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(duì),江西 景德鎮(zhèn) 333000;2.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)
自轉(zhuǎn)飛行是直升機(jī)的主要特點(diǎn)之一,是一種可操縱的、最快的下降飛行方式。在發(fā)動(dòng)機(jī)失效、發(fā)動(dòng)機(jī)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(zhuǎn)的方式著陸。因此,大多數(shù)軍用直升機(jī)的飛行品質(zhì)規(guī)范以及民機(jī)適航條例對直升機(jī)的自轉(zhuǎn)能力均有明確要求:在正常巡航時(shí),全部動(dòng)力失效后,必須能在修整過的場地上進(jìn)行安全著陸。該要求是為了保證在發(fā)動(dòng)機(jī)故障狀態(tài)下,飛行員采用一般的駕駛技術(shù)就能保證直升機(jī)飛行安全。然而,直升機(jī)自轉(zhuǎn)飛行也具有一定的風(fēng)險(xiǎn),經(jīng)常造成傷害事故。美國陸軍安全中心進(jìn)行的事故統(tǒng)計(jì)結(jié)果顯示,自轉(zhuǎn)著陸造成直升機(jī)損傷或人員傷亡的概率超過27%。
從20世紀(jì)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(jī)進(jìn)行了大量的自轉(zhuǎn)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(zhuǎn)著陸的研究重點(diǎn)已轉(zhuǎn)向最優(yōu)操縱和最優(yōu)控制等方向。但是國內(nèi)直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸試飛的研究不多:20世紀(jì)70年代曾用直5進(jìn)行過自轉(zhuǎn)著陸試飛;21世紀(jì)初中國飛行試驗(yàn)研究院牛永紅等人通過對直11自轉(zhuǎn)特性和自轉(zhuǎn)著陸的試飛,研究了自轉(zhuǎn)著陸的進(jìn)場著陸階段下降率控制方法。
由于自轉(zhuǎn)著陸試飛風(fēng)險(xiǎn)較大,在國內(nèi)直升機(jī)研制過程中很少進(jìn)行自轉(zhuǎn)著陸接地試飛,且國內(nèi)飛行員尚未開展多發(fā)直升機(jī)真實(shí)的自轉(zhuǎn)著陸接地試飛,缺乏成熟的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法和試飛經(jīng)驗(yàn),導(dǎo)致國內(nèi)民用直升機(jī)在適航取證時(shí)通常需要聘請國外飛行員來完成該項(xiàng)試飛。
為評估多發(fā)直升機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸能力和操縱程序,掌握自轉(zhuǎn)著陸試飛方法,本文以某多發(fā)直升機(jī)(簡稱試飛機(jī))為研究對象,基于該型機(jī)的全機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài),開展了自轉(zhuǎn)著陸試飛可行性分析和風(fēng)險(xiǎn)分析,建立了一套較完整的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法,并通過試飛驗(yàn)證了方法的有效性。
影響自轉(zhuǎn)著陸試飛安全的主要風(fēng)險(xiǎn)因素包括:飛行高度和空速、自轉(zhuǎn)特性、試飛操作技術(shù)、相關(guān)系統(tǒng)使用限制等。為了降低試飛風(fēng)險(xiǎn),本章針對這些主要風(fēng)險(xiǎn)因素開展風(fēng)險(xiǎn)分析。
直升機(jī)飛行時(shí),存在一個(gè)飛行高度和速度的組合區(qū)域,如果在該區(qū)域飛行時(shí)全部發(fā)動(dòng)機(jī)失效,直升機(jī)無法以小于起落架允許的最大著陸速度安全自轉(zhuǎn)著陸,該區(qū)域稱為回避區(qū)。為了保證自轉(zhuǎn)著陸的安全,直升機(jī)應(yīng)避免在回避區(qū)飛行。本文采用文獻(xiàn)[6]中的方法,評估了試飛機(jī)在基本設(shè)計(jì)重量狀態(tài)下所有發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)失效時(shí)的回避區(qū),結(jié)果見圖1。
由圖1可見,試飛機(jī)由于自轉(zhuǎn)能力弱,回避區(qū)較大,若起飛時(shí)考慮所有發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)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(jī)設(shè)計(jì)時(shí)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(biāo)準(zhǔn)大氣ISA)
直升機(jī)自轉(zhuǎn)特性包括發(fā)動(dòng)機(jī)失效后旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量、自轉(zhuǎn)最小下降率和對應(yīng)的速度、自轉(zhuǎn)指標(biāo)等。良好的自轉(zhuǎn)特性使直升機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)失效后可安全地過渡到自轉(zhuǎn)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(zhuǎn)著陸。本文采用文獻(xiàn)[7]中的方法,評估了試飛機(jī)相應(yīng)自轉(zhuǎn)特性,結(jié)果如下:
1.2.1 旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量
若發(fā)動(dòng)機(jī)突然失效后的旋翼轉(zhuǎn)速衰減量過大,就可能無法通過操縱恢復(fù)到所需的轉(zhuǎn)速,直升機(jī)也就難以安全地過渡到自轉(zhuǎn)狀態(tài)。由圖2可知,試飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)突然失效后當(dāng)飛行員不進(jìn)行總距操縱時(shí),直升機(jī)初始飛行扭矩越高,旋翼轉(zhuǎn)速衰減越快。初始扭矩為80%時(shí), 1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至85%,2 s后衰減至74%;初始扭矩為50%時(shí),1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至90%,2 s后衰減至81%。對于滿足發(fā)動(dòng)機(jī)隔離要求的多發(fā)直升機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)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(yīng)的最大扭矩,使用1 s的飛行員滯后時(shí)間或正常的飛行員識別時(shí)間(取較大值)。試飛機(jī)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(shí)間,計(jì)算得到的1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至90%,高于自轉(zhuǎn)時(shí)旋翼最小轉(zhuǎn)速,因此是安全的。
圖2 旋翼轉(zhuǎn)速衰減量
1.2.2 自轉(zhuǎn)最小下降率和對應(yīng)的速度
由圖3可知,海平面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)、基本設(shè)計(jì)重量、100%旋翼轉(zhuǎn)速自轉(zhuǎn)時(shí)最小下降率為10.6 m/s,對應(yīng)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(zhuǎn)時(shí),下降率變化很小,說明實(shí)際飛行時(shí)可以采用真空速120 km/h~140 km/h進(jìn)行自轉(zhuǎn),以獲得較小的下降率。
圖3 自轉(zhuǎn)時(shí)真空速和下降率的關(guān)系
1.2.3 自轉(zhuǎn)指標(biāo)
有些直升機(jī)進(jìn)行自轉(zhuǎn)著陸對飛行員的技術(shù)要求很低;而有些直升機(jī),即使熟練的試飛員進(jìn)行自轉(zhuǎn)著陸也是危險(xiǎn)的。國外研究表明,采用當(dāng)量懸停時(shí)間(旋翼在失速前使用直升機(jī)懸停需用功率消耗旋翼動(dòng)能所花費(fèi)的時(shí)間)作為自轉(zhuǎn)指標(biāo)來評估直升機(jī)的自轉(zhuǎn)能力,與飛行員的定性評估最吻合。當(dāng)量懸停時(shí)間越大,表明直升機(jī)自轉(zhuǎn)性能越好。試飛機(jī)最大起飛重量當(dāng)量懸停時(shí)間計(jì)算結(jié)果為0.8,基本設(shè)計(jì)重量為1.07,分析認(rèn)為可以滿足多發(fā)直升機(jī)自轉(zhuǎn)性能要求,但當(dāng)量懸停時(shí)間偏小,比單發(fā)直升機(jī)的當(dāng)量懸停時(shí)間小較多。國外研究認(rèn)為單發(fā)直升機(jī)通常要求達(dá)到1.5才比較滿意。這主要是由于多發(fā)直升機(jī)自轉(zhuǎn)能力要求要低于單發(fā)直升機(jī),也是導(dǎo)致多發(fā)直升機(jī)進(jìn)行真實(shí)自轉(zhuǎn)著陸風(fēng)險(xiǎn)較大的原因。
發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車到著陸的整個(gè)過程,飛行員的正確操縱對于自轉(zhuǎn)著陸安全非常關(guān)鍵。試飛操作風(fēng)險(xiǎn)主要在自轉(zhuǎn)進(jìn)入和自轉(zhuǎn)著陸階段,具體如下:
1.3.1 進(jìn)入階段
發(fā)動(dòng)機(jī)突然失效到飛行員開始下放總距的滯后時(shí)間太長,或者旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量太小,導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失效后旋翼轉(zhuǎn)速過低,直升機(jī)操縱功效不足,從而發(fā)生危險(xiǎn)。
發(fā)動(dòng)機(jī)置于“慢車”位后,旋翼轉(zhuǎn)速下降的速率與飛行員反應(yīng)時(shí)間,旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和初始扭矩(或總距初始位置)等有關(guān)。為降低試飛風(fēng)險(xiǎn),飛行員反應(yīng)時(shí)間和總距初始位置可以循序漸進(jìn)。
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(fù)雜動(dòng)作的組合操縱,完成時(shí)間很短,且近地面,操縱輸入后來不及進(jìn)行修正,需要飛行員熟悉操作程序并熟練掌握操作時(shí)機(jī)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(shí)間才能過渡到瞬時(shí)增距時(shí)的高度,旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)相應(yīng)減小,下降率也會(huì)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(jī)身姿態(tài)不合適。機(jī)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(jī)姿態(tài);機(jī)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(zhuǎn)速不合適。旋翼轉(zhuǎn)速太低,不利于自轉(zhuǎn)時(shí)利用旋翼儲備的能量;旋翼轉(zhuǎn)速太高,拉平減速過程容易超過無動(dòng)力最大旋翼轉(zhuǎn)速。
4) 上提總距時(shí)的高度不合適。高度太高,直升機(jī)提距后達(dá)到較小的下降率可能還未接地,隨后接地時(shí)下降率會(huì)增加;高度太低,提距動(dòng)作還未完成,下降率還未降低到期望值,直升機(jī)已經(jīng)接地。
5)接地及滑跑減速過程操作不當(dāng)。接地時(shí)沒對準(zhǔn)跑道,使直升機(jī)沖出跑道;接地后周期變距沒及時(shí)保持中立,使旋翼打尾梁或直升機(jī)發(fā)生側(cè)翻等。
自轉(zhuǎn)著陸是一種特殊的飛行狀態(tài),整個(gè)過程旋翼轉(zhuǎn)速變化范圍很大,且著陸時(shí)的水平和垂直速度較大,有可能超過旋翼、傳動(dòng)和起落架等系統(tǒng)載荷限制,還可能因在臨界轉(zhuǎn)速飛行出現(xiàn)動(dòng)力學(xué)問題或超過電源系統(tǒng)能正常工作的轉(zhuǎn)速范圍等。通過對試飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)系統(tǒng)、動(dòng)力學(xué)、電源系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等可能影響自轉(zhuǎn)著陸安全的系統(tǒng)進(jìn)行分析,給出試飛機(jī)自轉(zhuǎn)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(shè)計(jì)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(zhuǎn)時(shí)穩(wěn)態(tài)旋翼轉(zhuǎn)速允許范圍為90%~105%,瞬態(tài)旋翼轉(zhuǎn)速允許范圍為85%~120%。
基于風(fēng)險(xiǎn)分析結(jié)果,考慮試飛機(jī)自轉(zhuǎn)能力弱和國內(nèi)飛行員自轉(zhuǎn)著陸試飛經(jīng)驗(yàn)不多等情況,為進(jìn)一步降低試飛風(fēng)險(xiǎn),本章提出了包含完整試飛訓(xùn)練內(nèi)容(自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛、空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛、模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛、自轉(zhuǎn)著陸接地試飛)的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法。試飛流程如下:
1)首先開展自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛,為自轉(zhuǎn)著陸程序的優(yōu)化提供自轉(zhuǎn)下滑速度、旋翼轉(zhuǎn)速、拉平高度和角度等關(guān)鍵數(shù)據(jù);
2)然后采用優(yōu)化后的自轉(zhuǎn)著陸程序開展空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛,空中檢查自轉(zhuǎn)著陸程序和直升機(jī)的減速能力;
3)基于空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛情況,完成模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛,檢查自轉(zhuǎn)著陸程序接地的可行性;
4)最后根據(jù)模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛情況,開展自轉(zhuǎn)著陸接地試飛,確認(rèn)直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸能力和自轉(zhuǎn)著陸程序的可行性。
國內(nèi)軍用直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸程序使用的關(guān)鍵數(shù)據(jù)通常根據(jù)經(jīng)驗(yàn)給出,沒有系統(tǒng)開展過該項(xiàng)試飛研究。
影響自轉(zhuǎn)著陸安全的關(guān)鍵數(shù)據(jù)主要有:發(fā)動(dòng)機(jī)失效后旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量,最小自轉(zhuǎn)下降率及對應(yīng)速度,自轉(zhuǎn)著陸拉平效應(yīng)(高度、速度、下降率的變化量)。其中最小自轉(zhuǎn)下降率及對應(yīng)速度的試飛方法比較簡單,這里不贅述,僅描述其它關(guān)鍵數(shù)據(jù)的試飛方法。
2.1.1 旋翼轉(zhuǎn)速衰減量試飛
直升機(jī)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(dòng)機(jī)置于慢車位,飛行員滯后約1 s再減小總距,維持旋翼轉(zhuǎn)速100%,穩(wěn)定自轉(zhuǎn)約20 s以上,將發(fā)動(dòng)機(jī)恢復(fù)至正常狀態(tài)飛行。評估發(fā)動(dòng)機(jī)失效1 s后的旋翼轉(zhuǎn)速衰減量,評估整個(gè)飛行過程旋翼轉(zhuǎn)速是否低于允許最小旋翼轉(zhuǎn)速。試飛時(shí)可先從小功率開始逐步增加到30 min功率;發(fā)動(dòng)機(jī)失效后飛行員滯后時(shí)間逐步增加到1 s(視情可增加到2 s),以降低試飛風(fēng)險(xiǎn)。
2.1.2 拉平效應(yīng)試飛
直升機(jī)離地高度1000 m,速度下降,以指定旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑,分別進(jìn)行15°、20°、25°拉平減速試飛,當(dāng)拉平效應(yīng)消失和直升機(jī)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(jìn)行模擬自轉(zhuǎn)試飛,也可采用發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)自轉(zhuǎn)試飛。根據(jù)需要可調(diào)整速度和旋翼轉(zhuǎn)速進(jìn)行試飛,以評估其影響,為最終自轉(zhuǎn)著陸選擇較佳速度和旋翼轉(zhuǎn)速提供數(shù)據(jù)。
直升機(jī)離地高度700 m~1000 m,以指定速度下滑;放總距使旋翼轉(zhuǎn)速與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速脫開,控制旋翼轉(zhuǎn)速稍大于額定轉(zhuǎn)速穩(wěn)定下滑;在預(yù)定的高度開始拉平,使直升機(jī)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(diào)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(zhuǎn)速可能下降較多,故該步驟可根據(jù)飛行員的經(jīng)驗(yàn)視情開展);然后恢復(fù)到正常飛行。
其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關(guān)鍵數(shù)據(jù)需根據(jù)2.1節(jié)的試飛結(jié)果確定。
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(bǔ)充“滑跑著陸,接地后駕駛桿中立,總距低距”相關(guān)著陸后的操作程序。
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(dòng)機(jī)置于慢車位;保持要求的旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定下滑;在預(yù)定的高度開始拉平,使直升機(jī)獲得要求的仰角,減小速度和下降率;接地前調(diào)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(zhuǎn)速根據(jù)2.1節(jié)的試飛結(jié)果確定外,其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關(guān)鍵數(shù)據(jù)同2.3節(jié)。
本章開展自轉(zhuǎn)著陸試飛方法的驗(yàn)證。為降低風(fēng)險(xiǎn),試飛機(jī)起飛重量略小于基本設(shè)計(jì)重量。
本節(jié)重點(diǎn)開展拉平效應(yīng)和最小下降率試飛,拉平過程的時(shí)間4 s~6 s,結(jié)果見圖4-圖8。
1)由圖4可知,采用不同拉平仰角,直升機(jī)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(zhuǎn)著陸時(shí)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(jī)減速的角度,拉平仰角越大,越容易實(shí)現(xiàn)減速自轉(zhuǎn),但飛行員操縱難度更大,綜合分析選定20°~25°作為自轉(zhuǎn)著陸拉平仰角。
3)由圖7可知,拉平仰角越大,旋翼轉(zhuǎn)速增加越大,拉平仰角在15°~25°變化時(shí),旋翼轉(zhuǎn)速增加約3%~6%。
4)理論分析和試飛結(jié)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(jìn)行自轉(zhuǎn)。圖8給出了不同旋翼轉(zhuǎn)速以速度進(jìn)行自轉(zhuǎn)試飛得到的最小下降率,可知旋翼轉(zhuǎn)速越小,自轉(zhuǎn)下降率越小,在穩(wěn)態(tài)允許自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速范圍90%~102%內(nèi),自轉(zhuǎn)下降率差異很小??紤]自轉(zhuǎn)著陸推平提距階段需要利用旋翼的旋轉(zhuǎn)動(dòng)能來減小直升機(jī)下降率,故在穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下降率差異不大的情況下,采用較高的旋翼轉(zhuǎn)速自轉(zhuǎn)是有利的,因此推薦采用旋翼轉(zhuǎn)速100%±3%進(jìn)行自轉(zhuǎn),其中3%是考慮飛行員實(shí)際自轉(zhuǎn)飛行時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)有波動(dòng)。
綜合上面的分析結(jié)論,可得到試飛機(jī)自轉(zhuǎn)著陸程序中推薦的自轉(zhuǎn)著陸參數(shù)為:自轉(zhuǎn)下滑速度使用速度VY、拉平高度30m~35m、拉平仰角20°~25°、旋翼轉(zhuǎn)速100%±3%。
采用推薦的自轉(zhuǎn)著陸程序進(jìn)行了空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛,拉平后直升機(jī)速度和下降率均小于起落架允許的限制,表明直升機(jī)具備安全自轉(zhuǎn)著陸能力。
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(shí)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(jìn)行了8次試飛,接地時(shí)直升機(jī)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(nèi)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行位,著陸提距后發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)有功率傳輸?shù)叫?,對自轉(zhuǎn)著陸是有利的,因此與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的自轉(zhuǎn)著陸會(huì)有差異。
根據(jù)對模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛結(jié)果的分析,認(rèn)為即使不考慮著陸提距后發(fā)動(dòng)機(jī)有功率傳輸?shù)叫韼淼南陆德蕼p小量,直升機(jī)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(zhuǎn)著陸接地試飛。共完成了3次自轉(zhuǎn)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(shí)間歷程曲線,主要操作過程和試飛結(jié)果如下。
圖9 自轉(zhuǎn)著陸接地試飛時(shí)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(dòng), 1.1 s內(nèi)將周期變距桿向后拉53 mm,使直升機(jī)抬頭減速,隨后逐步推周期變距桿,避免直升機(jī)抬頭過大,整個(gè)拉平減速過程用時(shí)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(jī)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(nèi)將總距由23%增加到68%,同時(shí)推周期變距桿減小直升機(jī)姿態(tài);接地時(shí)直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速最低下降到68.7%,隨后恢復(fù)到慢車轉(zhuǎn)速78%左右滑跑。
由于將發(fā)動(dòng)機(jī)置于慢車位,而該機(jī)慢車時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定在78%左右,由前面分析可知,接地時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速為82.2%,即在自轉(zhuǎn)著陸試飛過程直至接地時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速均高于慢車旋翼轉(zhuǎn)速,且沒有功率傳輸?shù)叫?,與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的自轉(zhuǎn)著陸相同。試飛結(jié)果可以表明直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸能力。
本文針對某多發(fā)直升機(jī),開展了自轉(zhuǎn)著陸風(fēng)險(xiǎn)分析方法和試飛方法研究,并進(jìn)行了試飛驗(yàn)證,主要結(jié)論如下:
1)該機(jī)最大起飛重量當(dāng)量懸停時(shí)間為0.8,基本設(shè)計(jì)重量為1.07,可以滿足多發(fā)直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸性能要求,但當(dāng)量懸停時(shí)間偏小,比單發(fā)直升機(jī)的自轉(zhuǎn)能力弱;
2)在典型的拉平仰角15°~25°范圍內(nèi),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(zhuǎn)著陸程序,可以將該機(jī)的自轉(zhuǎn)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(zhuǎn)著陸要求,表明該機(jī)具備安全自轉(zhuǎn)著陸能力;
4)基于本文建立的方法,國內(nèi)飛行員首次完成了多發(fā)直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸接地試飛,表明國內(nèi)飛行員已經(jīng)具備開展多發(fā)直升機(jī)自轉(zhuǎn)著陸試飛的能力。
由于自轉(zhuǎn)著陸的安全與飛行員個(gè)人的操作習(xí)慣有關(guān),如拉平速度,桿量大小,推桿擺平直升機(jī)的時(shí)機(jī)和速度,提距的時(shí)機(jī)等,因此使用本文的試飛方法和試飛結(jié)果應(yīng)結(jié)合飛行員的操作習(xí)慣差異。