陳永祿 王勇

摘要：本文提出了直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)及直升機(jī)A類起飛、著陸性能驗(yàn)證試飛方法，針對(duì)某型機(jī)進(jìn)行了起飛決斷點(diǎn)、著陸決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)，對(duì)飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析，給出了臨界決斷點(diǎn)及在300m跑道上A類起飛、著陸性能試驗(yàn)結(jié)果，并明確了臨界決斷點(diǎn)飛行安全關(guān)鍵技術(shù)，更有助于其他直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)的順利開展。

關(guān)鍵詞：臨界決斷點(diǎn)；起飛性能；A類著陸；發(fā)動(dòng)機(jī)失效；庫(kù)珀-哈勃；應(yīng)急功率

中圖分類號(hào)：V242.44文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.010

直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)是作為起飛或著陸過程中出現(xiàn)單發(fā)失效后是否需要立即著陸的分割點(diǎn)，是依據(jù)直升機(jī)完成繼續(xù)起飛和中斷著陸所需能量最小的概念提出的。在全發(fā)工作狀態(tài)起飛過程中，一旦出現(xiàn)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效（one engine inoperative，OEI），必須選擇繼續(xù)起飛，或者中斷起飛。直升機(jī)在起飛或著陸的過程中，在達(dá)到臨界決斷點(diǎn)關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，都能夠完成繼續(xù)起飛或中斷著陸[1-2]。準(zhǔn)確確定直升機(jī)的臨界決斷點(diǎn)，能夠指導(dǎo)和幫助飛行員在起飛和著陸階段，在關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效后做出正確的判斷，操縱直升機(jī)繼續(xù)起飛或著陸，確保飛行安全。

在CCAR-29部《運(yùn)輸類旋翼航空器適航規(guī)定》中規(guī)定旋翼航空器在起飛決斷點(diǎn)時(shí)，關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，能夠保持起飛航跡最低離地高度不低于4.5m，高度上升到11m時(shí)，速度達(dá)到起飛安全速度（VTOSS）；旋翼航空器在著陸決斷點(diǎn)時(shí)，關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，直升機(jī)中斷著陸復(fù)飛航跡，最低離地高度不低于4.5m。繼續(xù)著陸距離是從著陸場(chǎng)地上空15m的點(diǎn)到停止點(diǎn)之間測(cè)得的水平距離，放棄起飛距離通常是從起飛開始時(shí)旋翼航空器上給定的參考點(diǎn)，到著陸完全停止后旋翼航空器上同一參考點(diǎn)之間測(cè)得的距離，這段距離還應(yīng)加上旋翼航空器的長(zhǎng)度。

直升機(jī)的臨界決斷點(diǎn)包含在開闊場(chǎng)地、有限場(chǎng)地和高架平臺(tái)的起飛、著陸決斷點(diǎn)。本文根據(jù)CCAR-29部的規(guī)定，結(jié)合直升機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性，對(duì)300m有限場(chǎng)地的起飛、著陸決斷點(diǎn)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)與分析。

1試飛方法設(shè)計(jì)與分析

直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)試飛需要在確定了直升機(jī)H-V包線的基礎(chǔ)上開展，在起飛和著陸軌跡上確定出動(dòng)能（空速）與位能（高度）的最小組合值，以保證在一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)完全失效后能夠完成繼續(xù)起飛，并且在繼續(xù)起飛時(shí)，直升機(jī)的最低離地高度不低于4.5m；在中斷著陸時(shí)，直升機(jī)的最低離地高度不低于4.5m。對(duì)A類直升機(jī)而言，適航取證時(shí)，不但要確定臨界決斷點(diǎn)，還要確定其起飛距離和著陸距離，并確定一個(gè)可供選擇、滿足要求的起飛場(chǎng)地。該項(xiàng)試驗(yàn)需要首先設(shè)計(jì)起飛剖面和著陸剖面，并且要考慮到一般技術(shù)水平的飛行員都能夠按照此剖面飛行。某型直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)試飛起飛剖面和著陸剖面設(shè)計(jì)如圖1所示，為了加以對(duì)比分析，圖中著陸軌跡的速度用負(fù)數(shù)表示，起飛軌跡的速度用正數(shù)表示。

1.1直升機(jī)A類起飛性能及起飛決斷點(diǎn)的確定

直升機(jī)A類起飛性能主要是指當(dāng)關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)在臨界決斷點(diǎn)或之前失效時(shí)，直升機(jī)能夠安全著陸，或者關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)在臨界決斷點(diǎn)或之后失效時(shí)，直升機(jī)能夠繼續(xù)起飛。直升機(jī)起飛決斷點(diǎn)主要是針對(duì)直升機(jī)的A類性能而言的[3]。在起飛剖面上選取高于VTOSS的速度及高度組合點(diǎn)作為起始試驗(yàn)點(diǎn)。飛行員按照?qǐng)D1預(yù)定的起飛剖面起飛，在到達(dá)動(dòng)作點(diǎn)1（40m，93km/h）時(shí)，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，此時(shí)直升機(jī)處于OEI工作狀態(tài)，通過觀察直升機(jī)的最低離地高度是否為4.5m來決定該點(diǎn)是否為繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)。在該起飛剖面上，采取逐步向下逼近的方法，依次在動(dòng)作點(diǎn)2～4將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，觀察直升機(jī)在OEI工作狀態(tài)下的最低離地高度。如果在某一動(dòng)作點(diǎn)將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位以后，直升機(jī)在繼續(xù)起飛過程中，最低離地高度達(dá)到4.5m，則該動(dòng)作點(diǎn)即為該起飛剖面上繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)。

以300m有限場(chǎng)地為例，驗(yàn)證直升機(jī)在繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)處，關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效后能否安全著陸，即可確定該型直升機(jī)在300m場(chǎng)地上是否具備A類起飛性能，同時(shí)也可以確定出該直升機(jī)的起飛決斷點(diǎn)。為了便于更加直觀地確定直升機(jī)的A類性能，直升機(jī)起飛點(diǎn)設(shè)置在跑道頭，飛行員按照?qǐng)D1中預(yù)定的起飛剖面起飛，在到達(dá)動(dòng)作點(diǎn)5（2m，28km/h）時(shí)，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，此時(shí)直升機(jī)處于單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效（OEI）工作狀態(tài)，通過觀察直升機(jī)的中斷起飛距離來判斷是否繼續(xù)進(jìn)行下一動(dòng)作點(diǎn)。采用從低點(diǎn)逐步向上拓展的方法逼近繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)，如果直升機(jī)在繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)處單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效，能夠在300m場(chǎng)地上實(shí)現(xiàn)安全著陸，則該直升機(jī)在該場(chǎng)地上具備A類起飛性能，并且該點(diǎn)就是該型直升機(jī)在300m場(chǎng)地上的起飛決斷點(diǎn)。

1.2直升機(jī)A類著陸性能及著陸決斷點(diǎn)的確定

直升機(jī)的A類著陸性能主要是指一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)在著陸決斷點(diǎn)（landing disruption point，LDP）失效后，允許旋翼航空器在可用的跑道上著陸，或在著陸場(chǎng)地上空的下降高度不低于15ft（1ft=0.3048m）時(shí)中斷著陸。直升機(jī)著陸決斷點(diǎn)的確定主要是在著陸剖面上選取高于前期試飛得出的起飛決斷點(diǎn)的速度及高度組合點(diǎn)作為起始試驗(yàn)點(diǎn)。飛行員按照?qǐng)D1中預(yù)定的著陸剖面著陸，在到達(dá)動(dòng)作點(diǎn)8（34m，102km/h）時(shí)，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，此時(shí)直升機(jī)處于OEI工作狀態(tài)，通過觀察直升機(jī)在復(fù)飛過程中的最低離地高度是否為4.5m來確定該點(diǎn)是否為著陸決斷點(diǎn)[4]。在該著陸剖面上，采取逐步向下逼近的方法，依次在動(dòng)作點(diǎn)9（24m，93km/h）、10（15m，83km/h）將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，觀察直升機(jī)在單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效（OEI）工作狀態(tài)下的最低離地高度。如果在某一動(dòng)作點(diǎn)將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位以后，直升機(jī)最低離地高度達(dá)到4.5m，則該動(dòng)作點(diǎn)即為該著陸剖面上的中斷著陸的最低點(diǎn)。

以300m有限場(chǎng)地為例，驗(yàn)證直升機(jī)在中斷著陸的最低點(diǎn)處，關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效后是否能安全著陸，即可確定該直升機(jī)是否具備A類著陸性能，同時(shí)也可以確定該直升機(jī)的著陸決斷點(diǎn)。為了便于更加直觀地確定直升機(jī)的A類著陸性能，直升機(jī)著陸軌跡上高度為15m的點(diǎn)設(shè)置在跑道頭，飛行員按照?qǐng)D1預(yù)定的著陸剖面著陸，在到達(dá)動(dòng)作點(diǎn)11（2m，46km/h）時(shí)，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位，此時(shí)直升機(jī)處于OEI工作狀態(tài)，通過觀察直升機(jī)的著陸距離來判斷是否繼續(xù)進(jìn)行下一動(dòng)作點(diǎn)。采用從低點(diǎn)逐步向上拓展的方法逼近中斷著陸的最低點(diǎn)，如果直升機(jī)在中斷著陸的最低點(diǎn)處能夠?qū)崿F(xiàn)在300m著陸場(chǎng)地上實(shí)現(xiàn)安全著陸，則該直升機(jī)在該著陸場(chǎng)地上具備A類著陸性能，并且該點(diǎn)就是該型直升機(jī)在300m場(chǎng)地上的著陸決斷點(diǎn)。

2試飛結(jié)果分析及關(guān)鍵技術(shù)

2.1試飛結(jié)果分析

依據(jù)設(shè)計(jì)的直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)試飛方法，采取循序漸進(jìn)的方式，進(jìn)行了直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)試飛。飛行試驗(yàn)在低海拔機(jī)場(chǎng)進(jìn)行，試驗(yàn)過程中，嚴(yán)格控制重量相對(duì)密度比W/σ。試驗(yàn)過程中，測(cè)試并記錄了以下關(guān)鍵參數(shù)：直升機(jī)最低離地高度、直升機(jī)接地時(shí)的垂直速度、接地時(shí)的水平速度、著陸距離和起飛距離[5]，飛行員給出庫(kù)珀-哈珀（Cooper-Hubble）等級(jí)評(píng)價(jià)。通過試飛得到的臨界決斷點(diǎn)試飛結(jié)果如圖2所示。

由圖2可知，在起飛軌跡上，在動(dòng)作點(diǎn)4（6m，65km/h）將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位時(shí)，在繼續(xù)起飛過程中，最小離地高度為4.5m，則該點(diǎn)即為繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)。在著陸軌跡上，在動(dòng)作點(diǎn)9（24m，93km/h）將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位時(shí)，在中斷著陸過程中，最小離地高度為4.5m，則該點(diǎn)即為中斷著陸的最低點(diǎn)。將繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)和中斷著陸的最低點(diǎn)進(jìn)行對(duì)比可知，中斷著陸的最低點(diǎn)的動(dòng)能（速度）和位能（高度）均大于繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)，這是因?yàn)橹鄙龣C(jī)的動(dòng)量在中斷著陸的最低點(diǎn)是減小的，而在繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)是增大的。

在起飛軌跡上，在動(dòng)作點(diǎn)7（2m，37km/h）將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位時(shí)，在中斷起飛過程中，著陸滑行距離為280m，接近有限著陸場(chǎng)地長(zhǎng)度限制（300m）。而該動(dòng)作點(diǎn)并未與繼續(xù)起飛的最低點(diǎn)重合。因此，在300m的場(chǎng)地上，該型機(jī)不具備A類起飛性能，無起飛決斷點(diǎn)。

在著陸軌跡上，發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作狀態(tài)下著陸距離和在下滑軌跡上的任一點(diǎn)（包括著陸決斷點(diǎn)）將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位時(shí)的著陸距離均為280m。因此，在300m的著陸場(chǎng)地上，該型機(jī)具備A類著陸性能，中斷著陸的最低點(diǎn)即為該型直升機(jī)在300m場(chǎng)地上的著陸決斷點(diǎn)。

2.2試飛關(guān)鍵技術(shù)

由于直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)具有極大的風(fēng)險(xiǎn)，進(jìn)行臨界決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)時(shí)，必須采取小步長(zhǎng)逐步逼近、返回檢查的原則[6]，開展該項(xiàng)目試飛的關(guān)鍵技術(shù)如下：

（1）對(duì)于起飛、著陸決斷點(diǎn)試飛，確定一個(gè)正常的增速起飛和下滑著陸軌跡非常重要，并且每次都要沿著這個(gè)相同的軌跡起飛、著陸，以確保進(jìn)行臨界決斷點(diǎn)試驗(yàn)結(jié)果的有效性。

（2）在進(jìn)行起飛決斷點(diǎn)試飛時(shí)，由于是加速上升的過程，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位后，總距位置較高，此時(shí)工作發(fā)動(dòng)機(jī)容易進(jìn)入應(yīng)急功率狀態(tài)，應(yīng)迅速減小總距，然后再增加功率至單發(fā)最大連續(xù)狀態(tài)，以減小下降率。

（3）在進(jìn)行著陸決斷點(diǎn)試飛時(shí)，由于是消速下滑的過程，將關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)油門置于慢車位后，總距位置較低，應(yīng)迅速增加功率至單發(fā)最大連續(xù)狀態(tài)，以減小下降率。

（4）在進(jìn)行著陸決斷點(diǎn)試飛時(shí)，對(duì)于同一條著陸軌跡，當(dāng)所有發(fā)動(dòng)機(jī)都正常工作時(shí)，直升機(jī)能夠沿著該軌跡在有限長(zhǎng)度的場(chǎng)地上安全著陸，則在該軌跡上的任何一點(diǎn)，關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，直升機(jī)均可沿著該軌跡在相同長(zhǎng)度的著陸場(chǎng)地上安全著陸。

（5）對(duì)于橇式直升機(jī)，在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)車后接地滑行時(shí)，不要立刻將總距放到底，否則容易引起直升機(jī)航向偏轉(zhuǎn)或橫向側(cè)移，偏出跑道。

3結(jié)束語

直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)是直升機(jī)適航取證的必需環(huán)節(jié)，本文針對(duì)某型直升機(jī)進(jìn)行了臨界決斷點(diǎn)試飛，所設(shè)計(jì)的直升機(jī)臨界決斷點(diǎn)飛行試驗(yàn)方法在安全的基礎(chǔ)上更加有效地在起飛、著陸剖面上確定臨界決斷點(diǎn)，能夠指導(dǎo)和幫助飛行員正確處置在起飛和著陸軌跡上關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)失效的特情，也為其他直升機(jī)開展A類性能的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證提供了參考和借鑒。

參考文獻(xiàn)

[1]Johnson W. Helicopter optimal descent and landing after power loss[R]. NASATM 73244，1977.

[2]張宏林，馬庚軍.軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范發(fā)展與展望[J].航空科學(xué)技術(shù)，2018，29（8）：7-11. Zhang Honglin， Ma Gengjun. Development and prospect of the military helicopter flying quality specification[J]. Aeronautical Science & Technology，2018，29（8）：7-11.（in Chinese）

[3]韓東.變轉(zhuǎn)速旋翼直升機(jī)性能及配平研究[J].航空學(xué)報(bào)，

2003（7）：1241-1248. Han Dong. Research on performance and trim of variable speed rotor helicopter[J]. Acta Aeronautical et Astronautia Sinica， 2003（7）：1241-1248.（in Chinese）

[4]Lee A Y，Bryson A E，Hindson W S. Optimal landing of a helicopter in autorotation[J]. Journal of Guidance，Control，and Dynamics，1988，11（1）：7-12.

[5]Kang H，Saberi H，Grandhi F. Dynamic blade shape for improved helicopter rotor performance[C]//5th Annual Forum Proceedings of theAmerican Helicopter Society，2009.

[6]陳永祿，姚海忠.直升機(jī)速度-過載包線拓展飛行試驗(yàn)方法研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程， 2015（12）：1671-1815. Chen Yonglu， Yao Haizhong. Research on extended flight test method of helicopter speed overload envelope [J]. Science and Technologxy and Engineering， 2015（12）：1671-1815.（in Chinese）

Research on Flight Test Method of Critical Decision Point of Helicopter

Chen Yonglu1，Wang Yong2

1. Chinese Flight Test Establishment，Xian 710089，China 2. China Unit 93078 of PLA，Haerbin 150060，China

Abstract： This paper presents helicopter critical decision point and type A take-off and landing performance verification test method. Aiming at a certain type of Helicopter， The flight test of the take-off and landing breakpoint is carried out， The flight test results are analyzed. The critical decision point and the test results of the take-off and landing performance of type A on the 300m runway are given， and the critical decision point flight safety key technology is clarified. It is more conducive to other helicopters critical decision point flight test smoothly.

Key Words：critical decision point；take-off performance；class A landing；engine failure；Cooper-Hubble； emergency power