王道明，袁羅庚，劉建禮，徐玉貌，王 濱

(1.中國陸軍航空兵試飛大隊，江西 景德鎮(zhèn) 333000；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

自轉飛行是直升機的主要特點之一，是一種可操縱的、最快的下降飛行方式。在發(fā)動機失效、發(fā)動機喘振和尾槳失效等突發(fā)情況下，為保證飛行安全和最大程度降低損失，通常需要通過自轉的方式著陸。因此，大多數(shù)軍用直升機的飛行品質規(guī)范以及民機適航條例對直升機的自轉能力均有明確要求：在正常巡航時，全部動力失效后，必須能在修整過的場地上進行安全著陸。該要求是為了保證在發(fā)動機故障狀態(tài)下，飛行員采用一般的駕駛技術就能保證直升機飛行安全。然而，直升機自轉飛行也具有一定的風險，經常造成傷害事故。美國陸軍安全中心進行的事故統(tǒng)計結果顯示，自轉著陸造成直升機損傷或人員傷亡的概率超過27%。

從20世紀50年代中期開始至80年代初，美國陸軍采用AH-1G和TH-55A等直升機進行了大量的自轉著陸試飛研究，掌握了較成熟的試飛方法。到80年代后期至今，國外自轉著陸的研究重點已轉向最優(yōu)操縱和最優(yōu)控制等方向。但是國內直升機自轉著陸試飛的研究不多:20世紀70年代曾用直5進行過自轉著陸試飛；21世紀初中國飛行試驗研究院牛永紅等人通過對直11自轉特性和自轉著陸的試飛，研究了自轉著陸的進場著陸階段下降率控制方法。

由于自轉著陸試飛風險較大，在國內直升機研制過程中很少進行自轉著陸接地試飛，且國內飛行員尚未開展多發(fā)直升機真實的自轉著陸接地試飛，缺乏成熟的自轉著陸試飛方法和試飛經驗，導致國內民用直升機在適航取證時通常需要聘請國外飛行員來完成該項試飛。

為評估多發(fā)直升機的自轉著陸能力和操縱程序，掌握自轉著陸試飛方法，本文以某多發(fā)直升機(簡稱試飛機)為研究對象，基于該型機的全機設計狀態(tài)，開展了自轉著陸試飛可行性分析和風險分析，建立了一套較完整的自轉著陸試飛方法，并通過試飛驗證了方法的有效性。

1 自轉著陸試飛風險分析

影響自轉著陸試飛安全的主要風險因素包括：飛行高度和空速、自轉特性、試飛操作技術、相關系統(tǒng)使用限制等。為了降低試飛風險，本章針對這些主要風險因素開展風險分析。

1.1 飛行高度和速度

直升機飛行時，存在一個飛行高度和速度的組合區(qū)域，如果在該區(qū)域飛行時全部發(fā)動機失效，直升機無法以小于起落架允許的最大著陸速度安全自轉著陸，該區(qū)域稱為回避區(qū)。為了保證自轉著陸的安全，直升機應避免在回避區(qū)飛行。本文采用文獻[6]中的方法，評估了試飛機在基本設計重量狀態(tài)下所有發(fā)動機同時失效時的回避區(qū)，結果見圖1。

由圖1可見，試飛機由于自轉能力弱，回避區(qū)較大，若起飛時考慮所有發(fā)動機同時失效，起飛通道很窄，很難避開回避區(qū)完成起飛。這也是多發(fā)直升機設計時通常只考慮單發(fā)失效回避區(qū)的原因。

圖1 回避區(qū)(高度H=0 m、標準大氣ISA)

1.2 自轉特性

直升機自轉特性包括發(fā)動機失效后旋翼轉速的衰減量、自轉最小下降率和對應的速度、自轉指標等。良好的自轉特性使直升機在發(fā)動機失效后可安全地過渡到自轉狀態(tài)，并能以不大于起落架允許的水平和垂直速度安全自轉著陸。本文采用文獻[7]中的方法，評估了試飛機相應自轉特性，結果如下：

1.2.1 旋翼轉速的衰減量

若發(fā)動機突然失效后的旋翼轉速衰減量過大，就可能無法通過操縱恢復到所需的轉速，直升機也就難以安全地過渡到自轉狀態(tài)。由圖2可知，試飛機發(fā)動機突然失效后當飛行員不進行總距操縱時，直升機初始飛行扭矩越高，旋翼轉速衰減越快。初始扭矩為80%時， 1 s后旋翼轉速衰減至85%，2 s后衰減至74%；初始扭矩為50%時，1 s后旋翼轉速衰減至90%，2 s后衰減至81%。對于滿足發(fā)動機隔離要求的多發(fā)直升機，發(fā)動機失效時工作的最大扭矩只需要考慮單發(fā)工作30 min功率狀態(tài)(或OEI連續(xù)功率狀態(tài))對應的最大扭矩，使用1 s的飛行員滯后時間或正常的飛行員識別時間(取較大值)。試飛機單發(fā)工作30 min功率狀態(tài)最大總扭矩為50%，取1 s的飛行員滯后時間，計算得到的1 s后旋翼轉速衰減至90%，高于自轉時旋翼最小轉速，因此是安全的。

圖2 旋翼轉速衰減量

1.2.2 自轉最小下降率和對應的速度

由圖3可知，海平面標準狀態(tài)、基本設計重量、100%旋翼轉速自轉時最小下降率為10.6 m/s，對應真空速為130 km/h?？梢钥闯?，保持上述狀態(tài)，在真空速120 km/h～140 km/h之間自轉時，下降率變化很小，說明實際飛行時可以采用真空速120 km/h～140 km/h進行自轉，以獲得較小的下降率。

圖3 自轉時真空速和下降率的關系

1.2.3 自轉指標

有些直升機進行自轉著陸對飛行員的技術要求很低；而有些直升機，即使熟練的試飛員進行自轉著陸也是危險的。國外研究表明，采用當量懸停時間(旋翼在失速前使用直升機懸停需用功率消耗旋翼動能所花費的時間)作為自轉指標來評估直升機的自轉能力，與飛行員的定性評估最吻合。當量懸停時間越大，表明直升機自轉性能越好。試飛機最大起飛重量當量懸停時間計算結果為0.8，基本設計重量為1.07，分析認為可以滿足多發(fā)直升機自轉性能要求，但當量懸停時間偏小，比單發(fā)直升機的當量懸停時間小較多。國外研究認為單發(fā)直升機通常要求達到1.5才比較滿意。這主要是由于多發(fā)直升機自轉能力要求要低于單發(fā)直升機，也是導致多發(fā)直升機進行真實自轉著陸風險較大的原因。

1.3 試飛操作技術

發(fā)動機空中停車到著陸的整個過程，飛行員的正確操縱對于自轉著陸安全非常關鍵。試飛操作風險主要在自轉進入和自轉著陸階段，具體如下：

1.3.1 進入階段

發(fā)動機突然失效到飛行員開始下放總距的滯后時間太長，或者旋翼系統(tǒng)轉動慣量太小，導致發(fā)動機失效后旋翼轉速過低，直升機操縱功效不足，從而發(fā)生危險。

發(fā)動機置于“慢車”位后，旋翼轉速下降的速率與飛行員反應時間，旋翼系統(tǒng)轉動慣量和初始扭矩(或總距初始位置)等有關。為降低試飛風險，飛行員反應時間和總距初始位置可以循序漸進。

1.3.2 著陸階段

著陸階段涉及拉平減速、推平提距和地面滑跑等復雜動作的組合操縱，完成時間很短，且近地面，操縱輸入后來不及進行修正，需要飛行員熟悉操作程序并熟練掌握操作時機和幅度，難度較大，稍有不慎容易出事故。

1) 拉平減速的離地高度不合適。過高的高度，拉平需要保持較長時間才能過渡到瞬時增距時的高度，旋翼轉速會相應減小，下降率也會增大；過低的高度，拉平難以減速到要求的速度和下降率。

2)拉平減速機身姿態(tài)不合適。機身姿態(tài)過大，一方面不利于飛行員視野，另一方面不利于下一步擺平直升機姿態(tài)；機身姿態(tài)過小，減速過慢，也不利于減小下降率。

3)使用的旋翼轉速不合適。旋翼轉速太低，不利于自轉時利用旋翼儲備的能量；旋翼轉速太高，拉平減速過程容易超過無動力最大旋翼轉速。

4) 上提總距時的高度不合適。高度太高，直升機提距后達到較小的下降率可能還未接地，隨后接地時下降率會增加；高度太低，提距動作還未完成，下降率還未降低到期望值，直升機已經接地。

5)接地及滑跑減速過程操作不當。接地時沒對準跑道，使直升機沖出跑道；接地后周期變距沒及時保持中立，使旋翼打尾梁或直升機發(fā)生側翻等。

1.4 相關系統(tǒng)限制

自轉著陸是一種特殊的飛行狀態(tài)，整個過程旋翼轉速變化范圍很大，且著陸時的水平和垂直速度較大，有可能超過旋翼、傳動和起落架等系統(tǒng)載荷限制，還可能因在臨界轉速飛行出現(xiàn)動力學問題或超過電源系統(tǒng)能正常工作的轉速范圍等。通過對試飛機發(fā)動機、傳動系統(tǒng)、動力學、電源系統(tǒng)、結構強度等可能影響自轉著陸安全的系統(tǒng)進行分析，給出試飛機自轉著陸過程使用限制如下：

允許的最大著陸滑跑速度為80 km/h，基本設計重量最大下降率為2.44 m/s，最大重量最大下降率為1.83 m/s；自轉時穩(wěn)態(tài)旋翼轉速允許范圍為90%～105%，瞬態(tài)旋翼轉速允許范圍為85%～120%。

2 自轉著陸試飛方法和流程

基于風險分析結果，考慮試飛機自轉能力弱和國內飛行員自轉著陸試飛經驗不多等情況，為進一步降低試飛風險，本章提出了包含完整試飛訓練內容(自轉著陸關鍵數(shù)據(jù)試飛、空中模擬自轉著陸試飛、模擬自轉著陸接地試飛、自轉著陸接地試飛)的自轉著陸試飛方法。試飛流程如下：

1)首先開展自轉著陸關鍵數(shù)據(jù)試飛，為自轉著陸程序的優(yōu)化提供自轉下滑速度、旋翼轉速、拉平高度和角度等關鍵數(shù)據(jù)；

2)然后采用優(yōu)化后的自轉著陸程序開展空中模擬自轉著陸試飛，空中檢查自轉著陸程序和直升機的減速能力；

3)基于空中模擬自轉著陸試飛情況，完成模擬自轉著陸接地試飛，檢查自轉著陸程序接地的可行性；

4)最后根據(jù)模擬自轉著陸接地試飛情況，開展自轉著陸接地試飛，確認直升機自轉著陸能力和自轉著陸程序的可行性。

2.1 自轉著陸關鍵數(shù)據(jù)試飛方法

國內軍用直升機自轉著陸程序使用的關鍵數(shù)據(jù)通常根據(jù)經驗給出，沒有系統(tǒng)開展過該項試飛研究。

影響自轉著陸安全的關鍵數(shù)據(jù)主要有：發(fā)動機失效后旋翼轉速的衰減量，最小自轉下降率及對應速度，自轉著陸拉平效應(高度、速度、下降率的變化量)。其中最小自轉下降率及對應速度的試飛方法比較簡單，這里不贅述，僅描述其它關鍵數(shù)據(jù)的試飛方法。

2.1.1 旋翼轉速衰減量試飛

直升機離地高度1000 m，以單發(fā)工作30 min功率平飛(如可用功率不足則下降飛行)，將最后一臺發(fā)動機置于慢車位，飛行員滯后約1 s再減小總距，維持旋翼轉速100%，穩(wěn)定自轉約20 s以上，將發(fā)動機恢復至正常狀態(tài)飛行。評估發(fā)動機失效1 s后的旋翼轉速衰減量，評估整個飛行過程旋翼轉速是否低于允許最小旋翼轉速。試飛時可先從小功率開始逐步增加到30 min功率；發(fā)動機失效后飛行員滯后時間逐步增加到1 s(視情可增加到2 s)，以降低試飛風險。

2.1.2 拉平效應試飛

直升機離地高度1000 m，速度下降，以指定旋翼轉速穩(wěn)定自轉下滑，分別進行15°、20°、25°拉平減速試飛，當拉平效應消失和直升機開始下沉后，推桿減小仰角后改出。獲得拉平過程中高度、速度、下降率的變化量，可通過放總距進行模擬自轉試飛，也可采用發(fā)動機慢車狀態(tài)自轉試飛。根據(jù)需要可調整速度和旋翼轉速進行試飛，以評估其影響，為最終自轉著陸選擇較佳速度和旋翼轉速提供數(shù)據(jù)。

2.2 空中模擬自轉著陸試飛方法

直升機離地高度700 m～1000 m，以指定速度下滑；放總距使旋翼轉速與發(fā)動機轉速脫開，控制旋翼轉速稍大于額定轉速穩(wěn)定下滑；在預定的高度開始拉平，使直升機獲得要求的仰角；減小速度和下降率，在模擬接地前的高度調整好著陸姿態(tài)；上提總距減小接地速度(若提距量過大，旋翼轉速可能下降較多，故該步驟可根據(jù)飛行員的經驗視情開展)；然后恢復到正常飛行。

其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關鍵數(shù)據(jù)需根據(jù)2.1節(jié)的試飛結果確定。

2.3 模擬自轉著陸接地試飛方法

離地200 m以上，采用的試飛方法與2.2 節(jié)類似，只是在程序最后補充“滑跑著陸，接地后駕駛桿中立，總距低距”相關著陸后的操作程序。

2.4 自轉著陸接地試飛方法

離地約200 m以上，以指定速度下滑；下放總距穩(wěn)定下滑后，將發(fā)動機置于慢車位；保持要求的旋翼轉速穩(wěn)定下滑；在預定的高度開始拉平，使直升機獲得要求的仰角，減小速度和下降率；接地前調整好著陸姿態(tài)，上提總距減小接地速度，滑跑著陸；接地后駕駛桿中立，總距低距。

除旋翼轉速根據(jù)2.1節(jié)的試飛結果確定外，其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關鍵數(shù)據(jù)同2.3節(jié)。

3 自轉著陸試飛驗證

3.1 自轉著陸關鍵數(shù)據(jù)試飛

本章開展自轉著陸試飛方法的驗證。為降低風險，試飛機起飛重量略小于基本設計重量。

本節(jié)重點開展拉平效應和最小下降率試飛，拉平過程的時間4 s～6 s，結果見圖4-圖8。

1)由圖4可知，采用不同拉平仰角，直升機高度下降差異不明顯，高度變化基本在25 m～30 m之間，加上后續(xù)著陸需約5 m的推平提距高度，自轉著陸時拉平高度可采用30 m～35 m。

2)由圖5-圖6可知，拉平仰角越大，空速減小越多，拉平后下降率越小，因此從直升機減速的角度，拉平仰角越大，越容易實現(xiàn)減速自轉，但飛行員操縱難度更大，綜合分析選定20°～25°作為自轉著陸拉平仰角。

3)由圖7可知，拉平仰角越大，旋翼轉速增加越大，拉平仰角在15°～25°變化時，旋翼轉速增加約3%～6%。

4)理論分析和試飛結果均表明，最小下降率速度與最佳爬升速度接近，因此為獲得較小的下降率，通常以進行自轉。圖8給出了不同旋翼轉速以速度進行自轉試飛得到的最小下降率，可知旋翼轉速越小，自轉下降率越小，在穩(wěn)態(tài)允許自轉轉速范圍90%～102%內，自轉下降率差異很小?？紤]自轉著陸推平提距階段需要利用旋翼的旋轉動能來減小直升機下降率，故在穩(wěn)定自轉下降率差異不大的情況下，采用較高的旋翼轉速自轉是有利的，因此推薦采用旋翼轉速100%±3%進行自轉，其中3%是考慮飛行員實際自轉飛行時旋翼轉速會有波動。

綜合上面的分析結論，可得到試飛機自轉著陸程序中推薦的自轉著陸參數(shù)為：自轉下滑速度使用速度VY、拉平高度30m～35m、拉平仰角20°～25°、旋翼轉速100%±3%。

3.2 空中模擬自轉著陸試飛

采用推薦的自轉著陸程序進行了空中模擬自轉著陸試飛，拉平后直升機速度和下降率均小于起落架允許的限制，表明直升機具備安全自轉著陸能力。

3.3 模擬自轉著陸接地試飛

根據(jù)空中拉平后的下降率在2 m/s左右，考慮推平提距時間約為3 s～5 s，按平均下降率1.2 m/s估算，可在4 m～6 m開始推平提距操作。

按推薦的操作程序共進行了8次試飛，接地時直升機速度均不大于50 km/h，下降率不大于0.3 m/s，均在使用限制范圍內。由于發(fā)動機在飛行位，著陸提距后發(fā)動機會有功率傳輸?shù)叫恚瑢ψ赞D著陸是有利的，因此與真實發(fā)動機失效后的自轉著陸會有差異。

3.4 自轉著陸接地試飛

根據(jù)對模擬自轉著陸接地試飛結果的分析，認為即使不考慮著陸提距后發(fā)動機有功率傳輸?shù)叫韼淼南陆德蕼p小量，直升機著陸速度仍小于起落架允許的著陸速度限制，因此可以安全地開展自轉著陸接地試飛。共完成了3次自轉著陸接地試飛，接地速度均不大于50 km/h，下降率不大于0.5 m/s。圖9給出了其中1次的試飛時間歷程曲線，主要操作過程和試飛結果如下。

圖9 自轉著陸接地試飛時間歷程曲線

3.4.1 拉平減速過程

在離地高度30.5 m，總距桿保持不動， 1.1 s內將周期變距桿向后拉53 mm，使直升機抬頭減速，隨后逐步推周期變距桿，避免直升機抬頭過大，整個拉平減速過程用時4.4 s。拉平減速過程各參數(shù)變化見表1?？芍?，通過拉平減速過程可使直升機地速減到62 km/h,下降率減到1.9 m/s，可以滿足起落架允許的著陸速度要求。

表1 拉平減速過程參數(shù)變化

3.4.2 推平提距過程

在離地高度4.5 m，3.4 s內將總距由23%增加到68%，同時推周期變距桿減小直升機姿態(tài)；接地時直升機旋翼轉速為82.2%，俯仰角3.2°，地速46 km/h,下降率0.3 m/s。推平提距過程參數(shù)變化見表2。

表2 推平提距過程參數(shù)變化

3.4.3 接地滑跑過程

接地后總距增加到最大72%，然后減小到23%，周期變距桿中立，旋翼轉速最低下降到68.7%，隨后恢復到慢車轉速78%左右滑跑。

由于將發(fā)動機置于慢車位，而該機慢車時旋翼轉速穩(wěn)定在78%左右，由前面分析可知，接地時旋翼轉速為82.2%，即在自轉著陸試飛過程直至接地時旋翼轉速均高于慢車旋翼轉速，且沒有功率傳輸?shù)叫恚c真實發(fā)動機失效后的自轉著陸相同。試飛結果可以表明直升機自轉著陸能力。

4 結論

本文針對某多發(fā)直升機，開展了自轉著陸風險分析方法和試飛方法研究，并進行了試飛驗證，主要結論如下：

1)該機最大起飛重量當量懸停時間為0.8，基本設計重量為1.07，可以滿足多發(fā)直升機自轉著陸性能要求，但當量懸停時間偏小，比單發(fā)直升機的自轉能力弱；

2)在典型的拉平仰角15°～25°范圍內，拉平仰角越大，空速減小越多，拉平后下降率越小，而拉平高度隨拉平仰角的變化不明顯；

3)采用推薦的自轉著陸程序，可以將該機的自轉著陸速度控制在50 km/h以下，下降率控制在0.5 m/s以下，滿足自轉著陸要求，表明該機具備安全自轉著陸能力；

4)基于本文建立的方法，國內飛行員首次完成了多發(fā)直升機自轉著陸接地試飛，表明國內飛行員已經具備開展多發(fā)直升機自轉著陸試飛的能力。

由于自轉著陸的安全與飛行員個人的操作習慣有關，如拉平速度，桿量大小，推桿擺平直升機的時機和速度，提距的時機等，因此使用本文的試飛方法和試飛結果應結合飛行員的操作習慣差異。