某型直升機(jī)新構(gòu)型尾槳抗側(cè)風(fēng)能力驗(yàn)證試飛

顧文標(biāo)，陳 圓，陳 敏，游洪華

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

某型直升機(jī)的老構(gòu)型尾槳由尾槳轂軸、軸套和尾槳葉等組成，在使用的過程中，暴露出使用壽命不足、使用維護(hù)復(fù)雜、可靠性偏低等問題，特別是尾槳抗側(cè)風(fēng)能力難以勝任該型機(jī)高原使用的復(fù)雜氣象環(huán)境。

按照直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范的要求，直升機(jī)應(yīng)該可以在任何方向的65km/h相對風(fēng)中進(jìn)行配平飛行，飛行員的正常操作不會受到明顯影響。而該型直升機(jī)的使用限制中，密度高度2000m以上時，任意風(fēng)向下允許懸停的最大風(fēng)速均小于規(guī)范要求。

我國高原平均海拔在3000m以上，直升機(jī)執(zhí)行高原任務(wù)時，百米高度內(nèi)的飛行時間占比很高，而高原低高度范圍內(nèi)，側(cè)風(fēng)的發(fā)生概率也較平原地區(qū)大。直升機(jī)因其自身特點(diǎn)，對外界干擾的響應(yīng)要比固定翼飛機(jī)慢，穩(wěn)定性差。在側(cè)風(fēng)條件下，直升機(jī)能夠配平的操縱裕度越大，抗側(cè)風(fēng)的能力越大。

該型直升機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力主要受操縱范圍的限制，故為提高該型機(jī)的尾槳高原抗側(cè)風(fēng)能力，同時解決使用中的各種問題，研制了新構(gòu)型尾槳，見圖1。

新構(gòu)型尾槳采用復(fù)合材料無軸承結(jié)構(gòu)，由尾槳柔性梁、槳葉翼型段、尾槳軸連接件等組成，槳葉翼型段增長，設(shè)計(jì)操縱變距范圍調(diào)整為原構(gòu)型的7%～112.83%，通過尾槳距邊界的拓展以及升力面積的增加，提高尾槳的最大推力，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)操縱裕度及抗側(cè)風(fēng)能力的提升。

新構(gòu)型尾槳裝某型機(jī)前，首先進(jìn)行結(jié)構(gòu)剛度、靜態(tài)動特性、靜力和疲勞等試驗(yàn)室試驗(yàn)，以及尾槳試驗(yàn)臺運(yùn)轉(zhuǎn)耐久性考核，未出現(xiàn)振動、強(qiáng)度等問題。經(jīng)尾槳動力學(xué)分析和壽命計(jì)算，新構(gòu)型尾槳符合裝機(jī)要求，最終須通過試飛驗(yàn)證其裝機(jī)的適應(yīng)性和性能。

圖1 新構(gòu)型尾槳

1 新構(gòu)型尾槳裝機(jī)適應(yīng)性

1.1 新構(gòu)型尾槳裝機(jī)影響

經(jīng)計(jì)算分析，海平面時，新構(gòu)型尾槳最大槳距時的推力在原構(gòu)型的基礎(chǔ)上提高了21.4%，最大起飛重量下的抗側(cè)風(fēng)能力提升不小于20%，性能優(yōu)于原構(gòu)型，同時試驗(yàn)機(jī)的爬升、前飛、轉(zhuǎn)彎等飛行性能均有提高。

由于新舊構(gòu)型尾槳在相同的槳距段提供的推力在量級上較為接近，因此裝新構(gòu)型尾槳的試驗(yàn)機(jī)平衡、操穩(wěn)特性變化不大。且尾槳換裝前后全機(jī)重量重心、轉(zhuǎn)動慣量基本相同，因此對整機(jī)強(qiáng)度和壽命(除新尾槳外)不會產(chǎn)生不良影響。

1.2 尾槳操縱線系調(diào)整

要實(shí)現(xiàn)新構(gòu)型尾槳的設(shè)計(jì)變距范圍，試驗(yàn)機(jī)的操縱線系需進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整。通過對操縱系統(tǒng)及尾槳參數(shù)分析，可采用調(diào)整尾操縱系統(tǒng)腳蹬限位釘?shù)姆绞絹韺?shí)現(xiàn)。將限位釘?shù)母叨冉档?，低距狀態(tài)下尾槳操縱組件向尾槳葉方向移動約0.35mm，高距狀態(tài)下尾槳向尾減速器方向移動約3mm。

尾槳操縱線系調(diào)整后存在兩處操縱線系與機(jī)體結(jié)構(gòu)干涉的情況：

1)尾槳操縱長拉桿與尾減速器前支座的干涉，原操縱線系狀態(tài)下，兩者最小間隙8mm，調(diào)整后的最小間隙小于3mm，不滿足設(shè)計(jì)要求。

為了保證兩者之間的間隙足夠，需將尾減前支座支撐腳由內(nèi)向尾槳外擴(kuò)5mm。尾減前支座為非承力結(jié)構(gòu)件，擴(kuò)孔后，支座的最小寬度為16mm(另一側(cè)寬度為12mm)，經(jīng)過強(qiáng)度評估，強(qiáng)度裕度遠(yuǎn)大于1，可以保證試飛安全。在試飛過程中，為確保安全，每個試飛架次加強(qiáng)對前支座的檢查。

2)尾操縱搖臂與尾減速器安裝耳片加強(qiáng)筋干涉。

為了解決干涉，對原狀態(tài)搖臂進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計(jì)更改，將搖臂上與尾減加強(qiáng)筋的干涉面挖出R5圓弧，同時將搖臂連尾槳端兩個側(cè)面的加強(qiáng)筋內(nèi)陷設(shè)計(jì)(為了減重)更改為兩側(cè)無內(nèi)陷平齊原加強(qiáng)筋的斜面設(shè)計(jì)，見圖2。

圖2 尾操縱搖臂設(shè)計(jì)更改

通過仿真分析，更改設(shè)計(jì)后的結(jié)構(gòu)可避免最大尾槳距時與機(jī)身結(jié)構(gòu)間的運(yùn)動干涉。

更改設(shè)計(jì)后的尾操縱搖臂新件進(jìn)行了地面試裝和操縱檢查，功能滿足使用要求，整個操縱行程無干涉。

為了確保新?lián)u臂的裝機(jī)安全，對搖臂進(jìn)行靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度分析。

操縱搖臂為中間孔鉸支，兩側(cè)支臂端(耳片)承受剪切力的受力形式，其中長支臂承受來自腳蹬(助力器)的操縱力，短支臂承受來自尾槳葉的鉸鏈力，長、短支臂(更改區(qū)域在短支臂上)均承彎，應(yīng)力以彎曲應(yīng)力為主，外角邊為拉應(yīng)力，內(nèi)角邊(含更改區(qū)域)壓應(yīng)力。

增加尾槳距后最大設(shè)計(jì)載荷為6575N，力臂44mm。更改后區(qū)域的結(jié)構(gòu)截面積較更改前大，利用工程計(jì)算方法獲得更改前更改對應(yīng)區(qū)域的彎曲應(yīng)力為114.7MPa，更改后對應(yīng)區(qū)域的彎曲應(yīng)力為95MPa，即截面應(yīng)力水平降低，可以滿足靜強(qiáng)度的要求。

由于材料相似，加工工藝接近，應(yīng)力水平略有下降，因此設(shè)計(jì)更改后的新結(jié)構(gòu)件疲勞壽命與更改前相當(dāng)。

截面特性在更改后略有下降，結(jié)構(gòu)的抗彎剛度下降約2.6%，剛度下降幅度很小，引起的變形增量相對于尾槳操縱線系的間隙，可以忽略。

故更改設(shè)計(jì)后的搖臂由于截面積的增加，雖然挖出R5圓弧，但結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度變化幅度很小，對結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、操縱等影響不大，可以裝機(jī)使用。

2 新構(gòu)型尾槳抗側(cè)風(fēng)能力驗(yàn)證

對應(yīng)新構(gòu)型的尾槳的最大槳距，尾減速器的最大使用功率需要增加58.4%，然而尾減速器的最大許用功率僅驗(yàn)證到原構(gòu)型許用功率的139.8%，經(jīng)設(shè)計(jì)評估，允許試驗(yàn)機(jī)尾減功率放開至原構(gòu)型的116.5%使用。平原地區(qū)該功率對應(yīng)的尾槳距為最大槳距的94.8%，若要在最大需用功率不大于功率限制的前提下實(shí)現(xiàn)最大尾槳距的驗(yàn)證，需在3000m海拔高度的機(jī)場實(shí)施。

在確保試飛安全的前提下驗(yàn)證新構(gòu)型尾槳的能力，對試飛進(jìn)行如下設(shè)計(jì)：

1)地面運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)，驗(yàn)證新構(gòu)型尾槳的裝機(jī)適應(yīng)性以及載荷、振動情況。

2)平原地區(qū)試飛，檢查未放開尾槳距時，新構(gòu)型尾槳的懸?？箓?cè)風(fēng)能力，通過載荷和振動分析，確定試飛安全性。

3)高原地區(qū)放開尾槳距前試飛，確定槳距放開臨界點(diǎn)對應(yīng)的抗側(cè)風(fēng)速度。

4)高原地區(qū)放開尾槳距，最大抗側(cè)風(fēng)性能邊界拓展，確定尾槳的最大能力。

瞬態(tài)側(cè)風(fēng)這種特殊情況，因直升機(jī)操縱無法及時響應(yīng)，故尾槳僅考核持續(xù)穩(wěn)定側(cè)風(fēng)條件下的懸停抗側(cè)風(fēng)能力，可采用直升機(jī)左、右側(cè)飛的方式來模擬連續(xù)風(fēng)條件下尾槳的最大能力。

試驗(yàn)機(jī)在某段右側(cè)飛速度范圍內(nèi)(俯視旋翼為順時針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)機(jī)身推力尾槳)，尾槳可能陷入渦環(huán)，如果不能及時改出，存在因蹬舵失靈直升機(jī)旋轉(zhuǎn)中墜地的風(fēng)險(xiǎn)。

尾槳進(jìn)入渦環(huán)時，流場紊亂會導(dǎo)致尾槳拉力出現(xiàn)較大幅度的變化，呈明顯的周期性，而且會引起直升機(jī)偏航角速度的振蕩。飛行員一旦發(fā)現(xiàn)異常，應(yīng)及時進(jìn)行航向操縱調(diào)整，退出側(cè)飛狀態(tài)。

試驗(yàn)機(jī)試驗(yàn)試飛過程中，通過測試機(jī)上的載荷、振動和飛行參數(shù)，并結(jié)合地面遙測安全監(jiān)控來保證試飛的安全。

2.1 地面運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)[1]

為了驗(yàn)證新構(gòu)型尾槳與試驗(yàn)機(jī)各系統(tǒng)的協(xié)調(diào)性、匹配性，運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)下尾槳的振動、載荷情況，以及尾槳對整機(jī)的影響，新構(gòu)型尾槳裝機(jī)后，進(jìn)行地面運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)，其中大重量中小功率地面運(yùn)轉(zhuǎn)時間占80%，大中小三個重量大功率懸停時間占20%。

試驗(yàn)過程中，對尾槳載荷、尾減速器和座艙等振動進(jìn)行實(shí)時監(jiān)控，檢查直升機(jī)各系統(tǒng)工作情況和操穩(wěn)特性。

若載荷量級和振動水平正常，結(jié)構(gòu)裝機(jī)狀態(tài)完好，則通過首飛[1]和檢飛，確定新構(gòu)型尾槳裝機(jī)試飛的安全性，進(jìn)入抗側(cè)風(fēng)正式科目的試飛。

2.2 平原地區(qū)試飛驗(yàn)證[3]

首飛科目包括懸停、前后飛、左右側(cè)飛、左右回轉(zhuǎn)以及起落航線飛行等，從地面安全監(jiān)控中發(fā)現(xiàn)，在進(jìn)行懸停右回轉(zhuǎn)和坡度超過20°的右轉(zhuǎn)彎時，尾槳葉載荷幅值以及尾減速器機(jī)匣上的振動量級急劇增大，且頻率成份由1Ω變?yōu)?Ω，見圖3。不排除尾槳受旋翼渦流影響，出現(xiàn)了結(jié)構(gòu)固有頻率與氣動激振力耦合的情況。

圖3 右轉(zhuǎn)彎時的載荷曲線及頻譜

由于尾槳的工作頻率成份由1Ω變?yōu)?Ω，故載荷小時限制值需等比下折。正式科目安排時，盡量避免懸停右回轉(zhuǎn)和右轉(zhuǎn)彎飛行，左、右側(cè)飛交叉進(jìn)行，速度從5kt開始以5kt的間隔逐步拓展到20kt，然后左側(cè)飛拓展，最后右側(cè)飛拓展。一旦發(fā)現(xiàn)異常，及時中止試飛。

左右側(cè)飛最大速度(地速)均拓展到35kt?？紤]到場站風(fēng)速，實(shí)際速度約30kt(15.4m/s)左右，新構(gòu)型尾槳在尾槳距未放開前，懸?？箓?cè)風(fēng)能力與原構(gòu)型尾槳相當(dāng)。

經(jīng)過對載荷數(shù)據(jù)的分析，各種側(cè)飛速度下，尾槳葉、變距拉桿的載荷幅值均小于5h限制線。如尾槳葉255mm剖面5h限制為58Nm，實(shí)際最大載荷幅值小于25Nm。各振動測量點(diǎn)的振動水平與原構(gòu)型尾槳相當(dāng)，載荷與振動未出現(xiàn)類似懸停右回轉(zhuǎn)和右轉(zhuǎn)彎飛行時的增大現(xiàn)象。

最大右側(cè)飛速度時，橫向操縱余量46%，縱向操縱余量26%，最大左側(cè)飛速度時，橫向操縱余量24%，縱向操縱余量37%，尾槳距余量6%，左右側(cè)飛總距余量在50%～55%，見表1。

表1 不同速度左側(cè)飛時的操縱量

從試飛數(shù)據(jù)看，尾槳距放開后(槳距增加12.3%)，尾槳距操縱余量仍有18.3%，總距和周期變距也有較大余量，因此，新構(gòu)型尾槳的最大左側(cè)飛能力有較大的潛力。

2.3 高原地區(qū)試飛驗(yàn)證

2.3.1 發(fā)動機(jī)功率限制

根據(jù)計(jì)算分析，高原試驗(yàn)機(jī)最大起飛重量、正常重心配置下，左、右側(cè)飛腳蹬操縱余量均大于10%，試飛中正常柔和操縱，發(fā)動機(jī)不會進(jìn)入最大起飛功率區(qū)域。

與試驗(yàn)機(jī)相同型號的一架直升機(jī)在同地區(qū)試飛，懸停時發(fā)動機(jī)剛進(jìn)入最大起飛功率。試驗(yàn)機(jī)此次試飛重量較其輕80kg，且氣溫要更低，出了過渡速度進(jìn)入側(cè)飛后直升機(jī)的需用功率會明顯下降，因此即使進(jìn)入起飛功率，也不超于5min的使用限制。

2.3.2 驗(yàn)證試飛

高原地區(qū)共試飛3.5h，其中地面尾槳操縱行程檢查、檢飛、槳距拓展臨界點(diǎn)速度檢查各0.5h，中、大兩種起飛重量，正常重量左右側(cè)飛至最大速度各1h。

1)槳距拓展臨界點(diǎn)的進(jìn)入速度

在原構(gòu)型最大槳距的100%～112.8%范圍內(nèi)，試驗(yàn)機(jī)相應(yīng)的操縱特性和載荷、振動水平均未知，因此需要獲得進(jìn)入該槳距范圍時的臨界速度。在進(jìn)行最大槳距拓展飛行時，一旦到達(dá)該臨界點(diǎn)速度，便由飛行員控制后續(xù)速度點(diǎn)的拓展幅度，避免出現(xiàn)一次性操縱過量導(dǎo)致的試飛風(fēng)險(xiǎn)。

首先安排小重量的臨界速度試飛，再安排任務(wù)重量的臨界速度試飛。

2)地面尾槳操縱行程檢查

獲得槳距拓展臨界點(diǎn)速度后，更改設(shè)計(jì)后的新?lián)u臂裝機(jī)，通過打磨腳蹬限位塊的方式進(jìn)行尾槳操縱行程放開操作。

為了防止打磨量超出設(shè)計(jì)值，同時檢查整個操縱線系與機(jī)體結(jié)構(gòu)是否存在運(yùn)動干涉，腳蹬限位塊的打磨過程中需要對尾槳操縱行程進(jìn)行測量驗(yàn)證。

試驗(yàn)機(jī)采用柔性操縱線系，停車狀態(tài)下，線系的間隙無法消除，因此采用地面開車后關(guān)車，利用液壓系統(tǒng)的短時間蓄壓功能進(jìn)行腳蹬極限位置驗(yàn)證。驗(yàn)證操縱行程滿足設(shè)計(jì)要求后，進(jìn)入裝機(jī)后的檢飛，進(jìn)一步確認(rèn)新?lián)u臂的裝機(jī)適應(yīng)性。

3)中重量、正常重心邊界拓展

中等重量下的最大槳距邊界拓展試飛采用先小速度后大速度，循序漸進(jìn)的方式，試飛過程中飛行員若感覺品質(zhì)和振動難以接受，立刻改出。

高槳距試飛時視情采用分段試飛的方式，即尾槳距接近最大槳距的90%～100%之間時，退出著陸，對振動和載荷數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，再給出下一步的放飛結(jié)論。

4)任務(wù)重量最大速度左右側(cè)飛

中重量邊界拓展結(jié)束后，執(zhí)行任務(wù)重量下最大速度的左、右側(cè)飛?？紤]到高原缺少靜風(fēng)條件，試飛采用往返側(cè)飛，并使用風(fēng)速儀記錄現(xiàn)場風(fēng)況，利用矢量投影法修正風(fēng)向和風(fēng)速對側(cè)飛速度結(jié)果的影響。

從試飛測試數(shù)據(jù)來看，任務(wù)重量最大速度左右側(cè)飛均超過35kt以上，尾槳結(jié)構(gòu)載荷數(shù)據(jù)正常，未超5h壽命限制，全機(jī)振動水平無異常。

新構(gòu)型尾槳距放開后，最大抗側(cè)風(fēng)能力較老構(gòu)型增加了50%以上[4]，滿足直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范的相關(guān)要求。

3 結(jié)論

1)尾槳技術(shù)變更影響分析和適應(yīng)性檢查從技術(shù)上為試飛安全提供了保障。

2)根據(jù)到綜合試驗(yàn)機(jī)實(shí)際能力，在平原地區(qū)進(jìn)行最大左、右側(cè)飛試飛，可以掌握新構(gòu)型尾槳載荷、振動等特性的變化規(guī)律，指導(dǎo)尾槳距放開后的飛行驗(yàn)證。

3)高原尾槳距放開前臨界速度的摸底試飛可避免出現(xiàn)操縱過量可能對飛行的影響。

4)基于載荷、振動、品質(zhì)等參數(shù)的安全性評估，制定槳距放開后邊界拓展方式，實(shí)現(xiàn)了最大側(cè)飛能力的驗(yàn)證。

5)右轉(zhuǎn)彎或回轉(zhuǎn)時尾槳的工作頻率發(fā)生變化，需對其動力學(xué)特性進(jìn)行重新評估。