设计的优化方法。
关键词：直升机；动稳定性；试飞方法；成本
引言
我国直升机产业经过50余年的发展，已经形成了从1吨级到13吨级较为完整的产品系列，建立起了完整的研发、试验、生产和服务体系，以直-8、直-9等为平台的数十个型号产品，不仅促进了系列化产品格局的形成，也为我国直升机产业顺利融入国际航空产业链奠定了坚实的基础。“一机多型、系列发展”的新产品谱系是目前乃至未来直升机产业发展的基本态势。
值得关注的是，每一个系列产品都须经过研发、试验、生产、应用的全过程，在这一过程中，原型机的各项周期相对较长，资本投入也相对较多。而衍生机型基于成本和周期考虑，往往期望用更短的周期、更低的成本完成从研发到试验等的全过程，直至顺利交付。作为直升机试飞工程师，我们更关注试验这一环节。可以肯定的是，即便是可用周期长、可用成本足的原型机试飞，本质上也有在更短时间内以更少成本高效完成任务的需求。可用周期短、可用成本低的衍生机型试飞在这方面的需求更高。其低成本和短周期并不意味着盲目的减少试飞科目、削减试飞架次，而是要求试飞工程师在不影响鉴定结果有效性的前提下，通过精简试飞科目和架次，实现短周期内以低成本高效完成任务的最终目的。
因此，研究并明确原型机试飞时哪些科目必不可少及衍生机型试飞科目如何取舍具有重要的指导意义。
1 理论分析
在直升机飞行试验中，飞行品质试飞要考核的内容大致可以分为几大块，平衡特性、机动性、静稳定性、动稳定性和操纵性。文章仅对动稳定性展开研究。
动稳定性试验分为悬停及低速飞行动稳定性、前飞纵向动稳定性、前飞横侧动稳定性及频率扫描特性四个部分。前三者是按GJB902-1990的要求，对动稳定性各运动模态的品质等级进行考核评定，后者是针对美军标ADS-33规范，对操纵输入的短期特性进行考核。
其中，悬停及低速飞行动稳定性飞行试验的目的是考核直升机在悬停和低速飞行中俯仰和滚转动态响应、偏航阻尼、垂直阻尼是否相应规范的要求；前飞纵向动稳定性飞行试验的目的是考核直升机的纵向长周期运动模态、短周期运动模态和非周期运动模态是否满足相应规范的要求；前飞横侧动稳定性飞行试验的目的则是考核直升机的荷兰滚运动模态、螺旋模态和滚转模态是否满足相应规范的要求，考核直升机的滚转侧滑耦合是否满足相应规范的要求。而判定这些模态是否符合规范要求，则需要通过求解不同状态下直升机特征方程的稳定根来进行判定。
现在进行直升机动稳定性试飞时，一般会分别进行任务需求重量的地效内、外高度的悬停动稳定性试验（正常重心）及前飞纵向、横-侧动稳定性试验（前重心、正常重心、后重心）。那么，仅进行正常重心状态下试验得到的悬停动稳定性结果正确性如何？前飞动稳定性考核时进行不同重心条件下的飞行试验是否必要？
理论上讲，直升机重心位置的变化会引起稳定性导数的改变。稳定性导数的变化则影响直升机的稳定根，所以直升机重心位置的变化必定会影响其动稳定性。那么，这一影响大小如何？是否可忽略？通过对样例直升机不同重心下的稳定根进行计算，得到以下两表，表1为不同重心位置对样例直升机悬停稳定根的影响，表2为不同重心位置对样例直升机前飞稳定根的影响。
由表可见，直升机重心位置的变化对悬停时的纵向稳定根几乎没有影响，这是由于悬停时旋翼对迎角是中性稳定的。重心位置变化对前飞时的纵向稳定根影响较大，因为前飞时旋翼对迎角是不稳定的，当直升机重心由前向后移动时，旋翼拉力对重心产生的力矩由低头渐渐改为抬头，以致旋翼对迎角的静不稳定效应更加严重，直升机纵向运动的不稳定性随之加剧。而对于横航向动稳定性来说，重心位置变化对稳定根的影响并不那么明显，这是因为重心位置只在纵向变化，不可能对横航向产生明显的影响。
通过以上分析，我们可以从理论上得出一个结论，进行悬停动稳定性试飞时，仅进行正常重心条件下的试验不会影响考核结果。前飞纵向动稳定性如无明确要求，应考虑进行不同重心条件下的飞行试验。至于前飞横航向动稳定性，仅进行正常重心条件下的飞行试验也不会对结果的有效性及正确性造成明显影响。
2 试飞数据对比验证
上述结论源于理论分析和理论计算，对于实际试飞来说，真的可行吗？即便真的可行，如果前飞纵向动稳定性这种需要考核不同重心条件下试飞结果的内容限于各种条件，要求我们只能进行一个重心或两个重心状态的试验，在进行试验科目设计时该做何取舍？检验理论的最好方法是应用和实践。借助可靠的模拟器试飞和实际试飞，得到以下几组数据。
用于试飞的模拟器已经过前期多项验证，试飞结果真实可信。表3是对模拟器试飞数据进行处理得到的不同重心位置条件下的悬停稳定根。由表3可见，相比理论计算结果来说，重心位置变化对悬停稳定根的影响稍大一些，但总体上讲，重心变化对悬停纵向稳定根的影响基本上仍可忽略，对悬停横航向稳定根的影响也可划归为“影响不大”。至于理论计算和模拟器试飞结果的微小差异，应该归结于其中人为因素的影响。仅以整个飞行过程中的悬停高度而言，理论计算时我们可以设定悬停高度为理想中的恒定值，而模拟器试飞时，模拟器操纵者不可能保证高度不偏不差的保持在这一恒定值，只能保证高度在允许的范围内波动。
表4是对模拟器试飞数据进行处理得到的不同重心位置条件下的前飞稳定根。由表4可见，模拟器试飞结果相比理论计算结果来说，重心位置变化对前飞稳定根的影响稍大一些，但总体上仍与理论计算结果基本一致。即，纵向重心位置变化对前飞纵向稳定性结果（纵向稳定根）影响较大，对前飞横-航向稳定性（横-航向稳定根）影响不大。
表5是某型直升机在不同重心位置条件下进行真实试飞获得的前飞纵向稳定根。由表5可见，重心位置变化对前飞纵向稳定性结果（纵向稳定根）影响较大，对前飞横-航向稳定性（横-航向稳定根）影响不大，仍与理论计算结果基本一致。
由上述分析对比可见，在型号试飞中，除前飞纵向动稳定性外，其他动稳定性科目（不含频率扫描）科目如无明确要求，仅进行正常重心条件下的飞行试验也不会对最终评定结果造成明显影响。那么，对于前飞纵向动稳定性科目，如果要求只进行一个或两个重心状态的飞行试验就给出客观真实的评定结果，科目选择和设计时该如何实施？
为深入研究这一问题，需要先明确前飞纵向动稳定性试飞的目的。如前所述，前飞纵向动稳定性飞行试验的目的是考核直升机的纵向长周期运动模态、短周期运动模态和非周期运动模态是否满足相应规范的要求；换句话说，就是考核直升机在各种重心条件（包含最不利的情况）下是否满足规范要求。只要最不利情况下的结果满足要求，就可以认为该型机的前飞纵向动稳定性满足规范要求。
什么是最不利的情况？对于直升机来说，稳定性是速度稳定性和迎角不稳定性相结合的产物，悬停和前飞均是如此。直升机前飞时，当速度增大时，速度稳定性式直升机上仰，减速上升，迎角不稳定性使直升机因上升而低头，进而导致加速下冲，再由速度稳定性导致上仰、减速、上升，往复不已、呈现着速度与高度的互相转换，姿态也周期性变化。只有具有适当的迎角不稳定性和速度稳定性，直升机才会呈现出理想的振荡，或者说动稳定性。若速度稳定性为负，或迎角不稳定性过大，则会单调发散，也就是动不稳定。
直升机的稳定性与旋翼、平尾和机身有关，在进行直升机设计时，一般会综合考虑，通过合理设计平尾几何尺寸等措施来保证直升机具有适当的稳定性，即，速度稳定性为正且迎角不稳定性适当。在速度稳定性为正的条件下，迎角不稳定性最大的状态就是我们考核时最不可忽略的最不利状态。接下来通过分析确定迎角不稳定性最大的情况。
仔细分析旋翼对迎角稳定性的影响原理（见图1）可以发现，直升机重心对迎角稳定性有明显的影响。
为此，我们利用某型机试飞数据计算获得了不同重心条件
下旋翼的迎角静稳定性导数 ，结果如下：
前重心：
正常重心：
后重心：
由结果可见，后重心时的迎角不稳定性最为严重，分析原因，是旋翼拉力增量对重心的力矩为不稳定的抬头力矩所致。也就是说，后重心时直升机前飞不稳定性（旋翼对迎角的不稳定性）最为严重。为进一步论证这一结论的正确性，我们对某型机试飞结果进行处理得到以下结果。
由图2可见，该型机在起飞重量等其他试飞条件相同的情况下，前重心和正常重心下的前飞纵向动稳定结果相差不大，且均为等级1，后重心下所得结果与前两者相差较大，且为等级2。因此，在考核直升机前飞纵向动稳定时，如条件受限，应视情况对正常重心及后重心状态，或仅对后重心状态进行考核。
此外，在直升机飞行品质试飞中，经常要求对直升机不同飞行重量时的前飞动稳定性进行考核，在架次等有限的条件下，应优先对大质量时的动稳定性进行考核，因为同一架直升机在大质量飞行时，后重心情况下旋翼会产生更大的俯仰力矩My，也就是说，不稳定性程度更大。
3 结束语
综上所述，我们可以得出以下结论：（1）进行直升机动稳定试飞时，悬停动稳定性（包含纵向动稳定性和横-航向动稳定性）科目试飞时仅对正常重心状态进行考核也不会对最终结果造成明显影响；（2）进行直升机动稳定试飞时，前飞横-侧动稳定科目试飞仅对正常重心状态进行考核也不会对最终结果造成明显影响；（3）进行直升机动稳定试飞时，前飞纵向动稳定性科目试飞如非条件限制，应对不同重心状态进行考核；（4）进行直升机动稳定试飞时，前飞纵向动稳定性科目试飞如受架次、周期等条件制约，不能全面考核不同重心状态，应对正常重心和后重心状态、或仅对后重心状态进行考核；（5）进行直升机动稳定试飞时，前飞纵向动稳定性科目试飞如受如受架次、周期等条件制约需在不同飞行重量和重心状态中进行取舍时，大重量、后重心状态必不可少。
如上所述，我们通过理论分析和实际试飞数据处理分析给出了直升机动稳定性试飞中的一系列科目选择和设计方法，但限于当前数据匮乏，对纵向短周期模态，即频率扫描科目没有给出结论，需要后续继续开展研究。
动稳定性试飞是直升机飞行品质试飞的一部分，飞行品质试飞又仅是整个直升机试飞环节的一部分，在目前“一机多型、系列发展”的大趋势下，充分开展基于成本的直升机试飞科目设计方法研究不仅可有效解决衍生机型试飞周期短、试飞成本低的困扰，也可有效缩短原型机的试飞周期，节约试飞成本。因此，后续还将开展其他科目的相关研究。
参考文献
[1]高正，陈仁良.直升机飞行动力学[M].科学出版社，2003.
[2]Padfield，G.Helicopter Flight Dynamics[M].Blackwell Science， Oxford，1996.
