航空物探直升機(jī)振動(dòng)條款適航驗(yàn)證方法研究

尹中偉 林長亮 張思奇 趙春狀 王剛

摘要：直升機(jī)振動(dòng)條款的適航驗(yàn)證主要考核在合適的速度和功率狀態(tài)下，直升機(jī)的每一個(gè)部件均沒有過度振動(dòng)，保證機(jī)上各系統(tǒng)工作正常，確保飛行安全。結(jié)合某航空物探直升機(jī)對適航條款CCAR-29-R1.251和AC 29-2C.251的具體驗(yàn)證過程，從節(jié)約條款驗(yàn)證成本和提高審定工作效率的角度出發(fā)，提出了基于有限元的相似性分析與飛行試驗(yàn)相結(jié)合的驗(yàn)證方法，驗(yàn)證結(jié)果得到了民航審查代表的認(rèn)可，為其他改進(jìn)改型類直升機(jī)的振動(dòng)條款適航驗(yàn)證工作提供參考。

關(guān)鍵詞：振動(dòng)；適航；直升機(jī)；航空物探；驗(yàn)證方法；有限元

中圖分類號：V223文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.11.012

振動(dòng)問題是直升機(jī)的典型特征，控制振動(dòng)水平至合理范圍是直升機(jī)設(shè)計(jì)過程中的重要工作內(nèi)容[1]。由于航遙物探構(gòu)型的直升機(jī)需要加裝大量的任務(wù)設(shè)備，對原機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性產(chǎn)生較大影響，進(jìn)一步加大了機(jī)體振動(dòng)水平的控制難度。

我國的適航條例從美國的適航條例轉(zhuǎn)化而來[2]，中國民用航空局對民用飛行器進(jìn)行適航審查時(shí)需要驗(yàn)證的各項(xiàng)條款做了基礎(chǔ)性的規(guī)定，但多數(shù)條款要求的較為寬泛，對驗(yàn)證方法和試驗(yàn)細(xì)節(jié)描述也不夠詳盡，通常需要針對某項(xiàng)條款要求，研究確定具體的驗(yàn)證過程和合格判據(jù)，如孫金波[3]研究了航空座椅動(dòng)態(tài)要求符合性的驗(yàn)證方法，劉艷等[4]和李天為等[5]對民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)的適航鑒定試驗(yàn)方法進(jìn)行了研究，朱日興等[6]則分析了民用飛機(jī)防火系統(tǒng)的適航審定技術(shù)，給出了可接受的符合性驗(yàn)證方法和試驗(yàn)判據(jù)。

民用直升機(jī)進(jìn)行適航審查需要驗(yàn)證的振動(dòng)條款為《運(yùn)輸類旋翼航空器適航規(guī)定（CCAR-29）》第251條，其只給出了“沒有過度振動(dòng)”[7]這一基本要求，沒有明確具體的振動(dòng)水平合格標(biāo)準(zhǔn)值和試驗(yàn)驗(yàn)證流程，增加了該振動(dòng)條款的驗(yàn)證工作難度。

本文以某航遙物探構(gòu)型的民用直升機(jī)為對象，研究了振動(dòng)條款的驗(yàn)證方法，保證該型機(jī)適航審定工作順利進(jìn)行，也可為其他改進(jìn)改型類直升機(jī)的振動(dòng)條款適航驗(yàn)證工作提供參考。

1條款驗(yàn)證方法

適航條款CCAR-29.25條對民用直升機(jī)振動(dòng)水平的規(guī)定為“在每一種合適的速度和功率下，旋翼航空器的每一部件必須沒有過度的振動(dòng)”。相較于軍用直升機(jī)明確規(guī)定的0.05～0.1g[8]具體振動(dòng)水平值來講，這一要求就顯得較為寬泛，同時(shí)，為進(jìn)一步幫助適航審定人員和申請人更好地理解條款內(nèi)容，并準(zhǔn)確地表明其符合性，美國聯(lián)邦航空局（FAA）制定的咨詢通告（AC 29-2C）[9]。同時(shí)，中國民用航空局對其進(jìn)行了組織翻譯。

針對振動(dòng)條款，AC 29-2C要求，應(yīng)通過飛行試驗(yàn)來表明符合性，需進(jìn)行8種極限狀態(tài)的振動(dòng)飛行試驗(yàn)。其中，前4項(xiàng)為無動(dòng)力自轉(zhuǎn)狀態(tài)，后4項(xiàng)為有動(dòng)力飛行狀態(tài)。8種極限狀態(tài)具體如下：（1）在標(biāo)牌上的最小旋翼轉(zhuǎn)速下以1.11VNE（AR）自轉(zhuǎn)；（2）在標(biāo)牌上的最大旋翼轉(zhuǎn)速下以1.11VNE（AR）自轉(zhuǎn)；（3）在無動(dòng)力最小設(shè)計(jì)限制旋翼轉(zhuǎn)速下以VNE（AR）自轉(zhuǎn)；（4）在無動(dòng)力最大設(shè)計(jì)限制旋翼轉(zhuǎn)速下以VNE（AR）自轉(zhuǎn)；（5）在有動(dòng)力最小旋翼轉(zhuǎn)速下以1.11VNE前飛；（6）在有動(dòng)力最大旋翼轉(zhuǎn)速下以1.11VNE前飛；（7）在有動(dòng)力最大旋翼轉(zhuǎn)速下以VNE作30°側(cè)傾左右轉(zhuǎn)彎；（8）在有動(dòng)力最小旋翼轉(zhuǎn)速下以VNE作30°側(cè)傾左右轉(zhuǎn)彎。

通常來講，對于完全新研的直升機(jī)，需要嚴(yán)格按照AC 29-2C要求，完成上述8種狀態(tài)的飛行振動(dòng)試飛來證明直升機(jī)對振動(dòng)條款的符合性。完成此項(xiàng)工作不但具有一定的試飛風(fēng)險(xiǎn)性，而且對試飛員的技術(shù)要求較高，甚至需要雇用外籍飛行員來完成試飛工作，大大增加了適航成本和審定周期。該航遙物探構(gòu)型直升機(jī)（簡稱航遙型機(jī)）是由已完成適航審定認(rèn)證的某型直升機(jī)（以下簡稱基本型機(jī)）升級改裝而來，具體包含以下三個(gè)方面：換裝更高性能的發(fā)動(dòng)機(jī)；直升機(jī)航電系統(tǒng)；加裝航空物探設(shè)備（見圖1）。

影響飛行狀態(tài)的關(guān)鍵參數(shù)，如發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械功率限制、旋翼轉(zhuǎn)速控制規(guī)律、旋翼系統(tǒng)均與基本型相同。此外，航遙型機(jī)的機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)沿用基本型機(jī)，換發(fā)和加裝作業(yè)設(shè)備后整機(jī)質(zhì)量增加了約210kg，僅占機(jī)體總質(zhì)量4.83%，且大質(zhì)量設(shè)備均處于機(jī)體重心附近，對機(jī)體振動(dòng)的影響可以忽略不計(jì)。CCAR-29.1條（f）將B類旋翼航空器定義為最大質(zhì)量等于或小于9080kg（20000lb）和客座量等于或小于9座的旋翼航空器。而經(jīng)分析計(jì)算和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，加裝的作業(yè)設(shè)備后，該航遙型機(jī)的B類起飛距離與基本型相當(dāng)，起飛質(zhì)量和爬升率略有下降。

基于此，出于節(jié)約適航條款驗(yàn)證成本和提高審定工作效率考慮，準(zhǔn)備通過相似性分析和有限元仿真計(jì)算相結(jié)合的方法表明4種無動(dòng)力飛行狀態(tài)的振動(dòng)條款符合性。同時(shí)，對于該航遙型機(jī)來講，其發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)采用雙通道EECU進(jìn)行自動(dòng)調(diào)節(jié)，不存在最大旋翼轉(zhuǎn)速和最小旋翼轉(zhuǎn)速的差異，因此振動(dòng)條款要求的4種有動(dòng)力飛行狀態(tài)的旋翼轉(zhuǎn)速是一致的，準(zhǔn)備通過下述三種狀態(tài)的飛行試驗(yàn)來驗(yàn)證有動(dòng)力飛行狀態(tài)的振動(dòng)條款符合性，具體如下：在有動(dòng)力下以1.11VNE前飛；在有動(dòng)力下以VNE作30°側(cè)傾左轉(zhuǎn)彎；在有動(dòng)力下以VNE作30°側(cè)傾右轉(zhuǎn)彎。此外，對于條款中沒有明確要求振動(dòng)水平合格標(biāo)準(zhǔn)值的問題，經(jīng)與民航局方審查代表溝通，決定以試飛員評語為主，參照國內(nèi)某型號軍用直升機(jī)關(guān)鍵部位振動(dòng)合格標(biāo)準(zhǔn)值（0.2g）為輔的方案來判定振動(dòng)條款是否通過驗(yàn)證。

2無動(dòng)力飛行狀態(tài)驗(yàn)證

經(jīng)過上述整機(jī)結(jié)構(gòu)相似性分析，換發(fā)不會影響4種無動(dòng)力飛行狀態(tài)，且加裝作業(yè)設(shè)備對飛行性能和重心的影響很小，可以采用有限元分析計(jì)算的方法驗(yàn)證無動(dòng)力自轉(zhuǎn)飛行狀態(tài)。全機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析需要在全機(jī)動(dòng)特性分析和槳轂交變載荷預(yù)估的基礎(chǔ)上進(jìn)行。建立全機(jī)有限元?jiǎng)恿W(xué)模型（見圖2），采用綜合氣彈分析法[10]預(yù)測槳轂中心的交變載荷，將旋翼激振頻率4Ω（23.75Hz）對應(yīng)的載荷幅值和相位施加在槳轂中心位置。

首先，用所建的全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型分析了航遙型機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)動(dòng)特性，并與基本型機(jī)的地面激振試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，見表1?？梢钥闯?，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)值吻合度較好，誤差在5%以內(nèi)，根據(jù)參考文獻(xiàn)[1]、參考文獻(xiàn)[8]、參考文獻(xiàn)[10]、參考文獻(xiàn)[11]，可以認(rèn)為該仿真模型的準(zhǔn)確性符合要求，可以進(jìn)行振動(dòng)響應(yīng)分析。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[12]，選取的振動(dòng)水平預(yù)測點(diǎn)如下：X600框、駕駛員腳蹬、駕駛員座椅、X3205框、X4630框、主減速器平臺、發(fā)動(dòng)機(jī)支架、尾梁對接、平尾根部和端部、尾部末端。

由于前4種無動(dòng)力自轉(zhuǎn)狀態(tài)中，第2種狀態(tài)“在標(biāo)牌上的最大旋翼轉(zhuǎn)速下以1.11VNE（AR）自轉(zhuǎn)”對應(yīng)的旋翼轉(zhuǎn)速和自轉(zhuǎn)速度最大，分別為420r/min和277km/h。此時(shí)，槳轂中心的交變載荷最大，對應(yīng)的機(jī)體振動(dòng)響應(yīng)也應(yīng)最大，圖3給出了該種狀態(tài)下，預(yù)測點(diǎn)處的Z向振動(dòng)水平計(jì)算值。可見，振動(dòng)水平最大值出現(xiàn)在駕駛員腳蹬處，為0.14g，小于與民航代表約定的標(biāo)準(zhǔn)值，屬于可接受的合理范圍。

3有動(dòng)力飛行狀態(tài)驗(yàn)證

采用飛行實(shí)測的方法驗(yàn)證后4種有動(dòng)力飛行狀態(tài)，選取的重心狀態(tài)如下：（1）以1.11VNE前飛：最小試驗(yàn)質(zhì)量3748kg，后極限重心3.919m；（2）以VNE作30°側(cè)傾左/右轉(zhuǎn)彎：最大起飛質(zhì)量4248kg，后極限重心3.948m。

試驗(yàn)機(jī)艙外安裝對氣動(dòng)外形有較大影響的磁探桿、晶體箱和航空相機(jī)假件，艙內(nèi)機(jī)柜采用配重形式。

根據(jù)上述選定的振動(dòng)水平預(yù)測點(diǎn)，布置加速度傳感器，圖4給出了部分預(yù)測點(diǎn)處的傳感器粘貼情況。

圖5給出了“以1.11VNE前飛”和“以VNE作30°側(cè)傾左/右轉(zhuǎn)彎”兩種情況下預(yù)測點(diǎn)處Z向振動(dòng)水平的飛行試驗(yàn)測試值，圖5中1～14號預(yù)測點(diǎn)依次代表位置如下：600框、駕駛員腳蹬、駕駛員座椅、3205框、4630框、左發(fā)動(dòng)機(jī)支架、右發(fā)動(dòng)機(jī)支架、尾梁對接、尾梁左端、尾梁左根、尾梁右根、尾梁右端、尾部末端和主減平臺。

可見，最大的振動(dòng)值為0.187g，屬于可接受的合理范圍。同時(shí)，試飛員具體評語為“試飛過程中，直升機(jī)工作正常，未感到異常振動(dòng)”。綜合試飛員評價(jià)和振動(dòng)實(shí)測值，認(rèn)為有動(dòng)力飛行狀態(tài)下，直升機(jī)沒有過度的振動(dòng)，各系統(tǒng)工作正常，符合CCAR-29.251條的要求。

4結(jié)束語

本文研究了直升機(jī)振動(dòng)條款適航驗(yàn)證方法，對CCAR-29.251和AC 29-2C.251“振動(dòng)”條款內(nèi)容進(jìn)行解析，結(jié)合某航遙物探構(gòu)型直升機(jī)實(shí)際情況，給出了基于有限元的相似性分析與飛行試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的驗(yàn)證思路。在節(jié)約驗(yàn)證成本的同時(shí)，驗(yàn)證結(jié)果得到了適航審查代表的認(rèn)可，為今后開展其他改進(jìn)改型直升機(jī)振動(dòng)條款適航驗(yàn)證提供有效參考。

參考文獻(xiàn)

[1]韓東.直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)[M].北京：科學(xué)出版社， 2020. HanDong.Helicopterstructuraldynamics[M].Beijing： Science Press， 2020. （in Chinese）

[2]白康明，李巖，張?jiān)矫?民機(jī)適航審定與標(biāo)準(zhǔn)化[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量， 2007（6）： 25-29. BaiKangming，LiYan，ZhangYuemei. Airworthiness certification and standardization of civil aircraft[J]. Aeronautic Standardization & Quality， 2007（6）： 25-29. （in Chinese）

[3]孫金波.基于動(dòng)態(tài)沖擊試驗(yàn)的通勤類飛機(jī)座椅符合性驗(yàn)證技術(shù)[J].科技與產(chǎn)業(yè)， 2021， 21（4）： 284-289. Sun Jinbo. Compliance demonstration technology for commuter aircraftseatbasedondynamicimpacttest[J].Science Technology and Industry， 2021， 21（4）： 284-289. （in Chinese）

[4]劉艷，陳經(jīng)緯. C919民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)鑒定試驗(yàn)環(huán)境設(shè)計(jì)[J/ OL]. [2021-05-26]. https： //kns. cnki. net /kcms /detail/ 61. 1479. V. 20210506. 1722. 002. html. Liu Yan， Chen Jingwei. Environment design of qualification test of C919 civil aircraft flight control system [J/OL]. [2021-05-26]. https： // kns. cnki. Net / kcms / detail / 61. 1479. V. 20210506. 1722.002.html.（in Chinese）

[5]李天為，石鵬飛，劉宏明.基于適航安全的民用飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)考慮[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2021， 32（3）： 21-28. Li Tianwei， Shi Pengfei， Liu Hongming. Architecture design consideration of fly-by-wire flight control system for civil aircraft based on airworthiness and safety[J]. Aeronautical Science & Technology，2021， 32（3）： 21-28. （in Chinese）

[6]朱日興，朱兆優(yōu).民用飛機(jī)防火系統(tǒng)適航審定技術(shù)分析與研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究， 2021（1） ： 123-127. Zhu Rixing， Zhu Zhaoyou. Research on the airworthiness certification technology of fire protection system for civil aircraft[J]. Civil Aircraft Design and Research， 2021（1）： 123-127. （in Chinese）

[7]中國民用航空局. CCAR-29-R1運(yùn)輸類旋翼飛行器適航規(guī)定[S].北京：中國民用航空局， 2002. CAAC. CCAR-29-R1Certification of transport category rotorcraft： [S]. Beijing： CAAC， 2002. （in Chinese）

[8]張曉谷.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社， 1995. Zhang Xiaogu. Helicopter dynamics design[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 1995. （in Chinese）

[9]AC29-2C Advisory Circular[S]. Washington，DC：Federal AviationAdministration，2014.

[10]夏雙滿，林長亮，張?bào)w磊，等.典型飛行狀態(tài)槳轂交變載荷和機(jī)體振動(dòng)水平預(yù)估[J].科學(xué)技術(shù)與工程， 2021，21（8）： 3387-3392. Xia Shuangman， Lin Changliang， Zhang Tilei， et al. Prediction of hub alternating loads and airframe vibration response in typicalflightconditions[J].ScienceTechnologyand Engineering， 2021，21（8）： 3387-3392. （in Chinese）

[11]林長亮，夏雙滿，張?bào)w磊，等.剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)在直升機(jī)減振上的應(yīng)用研究[J].振動(dòng)工程學(xué)報(bào)，2019，32（6）：950-955. Lin Changliang， Xia Shuangman， Zhang Tilei， et al. Adjustable stiffness structure application in helicopter vibration reduction[J]. Journal of Vibration Engineering， 2019，32（6）：950-955. （in Chinese）

[12]吳希明.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)工程設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社， 2017. Wu Ximing. Engineering design of helicopter dynamics[M]. Beijing：Aviation Industry Press， 2017. （in Chinese）

Research on Airworthiness Verification Method for Aerogeophysical Helicopter Vibration Clause

Yin Zhongwei1，Lin Changliang1，Zhang Siqi2，Zhao Chunzhuang1，Wang Gang1

1. AVIC Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150066，China

2. Aviation Military Representative Office of the Representative Bureau of Army Armament Department in Harbin

Region，Harbin 150066，China

Abstract： Main assessment of airworthiness verification of helicopter vibration clause is that each part of the rotorcraft must be free from excessive vibration under each appropriate speed and power condition in order to ensure the normal operation of all systems on board and flight safety. By introducing the specific verification process for CCAR-29-R1.251 and AC29-2C.251 of an aerogeophysical helicopter， a verification method combining similarity analysis based on finite element analysis with flight test is proposed， which can save the cost of verification and improve the efficiency of validation. The civil aviation review representative has approved the verification results. The verification method in this paper can provide reference for the verification on vibration terms of other modified helicopters.

Key Words： vibration； airworthiness； helicopter； aerogeophysical； verification method； finite element analysis