于　琦

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

利用軌跡融合法獲取直升機起降臨界決斷點

于琦

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

摘要:為了有效規(guī)避傳統(tǒng)直升機起降臨界決斷點試飛方法固有的風(fēng)險,將試飛分解為近地面的全發(fā)起降軌跡確認試驗和在回避區(qū)以外較高的安全高度上不同發(fā)動機失效點的單發(fā)失效加速性試驗,然后對以上試驗獲取的水平距離-高度軌跡進行融合疊加,獲得了直升機的起降臨界決斷點結(jié)果。使用某型直升機進行了試飛驗證,結(jié)果表明該方法具有較好的工程應(yīng)用效果。

關(guān)鍵詞:直升機; 飛行試驗; 適航性

0引言

起降臨界決斷點(CDP)驗證試飛是民用直升機進行A類適航符合性驗證的重要科目。通常在申請的機場環(huán)境下,雙發(fā)直升機采用一發(fā)慢車或關(guān)車模擬單發(fā)失效(OEI),分別在可重復(fù)的起飛和著陸機動中完成中斷起飛/繼續(xù)起飛或繼續(xù)著陸/中斷著陸機動,以驗證CDP的位置[1]。該科目試飛存在一定的風(fēng)險,其主要原因是直升機發(fā)動機的可用功率有限,導(dǎo)致直升機的加速響應(yīng)較慢,且距離地面特別近,容易出現(xiàn)直升機觸地,這就要求試飛員對直升機的飛行狀態(tài)判斷準確,處置動作及時到位。

直升機的CDP位置是用離地高度(Hr)和校準空速(Vc)表達的。其位置是由在發(fā)動機失效點(EFP)前一刻的直升機可用能量(EPT)及在EFP后加速至起飛安全速度(Vtoss)過程中的能量損耗(ELS)之比決定的。由此設(shè)想:設(shè)定不同能量狀態(tài)的EFP將試驗動作進行分割,分別在真實場高進行全發(fā)(AEO)起飛和著陸試驗,在安全高度進行多個EFP上的OEI加速性試驗,依次獲得EPT和ELS;然后將以上兩個階段的直升機飛行軌跡在必要的換算后進行融合處理,以適航標準中規(guī)定的最低安全限制條件作為臨界結(jié)果,進而反推出直升機CDP的位置。

為驗證本文方法的可行性,以某大型直升機為試驗機,分別針對開闊機場條件和平臺機場條件設(shè)計了試驗動作,使用雙發(fā)限制功率模擬OEI開展了CDP試飛,以驗證該方法的可行性。

1試驗方法設(shè)計

直升機CDP試飛中的飛行軌跡應(yīng)處于直升機回避區(qū)之外,獲得回避區(qū)邊界是本試驗狀態(tài)點選取的前提條件?；乇軈^(qū)的試飛方法參見文獻[2],本文不做贅述。常規(guī)的CDP試飛方法由連貫的AEO起降動作和某一點后的符合操縱要求的持續(xù)OEI加速動作組成,直至在最低安全離地高度(Hsf)以上獲得Vtoss為止[3]。

本試驗選定若干能量由高到低的EFP點將常規(guī)的CDP試飛動作分割為兩部分:一組進行正常起降飛行軌跡的確認;另一組在安全高度完成單發(fā)加速性試驗。前者給出了AEO起降過程中由水平位移(L)和Hr表達的軌跡,并建立起降過程中Vc與Hr之間的關(guān)系,用以支持后一組加速性試飛OEI起始位置的選取。后者試飛的目的是獲取不同能量狀態(tài)的OEI加速飛行中的加速距離(Lac)與高度損失(ΔHr)之間的關(guān)系。

將Lac-ΔHr軌跡換算至起降場高度的標準值,依據(jù)文獻[1]中有關(guān)直升機加速過程中最小安全高度和應(yīng)急功率使用時間限制作為邊界條件,將L-Hr與Lac-ΔHr進行疊加融合,可反推獲得CDP的位置。

圖1　軌跡融合法的直升機CDP試驗流程Fig.1　Helicopter CDPs test process with the superposition of paths

2直升機全發(fā)起降軌跡確定

根據(jù)已有的直升機回避區(qū)邊界選擇安全起降通道,使用試驗機分別實施開闊機場和直升機平臺條件下的AEO起飛和著陸動作,通過建立相對穩(wěn)定的Vc-Hr關(guān)系,獲得可重復(fù)的直升機起降軌跡[3]。

2.1開闊機場起降軌跡

在開闊機場,直升機AEO起飛采用可以兼顧起飛效能(有效載重)和減少對機場依賴程度的地效內(nèi)增速起飛方式。首先保持直升機垂直離地高度2.5 m,在地效進行懸停;然后一直保持在地效內(nèi)的高度進行增速前飛,將速度由0一直增加至35 m/s左右,同時飛行高度從離地高度2.5 m增加到8 m;最后待達到Vtoss約35 m/s后,直升機保持前飛速度,增距并帶桿轉(zhuǎn)入爬升,直至飛越障礙高度,完成起飛。

通過測試數(shù)據(jù)可獲得起飛軌跡的Vc-Hr關(guān)系,如圖2所示。著陸軌跡中Vc-Hr測試結(jié)果如圖3所示。

圖2　開闊機場AEO正常起飛Vc-Hr曲線Fig.2　Curve of Vc-Hr path of AEO runway takeoff

圖3　開闊機場AEO著陸Vc-Hr曲線Fig.3　Curve of Vc-Hr path of AEO runway landing

直升機在開闊機場的AEO著陸采用的是連續(xù)消速和降低高度的飛行方法。著陸前段呈現(xiàn)較明顯的高度降低,下降軌跡角大約30°～35°;隨著逐漸接近地面,下降率逐步減小,下降軌跡角慢慢減小至5°～10°,同時飛行速度減小較快,主要表現(xiàn)在水平速度的快速消減上。

2.2平臺起降軌跡

本試驗采取在開闊機場表面限定某區(qū)域模擬直升機平臺起降的方式進行試驗。

選擇2015-09—2017-09在我院牙周科就診因牙髓及根尖周病變引起的Ⅰ型牙周-牙髓聯(lián)合病變的患者28名，共38個患牙；其中男15例，女13例，年齡28～64歲。納入標準：①患牙有冷熱刺激痛、自發(fā)性疼痛、夜間痛、咬合痛等癥狀；②牙齦紅腫出血、溢膿，經(jīng)根管治療及牙周非手術(shù)治療后，患牙仍存在至少1個位點的探診深度(PD)≥5 mm，牙齒松動度(TM)≥ Ⅱ 度，有 Ⅱ 度及以上根分叉病變； ③ X線片示硬骨板消失，牙槽骨高度下降，或呈典型的“燒瓶狀”病變，即根尖周稀疏區(qū)與牙槽嵴吸收相連； ④ 知情同意。本研究經(jīng)南通市口腔醫(yī)院倫理委員會審批(批準文號：2017第2號)。

直升機在平臺機場通常采用垂直起降的方式進行起飛和著陸。起飛時首先垂直爬升至安全高度,然后再推桿轉(zhuǎn)入前飛。根據(jù)國外多型直升機平臺起飛操縱的推薦方法,試驗中采用了推薦的后退爬升的起飛方式,同時帶有一定的側(cè)向位移,保證了正駕駛始終保持對平臺的良好目視狀態(tài),便于應(yīng)急返場[4]。平臺機場著陸中,首先在無地效高度消速至零,采用陡下降或垂直下降的定點著陸方式進行著陸。此過程對最終的懸停點位置要求較高,為了數(shù)據(jù)處理方便,特制訂相對平滑的飛行軌跡作為理想軌跡控制。

直升機在平臺機場起飛和著陸過程的Vc-Hr關(guān)系分別見圖4和圖5。

圖4　AEO平臺起飛Vc-Hr關(guān)系Fig.4　Vc-Hr path of AEO helipad takeoff

圖5　AEO平臺著陸Vc-Hr關(guān)系Fig.5　Vc-Hr path of AEO helipad landing

3直升機單發(fā)失效加速試飛

3.1爬升過程的單發(fā)失效加速性試飛

試驗直升機在某安全高度進行模擬起飛爬升,由大到小設(shè)定不同的速度點作為發(fā)動機失效點的速度(VEFP),分別為80 km/h,65 km/h,40 km/h和0 km/h(懸停)。在該速度點調(diào)整發(fā)動機功率模擬OEI狀態(tài),在規(guī)定的時間延遲后推桿進行增速,并保持功率穩(wěn)定。在達到預(yù)定速度(本試驗中根據(jù)模擬單發(fā)爬升試驗結(jié)果,設(shè)定Vtoss=110 km/h[5])后帶桿,直至消除下降率進入穩(wěn)定的平飛或爬升飛行狀態(tài),或者達到2 min應(yīng)急功率持續(xù)時間再恢復(fù)AEO功率狀態(tài)。使用測試系統(tǒng)測量加速過程中的飛行軌跡,獲取增速至Vtoss的最大高度損失。所獲得的加速試驗結(jié)果如圖6所示。

圖6　直升機模擬OEI加速試驗的起飛過程Fig.6　Curves of various VEFP OEI acceleration tests in takeoff

可以看出:隨著失效點速度的增加,加速軌跡越來越趨于平緩;達到Vtoss后,其爬升軌跡角基本一致。

與處理爬升性能的方法類似,以上獲得的結(jié)果需依據(jù)動力相似的原則對密度高度進行換算,從而得出對應(yīng)于地面高度大氣條件、標準飛行重量(Ws)及設(shè)計最優(yōu)的旋翼轉(zhuǎn)速(nR,opt)條件下的OEI加速過程中的下降率Vz,c。忽略加速過程中不同機身迎角下阻力系數(shù)對加速時間的影響,可分別給出標準OEI狀態(tài)可用功率(POEI,s)、垂向速度(Vz,c)、高度損失(Hlos,c)、水平速度(Vs)和水平加速距離(Lac)[6-7]:

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

式中:W0為地面起降軌跡確認試驗飛行重量;WH為OEI加速試驗重量;nR,i為OEI加速試驗中實際旋翼轉(zhuǎn)速;PE為近地面高度單發(fā)應(yīng)急功率;POEI,s為近地面單發(fā)可用功率;POEI,i為加速試驗中用到的單發(fā)功率;θ為機身俯仰角;t為加速時間。經(jīng)換算后,直升機OEI加速數(shù)據(jù)處理結(jié)果如表1所示。

表1　起飛狀態(tài)模擬發(fā)動機在不同速度下

3.2下降過程中的單發(fā)失效加速性試飛

直升機在安全高度模擬著陸前的下降消速試飛中,要求在分別達到設(shè)定的不同VEFP后,首先將油門桿調(diào)整至OEI功率狀態(tài)進行增速,并保持功率不變;然后在達到拉平速度(Vr)后,帶桿直至消除下降率,建立穩(wěn)定的爬升飛行狀態(tài),或達到2 min持續(xù)時間;最后再恢復(fù)AEO飛行狀態(tài)[8]。飛行過程中測量加速過程中的飛行軌跡,獲取直升機達到Vtoss的最大高度損失Hlos。

實際飛行中,分別針對開闊機場和高架平臺機場的著陸軌跡完成了兩個EFP速度點的組合試驗,分別為:VEFP1=10.6 m/s和VEFP2=14.5 m/s。試驗結(jié)果如圖7所示。經(jīng)換算后的數(shù)據(jù)結(jié)果如表2所示。

圖7　直升機模擬OEI加速試驗的降落過程Fig.7　Curves of various VEFP OEI acceleration tests in landing path

VEFP/m·s-1γ/(°)Hlos/mLac/mt/s11.537.641.8441.726.720.616.122.1369.217.1

4獲取臨界決斷點結(jié)果

首先將OEI加速試驗獲得的結(jié)果進行高度換算后,然后再將設(shè)定的VEFP點與近地面的AEO起降L-Hr軌跡進行“疊加”,即可從速度和高度損失兩個關(guān)鍵值給出兩種典型環(huán)境下直升機起飛(TDP)和著陸臨界決斷點(LDP)的高度和速度位置。

表3給出了所獲得的某直升機CDP結(jié)果。

表3　不同起降環(huán)境下的CDP結(jié)果

對于平臺機場,允許直升機進行中斷著陸或繼續(xù)起飛動作過程中飛行軌跡低于平臺高度,且在加速過程中直升機任一點與平臺的最小安全距離不小于15 ft(4.5 m),因此俯沖加速過程中水平位移、航跡角和偏航角或側(cè)向偏移量都共同決定了CDP位置。

圖8給出了該型直升機在直徑為30 m的高架平臺機場上,在無側(cè)移、偏航角為0°條件下的TDP的數(shù)據(jù)疊加效果。

圖8　平臺機場CTO軌跡Fig.8　CTO path on helipad

在直升機下視角范圍試驗和單發(fā)水平加速性能試驗中,設(shè)定起飛航跡角為120°,即直升機以-60°的航跡角后退爬升。如果采用文獻[9]中推薦的在爬升中引入一定的側(cè)移量或偏航角的方法,直升機TDP高度會大幅度下降,可以明顯提高直升機對平臺場地的適應(yīng)性。

5結(jié)束語

本文在分解直升機CDP試飛風(fēng)險組合的基礎(chǔ)上,探討了一種通過分解試飛環(huán)境、分架次試驗進行數(shù)據(jù)融合獲取CDP結(jié)果的試驗方法,并針對某型直升機進行了方法驗證試飛。結(jié)果表明,使用該方法可以消除傳統(tǒng)試驗方法的固有風(fēng)險,并獲得了精度可接受的CDP結(jié)果。此外,使用此方法可以充分利用直升機日常正常起降飛行和單發(fā)訓(xùn)練的飛行結(jié)果,有效降低試驗成本并控制風(fēng)險。

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(編輯：崔立峰)

Helicopter CDPs’ acquistion technology by the superposition of paths

YUQi

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:It’s an acceptable way to control the hazard associated with the common method used in the helicopter CDPs tests by disassembling the tests into two phases—the path confirming tests of AEO takeoff or landing near the ground, and the OEI acceleration performance tests in the safe height above the limited H-V diagram region. The CDPs can be obtained by superposing the converted paths expressed in Lac-Hr that is provided in the previous tests. An integrated demonstration test used a helicopter in various airdrome is depicted in this paper, and the test results proves the feasibility of the method.

Key words:helicopter; flight test; airworthiness

收稿日期:2016-01-14;

修訂日期:2016-03-23; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-03-25 10:49

作者簡介:于琦(1974-)，男，河北黃驊人，高級工程師，碩士，主要從事直升機飛行試驗研究工作。

中圖分類號：V217.3

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)03-0090-05