直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)試飛驗(yàn)證

李永壽

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院， 西安 710089)

在直升機(jī)研制中，過(guò)載系數(shù)通常指基本設(shè)計(jì)重量所對(duì)應(yīng)直升機(jī)重心處的法向過(guò)載。最大過(guò)載系數(shù)與直升機(jī)的用途密切相關(guān)，是直升機(jī)設(shè)計(jì)的重要參數(shù)之一。它既決定了直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的載荷,又是直升機(jī)機(jī)動(dòng)性好壞的重要標(biāo)志[1]，更是試飛考核驗(yàn)證的重要戰(zhàn)技指標(biāo)之一。

俯沖拉起是獲得直升機(jī)最大過(guò)載系數(shù)的有效方法，是在直升機(jī)對(duì)稱(chēng)面內(nèi)以規(guī)定空速進(jìn)行平飛或俯沖，急劇后拉桿并產(chǎn)生規(guī)定過(guò)載的機(jī)動(dòng)飛行。文獻(xiàn)[2-3]對(duì)其試飛方法進(jìn)行了詳細(xì)介紹，但僅涉及了有動(dòng)力情況下直升機(jī)的最大過(guò)載系數(shù)驗(yàn)證方法，而對(duì)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)驗(yàn)證方法沒(méi)有涉及。所謂自轉(zhuǎn)飛行就是直升機(jī)無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)功率輸入的特殊飛行狀態(tài)，近些年隨著文獻(xiàn)[4]對(duì)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)限制值做出了明確規(guī)定，亟須在直升機(jī)飛行試驗(yàn)中對(duì)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)予以驗(yàn)證。

文獻(xiàn)[4-6]中規(guī)定了軍用直升機(jī)若干典型的嚴(yán)重受載飛行狀態(tài)，其中自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起是驗(yàn)證直升機(jī)自轉(zhuǎn)情況下最大過(guò)載系數(shù)的最為合適的試飛科目。該科目是直升機(jī)在自轉(zhuǎn)飛行時(shí)規(guī)避障礙物進(jìn)行拉起并產(chǎn)生一定過(guò)載系數(shù)的一種機(jī)動(dòng)飛行科目。目的是考核直升機(jī)在無(wú)動(dòng)力機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下產(chǎn)生規(guī)定過(guò)載系數(shù)的能力，以驗(yàn)證直升機(jī)在無(wú)動(dòng)力情況下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是安全可靠的。目前，該科目尚未在中國(guó)直升機(jī)型號(hào)飛行試驗(yàn)中開(kāi)展試飛，這是因?yàn)樵摽颇吭趯?shí)際飛行中伴隨著非常大的風(fēng)險(xiǎn)，主要體現(xiàn)在以下方面。

(1)自轉(zhuǎn)過(guò)程中，后拉桿過(guò)快，易引起結(jié)構(gòu)載荷超限，導(dǎo)致關(guān)鍵部件結(jié)構(gòu)損傷，嚴(yán)重時(shí)會(huì)出現(xiàn)旋翼槳葉打到尾梁現(xiàn)象，造成直升機(jī)損傷的風(fēng)險(xiǎn)。

(2)自轉(zhuǎn)過(guò)程中，若速度控制不當(dāng)，直升機(jī)就會(huì)以較大的下降率下降，如安全高度不夠，存在觸地風(fēng)險(xiǎn)，危及飛行安全。

(3)自轉(zhuǎn)過(guò)程中，若速度控制不當(dāng)，容易引起直升機(jī)整機(jī)振動(dòng)水平加大，導(dǎo)致飛行員對(duì)儀表判讀困難，影響飛行安全。

(4)自轉(zhuǎn)過(guò)程中，直升機(jī)機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性差，若出現(xiàn)dig-in現(xiàn)象易導(dǎo)致過(guò)載超限及直升機(jī)操縱改出困難。

(5)自轉(zhuǎn)過(guò)程中，旋翼可用升力相比有動(dòng)力時(shí)低，執(zhí)行俯沖拉起時(shí)容易造成旋翼升力衰減，存在直升機(jī)失速的風(fēng)險(xiǎn)。

為此，建立一種安全可行的自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起的試飛方法，是驗(yàn)證直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行最大過(guò)載系數(shù)的關(guān)鍵。針對(duì)此問(wèn)題，首先，從直升機(jī)最大過(guò)載系數(shù)理論估算模型入手，分析影響最大過(guò)載系數(shù)的關(guān)鍵因素；其次，通過(guò)模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛得出的直升機(jī)下降率隨前飛速度變化關(guān)系，確定自轉(zhuǎn)情況俯沖拉起的初始試驗(yàn)高度和自轉(zhuǎn)進(jìn)入速度；再次，通過(guò)對(duì)俯沖拉起操縱輸入特點(diǎn)分析，研究前、后縱向重心位置對(duì)過(guò)載系數(shù)的影響，以確定自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起的直升機(jī)縱向重心位置；最后，給出開(kāi)展自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起試飛科目的試驗(yàn)條件、方法、步驟、風(fēng)險(xiǎn)和安全措施，并通過(guò)實(shí)際飛行試驗(yàn)驗(yàn)證方法的可行性和正確性。

1 最大過(guò)載系數(shù)理論估算數(shù)學(xué)模型

在直升機(jī)研制中，過(guò)載系數(shù)n通常是指基本設(shè)計(jì)重量所對(duì)應(yīng)直升機(jī)重心處的法向過(guò)載，是直升機(jī)設(shè)計(jì)中非常重要的參數(shù)，直接影響直升機(jī)重量、性能和安全。過(guò)載系數(shù)是由旋翼拉力Tr、機(jī)身升力TF、平尾升力TH和短翼升力Twi之和與直升機(jī)重量G之比所得[7]，即

(1)

對(duì)于單旋翼帶尾槳直升機(jī)，盡管直升機(jī)的機(jī)身、平尾、短翼對(duì)過(guò)載系數(shù)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(diǎn)討論旋翼對(duì)過(guò)載系數(shù)的影響。

直升機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的過(guò)載與旋翼槳葉剖面氣動(dòng)特性、直升機(jī)的重量、重心、飛行速度、駕駛員的操縱動(dòng)作(即操縱量、操縱規(guī)律、操縱速率)或外界的擾流(即突風(fēng)的大小和方向)等因素有關(guān)。同時(shí)，過(guò)載系數(shù)的大小還受振動(dòng)水平、噪聲、機(jī)身姿態(tài)以及直升機(jī)不穩(wěn)定性等因素限制[1]。因此，如何確定過(guò)載系數(shù)是個(gè)復(fù)雜的問(wèn)題。由于過(guò)載系數(shù)受多種因素的影響，把這些因素全考慮進(jìn)去是不可能的，通常采用如式(2)進(jìn)行估算[7]，這種方法簡(jiǎn)便、可靠。

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

式中：nmax為最大過(guò)載系數(shù)；下標(biāo)n表示產(chǎn)生nmax時(shí)的值；下標(biāo)t表示平衡狀態(tài)時(shí)的值；a0為平均錐度角，(°)；B為葉端損失系數(shù)；μ為前進(jìn)比；CY,max為翼型最大升力系數(shù)；Ω為旋翼轉(zhuǎn)速，rad/s；σ為槳葉實(shí)度；CT為拉力系數(shù)。

在飛行試驗(yàn)中，假設(shè)在產(chǎn)生nmax時(shí)μn、a0,n均變化不大，那么式(2)可改寫(xiě)為

(7)

式(7)能夠?qū)χ鄙龣C(jī)最大過(guò)載系數(shù)予以簡(jiǎn)單估算，同時(shí)也可分析影響最大過(guò)載系數(shù)的關(guān)鍵因素。

通過(guò)式(7)，得到有助于分析影響最大過(guò)載系數(shù)因素的結(jié)論如下：

(1)CY,max越大，nmax越大；由CY,max的表達(dá)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(xiàn)來(lái)確定(CT/σ)max。

圖1 CT/σ隨前進(jìn)比μ的變化曲線(xiàn)Fig.1 Curve of CT/σ changing with μ

(2)Ωn/Ωt越大，nmax越大。

(3)若認(rèn)為T(mén)r≈G，由式(6)可知道，直升機(jī)越輕，旋翼轉(zhuǎn)速越高、槳葉實(shí)度σ越大，則(CT/σ)t越小，nmax越大。

2 過(guò)載影響因素分析

當(dāng)直升機(jī)進(jìn)入飛行試驗(yàn)階段，此時(shí)旋翼槳葉是設(shè)計(jì)參數(shù)是確定的，即槳葉的CY,max和實(shí)度σ也是確定的。為此，在飛行試驗(yàn)階段，驗(yàn)證自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)時(shí)，便不需考慮CY,max和實(shí)度σ的影響，但在槳葉設(shè)計(jì)階段應(yīng)予以重點(diǎn)考慮。

通過(guò)最大過(guò)載系數(shù)理論估算數(shù)學(xué)模型[式(7)]，分析影響n(yōu)max的主要因素包括：

(1)旋翼轉(zhuǎn)速。正常的旋翼轉(zhuǎn)速在直升機(jī)的總體設(shè)計(jì)時(shí)是確定的，然而在機(jī)動(dòng)飛行過(guò)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(zhuǎn)速高于或低于正常旋翼轉(zhuǎn)速。旋翼轉(zhuǎn)速對(duì)過(guò)載的影響規(guī)律是：轉(zhuǎn)速越高、過(guò)載系數(shù)越大。由式(7)可知，不同旋翼轉(zhuǎn)速間過(guò)載系數(shù)轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(8)

(2)飛行高度。飛行高度改變，是通過(guò)大氣密度ρ的改變來(lái)影響n(yōu)max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(shí)的過(guò)載為n0，則某一高度的過(guò)載值nH[1,7]為

(9)

式(9)中：ρH為壓力高度為H時(shí)的大氣密度；ρ0為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣密度。

(3)飛行重量。直升機(jī)飛行時(shí)，飛行重量并不都是基本設(shè)計(jì)重量，但根據(jù)旋翼產(chǎn)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(guò)載系數(shù)轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(10)

式(10)中：下標(biāo)1表示對(duì)應(yīng)基本設(shè)計(jì)重量；下標(biāo)2表示對(duì)應(yīng)某一重量?？梢?jiàn)，重量越小，過(guò)載系數(shù)就越大。

(4)飛行速度及俯仰角速率。根據(jù)直升機(jī)飛行力學(xué)導(dǎo)出的過(guò)載系數(shù)表達(dá)式為

(11)

通過(guò)前面的分析，確定合適的飛行重量、高度、速度、旋翼轉(zhuǎn)速是開(kāi)展自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起試飛科目的關(guān)鍵影響因素，其直接影響最大過(guò)載系數(shù)的產(chǎn)生。

3 自轉(zhuǎn)飛行

直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行是無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)功率輸入的特殊飛行狀態(tài)，它和直升機(jī)有動(dòng)力飛行一樣，需要消耗能量來(lái)克服旋翼的型阻、機(jī)身廢阻，并帶動(dòng)附件工作，其能量來(lái)源于旋翼在相對(duì)來(lái)流過(guò)程中的風(fēng)車(chē)效應(yīng)。在自轉(zhuǎn)下滑過(guò)程中，旋翼受相對(duì)來(lái)流驅(qū)動(dòng)，將直升機(jī)高度勢(shì)能轉(zhuǎn)化為旋翼旋轉(zhuǎn)動(dòng)能，來(lái)提供旋翼升力和帶動(dòng)相應(yīng)附件工作。Johnson[8]、王適存[9]詳細(xì)介紹了直升機(jī)失去動(dòng)力后的自轉(zhuǎn)飛行情況，王鶴等[10]對(duì)直升機(jī)自轉(zhuǎn)試驗(yàn)及安全特性進(jìn)行了介紹。

通常直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行包括三個(gè)階段，分別是自轉(zhuǎn)進(jìn)入、穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下降和自轉(zhuǎn)著陸，圖2給出了直升機(jī)典型自轉(zhuǎn)著陸過(guò)程示意過(guò)程。

圖2 直升機(jī)典型自轉(zhuǎn)著陸過(guò)程示意圖Fig.2 Schematic diagram of typical helicopter autorotation landing process

在開(kāi)展自轉(zhuǎn)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(jī)自轉(zhuǎn)下降率隨前飛速度的關(guān)系。在實(shí)際飛行試驗(yàn)中，由于真正的直升機(jī)自轉(zhuǎn)下滑試飛要求關(guān)閉全部發(fā)動(dòng)機(jī)，具有較大的風(fēng)險(xiǎn)性，目前一般采用模擬自轉(zhuǎn)下滑來(lái)進(jìn)行自轉(zhuǎn)飛行的研究。模擬自轉(zhuǎn)下滑是指直升機(jī)在空中處于慢車(chē)狀態(tài)，此時(shí)直升機(jī)旋翼與主減速器脫開(kāi)。直升機(jī)模擬自轉(zhuǎn)下滑與實(shí)際的自轉(zhuǎn)下滑飛行的區(qū)別是帶有很小的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，但此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率非常小，對(duì)試飛結(jié)果不會(huì)產(chǎn)生很大的影響[11]。

試飛方法就是在安全試驗(yàn)高度(一般自轉(zhuǎn)飛行的試驗(yàn)初始高度不應(yīng)低于壓力高度1 500 m)，選擇七八個(gè)速度點(diǎn)為自轉(zhuǎn)下滑進(jìn)入速度，進(jìn)行穩(wěn)定直線(xiàn)配平飛行6 s，將左右發(fā)動(dòng)機(jī)置于慢車(chē)狀態(tài)，同時(shí)調(diào)整總距，保持旋翼轉(zhuǎn)速在無(wú)動(dòng)力旋翼轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，對(duì)直升機(jī)進(jìn)行操縱，保持直升機(jī)姿態(tài)、自轉(zhuǎn)下滑進(jìn)入速度、下降率及旋翼轉(zhuǎn)速不變，進(jìn)入穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。當(dāng)直升機(jī)穩(wěn)定下滑至安全離地高度后，將左右發(fā)動(dòng)機(jī)置于正常飛行狀態(tài)，同時(shí)操縱直升機(jī)退出自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。為了確保試驗(yàn)安全，直升機(jī)退出自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)時(shí)的最低安全試驗(yàn)高度應(yīng)不低于1 000 m。

飛行試驗(yàn)中，自轉(zhuǎn)飛行時(shí)下降率是飛行重量、飛行速度、大氣密度和旋翼轉(zhuǎn)速的函數(shù)，表達(dá)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(zhuǎn)速，r/min。

根據(jù)高度隨時(shí)間變化求下降率的表達(dá)式為

(13)

式(13)中，Hp為壓力高度，m；TH為試驗(yàn)高度Hp處絕對(duì)溫度，K；TS為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的絕對(duì)溫度，取288.15 K。

通過(guò)模擬自轉(zhuǎn)下滑飛行試驗(yàn)，最終得到某型直升機(jī)基本設(shè)計(jì)重量的自轉(zhuǎn)下降率隨前飛速度的變化曲線(xiàn)(數(shù)據(jù)做歸一化處理)，如圖3所示。

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

由式(11)可知，開(kāi)展自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起科目時(shí)，為更容易獲得最大過(guò)載系數(shù)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(yàn)的最大速度或80%無(wú)動(dòng)力不可逾越速度中的較小者作為自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起科目的參考速度。這也符合國(guó)軍標(biāo)中“規(guī)定的飛行速度應(yīng)為不帶功率的最小下降率的前飛速度與不帶功率時(shí)的最大飛行速度”中的任一中間速度時(shí)的配平飛行空速。

這里需要強(qiáng)調(diào)的是，自轉(zhuǎn)下滑過(guò)程中，自轉(zhuǎn)旋翼轉(zhuǎn)速直接影響著直升機(jī)安全。過(guò)大的旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)使旋翼的需用功率增大。為了保證穩(wěn)定的自轉(zhuǎn)下滑，直升機(jī)單位時(shí)間的勢(shì)能損失就需增大，以滿(mǎn)足增大的旋翼需用功率，這會(huì)造成直升機(jī)下降率增大，危及直升機(jī)安全。過(guò)小的旋翼轉(zhuǎn)速，也會(huì)引起下降率的增大，同時(shí)，旋翼所儲(chǔ)備的旋轉(zhuǎn)動(dòng)能小，也不利于自轉(zhuǎn)飛行。因此，直升機(jī)在自轉(zhuǎn)狀態(tài)下滑時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速應(yīng)控制在規(guī)定的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)。

4 俯沖拉起

俯沖拉起是直升機(jī)最重要的受載狀態(tài)之一，它通常使旋翼及其支撐結(jié)構(gòu)、中機(jī)身承受最嚴(yán)重受載情況。其在直升機(jī)對(duì)稱(chēng)面內(nèi)以規(guī)定空速進(jìn)行平飛或俯沖，急劇后拉桿并產(chǎn)生規(guī)定過(guò)載的機(jī)動(dòng)飛行。對(duì)于每個(gè)給定空速，重心處的過(guò)載應(yīng)符合過(guò)載包線(xiàn)值，旋翼轉(zhuǎn)速在正常旋翼轉(zhuǎn)速包線(xiàn)范圍內(nèi)。

俯沖拉起時(shí)的操縱輸入比較復(fù)雜，由于自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起是在模擬自轉(zhuǎn)情況下做的俯沖拉起試飛科目，這就不允許進(jìn)行明顯的總距操縱，因此，自轉(zhuǎn)飛行情況下僅適合單獨(dú)拉桿操縱以獲取規(guī)定的過(guò)載系數(shù)。后拉桿時(shí)，槳盤(pán)后倒，槳盤(pán)迎角增加，同時(shí)旋翼后向力和槳轂俯仰力矩亦增加，從而使直升機(jī)產(chǎn)生抬頭的俯仰運(yùn)動(dòng)和垂直運(yùn)動(dòng)。由于直升機(jī)俯仰慣性阻尼比較大，后拉駕駛桿需一段時(shí)間才能達(dá)到過(guò)載峰值。通常，大型直升機(jī)時(shí)間長(zhǎng)些，而小型直升機(jī)要短些。圖4所示拉桿后過(guò)載系數(shù)與最大過(guò)載系數(shù)比n/nmax隨時(shí)間的變化。圖5所示為同樣拉桿量時(shí)過(guò)載系數(shù)隨前進(jìn)比μ的變化曲線(xiàn)，可以發(fā)現(xiàn)：

圖4 后拉桿時(shí)過(guò)載系數(shù)隨是隨時(shí)間的變化曲線(xiàn)Fig.4 Change of overload coefficient with the pull stick

圖5 相同拉桿量時(shí)過(guò)載系數(shù)隨前進(jìn)比的變化曲線(xiàn)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(jié)論是一致的。

(2)后重心的μ-n曲線(xiàn)高于前重心的μ-n曲線(xiàn)，這是因?yàn)椋?dāng)重心在旋翼軸前方時(shí)，前重心時(shí)旋翼拉力產(chǎn)生的低頭力矩增量，使槳盤(pán)迎角相對(duì)減小，拉力相對(duì)減小，載荷相對(duì)較小。而后重心則剛剛相反，使過(guò)載增大。

(3)前重心時(shí)，為產(chǎn)生規(guī)定的過(guò)載值，必須施加比后重心更大的操縱量。

綜上分析，自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起宜選用后重心，這樣相對(duì)更容易獲取最大過(guò)載系數(shù)nmax。

5 自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起試飛方法設(shè)計(jì)

最大過(guò)載系數(shù)是直升機(jī)使用方最為關(guān)注的戰(zhàn)技指標(biāo)之一，通常均要通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。其驗(yàn)證飛行屬于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試飛的范疇，是直升機(jī)的最嚴(yán)重受載情況，必須遵守循序漸進(jìn)、先易后難的原則，以保證飛行安全。

自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起是驗(yàn)證直升機(jī)在無(wú)動(dòng)力自轉(zhuǎn)情況下，以規(guī)定的旋翼轉(zhuǎn)速范圍和自轉(zhuǎn)下滑速度，在規(guī)定時(shí)間內(nèi)后拉操縱桿退出陡下滑的機(jī)動(dòng)飛行，隨之產(chǎn)生一定的法向過(guò)載系數(shù)。其過(guò)載系數(shù)在規(guī)范中要求如下：在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)時(shí)的旋翼最大轉(zhuǎn)速，過(guò)載系數(shù)限制值為2.0。

下面介紹自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起試飛方法。

5.1 試驗(yàn)條件

通過(guò)前面過(guò)載系數(shù)影響因素分析，在飛行試驗(yàn)中應(yīng)選取如表1所示的試驗(yàn)條件，試驗(yàn)場(chǎng)地的壓力高度為380 m。

5.2 試飛方法

步驟1直升機(jī)在規(guī)定試驗(yàn)高度和規(guī)定自轉(zhuǎn)下滑進(jìn)入速度穩(wěn)定直線(xiàn)配平飛行6 s。

表1 試驗(yàn)條件Table 1 Test conditions

步驟2保持飛行速度不變，柔和調(diào)整總距，控制直升機(jī)進(jìn)入模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)，同時(shí)保持旋翼轉(zhuǎn)速在無(wú)動(dòng)力最小旋翼轉(zhuǎn)速到無(wú)動(dòng)力最大旋翼轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，穩(wěn)定模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

步驟3在穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)下進(jìn)行適當(dāng)勻速后拉桿操縱，操縱位移1～2 cm，使直升機(jī)產(chǎn)生一定法向過(guò)載系數(shù)。

步驟4將左右發(fā)動(dòng)機(jī)置于正常飛行狀態(tài)，同時(shí)操縱直升機(jī)退出自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

步驟5直升機(jī)爬升到初始試驗(yàn)高度，重復(fù)步驟1～4，其中，每次后拉桿的操縱量都在上一次試驗(yàn)基礎(chǔ)上增加1 cm。

步驟6達(dá)到規(guī)定的法向過(guò)載系數(shù)，試驗(yàn)結(jié)束。

5.3 安全措施

由于該科目在實(shí)際飛行中伴隨著非常大的風(fēng)險(xiǎn)，為此需要制訂如下安全措施，以確保飛行試驗(yàn)安全：①試驗(yàn)中嚴(yán)格遵守自轉(zhuǎn)飛行的過(guò)載限制值；②試驗(yàn)中后拉桿切記不要過(guò)猛過(guò)量，防止過(guò)載和旋翼轉(zhuǎn)速超限；③執(zhí)行自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起時(shí)，拉桿要柔和，注意控制直升機(jī)俯仰姿態(tài)；④試驗(yàn)中注意控制安全高度；⑤試驗(yàn)全過(guò)程需實(shí)時(shí)監(jiān)控飛行安全。

6 飛行試驗(yàn)及結(jié)果評(píng)定

6.1 試飛實(shí)施過(guò)程

根據(jù)前面給出的試飛方法，在某型試驗(yàn)機(jī)上開(kāi)展了自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起飛行試驗(yàn)，實(shí)施過(guò)程如下：圖6所示為試驗(yàn)關(guān)鍵參數(shù)時(shí)間歷程曲線(xiàn)。

步驟1壓力高度Hp=2 500 m，以表速Vi為80%無(wú)動(dòng)力不可逾越速度穩(wěn)定配平飛行至少6 s。

步驟2保持飛行速度不變，柔和調(diào)整總距，控制直升機(jī)進(jìn)入模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)，同時(shí)保持旋翼轉(zhuǎn)速在無(wú)動(dòng)力旋翼轉(zhuǎn)速范圍內(nèi),使直升機(jī)處于穩(wěn)定模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

步驟3在目標(biāo)高度，為了防止旋翼轉(zhuǎn)速過(guò)度變化，進(jìn)行勻速后拉桿操縱，直升機(jī)過(guò)載逐漸增大。

步驟4待接近目標(biāo)過(guò)載值時(shí)，隨后頂桿及協(xié)調(diào)操縱，直升機(jī)過(guò)載系數(shù)出現(xiàn)峰值。

步驟5恢復(fù)直升機(jī)姿態(tài)，提距改出模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

從圖6可以看出，直升機(jī)自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起清晰的分為六個(gè)階段：配平飛行段、自轉(zhuǎn)進(jìn)入段、穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下降段、帶桿拉起段、頂桿退出段和自轉(zhuǎn)下滑退出段。

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

通過(guò)飛行試驗(yàn)曲線(xiàn)，可以看出在穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下降段，總距Wf放置較低的位置，發(fā)動(dòng)機(jī)總扭矩QT降至最低，直升機(jī)已經(jīng)進(jìn)入穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑，隨后駕駛員進(jìn)行后拉桿操縱Wy，總距保持不動(dòng)，直升機(jī)的俯仰角θ、俯仰角速率q隨之變大，直升機(jī)過(guò)載逐漸增大，待直升機(jī)后拉桿操縱達(dá)到要求的操縱量后，駕駛員頂桿操縱，直升機(jī)過(guò)載系數(shù)nz出現(xiàn)峰值達(dá)到1.51，整個(gè)駕駛桿的操縱量都在操縱行程范圍內(nèi)，見(jiàn)圖7。

在整個(gè)飛行過(guò)程中，直升機(jī)工作正常，飛行員反應(yīng)良好，飛行狀態(tài)參數(shù)均處在正常范圍之內(nèi)，試驗(yàn)圓滿(mǎn)完成。

圖7 過(guò)載系數(shù)nz與縱向操縱位移Wy的飛行時(shí)間歷程曲線(xiàn)Fig.7 Flight time history curve of overload coefficient and longitudinal control displacement

6.2 最大過(guò)載系數(shù)換算

最大過(guò)載系數(shù)的影響因素，主要包括飛行重量、高度和旋翼轉(zhuǎn)速等，將式(8)～式(10)聯(lián)立，可得到將飛行實(shí)測(cè)過(guò)載系數(shù)nf試驗(yàn)結(jié)果轉(zhuǎn)換至基本設(shè)計(jì)重量G、海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的過(guò)載系數(shù)表達(dá)式為

(14)

式(14)中：G0為基本設(shè)計(jì)重量；Gf為飛行實(shí)際重量；Ωf為飛行時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速；Ωmax為110%旋翼額定轉(zhuǎn)速。

由圖7可知，飛行試驗(yàn)中過(guò)載系數(shù)nf最大達(dá)到1.51，此時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速Gf為105%旋翼額定轉(zhuǎn)速，此時(shí)飛行高度為Hp=2 500 m，對(duì)應(yīng)的ρH/ρ0=0.793，直升機(jī)實(shí)際飛行重量Gf為基本設(shè)計(jì)重量的98.7%。

6.3 過(guò)載系數(shù)規(guī)律分析

此次試驗(yàn)中，還研究了過(guò)載系數(shù)隨帶桿量、旋翼轉(zhuǎn)速變化關(guān)系，驗(yàn)證了式(8)和式(11)的過(guò)載系數(shù)表達(dá)式的正確性。

圖8給出了自轉(zhuǎn)飛行時(shí)，相同拉桿速率、不同帶桿量與過(guò)載系數(shù)百分比(占無(wú)動(dòng)力最大過(guò)載系數(shù)2.0的百分比)的關(guān)系曲線(xiàn)。過(guò)載系數(shù)與帶桿量之間呈現(xiàn)線(xiàn)性關(guān)系，這是因?yàn)橄嗤瑤U速率，帶桿量越大，俯仰角速率越大，過(guò)載系數(shù)越大，與式(11)的理論分析結(jié)果一致。

圖8 過(guò)載系數(shù)隨拉桿量關(guān)系曲線(xiàn)Fig.8 Relation curve of overload coefficient with pull rod quantity

圖9給出了自轉(zhuǎn)情況下，旋翼轉(zhuǎn)速與過(guò)載系數(shù)百分比(占無(wú)動(dòng)力最大過(guò)載系數(shù)2.0的百分比)的關(guān)系曲線(xiàn)。隨旋翼轉(zhuǎn)速的增加，過(guò)載系數(shù)越大，呈現(xiàn)明顯的拋物線(xiàn)增長(zhǎng)趨勢(shì)，與式(8)的理論分析結(jié)果一致。

圖9 過(guò)載系數(shù)隨旋翼轉(zhuǎn)速變化關(guān)系曲線(xiàn)Fig.9 Relation curve of overload coefficient with rotor speed

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

6.4 強(qiáng)度評(píng)估

考慮到自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起時(shí)，旋翼軸作為主要承力傳力部件，對(duì)其結(jié)構(gòu)載荷的動(dòng)、靜載荷進(jìn)行了評(píng)估。圖10給出了自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起時(shí)旋翼軸彎矩時(shí)間歷程曲線(xiàn)，可以看出在自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起時(shí)旋翼槳轂上會(huì)產(chǎn)生較大的俯仰滾轉(zhuǎn)力矩，引起旋翼軸承受的彎矩載荷也隨之增大，其峰值達(dá)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(jié)構(gòu)強(qiáng)度裕度充分，自身結(jié)構(gòu)是安全。

6.5 結(jié)果評(píng)定

試飛結(jié)果表明，自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起試飛獲得的過(guò)載系數(shù)達(dá)到了2.06，滿(mǎn)足國(guó)軍標(biāo)要求自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)2.0。

7 結(jié)論

建立了一種安全可行的自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起的試飛方法，成功驗(yàn)證了直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)。

(1)本文通過(guò)直升機(jī)最大過(guò)載系數(shù)理論估算模型分析給出了影響最大過(guò)載系數(shù)若干關(guān)鍵因素及各因素與過(guò)載系數(shù)的物理關(guān)系。

(2)通過(guò)模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛方法得出的直升機(jī)下降率隨前飛速度變化關(guān)系，確定自轉(zhuǎn)情況的俯沖拉起的初始試驗(yàn)高度不應(yīng)低于壓力高度2 500 m，以及自轉(zhuǎn)進(jìn)入速度為試驗(yàn)最大速度的80%。

(3)分析了適用于自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起的單獨(dú)后拉桿操縱輸入特點(diǎn)，研究了直升機(jī)縱向重心位置對(duì)過(guò)載影響，確定自轉(zhuǎn)情況俯沖拉起的適宜縱向重心位置應(yīng)為后重心。

(4)通過(guò)對(duì)最大過(guò)載系數(shù)影響因素的分析，在模擬自轉(zhuǎn)下滑和俯沖拉起成熟的試飛方法基礎(chǔ)上，科學(xué)設(shè)計(jì)了自轉(zhuǎn)情況下的俯沖拉起試飛方法，包括試驗(yàn)條件、方法步驟、安全措施。

(5)采用本文給出的自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起試飛方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行最大過(guò)載系數(shù)的試飛驗(yàn)證，獲得了過(guò)載系數(shù)隨拉桿量、旋翼轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系曲線(xiàn)，與理論分析結(jié)果一致，方法正確可行。

通過(guò)直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行的最大過(guò)載系數(shù)試飛驗(yàn)證方法研究，成功實(shí)施了自轉(zhuǎn)情況下俯沖拉起飛行試驗(yàn)，所掌握和獲取的試飛方法和寶貴的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，一方面對(duì)后續(xù)直升機(jī)型號(hào)開(kāi)展此類(lèi)科目提供了方法參考，另一方面對(duì)試飛工程師和試飛員的理論和駕駛技術(shù)培訓(xùn)具有較高的科學(xué)研究和推廣應(yīng)用價(jià)值。