李生偉，趙德楊，林長亮

（哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司 飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，哈爾濱 150066）

0 引 言

H425-100 型雙發(fā)輕型直升機(jī)是哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司在H425 型機(jī)基礎(chǔ)上換裝大功率發(fā)動(dòng)機(jī)和新型航電系統(tǒng)研制的新型直升機(jī)。與H425 型直升機(jī)相比，H425-100 型機(jī)改善了高原飛行性能，適合中國西部高原地區(qū)使用。

根據(jù)適航規(guī)章要求，為驗(yàn)證直升機(jī)高原飛行性能和飛行特性，需進(jìn)行高原試飛工作。國外對直升機(jī)高原適航驗(yàn)證試飛方法研究比較成熟。F.Gallagher 等研 究 了K-1200 型 直 升 機(jī) 的 高 原 性能，指出直升機(jī)高原性能依賴于許多因素，最重要的有旋翼性能、發(fā)動(dòng)機(jī)性能、縱向操縱余量和自轉(zhuǎn)能力等，根據(jù)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的4 600 m 密度高度下K-1200 型直升機(jī)的參數(shù)，外推了9 100 m 密度高度下直升機(jī)的高原性能，但是外推得出的性能結(jié)果缺乏實(shí)際飛行的驗(yàn)證；J.Schillings 等研究了Bell 412EPI 型直升機(jī)適航驗(yàn)證試飛方法，高原試飛科目包括懸停性能、近地面機(jī)動(dòng)、極限高度速度包線和A 類起飛著陸性能等，但是只在中等高度條件下進(jìn)行了試飛；C.Ockier 等研究了H145 型直升機(jī)在高高原條件下的適航驗(yàn)證試飛方法，在4 000 m 海拔高度的高高原進(jìn)行了A 類起飛、極限高度速度包線、近地面機(jī)動(dòng)能力等科目的試飛，并在5 420 m 海拔高度進(jìn)行了B 類起飛試飛。

國內(nèi)對直升機(jī)高原適航驗(yàn)證試飛技術(shù)缺乏系統(tǒng)研究。田磊等基于直升機(jī)高原試飛結(jié)果研究了直升機(jī)在不同離地高度下懸停時(shí)的地面效應(yīng)函數(shù)模型，確定的地面效應(yīng)函數(shù)模型以直升機(jī)無地效懸停性能為基準(zhǔn)，但是沒有研究準(zhǔn)確地確定直升機(jī)高原無地效懸停性能的方法；宋招枘等研究了直升機(jī)高原滑跑起飛性能試飛技術(shù)，提出了最大起飛質(zhì)量的估算方法，但是滑跑起飛方式主要是軍用直升機(jī)在特殊環(huán)境條件下使用，民用直升機(jī)很少使用；李令等研究了直升機(jī)極限高度速度包線試飛方法，但是對于多發(fā)直升機(jī)極限高度速度包線試飛方法研究不足。

本文研究適航規(guī)章對高高原試飛的要求，確定每種試飛科目的試飛方法；應(yīng)用確定的試飛方法在海拔高度3 950 m 的玉樹巴塘機(jī)場進(jìn)行H425-100 型機(jī)高高原試飛。

1 適航規(guī)章對高高原試飛的要求

根據(jù)市場需求，H425-100 型機(jī)設(shè)計(jì)的使用包線如圖1 所示，其中?為起飛和著陸包線，?為飛行包線。

圖1 H425-100 型機(jī)高度溫度包線Fig.1 Altitude temperature envelope of H425-100

H425-100 型機(jī)最大起飛著陸高度設(shè)計(jì)目標(biāo)為4 572 m 密度高度。為獲得適航批準(zhǔn)，需要在接近最大起飛著陸高度的條件下進(jìn)行試飛。

民用適航規(guī)章允許將近地面機(jī)動(dòng)能力和極限高度速度試驗(yàn)數(shù)據(jù)由演示試驗(yàn)高度外推600 m，懸停、起飛和著陸性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以外推至最大1 200 m 密度高度。因此，為獲得4 572 m 密度高度條件的批準(zhǔn)，需要在超過3 972 m 密度高度條件進(jìn)行高高原試飛。

按照H425-100 型機(jī)適航驗(yàn)證試飛計(jì)劃，在9～10 月之間進(jìn)行高高原試飛，試飛時(shí)的環(huán)境溫度在0～10 ℃之間。為滿足密度高度超過3 972 m 的要求，試驗(yàn)地點(diǎn)壓力高度應(yīng)超過3 650 m。綜合西部地區(qū)民用機(jī)場的海拔高度和機(jī)場交通以及保障設(shè)施條件，最終選擇海拔高度約3 950 m 的青海省玉樹巴塘機(jī)場作為高高原試飛地點(diǎn)。

2 試飛方法和數(shù)據(jù)處理方法

2.1 懸停性能

直升機(jī)懸停性能是制定起飛著陸和極限高度速度包線試飛計(jì)劃的基礎(chǔ)。采用系留懸停法試飛效率高，試飛時(shí)容易控制懸停高度，試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)確。

因巴塘機(jī)場沒有適宜的系留設(shè)施，試飛團(tuán)隊(duì)研制可移動(dòng)式系留平臺，如圖2 所示。在巴塘機(jī)場停機(jī)坪組裝系留平臺，試飛時(shí)通過直升機(jī)外吊掛吊鉤連接系留鋼索。系留鋼索長度根據(jù)試飛大綱規(guī)定的有地效懸停高度和無地效懸停高度確定。

圖2 移動(dòng)平臺懸停系留試驗(yàn)Fig.2 Tethered hover test with removable platform

試飛時(shí)在試飛點(diǎn)附近設(shè)置便攜式氣象站，測量環(huán)境溫度及風(fēng)速等數(shù)據(jù)。按照適航規(guī)章要求，試飛時(shí)風(fēng)速不得超過1.5 m/s。

通過葉素和動(dòng)量理論建立直升機(jī)懸停所需總功率的理論模型，如式（1）所示。

式中：為旋翼槳盤面積；C為旋翼槳葉葉素平均型阻系數(shù)；為直升機(jī)懸停需用功率；為旋翼槳盤半徑；為直升機(jī)旋翼拉力，可以認(rèn)為其值等于直升機(jī)懸停質(zhì)量；為旋翼轉(zhuǎn)速；為直升機(jī)功率傳遞系數(shù)；為空氣密度；為旋翼實(shí)度。

假設(shè)旋翼轉(zhuǎn)速的影響可以忽略，型阻系數(shù)為常數(shù)，將上述關(guān)系式進(jìn)行無因次化處理。對于大多數(shù)常規(guī)旋翼工作狀態(tài)，需用功率與旋翼拉力關(guān)系可以整理為

對于給定直升機(jī)：

式中：為密度比，即直升機(jī)實(shí)際飛行環(huán)境下空氣密度與標(biāo)準(zhǔn)大氣密度之比；為旋翼轉(zhuǎn)速比，即直升機(jī)實(shí)際飛行時(shí)的旋翼轉(zhuǎn)速與旋翼額定轉(zhuǎn)速之比。

懸停性能試驗(yàn)的目的即確定和驗(yàn)證上述關(guān)系的準(zhǔn)確形式，用于后續(xù)的性能擴(kuò)展，其中變量和可以通過懸停試驗(yàn)獲得，拉力系數(shù)由系留懸停試驗(yàn)中一系列的拉力條件確定，功率系數(shù)由與之相應(yīng)的功率條件確定。

OH-58A 直升機(jī)（NACA 0012 翼型）從試飛數(shù)據(jù)中獲得的廣義懸停性能可以表示為C與的關(guān)系曲線，如圖3 所示。當(dāng)C的值較大時(shí)，線性曲線擬合與真正的數(shù)據(jù)不一致，線性形式只是C為中等值時(shí)的合理假設(shè)。假如只在小的C值時(shí)取懸停試驗(yàn)數(shù)據(jù)，則以線性曲線擬合形式外推廣義的懸停性能會引起較大誤差?；谶@個(gè)原因，F(xiàn)AA（美國聯(lián)邦航空管理局）只允許懸停性能數(shù)據(jù)的外推和/或內(nèi)推到最大1 200 m。因此盡可能在大的C范圍內(nèi)從冬天的接近海平面到夏天的高空條件下搜集廣義數(shù)據(jù)的懸停性能試驗(yàn)。

圖3 OH-58A 廣義懸停性能Fig.3 The generalized hover performance of OH-58A

2.2 模擬單發(fā)模式調(diào)整

極限高度速度包線、起飛著陸性能試飛都需要使用單發(fā)工作功率狀態(tài)，而單發(fā)工作功率狀態(tài)累計(jì)使用時(shí)間達(dá)到規(guī)定值后，發(fā)動(dòng)機(jī)需進(jìn)行相應(yīng)的檢查維修工作，這將嚴(yán)重影響試飛工作進(jìn)度。因此，新型發(fā)動(dòng)機(jī)普遍提供模擬單發(fā)模式用于飛行員訓(xùn)練以及試飛。H425-100 型機(jī)也設(shè)計(jì)有模擬單發(fā)模式，該模式的基本原理是使兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)工作在小功率狀態(tài)，兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率之和等于相應(yīng)的單發(fā)應(yīng)急功率。另外，通過調(diào)整控制參數(shù)，模擬單發(fā)模式還能夠模擬發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)的瞬態(tài)變化。

為保證模擬單發(fā)模式準(zhǔn)確模擬發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的動(dòng)態(tài)過程，在進(jìn)行涉及發(fā)動(dòng)機(jī)失效的試飛科目前，首先進(jìn)行模擬單發(fā)模式調(diào)整試飛，然后進(jìn)行真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效試飛，最后進(jìn)行模擬單發(fā)模式試飛。試飛過程中飛行員維持直升機(jī)總距操縱不變，只控制直升機(jī)姿態(tài)和航向。根據(jù)試飛結(jié)果調(diào)整模擬單發(fā)模式控制參數(shù)，最終使模擬單發(fā)模式動(dòng)態(tài)變化過程以及穩(wěn)定輸出功率與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效相一致。

2.3 極限高度速度包線

極限高度速度包線不僅取決于直升機(jī)性能，飛行員的操作時(shí)機(jī)對包線結(jié)果有直接影響。只有在飛行試驗(yàn)中才能準(zhǔn)確確定極限高度速度包線。

如果在試驗(yàn)前能夠預(yù)估極限高度速度包線，將極大地降低試驗(yàn)工作量和試飛風(fēng)險(xiǎn)。不過目前對極限高度速度包線的試飛研究主要針對單發(fā)直升機(jī)，試飛獲得的極限高度速度包線回避區(qū)結(jié)果遠(yuǎn)大于雙發(fā)直升機(jī)在一臺發(fā)動(dòng)機(jī)不工作情況下的回避區(qū)。計(jì)算方法或者基于某些機(jī)型的試飛結(jié)果過于簡單，或者基于優(yōu)化算法等現(xiàn)代技術(shù)過于復(fù)雜，都不適于試飛前預(yù)估計(jì)算。因此極限高度速度包線是所有直升機(jī)性能試驗(yàn)項(xiàng)目中可預(yù)測性最低的。

極限高度速度包線試驗(yàn)一般采用逐步接近方法。下邊界試飛由低高度的有地效懸停開始，使用模擬單發(fā)模式模擬發(fā)動(dòng)機(jī)失效，飛行員操縱直升機(jī)安全著陸。在確認(rèn)著陸的安全性后增加懸停高度重復(fù)試驗(yàn)，直至獲得極限高度速度包線邊界點(diǎn)為止。速度增加10～20 km/h 后繼續(xù)試驗(yàn)，尋找包線邊界上的下一個(gè)點(diǎn)。上邊界試飛由高高度的無地效懸停開始，采用類似的試驗(yàn)順序逐漸尋找包線邊界點(diǎn)。

2.4 起飛著陸性能

直升機(jī)常規(guī)起飛程序，要求按定義的起飛剖面進(jìn)行起飛，爬升至15 m。起飛剖面的定義與最大起飛質(zhì)量密切相關(guān)，應(yīng)保證直升機(jī)能得到這樣的加速度，即在與HV 邊界留有9 km/h 安全余量及滿足功率要求的前提下，隨后加速至爬升速度。試飛目的是通過試飛（結(jié)合HV 包線試飛）確定并驗(yàn)證直升機(jī)B 類起飛剖面，然后按該剖面進(jìn)行試驗(yàn)以對其最大起飛質(zhì)量進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)，同時(shí)檢查其起飛距離。上述過程基于試飛數(shù)據(jù)擴(kuò)展為起飛圖表。

起飛距離與壓力高度和外界大氣溫度相關(guān)。將起飛距離簡化為

式中：H為壓力高度；為外界大氣溫度。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，可以確定公式（5）中的系數(shù)、、、、和，進(jìn)而得到在整個(gè)使用包線內(nèi)的B類起飛距離結(jié)果。

著陸性能即凈空越過50 ft（1 ft=0.304 8 m）障礙后需要的著陸距離，注意著陸航跡同樣需要避開極限高度速度包線，將B 類著陸飛行分為空中段和地面段兩個(gè)階段。假設(shè)每個(gè)階段都是等減速運(yùn)動(dòng)，由運(yùn)動(dòng)學(xué)原理可以得出著陸過程中軸向風(fēng)速、空中段進(jìn)入空速、接地速度、空中段水平距離、地面段水平距離以及相應(yīng)加速度、之間的簡化關(guān)系。

空中段的減速度為

地面段的減速度為

進(jìn)而可以將試驗(yàn)點(diǎn)的數(shù)據(jù)修正至0 風(fēng)速及不同風(fēng)速狀態(tài)。

2.5 近地面機(jī)動(dòng)能力

適航規(guī)章要求在不小于8 m/s 的風(fēng)速下，直升機(jī)在地面或近地面處，進(jìn)行任何機(jī)動(dòng)飛行不會喪失操縱。近地面機(jī)動(dòng)能力通過直升機(jī)沿各種方位進(jìn)行側(cè)飛和后飛來評價(jià)。試驗(yàn)在無風(fēng)條件下進(jìn)行，事先根據(jù)機(jī)場跑道方向計(jì)算直升機(jī)進(jìn)行各種方位飛行時(shí)需要保持的磁航向。試驗(yàn)時(shí)首先在懸停狀態(tài)調(diào)整直升機(jī)航向至需要的方向，試飛員操縱直升機(jī)沿跑道加速飛行，加速至規(guī)定速度后保持一段約15～30 s 的穩(wěn)定飛行。在一次飛行中能夠獲得一個(gè)方位直到最大允許速度的所有結(jié)果。

直升機(jī)近地面機(jī)動(dòng)能力主要由尾槳設(shè)計(jì)所決定。進(jìn)行近地面機(jī)動(dòng)能力試飛時(shí)，為方便駕駛員了解直升機(jī)能力，在駕駛桿和腳蹬處加裝軟尺。在接近操縱限制時(shí)試飛員可以通過軟尺數(shù)據(jù)粗略判斷操縱余量。

3 試飛結(jié)果和分析

3.1 試飛概況

為確定H425-100 型機(jī)高高原性能，2017 年10月9～24 日，在玉樹巴塘機(jī)場完成了H425-100 型機(jī)高高原試飛工作，共飛行29 架次、17 h。

采用系留懸停法進(jìn)行了懸停性能試飛。試飛結(jié)果擴(kuò)展了H425-100 型機(jī)廣義懸停性能曲線。

在驗(yàn)證了單發(fā)模擬模式與真實(shí)單發(fā)動(dòng)態(tài)特性的一致性基礎(chǔ)上，使用單發(fā)模擬模式進(jìn)行極限高度速度包線試飛，確定了在高高原條件下的極限高度速度包線。在巴塘機(jī)場完成無地效懸停質(zhì)量下完整的極限高度速度包線試飛，還進(jìn)行最大起飛質(zhì)量即有地效懸停質(zhì)量下的極限高度速度包線下邊界試飛。

在巴塘機(jī)場進(jìn)行兩種起飛航跡的起飛距離試驗(yàn)。試驗(yàn)質(zhì)量分別為無地效懸停質(zhì)量和有地效懸停質(zhì)量，演示在起飛過程中一臺發(fā)動(dòng)機(jī)不工作后安全返回并停在起飛場地的能力，還進(jìn)行這兩種質(zhì)量的著陸距離試驗(yàn)。

采用沿給定方位進(jìn)行飛行的方法演示H425-100 型機(jī)在高高原的近地面機(jī)動(dòng)能力。共完成八個(gè)方位的飛行試驗(yàn)，相鄰兩個(gè)方位相差45°。

3.2 懸停性能

直升機(jī)懸停性能試驗(yàn)結(jié)果通常采用無量綱系數(shù)進(jìn)行處理和分析。懸停性能計(jì)算方法是計(jì)算在各種壓力高度和環(huán)境溫度組合條件下可用功率等于需用功率時(shí)的直升機(jī)質(zhì)量。每個(gè)試驗(yàn)場地的懸停試驗(yàn)分有地效和無地效，可分別生成一條懸停曲線，對應(yīng)于廣義的懸停性能曲線描述：

式（8）中確定合適的和值，即可計(jì)算任意給定大氣條件和功率情況下的質(zhì)量。

對無地效懸停試驗(yàn)測試數(shù)據(jù)進(jìn)行無量綱處理后，獲得的直升機(jī)懸停時(shí)拉力系數(shù)與功率系數(shù)關(guān)系及在低高度獲得的結(jié)果如圖4 所示，可以看出：在高原條件下，直升機(jī)仍具有足夠的旋翼能力；無量綱系數(shù)關(guān)系與低高度結(jié)果相一致。

圖4 無地效懸停性能試驗(yàn)結(jié)果Fig.4 Test result of OGE hover performance

試驗(yàn)時(shí)壓力高度3 751 m，環(huán)境溫度為9 ℃，獲得的最大有地效懸停質(zhì)量為4 069 kg，最大無地效懸停質(zhì)量為3 583 kg。

計(jì)算懸停性能曲線，即計(jì)算在給定的H和組合條件下的最大懸停質(zhì)量。首先采用發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序計(jì)算可用功率，隨后使用得到的懸停極曲線公式計(jì)算在可用功率等于需用功率時(shí)的換算質(zhì)量，如式（9）所示。

3.3 單發(fā)模擬模式調(diào)整結(jié)果

真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效和調(diào)整后的模擬單發(fā)模式在發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的扭矩和旋翼轉(zhuǎn)速變化歷程結(jié)果，如圖5 所示，可以看出：模擬單發(fā)模式的穩(wěn)定輸出功率與真實(shí)單發(fā)相同，在過渡過程中模擬單發(fā)模式的輸出扭矩與真實(shí)單發(fā)略有差別，但模擬單發(fā)模式和真實(shí)單發(fā)在過渡過程中的旋翼變化基本相同。由于試驗(yàn)時(shí)旋翼總距保持不變，旋翼轉(zhuǎn)速變化相同表明旋翼升力變化相同。可以認(rèn)為，調(diào)整后的模擬單發(fā)模式與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效兩種狀態(tài)下直升機(jī)具有同樣的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。

圖5 真實(shí)單發(fā)與單發(fā)模擬模式動(dòng)態(tài)特性Fig.5 Transient characteristic of real OEI and OEI simulating mode

3.4 極限高度速度包線結(jié)果

極限高度速度包線試驗(yàn)結(jié)果如圖6 所示。圖中完整的包線是適航規(guī)章要求的無地效懸停質(zhì)量下的結(jié)果，試飛質(zhì)量為3 600 kg，試驗(yàn)時(shí)的平均壓力高度為12 294 ft，平均環(huán)境溫度為5.4 ℃。試驗(yàn)得出的懸停低點(diǎn)高度為3 m，懸停高度高度為83 m，膝點(diǎn)高度為15 m，速度為55 km/h。

單獨(dú)的極限高度速度包線下邊界是有地效懸停質(zhì)量下的結(jié)果如圖6 所示。 試飛質(zhì)量為4 000 kg，試驗(yàn)時(shí)的平均壓力高度為3 748 m，平均環(huán)境溫度為6 ℃。在有地效懸停質(zhì)量下，極限高度速度包線懸停低點(diǎn)高度為1.8 m，膝點(diǎn)高度為15 m，速度為74 km/h。

圖6 極限高度速度包線試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Test results of height velocity envelope

3.5 起飛著陸性能結(jié)果

根據(jù)極限高度速度包線試驗(yàn)結(jié)果，綜合起飛時(shí)的駕駛技術(shù)難度以及直升機(jī)飛行性能，制定了兩種起飛剖面。起飛剖面1 與在平原和次高原地區(qū)使用的起飛剖面相同。在玉樹進(jìn)行試驗(yàn)的環(huán)境條件下，起飛剖面1 適用于起飛質(zhì)量小于3 600 kg情況，能夠保證在最大起飛質(zhì)量下起飛剖面距極限高度速度包線回避區(qū)最小間隙不小于9 km/h。與起飛剖面1 相比，起飛剖面2 增大了起飛速度，適用于直升機(jī)起飛質(zhì)量超過3 600 kg 情況。

起飛剖面1 試驗(yàn)質(zhì)量為3 600 kg，試驗(yàn)時(shí)壓力高度為3 732 m，環(huán)境溫度為15 ℃，多次試驗(yàn)得到的起飛距離平均值為208 m。

起飛剖面2 試驗(yàn)質(zhì)量為4 100 kg，試驗(yàn)時(shí)壓力高度為3 755 m，環(huán)境溫度為14 ℃，多次試驗(yàn)得到的起飛距離平均值為515 m。

以起飛著陸試飛數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，采用最小二乘法擬合起飛距離和著陸距離公式。通過擬合公式可以計(jì)算在其他高度溫度條件下的起飛距離和著陸距離性能。

根據(jù)試飛結(jié)果，高度與外界大氣溫度可以通過試飛直接測得，距離可用D-GPS 得到，通過數(shù)據(jù)處理可以確 定公式 中的系數(shù)、、、、和，進(jìn)而得到在整個(gè)使用包線內(nèi)的B 類起飛距離結(jié)果。

H425-100 型機(jī)B 類著陸剖面為在離地高度15 m 時(shí)以83 km/h 速度進(jìn)場，在離地高度5 m 時(shí)操縱直升機(jī)減速，以約37 km/h 速度著陸，使用機(jī)輪剎車和旋翼操縱使直升機(jī)滑跑一段距離后完全停止。

進(jìn)行質(zhì)量為3 600 和4 000 kg 的雙發(fā)著陸和單發(fā)著陸試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明在著陸過程中直升機(jī)需用功率較小，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對著陸距離結(jié)果影響較小。由于3 600 kg 時(shí)接地前減速效果比4 000 kg 更明顯，接地速度小，因此3 600 kg 時(shí)的著陸距離比4 000 kg 時(shí)要短。3 600 kg 著陸試驗(yàn)時(shí)壓力高度3 810 m，環(huán)境溫度8 ℃，風(fēng)速1 m/s。雙發(fā)著陸距離平均值為262 m，單發(fā)著陸距離平均值為283 m。4 000 kg 著陸試驗(yàn)時(shí)壓力高度3 749 m，環(huán)境溫度6 ℃，風(fēng)速2 m/s。雙發(fā)著陸距離平均值為387 m，單發(fā)著陸距離平均值為434 m。

3.6 近地面機(jī)動(dòng)能力結(jié)果

在高高原，近地面機(jī)動(dòng)能力通常受到航向操縱限制。H425-100 型機(jī)在左側(cè)飛時(shí)操縱量隨側(cè)飛速度的變化規(guī)律如圖7 所示，可以看出：隨著側(cè)飛速度增加，航向操縱量增加。如果以10%操縱行程作為操縱余量，左側(cè)飛最大速度為8 m/s。

圖7 操縱量隨左側(cè)飛速度變化規(guī)律Fig.7 Control positions chance with left sideward speed

以航向操縱留10%行程余量為標(biāo)準(zhǔn)確定的不同方位的最大速度結(jié)果及左前極限重心和右前極限重心兩種狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果如圖8 所示。

圖8 近地面機(jī)動(dòng)最大速度試驗(yàn)結(jié)果Fig. 8 Test results of the max speed in maneuver near ground

從圖8 可以看出：H425-100 型機(jī)近地面機(jī)動(dòng)的臨界方位為左側(cè)飛和后飛；左前重心的最大速度略小于右前重心，但區(qū)別不是十分明顯。

4 結(jié) 論

（1）在高高原地區(qū)，由于天氣條件多變，滿足懸停性能試飛風(fēng)速要求的天氣十分難得，采用高效率的系留懸停法可以獲得更準(zhǔn)確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

（2）在高高原地區(qū)，使用模擬單發(fā)模式進(jìn)行極限高度速度包線等高風(fēng)險(xiǎn)試飛科目可以有效地降低試飛風(fēng)險(xiǎn)，保證試飛工作順利完成。

（3）與性能理論計(jì)算方法和工程仿真模擬方法相比，以起飛著陸試飛結(jié)果為基礎(chǔ)，使用擬合方法獲得直升機(jī)起飛距離和著陸距離的計(jì)算公式，可以更準(zhǔn)確地確定直升機(jī)起飛著陸性能。

H425-100 型機(jī)高高原適航驗(yàn)證試飛是國內(nèi)首次在高高原地區(qū)系統(tǒng)地完成適航規(guī)章要求的所有驗(yàn)證科目的試飛。H425-100 型機(jī)已獲得中國民用航空局頒發(fā)的型號合格證，本文介紹的高高原試飛中所采用的試驗(yàn)方法已獲得中國民用航空局的認(rèn)可，對今后同等級的國產(chǎn)雙發(fā)民用直升機(jī)適航驗(yàn)證工作具有重要的借鑒意義。