AC313直升机风险科目适航验证试飞技术

彭 勇,许宁鑫

(中国直升机设计研究所,江西 景德镇 333001)

0 引言

AC313直升机是我国第一架自行研制的具有自主知识产权的大型民用直升机,最大起飞重量13,000kg。它在直8系列运输直升机研制成果的基础上,换装了复合材料旋翼系统、PT6B-67A发动机,重新研制综合航电系统,并按最新的适航规章《运输类旋翼航空器适航规定》(CCAR-29-R1)的要求对设备、系统、机体结构等进行改装或改进,以适应直升机广泛的民用需求。

为了进入民用市场,2007年8月29日,中国直升机设计研究所向中国民航总局提交了AC313 “型号合格证批准书”申请书,以CCAR-29-R1为审定基础申请A类和B类型号合格证。2007年12月10日,中国民用航空局适航审定司签发型号受理通知书(编号:TC0034A);2012年1月5日,民航局适航审定司颁发了型号合格证,历时5年。

2011年3月,民航华东地区管理局适航审定处和沈阳航空器适航审定中心组成的适航审查组批准了AC313适航验证试飞大纲。同年4月开始,试飞样机进入申请人验证试飞阶段:4月20日至8月11日在景德镇吕蒙机场(海拔40 m)进行平原地区试飞;8月27日至9月30日,先后在青藏高原共和机场(海拔3068 m)、玉树机场(海拔3900 m)进行高原试飞;10月20日至11月25日,继续在吕蒙机场进行平原地区试飞;2012年1月11日至2月5日,在内蒙古海拉尔机场(海拔600 m)进行高寒试飞。试飞期间,局方审查代表和授权的工程委任代表(DER)对申请人验证试飞进行了目击。

AC313开展取证飞行试验共飞行350 h 57 min,409架次,其中:常规科目试飞290 h 2 min/322架次;风险科目试飞 60 h 55 min/87架次[1]。

2011年7月至2012年2月,AC313直升机先后在吕蒙机场、共和机场、玉树机场和海拉尔机场开展风险科目试飞,涉及极限高度-速度包线(又称回避区)、单发失效的起飞和着陆性能、无动力最大和最小旋翼转速、不可超越速度、最大过载、模拟自转着陆等。

试飞采取了循序渐进、逐步逼近的方式。每个飞行架次前均事先确定试飞的关键点,进行风险性评估;结束后立即进行数据处理,分析数据的有效性,为下一架次的试飞实施提供依据。因此,虽然试飞周期异常紧张,但风险科目的试飞方法和实施流程正确,技术保障有序,未出现任何险情。经60多个有效飞行日的试飞,按适航当局批准的试飞大纲完成了全部风险科目的试飞验证。

1 风险科目

根据CCAR-29-R1适用条款,需要通过试飞验证的风险科目包括[2]:

1) 极限高度-速度包线(又称回避区);

2) 单发失效的起飞和着陆性能(A类和B类);

3) 无动力最大和最小旋翼转速;

4) 不可超越速度(有动力和无动力);

5) 限制机动载荷(正过载、负过载系数);

6) 模拟自转着陆。

以上风险科目中,单发失效的起飞和着陆性能、无动力最大和最小旋翼转速、无动力不可超越速度的试飞验证首次在国内开展,其它风险科目首次在直8系列直升机上开展。这些科目具有较高的风险性。

2 测试设备和内容

试飞数据的测试和分析关系到试飞的进程和安全。本次试飞在机上除装有常规测试设备(测量飞行性能、飞行特性参数、振动、温度、电流电压等参数)外,还增加了应变测量、实时监控以及驾驶舱加装操纵量显示等的测试设备和安全保障措施。

2.1 应变测量

在下述关键部件上粘贴应变片,以跟踪其载荷变化:

1) 主桨叶、主桨毂、旋翼阻尼器、弹性轴承;

2) 主桨小拉杆、变距摇臂;

3) 旋翼轴;

4) 自动倾斜器导筒、不动环、扭力臂、防扭臂;

5) 主助力器;

6) 尾桨叶、尾桨阻尼器、变距拉杆、尾桨轴;

7) 主减速器、主减撑杆;

8) 机身和平尾。

2.2 实时监控

为了保证试飞安全,采用车载遥测监控系统,实时监控直升机的飞行参数(包括高度、速度、过载、旋翼转速、发动机功率),旋翼和尾桨等关键部件的载荷,以及驾驶员座椅、仪表板和驾驶杆的振动情况。

地面监控人员将实时监控信息定期报告给飞行指挥员,以便对飞行机组在风险科目试飞中的操纵进行引导和限制。

2.3 驾驶舱加装操纵量显示

机上自带有总距位移传感器,在机电参数显示器上可实时显示总距杆的操纵量,但缺少驾驶杆和脚蹬操纵量的显示。在进行飞行包线边界试飞时,为便于驾驶员实时掌握操纵余量,通过引接机上飞行参数及音频记录系统的操纵量信号并经模数转换,在机电参数显示器中增加了驾驶杆和脚蹬操纵量的显示,并将操纵余量小于10%行程的操纵量数值显示设置为黄色,起警示作用。

试飞前严格按相应的规范要求完成了测试仪器的标定、机上测试改装和调试,建立了试飞数据处理和有效性分析的流程。

3 风险科目试飞

在正式开展风险科目适航验证试飞前,首先通过科研试飞确定试飞样机的基本性能,包括单发失效(One Engine Inoperative,简称OEI)训练模式的有效性确定,Vtoss(起飞安全速度)、Vy(最佳爬升速度)确定,旋翼转速、不可超越速度(VNE)和过载包线扩展等,同时排除各种可能影响到试飞安全的故障或隐患。科研试飞完成后确认样机具备风险科目适航验证试飞的条件。

3.1 科研试飞

3.1.1 OEI训练模式的有效性

AC313在后续开展的极限高度-速度包线、单发失效的起飞和着陆性能试飞中,均需进行大量的关闭发动机的操作。如全部采取真实关闭发动机的方法,务必使其它两台发动机进入中等应急功率(30 min),甚至最大应急功率(2.5 min),超出发动机维护手册中关于应急功率累计时间的相关规定,造成发动机提前返厂进入大修,影响AC313取证的进度。经核查发现,PT6B-67A发动机的电调控制系统(EEC)具有单发失效训练模式,但国内从未在科研试飞中使用。

为此,AC313首次在国内对真实OEI和OEI训练模式进行了对比试飞,确定OEI训练模式的有效性。对比试飞发现,OEI训练模式下发动机输出的功率略小于真实OEI下的功率。这就意味着使用OEI训练模式试飞得出的回避区、起飞和着陆性能是偏于保守的。试飞结果通报适航审查组后,适航当局同意后续试飞中采用OEI训练模式代替真实OEI进行试飞验证。

3.1.2 确定Vtoss

Vtoss是适用于A类旋翼航空器的起飞安全速度。按CCAR29.59、29.61条款[3-4],发动机在起飞决断点(TDP)后失效后,直升机利用剩余发动机加速至Vtoss;此时直升机的爬升率应不小于0.5 m/s;加速过程中直升机应高于起飞场地10.5 m。

AC313分别在吕蒙机场和玉树机场使用OEI训练模式,当速度稳定在45 km/h时,爬升率为1 m/s。因此确定,海平面和高海拔地区,Vtoss均为45 km/h。

3.1.3 确定Vy

Vy是最佳爬升率对应的速度。按CCAR29.59要求[3-4],Vy时直升机的爬升率应不小于0.75 m/s,保证直升机具有从起飞场地上空300 m处继续加速和爬升的能力。

AC313分别在吕蒙机场和玉树机场使用OEI训练模式,确定吕蒙机场Vy为140 km/h,玉树机场Vy为110 km/h。

3.1.4 旋翼转速、不可超越速度和过载包线扩展

1) 旋翼转速包线扩展

为开展回避区、单发失效的起飞和着陆性能、最大和最小旋翼转速、无动力不可超越速度等科目的验证试飞,首先要逐步扩展旋翼转速包线。

AC313无动力最大旋翼转速为232 rpm,最小旋翼转速为180 rpm。AC313在压力高度2000 m,Vy附近,通过模拟自转对无动力旋翼转速包线进行扩展试飞。经多次模拟自转飞行,逐步扩展了旋翼转速包线,最大旋翼转速试飞值为243 rpm,最小旋翼转速试飞值为170 rpm。

2) 不可超越速度包线扩展

AC313分别在压力高度1000 m和3000 m,全发工作状态,对不可超越速度包线进行了扩展试飞。试飞从0.8VNE开始进行逐步测试,直至1.11VNE;同时在VNE时,进行了30°的左、右坡度转弯。

3) 过载包线扩展

AC313以最大起飞重量13000 kg,压力高度1000 m,对过载包线(包括正过载和负过载)进行了扩展试飞。正过载从1.0开始,以0.2的幅度逐步增加,直至最大正过载。负过载从0.7开始,以0.2的幅度逐步减小,直至最大负过载。

最大正过载试飞值达1.8,接近限制值。最小负过载达0.3,试飞中发现很难达到负过载。

3.2 极限高度-速度包线(回避区)

为验证CCAR29.87条款的符合性,AC313首次开展回避区的试飞。

AC313分别在吕蒙机场、共和机场和玉树机场开展了回避区试飞。以AC313 在吕蒙机场,起飞重量13000 kg,压力高度100 m,大气温度37℃～39℃的回避区试飞结果为例(见图1),描述回避区的主要试飞方法。

图1 海平面,13000 kg的回避区

试飞中绝大部分测试点采用OEI训练模式,个别测试点采用真实OEI进行对比。结合图1,回避区主要试飞方法如下:

1) 确定有地效悬停最大高度点

如图1的A点(0 km/h,7 m)。

直升机悬停于地面上某高度,OEI着陆,高度按1 m～2 m的幅度增加,直到工作负荷过高、下降率过大或者旋翼转速下降较快很难恢复。

2) 确定回避区的下边界

如图1的A点-B点的曲线。

直升机在第1步试验中确定的悬停高度从静止加速到5 km/h,OEI着陆,高度按1 m的幅度增加,直到工作负荷过高或者下降率过大,确定能复飞的高度、速度最大的结合点。然后增加前飞速度并重复试验直到达到Vtoss。

3) 确定拐点

如图1的C点(30 km/h,30 m)。

直升机飞行速度高于Vtoss,飞行高度在第2步试验的基础上增加,OEI,复飞加速到Vy,然后减少速度并重复试验直到减速到Vtoss。

4) 确定回避区的上边界

如图1的D点-C点的曲线。

直升机飞行速度为Vtoss,飞行高度在第3步试验确定的高度基础上增加,OEI,复飞加速到Vy,然后减少速度并重复试验直到飞行轨迹下降到离起飞场地高度低于10 m。最后以高度5 m逐步增加并重复试验,直到减速到空速0 km/h。

图1中D点(无地效悬停最低点)定义为离地高度70 m。

3.3 单发失效的起飞和着陆性能(A类和B类)

为验证CCAR29.53、29.55、29.59、29.61、29.62、29.77、29.79、29.81和29.85等条款的符合性,AC313首次在国内开展A类起飞和着陆性能试飞。

为验证CCAR29.63、29.83条款的符合性,AC313首次开展B类的起飞和着陆性能试飞。

AC313分别在吕蒙机场、共和机场和玉树机场,以最大和最小起飞重量,开展了A类和B类起飞和着陆性能试飞验证。其中,A类起飞和着陆性能分别以无障碍机场和直升机平台(35 m×35 m)进行试飞验证,每个起飞和着陆性能试飞点均重复5次,4次采用OEI训练模式,1次采用真实OEI;B类起飞和着陆性能在无障碍机场进行试飞验证,采用最大起飞重量,每个试飞点重复2次,1次采用OEI训练模式,1次采用真实OEI。

3.3.1 A类起飞性能-无障碍机场

进行A类起飞性能试飞验证前,应先确定起飞决断点(TDP)。

按CCAR29.55条款,进行确定TDP的试飞。AC313经多次试飞确定TDP为40 km/h,20 m。TDP确定后,即可开展起飞性能验证,包括继续起飞和中断起飞。

按照CCAR29.59条款规定的方法,开展无障碍机场A类继续起飞。试飞结束后按CCAR29.61条款要求计算直升机继续起飞距离。

按照CCAR29.62条款规定的方法,开展无障碍机场A类中断起飞。试飞结束后按CCAR29.62条款要求计算直升机中断起飞距离。

试飞结果表明,A类起飞剖面是安全的,起飞通道和回避区有一定间隙。单台发动机在TDP之前失效,直升机能够安全着陆;单台发动机在TDP之后失效,直升机能够继续起飞或安全着陆。

3.3.2 A类着陆性能-无障碍机场

进行A类着陆性能试飞验证前,应先确定着陆决断点(LDP)。

按CCAR29.77条款,进行确定LDP的试飞。AC313经多次试飞确定LDP为40 km/h,35 m。LDP确定后,即可开展着陆性能验证,包括继续着陆和中断着陆。

按照CCAR29.79、29.83条款规定的方法,开展无障碍机场A类继续着陆。试飞结束后按CCAR29.81条款要求计算直升机着陆距离。

按照CCAR29.79、29.85条款规定的方法,开展无障碍机场A类中断着陆。

试飞结果表明,单台发动机在LDP之前失效,直升机能够复飞或安全着陆;单台发动机在LDP之后失效,直升机能够安全着陆。

3.3.3 A类起飞性能-直升机平台

同无障碍机场的A类起飞性能验证一样,直升机平台上验证A类起飞性能前,应先确定TDP。AC313经多次试飞确定TDP为0 km/h,35 m。TDP确定后,即可开展起飞性能验证,包括继续起飞和中断起飞,起飞方法不同于无障碍机场。

继续起飞:直升机在平台上悬停起飞,采用后退飞行进行爬升;后飞至TDP后,单发失效,按照CCAR29.59条款规定的剖面进行复飞。试飞结束后按CCAR29.61条款要求计算直升机继续起飞距离。

中断起飞:直升机在平台上悬停起飞,采用后退飞行进行爬升;后飞至TDP前,单发失效,直升机进行着陆直至完全停止在直升机平台内。由于直升机仍然落在平台内,因此无需计算中断起飞距离。

试飞结果表明,A类起飞剖面是安全的;单台发动机在TDP之前失效,直升机能够安全着陆;单台发动机在TDP之后失效,直升机能够继续起飞或安全着陆。

3.3.4 A类着陆性能-直升机平台

同无障碍机场的A类着陆性能一样,直升机平台上验证A类着陆性能前,应先确定LDP。AC313经多次试飞确定LDP为40 km/h,35 m,与无障碍机场的LDP相同。LDP确定后,即可开展着陆性能验证,包括继续着陆和中断着陆。着陆方法同无障碍机场。

试飞结果表明,单台发动机在LDP之前失效,直升机能够复飞或安全着陆;单台发动机在LDP之后失效,直升机能够安全着陆。

3.3.5 B类起飞和着陆性能

为验证CCAR29.63条款的符合性,AC313需在无障碍机场开展B类起飞和着陆性能。AC313以最大起飞重量加速至指定速度,单台发动机失效,直升机进行OEI着陆或复飞。

试飞结果表明,直升机B类起飞和着陆通道完全避开回避区。直升机在发动机失效点,可继续爬升,爬升过程中离起飞场地高度未低于15 m。

3.4 无动力最大和最小旋翼转速

为验证CCAR29.33、29.1509条款的符合性,AC313需验证无动力下的最大及最小旋翼转速。

AC313无动力时,通过自转验证最大旋翼转速(232 rpm)和最小旋翼转速(180 rpm),并有足够的旋翼转速余量。

验证无动力飞行时,最大旋翼转速需达到1.05倍限制值,即243 rpm(1.05×232 rpm);最小旋翼转速需达到0.95倍限制值,即171 rpm(0.95×180 rpm)。

AC313分别在吕蒙机场和海拉尔机场,通过不可超越速度与旋翼转速的组合,对以下状态进行了旋翼转速验证:

1) 1.11VNE(无动力), 最大旋翼转速(232 rpm);

2) 1.11VNE(无动力),最小旋翼转速(180 rpm);

3)VNE(无动力), 1.05倍最大旋翼转速(243 rpm);

4)VNE(无动力),0.95倍最小旋翼转速(171 rpm)。

试飞结果表明,无动力飞行时,通过总距杆可将旋翼转速控制在规定的范围内,且不需要特殊的驾驶技巧,同时旋翼转速满足5%的余量要求。

3.5 不可超越速度

为验证CCAR29.1503、29.1505条款的符合性,AC313需验证有动力、无动力下的不可超越速度能达到设计值的1.11倍。

AC313在吕蒙机场和海拉尔机场对以下状态进行了不可超越速度验证。

1)吕蒙机场

有动力(全发工作),1.11VNE;

有动力(单发失效),1.11VNE;

有动力(双发失效),1.11VNE;

无动力(三发失效),最大旋翼转速(232 rpm),1.11VNE;

无动力(三发失效),最小旋翼转速(180 rpm),1.11VNE。

2)海拉尔机场

有动力(全发工作),1.11VNE;

无动力(三发失效),最大旋翼转速(232 rpm),1.11VNE。

试飞结果表明,全发工作、单发失效、双发失效状态下有动力不可超越速度相同,有动力、无动力下不可超越速度均能达到设计值的1.11倍;同时在该速度时纵向操纵余量较大,振动满足要求,无颤振现象。

3.6 限制机动载荷

为验证CCAR29.337条款的符合性,AC313需验证限制机动载荷。

AC313在吕蒙机场,以起飞重量11000 kg和13000 kg,分别在压力高度1000 m和3000 m进行了限制机动载荷系数试飞验证。

3.6.1 正限制机动载荷系数试飞方法

在以往的正限制机动载荷系数试飞中,大多采用俯冲拉起机动进行试飞验证。该方法获得的过载不能长时间保持稳定,且对驾驶技术具有较高要求,稍有操纵不慎就可能导致载荷系数超出限制,造成机体结构损坏。因此,本次试飞中,采用水平转弯的试飞方法进行正限制机动载荷验证。具体方法如下:

1) 直升机以150～180 km/h的速度平飞进入,侧压驾驶杆进行转弯飞行;

2) 坡度角逐步增加,检查载荷值;

3) 直到载荷达到限制值,保持稳定后改出。

3.6.2 负限制机动载荷系数试飞方法

1) 直升机以不大于180 km/h的速度平飞;

2) 后拉驾驶杆,使直升机抬头,再进行快速推杆机动,并在推杆后适当放总距以获得需要的过载,达到规定的载荷系数时改出。

试飞结果显示:最大正载荷系数为1.911,小于限制的机动载荷系数2.0;最小负载荷系数为0.168,大于限制的机动载荷系数-0.5。结果表明飞行中超过所选取系数的概率极小,满足CCAR29.337条款要求。

3.7 模拟自转着陆

为验证CCAR29.141、29.75条款的符合性,AC313需验证自转着陆性能。

由于1996年以来,新的FAA对于A类旋翼航空器,删除了三发完全关车后的自转着陆要求,因此本次试飞采用空中模拟自转着陆进行验证。

在开展自转着陆验证前,按CCAR29.143条款要求,应完成有动力VNE减速至无动力VNE,然后加速至无动力1.11VNE的试飞验证。试飞结果表明,当最后一台工作发动机失效时,直升机可安全地减速到无动力的VNE,直升机可在低于无动力的VNE进入自转,且不需要特殊的驾驶技巧。

AC313完成CCAR29.143条款验证后,即可开展自转着陆验证。

AC313以起飞重量13000 kg,飞行中将三台发动机置于地慢状态模拟发动机全部失效,分别在压力高度1500 m和4000 m的空中模拟自转着陆。

主要试飞方法如下:

1) 直升机在高于着陆场地(空中模拟)500 m以上, 以Vy平飞;

2) 将1号、2号发动机置于地慢,模拟双发失效;

3) 直升机以单发最大可用功率飞行;

4) 将3号发动机置于地慢,模拟三台发动机全部失效;

5) 加速飞行至预定的拉平速度;

6) 离着陆场地高度100 m,操纵驾驶杆使直升机仰角增至约12°,进行拉平;

7) 控制旋翼转速不大于232 rpm,前飞速度减至90 km/h;

8) 拉平阶段,直升机下降率约6 m/s;

9) 拉平结束阶段,直升机仰角低于10°,瞬时增加总距进行着陆,此时直升机下降率低于1 m/s。

模拟自转着陆试飞结果表明,最后一台工作发动机失效后,直升机安全进入自转,离着陆场地200 m内,操纵直升机可降低前飞速度和下降率,使接地速度达到90 km/h。直升机的飞行操纵是正常的,不需要特殊驾驶技巧,满足CCAR29.141,29.75条款的要求。

4 结论

AC313直升机按适航规章《运输类旋翼航空器适航规定》(CCAR-29-R1)的要求进行了全部风险科目的试飞验证。试飞完成后,直升机完好无损。试飞结果表明,AC313直升机符合CCAR-29-R1相关条款的要求。

试飞采取循序渐进、逐步逼近的方式,通过对试飞风险科目关键点和风险性的评估,结合数据处理和分析,可以保证试飞验证的有效性和试飞安全。

AC313直升机绝大部分风险科目适航验证试飞属于国内首次。试飞过程中建立的验证方法和获取的经验对今后的民用直升机,尤其是多发直升机开展风险科目适航验证试飞具有指导意义。