某型直升机重量重心包线拓展试飞技术

王之瑞，孙 光，陆永杰，张 凯，刘昊阳

(1.中国人民解放军95966部队，黑龙江 哈尔滨 150066; 2.中国人民解放军95960部队，陕西 西安 710089;3.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001; 4.哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，黑龙江 哈尔滨，150066)

0 引言

直升机的重心限制是直升机的重要限制之一，直接影响直升机的飞行安全。一旦直升机重心超出限制标准，将会导致直升机失去平衡，进而引发飞行事故[1]。批生产的直升机出现重心超限问题，会导致强制推迟直升机的交付试飞，进而推迟整机的交付时间，不仅会浪费大量的人力、物力和财力，还将对飞行安全产生恶劣影响。

1 某型机重心超限问题

某型机小批投产架次称重后对空机重量进行折算，发现在某个飞行任务剖面中有90%的架次存在纵向重心靠后的问题，有40%的架次存在横向重心靠右的问题，如图1、图2所示。

针对批产机称重折算结果与合格判据偏离，不满足全机重心包线限制的问题，借鉴其他型号经验，对重量重心包线进行拓展调整。纵向重心小包线后极限后移0.027m，横向重心右极限右移0.005m，使该任务剖面的重量重心满足拓展后的重量重心包线要求(如图3、图4)，并对此重量重心拓展进行可实施性分析和试飞验证。

图2 某型机横向重心示意图

图3 拓展后的纵向重心示意图

图4 拓展后的横向重心示意图

2 重量重心拓展可实施性分析

2.1 重量重心拓展对载荷的影响

根据直升机设计参数和机身风洞试验数据，在两种典型重量下选取对寿命影响较明显的悬停、前飞、转弯、俯冲拉起等状态，计算重量重心处于拓展状态的载荷，与原重量重心包线极限位置状态载荷进行建模对比分析。直升机载荷计算状态如表1所示。

载荷对比结果如图5-图10所示。由载荷对比结果可以看出，重量重心包线拓展后，个别小载荷状态载荷略有增加，大载荷状态载荷均有明显下降。综合分析可得结论：重心处于拓展区域时载荷整体量级变小，重心包线拓展后的载荷未超出原载荷谱范围，不影响寿命评估结论。

表1 直升机载荷计算状态

图5 小重量状态桨毂弯矩对比

图6 大重量状态桨毂弯矩对比

图7 小重量状态拉杆动载对比

图8 大重量状态拉杆动载对比

2.2 重量重心拓展对飞行品质的影响

为确保直升机重量重心包线调整后的安全性和舒适性，在直升机大重量、小重量状态下，分别对重量重心包线调整前后的状态进行了分析，主要包括平衡性和动稳定性两个方面。

图9 小重量状态助力器动载对比

图10 大重量状态助力器动载对比

重心包线调整前后的悬停、前飞、侧后飞平衡特性理论计算结果如图11-图19所示。

图11 悬停、平飞总距对比图

图12 悬停、平飞纵向操纵对比图

图13 悬停、平飞横向操纵对比图

图14 悬停、平飞尾桨距对比图

图15 悬停、平飞俯仰角对比图

图16 悬停、平飞滚转角对比图

重量重心包线拓展前后，大重量、小重量后重心动稳定性变化不大，如图20-图22所示。通过动稳定性分析可以看到，接通飞控系统时，全机悬停及前飞动稳定性与调整前相当，在数值上略有下降，飞行品质等级未发生变化，满足飞行品质规范要求。

图17 右侧飞操纵量对比图

图18 左侧飞操纵量对比图

图19 后飞操纵量对比图

3 试飞验证

选取重量重心偏移较为严重的某架该型直升机，根据重量重心包线拓展需要，开展典型科目试飞验证。试飞科目包括平衡性试飞和动稳定性试飞。

平衡性试飞包括悬停、侧后飞、前飞等科目；动稳定性试飞为悬停和前飞状态接通飞控系统脉冲操纵科目，重量重心均为调整后的状态。

图20 悬停动稳定性

图21 前飞纵向动稳定性

图22 前飞横向动稳定性

3.1 平衡性试飞

直升机悬停、前飞和侧后飞平衡性试飞方法及结果如下文所示。各飞行状态操纵量均有10%以上的余量，滚转姿态在合理范围，直升机平衡特性满足《某型直升机飞行品质规范》要求。

3.1.1 悬停平衡性试飞

试飞状态：在以机轮离地高度20m～40m稳定悬停1min。

试飞要求：给出总距操纵、纵向操纵、航向操纵、横向操纵、俯仰角、倾斜角和偏航角的平衡结果。

试飞结果如图23所示，悬停时，直升机平稳性较好。

图23 悬停操纵量对比图

3.1.2 前飞平衡性试飞

试飞状态：平飞速度80km/h～260km/h，每隔20km/h测试一个速度点，每个速度点保持稳定平飞1min。

试飞要求：给出总距操纵、纵向操纵、航向操纵、横向操纵、俯仰角、倾斜角和偏航角的平衡结果。

试飞结果如图24、图25所示。前飞时，随速度的增大，纵向操纵增加，俯仰角低头姿态增大，且纵向操纵对速度的变化是平滑的，基本上是线性的，其局部梯度是稳定的，俯仰角局部梯度是稳定的。

图24 小重量前飞操纵量对比图

图25 大重量前飞操纵量对比图

3.1.3 后飞侧后飞平衡性试飞

试飞状态：左、右侧飞及后飞速度50 km/h 、65km/h，稳定时间保持15s。

试飞要求：给出总距操纵、纵向操纵、航向操纵、横向操纵、俯仰角、倾斜角和偏航角的平衡结果。

试飞结果如图26-图29所示，侧后飞速度均达到65km/h指标要求。

图26 小重量后飞、侧飞操纵量对比图

图27 大重量后飞、侧飞操纵量对比图

3.2 动稳定性试飞

直升机悬停、前飞动稳定性的试飞结果如下文所示。由结果可以看出，接通飞控系统时，该型机的动稳定性满足等级1要求。

图28 小重量45°侧飞操纵量对比图

图29 大重量45°侧飞操纵量对比图

3.2.1 悬停动稳定性试飞

试飞状态：以脉冲输入进行纵、横、航向飞行试验。 (脉冲幅度约1cm，脉冲宽度约0.5s，每次激励前保持稳定飞行5s，激励后保持各操纵通道固持15～20s)。进行动稳定性试飞时其他操纵均固持。

试飞要求：试飞员进行库珀-哈珀等级评定，并给出试飞评述意见。

试飞结果如图30所示，且HQR评定等级均为等级1。

图30 悬停动稳定性

3.2.2 前飞动稳定性试飞

试飞状态：以脉冲输入进行纵向、横向及航向100km/h～180km/h飞行试验。(脉冲幅度约1cm，脉冲宽度约0.5s，每次激励前保持稳定飞行5s，激励后保持各操纵通道固持15～20s)。进行动稳定性试飞时其他操纵均固持。

试飞要求：试飞员进行库珀-哈珀等级评定，并给出试飞评述意见。

试飞结果如图31、图32所示，且HQR评定等级均为等级1。

图31 前飞纵向动稳定性

图32 前飞横向动稳定性

4 结论与展望

1)经过计算分析与试飞验证，某型机重量重心包线拓展可实施，且调整后的重量重心包线对飞机的安全性和操纵性影响不大。

2)该型直升机重量重心包线拓展试飞后，试飞员对飞行科目均给出了试飞评述意见，HQR和VRS评定良好，直升机各系统工作正常，稳定性好，操纵性和飞行品质符合设计要求。

3)由于重量重心包线的影响，试飞过程中后飞、侧飞科目难度较大，机体振动较大。贴近包线边缘试飞时，不得盲目冒进，应严格遵循循序渐进的原则，逐步增大速度和操纵量，保障安全。

4)通过对重量重心包线的拓展，保障了该型号各任务剖面的完整性和安全性，提升了直升机性能，并且首次完成了该型号重量重心包线拓展试飞验证工作。

5)本文对某型机重量重心包线拓展进行了研究，从理论计算、试飞方法和试飞验证进行了细致的分析和设计验证，为该型号设计、批生产提供了支持，为后续型号设计、试飞提供了宝贵的经验和丰富的设计思路。