摘要：直升机进行转弯机动或导航飞行时，如果不能实现协调转弯，便会出现侧滑，使飞行阻力增大，乘坐品质变差。因此，合理设计相应的控制律，实现协调转弯功能，对改善直升机的飞行品质和操纵品质无疑具有重要的实际意义。以某直升机试飞为例，在该机上完成相关飞行状态参数、振动参数，以及载荷参数传感器的加装和校准工作；同时在该科目试飞过程中，对直升机上关键的飞行状态参数、关键振动参数和关键载荷参数进行实时监控，保证了该型直升机不可逾越速度下降转弯试飞的安全。
关键词：直升机；转弯；试飞
在实际的飞行试验中，由于无法直接测量出受扰后作用在直升机上的力和力矩，但是这部分的力和力矩是由纵向操纵力和力矩来平衡，所以常常以法向过载对纵向操纵位移的梯度（Wnzy）来间接地衡量机动稳定性的大小。通常这一速度极限值受直升机飞行时的振动水平、部件强度、操纵余量及直升机飞行品质等诸多因素的影响。VNE转弯试飞，作为一种直升机VNE试飞时的动作结束改出方法，同样受上述诸多因素的影响，而且极具风险性。
一、直升机不可逾越速度下降转弯试飞分析
该速度应小于极限俯冲速度，一般为后者的90%，在该动作过程中，直升机有大的法向过载，同时旋翼转速也可能会超转然后改出。在执行VNE 下降转弯时，采用类似的动作：首先直升机进行稳定平飞，然后以一定俯冲角进行俯冲，俯冲增速的同时调整直升机坡度，直升机协调转弯，达到直升机目标速度和坡度时适当保持，然后改平坡度，直升机改出俯冲状态，结束动作。整个动作过程中，关键的状态参数有：速度、俯仰角、滚转角、俯仰角速度、滚转角速度等。由飞行力学可知，机动飞行过程中的法向过载n 的估算表达式为：
由式可以看出，在整个VNE 下降转弯试飞过程中，大的纵向速度和大的俯仰角速度可能会导致直升机法向过载超限。
根据叶素理论分析，直升机VNE转弯过程中的桨叶气动升力。设直升机的前飞速度为V，叶素迎角和来流速度示意图可以得到桨叶单位长度气动升力计算公式为：
桨叶升力的变化也可以反映桨叶挥-摆载荷的变化。在直升机VNE大速度俯冲过程中，大的前进比μ和小的流入比λ意味着较大的桨叶载荷。进而可能会导致较大的旋翼和尾桨载荷。
1、风险分析，对直升机在整个VNE 下降转弯试飞过程中的风险分析如下：（1）在直升机改平坡度、退出俯冲动作过程中，旋翼转速和法向过载可能超限，引起直升机结构损伤；（2）直升机大速度俯冲增速过程中，旋翼和尾桨载荷变大，引起旋翼尾桨结构损伤；（3）大的旋翼动载荷传递至机体，引起直升机振动过大，影响飞行员仪表判读，飞行员操纵困难。
2、参数加装，在执行直升机VNE 下降转弯科目试飞时，较为可靠的方法为：除必须关注的飞行状态参数外，还应当对关键的载荷参数、振动参数予以实时监控，以保证试飞安全。该直升机在进行VNE下降转弯科目试飞前，完成了高度、速度、直升机姿态角、法向过载和旋翼转速等飞行状态参数测试传感器的加装。依据直升机的传力路线，即桨叶扭矩-变距拉杆轴向力、动环支臂载荷-扭力臂剪力-防扭臂剪力-不动环支臂载荷- 助力器轴力、桨叶挥舞-桨挥舞-旋翼轴弯矩和桨叶摆振- 阻尼器载荷等，确定飞行载荷测量部件和特征载荷，加装电阻应变计进行载荷测量。依据直升机动力学特性地面试验，在直升机主减速器上机匣端面，中、尾减速器壳体，驾驶员脚蹬地板上加装纵向、垂向、侧向三向振动传感器，测量上述位置的关键振动信号。
二、直升机机动稳定性的影响因素
一架直升机按迎角是否稳定，需要根据俯仰力矩对迎角变化梯度的值来确定。直升机俯仰力矩主要由旋翼、桨毂、机身以及平尾等几个主要结构来提供。
1、旋翼。悬停状态下，旋翼对机动稳定性是“中性”稳定的，然而前飞状态下，是静不稳定的。因为，前飞时，旋翼旋转平面内周向来流速度分布不均匀，迎角增加，引起旋翼左右升力增加不等，前行桨叶比后行桨叶升力增加得多，增加了桨叶向后挥舞，产生抬头力矩。同时，由于迎角增加，旋翼气动合力增加，增大了抬头力矩，导致迎角进一步增大。
2、桨毂。由于桨毂力矩正比于挥舞角的偏置量，因此，偏置量大的旋翼的迎角不稳定也更严重。显然，无铰旋翼的迎角不稳定性程度要比铰接式旋翼更为严重。
3、平尾。悬停时，平尾对机动稳定性无贡献。低速前飞时，平尾的贡献很小。前飞状态下，平尾起静稳定的作用。由于一般平尾都安装于重心之后，且具有负的安装角，产生向下的抬头力矩。机身迎角增大，平尾迎角减小，向下的气动力减小，从而产生附加的低头力矩。一般直升机在悬停和小速度状态时，对迎角是不稳定的，主要是旋翼的作用及平尾的稳定作用小。前飞速度增大，旋翼的迎角不稳定性更大，机身也越发表现出不稳定的作用，平尾的静稳定性作用变大，直升机的机动稳定性会逐渐变弱，表现为更容易达到大过载。在某个速度时，纵向静稳定性和机动稳定性可能出现反向，这种情况下，需规定不可逾越速度（Vne）来限制直升机。此外，重心相对于旋翼拉力矢量和平尾的位置也影响直升机的机动稳定性。如果重心位于旋翼之前，旋翼拉力矢量和伴随向上的阵风产生的拉力矢量后倾会产生稳定的低头力矩，而后重心情况相反。所以，对同一架直升机而言，前重心比后重心的机动稳定性要好，这也是飞行手册中列出最大允许后重心位置的原因。
三、试飞分析
某直升机VNE下降转弯试飞，在整个VNE下降俯冲过程中扭矩基本不变，对应总距基本固持。直升机顶杆进入俯冲，增速的同时直升机滚转角由0°缓慢增大到30°左右，受滚转-俯仰轴间耦合的影响，直升机俯仰角也相应变化，协调操纵保持直升机俯仰角在-5°左右。达到目标VNE速度指示空速为283km//h后，滚转角也达到30°左右，保持动作7s然后改出。整个动作过程中最大法向过载为1.29，旋翼转速未超包线，试验动作有效。
地面实时监控发现，驾驶员脚蹬地板处的垂向振动和主减速器机匣上端面垂向振动，在对应5Ω该直升机主旋翼有5片主桨叶频率下的幅值在VNE下降转弯时均有增大趋势，动作结束后振动幅值又减小至正常幅值范围，由不同的速度值下，驾驶员脚蹬地板处的垂向振动在5Ω频率下的幅值亦不相同，在状态点3对应的VNE速度下，其幅值最大。在状态点3对应的VNE速度下，主减速器上端面垂向振动在5Ω频率下的幅值亦达到最大。这主要是由该型机主桨叶5Ω频率下更多的谐波力分量传递至机体而引起的。同时，实时监控发现，在VNE下降转弯试飞过程中，主桨叶、尾桨叶部件载荷亦有增大趋势。
在该直升机VNE下降转弯试飞过程中，监控的关键飞行状态参数、关键位置振动参数和关键部件载荷参数，都呈增大趋势，但都未超出最大限制值，同时在动作结束后，上述参数又都收敛至正常范围内，最终安全完成了VNE下降转弯试飞工作。
结论
通过某直升机不可逾越速度下降转弯的试飞实例，分析了直升机VNE下降转弯试飞过程中可能存在的风险点，并提出了试飞安全监控方案。该型直升机试飞，制订了具体的试飞监控方案，保障了该型机VNE下降转弯试飞工作安全的同时，验证了理论分析的风险点的正确性。
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论文作者:徐洋
论文发表刊物:《基层建设》2019年第9期
论文发表时间:2019/8/1
标签：直升机论文; 桨叶论文; 载荷论文; 旋翼论文; 速度论文; 力矩论文; 过程中论文; 《基层建设》2019年第9期论文;