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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文直升机尾桨卡滞试飞技术研究赵敬超 程卫真（中国飞行试验研究院, 西安, 710089）摘 要：本文对直升机尾桨卡滞现象进行了描述，明确了尾桨卡滞特性飞行试验的试飞目的，设计了一种检查尾桨卡滞后直升机飞行能力的试飞方法，并对直升机尾桨卡滞后飞行能力进行了定量分析，同时确定了尾桨卡滞临界决策点，并针对不同卡滞位置进行了飞行决策分析。关键词：直升机；尾桨卡滞；飞行试验引言尾桨是直升机的重要部件，一旦尾桨发生故障，直升机的航向配平能力会减弱甚至消失，会使直升机置于很危险的境地。直升机尾桨故障事故占到直升机总事故的1520%，是危及直升机飞行安全的重要因素之一。所
2、以对直升机尾桨卡滞后的飞行能力进行试飞检查是非常必要和有价值的。本文的目的就是提供一种试飞方法，对不同尾桨卡滞位置下直升机的飞行能力进行定量分析，并给出相应的飞行决策，为飞行员以及试飞人员提供一定的参考。1 尾桨卡滞状态分析尾桨主要用来平衡直升机主旋翼的反扭矩，尾桨在其工作范围内都可能发生尾桨卡滞。直升机在飞行过程中，尾桨位置是通过脚蹬来操纵的，脚蹬位置与尾桨桨距位置是一一对应的。故本项目用不同脚蹬位置来对不同尾桨位置进行讨论。图1为某型直升机平飞过程中脚蹬操纵位置随速度的变化曲线，其中A、B表示的是脚蹬操纵正负极限位置，O点是脚蹬操纵中立位置，H1点是直升机地效外悬停时脚蹬操纵位置，H2点是
3、直升机地效内悬停时脚蹬操纵位置。本项目没有考虑风对尾桨卡滞后飞行能力的影响，是在静风的条件下进行讨论的。尾桨卡滞分为下述几种情况（如图1所示）：在直升机最大滑跑着陆速度限制条件下，U点对应的尾桨位置为直升机安全滑跑着陆尾桨卡滞位置的上限，D1点对应的尾桨位置为直升机安全滑跑着陆尾桨卡滞位置的下限，此点和H2点很接近，在UD1位置之间发生尾桨卡滞，直升机能以正常滑跑着陆的方式进行着陆，对飞行员的技术要求不高，是直升机发生尾桨卡滞后最安全的着陆方式。D2对应的尾桨位置点为直升机垂直接地方式着陆尾桨卡滞位置下限，在D1D2之间的位置发生尾桨卡滞，直升机可以垂直接地的方法进行安全着陆，接地过程中可能伴
4、随着偏航角速率，接地姿态控制难度大，带有一定的风险。在U点以上或在D2点以下位置发生尾桨卡滞，直升机着陆难度最大，除尾桨正极限位置附近外，直升机难以用自转下滑的方式进行着陆。根据样例直升机自转下滑数据，进行稳定自转下滑，尾桨平衡位置在正极限位置附近。而且，直升机尾桨卡滞后以自转下滑的方式着陆，航向控制较困难，着陆时侧滑角难以消除，所以不推荐以自转下滑的方式进行着陆。本项目的目的就是提供一种试飞方法，定量确定U点、D1点及D2点的位置，在此基础上，对不同尾桨卡滞位置下直升机的飞行能力进行定量分析，并给出相应的飞行决策，为飞行员以及试飞人员提供一定的参考。图1 直升机某飞行重量下脚蹬操纵位置随平飞
5、速度的变化曲线2 直升机尾桨卡滞试飞方法在进行尾桨卡滞飞行特性试飞之前要明确试飞目的，这样才有利于我们进行试飞方法的设计，尾桨卡滞飞行特性试飞的目的有两个：l 验证直升机在尾桨卡滞后是否具有速度调整、高度调整以及返航的能力；l 给出直升机在不同尾桨卡滞位置时的着陆能力试验结果。第二个目的是重点，因为这个结果关系到直升机发生尾桨卡滞后的操纵决策。在不同的脚蹬位置发生尾桨卡滞，直升机的操纵决策也是不同的。在某一脚蹬位置范围内发生尾桨卡滞可通过一定的操纵实现安全正常着陆，这个区域即为安全正常着陆区域；若在这个区域之外发生尾桨卡滞，直升机只能通过垂直接地等非正常的方式着陆。2.1 直升机尾桨卡滞后飞行
6、能力检查此项目用以检查直升机发生尾桨卡滞后的飞行状态调整能力，试飞方法相对简单，采用了初始速度配平状态下固定脚蹬位置模拟尾桨卡滞，操纵直升机变速度及变高度飞行的方法检查尾桨卡滞时速度调整、高度调整及返航的能力。2.2 直升机尾桨卡滞后不同着陆方式对应的尾桨卡滞范围的确定直升机发生尾桨卡滞后的着陆方式有以下几种：滑跑着陆、垂直接地的方式着陆。直升机发生尾桨卡滞后采用何种方式进行着陆是一个非常重要的问题，选择正确的着陆方式可以最大限度的保证飞行员及直升机的安全。直升机安全着陆有如下几个条件的限制：l 接地速度小于滑跑着陆速度限制；l 下降率小于起落架安全限制；l 着陆姿态稳定。本项目考虑以上限制条
7、件，采用近地面模拟着陆的方法进行试飞，通过这种方法可以得到直升机不同着陆方式尾桨卡滞位置临界点，下面对该试飞方法进行简单介绍。2.2.1 滑跑着陆尾桨卡滞位置临界点试飞我们首先讨论滑跑着陆临界点试飞。直升机发生尾桨卡滞后，在一定的尾桨卡滞范围内可进行滑跑着陆。其安全要求为：滑跑接地速度在飞行手册滑跑着陆速度的限制以内、下降率以飞行手册中安全下降率为限制、着陆时侧滑角调整为0。本部分的试飞方法为：使直升机进行稳定平飞，不断变化尾桨卡滞位置，保持脚蹬位置固持来模拟尾桨卡滞，同时操纵直升机返场并进行速度调整，在机场上空，通过操纵总距及周期变距杆使直升机进行无侧滑飞行（可以带有一定下降率），并进行模拟
8、滑跑着陆，滑跑速度按直升机飞行手册进行限制，直至下降率不能满足安全条件。通过试飞可得出在侧滑角为0及滑跑速度小于限制条件下最小着陆下降率随尾桨卡滞位置变化曲线（示意图见图2）。通过该曲线即可得出直升机以滑跑着陆方式安全着陆的尾桨卡滞范围,其中U点及D1点分别为尾桨卡滞上下限。D1点的下降率为0m/s，但此时的接地速度也降低至0km/h，在D1点位置以下发生尾桨卡滞，直升机将不能进行滑跑着陆，所以D1点为下限点，此点与垂直接地方式着陆尾桨卡滞位置上限点重合。图2 滑跑着陆时下降率随尾桨卡滞位置变化曲线2.2.2 垂直接地方式着陆尾桨卡滞位置临界点试飞直升机在某脚蹬位置发生尾桨卡滞（如悬停、垂直爬
9、升、左右侧飞、悬停回转等飞行状态），不具备滑跑着陆的条件时（比如大功率悬停时，不能调整直升机进行无侧滑平飞），可以调整直升机飞行状态至近地面飞行或直升机本身即在近地面飞行，此时如果条件允许可以采用垂直接地的方式进行着陆。此部分试飞方法为：直升机在不同状态进行稳定飞行，保持脚蹬位置固持模拟尾桨卡滞，调整直升机至近地面飞行，柔和调整总距及操纵杆，试验直升机是否能进行和缓下降高度接地着陆，如不能和缓着陆，则操纵直升机至合适位置（避免进入回避区），保持脚蹬固持，关车采用垂直接地的方式进行着陆，直至无法调整直升机进行安全垂直接地着陆为止（下降率不满足安全限制或无法调整直升机姿态进行稳定安全着陆）。经过试
10、验可得出垂直接地着陆情况下下降率随尾桨卡滞位置变化曲线（示意图见图3），在下降率及直升机着陆姿态稳定两个条件限制下，通过该曲线即可得出直升机以垂直接地方式安全着陆尾桨卡滞范围,其中D1及D2点分别为直升机垂直接地方式着陆尾桨卡滞位置上下限。图3 垂直接地方式着陆下降率随尾桨卡滞位置变化曲线3 直升机尾桨卡滞试飞结果分析直升机尾桨卡滞临界点的确定只需要进行滑跑着陆临界点及垂直接地方式着陆临界点的试飞即可。通过型号试飞数据的分析以及模拟器飞行的演示验证，直升机发生尾桨卡滞后以自转下滑方式着陆过程中很难进行航向调整，且该着陆方式对应的尾桨卡滞限制范围很小，所以此着陆方式不推荐。3.1 直升机滑跑着陆
11、尾桨卡滞限制范围的确定通过直升机滑跑着陆方式尾桨卡滞试飞得到了下图结果：图4 某型直升机滑跑着陆最小下降率随尾桨卡滞位置变化曲线试飞架次有限，只得到如图中的两个数据点。从图 7可以看出，图中u点位置为该型直升机安全滑跑着陆尾桨卡滞位置上限。在u点以上发生尾桨卡滞时，该型直升机不能以滑跑着陆的方式进行安全着陆。3.2 直升机垂直接地方式着陆尾桨卡滞范围的确定通过在模拟器上进行直升机垂直接地方式着陆尾桨卡滞试飞得到下图的结果:图5 直升机垂直接地方式着陆最小下降率随尾桨卡滞位置变化曲线通过模拟器的试飞发现，直升机以柔和放总距的方式着陆效果非常好，这种方式能适应更大的尾桨卡滞范围，而以关车坠地的方式
12、进行着陆，由于航向难以进行操纵和控制，造成直升机的着陆姿态非常不稳定，易发生侧翻。图5中的D1和D2点分别是在模拟器试飞中得到的直升机以垂直接地方式着陆对应的尾桨卡滞上下限。3.3 直升机发生尾桨卡滞后的飞行决策综合上述分析，本项目给出直升机发生尾桨卡滞后飞行决策图（示意图）见图6。图6 直升机尾桨卡滞后飞行决策图在图6中，横坐标是尾桨卡滞位置对应的脚蹬位置，如图所示，不同尾桨卡滞位置对应不同的安全着陆方式，除图中滑跑着陆及垂直接地方式着陆对应的尾桨卡滞位置之外，在其他位置发生尾桨卡滞，直升机的着陆风险将会很大。4 结束语本文提出了一种定量分析直升机尾桨卡滞后飞行能力的方法，给出了不同尾桨卡滞
13、位置时直升机发生尾桨卡滞的决策方案，可以对飞行员及试飞人员提供参考，在本文中没有考虑风及飞行重量对直升机的影响。在实际的飞行过程中，飞行员可以利用风以及利用直升机耗油减少飞行重量的方法来降低直升机着陆的难度和风险。这部分内容需进行进一步的分析。参考文献1 高正, 陈仁良.直升机飞行动力学. 科学出版社, 2003.12 R.W.普劳蒂.直升机性能及稳定性和操纵性. 航空工业出版社, 19903 南京航空航天大学.直升机空气动力学 Research on the method of flight test on tail-rotor-lockfor the helicopterZHAO Jing
14、-chao CHENG Wei-zhen(Chinese Flight Test Establishment, Xian, 710089)Abstract:In this thesis,the phenomena of tail-rotor-lock is described,the purpose of the flight test on tail-rotor-lock has been definituded, a method on the examine on thefly-capability after tail-rotor-lock has been designed,which has been quantitatively analyzed at the same time,the critical point of tail-rotor-lock has been gained,and the analysis on fly decision-making after tail-rotor-lock for different places has been done.Key words：helicopter；tail-rotor-lock；flight test
