉力和垂尾側(cè)向力由大變小，但此時(shí)橫向揮舞系數(shù)占主導(dǎo)地位，所以橫向周期變距是增大的。而在中間速度時(shí)，橫向揮舞系數(shù)和尾槳拉力均在減小，此時(shí)橫向周期變距緩慢減??；但隨著前飛速度的進(jìn)一步增大，尾槳拉力和平尾側(cè)向力的劇增，需要使橫向周期變距增大，以保持直升機(jī)平衡，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

2.5 總距隨前飛速度的變化關(guān)系

圖14為飛行實(shí)測的總距隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖14可以看出，總距隨前飛速度增加先減小后增大，呈馬鞍形。

圖14 總距隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.14 Relation curve of collective pitch with forward flight speed

總距φ7的表達(dá)式為

(10)

式(10)中：λ1為旋翼入流比；α為槳葉翼型升力系數(shù)；Cy7為槳葉0.7R處翼型升力系數(shù)，R為旋翼槳葉的半徑；v1為誘導(dǎo)速度；為直升機(jī)質(zhì)心處速度。式(10)的第一項(xiàng)近似為常數(shù)，那么，總距φ7隨前飛速度的變化與誘導(dǎo)速度和前飛速度有關(guān)。

由于旋翼拉力不變時(shí)，隨飛行速度的增加，誘導(dǎo)速度減小，槳葉典型剖面的來流角隨之變小，為了保持一定拉力，迎角應(yīng)保持不變，那么總距隨之減小。當(dāng)前飛速度大于久航速度后，由于直升機(jī)旋翼槳盤向前傾斜，使槳葉剖面來流角增大，為了保持拉力不變，必須增加旋翼總距，因此，總距隨前飛速度的變化規(guī)律類似平飛需用功率隨前飛速度的變化，呈馬鞍形，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

2.6 尾槳距隨前飛速度的變化關(guān)系

圖15為尾槳距隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖15可以看出，尾槳距隨前飛速度的增加先減小后增大，呈馬鞍形。

圖15 尾槳距隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.15 Relation curve of tail rotor collective pitch with forward flight speed

尾槳通過其拉力平衡旋翼產(chǎn)生的反扭矩，旋翼的反扭矩隨前飛速度變化呈馬鞍形，這就要求尾槳拉力隨速度的變化也要呈馬鞍形。由于尾槳相當(dāng)于垂直放置的旋翼，其入流速度的變化應(yīng)與旋翼入流速度的變化相同，這樣勢必要求尾槳總距隨前飛速度的變化關(guān)系呈現(xiàn)馬鞍形。但是隨著前飛速度的增加，垂尾產(chǎn)生的氣動(dòng)力可以幫助尾槳平衡旋翼的反扭矩，且速度越大，效果越明顯，這時(shí)尾槳距在大速度時(shí)不像旋翼總距那樣增加很快，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

3 載荷特性分析

3.1 旋翼載荷特性分析

3.1.1 隨前飛速度變化關(guān)系

因旋翼槳葉6個(gè)剖面的揮舞彎矩、擺振彎矩飛行實(shí)測結(jié)果隨前飛速度變化關(guān)系是一致的，這里僅以槳根剖面揮舞彎矩、擺振彎矩的動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度的變化關(guān)系曲線為例予以說明，如圖16所示。

圖16 揮舞彎矩、擺振彎矩動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.16 Relation curves of dynamic component of flap bending and lag bending moment with forward flight speed

從圖16可以看出，揮舞彎矩與擺振彎矩的動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度的變化關(guān)系曲線基本一致，都是隨前飛速度增加是先增大后減小再增大。在小速度時(shí)，由于旋翼揮舞系數(shù)隨前飛速度的增加是增大的，且旋翼自身的下洗流與機(jī)身之間的存在嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾，這也是導(dǎo)致旋翼槳葉載荷增大的主要原因；但隨著前飛速度繼續(xù)增大直至久航速度區(qū)域時(shí)，由于旋翼誘導(dǎo)速度減小，旋翼需用功率減小而且此時(shí)旋翼流場與機(jī)身之間的干擾也在減弱，使得載荷動(dòng)態(tài)分量相比小速度時(shí)有所減小；隨著速度繼續(xù)增大，旋翼左右氣流不對稱現(xiàn)象進(jìn)一步加劇，旋翼需用功率和縱向周期變距的繼續(xù)增大，導(dǎo)致槳葉揮舞、擺振彎矩隨速度增加而增大?？梢妼?shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

圖17為旋翼槳葉剖面扭矩及變距拉桿軸向力的動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖17可以看出二者變化規(guī)律是一致的。分析認(rèn)為槳葉剖面扭矩是由變距拉桿軸向力經(jīng)搖臂傳遞至槳葉產(chǎn)生，二者處在同一傳力鏈路上，其變化規(guī)律同步的是符合理論分析的。

圖17 扭矩和變距拉桿軸向力動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.17 Relation curve of dynamic component of torque blade and axial force of pitch link with forward flight speed

從圖17還可以看出，二者變化曲線與總距變化曲線類似，呈馬鞍形。這是因?yàn)榭偩嗟淖兓峭ㄟ^變距拉桿來實(shí)現(xiàn)的，其在槳葉上以總距、扭矩變化來呈現(xiàn)，在變距拉桿上以軸向力變化來呈現(xiàn)。由于在小速度區(qū)域，受槳葉揮舞系數(shù)及氣動(dòng)干擾的影響，槳葉揮舞彎矩較大，引起槳葉剖面扭矩及變距拉桿在小速度區(qū)間載荷變大，而不是減小，這是槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)與變距運(yùn)動(dòng)之間的耦合所造成的。

3.1.2 沿展向位置變化關(guān)系曲線

圖18為旋翼槳葉揮舞彎矩、擺振彎矩動(dòng)、靜態(tài)分量沿槳葉展向位置變化關(guān)系曲線。由于揮舞彎矩、擺振彎矩與槳葉對應(yīng)方向彈性撓曲變形是直接相關(guān)的，從圖18可以看出，揮舞彎矩動(dòng)態(tài)分量沿展向位置變化關(guān)系反映了槳葉揮舞方向前4階固有振型變化特點(diǎn)，擺振彎矩動(dòng)態(tài)分量沿展向位置變化關(guān)系反映了擺振方向前2階振型變化特點(diǎn)?？梢妼?shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

圖18 揮舞彎矩和擺振彎矩動(dòng)態(tài)分量沿展向位置變化關(guān)系曲線Fig.18 Relation curve of dynamic component of flap bending and lag bending moment along the spanwise position

3.1.3 沿方位角變化關(guān)系曲線

圖19為3種速度下?lián)]舞彎矩與擺振彎矩隨方位角變化關(guān)系曲線。從圖19可以看出，不同速度不同剖面揮舞彎矩、擺振彎矩沿方位角變化關(guān)系基本一致。大速度相比于小速度，揮舞彎矩、擺振彎矩沿方位角變化曲線比較“干凈”。這是由于速度越小，旋翼尾流在斜后方(0°～270°)與機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾越嚴(yán)重，給旋翼附加了周期的氣動(dòng)載荷，進(jìn)而引起槳葉揮舞彎矩、擺振彎矩高頻響應(yīng)。但隨著速度增加，旋翼尾流遠(yuǎn)離機(jī)身，這種高頻成分逐漸就減弱了和消失了，曲線自然而然也就“干凈”了。

圖19 不同速度下的揮舞彎矩和擺振彎矩沿方位角變化關(guān)系曲線Fig.19 Relation curve of flap bending and lag bending moment along azimuth angle under different speed

由于揮舞彎矩都是由氣動(dòng)載荷和慣性載荷引起的，當(dāng)氣動(dòng)載荷與慣性載荷同向時(shí)，出現(xiàn)波谷；反向時(shí)，出現(xiàn)波峰。在方位角0°時(shí)，氣動(dòng)載荷與慣性載荷同向(揮舞彎矩上揮為負(fù))，由于彈性響應(yīng)滯后于激勵(lì)作用，因此在60°附近出現(xiàn)波谷；在180°由于氣動(dòng)力減弱且與慣性載荷反向，其波谷值減弱。90°附近的波谷與270°附近的峰值相對應(yīng)，由于槳葉在這兩個(gè)方位角處的慣性載荷是反向的，且90°時(shí)槳葉上揮與氣動(dòng)載荷同向，270°附近槳葉下?lián)]與氣動(dòng)載荷反向，導(dǎo)致90°附近的揮舞彎矩大于270°附近的揮舞彎矩。

擺振運(yùn)動(dòng)是槳葉在離心力場中做揮舞運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的連帶結(jié)果，盡管存在氣動(dòng)力及減擺器等因素的影響。但其整體呈現(xiàn)5次諧波的成分比較突出。這是由于擺振二階頻率即彈性一階擺振頻率比為5.5，因此5次諧波成分占優(yōu)。

3.2 尾槳載荷特性分析

圖20為尾槳葉揮舞彎矩、擺振彎矩、扭矩的動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖20可以看出，在小速度時(shí)，尾槳載荷的動(dòng)態(tài)分量隨前飛速度增加而增大，隨著速度增大至久航速度附近時(shí)，增長趨勢減緩，隨著速度進(jìn)一步增大，增長趨勢較快。分析認(rèn)為這是由于在小速度時(shí)，尾槳揮舞系數(shù)較大，相比于懸停狀態(tài)時(shí)，尾槳揮舞彎矩、擺振彎矩、扭矩有所增大是必然的。但隨著速度繼續(xù)增大，由于尾槳拉力在減小，導(dǎo)致尾槳揮舞彎矩、擺振彎矩、扭矩增長趨勢減緩；隨著前飛速度的進(jìn)一步增大，尾槳需用功率的提高以及旋翼尾跡的影響，揮舞彎矩、擺振彎矩和扭矩快速增大，可見實(shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

圖20 揮舞彎矩、擺振彎矩和扭矩動(dòng)態(tài)分量沿方位角變化關(guān)系曲線Fig.20 Relation curve of dynamic component of flap bending, lag bending and torque blade of section with forward flight speed

3.3 旋翼軸載荷特性分析

圖21為旋翼軸扭矩隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖21可以看出，旋翼軸扭矩變化關(guān)系與平飛需用功率曲線基本是一致的，呈馬鞍形。分析認(rèn)為：由于旋翼需用功率與旋翼軸扭矩成正比，且旋翼需用功率系數(shù)基本是一個(gè)常值。所以，旋翼軸扭矩與發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率隨前飛速度的變化關(guān)系曲線應(yīng)是一致的，呈馬鞍形?？梢妼?shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

圖21 旋翼軸扭矩隨前飛速度變化關(guān)系曲線Fig.21 Relation curve of rotor shaft torque with forward flight speed

3.4 垂尾彎矩特性分析

圖22為垂尾彎矩隨前飛速度變化關(guān)系曲線。從圖22可以看出，垂尾彎矩隨前飛速度增加是先減小后增大。分析認(rèn)為：垂尾彎矩的產(chǎn)生主要由兩部分力產(chǎn)生的，一個(gè)是尾槳拉力，一個(gè)是垂尾側(cè)向力，由于在小速度時(shí)尾槳拉力是由大變小的，且垂尾的側(cè)向力此時(shí)很小，所以在小速度時(shí)垂尾彎矩的變化趨勢是減小的；但隨著速度的增加，尾槳拉力及垂尾側(cè)向力的增大，垂尾彎矩也會(huì)由減小趨勢轉(zhuǎn)為增大趨勢，且隨著速度的增加，增大得越快?？梢妼?shí)測結(jié)果是符合理論分析的。

4 結(jié)論

利用飛行測試的手段，通過飛行試驗(yàn)分析研究了穩(wěn)態(tài)配平飛行時(shí)的直升機(jī)操縱與載荷特性。

(1)給出了直升機(jī)穩(wěn)態(tài)配平飛行時(shí)，操縱與載荷特性所需的測試參數(shù)和測試要求，以及飛行試驗(yàn)測試流程和試飛方法。

(2)獲取了真實(shí)飛行環(huán)境下的直升機(jī)穩(wěn)定平飛時(shí)的4個(gè)操縱量、2個(gè)姿態(tài)角及關(guān)鍵部件載荷的實(shí)測結(jié)果和變化曲線。試驗(yàn)結(jié)果表明：通過實(shí)測獲取的直升機(jī)的操縱與載荷特性是正確有效的。

(3)實(shí)測獲取的直升機(jī)的操縱與載荷特性實(shí)測結(jié)果，相比于綜合氣彈分析方法和“CFD/CSD”耦合方法最大的優(yōu)勢就是能夠真實(shí)獲取直升機(jī)在真實(shí)大氣環(huán)境中的操縱與載荷特性，這對于完善和優(yōu)化上述計(jì)算方法和技術(shù)手段，提升預(yù)估精度具有十分重要意義。