国外直升机改型改装国外情况跟踪研究

引言

自1942年美国西科斯基公司研制的R-4直升机投入批量生产以来，在一种型号成功研制的基础上，以满足不同任务和用户需要为目的，不断进行改型改装，实现系列发展已成为直升机研制发展的一条重要途径。所谓直升机改型改装就是在所研制基本型的基础上，根据用户的不同需求和技术发展情况，用较低的费用和较短的时间研制满足各种不同用途的系列发展型，并在此基础上不断采用新技术和新设备来完善、改进和提高其各种性能，充分挖掘基本型的潜力，并延长其生命周期。

纵观世界直升机60多年发展的历史和国际上各主要直升机研制厂商的通行做法，几乎所有的直升机型号都经过改型改装后发展了从几个到几十个型别。如美国西科斯基公司在50年代末研制、60年代初交付使用的S-61型直升机发展了军、民用系列共24个型别，总共生产了1100架；英国和法国合作研制的“山猫”直升机发展了各种军用型别达32个，至目前为止共生产了400多架；俄罗斯在米-8直升机的基础上共发展了26个型别(改进大的取为另一种型号)，共生产了10000多架。目前世界上的几乎所有直升机型号都要使用30年以上，有的甚至达到50年以上，如S-55、Bell-47等。

直升机之所以每一个型号都能派生出多种型别，主要基于以下原因：

一是直升机具有军民通用性强的特点，因此在一种原型机的基础上，能较快地经过改进改型满足军民用户的多种不同需求，并可大大延长一个机种的生命周期。如意大利阿古斯塔公司研制的A109就是一种军民两用直升机，A109C是民用运输型，用于运输旅客；改进侧门、整流罩及内部布置后的A109Max可用于执行医疗救护任务；换装发动机、传动系统后的A109K就可执行高温高原任务；加装电子设备、武器后的A109KM可执行反坦克、侦察、护航、指挥及电子对抗等军事任务。

二是军用直升机或民用直升机一般都能执行多种任务，只要对某一种型别进行适当的改装就能执行一种或多种任务。如俄罗斯米里莫斯科直升机厂股份公司研制的米-26经过改装后可执行军用运输、民用运输、医疗救护、吊运货物、空中加油等多种任务。世界上主要直升机厂商一般都要根据军、民用户不同的需求和直升机市场的变化情况，并综合考虑各发展时期的综合技术水平和能力，经论证、权衡后才最终决定是研制新型直升机，还是在原有型号直升机的基础上改进改型。

1. 直升机改型改装的一般规律

直升机改型改装看起来似乎杂乱无章，一种型号发展成几种甚至几十种型别，但仔细分析后，改型改装一般都遵循以下规律。

1.1 军用型改民用型

军用型改民用型是指在型号立项、研制的初期主要是针对军事用途，但经过一定时期后，在军用型研制的基础上进行改型改装发展民用型直升机。一般除了专业武装直升机进行改型改装后发展成民用直升机型别较困难外(但可充分利用其某些技术来研制民用直升机型号)，用于机降突击、军用运输、侦察等其它任务的军用直升机都比较容易改型为民用型直升机。如英国韦斯特兰直升机公司和意大利阿古斯塔公司联合研制的EH101直升机一开始是为了执行反潜任务而研制的，但后来发展了用于运送旅客的“直升机航班”民用型。

1.2 民用型改军用型

民用型改军用型是指型号发展初期主要针对的是民用直升机市场，在经过一定时期的发展后，通过加装一些军用设备等手段发展用于军事目的的型号，参与军用直升机的市场竞争。如欧洲直升机公司研制的AS565“黑豹”(陆军/空军型)就是在原法国宇航公司民用型直升机AS365N2“海豚”2的基础上发展而来的多用途军用直升机。

1.3 军民两用型的改型改装

军民两用型直升机是在型号的立项、研制初期就是针对军、民两个市场，充分考虑到以后不同市场的改型改装要求而研制的直升机。目前世界上这种型号的直升机较多，由于在研制阶段就充分考虑到了军、民两个市场的需求，因此进行改型改装相对也较容易，从而大大降低了研制成本和使用成本。如达信集团贝尔加拿大直升机公司的贝尔212，欧洲直升机公司的AS350“松鼠”、BO105，俄罗斯的米-38，以及美国的S-92等。

1.4 为提高性能改装

在直升机的改型改装中有很大一部分是为了提高性能，即在原有老型号的基础上采取当今先进技术来进行改造，以使老型号适应新的作战要求或民用需求，充分挖掘老型号的潜力。未来几年，由于世界上一批主力作战直升机都将到服役年限，考虑到当代军用直升机采购费用昂贵，并且世界局势也日趋缓和，因此，充分发挥老机种的潜力已成为各国的一种较经济的选择。目前各国在适量采购新机种的同时，都在不遗余力地对老机种进行技术升级，使其适应现代战争的需要，并使总装备数量保持一定的规模。在2001年就有多个国家出台这种改型改装计划。如美国海军陆战队计划将从2003年开始升级其AH-1和UH-1直升机，美陆军将采用新技术升级“黑鹰”直升机。美国波音公司为埃及升级AH-64A“阿柏支”直升机。印度政府计划在2004年前，改进100架空军的“米-8”和“米-17”直升机，改进25架空军的“米-25”和“米-35”直升机，为海军改进20架“云雀-2”直升机和33架“海王”反潜战直升机。特别是美国在原来的AH-64直升机上加装“长弓”雷达和带射频导引头的“海尔法”导弹后，使该机的作战性能大大提高，并将使该机的服役年限大大延长。

1.5 适应不同用户需求的改型改装

当前为适应不同用户需求的直升机改型改装也很多，基本上每一个用户在购买直升机时都会提出自己的要求，有些是加装一些设备，有些是为降低费用而减去一些不必要的设备，有些是对发动机的性能提出自己的要求等等。如美国的达信集团贝尔直升机公司的贝尔209“超眼镜蛇”就根据罗马尼亚、土耳其、巴西等国的要求进行改型改装形成了AH-1RO、AH-1W“眼镜蛇王”、MH-1W多个型别。

2. 改进改型的途径

直升机改型改装工作的着眼点应该不断采用现代先进技术改进、改造原有的落后技术，使直升机的性能达到一个新高度、新水平，从而达到延长型号生命周期和满足用户不同需求的目的。归纳起来，直升机改型改装主要可采取如下几条途径。

2.1 换装发动机

换装发动机是直升机改型改装的一种重要手段，主要目的是换装性能更先进的发动机，以提高发动机的功率、降低油耗，从而提高直升机的整体性能。如美国波音直升机公司的CH-47D“国际支奴干”，有装T55-L-712SSB发动机的标准型和远程型、装T55-L-714发动机的标准型和远程型4种型别。

2.2 技术改进

随着航空技术的迅速进步，对技术不断进行改进已成为直升机改型改装的一条重要的途径。技术改进主要包括换装或改进旋翼、尾桨、起落架、传动系统、燃油系统和机身结构等。如改进或换装原有的旋翼桨叶，以便提高旋翼效率和降低振动、噪声水平；或者采用局部更改结构尺寸，更换高科技先进结构材料，以增加座舱空间，减小空机重量，增加有效载重能力等技术手段。

2.3 设备改进

设备改进主要是通过更新或增装(有时也需要取消)直升机某些机载系统和设备，用现代技术和设备改进更新电子、武器系统来改进和提高直升机使用性能，以满足用户的需要。相对换装发动机和进行技术改进来讲，设备改进已成为直升机改型改装更为普遍的方法。随着现代科学技术的发展，特别是现代电子技术的飞速发展，根据战术使命和用户的特殊要求，不断更新机载电子设备，进行现代化改装，不断提高直升机的使用性能，提高直升机的服役年限已成为直升机发展的一种重要途径。

直升机的改型改装与完全重新研制一种直升机相比较，在满足军民用户需求的前提下，前者可以做到周期短、费用低、风险小、效益大。所以改型改装是直升机型号发展的重要途径，也是直升机产业发展的一条成功的必由之路。

3. “海豚”、“松鼠”和“超黄蜂”的改型改装情况分析

我国目前现有的直-9、直-8和直-11分别对应法国的“海豚”AS365N/N1、SA321“超黄蜂”及AS350“松鼠”三种型号。法国的这三种型号的直升机都有许多改型。下面就这三型号的改型改装进行较详细的介绍。

3.1 “海豚”系列直升机

“海豚”系列直升机的原型机是起飞重量为3400kg的AS-365C型机。该型机从1978年交付使用后，以性能优异、出勤率高、适应性强、使用维护费用低、安全性好等特点得到用户好评。法国宇航公司根据市场需要，又陆续进行一定改进改型，形成了“海豚”直升机系列。

表 1 “海豚”直升机的改进改型

型别日期起飞重量	发动机(2台)	主要技术(改进)		主要性能
AS365C 1975年1月24日首飞 3400kg	单台功率为485千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1A发动机	星形柔性桨毂；涵道尾桨；传动系统不需要在每台发动机到主减速器的输出轴上安装离合器；尾翼水平安定面采用了有弯度的翼型。		最大巡航速度255km/h最大爬升率12.5m/s(海平面)实用升限6000m(爬升速度1米/秒)悬停高度(有地效)3350m悬停高度(无地效)2600m航程465km
AS365N 1979年3月31日首飞 3800kg	单台功率为530千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1C发动机	仅保留10%的AS365C的技术；改进了尾桨效率；使用更多的复合材料；用可收放的前三点起落架代替了原来的固定后三点式起落架；取消了原有的中央操纵台；重新设计了座舱，增加了座舱容积；重新设计了机头，以便安装雷达；采用新的OA212-207翼型的桨叶；总燃油容量由640升增加到1140升。		最大巡航速度280km/h最大爬升率7.7m/s(海平面)实用升限4575m悬停高度(有地效)2015m悬停高度(无地效)1015m航程880km续航时间(标准燃油)4h40min
AS366G(HH-65A)美国海岸警卫队型 1980年7月23日首飞4050kg	单台功率507千瓦的达信·莱康明公司 TS101-750-1发动机	类似于N型，但换装美国制造的发动机和设备，并占该机总成本的60%。		最大巡航速度257km/h悬停高度(有地效)2290m悬停高度(无地效)1627m航程760km续航时间(标准燃油)4h
AS365N1 4100kg	单台功率为540千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1C1发动机	涵道尾桨的桨叶由N型的13片改为11片，尾桨叶进行了重新设计；采用复合材料垂尾，使用了更多的复合材料；更改了主减速器；尾桨桨叶和桨毂组件的设计寿命无限。		最大巡航速度283km/h最大爬升率6.6m/s(海平面)实用升限3600m悬停高度(有地效)2100m悬停高度(无地效)1100m航程852km续航时间(标准燃油)4h
AS365N2 1990年开始交付使用 4250kg	单台功率为551千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1C2发动机	尾桨叶由N1型的金属桨叶改为碳纤维桨叶；改进了齿轮箱；重新设计了客舱门；改善了内部布局；可选装电子飞行仪表系统。		最大巡航速度278km/h最大爬升率6.8m/s(海平面)实用升限3700m悬停高度(有地效)2000m悬停高度(无地效)1200m航程859km续航时间(标准燃油)4h
AS565MB海军非武装型 1997年开始生产 4250kg	单台功率为584千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C发动机	用于海军搜索救援和海上侦察；从1997年代替早期型的AS565MA，与N2型类似，但装有救援绞车、海上搜索雷达等任务设备。		最大巡航速度278km/h最大爬升率7.8m/s(海平面)实用升限3700m悬停高度(有地效)2600m悬停高度(无地效)2500m航程820km
AS565SB海军武装型最初的原型机AS565F于1982年7月2日首飞 4250kg	单台功率为584千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C发动机	用于海军反舰反潜；从1997年代替早期型的AS565SA，与N2型类似，但装有机载磁性探测器或ASM HS 312声纳和2枚自动寻的鱼雷；用于反舰可装AS 15TT雷达制导导弹。		最大巡航速度278km/h最大爬升率7.8m/s(海平面)实用升限3700m悬停高度(有地效)2600m悬停高度(无地效)2500m作战半径278km
AS565UB陆军空军型最初的原型机AS365M于1984年2月29日首飞 4250kg	单台功率为584千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C发动机	主要用于高速突击运输型，可载8～10名士兵，从1997年代替早期型的AS565UA，与N2型类似，但更加强调在作战地的生存能力，在动部件上采用了更多复合材料；机身结构采用的复合材料的比例增加了15%，采用防弹座椅；机身涂有低红外线反射涂料。进行了抗坠毁设计。		最大巡航速度278km/h最大爬升率7.8m/s(海平面)悬停高度(有地效)2600m悬停高度(无地效)2500m航程820km抗坠毁能力更强，噪声更低。可运输1600 kg外吊货物。
AS565AB陆军空军型最初的原型机AS365K于1987年4月首飞 4250kg	单台功率为584千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C发动机	主要用于武装攻击，从1997年代替早期型的AS565AA，与UB型类似，但机身上可载两组TDA 68毫米火箭(每组22枚)、两个GIAT M621 20毫米机炮舱(每个载弹180发)，或“马特拉”空空导弹。		最大巡航速度278km/h最大爬升率7.8m/s(海平面)悬停高度(有地效)2600m悬停高度(无地效)2500m航程820km
AS365N3 1997年12月开始交付 4250kg	单台功率为635千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C发动机	与N2型类似，但采用全权数字式发动机控制系统；采用变桨距尾桨；可选装N4型的10片桨叶的涵道尾桨。	最大巡航速度278km/h最大爬升率6.8m/s(海平面)实用升限3700m悬停高度(有地效)2000m悬停高度(无地效)1200m航程859km续航时间(标准燃油)4h在最大重飞重量下可在标准大气+48℃下起飞，比N2型提高12℃。
AS365N4(EC155) 1997年6月17日首飞 4800kg(内载)5000 kg(外载)	单台功率为635千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2C1发动机	对N3型进行了较大改进：旋翼桨叶由4片改为5片；更改了桨毂；涵道尾桨桨叶由11片改为10片；为减少振动，尾桨叶翼型进行了重新设计；重新设计了门舱；座舱面积增大了40%。；采用新型复合材料。		最大巡航速度265km/h航程830km

3.2 “松鼠”系列直升机

AS350“松鼠”/“单星”和AS550“小狐”是原法国航宇公司(现欧洲直升机公司)研制单发六座轻型多用途直升机。该机作为“云雀”系列的后继机，在设计时强调使用和维护费用低，并降低了噪音和振动水平。该机大量采用复合材料，并采用该公司特有的玻璃钢星形柔性旋翼桨毂，上面带有弹性材料球形限动块和油液弹性频率匹配器。

1973年4月决定制造“松鼠”原型机。第一架原型机于1974年6月27日首次试飞。该机装一台达信·莱康明公司的LTS101涡轮轴发动机。1975年2月14日，装一台透博梅卡公司的“阿赫耶”1A涡轮轴发动机的第二架原型机首次飞行。

装达信·莱康明公司发动机的叫“单星”，仅在北美洲销售；装“阿赫耶”发动机的叫作“松鼠”，在世界其它地区销售。它的改进改型情况如下表。

表2 单发“松鼠”/“单星”直升机的改进改型

主要型别	日期	起飞重量	发动机(一台)	主要技术(改进)		主要性能
AS350B“松鼠” 基本型	1974年6月27日首飞，已停产	1950kg	功率为478千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1发动机	大量采用复合材料；采用玻璃钢星形柔性旋翼桨毂；三片桨叶的旋翼；二片桨叶的尾桨；钢管滑橇式起落架；桨叶为对称翼型。		最大巡航速度232km/h最大爬升率7.7m/s实用升限44750m悬停高度(有地效)2950m悬停高度(无地效)2250m航程720km
AS350BA“松鼠”	1992年替代AS350B生产	2100kg	功率为478千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1B发动机	主旋翼桨叶加大；尾桨桨叶弦长为0.185m。		最大巡航速度234km/h最大爬升率7.6m/s实用升限4880m悬停高度(有地效)2790m悬停高度(无地效)1980m航程730km
AS350B1“松鼠”(高温高原型)	1986年取得法国民航总局适航证	2200kg	功率为510千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1D发动机	加大了传动功率，主减速器吸收的最大输入功率为440千瓦。采用了双发“松鼠”上的旋翼和尾桨桨叶。		最大巡航速度234km/h最大爬升率7.5m/s实用升限4500m悬停高度(有地效)2870m悬停高度(无地效)1920m航程655km
AS350B2“松鼠”	1989年4月26日取得适航证	2250kg	功率为546千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1D1发动机	加大了传动功率，减速器可吸收的最大功率为440千瓦，采用了最初为AS355“松鼠”2/“双星”发展的宽弦长新翼型旋翼和尾桨桨，翼型为OA209。		最大巡航速度248km/h最大爬升率8.5m/s实用升限4800m悬停高度(有地效)3200m悬停高度(无地效)2550m航程670km
AS350B3“松鼠”	1997年3月4日首飞	2250kg	功率为632千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2B发动机	采用宽弦长尾桨。加大了传动功率，发动机采用数字式控制；它采用了与EC120一样的先进航空电子设备，装有彩色液晶显示器和多功能显示板。机高3.14m，滑橇间距离2.17m		最大巡航速度248km/h最大爬升率9.0m/s实用升限5250m悬停高度(有地效)4140m悬停高度(无地效)3730m航程666km高温高原性能好、耗油率低、维护费用低、价格便宜
AS350D“单星”	1978年开始交付	1950kg	功率为459千瓦的达信·莱康明公司LTS101-600A-3发动机		与AS350B相同	与AS350B相同
ASS350L1“松鼠”	1985年3月首飞	2200kg	功率为510千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”1D发动机	该型是AS350B1的军用型。该型换装了仪表板，采用高架起落架、滑动舱门并有携带武器的能力，备有防弹座椅。		与AS350B1相同
AS550“小狐”	1997年取得型号合格证	2250kg	功率为546千瓦透博梅卡公司“阿赫耶”1D1发动机	AS350B2的军用型。采用较高的起落架、滑动舱门、仪表板扩大、装有夜视设备；机身和座椅装有加强装甲；装有发动机整流罩；旋翼桨叶翼型为OA209；装自封式的油箱。		性能与AS350B2相似。可携带的武器包括：20毫米Giat M621机炮，7.62毫米和12.7毫米机枪吊舱，装12枚68毫米火箭的发射器或装7枚70毫米火箭的发射器，及“陶”式反坦克导弹等。
AS550C2	1990年交付丹麦军队12架	2250kg	功率为632千瓦的透博梅卡公司“阿赫耶”2发动机	与AS350B2类似，但换装了功率更大的发动机。		性能与AS350B2类似，但大大增强其高空性能。可携带的武器包括：20毫米Giat M621机炮，7.62毫米和12.7毫米机枪吊舱，装12枚68毫米火箭的发射器或装7枚70毫米火箭的发射器，及“陶”式反坦克导弹等。

AS355“松鼠”2/“双星”和AS555“小狐”是原法国航宇公司(现欧洲直升机公司)研制的轻型多用途直升机，该机许多部件，例如旋翼轴和旋翼桨毂、尾桨桨毂、伺服机构、座舱和着陆装置都和AS350的完全一样，旋翼桨叶和尾桨桨叶也与目前的AS350B2/550相同。它与AS350的主要区别是在动力装置、传动系统、燃油系统和机身结构方面。

AS355的设计工作于1978年底完成。1979年9月28日原型机首次试飞。1980年10月获得法国民航总局的目视飞行型号合格证，1981年1月获得美国联邦航空局型号合格证。

AS355最初的生产型为AS355E和AS355F，为增加双发“松鼠”的起飞重量和载荷，欧洲直升机公司对AS355E作了更改，旋翼桨叶采用宽翼弦的OA209翼型，伺服机构由单腔式改为双腔式，机上安装2台发电机等。改型后的“松鼠”起飞重量由2100千克增加到2300千克。其后的主要型别如下表(有些已停产)。

表3 双发“松鼠”/“双星”/“小狐”直升机的改进改型

型别	日期	起飞重量	发动机	主要技术(改进)	主要性能
AS355F1	1984年开始生产，已停产。	2300kg	两台艾利逊250C20F涡轴发动机，单台功率276千瓦	单发换成双发，尾桨叶增加了一个层压调整片，从而加大了尾桨桨叶弦长；把扭矩限制器从2×73%调整到2×78%，提高了传输给主减速器的最大功率；增加了一个旋翼超速(410转/分)报警装置。	提高了最大起飞重量和商载。
AS355F2民用型	1985年12月10日获得法国民航总局的适航证，现已停产	2540kg	两台艾利逊250C20F涡轴发动机，单台功率276千瓦	采用了偏航操纵载荷补偿器，并且扩展了重心位置极限。	最大巡航速度221km/h最大爬升率6.4m/s实用升限3400m悬停高度(有地效)2000m悬停高度(无地效)1500m航程695km
AS355M2军用型		2540kg	两台艾利逊250C20F涡轴发动机，单台功率276千瓦	该型主要用于侦察、观察和火力支援。采用了AS355F2上的改进技术。在尾桨上增加了一个载荷补偿器。	与AS355F2类似。轻便灵活，经济性好，使用方便，能在小型舰艇上使用。
AS355N民用型	1989年取得法国型号合格证	2600kg	两台透博梅卡公司的TM319“阿里尤斯”1A发动机，单台功率为302千瓦	换了发动机，全权数字式发动机控制系统可自动控制两个发动机点火、最高温度、扭矩限制	最大巡航速度222km/h最大爬升率6.4m/s实用升限3800m悬停高度(有地效)2000m悬停高度(无地效)1450m航程722km
AS555AN武装型	1990年1月19日开始交付	2600kg	两台透博梅卡公司的TM319“阿里尤斯”1A发动机，单台功率为302千瓦	类似于AS355N民用型，但可选装武器。	与AS355N类似。可选装如下器：火箭发射器、机枪、1门20毫米GIAT M621机炮、“霍特”或“陶”式反坦克导弹
AS555SN海军武装型		2600kg	两台透博梅卡公司的TM319“阿里尤斯”1A发动机，单台功率为302千瓦	类似于AS555AN，但在机头下面装有RDR-1500B 360°雷达，另外还装有萨克斯坦Nadir 10导航系统及SFIM 85 T31三通道自动驾驶仪。	类似于可携带一枚自动寻鱼雷，或陆基型火炮和火箭

3.3 “超黄蜂”系列直升机

SA321“超黄蜂”直升机是原法国航宇公司(现欧洲直升机公司)研制的三发多用途直升机。该机是根据法国军方的要求于1960年开始研制的。第一架原型机为部队运输型，于1962年12月7日首次试飞。1980年该机停产，总计生产了105架。“超黄蜂”直升机能执行多种任务，如运输、撤退伤员、搜索、救援、海岸警戒、反潜、扫雷、布雷等。它的改进改型情况如下表。

表 4 “超黄蜂”的改型改进

主要型别	日期	起飞重量	发动机(三台)	主要技术(改进)	主要性能
SA321F 客货两用型	1967年4月7日首飞	13 000kg	单台功率为1 170千瓦的透博梅卡公司的“透默”ⅢC6发动机	6片桨叶铰接式旋翼；5片金属桨叶尾桨；不可收放双轮前三点起落架；普通全金属半硬壳式机身，船形机腹由水密隔舱构成。航线客机内设37副座椅。	巡航速度(海平面，一发停车)210km/h最大爬升率6.7m/s实用升限3150m悬停高度(有地效)2100m航程(海平面)820km
SA321G 反潜型	1965年11月30日首飞	13 000kg	单台功率为1 170千瓦的透博梅卡公司的“透默”ⅢC6发动机	该型装有侧向稳定浮筒；装有包括一个自主式导航系统和一部与它配套的多普勒雷达，一部带有应答器和显示控制台的360°雷达，以及提吊式声纳，主机舱两侧可各携带两枚鱼雷；尾斜梁可以折叠，减振支柱可以缩短，以减小机高，便于存放。	类似于SA321F
SA321H 空军和陆军型		13 000kg	透博梅卡公司的“透默”ⅢE6发动机	类似于SA321G，但机身下部两侧没有稳定浮筒或外部整流罩，也没有安装除冰装置。可携带包括两枚“飞鱼”式导弹及其发射装置，以及一部用于目标指示的ORB31D雷达的武器系统。	类似于SA321F
SA321Ja通用和公共运输型	1967年7月6日首飞	13 000kg	单台功率为1 170千瓦的透博梅卡公司的“透默”ⅢC6发动机	类似于SA321F，可载27名乘客。作货机使用时，在货物吊索上可以吊挂起5 000 kg的外部载荷。内部货物通过后部斜板式货舱门用铰车装载。	类似于SA321F

4. 我国直升机型号的改进改型方案选择

直-9、直-11和直-8是我国直升机宝贵的种子型号，并且受到军民用户的一致好评。我国军民用直升机潜在市场巨大，如何充分利用现有的型号进行改型改装，以尽快满足国内外市场，特别是国内市场的需要是我们值得认真研究的课题。下面就我国三种种子型号的改进改装谈一点自己的看法。

4.1 直-9的改型改装

直-9是中国航空工业第二集团公司哈尔滨飞机制造公司按法国“海豚”AS365N/N1仿制的轻型直升机。1980年7月中国和法国签订了引进法国AS365N/N1的专利合同，在哈尔滨飞机制造公司生产，编号为Z-9，到1990年底全部完成50架仿制合同。直-9型机在设计制造时采用了许多新技术，具有良好的飞行性能和机动性能。在设计时就充分考虑了改型改装为各种用途的可能，机上预留了42项选装设备的位置。在结构设计上充分注意到各种改装的需要。因此，经过不大的改装即可满足不同用户对直升机的不同要求。根据我国军民用市场的需求，该型机可进行如下改进。

4.1.1 直-9改高原型

我国西北、西南漫长的边境线上分布着大量的哨所和军事设施，这些站点多在海拔3000～5000米的高山上，那里气候条件恶劣，地形复杂，冰雪阻隔，给后勤补给和军需物资运输等带来极大困难，另外该地区的抢险救灾工作难度也很大，急需能适应高原山区使用的直升机。我国通过改进直-9能满足上述需求。

直-9改高原型可通过下列途径实现：可以在直-9A型机的基础上通过换装大功率的动力装置，改进尾桨，加装防冰除冰系统等来满足西部高原地区的使用。

4.1.2 直-9武装型的改进

直-9武装型是由我国在直-9A基础上自行改型研制成功的第一代武装直升机，并且已经装备我国陆军航空兵部队。但因受当时技术基础和研制条件所限，该机还不能完全适应现代化高技术战争对武装直升机的军事需求，因此，需进一步的改进改型。在改进改型中主要应通过以下途径：进行抗坠毁设计，对乘员和关键部位加装防弹装甲等，使其各项战术指标达到世界第二代武装直升机的水平；配备夜视夜瞄系统和提高平台的可靠性、生存力，并通过换装增程导弹，加装空-空导弹，使之形成有夜视夜瞄能力的综合火控系统；改装电子综合显示系统，捷联惯导和GPS组合导航系统，以及电子自卫装置等电子系统，使之具备夜战空战能力，从而大大增强攻击能力、可靠性和生存力。通过上述改进，就能使其综合作战效能比原来的武装型机有较大的提高，具备了现代武装直升机的实战能力。

4.1.3 直-9舰载型的改进

直-9舰载型是我国在直-9基本型的基础上成功改型研制的舰载反潜型。为满足军方对敌导弹快艇的攻击需求，需将机载反潜系统改装为机载攻舰系统，并吸收武装直升机的改型研制成果，配置相关小型攻艇导弹和火控系统，进一步改进现有的电子设备，即可形成对敌导弹快艇极具威力的攻艇型直升机，并可兼备具有超视距中继目标指示和导引功能。

另外，为增强我海关海上缉私能力，可在直-9直升机上配备缉私所需设备和必要武器，就可改型为缉私用直升机，使之对走私船有足够的封锁和打击能力，成为快速、隐蔽、武装走私船的克星。可成为我国海关新组建的武装警察的重要装备。

4.1.4 直-9旋翼系统的改进

直-9装的星形柔性桨毂的旋翼系统的主要特点是大量使用复合材料结构和弹性轴承的破损安全特性来改善安全性和易损性；通过采用简单的无限寿命结构及高寿命不需润滑的弹性轴承和整个系统的视情维护来减少维护费用。就当代技术而言，这套旋翼系统是成熟并且较先进，我们可以在其基础上进行适当的改进，使之系统化发展。主要可采取下列手段进行改进。

A. 保持旋翼桨毂不变，对桨叶进行改型

保持OA2系列桨叶主体部分不变，加装各种形状桨尖，改善桨尖工作环境，以提高旋翼系统性能。如加装直线掠、直线后掠尖削、抛物线后掠尖削、后掠下反、下垂尖削等各种形状桨尖，从中不仅可以优选出高性能的桨尖形式，还可以提高我国直升机桨叶设计的研制水平。

B. 加桨叶电除冰系统

为适应直-9在结冰气象条件下飞行，很有必要加装桨叶电除冰系统。

C. 4桨叶改5桨叶

保持直-9星形柔性旋翼桨毂型式不变，通过增加1片桨叶，由4片改为5片桨叶，使起飞重量达到5吨左右，继承和发展直-9反设计和国产化成果，形成一套新型的现代化旋翼系统。

D. 将涵道尾桨桨叶由11片改为10片，为减少振动，尾桨叶翼型可进行了重新设计。

4.1.5 门舱和座舱改装

直-9型机在换发动机和进行旋翼系统改进后，可参照EC155重新设计直-9的门舱和座舱，以增大座舱面积并便于乘员上下及货物装卸。

4.2 直-11改型改装

直-11是中国航空工业第二集团公司直升机设计研究所与昌河飞机工业公司共同研制生产的轻型多用途军民两用直升机，是我国第一个进行适航取证的直升机机种。1991年1月，该机批准立项，1996年12月26日首飞，1997年起开始陆续交付使用。该机可用于教练、缉私、边防巡逻、森林防火、交通指挥、地质勘探、医疗救护、旅游观光、公务飞行、通信、侦察等。根据直-11国内外军民用市场的需求，直-11可以进行以下改型改装。

4.2.1 改为武装侦察型

在直-11教练型的基础上增装侦察及火控、自卫武器系统，增装捷联惯导和GPS组合导航系统，雷达告警等电子自卫系统和信息传输系统等机载电子设备后，改型发展成为一种武装侦察型直升机。用于深入战场前缘对敌目标进行昼夜探测识别和摄像，将战场信息及时传输到地面指挥所，也可引导武装直升机进入战区并实施攻击和目标激光照射，并可兼顾炮兵校射和打击效果反馈的使命。

4.2.2 单发改双发

直-11如由现在的单发改成双发，则可大大提高其安全性及其它性能，扩大其用途。如果装备更先进的两台发动机，将起飞重量提高到2 500kg左右，将适用于大面积的海上搜索救援，大面积的丛林和湿地缉私，荒野电力巡线作业，城市上空的“空中巴士”和旅游观光等。必要时还可配备航炮和小型火箭弹等武器。直-11单发改双发时需重新设计传动系统，与此同时应研制宽翼弦旋翼桨叶，并加大尾桨叶片的弦长。

4.2.3 设备改装

直-11选装不同的任务设备，可用来满足海洋监测，森林火情监测指挥，交通监控疏导、医疗救护等任务需求。

4.3 直-8改型改装

直-8是中国航空工业第二集团公司直升机设计研究所和昌河飞机工业公司研制的中型多用途直升机。该机于1976年开始设计，1985年12月11日第一架原型机首飞，1989年8月5日开始交付使用。该机具有飞行性能好、使用寿命长、飞行安全、操纵容易、使用维护方便、应急时可在水面起降等特点。直-8直升机有广泛的用途，作为民航客机，内部宽敞舒适，是一种理想的机种，加装设备后，可为国民经济各部门服务，如地质勘探、测绘、建筑施工、森林灭火和架设高压电缆等，也可执行边防巡逻、运输、通信、联络、指挥等任务，还可用于医疗救护。但是直-8又是一种老的型号，为提高直-8直升机的性能，延长直-8的服役年限，更好地为我国国防建设和国民经济发展做出贡献，根据我国现有的技术基础，参照国外改进发展的经验，可以从下列几个方面完善、提高直-8的性能。

4.3.1 发动机改进和换装

A. 改进我国现有的WZ-6发动机的性能，提高功率和降低耗油率；采用改进压气机的进气间隙、流场和局部改用耐高温材料等措施增加发动机的寿命；使翻修间隔时间(TBO)由500小时提高到1500-2000小时；解决发动机随使用时间的增长而功率衰减过快的问题，如解决好了这一问题，则直-8在内地及标高3000米以下的西部地区能有效地使用。

B. 换发进藏：陆航和空军主要将大型直升机作为运输直升机来发展，直-8换装国外更先进的发动机，可提高功率，降低油耗，增长寿命(TBO在3000小时以上)。在换发的同时，要对传动系统作适当改进。换发后，直-8可满足军方提出的直升机高原使用保证三个6的要求(6 000m高度，600kg商载，600km航程)。这样一来，在西藏，新疆，青海乃至云、贵、川高原地区都可使用。该机换装新型发动机是完全可以改型研制出高原运输型的。

4.3.2 改进旋翼系统

采取改变主桨叶桨尖平面的形状、改进桨叶翼型，将金属主桨叶和尾桨叶改为复合材料桨叶等技术，就可以大大提高旋翼效率，降低旋翼振动和噪声水平，并延长桨叶使用寿命和抗弹击能力。

4.3.3 改型为舰载直升机

根据海军发展近海作战和建设一支大型两栖登陆舰、两栖攻击舰、轻型航空母舰编队的需求，需要将岸基大型直升机改为舰载直升机。直-8机上舰在技术储备、制造加工能力等方面国内均有一定的基础和条件，解决直-8机上舰是完全有可能的。我们应从以下几个方面进行改进。

A. 低压起落架改为高压起落架

现役直-8-运输型机装低压起落架，舰载时需换装高压起落架。在技术上要求低压起落架轮胎压力为3.5巴，高压轮胎为7巴，二者缓冲支柱低压腔和高压腔相同，但现有节流孔和结构要作一些改进，使其吸收能量和允许的着舰速度变大。我国应安排研制直-8的高压起落架。

B. 增装旋翼、斜梁的折叠系统

现役的直-8机旋翼、尾梁不能折叠，在舰上停放要占很大的面积，是上舰的最大障碍。但在直-8机测绘研制时都设计预留了相关机械和系统的接口，为折叠系统的研制提供了基础。折叠系统以液压作动力，以电开关作程序控制信号，使斜梁和主桨叶能进行折叠。此系统共有20多项液压和电气设备需要研制。这个系统比较复杂而国内还没有现成的附件，拟将电气控制改为微电子程序控制，更简单，更可靠。斜梁折叠时，斜传动轴需换折叠传动轴，此轴需要安排研制。

C. 舰上系留设备

直-8直升机在舰上使用时，为确保直升机在舰上安全需加装系留设备，其中包括直升机着舰后的瞬间系留、甲板平台停放系留及机库内高海情系留设备。必要时增装拉降系统和悬停压力加油系统。

4.3.4 设备改进

在目前情况下，急需根据部队的使用情况，对该机有待改进、提高的部件和机载设备进行完善设计、更新或改装，使直升机的性能有进一步的提高。并根据不同的任务要求，研制出不同的型别。

A. 在适于舰载使用的前提下，根据不同作战使命，配置相应的先进机载电子系统设备和武器火控系统，以及机上其他相关设备。舰载机可以改型发展为垂直登陆型、预警警戒型、反潜型、攻舰型、扫雷型和打捞救生型。可以说目前国内已经具备这些改型的技术基础和条件。

B. 根据西部大开发和国民经济建设及社会发展的需要，大型直升机可以经改进改型，并配置相应设备，用于满足短途支线客运(或大城市的空中交通)、大城市急救中心的医疗救护、大型物资设备的吊运安装、高压电网跨江、跨大面积水域或高山丛林的空中架线、高层建筑和森林灭火及抢险救灾等。

C. 现役的直-8机载电子系统设备系离散式，可以采用数据总线控制和运行，建立直升机电子基本平台和不同作战任务使命的任务平台，这一改进就可以将直升机的使用、任务性能提高到90年代的先进水平。

4.3.5 适航取证

要拓宽直-8直升机在民用领域的应用，取得较好的市场效益，在进行技术改进同时，应有计划地完成适航性考核。

5. 国产直升机的换发方案选择

国外现生产和在研的直升机用涡轴发动机种类很多，针对我国目前生产的三种型号的直升机直-8、直-9和直-11，在选用国外发动机进行换发时应该考虑的因素也很多，包括所选发动机的技术先进性、性能、使用经验、机体/发动机适配性、经济可承受性(采购和使用)等等。

然而，限于现有的条件，本课题只能通过对国外现有的不同型号的直升机用涡轴发动机进行比较，从中筛选出可用于国产三种机型的发动机并进行简单介绍，以供有关决策部门和使用部门参考。筛选原则是：发动机的功率级适合相应国产现有机型改进要求，且发动机具有优良的使用经验，技术上保持一定的先进性，在同功率级国际市场上具有较强的竞争力，目前处于批生产状态。

5.1 直-8发动机的可选方案

直-8目前采用的发动机为WZ6(单台功率1 156 kW)。从不改变直-8当前三发结构布局和所选发动机功率等级考虑，国产直-8直升机换发时可选下列几种国外现有发动机：罗罗-透博梅卡公司RTM322、通用电气公司T700/CT7、透博梅卡公司“马基拉”1A/1A1、普惠加拿大公司的PT6C以及霍尼韦尔-联信发动机公司的T53-L-703发动机。

由于PT6C发动机的使用经验不足，出于使用风险方面的考虑，在此暂不将其列入直-8换发用发动机；T53-1-703发动机虽然功率级适合，但由于机型较老，先进性不足，新型直升机已经不将其列入选发之列，因此直-8换发也不考虑此发动机。

综上所述，国产直-8换发较为适合的发动机是RTM322、T700/CT7和“马基拉”1A/1A1。下面简单介绍这三种发动机。

5.1.1 罗罗-透博梅卡公司RTM322涡轴发动机

RTM322是双轴轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级为2 100～2 400shp(1 566～1 790kW)，且具有增长至3 000shp(2237kW)的能力。主要应用于7～15吨级的直升机。

1983年，RTM322验证机首次试车，1990年8月取得英国型号合格证。RTM322当前应用于EH-101三发军用运输/反潜直升机和NH 90双发运输/反潜直升机。1999年首飞的多用途中型直升机S-92也有可能选用该型发动机。

截止2001年，该型发动机的产量预计达274台，包括20台试验机。发动机单价约为70～80万美元(2000年币值)。主要竞争对手是GE公司1 800～2 500shp(1 342～1 864kW)的T700和民用型CT7型发动机。

5.1.2 通用电气公司T700/CT7涡轴发动机

T700/CT7是双轴轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级1 500～2 500shp(1 118～1 864kW)，且具有增长至2700～3000shp(2 013～2 237kW)的能力。主要应用于中型和重型军民用直升机。

该发动机的研制工作始于二十世纪70年代，从军用型T700开始，后来发展了民用型CT7。目前的生产型发动机主要应用于中型军民用运输直升机以及军用反潜和攻击直升机，如西科斯基H-60系列直升机、波音公司AH-64先进攻击直升机、EH工业公司EH-101三发中型军民用直升机、NH工业公司的NH 90以及西科斯基公司最新型的S-92直升机。

截止2001年，由GE公司生产和许可证生产的T700/CT7各型涡轴发动机达11 445台。根据不同型号发动机，发动机的价格范围约为58～77万美元(2001年币值)。该发动机主要竞争对手除罗罗-透博梅卡公司RTM322(2 100shp)外，还有MTU/透博梅卡/罗罗联合研制的MTR390(955kW)以及普惠加拿大公司的PT6T/T400(1342～1 469kW)。

5.1.3 透博梅卡公司“马基拉”(Makila)系列涡轴发动机

该型机是双轴轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级1 500～2 000shp(1 118～1 491kW)。且具有增长至2 500shp(1 864kW)的能力。主要应用于中型和重型军民用直升机。

1977年1月该型发动机整机首次试车，同年9月装在“超美洲豹”直升机上首次试飞。目前“马基拉”发动机已经发展成四个型别：基本型“马基拉”1A，已停产；基本型1A的改型—“马基拉”1A1，功率提高了7～8%；1A1的改型—“马基拉”1A2，燃气发生器第一级采用单晶叶片，改机械液压式控制为数字电子控制；“马基拉”1A4，通过改进高压涡轮冷却，增大功率至1 935shp (1 445kW)。“马基拉”发动机的大修时间间隔为2 500h，目前燃气发生器的翻修寿命可达3 000～4 000h。

截止2000年，“马基拉”各型发动机的产量达1 424台。“马基拉”1A1和1A2的单价分别约为52.5万美元和56万美元(2000年币值)；“马基拉”1A4的单价约为58～59.8万美元(2000年币值)。“马基拉”发动机主要竞争对手主要是GE公司的T700和MTU/透博梅卡/罗罗公司联合研制的MTR390。

5.1.4 三种发动机结构和性能参数比较

表4 发动机结构和性能参数对比

发动机		长度/直径(mm)	千克(kg)	起飞功率(kW)	巡航耗油率[kg·(kW·h)-1]	总压比	装备直升机
RTM322	-01/8	1171/658	245	1556	0.293	14	EH101
RTM322	-01/9	1171/658	227	1790		16	NH-90
T700/CT7	T700-GE-401	1168/635	200	1260	0.282	17	SH-60AH-1W
T700/CT7	CT7-6	1194/635	220	1491	0.278	18	EH101NH-90
马基拉	1A1	2103/673	241	1357	0.285	10.4	AS332/AS532
马基拉	1A2	2103/673	241	1432	0.297	10.4	AS332/AS532

5.1.5 国外现有与国产直-8可比机型

作为一种三发中型多用途直升机，EH工业公司生产的EH101直升机与直-8具有较好的可比性。目前的EH101生产型直升机采用的动力为罗罗-透博梅卡公司的RTM322和GE公司的T700/CT7发动机。

表5 直-8与EH101直升机对比

机型	长×宽×高(m)	使用空重(kg)	有效载荷(kg)	最大起飞重量(kg)	最大巡航速度(km/h)	最大航程(km)	最长续航时间(h)
直-8	23.0×5.2×6.7	7,550	5,000	12,047	266	800	4.7
EH101	22.8×5.1×6.7	9,300	5,620	14,600	280	1,389	5.0

5.2 直-9发动机可选方案

国产轻型双发直-9直升机目前采用的动力装置是国产WZ8A发动机(522kW)。在不改变现有直-9双发布局的前提下，经过筛选，从国外现有涡轴发动机中选出较为适合的三种型号作为国产直-9换发候选发动机：透博梅卡公司“阿赫耶”和TM333以及普惠加拿大公司PT6B涡轴发动机。

5.2.1 透博梅卡公司“阿赫耶”(Arriel)系列涡轴发动机

该型机是单转子轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级600～880shp(447～656kW)，主要应用于轻型军民用单发和双发直升机。

该型机于1971年开始设计，1975年1月装在双发AS365“海豚”直升机上首次试飞，同年2月装在单发AS350“松鼠”直升机上首次试飞，1978年初生产型发动机交付使用。该发动机具有良好的起动性能，在飞行速度为零、飞行高度4 500m的高原或高空(可达6 000m)、温度-40℃至+50℃的环境条件下能可靠地起动，因而适于高原地区使用。寿命指标为：翻修寿命2 000h。

“阿赫耶”发动机的主要型别有：“阿赫耶”1A、1B、1C、1D、1E、1K、1S、2B和2C。该发动机主要用于欧洲直升机公司的AS350B、AS365N、AS365N3、AS550、EC145/BK117C、EC155和阿古斯塔公司A109以及西科斯基公司S-76和我国目前的直-9。我国生产的WZ-8发动机相当于“阿赫耶”1C。针对我国目前直-9换发，在不改变原双发布局的前提下，可以考虑采用“阿赫耶”1C的后期型发动机，如“阿赫耶”1C1/1C2或“阿赫耶”2C发动机。

截止2001年，“阿赫耶”发动机已经生产了约5 600多台。其中包括我国生产的WZ8。根据型别的不同，发动机单价估计约为30～35.2万美元(2001年币值)。主要竞争对手是普惠加拿大公司的PW200系列涡轴发动机和PT6B、霍尼韦尔-联信发动机公司的LT101(447～559kW)以及LHTEC公司的T800/CTS800涡轴发动机。

5.2.2 透博梅卡公司TM333涡轴发动机

TM333是单转子轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级800～1 200shp(596～895kW)，主要应用于轻型和中型军民用直升机。

1979年，该发动机研制工作开始，1981年完成首次试车，1982年完成首飞。TM333发动机目前主要有四种型别：TM333-1A、-1M、-2B2和-2E。该发动机主要应用于欧洲直升机公司的AS350/AS365/AS550/AS565和印度斯坦航空有限公司的先进轻型直升机(ALH)。另外，此发动机还有可能用于西科斯公司S-76、阿古斯塔公司A129和贝尔公司222B直升机的换发发动机。TM333-1A型发动机可作为直-9换发可选方案之一。

截止2001年，已经组装了46台TM333发动机用于样机试验以及印度斯坦航空有限公司的ALH项目。根据型别的不同，发动机单价估计约为42.5～47.5万美元(2001年币值)。主要竞争对手是LTECT800/CTS800(596～1 081kW)。

5.2.3 普惠加拿大公司PT6B涡轴发动机

PT6B是单转子轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级960～1000shp(715～747kW)。单发时主要应用于总重3 000kg级的直升机，双发时主要应用于总重6 000～7 000kg级直升机。

PT6B发动机是在PT6A的基础上改型而来，其结构特点与PT6A基本相同，基本翻修间隔时间为4 000h，最佳翻修间隔时间：动力部件6 770h，齿轮箱5 500h。

PT6B发动机的主要型别有：PT6B-36、-36A/B和-37。PT6B-36/A/B主要应用于西科斯基的S-76B直升机，PT6B-37应用于阿古斯塔公司A119直升机。该发动机可作为我国直-9换发候选发动机之一，可选型别有PT6B-36B和-37。

PT6B-36B发动机的单价估计约为45.5万美元(2001年币值)。主要竞争对手是透博梅卡公司的“阿赫耶”(Arriel)、LHTEC公司的T800和罗罗公司的涡轴发动机。

5.2.4 三种发动机的结构和性能参数比较

表6 发动机结构和性能参数对比

发动机		长度/直径(mm)	千克(kg)	起飞功率(kW)	巡航耗油率[kg·(kW·h)-1]	总压比	装备直升机
阿赫耶	1C1	1199/627	119	526	0.396	8	AS365N
	1C2	1199/627	119	550	0.396	8	AS365N
	2C	1539/714	131	626	0.387	8	AS365N3
TM-333	1A	1045/712	156	625	0.370	11	AS365N2
TM-333	2B	1045/712	156	741	0.356	11	ALH
PT6B	-36B	1502/825	171	731	0.353	9	S-76B
PT6B	-37	1502/825	171	747	0.353	9	A119

5.3 直-11发动机的可选方案

直-11轻型直升机现装的发动机为WZ8D发动机(510kW)。由于目前直-11总的改进方案还未定，在此按两个换发方案考虑，即保持原单发布局和由单发改成双发。如果保持原单发布局不变，在发动机的选型上可参照以上直-9换发可选发动机；如果由现在的单发布局改成双发，通过对比筛选，从国外现有涡轴发动机中选出较为适合的如下三种型号作为国产直-11换发候选发动机。

在此值得一提的是，如果直-11由单发改成双发，在发动机选型上最好优先考虑选用现EC-120所用“阿赫耶”-2F发动机。

5.3.1 透博梅卡公司“阿赫耶”(Arrius)系列涡轴发动机

该型机是单转子轴流离心式自由涡轮涡轴发动机，功率级450～750shp(335～559kW)，主要应用于轻型单发和双发直升机。“阿赫耶”发动机于1981年开始研制，1983年首飞。该发动机的结构和TM33的相似。发动机燃气发生器的翻修寿命指标为3 000h，其他单元体的翻修寿命指标为6 000h。

“阿赫耶”发动机的主要型别有：“阿赫耶”1A、2B、2F和2K。主要应用是欧洲直升机公司的AS355N(民用运输型)、AS555(军用型)、EC135/EC635和EC120以及阿古斯塔公司A109直升机。该发动机适合我国直-11飞机单发改双发，可选择的型别有“阿赫耶”1A、2B和2F。

截止2001年，“阿赫耶”发动机已经生产约1 050多台。根据型别的不同，“阿赫耶”1A到2B1标准型发动机单价估计约为26.5～28.2万美元(2001年币值)。该发动机的主要竞争对手是罗罗公司的250-C20R/C-28/-C30/C-34(335～548kW)和普惠加拿大公司的PW206涡轴发动机(372～485kW)。

5.3.2 普惠加拿大公司PW200系列涡轴发动机

PW200是双轴离心式自由涡轮轴发动机，功率级400～550shp(297～410kW)。主要应用于轻型军民用直升机。

PW200于1983年10月开始研制，1988年基本型别PW205B开始试飞。该发动机的初始翻修寿命为3 000h，成熟型发动机的保证翻修寿命为3 500h。该发动机的三个限寿件的初始低循环疲劳寿命为10 000个循环，将来的发动机可达15 000个循环。

PW200发动机的主要型别有：PW205B(初始基本型)、PW206A/B/C/D/E和PW207D/E。PW206发动机主要应用于欧洲直升机公司的EC135、阿古斯塔公司A109E和波音公司的MD902；PW207发动机主要应用于贝尔427、MD902和欧洲直升机公司EC635直升机。此发动机可作为我国直-11单发改双发候选发动机之一，具体型别可以根据直-11整体改进方案来定。

截止2001年，用于试验和投入使用的PW200发动机系列生产了约955台。PW206发动机单价约为27～29万美元，PW207发动机单价约为30～30.5万美元(2001年币值)。主要竞争对手是罗罗公司的Model 250-C30/C40系列发动机(373～597kW)和透博梅卡公司的“阿赫耶”发动机(335～597kW)。

5.3.3 罗罗-艾利逊发动机公司Model 250-C

Model 250-C是自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，功率级236～548kW，主要应用于轻型军民用直升机。

Model 250-C的研制工作始于1958年。虽然研制时间较早，但随着应用范围的扩大和应用机型对动力系统要求的不断提高，该发动机进行了不断改进，至今已经发展成了从Model 250-C10至Model 250-C40五大系列，在技术上仍保持一定的先进性，同时在同级推力的发动机市场上仍保持相当的竞争力。该发动机可用于我国直-11单发改双发候选发动机，其翻修寿命为3 000h。

Model 250-C发动机的主要型别有：Model 250-C10、-C20、-C28、-C30和-C40。用于我国直-11单发换双发时可选Model 250-C20R发动机，同时也可考虑选择功率更高一些的-C28型。目前Model 250-C20R发动机主要用于欧洲直升机公司的AS355、阿古斯塔公司A109和贝尔直升机公司的“贝尔”206直升机。

5.3.4 三种发动机结构和性能参数比较

表7 发动机结构和性能参数对比

发动机		长度/直径(mm)	千克(kg)	起飞功率(kW)	起飞耗油率[kg·(kW·h)-1]	总压比	装备直升机
阿赫耶	1A	800/571	92	357	0.333	8.8	AS355N
	2B	787/693	104	384	0.318	9.5	EC135
	2F	945/696	103	322	0.330	8.6	EC120
PW	206A	912/566	107	477	0.331	8.0	MD900
PW	206B	1041/627	108	463	0.335	8.0	EC135
Model 250-C20R		985/589	78	336	0.371	7.9	AS355,A109

综上所述，将我国现有直升机型号不断进行改型改装，既可满足军用市场的各种需求又可满足民用市场的各种需求，更好地为国防建设和国民经济建设服务。我国广阔的民用市场正在逐步形成，通过对我国现有直升机型号的改型改装，无疑可先行一步抢占国内市场，从而大大推动我国直升机产业的发展。

参考文献

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2. 张广林.国内外轻型直升机性能和技术发展综述.《航空情报研究报告》HY92026.中国航空信息中心，1992年10月.

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10. Joe Mashman. AS 365N Dauphin 2. Professional Pilot. February 1987.

11. Forecast International 1999,2000,2001

民用直升机安全性综述

引言

直升机具有长时间空中悬停、垂直起降、低空低速飞行、机动灵活等的特点，用途广泛。近年来随着经济的发展，直升机的应用已渗透到了国民经济的众多领域，并逐渐发挥出越来越大的作用。在一些发达国家，直升机已被广泛用于商务运输、观光游览、缉私缉毒、治安消防、医疗救护、通讯联络以及森林灭火、喷洒农药、探测鱼群、石油勘探等国民经济的各个部门。全世界民用直升机机队迅速壮大。

与此同时，直升机的安全问题一直是人们密切关注和研究的内容。直升机独特的构型造成了其事故率比固定翼飞机高。民用直升机的安全性更是民用直升机发展的关键问题。

1. 民用直升机的适航标准和适航管理

1.1 民用直升机的适航标准

民用直升机的适航标准是随着直升机设计使用发展的过程而产生并逐渐发展的。1940年世界上第一架适用的直升机首飞，1943年提出第一份《推荐的旋翼机飞行器适航性》标准，1946年5月美国联邦航空局(FAA)的前身民用航空局(CAA)公布了《一般类旋翼飞行器标准》CAR 06部。之后CAA相继为几种直升机颁发了型号合格证，包括：1946年5月的贝尔47直升机、1947年4月的西科斯基S-51直升机和1948年2月的西科斯基S-52直升机。早期的CAR 06部内容包括设计速度、飞行和地面结构载荷情况、突风载荷情况、机动飞行载荷系数和强度验证、旋翼和传动系统地面持久试验、旋翼及其传动机构疲劳研究、无动力安全着陆、发动机安装、燃油和滑油系统标准。1951年又增加了飞行性能、飞行特性和振动标准。

1947年洛杉矶航空公司使用S-51直升机开始大城市地区直升机航空邮政业务，民用航空委员会(CAB)1948年11月批准直升机服务公司在芝加哥地区和1952年3月批准纽约航空公司在纽约地区运输物资和邮件。1953年7月纽约航空公司开始定期客运业务。10座的西科斯基S-55直升机于1952年3月获批准，这是第一个商用型号直升机，经过三年的使用，证明需进一步发展运输类直升机。CAB和CAA开始制定运输类旋翼飞行器适航标准，1956年正式颁布了《运输类旋翼飞行器标准》CAR 07部，之后，又明确CAR 06部适用最大重量在6000磅以下的一般类旋翼飞行器。1958年FAA和国家运输安全委员会(NTSB)成立后，FAA将CAR旋翼飞行器标准重新编成适航标准，即FAR 27部(一般类旋翼飞行器适航标准)和FAR 29部(运输类旋翼飞行器适航标准)，1965年2月开始生效。FAR 27部适用于最大起飞重量等于或小于6000磅的小型旋翼飞行器。1985年版共有238条。FAR 29部适用于多发动机的旋翼飞行器，有289条规定。

随着直升机技术和使用的发展，适航标准也在不断更新，如运输类直升机适航标准CAR 07部从1956年颁布以来，经过10年的发展，到1965年改为FAR 29部，到1985年的20年间又经历了26次的更改。

1.2 民用直升机的适航管理

民用航空器的适航管理是从安全性观点对民用航空器的设计、生产制造、使用维修、进出口等全方位、全过程的控制管理。民用直升机的安全性也必须在适航管理的严格监控下才有保证。

民用航空器的适航管理可相对分为两大类。一类是初始适航管理，另一类是持续适航管理。初始适航管理，是在航空器交付使用之前，适航部门依据各类适航标准和规范，对民用航空器的设计和制造所进行的型号合格审定和生产许可审定，以确保航空器和航空器部件的设计、制造是按照适航部门的规定进行的。民用直升机的初始适航管理包括民用直升机型号合格审定、生产许可审定和适航审定。持续适航管理，是在航空器满足初始适航标准和规范、满足型号设计要求、符合型号合格审定基础、获得适航证、投入运行后，为保持它在设计制造时的基本安全标准或适航水平，为保证航空器能始终处于安全运行状态而进行的管理。民用直升机的持续适航管理实质是对直升机在使用中的安全状况和维修两方面的控制，按有关的适航管理规章执行。

民用直升机的初始适航管理和持续适航管理从概念上、从实质上来看是相辅相成、密不可分的，二者之间没有明显的界线，也无法截然分开。而二者的交联和融合，则构成了民用直升机适航管理的一个整体和全部内容。

2. 民用直升机飞行事故统计和原因分析

民用直升机由于执行任务的需要，飞行速度和飞行高度通常都较飞机低，因而受地表环境的影响大。飞行高度低使得出现设备失效后驾驶员的逃生时间有限，发生伤亡事故的机会高。

2.1 民用直升机和固定翼飞机事故对比

据1998年的数字，全世界装备有4万多架直升机，其中民用直升机有2.4万多架，占直升机总数的60%左右。民用直升机拥有量最多的是美国和俄罗斯，分别拥有10559架和3506架。美国直升机每10万飞行小时事故率在截止到1998年的5年内平均每年为9次，而飞机为8次；澳大利亚直升机的事故率为15次，而其他飞机为11次；加拿大直升机的事故率为9.8次；英国达到7.9次，和飞机7.2次的事故率接近。商业航空运输被普遍认为是目前最安全的航空运输形式，美国1991～1996年民用直升机事故和航班事故对比的研究结果显示，民用直升机事故率和死亡人数是航班事故数和死亡人数的10倍。

2.2 民用直升机发生事故的主要原因

直升机事故率高的主要原因，一方面是由于直升机自身特有的结构特点。直升机较固定翼飞机旋转部件多，因而载荷作用复杂，旋翼和尾桨的交变载荷易导致直升机振动并产生疲劳破坏。另一方面，使用条件和使用环境恶劣也是直升机事故频发的重要原因。直升机多在野外起降，在山区、林区、城镇上空飞行，受地形地物及低空复杂多变的气象条件的影响大，并且承担的运输、救生、吊挂、巡逻等任务，操作复杂、难度高，造成了较高的事故率。

民用直升机较客机事故多的原因，还有驾驶员、设备、环境和任务等的因素。客机的飞行员都是经过良好培训，富有经验，而直升机的驾驶员包括学员、度假享受的飞行员及受过良好训练的专业驾驶员等，驾驶水平参差不齐。客机上采用的设备都是最先进的，虽然一些非常昂贵的直升机采用了涡轴发动机和复杂的航电系统，但大部分民用直升机仍沿用活塞发动机为动力，靠目视飞行规则(VFR)飞行。直升机和客机的使用环境也差距很大，客机飞行按照空中交通管制(ATC)，直升机的飞行空域则不受控制。客机多是点到点的飞行，而直升机执行的任务种类很多。

2.3 美国民用直升机1964年～1997年事故统计和原因分析

2.3.1 美国民用直升机机队构成

美国作为民用直升机最多的国家，其民用直升机机队从1946年不到10架，发展到1964年达到2196架，1997年则达到12911架。这期间，单发直升机处于支配地位，单发活塞发动机直升机所占数量庞大。从60年代中期开始，单发涡轮轴发动机直升机开始投入使用，到1997年，在册的单发活塞直升机和单发涡轮轴直升机数量几乎相等(各约5000架)。双发涡轮轴直升机于70年代晚期进入市场，到1997年底，在册数量略超过1200架。另外美国注册的私人制造自转旋翼机和直升机在1997年底达到近3000架。美国各类民用直升机每年总飞行小时如表1所示。

表1美国民用直升机年总飞行小时(百万)
	1996	1997	1998	1999	2000
总飞行小时	2.122	2.084	2.342	2.407	2.472
单发涡轴飞行小时	1.063	1.208	1.434	1.470	1.507
多发涡轴飞行小时	0.468	0.532	0.478	0.490	0.503
活塞飞行小时	0.591	0.344	0.430	0.447	0.462

2.3.2 美国民用直升机事故统计

在从1963年中到1997年底的34年间，美国国家运输安全委员会(NTSB)共记录8436次民用直升机事故，其中商业制造的直升机事故7920起。这些事故共造成2135人死亡，1760人重伤，12930人轻伤或未受伤。直升机受损情况方面，有2363架(几乎是现在在册机队的20%)直升机被NTSB列为损坏，5909架受损，只有164架损坏很小或未被损坏。尽管在册直升机数量不断增加，但由于直升机的安全问题一直受到普遍重视，美国每年民用直升机事故数量仍呈下降趋势。1964年美国民用直升机年事故率为260次，到1997年则下降到175次，而每1000架在册直升机的年事故率从1964年的118次下降到1997年的13.6次，几乎降低了10倍。美国民用直升机10万飞行小时的年事故率1970年时为30.34，到1997年下降到了7.82。

图2 每1000架在册直升机年事故率图3 1964～1997年直升机年事故率2.3.3 事故原因分类

表2美国民用直升机事故率(1996～2000)
	1996	1997	1998	1999	2000
总事故数	176	163	191	198	206
死亡事故数	32	27	34	31	35
死亡人数	54	43	66	57	63
重伤人数	34	62	26	44	42
轻伤人数	56	79	55	81	81
事故率/10万飞行小时	8.29	7.82	8.15	8.23	8.33
死亡事故率/10万飞行小时	1.51	1.30	1.45	1.29	1.42
死亡率/10万飞行小时	2.70	2.06	2.82	2.37	2.55
重伤率/10万飞行小时	1.60	2.98	1.11	1.83	1.70
轻伤率/10万飞行小时	2.64	3.79	2.35	3.37	3.28

表3对1964年到1997年美国民用直升机事故作了总结，列出了NTSB提出的21个第一事故发生原因。对8436次事故的分析显示，大约有90%的事故是由于7种主要原因造成，70%的事故归咎于4种主要原因。

2.3.4 民用直升机事故原因分析

⑴ 单发活塞民用直升机

美国民用直升机的现代纪元开始于1946年3月8日CAA为贝尔47颁发了型号合格证。此后单发活塞直升机机队一直得到不断的发展，在1970年到1980年的十年中，更是以每年增加193架的速度增长，但是到1980年到1989年期间，该市场呈现萎缩之势，1989年到1997年情况才有所改善，飞机数量有了缓慢的增长。

表31964年～1997年美国民用直升机事故原因总结
NTSB第一事故原因分类	商业制造			业余类型
	单发活塞	单发涡轴	双发涡轴	业余类型
	数目(%)	数目(%)	数目(%)	数目(%)
发动机动力丧失	1554(28.9)	704(31.3)	39(12.9)	111(21.5)
飞行中与物体相撞	953(17.7)	298(13.2)	43(14.2)	28(5.43)
失去控制	625(11.6)	284(12.6)	40(13.2)	165(32.0)
机身/部件/系统失效/故障	639(11.9)	282(12.5)	89(29.5)	73(14.1)
硬着陆	483(8.99)	140(6.23)	8(2.65)	25(4.89)
飞行中与地形/水面相撞	443(8.25)	143(6.36)	16(5.23)	40(7.75)
侧滚翻转/飞机颠覆	290(5.40)	119(5.29)	4(1.32)	20(3.88)
天气	57(1.06)	85(3.78)	12(3.97)	5(0.97)
多种原因/其他	74(1.38)	42(1.87)	9(2.98)	9(1.74)
失速/带动力下沉	67(1.25)	2(0.09)	1(0.33)	13(2.52)
螺旋桨/旋翼与人接触	33(0.61)	35(1.56)	8(2.65)	3(0.58)
空中相撞	17(0.32)	37(1.65)	6(1.99)	1(0.19)
在地面/水面与物体相撞	26(0.49)	18(0.80)	10(3.31)	2(0.39)
起火/爆炸	28(0.52)	15(0.67)	5(1.66)	2(0.39)
突然机动	12(0.22)	8(0.36)	2(0.66)	10(1.94)
不确定	12(0.22)	13(0.58)	2(0.66)	1(0.19)
轮式起落架损坏	16(0.23)	3(0.13)	6(1.99)	2(0.39)
机翼/旋翼、吊舱、浮筒或尾翼/滑撬被物体挂住	20(0.37)	2(0.09)	1(0.33)	3(0.58)
下冲/过冲	16(0.23)	4(0.18)	1(0.33)	3(0.58)
地面/水面与地形/水面接触	5(0.09)	12(0.53)	0(0)	2(0.39)
失踪	1(0.02)	1(0.05)	0(0)	0(0)
总计	5371	2247	302	516

在1964年到1997年的34年内，单发活塞直升机年事故率基本呈下降趋势，但在1971年到1983年间有间歇性增大，这正和1970年到1980年的单发活塞直升机数量大幅增加时间吻合，说明了事故增加的原因是由于直升机总量的增大。单发活塞直升机每1000架在册直升机的事故率从1964年到1985年基本上是下降趋势，但在1985年到1990年间事故率几乎没有变化，从1990年到1997年则有好转，事故率有所降低。

在统计的7920起直升机事故中，单发活塞直升机发生事故5371起。其中3771起(约70%)和4种第一事故原因有关，它们是发动机动力丧失、飞行中与物体相撞、失去控制和机身/部件/系统失效或故障。从事故死亡率来看，飞行中与物体相撞事故的死亡率最高，其次是机身失效、发动机动力丧失和失去控制。

① 发动机动力丧失

发动机动力丧失引起的事故共造成106人死亡，234人重伤，2281人轻伤或未受伤。265架直升机损坏，1286架受损，3架未受损坏。在1964～1997年间的后17年，每年由于发动机动力丧失引起的单发活塞直升机事故数目逐年减少，而每1000架在册直升机年事故率也是逐年降低。但发动机动力丧失原因的事故仍占单发活塞年事故数的30%。

表4单发活塞直升机事故分布(1964～1997)
NTSB第一事故原因	次数	比例(5371次)
发动机动力丧失	1554	29%
飞行中与物体相撞	953	18%
失去控制	625	11%
机身故障	639	12%
总计	3771	70%

表5单发活塞直升机死亡率分布(1964～1997)
NTSB第一事故原因	死亡人数	每100起事故死亡率
飞行中与物体相撞	166	17
机身/部件/系统失效/故障	153	24
发动机动力丧失	106	7
失去控制	92	15

表6单发涡轴直升机事故分类
飞行性质		飞行阶段
空中作业	1494	机动	1149
指导/训练	976	巡航	1047
一般用途	875	着陆	949
个人使用	787	起飞	889
旅客服务	421	悬停	450
商务用途	338	进近	241
运送/改变位置	205	下降	168
飞行/维护试验	113	滑行	164
公共/军事用途	78	站立/静止不动	126
行政/公务	75	不确定/其他	124
不确定/没有报告	9	爬升	64
总计	5371	总计	5371

单发活塞民用直升机是早期民用直升机工业的支柱，多用于执行空中作业(如农业操作)。执行该任务过程中最常发生发动机动力丧失事故。并且由于飞机通常是在距地面很低的高度(100英尺或以下)飞行，驾驶员没有足够的高度和时间实现成功的逃生。单发活塞直升机在巡航阶段出现动力丧失事故最多，其次是需要大推力的起飞和爬升阶段。出现动力丧失的2个原因是燃油/空气混合问题和发动机结构失效，分别造成686起和263起事故，另有397起事故原因未确定。

② 飞行中与物体相撞

直升机优于固定翼飞机的最大特点是能空中悬停、低高度缓慢飞行和在有限的空间实现操作。在执行这些任务时，操作环境中常存在如电线等的不易发现和躲避的各种物体。因此可以想见，空中与物体相撞是直升机事故的主要原因之一。1964年到1997年，NTSB记录单发活塞直升机因空中和物体相撞发生事故953起，造成166人死亡、205重伤，1045人轻伤或未受伤，有327架直升机损坏，620架受损，6架基本完好。在1964～1997年间的后17年，该原因的年事故率呈减少趋势，但每1000架在册直升机的年事故率在1982后没有明显的降低。飞行中与物体相撞引起的事故约占单发活塞直升机年事故率的近12%。

单发活塞直升机最易在空中作业和一般使用操作中发生与物体相撞的事故，电线/杆是最常在飞行中撞到的物体，53%(507起)的事故都是与上述物体相撞后发生，其次是树、人造的其他物体如机场/直升机场设施、石油平台等。相撞原因主要有错误决定(如计划不当、缺乏训练、决策失误)、没有看见和避免、不确定因素等。直升机向前飞行时主螺旋桨易遭到撞击，倒退时尾部旋翼易遭到碰撞。

③ 失去控制

直升机的独特结构使它比固定翼飞机操纵起来要困难，悬停过程中滚转和俯仰方向的不稳定，更增加了控制难度。目前还没有一架单发活塞直升机安装有自动驾驶仪，驾驶员的工作强度大。因而直升机失去控制也是导致事故的主要原因。1964年到1997年，美国单发活塞直升机由于失去控制发生事故共625起，92人死亡，105人重伤，851人轻伤或未受伤。有194架飞机被毁，428架受损，3架基本完好。在1964年到1997年间的前17年，由于该原因发生的年事故数呈减少趋势，但在1982年有迅速增加，一直到1991年都延续较高的水平，随后才降低。1963年到1997年的后17年，每1000架在册直升机的年事故率有明显的降低。失控在1980到1997年单发活塞直升机总事故的比例呈现逐渐上升之势。

单发活塞直升机多在执行教学、农业服务和私人使用场合发生事故，因为这种直升机本身难于操纵，而此时驾驶员还要执行其他任务。大部分的失控事故都伴随着旋翼每分钟转速(RPM)的损失。悬停和起飞是最易发生失控事故的飞行阶段，偏航/垂直方向失去控制的事故几乎占单发活塞直升机失控事故数的70%。

④ 机身/部件/系统失效或故障

直升机传动机构复杂，使用过程中旋翼、尾桨、传动装置等旋转部件要产生交变载荷，引起机体结构的振动。这种振动将引起直升机主要部件、仪表设备等疲劳失效，从而降低使用寿命，引起事故。1964年至1997年美国单发活塞直升机因为机身故障发生的事故共639起，约占单发活塞直升机事故的12%，153人死亡，109人重伤，789人轻伤或未受伤，212架直升机毁坏，422架直升机受损，5架完好。1963年到1997年的前17年，该原因引起的年事故率基本保持不变，1982年起有所降低，并一直到1997年保持较低水平。近10年的每1000架在册直升机的该原因年事故率则有显著的降低。

单发活塞直升机最易在农业操作和一般用途时出现机身失效，因为此时持续低空飞行和障碍物距离近，速度低、受风的影响大。巡航和机动阶段是此类事故的多发飞行阶段，共发生427起事故。发动机到主旋翼变速箱的离合器和尾旋翼传动轴及主、尾旋翼桨叶是此类直升机最常出故障的地方，疲劳是造成失效的最大原因。

⑵ 单发涡轴直升机

美国单发涡轮轴民用直升机机队在越南战争结束后开始迅速扩大，到了80年代中期，继活塞直升机之后也出现大幅下滑之势，10年后，它又开始经历增长阶段。自从商业制造的单发涡轴直升机进入民用市场后，已渐渐成为直升机工业的支柱。1997年单发涡轴和单发活塞直升机的在册数量大致相等。

涡轴发动机性能较活塞发动机有了较大改善，因而涡轴直升机的出现使得直升机安全性得到了提高。1964～1997年单发涡轴直升机共出现事故2247起，年事故率基本呈下降趋势。1986年之前，每1000架在册直升机的年事故率都为下降趋势，1986年之后则基本保持不变。

单发涡轴民用直升机的2247起事故，有1568起(70%)和4种主要事故原因有关，它们是发动机动力丧失、飞行中与物体相撞、失去控制、机身/部件/系统失效或故障。机身/部件/系统失效或故障、失去控制和飞行中与物体相撞的每100次事故死亡率都很高，而发动机动力丧失的每100次事故死亡率较低。

表7单发涡轴直升机和活塞直升机事故对比(1964～1997)
NTSB第一事故原因分类	单发涡轴		单发活塞
NTSB第一事故原因分类	数量	%	数量	%
发动机动力丧失	704	31	1554	29
飞行中与物体相撞	298	13	953	18
失去控制	284	12	625	11
机身/组建/系统失效或故障	282	12	639	12
其他	629	27	1600	29
总计	2247	100	5371	100

表8单发涡轴直升机死亡率分布(1964～1997)
NTSB第一事故原因	死亡人数	每100起事故死亡率
机身/部件/系统失效/故障	157	56
失去控制	155	55
飞行中与物体相撞	140	47
发动机动力丧失	129	18

表9单发涡轴直升机事故分类
飞行性质		飞行阶段
旅客服务	642	巡航	633
一般用途	520	起飞	353
商务用途	209	着陆	301
个人使用	200	机动	270
空中作业	150	悬停	247
运送/改变位置	135	进近	146
指导/训练	127	站立/静止不动	97
行政/公务	97	下降	73
公共/军事用途	93	不确定/其他	47
飞行/维护试验	67	滑行	40
不确定/没有报告	7	爬升	40
总计	2247	总计	2247

① 发动机动力丧失

单发涡轴直升机因发动机动力丧失造成704起事故，129人死亡，237人重伤，1480人轻伤或未受伤，139架直升机损坏，546架受损，9架基本完好。1987年开始发动机动力丧失的年事故率逐年下降，每1000架在册飞机的动力丧失事故率一直呈逐年下降。单发涡轴直升机发动机动力丧失事故最多发生在运送乘客飞行中，和单发活塞直升机相似，巡航飞行(314次)是事故多发阶段，其次是起飞和悬停阶段。在704次事故中，由于燃油/空气混合问题引起的事故有299起，发动机结构失效事故189起，不确定原因发生事故181起。

② 飞行中和物体相撞

1964～1997年单发涡轴直升机发生飞行中和物体相撞事故298起，造成140人死亡，106人重伤，442人轻伤或未受伤，114架飞机毁坏，182架受损，2架完好。后17年内，该原因发生的直升机年事故数逐年下降，每1000架在册直升机年事故率则呈微小下降。单发涡轴直升机多在一般用途和运送旅客任务中发生此类事故，并且在各个飞行阶段发生空中与物体相撞的比率均等。飞行中与电线/杆相撞的事故有298次，占45%。与单发活塞直升机的53%的事故率对比，单发涡轴直升机的驾驶员似乎比单发活塞的躲避物体更成功。驾驶员错误决定是大部分事故的主要原因。主旋翼和尾旋翼是事故中主要受撞击的直升机部件。

③ 失去控制

单发涡轴直升机发生失去控制的事故总数为284起，引起155人死亡，123人重伤，476人轻伤或未受伤，125架直升机损坏，159架受损。该原因发生的年事故率在头15年内为缓慢上升趋势。1981年开始，则快速增加，到1984年达到20次的顶峰，1984年后维持了近10年的下降局面，1997年则又达到20次的水平。每1000架在册直升机的年事故率在后17年内变化不大。

单发涡轴直升机易在商业运输活动中出现失去控制的事故，训练和私人使用中较少。由于其发动机转速管理机制较好，旋翼RPM已不构成引起失去控制事故的主要原因，这比单发活塞直升机有了巨大进步。单发涡轴直升机失去偏航控制的比率比单发活塞高近2倍，但垂直方向的失控事故则少于单发活塞直升机。

④ 机身/部件/系统失效或故障

1964年到1997年的34年内单发活塞直升机机身/部件/系统失效或故障的事故计282起，157人死亡，110人重伤，438人轻伤或未受伤，111架直升机被毁，163架受损，8架完好。在34年的头17年该原因出现的年事故率几乎呈线性增长，这一时期标志着第一代单发涡轴直升机逐步走向成熟的过程，1982年达到高峰后，则逐渐下降，趋于水平。随着70年代单发涡轴直升机的广泛使用，机身失效年事故率从1971年的10%增长到1997年的15%。从1972到1991年，每1000架在册直升机机身失效年事故率得到持续改善，但到1991年后，基本保持在每年每1000架在册直升机2.5次。

单发涡轴直升机在巡航阶段经历的机身失效事故最多，有107次，占282次中的38%。悬停、起飞和巡航阶段传动和旋翼系统失效出现事故191起。传动系统(主旋翼和尾旋翼)和旋翼系统是出现问题最多的两处，发动机变速器、尾旋翼传动系统失效占103起传动系统事故的89起，疲劳引起的主旋翼和尾旋翼系统失效则引起88起事故。

⑶ 双发涡轴直升机

双发涡轴直升机于1961年进入美国民用直升机机队，当初发展双发涡轴直升机主要有两个目的，第一是单个涡轴发动机没有足够的动力满足大型直升机负载的需要；第二是人们错误的认为采用两台发动机能提高安全性。美国在册的双发涡轴直升机在1963年底只有不到50架，1997年发展到有大约1200架。1997年每1000架在册双发涡轴直升机的年事故率为8.2次。

1964～1997年的这一时期，双发涡轴直升机共发生事故302起，70%的事故都和4种第一事故原因有关：发动机动力丧失、飞行中与物体相撞、失去控制和机身/部件/系统失效或故障。每100次事故死亡率最高的是空中相撞、地面/水面与物体相撞、机身失效、天气和飞行中与地形/水面相撞等事故原因。

表10双发涡轴直升机和单发涡轴直升机事故对比(1964～1997)
NTSB第一事故原因分类	单发涡轴		双发涡轴
NTSB第一事故原因分类	数量	%	数量	%
发动机动力丧失	704	31	39	13
飞行中与物体相撞	298	13	43	14
失去控制	284	12	40	13
机身/部件/系统失效或故障	282	12	89	29
其他	629	27	91	36
总计	2247	100	302	100

表11双发涡轴直升机死亡率分布(1964～1997)
NTSB第一事故原因	死亡人数	每100起事故死亡率
机身/部件/系统失效/故障	148	166
失去控制	38	95
飞行中与物体相撞	35	81
发动机动力丧失	16	41

表12双发涡轴直升机事故分类
飞行性质		飞行阶段
旅客服务	97	巡航	84
一般用途	49	起飞	36
运送/改变位置	46	着陆	35
行政/公务	31	悬停	32
商务用途	23	机动	30
飞行/维护试验	16	进近	26
指导/训练	13	站立/静止不动	22
公共/军事用途	12	滑行	15
个人使用	6	爬升	14
不确定/没有报告	5	下降	6
空中作业	4	不确定/其他	2
总计	302	总计	302

① 发动机动力丧失

从1964年到1997年，发动机动力丧失引起双发涡轴直升机事故39起，造成16人死亡，26人重伤，98人轻伤或未受伤，13架直升机毁坏，21架受损，5架完好。1990年到1997年，双发涡轴直升机每1000架在册飞机年事故率基本保持不变。双发涡轴直升机引入民用直升机机队大大减少了动力丧失的事故率，从单发涡轴的31%比率降低到了13%。但是由于双发涡轴直升机用于旅客运输，而随着载客人数的增多，严重的事故导致了更高的死亡率。单发涡轴每100次事故的死亡率是18人，而双发涡轴的数字是41人。

多数双发涡轴直升机动力丧失事故都发生在旅客服务和一般用途活动中。燃油/空气混合问题引发了17起事故，发动机结构失效引起事故15起，不确定因素引起的事故6起。39起事故的23起(约60%)都发生了两台发动机丧失动力的状况。和单发活塞、单发涡轴直升机相似，双发涡轴直升机同样面临燃油、空气的清洁问题。双发涡轴直升机在各个飞行阶段都可能发生动力丧失事故，巡航和大功率操作飞行阶段发生事故18起。

② 飞行中和物体相撞

双发涡轴直升机1964年～1997年发生飞行中和物体相撞事故共43起，有35人死亡，29人重伤，111人轻伤或未受伤，16架直升机损坏，25架受损，2架完好。1987年到1997年每1000架在册直升机的空中和物体相撞的年平均事故率为1～2次。

由于双发涡轴直升机是旅客运输的理想选择，因此有44%的事故都发生在旅客服务过程中，尤其是运送旅客到或离开近海石油平台。起飞和着陆出现事故有21起，起飞前的滑行或悬停出现事故11起，而巡航阶段的事故较少。电线和树仍是容易被撞的物体。在NTSB有直升机被撞部分的详细记录的14起事故中，75%都是尾旋翼损坏。

③ 失去控制

1964到1997年34年间双发涡轴直升机失去控制的事故40起。每1000架在册飞机平均年事故率约是3.93次，和单发涡轴直升机的3.83次接近。1997年双发涡轴直升机数量只占整个民用直升机数量的约10%，失去控制出现的事故数也只是整个直升机机队该类事故的少数，约为每年1次多点。双发涡轴直升机在各个坐标轴方向失去控制的比率均等。

④ 机身/部件/系统失效或故障

1965年到1997年，双发涡轴直升机由于机身/部件/系统失效或故障发生的事故89起，造成148人死亡，37人重伤，267人轻伤或未受伤，34架飞机毁坏，40架飞机受损，15架飞机完好。双发涡轴直升机的机身失效事故率(29.5%)比单发活塞(12.8%)和单发涡轴(11.7%)都要高，这主要是因为其动力丧失事故占所有事故的比率较小。双发涡轴直升机的机身失效年事故率和每1000架在册直升机的年事故率都呈逐年降低之势。

双发涡轴直升机的机身失效事故多发生在旅客服务中，52%的机身失效事故发生在巡航阶段，起飞阶段的事故24起。传动和旋翼系统失效引起了61起事故，占机身失效事故总数的68%，其中疲劳引起的主旋翼和尾旋翼系统失效事故29起。

⑷ 其他类型的民用直升机

美国民用直升机机队还有一些非专业制造的自转旋翼机(autogyro)和单座直升机，该机队一直以稳定的速度逐年扩大，到1997年大约有3000架，并将以每年80～120架的速度继续增加。业余制造的直升机约占该机队数量的1/3。大部分业余制造的自转旋翼机和直升机都采用单发活塞发动机。

1964年～1997年间，NTSB共记录该类旋翼机机队发生516次事故，失去控制是大部分事故的原因，不少于165次的事故由此原因引起。燃油/空气混合问题引起了111起发动机动力丧失事故中的40起，飞行中与物体相撞的事故率相对其他原因发生事故较少，传动和旋翼系统引起了73起机身失效事故中的33起。

表13 业余单发活塞直升机和商业制造的活塞直升机事故对比(1964～1997)
NTSB第一事故原因分类	单发活塞商业制造		单发活塞业余
NTSB第一事故原因分类	数量	%	数量	%
发动机动力丧失	111	21	1554	29
飞行中与物体相撞	28	5	953	18
失去控制	165	32	625	11
机身/组建/系统失效或故障73	14	639	12
其他	139	27	1600	29
总计	516	100	5371	100

表14 其他类型民用直升机事故分类
飞行性质		飞行阶段
个人使用	358	起飞	127
指导/训练	82	巡航	93
飞行/维护试验	43	着陆	74
一般用途	13	机动	70
商务用途	11	进近	54
空中作业	4	悬停	28
运送/改变位置	3	不确定/其他	24
旅客服务	1	滑行	19
不确定/没有报告	1	下降	12
行政/公务	0	爬升	10
公共/军事用途	0	站立/静止不动	5
总计	516	总计	516

2.3.5事故原因总结

以上讨论了4类直升机机队的飞行事故原因，虽然直升机的种类各不相同，但它们的事故有着很多共同的原因，总结有以下几条：

① 对于3种商业制造的直升机来说，单发涡轴直升机的安全记录比单发活塞直升机有了很好的提高，1989年，单发涡轴直升机每10万飞行小时的事故率比单发活塞的要低3倍(单发活塞10万飞行小时事故率14.5次，单发涡轴直升机10万飞行小时事故率4.7次)。但是随着90年代单发涡轴直升机机队的增大，年事故率有上升趋势。因此，在直升机数量扩大的同时，相应的安全措施更要加强。

② 30%的单发活塞或单发涡轴直升机事故都是由于发动机动力部分或全部丧失而引起。而动力丧失的主要原因并不是发动机结构失效，而是燃油/空气混合问题。该种原因引起事故985起，而发动机结构失效的事故为452起。985次油/气混合问题的根源都是人为错误。许多直升机驾驶员忽视了使用干净的燃油和燃油/空气比例适当的问题。虽然双发涡轴直升机发生发动机动力丧失的事故数较少，但39次事故中的23起发生了动力的全部丧失，另外16起是部分丧失。39次事故的17次是由于和单发直升机相似的燃油/空气混合问题引起。由此，直升机(不管何种发动机)动力丧失事故的50%都是由燃油/空气混合不当引起，大约有25%到30%的动力损失事故和发动机结构故障有关。

③ 飞行中与物体相撞是3种直升机的常见事故，共发生1294起，共有720起撞到电线或杆子，205起撞到树。单发活塞直升机最易发生此类事故，因为它常进行农业操作，而主旋翼和尾旋翼被撞到的几率相同。单发涡轴直升机用于完成空中作业任务的情况较少，经历尾旋翼撞击和主旋翼受撞的比率为4:3。双发涡轴直升机尾旋翼受撞的几率是主旋翼的2倍多。

④ 商业制造的直升机机队失去控制发生的事故占所有事故的12%。而业余制造的旋翼机发生失控的事故是前者的3倍。对于只有1个主旋翼构型的直升机来说，飞行过程中必须控制反扭矩，这是发生失去控制事故的最大原因。

⑤ 机身/部件/系统失效/故障也是民用直升机事故的主要原因之一，共发生事故1083起。尾旋翼和主旋翼系统部件是失效事故的高发区。商业制造的直升机尾旋翼传动机构失效发生事故192起，尾旋翼控制系统失效引起56起事故，尾旋翼叶片/桨毂失效事故186起，尾梁失效事故36起。主旋翼系统失效事故共404起，发动机到主旋翼的变速箱失效事故137起，控制系统失效的事故103起，叶片/桨毂失效事故112起。

3.结束语

直升机技术的进步和经济发展的需要，都将继续促进民用直升机的应用。今后20年，我国的民用直升机将会有大的发展。民用直升机必将会为我国的经济建设作出巨大的贡献。在民用直升机广泛应用的同时，更应加强使用安全的意识和措施，使其更好的发挥服务功能。

参考文献

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9.尧放哉，朱生利．世界民用直升机概况及其应用．直升机，2001年第3期

国外直升机可靠性、维修性和保障性发展综述

1. 引言

可靠性、维修性和保障性(RMS)是响影军用直升机作战效能、作战适用性和寿命周期费用的关键特性。特别是在现代高技术战争中，RMS成为武装直升机战斗力的关键因素。美国武装直升机AH-64“阿柏支”由于在研制中重视RMS工作，具有较高的RMS水平，保证AH-64具有较的战备完好性和任务成功概率。在1990年12月至1991年4月的海湾战争中，美国陆军101师攻击直升机营的8架AH-64直升机，突袭伊拉克，摧毁了通往巴格达沿途的雷达站，为盟国空军执行空战任务开辟了空中通道，仅在2月28日，第一武装分队的AH-64摧毁了36辆坦克，俘获了850名伊军官兵。在海湾战争中，美军出动了288架AH-64，累计飞行18700小时，仅有一架AH-64被地面炮火击落，在“沙漠盾牌”和“沙漠风暴”行动中，AH-64的能执行任务率分别达到80%和90%，超过了设计要求。AH-64的战例充分表明，RMS是现代武装直升机形成战斗力的基础，是发挥其作战效能的保证，也是现代军用直升机设计中必须考虑的、与性能同等重要的设计特性。

2. 国外直升机RMS技术的发展

随着直升机在现代战争中和国民经济建设中的作用及地位的日益提高，直升机RMS越发引起各工业发达国家的重视，特别是对直升机可靠性和安全性问题早就得到重视；随着武装直升机的应用与发展、机载雷达及火控系统的可靠性及维修性也相继引起各国军方的重视；近十多年来，尤其是海湾战争之后，为了满足现代高技术战争的需要，要求直升机具有快速出动能力和高的战备完好性，降低武装直升机的寿命周期费用，要求直升机具有低的维修工时、少量维修人力、少量备件和良好的测试性和保障性。总的说来，近50年来，国外直升机RMS技术的发展大至可划分为如下3个阶段。

2.1 50年代中期至60年代末期

50年代中期或末期开始研制或60年代初期开始研制、在60年代投入服役的直升机，如美国的CH-47A、CH-53A、AH-1A、AH-56A、OH-58A、UH-1A等。这些直升机主要是采用工程设计和试验的方法来保证直升机的可靠性、维修性、保障性，没有专门制订RMS大纲，既没有提出专门的RMS指标，也没有开展专门的RMS分析设计和专门的RMS试验工作。因此，这一批直升机普遍存在着故障多、可靠性低、维修工时较高，因此使用和保障费用较高。美国陆军和直升机公司都建立了直升机的RMS信息系统，收集大量的RMS数据，进行分析研究后，找出了影响可靠性及维修性的主要原因和部件，并随后进行改进改型。例如，CH-47D制订了专门的可靠性改进计划，投资237 万美元，使整个直升机的MTBF提高一倍，维修工时降低28%。

2.2 70年代初至80年代中期

经过越南战争后，军用直升机的作用更加引起世界各军事大国的重视，在执行战斗保障和后勤支援任务中，直升机充分显示了具有良好的机动性和灵活性、快速反应能力和不受地形限制的特点。此外，装备武器的武装直升机用于对地火力支援和护航任务中，出色地完成任务。在战争实践中证实了武装直升机对现代战争具有重要的意义，是现代战争不可缺少的重要武器之一。为了充分发挥军用直升机在现代战争中的作用，在此阶段发展及改型的一些军用直升机如AH-64A、UH-60A、CH-47D、CH-53E和OH-581D等，都重视可靠性与维修性，全面开展可靠性及维修性工作，制订可靠性及维修性大纲，根据美国军用标准MIL-STD-785“系统和设备可靠性管理大纲”、MIL-STD-470“系统和设备维修性管理大纲”，制订型号的大纲；提出明确的可靠性及维修性要求，例如UH-60A“黑鹰”直升机的MFHBF＝4.0(目标值)/3.5(门限值)小时、MCSP=0.987安全可靠度RS＝0.997、MTTR=0.95小时，MMH/FH=3.8工时、使用可用度Ao=0.82(目标值)/0.80(门限值)；并根据MIL-STD-785和MIL-STD-470的要求开展可靠性及维修性分析和设计，进行可靠性及维修性试验和验证，特别是开展专门可靠性研制试验，例如，S-70“黑鹰”直升机的地面试验、样机飞行试验和生产飞机的飞行试验；此外，这些飞机还采用较为完善的机内测试技术(BIT)，从而大大减少直升机的维修时间。在研制与生产过程中，对航空电子设备的元器件、组件和设备等三级设备进行严格的环境应力筛选，确保直升机投入外场使用具备规定的可靠性。

2.3 80年代后期至2000年

自80年代后期以来出现了苏联解体，两大阵营对抗的冷战结束。世界出现了多极化的格局。全球性的缩减军费、裁减军队的趋势日益明朗，费用成为现代武器装备研制的主要约束条件。特别是经过90年代初的“海湾战争”以及98年的“科索沃冲突”两次现代局部高技术战争，进一步表明直升机的后勤保障工作在现代高技术战争中的重要作用和突出地位，通过提高可靠性、维修性和保障性来提高武器装备的战斗力、降低使用和保障费用成为一种经济有效的途径。80年代后期以来，新研制和改型的军用直升机，如美国的RAH-66、V-22、AH-64D、S-70A和北约NH90等都更加重视可靠性、维修性和保障性，更加严格地开展可靠性、维修性和保障性的设计和试验，其主要特点如下：

(1) 严格开展R&M试验。 S-70A直升机一共进行大约13000小时的可靠性和维修性试验。从地面试验开始，一直到飞行试验及生产型飞机试验。通过专门的可靠性和维修性研制试验与系统研制试验相结合，以实现可靠性及维修性增长。其中，地面试验1900小时，样机飞行试验2000小时，生产型飞机试验8755小时。

(2) 重视机载故障诊断技术的应用。在新一代直升机中普遍采用先进的机载状态及使用监控系统(HUMS)、监控与诊断系统和机载综合诊断系统。对直升机的旋翼、尾桨、传动装置和发动机等关键系统进行状态监测和故障诊断，并监测机体主承力件的疲劳寿命、发动机和传动装置的振动、旋翼桨叶结冰速度和航线飞行的剩余油量等，通过座舱仪表板的告警功能，可准确向驾驶员发出提醒和告警，使驾驶员及时发现异常现象并采取应急措施，以确保直升机的飞行安全。例如，V-22倾转旋翼机采用了发动机功率监测、金属屑监测和发动机部件寿命监测等多种监测技术，并诊断故障发生；又如，RAH-66直升机的发动机T800采用全权数字式控制系统和状态监测系统，监测发动机的性能、振动、寿命、油量和温度等。

(3) 全面推行综合后勤保障(ILS)工作。新一代直升机研制中，通过制定和全面实施综合后勤保障计划，开展保障性分析(LSA)，包括进行故障模式影响及危害性分析(FMECA)、以可靠性为中心的维修分析(RCMA)、维修级别分析(RLA)、维修工作分析和战伤修理分析等，确定飞机的保障性要求，优化飞机的保障方案、制定合理的维修计划，协调可靠性、维修性、测试性和运输性设计，规划直升机的地面保障设备、备件供应、人员及人力、人员培训及训练设备、技术资料、计算机保障资源等，确保在交付直升机的同时，交付各种保障资源，以满足用户规定的战备完好性要求，降低使用和保障费用。

(4) 利用现代信息技术来改善直升机的RMS。在新一代直升机的设计、生产、试验以及使用和保障过程中，广泛采用现代的信息技术，例如，在NH90及RAH-66直升机的设计及研制和生产中，采用计算机辅助设计(包括三维模型和仿真模型)、计算机辅助制造和计算机辅助培训，推行以计算机辅助采办和保障(CALS)为基础的并行工程，实现用户与承制方的信息共享，此外，还应用无纸的交互式电子技术手册以及先进的机载故障监测与诊断系统，从而显著改善新一代直升机的RMS。

3. CH-47中型直升机

CH-47“支奴干”是美军陆军中型直升机，该机于1956年开始研制，1961年首次试飞，1962年8月首次交付第一架CH-47A直升机，随后又生产了CH-47B、CH-47C和CH-47D的改型。由于早期型的CH-47基本上没有开展专门的RMS工作，所以其RMS水平低，满足不了陆军的要求。70年代后期，美国陆军推行一项旨在改进直升机可靠性和维修性的现代化计划，即CH-47D的改型计划，并于1980年10月开始交付，显著地提高CH-47飞机的R&M水平，参见表1。

表1 CH-47C与CH-47D的R&M测量值
测量参数	CH-47C	CH-47D
MTBF(小时)	2.08	3.85
MTBM(小时)	0.48	1.00
MTBCF(小时)	13.9	26.5
MTTR(小时)	0.63	1.05
MMH/FH(工时)	9.38	7.13

为了提高CH-47的可靠性，CH-47D采用的所有60年代生产的部件都由70年代后期生产的部件取代，包括采用新的玻璃钢旋翼、新的传动系统、液压系统、辅助动力装置、电气系统、飞行控制系统，同时采用了80年代初已在CH-47C上改装的高可靠性的T55-L-12型涡轮轴发动机，该新型发动机不仅提供4500马力的动力还显著改进发动机的可靠性。

整个CH-47D的可靠性改进计划持续10年，每架飞机所需的改进费用的上限值为237万美元，按照改进计划飞机的寿命为20年，按照分期付款，10%的贴现率估算、每架飞机每年的改进费为278000美元。改进后的CH-47D的MTBF比CH-47C提高了一倍左右，飞机每飞行小时的维修工时减少了28%，估计每架飞机每年节省的维修人力和修理器材费用为108000美元；依据每架飞机可节省备件费用100万美元，每架飞机每年节省117000美元，这种保守的估计仅从经济上考虑可节省225万美元。如果再考虑由于任务可靠性提高了1倍，大大改善了任务成功概率，在战争中所带来的军事效益那就更为显著；进一步考虑，维修人力及备件的减少，减少了部队的后续保障力量，可以显著改进部队的战备完好性、提高部队的机动性，若从现代战争的观念看，这将可提高整个部队的作战争力，由此所带来的经济及军事效益将更为可观。

4. CH-53E重型多用途直升机

CH-53E“超种马”是美国海军陆战队用于执行两栖突击任务，运载55名全副武装士兵、运输重型装备和弹药；美国海军用于舰上垂直补给和运输的一种重型三发多用途直升机，由美国西科斯基飞机公司研制，公司代号为S-80/H-53E。

CH-53E是在CH-53D的基础上研制的，1971年开始研究与发展工作。1974年3月1日第一架原型机YCH-53E开始试飞，1981年6月16日开始交付给美国海军陆战队使用。

CH-53E是按照美国海军航空系统司令部在装备采办过程中加强可靠性设计的“新观点”的目标要求，积极开展可靠性及维修性(R&M)工作，严格进行可靠性和维修性分析设计和试验实践，采用已经实际考验的零部件，在生产和研制过程中，应用故障报告和纠正措施系统。

4.1 R&M要求

按照美国海军航空系统司令部有关加强R&M工作的要求，对CH-53E规定如下的R&M要求：

·任务可靠度Rm=0.93

·平均故障间隔飞行小时 MFHBF＝0.71h(研制阶段)、0.92h(生产阶段)

·每飞行小时的维修工时 MMH/FH=12.0h(在基层级)

·平均修复时间MTTR=2.4h

·平均任务中断间隔飞行小时 MFHBA＝13.8h

4.2 R&M分析与设计

为了确保CH-53E能够满足军方规定的R&M要求，使得CH-53E成为一架可靠的、可维修的重型运输直升机，采用下述R&M分析与设计技术。

(1)故障模式影响及危害性分析(FMECA)

在直升机设计初期，FMECA作为直升机设计的一个组成部分，在每个产品层次开展FMECA，确定作能产生的故障模式以及对直升机可能产生的影响，在图纸发放前，确定直升机初步设计缺陷，并进行分析和改正。随着设计进展，不断修改FMECA以反映各种设计更改，以及出现的故障模式的影响。进行FMECA的系统包括：旋翼系统、传动系统、飞行操纵装置、2号发动机安装(1号、3号与CH-53D相同)发动机起动系统和自动飞行控制系统等。

在分析期间，共发现1507个故障模式，并按照它们的影响进行分类，采取了改进设计、材料和工艺过程，以防止这些故障模式再度发生，某些典型示例如下：

a. 传动系统

·主锥形齿轮滚柱轴承的材料改成M50真空熔化钢；

·第一级行星正齿轮中的齿轮偶接触系数增大以减小应力和齿轮损坏的概率；

·在主旋翼测速器正齿轮的垂直驱动装置采用弹性绝缘体为防止传动装置磨损提供衬垫。

b. 主旋翼叶片与搭座拆叠

在尾桨桨叶定位器组件上加装一个开关，以便延缓到尾浆桨叶锁定位置后才使搭座拆叠。

c. 飞行操纵装置

·飞行控制系统助力器重新定位，使更多的部件增大液压输入信号，从而减少堵塞概率；

·飞行操制系统的伺服机构重新安装，从旋翼搭座移到机身隔舱更温和的环境中。

(2)R&M建模与分配

在直升机研制阶段开始，根据CH-53E的任务剖面建立了可靠性框图与数学模型，包括直升机各分系统的构型，确定为成功完成任务的各种通道(各种余度通道)，作为开展可靠性分配、可靠性预计和FMECA的基础。

CH-53E的R&M分配是以CH-53D的外场使用数据为基础进行的，也就是由美国海军3M(管理、维修的器材)系统提供的R&M数据，根据CH-53E与CH-53D的结构及技术状态的差别，对CH-53D的数据进行调整而得到CH-53E的各个分系统的R&M数据。对各分系统和重要部件都分配了MHFBF、MMH/FH和MFHBA都进行分配。表2给出了CH-53E的分配值和CH-53D的外场使用可靠性，用每飞行小时的故障率表示，即是MFHBF的倒数。

表2所列的数据是1976年完成的可靠性分配。从表中看出，CH-53E导航与飞行综合系统的故障率比CH-53D增加了50%，主要是由于增加了3个陀螺与3个加速度计，并增加放大器、双通道同步器等的功能。为了提高该系统的可靠性，将模拟式系统改进为数字式系统，其故障率将从55.764/1000飞行小时降低到4.255/1000飞行小时，整个直升机的故障率从1007.477/1000飞行小时降低到955.968/1000飞行小时，MFHBF从0.993小时提高到1.046小时。

表2 CH-53E可靠性分配表(故障数/1000飞行小时)
系统	CH-53D	变化量	CH-53E
机体	141.878	11.393	153.271
燃油隔舱	32.031	-0.051	31.980
起落架	86.574	-1.684	84.890
飞行操纵	73.753	-7.724	66.028
旋翼	134.727	-3.671	131.056
辅助动力装置	28.858	-1.905	26.953
传动系统	86.278	-0.424	85.854
动力装置仪表	49.338	27.505	76.843
空调与防水	1.862	0.783	2.645
电气系统	16.925	4.041	20.966
照明	37.066	0.078	37.144
液压系统	16.840	-1.223	15.617
燃油系统	9.267	11.594	20.861
其他能源	8.378	1.833	10.211
仪表	41.171	14.514	55.685
飞行参考系统	10.875	-2.705	8.170
综合导航飞行控制	38.082	17.082	55.764
总故障率(不含政府提供设备)	813.903	70.036	883.938
政府提供的设备	159.733	-36.175	123.539
整个直升机	973.636	33.841	1007.477
总的MFHBF(小时)	1.027		0.993

(3) 元器件及材料控制

为了最大限度地提高CH-53E的可靠性，在直升机设计及研制中强调元器件(零部件)和材料的控制。用于CH-53E的元器件及材料都由工程标准机构和系统工程机构进行严格审查，确正正确应用并达到高的可靠性。元器件与材料的审查与批准过程按照下述方式进行。

直升机研制公司内部设计的分系统和组件，R&M工程机构和有审批权的设计组一起规定在设计中使用的元器件和材料，在工程图纸发放之前，由R&M工程机构确认元器件和材料得到正确规定。

机械零件应对应力特性、环境兼容性、腐蚀防护和光洁度进行审查。电子与电气元器件应对与MIL-E-5400规范要求的符合性进行审查，以确保这些元器件具有所要求的可靠性水平。

供应商设计和制造的分系统和组件，它们的元器件和材料的要求应在采购规范中规定，通常采用西科斯基公司的工程规范。供应商对采购规范规定要求的执行情况的符合性应由R&M工程机构进行审查，当未能全面符合时，应提出最好的解决办法。在设计和研制阶段，应继续对元器件和材料的应用进行审查，以证实供应商符合规定要求。

经批准的元器件应列入元器件选择清单(PPSL)。当具体元器件和材料出现可靠性问题时，R&M工程机构应与供应商一起工作以通过采用备选元器件、增加筛选、改进供应商的工艺过程、质量控制等措施来解决有关R&M问题。例如，用于执行飞行关键功能的航空电子设备的连接器(符合MIL-C-83733)，在供应商的生产过程中及在外场使用中，连接器插针连接插座时，经常出现反弹而解脱现象，CH-53E的R&M工程机构与供应商的工程机构协同工作，对连接器设计、制造工艺过程和质量保证活动的各种问题进行全面调研，对连接器设计，工艺和质量控制过程进行改进后，消除了连接器问题。

(4) 降额设计

在CH-53设计过程中，为提高可靠性水平，元器件(零部件)降额是一项关键措施。在所有设计的关键评审中，都对应力降额要求进行严格评审。

电子元器件降额是各种元器件的耗电功率和温度不超过规定的值(远低于制造商规定额定值)。

无源器件要求规定可靠性最低值。电阻壳体温度不大于额定温度的80%，功率不超过50%额定功率时达到70℃(在某些情况下小于70℃)；电容器壳体温度至少必须低于额定温度20℃，直流工作电压必须不超过50%的额定电压。所加的直流电压加峰值交流脉动电压必须不超过55%的额定电压。

有源器件(半导体和微型器件)必须满足下列要求。结温可能不超过110℃。半导体必须满足MIL-S-19500JANTX。微型电子器件必须满足MIL-M-38510B 求。数字式或飞行控制系统元器件选择所采用的降额准则。如表3所示。

表3 数字式飞控系统的降额准则

元器件

可靠性水平

降额水平

微电子器件

半导体

无源器件

电阻器

电容器

MIL-M-38510

B级MIL-S-19500JanTX

规定可靠性(ER)

“R”级最小值

最大结温110℃

壳体温度≤80%

额定温度最大壳温(50%功率到70℃)

加直流电压＋交温脉动峰值≤55%额定电压

机械部件降额涉及到使应力均值与强度均值之间的差值最大，机体、传动系统和动部件的应力降额应证实在使用中承受的应力降值到低于由设计准则规定的那些值。见图1和图2。

图1 振动应力降额

图2 传动系统设计应力范围应力降额

4.3 耐久性及生存性试验

在生产样机试飞之前，整个CH-53E动力系统，包括主旋翼、尾旋翼、传动系统和发动机进行200小时的耐久性试验和50小时的过应力试验以验证系统动部件的兼容性。这些试验包括轴的自然频率和临界频率响应，油量校准和空载润滑试验。

在每一阶段的试验完成后，所有主要的动部件都被拆卸并进行全面的目视检查。主齿轮箱、附件齿轮箱、中间齿轮箱和尾部齿轮箱都被分解并进行详细的目视检查并采用穿透剂检验。所有齿轮箱和发动机金属屑检测器和各种油滤都被拆卸并检查各种可见的可能异常和可疑异常的征侯。所有部件都应显示出无可疑的故障征侯，表示所有部件都无故障。

最终试验CH-53E的齿轮箱，包括耐久性和生存性试验，主齿轮箱、附件齿轮箱、附件齿轮箱、中间齿轮箱和尾齿轮箱的生存性试验验证了CH-53E直升机在最大内部载重下一旦齿轮箱失去其主润滑系统后安全飞行30分钟的能力。

4.4 可靠性研制试验与老炼要求

飞行控制系统的重大改进是采用两台数字式计算机。该系统进行了可靠性研制试验，其主要目的是以发现设计和研制问题，这些问题解决方法可在生产型飞机采用。可靠性研制试验的另一个目的是验证系统的平均故障间隔时间(MTBF)。该试验包括2台数字式计算机、1个飞行控制系统的控制板、6个加速度计和5个驾驶杆位置传感器。该试验的环境条件如下：

振动：21Hz、0.5g, 50分钟(每小时)

21Hz、2.0g, 10分钟(每小时)

温度：在温度从＋71℃(热状态)到-54℃(冷状态)变化过程中，工作30分；

在非工作状态冷浸90分；

在转移到热状态、热浸工作360分。

在试验期间部件进行连续测试和检查，并由目视手动控制，当检测到故障时，计算机储存故障代码并指示故障。该系统验证MTBF＝163小时，发现5个故障模式，并采取纠正措施。

为CH-53E研制的电子设备进行了严格的老炼，包括热循环与振动。老炼的温度极限为-54℃~＋71℃。对飞控计算机的老炼要求为168小时的热循环和正弦振动1Hz、0.5g，50分钟(每小时)；21Hz、2.0g，10分钟(每小时)。

在生产计划开始后，对飞控计算机增加老炼，按NAVAMAT P-9492的要求0.04g2/Hz10分钟，随机振动，并增加44小时老炼而不发生故障的要求，包括最终验收试验。这使得飞控计算机的验收率从50%提高到80%。

4.5 飞行试验与部署

良好的R&M工作是闭环故障分析和纠正措施工作的一个组成部分。在西科斯基中心的项目，故障产品分析报告(FIAR)作为一种控制文件。故障或问题数据由R&M数据跟踪人员收集和作为缺陷记录进入计算机，包括所有CH-53E的缺陷。故障分析报告包括缺陷说明、故障历史、初步故障分析和建议采取措施。最终形成最终的工程更改通告(ECN)、工程更改建议(ECP)以及生产控制委员会(PCB)的有效性定义。并利用FIAR的数据评估CH-53E的可靠性。1976年首次评估CH-53E生产样机的外场MTBF，飞机共飞行了126飞行小时。同时也利用外场发现的故障信息对飞机进行设计更改。

在CH-53E从生产型样机到批生产的技术状态进展过程中，R&M要求也不断改进，并增加了专门的可靠性试验，即质量符合性试验(在首批生产的飞机上进行)；在5架初始生产的飞机上完成14次、每次一小时的飞行任务，根据对生产型CH-53E的MFHBF要求，14次飞行中，允许发生15次故障。但是，5架飞机从1981年6月至12月的试飞中，仅观测到4个故障模式，针对这些故障模式改进了设计。

随着第一架CH-53E投入服役之后，便开始执行R&M现场监测计划，评估飞机的R&M水平，进行故障分析和采取纠正措施，建立了CH-53E的R&M数据库。到1983年2月，总共32架CH-53E部署在东西海岸，累计飞行8000小时，其MFHBF与MFHBA比规定值高60%，见表4。

表4CH-53E与CH-53D的R&M水平比较
	CH-53D(观测值)	CH-53E(要求值)	CH-53E(观测值)
MFHBF	0.57h	0.92h	1.5h
MFHBA	10.95h	13.9h	22.8h
MTTR	2.60h	2.4h	2.27h
A0			780%

5. AH-64武装直升机

早在1972年，美国陆军开始执行先进攻击直升机(AAH)计划，1975年9月30日YAH-63与YAH-64开始竞争试飞。AH-64A直升机中标后于1977年元月开始研制，1984年元月开始交付部队使用。1995年AH-64开始服役，AH-64D于1990年开始改型，1991年3月首飞，1996年开始交付部队，成为目前现役美军最先进的武装直升机。

5.1 RMS要求

在AH-64研制中，美国陆军特别强调无故障执行任务能力和快速维修能力，AH-64A的可靠性、维修性及保障性指标见表5。表中的RMS指标为目标标准，要求在10万飞行小时后达到值。测定值分列为AH-64A研制阶段、生产阶段和外场飞行300小时的统计值。

表5 AH-64A的RMS指标及测定值
	指标值	研制阶段1	生产阶段2	外场使用3
MFHBF(飞行小时)	2.80	1.70	2.40	2.50
MTBCF(飞行小时)	19.0	24.7	16.8	15.4
MMH/FH(工时)	9.00	6.45	6.4	4.8
MTTR(小时)	0.90	1.1	1.27	0.82
Ao(%)	75	79	91	86

注：1. 研制阶段指累计飞行5680小时的统计值；

2. 生产阶段指累计飞行2543飞行小时的统计值；

3. 外场使用指在外场服役后累计飞行500小时的统计值。

5.2 可靠性设计

为了使AH-64A服役后能够满足陆军提出的RMS要求，美国原麦道公司在直升机和电子设备的设计中严格开展了可靠性分析和设计，包括可靠性分配、预计、采用高可靠的元器件、余度设计、热设计、降额设计和成熟技术等设计措施。例如，AH-64航空电子系统等数据传输采用MIL-STD-1553B总线，使航空电子和火控系统的13个终端交连一起，与常规设计相比，可靠性提高20%，安全性提高30%，维修时间降低25%，维修费用减少20%。AH-64重要系统和部件都采用余度设计，如装有2台发动机，双通道的供电系统和2套主液压系统、多余度的电传操纵系统，保证系统的致命性故障率达到1.208×10-7。AH-64的旋翼结构是是以已经飞行了数百万小时的OH-6A直升机的旋翼为基础进行改进的，关键部件采用成熟的技术，确保直升机的可靠性。

为了确保AH-64发动机T700具有99.7～99.9%的任务成功概率和很低的非计划拆卸率0.29/1000飞行小时，T700在研制中加强了可靠性管理，陆军与通用电气公司成立了R&M领导机构，负责T700研制过程中的R&M工作，从设计一开始使开展优化设计，把R&M作为重要的优化参数；并制定了可靠性改进保证计划、部件可靠性改进计划以及严格的内厂和外场的综合研制试验；建立T700的内场和外场的综合研制试验计划。

5.3 维修性设计

AH-64设计中重视维修性设计，直升机的动力舱、减速器舱和各设备舱都设计成易于接近的构形。主要电子系统和火控系统的设备大都装在前机身下部两侧的浮筒式机舱内，在地面便接近，发动机罩向下打开可构成维修工作平台，便于维修人员进行维修工作。

为了改善维修性，T700发动机全部采用单元体设计，发动机的4个单元体仅需24～78分钟便可拆卸更换；任何一个发动机附件在外场的维修时间仅小于或等于15分钟；整个发动机仅有24个外场可更换部件、外场维修仅需要10把手动工具。左右两台发动机相同，可以互换。

为了缩短维修时间，直升机上装有机载故障检测和定位系统(FD/LS)，可识别外场可更换单元的故障，并能识别机上电子设备95%的故障。该系统由主计算机、多路远距终端装置、备用总控制器、数据输入键盘、数据总线、电传打字机自动发送系统等。

为了改进中继级维修，在中继级维修车间采用自动测试系统，对外场可更换单元(LRU)进行测试，检测LRU的故障，并在中继级(内场)通过更换内场可更换单元(SRU)进行修复。该系统可对AH-64直升机的75个部件故障进行检测和诊断。一台自动测试系统可承担54架AH-64或在战斗条件下3个直升机营的测试任务。该系统的核心是中央计算机、输入和输出装置、控制设备和被测装置接口的试验台等，其代号为AMUSM-410。

5.4 可靠性试验

为了提高AH-64A的可靠性，在研制阶段，对系统处理机、任务处理机、显示处理机、环境控制系统和其他重要部件等进行了可靠性增长试验，通常取2个试件，在随机振动和温度循环的模拟环境条件下，进行4000小时的试验。通过试验，发现了集成电路组件因制造时残留的焊料膜导致在振动应力下导线连接拉脱；另发现外场可更换单元导线固定不牢，在高振动应力下，导线连接处于断续状态，出现间隙故障。随即改进设计和制造工艺，进一步提高设备的固有可靠性。

5.5 建立RMS数据系统

美国陆军建立了一个较完善的可靠性、维修性和保障性数据系统，取名为RAM/LOG系统。在AH-64直升机方案论证、研制、生产和外场飞行试验中，陆军利用该数据系统收集RMS数据，分析并评估各阶段的RMS性能及其增长趋势。为确定RMS在各阶段的增长水平、发现各阶段的RMS问题，通过改进设计使AH-64的RMS水平不断增长，取得了成功。该系统包括如下4个主要功能：

·5个独立的，包含了18～42个独立要素的相关表格：飞行和使用信息表、故障修复/纠正措施表、零部件使用数表、使用/诊断/报告表、事件简单说明表。

·故障审查委员会用来确定RMS评估的逻辑决断图；

·用于查询，存取RAM/LOG数据文档的各种计算机程序；

·用于查询故障检测与定位性能的专用程序。

5.6 AH-64D(长弓阿柏支)的RMS

AH-64D是AH-64A的改型，使AH-64设计更改了1/3，加装了毫米波火控雷达，成为21世纪数字化战场的重要武器。该机的可靠性水平比AH-64提高了50%，其RMS要求见表6。

表6 AH-64D的RMS要求及外场使用值

参数

要求值(5000飞行小时)

外场测定值(3000飞行小时)

MFHBF (小时)

MTBCF (小时)

故障检测率(FDR)(%)

故障隔离率(FIR)(%)

4.80

18.40

98.0%

95.0%

8.55

25.47

98.6%

AH-64D从设计更改开始便重视RMS工作，加强RMS管理，建立了政府、主承包商、转承包商组成联合工作组，建立综合产品组(IPT)、并由陆军AH-64D项目办公室、麦道直升机公司和火控雷达承包商共同组成可靠性工作组，负责实施可靠性工作计划，了解可靠性要求进展，处理RMS工作中的问题。同时设立由各方面专家组成的可靠性评审委员会，审查了1500项故障，发现了108个重大的可靠性问题，有100个故障得到了处理。

火控雷达等新研制的产品都开展严格的可靠性研制/增长试验和环境应力筛选。整个雷达系统进行1000小时的可靠性研制/增长试验，以发现和纠正设计缺陷。包括所有处理机在内的许多设备进行了4000小时的可靠性研制/增长试验。每个新研制的外场可更换单元在装上飞机之前都进行了严格的环境应力筛选。

在研制过程的早期，在AH-64D飞机上利用模型进行了维修性验证，以发现各种维修性设计问题，并对有关的设备(LRU)进行再设计或更改安装位置。同时，采用注入故障的方法对各种LRU的机内测试(BIT)进行验证，一共注入近800故障，以发现和纠正LRU测试性缺陷，并通过增加测试点和修改软件来提高LRU的测试能力。维修性验证在外场试飞中作为后勤验证的一个组成部分，由受过训练的陆军维修人员执行各种维修作业，并对各个基本作业统计维修时间，验证了许多维修作业都能按规定维修时间完成。

AH-64D采用交互式电子技术手册，各种故障诊断程序也纳入该手册中，并存入便携式维修辅助装置(PMA)，从而大大改进维修性。PMA是计划中的综合维修保障系统(IMSS)的关键，可提供故障数据记录，通过飞机上数据总线或下载各种维修信息，并可与部队的后勤系统接口。使AH-64D成为一架易于维修和保障的飞机。

通过吸取AH-64D的经验教训，AH-64D制定了综合训练计划，包括在整个训练基地中的所有教程、训练媒体和硬件的综合化以及与武器系统设计的综合。该计划的实施保证了训练教材的编制和训练器材的研制能够密切地与飞机研制的进展和保障技术资料的编写相协调。

6. RAH-66轻型侦察攻击直升机

RAH-66“科曼奇”是美国陆军的新一代轻型侦察攻击直升机，它由波音直升机公司和西科斯基飞机公司联合研制的。该机于1988年6月开始研制，原定1994年首飞，1998年开始服役。

RAH-66具有现代直升机的高可靠性、维修性和保障性特性。例如，采用5个耐久性好的全复合材料旋翼、高可靠的无轴承主旋翼桨毂、易接近的后电子设备舱、高可靠性的航空电子设备、二级维修方案和低的使用和保障费用。

6.1 保障性设计

RAH-66最重要的保障性设计特性是飞机设计成采用二级维修体制进行保障，以便有助于降低使用和保障费用，因为取消了中继级维修而减少维修资源，包括维修人力、设施、测试、测量和诊断设备以及其他专用保障设备。

从直升机设计开始，便尽一起努力来确定和消除需要中继级维修的设计特性。这一个过程集中在部件分类和诊断两个关键特性。RAH-66直升机的部件进行了分类，以便容易拆卸和更换。通过综合诊断设计，取消各种昂贵的测试、测量和诊断设备。“科曼奇”直升机具有机载综合诊断和故障预测能力，包括结构寿命使用程序、应用状态识别和飞行安全关键的动态部件跟踪等能力。

最终的设计原则禁止部件分层安装，限制设计用的紧固件尺寸的数量并强调人力和人员综合特性，这种特性与可达性、人体测量要求及维修作业复杂性有关。

保障性特性的实现主要通过参与设计的综合产品组的保障性人员和努力，严格进行测试性分析和维修性评估以及通过修理级别分析确认两级维修体制的费用效能。这一过程的实现可以成功地消除中继级维修工作，并可减少基层级和基地级维修工作量。基层级(外场部队)维修工作包括拆卸和更换、原位修理和小的离位修理(即在飞机附近的修理)。基地级(大修厂)工作包括部件修理和大型结构件修理和翻修等。

为了改进可达性，50%机体表面都设计成检查口盖盖板和维修平台。与其他直升机相比较，RAH-66需要很少的开口销、板手和保险丝。经过陆军确认的时间统计分析表明，该直升机再次加油和重新装挂武器的时间小于15分钟。

RAH-66还采用便携式维修辅助设备。作为数字化的自动记录履历薄，向交互式电子技术手册和直接与飞机MIL-STD-1553B数据总线接口的机外诊断辅助设备提供信息，而且从该数据总线获得每个分系统、LRU或LRM的所有故障数据。与现役的轻型直升机相比，RAH-66设计具有如下特性：

·人力需求减少32%；

·所需的维修人员专业从9种专业减少到4种专业；

·工具和保障设备减少83%，在起飞线的工具箱的工具不到50个；

·训练费用降低50%；

·从三级维修减少到两级维修；

·每飞行小时的维修工时为2.6工时/飞行小时，仅为OH-58A轻型观察直升机维修工时的58%，AH-64D的30%；

·使用和保障(O&S)费用大大低于其他型别的观察与攻击直升机，RAH-66每飞行小时的O&S费用为1815美元(2000年美元值)，仅为AH-64A的53%，CH-64D的50%。

·平均基本维修活动间隔时间(MTBEMA)为4.26小时。

·平均影响任务故障间隔时间(MTBMAT)相当于(MTBCF)为9.5小时。

·基层级故障模块误拆率为3%，而现役直升机LRU误拆，率高达50%；

·战时的使用可用度Ao大于或等于75%，每天飞行6小时。

6.2 诊断、维修和保障

RAH-66的诊断测试、维修与保障通过采用便携式智能维修辅助设备(PMA，亦称PIMA)、综合诊断和两级维修体制等得到显著的改进，从而显著地减少维修时间、降后使用和保障费用，其维修保障方案参见图3。

PMA是一台包括小型计算机和显示器的便携式维修辅助设备，它为外场维修人员在起飞线进行维修提供详细的维修信息，包括各种技术指令和工程信息、扩充的诊断方法和诊断过程，以及每架飞机的全部维修历史信息，通过接口装置可以从直升机载诊断系统获取信息。

RAH-66采用高度综合的容错航空电子设备，由双任务计算机控制，双任务计算机具有共享的海量存储装置(MSU)，MSU记录了直升机上各种自测试故障代码，还可调用发生故障时的飞行状态，这些故障代码通过MIL-STD-1553B数据总线可以收集到。RAH-66采用50兆赫(MHz)高速光纤总线作为各任务传感器与任务计算机的连接。激光陀螺、雷达高度表和发动机传感器等飞机系统的接口采用1兆赫的1553B总线。

当直升机着陆之后，维修人员便从机身的任务设备舱中拆取出PMA并从海量存储装置检索飞机故障记录。这些故障数据通过在飞机上的MIL-3TD-1533B数据总线连接接头检索。PMA软件自动在电子履历簿上填入所有的故障信息。风档刷及其他机械部件的故障信息(未在数据总线上)可由驾驶员通过座舱显示器手工填入或由维修人员通过PMA的触摸显示器或键盘手工填入。当履历薄填写好了之后，PMA便可从飞机上断开。维修人员选择首先处理的故障信息，PMA在三条途径上向维修人员传送信息。如果故障代码是明确的，则PMA指导维修人员对交互式技术手册的故障部件进行正确拆卸、修理和更换。RAH-66的PMA在一个6京彼特(6千兆字节)的硬盘上存有所有的技术手册。目前黑鹰直升机的手册共有20～30本。电子手册可以装入CD-ROM并可利用互联网下载或向用户传送数据。

当故障信息是一个“模糊组”(包括2个或3个可能发生故障的单元)，便请求诊断发动机给出最可能的修理和更换程序。为解决更复杂的多重模糊，诊断发动机给出人工查找故障顺序，并把PMA与便携式测试仪器包(PIP)连接，PMA诊断发动机根据由相对故障率和到达飞机上测试点所需的时间决定的顺序提出诊断程序建议。PIP利用PMA连接在模糊组中的部件，然后对具体部件进行自动测试，进一步确定故障模糊组中的有故障的部件。

RAH-66采用两级维修体制，外场维修人员借助于机上的机内测试设备(BIT)将故障离到航空电子设备的模块或机电设备的外场可更换单元，在基层级即外场可更换单元，在基层级即外场停机坪，维修人员拆卸并更换有故障的航空电子模块和机电设备的LRU，然后把这些模块和LRU送到后方大修厂或者制造厂修理或更深入的翻修。大修厂的自动测试设备采用垂直综合测试设备，它是在制造厂使用的制造测试设备的基础上发展起来的，采用与制造测试功能相等同的标准测试硬件和测试软件；而制造厂用的测试设备具有与工程设备用的和外场维修用的相等同的校准测试硬件和软件，参见图3。

RAH-66的测试，维修和保障过程，主要依靠由计算机辅助采办和后勤保障(CALS)系统提供的共享电子数据(电子数据库)，开展工作，从而提高效率，减少维修和保障费用。

图3 RAH-66的测试、维修和保障方案

7. 北约NH90战术运输直升机

NH90是由北约集团的法国、德国、意大利和荷兰联合研制的军用直升机，用于海军和陆军的战术运输，1992年9月1日签订设计和开发合同，1995年12月18日试飞，预计2003年开始交付，研制周期为11年。

7.1 RMS要求

NH90直升机从项目开始便强调开展综合保障工作，把可靠性、维修性和保障性作为与性能、进度和费用同等重要的设计要素考虑，强调必须通过开展综合保障(ILS)工作来影响直升机设计，把可靠性、维修性、测试性、互换性、运输性等作为与飞机保障有关的特性进行设计；同时通过开展保障性分析等综合保障活动来制定优化的综合保障计划，以降低直升机的使用和保障费用。把可靠性、维修性、测试性、保障性等要求写入合同文件。以下为写入NH90直升机“武器系统设计要求”的定量指标和定性要求：

a. 可用度≥87%；

b. 任何产品的设计寿命≥5000h；

c. 任务可靠度≥97.5%；

d. 故障率≤250/1000飞行小时， MTBF≥4飞行小时；

e. MMH/FH≤2.5h (第1及2级维修，不包括发动机)；

f. 广泛采用监控与诊断系统实现视情维修；

g. 监控与诊断系统之类的详细性能要求；

h. 限制修复性维修工作；

I. 无翻修间隔期；

k. 润滑间隔时间≥600飞行小时(成熟状态)；

l. 维修间隔时间≥900飞行小时(成熟状态)；

m. 对第一线(外场)维修和更换发动机的人力和时间应加以限制；

n. 所需的地面保障设备最少；

o. 专用测试设备的要求应最少；

p. 对模块化、可达性和互换性提出要求。

7.2 RMS活动

在NH90设计与研制阶段中首先制订用户和承包商的可靠性计划。工业承包商提出可靠性计划的草案。包括在设计和研制过程中的各项可靠性工作，各种方法、工具和程序，并在ILS工作组进行协调，用户所关心的是综合方法，明确指出双方的接口，用户参与的程度和影响。例如，FMECA的结果要纳入保障性分析的数据库中；FRACAS系统的完善性和新研制设备的环境应力筛选；可靠性验证试验的方法和时机；可靠性分析及预计结果是否满足用户提出的基本可靠性和任务可靠性要求，因为可靠性目标是减少维修工作和提高可用度的基础，经过用户的审查及双方协商后形成正式的可靠性计划。

维修性和测试性计划的制定过程与可靠性计划的制定相同。但是，用户与工业方对测试性计划进行了艰苦和长时间的讨论和协调才最终取得一致意见。作为机上测试性工具的监控与诊断系统方案的综合，最终承包商接受了用户的建议把专用的监控与诊断系统计划纳入维修性和测试性计划，因这个计划涉及到所有NH90的子承包商，实现机上故障自动管理。这个故障自动管理系统涉及到需要增加新的传感器、飞行中故障诊断能力、信息分配和综合，从而需要增加机载计算能力，由于这个系统影响到视情维修方案的实施，对降低每飞行小时的维修工时，减少地面保障设备等起到至关重要的影响，用户坚持要开发该系统。

维修和诊断系统的基本概念是，根据纪录的磨损和耗损参数进行计算，可了解系统直到各LRU的性能下降到某一水平时，这时不允许某个LRU再使用或当某个LRU需要进行维修时，监控与诊断系统使及时发出告警信号，向飞机上的驾驶员或地面维修人员告警。这可以最大限度地使系统和分系统有效地工作，尽量减少预防性维修，尽可能取消定时维修。从而最大限度地降低维修和保障费用和寿命周期费用。

7.3 综合后勤保障系统

在NH90的研制过程中，所采用的综合后勤保障(ILS)包括后勤保障分析(也称保障性分析LSA、维修、技术出版物、地面保障设备、器件保障、训练和ILS的自动数据处理(ADP)保障等。

(1)ILS的自动数据处理保障

在实施ILS的过程中，ILS自动数据处理(ADP)保障是一种革新的方法，它是实现综合和改善装备保障的基础。在NH90的设计中，应该采用数字技术，图纸均由计算机辅助设计产生；在生产中采用计算机辅助制造；在培训中采用计算机辅助培训技术。在某些项目中，已采用交互式电子技术手册之类的无纸技术资料，元器件清单也是采用数字化的。

信息综合就是应用并行工程原理实现，广义上的CALS原则。它对当今有限的资源条件下尤为重要，为承包商与用户提供数据共享。实现信息综合的前提是数据结构格式和数据语言的标准化。

(2)保障性分析(LSA)

保障性分析(又称后勤保障分析)是一种使保障性能够影响设计和能确定经济有效保障的工具。LSA是ILS用于验证保障性目标是否达到的主要工具，同时也是推行并行工程的工具。LSA过程开始于对所有后勤保障数据的收集，选择用户与承包商一致的装备。基于对这些数据的分析，提出每个备选方案的最经济有效的分析方法，以供用户选择，并得出再设计的要求。

LSA数据库包括为所有保障要求储存的数据，不仅是设计和研制阶段的，还有使用阶的数据，在NH90中，LSA数据库是一种可提交使用的产品。由于LSA数据库存储所有的保障数据，LSA也是产生技术手册的基础。在NH90设计中还进行软件保障分析，利用MIL-STD-1388规范作为指南，采用与硬件LSA相同的方法确定软件的保障要求。

(3)维修

NH90直升机的外场维修主要是保证至少15飞行小时的飞机安全所进行的检查与维护工作，(直升机按每年200次任务，330飞行小时的利用率考虑)。由于采用先进的监控与诊断技术，可能采用每天最后一次飞行后进行检查，为了使飞行员放心，也可以在每天第一次飞行前进行走查；由于监控与诊断系统能够及时指示系统工作状态，并对性能下降及时发出告警，因此，没有定期维修，实际上，如果监控与诊断系统工作良好，将允许取消预防维修。如果某些设备需要预防性维修的话，则在系统规范中规定每飞行小时的维修工时不大于2.5小时，维修间隔不小于600飞行小时或900飞行小时。

修复性维修(包括原位及离位维修)所需的时间，主要依赖于监控和诊断系统的自动诊断和故障隔离，因此，受过基本训练的维修人员采用标准的维修技术便能够修复故障，当然，要求飞机设计应具有良好的可达性和模块化。

软件维护也引起足够重视。软件应与硬件同样对待，软件与硬件的维护、供应和编制文件的程序应该相同。

(4)技术资料

NH90利用现代信息技术，采用无纸信息系统。NH90将采用目前正在其他飞机进行验证的交互式电子技术手册(IETM)。利用CATIA的CAD图纸和维修作业说明，所有标准化格式的数据以及通用的标准模型语言将会用于编制技术资料。此外，还考虑将维修手册作为原位数据库的部分，可通过数据输入/输出装置进行更改、机载设备清单也是该数据库的组成部分。所有的维修文件可存入便携式微型计算机的CD-ROM，电子检查单和履历簿格式将综合到机载数据库中，通过数据输入/输出装置可检索各种非随机文件。技术资料均应采用一改的程序语言。技术文件可采用电子数据交换进行管理。

(5)保障设备

保障设备的要求考虑到对直升机动性、灵活性和标准化的要求。保障设备应根据增长能力的要求、机内测试设备的应用以及监控与诊断系统的采用等进行计划，使地面的保障设备数量最少，便携式微型计算机可以为维修人员提供保障设备的测试能力、必要的技术资料和修理指南。NH90直升机采用快卸紧固件，使维修人员不需要工具或采用少量的标准化工具。经过LSA确定的保障设备为了具有机动性和灵活性，均采用“手提箱式测试装置”来替代现在固定式的自动测试设备。当然，保障设备的选择还应尽量选用现有的设备。

(6)器材保障

器材保障重视标准化、通用化、综合化和单货源备件等。在NH90研制过程中，用户与承包商利用FMECA、建立FRACAS、MSG-3和连续的LSA等获得的数据(如MTBF、故障模式和维修作业说明)避免了大量的、过剩的或无用的库存备件。为了获得准确的器材保障必须依造设计师们(包括可靠性工程师们)和综合信息来实现。欧洲航空结构与器材供应协会(AECMA)2000M规范“综合数据处理”是降低LCC和改善直升机经济承受性的有效工具。

(7)训练

NH90对训练的基本要求是采用计算机辅助教学(CAI)和计算机辅助训练。在NH90训练领域，用户正在寻求革新方法，通过LSA、要求的技术和相关技术等级的分析，来合理培训维修人员。通过广泛发展计算机辅助维修作业指南，把地勤人员训练成为一个维修技术专家，而不是NH90武器系统专家。这要求维修人员必须掌握各种标准化的修理程序与方法而对武器系统及部件的功能和相互影响关系不必掌握很详细的知识。为了达到设计规范规定的2.5MMH/FH(在一级和二级维修中)，必须理顺技术等级的构成。采用多用途训练器和模块化的模拟器是降低LCC的另一条途径。

8. 结束语

当前国际形势的发展表明，进入21世纪之后的相当长时间内，世界仍将处于多元化格局。小规模的局部战争也将不断发生，21世纪军用直升机的全面将更加强调全寿命、全系统和全费用管理；以信息技术为龙头的高新技术仍将突飞猛进的发展，寿命周期费用仍将是制约军用直升机发展的主要因素。直升机RMS的发展将向着综合化、自动化、智能化和信息化方向发展。

(1)综合化是RMS发展的主要趋势。随着科学技术的快速发展，各种技术相互渗透、相互影响，特别是CAD技术和并行工程的广泛应用，全面促进了现代化直升机设计、制造、维修和保障过程的综合化，出现了多学科综合设计，进一步带动了RMS向综合化方向发展。例如，RMS分析综合化、可靠性试验综合化(综合利用各种试验数据来评估产品可靠性)、测试和保障综合化(设计、研制、生产和使用阶段的测试设备综合设计以及使用和保障的综合化)以及各种软件和硬件的综合等。

(2)自动化是RMS发展的重要趋势。随着CAD和CAE技术日益广泛应用，直升机设计与研制中的RMS分析将实现自动化，故障检测与诊断自动化、维修与保障自动化、数据收集自动化。未来的直升机将更多采用机载自动故障检测系统和自动化的RMS管理系统，以及RMS数据自动采集系统，从而大大改善RMS管理实效、提高RMS数据收集的效率和精度，减少故障检测与维修时间。

(3)智能化是RMS的深入发展。计算机技术的飞快发展促使人工智能技术在各种武器装备的发展中得到广泛应用。在RMS领域内，各种故障诊断和维修专家系统已在新一代直升机得到应用。智能化的故障诊断系统能够更准确指示故障发生的位置，使驾驶员能及时采取应急措施，又能防止驾驶员的误操作。同时，使地面维修人员能够快速发现故障的设备，缩短飞机在地面的停留时间。此外，智能诊断系统还具有“自我诊断”功能及时发现诊断系统本身的故障，防止诊断系统因自身故障而给出错误诊断信息。

(4)信息化是RMS的必然趋势。利用当今快速发展的数字化通信、网络传输等信息技术来完善直升机RMS管理，发展和改造后勤保障体系，已成为必由之路。例如，美国与北约新研制的直升机采用的交互式电子技术手册、无纸维修车间、便携式维修辅助设备和信息化备件供应系统等。未来直升机的发展在RMS的设计、试验、维修与保障和管理中将会更加全面采用各种现代信息技术来全面提高直升机的RMS水平。

主要参考文献

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RAH-66“科曼奇”直升机集成化研究平台

Jeffrey C Duddley，John R Mayo

西科斯基飞机分公司，联合技术公司

摘要

尖端而又高度集成化的机载计算机是现代飞机的典型特征。数字数据总线技术的出现，促进了集成化的飞行控制和任务管理功能处理器互联。与电子系统设计、研制和试验有关的工作量和经费往往与机身研制的工作量和经费相当。电子系统的设计研制，强调系统软件开发和集成化要求。本文描述了飞机集成化平台(ACIF)，该平台支持侦察攻击直升机(RAH-66)“科曼奇”验证/鉴定原型机。ACIF是一个大规模的系统集成试验室，它在高效的“寻找和调整”试验环境中，最大限度地利用真实飞机硬件。

缩　写

ACIF —— 直升机集成化平台

AEMS —— 机载发动机监控系统

AFCS —— 自动飞行控制系统(CSCIs)

ASM —— 直升机系统管理CSCI

AVIC —— 飞行器接口和控制CSCI

BUFD—— 备用飞行显示器

CIK —— 驾驶舱交互键盘

CIM —— 机组接口管理CSCI

CSCI —— 计算机软件配置项

DEC —— 数字式发动机控制

DGS —— 显示发生器组

DTU —— 数据传输装置

ECU —— 发动机控制装置CSCI

EDEU —— 扩充显示电子装置

FCC —— 飞行控制计算机

FCS —— 飞行控制系统

GEMS —— 地面发动机监控系统

IBTF —— 集成化工作台试验装置

LVDT —— 线性电压位移传感器

MCC —— 任务计算机组

MEP —— 成套任务设备

MFD —— 多功能显示器

MPD —— 多用途显示器

PFCS —— 主飞行控制系统(CSCIs)

PIMA —— 便携式智能辅助维护设备

PSC —— 电源系统控制器

PSTB —— 推进系统试验台

PUI —— 项目唯一标识器

SIOP —— 系统输入/输出处理器

SPU —— 子系统动力装置

WCA —— 警告，注意，通报

WSS —— 武器系统规范

引言

大规模系统集成的目的是什么？大多数飞机制造商在地面和飞行试验前，都会在某种程度上投资到集成试验，通常集中注意按独立试验设备划分的各个飞机部分(例如参考文献1)。按着这种做法，飞机本身往往成为最后集成的平台，飞行员担任系统评估员。然而，在计算机比较密集的飞机(像“科曼奇”直升机)上进行最后集成的费用过高，出于经济的考虑只能限于以试验室为基础进行试验。另外，考虑到飞机系统的复杂性，利用飞行试验机进行集成费用昂贵、不现实，同时也存在试验内容不完整的潜在可能性，从而进一步强化了在试验室进行集成试验的理由。这些因素就成为“科曼奇”直升机研制期间，建立大规模、端到端的系统集成试验环境的主要动力。

RAH-66“科曼奇”研制计划目前处于原型机验证/鉴定(DVP)阶段。验证/鉴定原型机飞行试验活动，规定要验证和鉴定基本的飞机系统，包括结构动力部件、推进系统、飞行控制系统和成套任务设备(MEP)的一些构件。目前，在佛罗里达州西棕榈滩的西科斯基公司飞行试验基地，1号DVP直升机正在进行试运转和研究试验。1号机只模拟有限的飞行控制和MEP配置(称为“核”)，该配置支持基本的试验活动。在2号机研制期间，计划利用MEP和其它部分(例如武器部分)进行增加功能的验证。试验计划的高潮在2002年年初，把第一架具备几种早期作战能力(EOC)的直升机交付美国陆军。

RAH-66是按美国陆军武器系统规范(WSS)要求设计的。如图1所示，“科曼奇”系统从规范到飞行试验的研制过程是一个多步骤过程，其中在每一步当中，从评估和集成试验中所获得的经验教训，再反馈给设计人员。反馈信息的机制是问题更改报告和处理系统。该系统由合同商和美国陆军管理，它广泛地应用于报告和跟踪评估期间所发现的问题。

最初开发“科曼奇”直升机集成平台(ACIF)的目的是为了在“科曼奇”首飞前，支持部分集成试验和降低风险活动。ACIF的目标是将武器系统集成化延伸到包括全机所有部分的全系统试验。在这一点上，ACIF包机要训练使用在一个有效故障诊断环境下所要求的接口和机载计算机软件模块。这需要利用模拟来创造动态飞行条件完成，这样的动态飞行条件使处理器的加载和系统内部通信类似于真实飞行中所经历的真实情况。ACIF装备有排除故障、测试和检验所必需的数据记录和数据分析工具。

除了检验要求、集成接口、排除故障和测试软件固定以外，ACIF还利用不受飞机限制的系统提供方便的定位。

陆军中的客户、波音/西科斯基公司的试飞员和研究人员都有机会使用ACIF。在试验室中使用飞机软件可以让用户熟悉使用系统和实际操作程序。按其嵌入方式“观看”飞行员—飞行器界面，飞行员和工程师就可以证明，设计是否是依据早期有限范围的模拟试验进行的。此外，在针对一个特定的执行过程做出决策前，要对软件的修改进行评估，这样可以帮助消除不必要的软件修改工作。用户的介入可以帮助“必须固定”而且最终会导致推迟飞行试验的用户界面问题最小化。ACIF的其它用处还包括对应急程序的评估和实际操作，在送给生产商修理之前，对怀疑发生故障的硬件进行台上测试。

为了说明现代飞机系统的复杂程度(和对ACIF这种试验室的需要)，图2给出一个简单的例子，该图画出了RAH-66“科曼奇”发动机轴上扭矩传感器与驾驶舱中的扭矩显示器之间的数据通路，并且与UH-60黑鹰直升机做了比较。从该图不难看出，通过引入1553数字数据总线和连到现代航空电子设备和任务计算机组件的光纤，扩大了数据传输能力，同时也伴随着极大的复杂性。而UH-60直升机基本上采用硬线输入来驱动驾驶舱显示器，RAH-66则最终在驾驶舱多功能显示器(MFD)上显示之前，经过各种飞行控制计算机和任务计算机传输数字化信号。提高的RAH-66飞行硬件能力包括：数字滤波、有效性检查、诊断监测和发动机功率使用谱监测。对扭矩数据通路进行有效性检查(和测量等待时间)的过程，代表了“科曼奇”系统集成平台上的一次典型活动。

RAH-66“科曼奇”

分段设计方法

“科曼奇”直升机系统分成5个完整的组，或者称为5段，它们是：机身、飞行控制、成套任务设备、维护和武器。每一段提供一个独立的功能，通常要求与其它各段相互连接，以便获得全部功能。机身段由复合材料机身结构、电气系统和推进系统的全部零、部件组成。机身段的电力系统由机载发电设备和管理，例如发电机、电力系统控制器(PSC)和固态功率控制器(SSPC)所要求的元器件组成，PSC和SSPC对输往所有直升机子系统的电力进行监测和分配(代替常规的机械断电器)。机身段也控制许多直升机较低功率级的电气功能，例如照明、蓄电池和起落架控制。飞行控制段由飞行员控制直升机飞行所要求的零、部件组成，例如飞行控制计算机、液压作动器和惯性传感器。成套任务设备(MEP)为飞行员提供完成任务目的所必需的直升机和武器系统状态信息，包括管理和控制直升机子系统所要求的元器件。MEP利用多功能显示器向驾驶舱提供直升机数据演示，并且与飞行控制段共享飞行的重要数据。维护段部分地由机载和离机零件组成，主要是便携式智能辅助维护计算机(PIMA)。最后，武器段包括担负保护直升机和从事进攻战的一些部件。回转炮塔、导弹发射架、武器舱管理和武器传感器构成了武器系统。每一段包括其在ACIF中的功能的更详细描述将在下面进一步讨论。

机身段

机身段的软件监控T800发动机、传动系统、液压系统、燃油系统、子系统动力装置(SPU)和环境控制系统。直升机电力系统的控制和监测也分配给机身段。硬件是机身段的重要组成部分，在ACIF中要对其进行模拟。关于机身段硬件的模拟，在本文模拟一节将做更详细地讨论。

ACIF利用西科斯基公司集成试验台测试设备(IBIF)，再现了完整的电源系统。在IBIF中布置了2台直升机发动机驱动的主直流发电机、SPU驱动的发电机和所有3个电源系统控制器(PSC’s)。把IBIF连到MEP段和FCS段，则IBIF中的发电机就可用来向ACIF的直升机系统供电。内连式布线平行于插件—插件连接的直升机配线。试验插口或者说终端为评估和设计研究提供了通向所有信号的入口。在那些没有设置直升机设备的地方，连到每个电源I匸流条的动态负载和阻抗负载组合模拟直升机的电负载。发电机固定在毗邻PSC’s和负载的一个房间内的双发电机试验台架上，发电机由一台261千瓦的电动机驱动，该电动机还同时提供滑油致冷。发动机主发电机由双可变速传动机座传动，而SPU发电机，则由单可变速传动机座传动。IBIF不包含SPU，SPU用GenHel模拟(见模拟一节)。

IBIF包含3个PSC’s。PSC’s包括固态功率控制器(SSPC’s)和激励器，它们为直升机电力系统提供开/关电控制和电路自动保险电门功能。此外，每个电路都为电源系统装备电流限制和过载保护装置，以及为诊断系统装备了输出电流和电压检测装置。PSC’s与MEP的每一个接口经由冗余RS-422通信设备汇流条到2个AVICS。PSC的输入/输出模拟器是自由独立装置，它们为PSC’s的SSPC输出提供视觉指示。还有，模拟器还提供了监控输出或者在输出上插入附加负载的试验插口。设计的模拟器在地面试验时，用于IBIF/ACIF中和直升机上。

飞行控制段

“科曼奇”的飞行控制系统(FCS)段提供飞行导向、发动机控制、主飞行控制和自动飞行控制功能。参考文献2和3给出了控制系统特征的完整描述。图3所描绘的电传飞行控制系统是一种3余度双通道设计，它向驾驶员和副驾驶员提供了旋翼和涵道尾桨电动液压作动器的全权控制。设计上给直升机操作在主飞行控制系统(PFCS)中设置2个故障，在自动飞行控制系统(AFCS)中设置一个故障。飞行控制段的特点是设置了3个专用的1553数据总线，它们把FCS计算机与导航品质和飞行控制品质惯性传感器、雷达高度表、大气数据系统、发动机控制装置和驾驶舱飞行员备份仪表显示器对接起来。3台飞行控制计算机之间的通信利用交叉通道数据链路来完成，这样可以保证FCC’s执行输入/输出信号管理和信号选择。独立的1553数据总线提供了FCS和MEP之间的通信。飞行员利用有限位移的4轴座侧驾驶杆和机械链接的反向传动位移总距杆，对FCC’s实施操纵输入。就好像驾驶舱中的发动机操纵杆和飞行控制板上的开关，这些操纵输入分3路硬线连接到FCC’s上。FCC’s还通过1553数据总线把发动机操纵杆连接到T800发动机控制装置(ECU’s、)上。

为了支持试验，要求对ACIF中的飞行控制段执行功能集成化。通过把真实直升机硬件，尤其是设计的试验室硬件与模拟相互配合起来，实现集成化。ACIF中的真实飞行硬件包括3台FCC’s和2个ECU’s。用FCC供应商(利尔天文电子公司)生产的系统输入/输出处理器(SIOP)把FCC’s与模拟器和驾驶舱输入/输出连接起来，并且用于模拟液压作动器(SIOP还在FCS共用存储区设置一个窗口来支持软件维护和实时排除故障)。西科斯基公司高保真GenHel模拟模型用于模拟来自大气数据系统、通量阀、惯性和导航元件，以及T800发动机的传感器输入。ACIF采用ECU供应商(钱德勒·埃文斯公司)开发的系统接口元件，该元件在GenHel模拟器和ECU’s之间传送发动机参数。ACIF的附加试验设备包括试验接口板，该接口板可允许从驾驶舱外面、1553数据总线分析仪和各种断接盒操纵和监控FCC’s。

利用为ACIF特制的驾驶舱实体模型中的真实飞机零件(在可能位置上)，实现机组舱与FCS的连接。在不可能设置接口的真实零件的地方(例如总距拉杆、副驾驶员的座侧驾驶杆、驾驶舱开关)，生产的典型零件必须注意，精确测试所要求的机电特性。

MEP段

“科曼奇”的MEP段几乎在ACIF中得到完整的模拟。图4画出的MEP段提供了导航和制导、机组人员舱显示、飞行计划、直升机子系统状态和控制、通信、维护信息功能。ACIF包括真实任务计算机组(MCC)模块、扩充显示电子装置(EDEU’s)、驾驶舱显示、数字传输元件(DTU)和飞行器接口控制系统(AVICS)。利用这些真实设备，ACIF提供了与嵌入软件的接口和通路。

机组人员舱接口管理(CIM)软件担负与MEP显示、绘制图形、产生地图视频、控制用户命令和向两个驾驶舱中的多功能显示器(MFD’s)分配视频数据有关的全部功能。真实显示发生器模块接受来自CIM软件的方式命令和显示数据。MFD’s中有一个是高分辩率、全色显示器，它可显示战术信息、飞行仪表和地图显示。另外一个是黑白显示器，它主要用于系统状态和控制信息显示。MFD’s是多余度的，其功能可外延，即彩色显示器格式化后在黑白显示器上演示。

每个MFD在显示器前盖上设有22个键。MFD把显示器前盖上的开关数据传输到EDEU，并且从专用的RS-422通信总线上的EDEU接收显示模式命令。驾驶舱的交互式键盘(CIK)提供了把字母数字数据输入到MEP的能力，并且在便携式显示器上给出视觉反馈。左右两个MPD’s提供菜单开关和显示，右MPD还提供FCS的备用飞行仪表显示。

维护段

便携式智能辅助维护设备(PIMA)只是直升机“核心”试验阶段所要求的维护段部件。PIMA提供控制/数据库(C/D)、诊断专家和地面发动机监控系统(GEMS)功能。机载故障检测和故障隔离软件，记录飞行后下载到PIMA的故障。从机身段采集的维护信息，用于帮助地面人员诊断直升机良好性与使用状况。PIMA还提供计算机化手册，帮助地面人员按维护程序进行维护。在维护段，ACIF的任务只限于利用第一架直升机训练使用PIMA。

总之，ACIF包括了“科曼奇”的全部系统。图5绘出了用ACIF表示的“科曼奇”体系结构。

模拟

概论

西科斯基公司GenHel数学模型是ACIF直升机模拟的基础。GenHel是全部旋翼飞行器系统的广义、非线性数学表达式。适用于ACIF目的的GenHel模型是从西科斯基公司全任务运动基础模拟试验室(见参考文献4)中进行的操纵品质、机组人员舱、成套任务设备设计和集成化研究工作中采用的同一个“科曼奇”模型演译过来的。

ACIF代表了从全系统模拟到核心直升机硬件集成的逻辑发展过程。试验室建立之初，就要确定哪些总模拟部件要保留，哪些部件要用真实硬件代替，并且需要确定模拟从前没有建模的直升机子系统所需要的新模拟软件。选择ACIF中使用的真实硬件，通常要把该设备与试验室的目的和设备的可用性联系起来确定。一旦这些确定之后，就要制定ACIF模拟要求。

在ACIF论证阶段，试验队伍成员所确定的总的原则是，创造一个“寻找和固定”系统集成化的环境。重点放在提供充分逼真的模拟，以便达到这些目的。其它更加专业化的集成设备，已经在像波音公司在费城的直升机研究所的“科曼奇”飞行控制系统集成试验室(FCSIL)计划中有了。FCSIL是专为飞行控制计算机实时有人驾驶模拟评估设计的。下面的讨论将详细给出ACIF模拟环境的组成和ACIF是如何满足所期望的目标的。

飞行器模型

GenHel 飞行器模拟内容示于图(6)。因为此时的旋翼挥舞和摆振动力学精确度对于ACIF所追求的目的并非重要，所以采用简单的作动盘理论(基于旋翼变换方法)代表飞行器模型的旋翼部分。因为西科斯基公司的叶素理论模型在旋翼每分钟转速小于40% 时，数值上是不稳定的。所以，为了支持启动/停止试验，必须对变换的旋翼用公式表述。GenHel 模拟了两台轻型直升机涡轴发动机公司(LHTEC)T800涡轮轴发动机，提供了作为燃油量(从飞行硬件ECU输入)函数的发动机扭矩、燃气发生器速度、动力涡轮入口压力和压气机入口和出口压力。在减速器模型里面计算旋翼速度和加速度，该模型采用当存在环形齿轮、旋翼、涵道尾桨和固定损失条件下两台发动机扭矩取和的方法。机身和尾翼空气动力学采用风洞试验提取的数据表。最后，起落架非线性模拟利用油液减震支架动力学建模。

机身段模拟

ACIF中的飞行硬件无需满足对直升机许多模拟部分的要求，但是必须增加额外的模拟，机身段更是如此。机身段模拟的主要部分是直升机子系统和子系统动力装置(SPU)。

“科曼奇”飞行器接口控制系统(AVICS)计算机把直升机子系统(例如液压系统、燃油系统、传动系统)和直升机MEP中的子系统管理(ASM)部分之间的传感器输入连接起来。直升机上的这两套设备采用模拟、离散和串行数字接口。AVICS的主要功能是执行信号确认、模拟/数字转换和数字处理，以便支持对直升机某些子系统物理状态监控。图7示出向AVIC设备提供转换器输入的直升机子系统广义框图。AVIC传感器输入和伴随的电接口模拟试验证明，这是ACIF试验室组装工作量最大的工作之一。虽然飞行控制段和MEP段采用传感器输入，该输入可从GenHel(例如机体状态数据)获得，而AVICS则要求给出模拟的细节，这些模拟细节正常情况下对直升机飞行力学模拟是不要求的。这反映了“科曼奇”直升机高度集成化和计算机分布密集的特征。以前在西科斯基公司运动基础试验室从事的GenMEP研究工作采用的是简单的子系统模拟，这种简单的模拟不与直升机状态发生联系(例如，燃油——高度计算不依赖于直升机姿态或者子系统动力装置燃油燃烧量)。

传动系统模拟是子系统模拟的一个例子。AVICS监控主减速器集油槽温度、油位、管路不同点处的油压和滑油滤旁通阀状态。考虑ACIF的目的，减速器温度和压力采用查表法模拟，这些图表是旋翼速度和环境数据的函数。输入到图表中的实际数据，是从西科斯基公司UH-60直升机试验数据经修正后得到的，修正是针对RAH-66减速器预期的特性进行的(不过，现在可以把地面和飞行试验数据结合进去)。传感器数据输入到AVICS硬件之前，GenHel模拟把故障和信号讹误计入传感器数据中。例如，对于所选定的条件减速器集油槽温度可能不约，所选定的条件对应于最小、最大，或者黄色或者红色极限值(就像发动机状态良好显示器向飞行员显示的那样)。对可能出现的故障/噪声预先采取措施，使得要求长期检测MEP的AVICS和ASM中的传感器监测情况变得容易。

要求模拟的另一个机身段主要部件是RAH-66子系统动力装置(SPU)。在“科曼奇”直升机上，SPU要不停地运转，以便向直升机子系统提供第三个电源。SPU的模拟主要依据SPU和MEP的ASM CSCI 之间通信要求。出于ACIF目的考虑，无需提供SPU的详细性能模型。类似于传动系统模拟，SPU模型是根据SPU生产商(威廉斯国际公司)提供的真实和模拟数据结合起来的数据图表建立的。为了评估起动时机，提供了正常起动和冷起动能力。SPU由驾驶舱发动机控制板上的开关控制，控制板通向再现直升机布线的机身部件，并且由模拟监控。驾驶舱主警告板上的燃油切断开关和接受来自于MEP应急关车命令的主关车开关，同样在那些可能的地方也再现直升机布线，并且通向模拟装置。

ACIF模拟集成化

如图(8)所说明的，ACIF试验室建立过程，要求把GenHel直升机模型与新的直升机子系统模拟和代表“科曼奇”主要段的硬件集成起来。如图所示，ACIF GenHel模拟模型存在于Encore SEL 计算机组内，而计算机组又通过反射存储系统链接到“科曼奇”试验室另外一台SEL计算机上。模拟与驾驶舱、SIOP(前端接FCC’s)、SIU(前端接ECU’s)、AVICP和PSC’s的接口通过模拟一数字，数字—模拟处理板完成。由于信号的复杂性和量级，传感器信号电路的设计和生产是试验室建立过程中一项耗时、昂贵的工作。为了便于测试和ACIF问题跟踪，需要引入断接盒(例如，在子系统模拟和AVIC硬件之间)。除了模拟电接口之外，ACIF还要求1553接口。利用带有1553插件板的Silicom Graphics (SGI) IRIS “深红”工作站来完成1553接口工作。1553插件板经由一个高速驱动器连接到SEL计算机上。SGI接口把模拟数据同时提供给3个FCC和2个MEP 1553数据总线。还有，利用一台SGI IRIS “靛蓝”计算机作为外部显示发生器，供驾驶舱目视系统和产生音频使用。驾驶舱配置一台单频道35英寸前视监控器。该监控器支持可选择的直观数据库，如Stratford , West palm Beach , 或者 Fulda-Gap。

ACIF试验方法

试验识别

为了使集成化工作圆满成功，需要制定提供试验架构和测量的各种方法。为了满足ACIF集成化目标，要根据“科曼奇”武器系统规范(WSS)中的要求建立一整套方法。按照“科曼奇”计划，WSS要求说明子系统级的各种功能，这些功能需进一步由项目唯一标识符(PUI)识别。PUI数据库与武器系统段设计文件结合起来，把每一个PUI(或者甚至于每一段PUI的一部分)配置给一段或多段。因为直升机集成化平台的工作焦点是把应用于首架直升机的WSS要求综合起来，所以采用选择处理把“ACIF可测试”的PUI要求从数据库中过滤出来。还有，ACIF有限的能力和WSS PUI’s的广泛性就限定了只能测量一个子集。所选择的PUI’s要按着其在直升机原型机中能力(由PUI建立文件的)的重要性确定其优先级。这个处理过程将在本节予以描述。开始启动时，取消属于计划早期作战能力(EOC)的要求。这就取消了大部分武器段和许多MEP段的要求。对1号机的特殊要求，或者说对1号机部分设备的要求仍然保留。当附加的直升机能力成为可能时，将来的ACIF研究工作将恢复对计划的要求。因为有许多机身部件在ACIF中被模拟，所以许多与机身段特别有关的要求不予考虑。在较低一级试验，如CSCI或者“盒子”试验中测试的要求也不予考虑。因为有许多直升机零部件被模拟，或者利用试验室的设备代替，所以对使用多少真实的硬件或软件也应予以考虑。通常，那些在很大程度上依赖于目前尚未得到的设备的要求被认为是不可测试的。按照对各段提出要求的准则，那些对维护段和机身段提出的要求，或者西科斯基公司负责集成部分所提出的要求，则包括在可测试组。

PUIs按优先级分类如下：

优先级理由

(1)　直接与飞行或飞行安全有关的PUIs。

(2)　对系统提出飞行性能要求的PUIs，例如，对子系统信息精确传输到机组人员舱显示器上进行检验。

(3)　与地面维护要求有关的PUIs。例如，数据传输设备(DTU)、数字图形装入要求按优先级分类属(3)级PUIs。优先级为(3)级的　 PUIs还包括故障检测/隔离、机内检查和机载诊断设备，它们把错误报告给故障记录仪，但不向飞行员提供显示(WCAs)。

(4)　与未来的设备和为成套设备所做的准备工作有关的，或者说与增长要求有关的PUIs。这项试验验证系统不受目前尚未就位，但将来会配置的部件的不利影响。这一级的PUIs还包括那些为飞行后进行数据分析而对直升机数据进行监控的PUIs。飞行计划和其它飞行前的要求也包含在这一级当中。

(5)　在较低一级进行的大量试验过程中，在其它试验室得到验证而仍然会从系统级试验中获得好处的PUIs。

试验方案

ACIF研究工作采用类似于真实直升机工作状态的试验方案，模拟“科曼奇”的各种工作状态。可测试的PUI要求组合，按其反映的PUI功能分成不同类型的试验。试验方案用于向各种不同类型的试验提供可重复的、逼真的环境。试验方案写成能实践直升机能力的步进程序(类似于飞行卡片)。它们用于模拟在1号机研制试验期间所执行的各种科研活动。一个试验方案通常涵盖了几种试验类型，如表(I)所示。

地面试车

地面试车通过起动SPU和T800发动机对直升机进行“冷”起动，同时启动所有的航电设备，旋翼加速，从蓄电池到SPU发电机再到电力线的电输送，然后关车。

发动机技术状态良好性试验

在这个试验方案里，直升机正常起动，转速增加到100%，直升机滑行到起飞点，在起飞点旋翼加载到60%，扭矩，各种条件达到上述范围时由ECU’s开始启动发动机技术状态良好性自动检查装置。这个方案的衍生方案包括SPU起动故障，功率瞬变状态，电气和液压系统故障。

悬停

简单悬停试验主要用于检查典型飞行条件下的各个系统状况。该方案的具体步骤是滑跑，起飞，悬停，系统检查，着陆，滑跑，关车。

首飞

首飞试验类似于1996年1月4日“科曼奇”首飞期间的内容。该方案的具体步骤是滑跑，起飞，悬停，俯仰，滚转和偏航操纵输入，着陆，滑跑，关车。

导航试验

导航试验类似于真实导航飞行试验。该方案具体步骤如下，起动，滑跑，起飞，飞行，着陆，滑跑，关车。

扩大飞行包线

扩大飞行包线类似于飞行试验所安排的研究内容。该方案的具体步骤是，滑跑，起飞，加速/减速，最大速度爬升和下降，协调转弯，机动飞行，着陆，滑跑，关车。

表(I)飞行方案与试验类型

试验类型	飞行方案
	地面试车	发动机技术状态良好试验	悬停	首飞	导航试验	扩大飞行包线
A/F诊断		X
直升机起动	X			X
通信	X	X
控制和显示		X			X
数据传输设备	X
环境控制系统		X		X
故障检测/隔离	X		X
防火		X				X
燃油系统					X
液压系统	X	X
飞行中应急		X		X
起落架	X
照明	X
维护		X
导航					X
便携式智能辅助维护设备				X
功率灵敏度		X		X
动力系统	X		X

WCA试验

除了上述列举的试验方案之外，还有一项主要的ACIF研究工作是警告、注意、通报试验。该试验的主要目的是，在硬件或者模拟中采用可使用的故障插入技术检验1号机适用的WCA。WCA系统是一组动态报警设备，当出现情况时这些报警信号随时都会在驾驶舱显示器上显示出来，以便保证机组人员立即注意或者做出反应。该系统覆盖所有直升机段，它是研制的首批“科曼奇”系统之一。WCA类型分成3组：警告、注意、通报。

警告传达应急飞行危急信息，要求立即采取行动以便避免生命损失，设备损坏，或者任务夭折。这种情况包括着火警，高或低旋翼转速和发动机故障。如果不采取措施来纠正紧急情况，则将危及直升机安全。注意用于传达要求立即意识但不需立即采取行动的信息。警告被选定为几个关键组，并且利用标题文本中“带有刺激性”的词识别。当文本包含关键词“故障”时，期望机组人员立即采取行动。当文本中出现“失效”时，通知机组人员出现重大的功能性损失。文本中的“关键”通常表示冗余性降低。只有当关键功能出现部份失效时，“降级” 表示报警。最后，通报是与飞行员有关的动态信息电文。

集成化试验

前面的讨论描述了根据“科曼奇”武器系统规范中的要求制定的ACIF研究范围和试验架构。本节将说明集成化试验是如何一步步实施的，以及接下来的1996年1月4日的“科曼奇”首飞。正如前面所讨论的，试验主要集中在利用直升机典型工作状态，检验飞行员—飞行器接口，包括发生故障情况下驾驶舱报警、注意，或者通报。本节将介绍这种试验的一些例子：1)直升机起动和关车(地面试车)；2)发动机故障和；3)飞行中应急处理(发动机起火)。

例1：起动/关车

首飞前，在ACIF上验证直升机起动/关车能力对降低风险具有重大意义。事实上，在实施这个试验程序过程中“科曼奇”直升机系统的每个部件都得到考验。系统内的通信问题通常也立即得到识别。这项试验总的目的是检验在自动起动，发动机重新起动和关车过程中，各种系统部件的正常工作和正常信号交换情况。由于这项试验的鲁棒性，它常常被用于支持快速系统检验/鉴定，然后对嵌入软件升级或修改。有趣的是，在“科曼奇”推进系统试验台(PSTB)或者原型机上进行检验处理之前，“科曼奇”计划在ACIF上实施了首次半实物(有限)起动和关车。虽然任何飞机研制计划中始终要求对动力部件进行PSTB型验证，但是对于故障诊断来说，试验室环境的重要性怎样说都不为过。

起动机和点火器的目的是，实现在驾驶舱内对发动机起动进行自动控制，并且可模拟空中起动一台熄火的发动机。为了完成发动机起动，T800发动机模型提供了燃气发生器、动力涡轮和全转速范围的燃油流量一览表。包括起动选择，点火状态，和应急关车选择(由MEP)的驾驶舱发动机起动控制，提供发动机模型输入参数。为了从物理上表示起动时燃气发生器燃烧，在发动机起动命令发出之后，发动机模型要模拟Ng加速度。从模拟中得到的燃气发生器速度输入到ECU，当Ng超过一组值时，ECU又控制燃油流量。ECU中的起动功能逻辑电路也监控点火开关状态和发动机控制杆的位置(从FCC’s经由1553数据总线传送)。根据动力涡轮对燃气发生器和ECU燃油流量命令的响应，设计模拟的发动机扭矩。随着发动机扭矩经离合器传送到减速器，(转子超速，例如自转时允许解耦)。转子速度逐渐增加到地面慢车状态(70%Nr/Np，近似于60% Ng)。第二台发动机的起动也以同样的方式进行，当Nr/Np达到70%时，飞行员可以选择把发动机操纵杆移到“飞行”位置，随后Nr/Np增加到100%。起动过程中，转子速度变化率由转子的惯性特性和ECU(温度，扭矩等)中加速度决定。模拟中要求提供不规则起动，自动重新点火和单一发动机故障的能力。图(9)给出了模拟起动框图。

ACIF上直升机起动/关车模拟要完成下列目标：

·检验T800ECU’s的正常起动/运转。

·检验CSCI’s之间数据元通信。

·鉴定启动机内测试(SBIT)和CSCI’s技术状态良好性。

·鉴定报警，注意，或者通报。

·检验飞行员—飞行器界面。

例2：发动机故障

为了证明MEP显示器能在故障发生后600毫秒内把发动机故障通知飞行员，要求在ACIF上进行发动机故障时线试验。制定这项要求是基于各种飞行条件下，单发和双发动机故障的有人驾驶模拟试验所允许的最大报警时间，。试验确定最小的总反应时间为近似2秒(报警时间加上飞行员正常反应时间1～1.5秒)。在VH时发生双发故障后，要求试验安全地进入自转状态，同时不超过WSS使用飞行包线所要求的最小可接受转子减速速率。

发动机故障时线试验的目的就是在发动机控制装置发现发动机故障与其后向飞行员显示故障状态之间确定一个等待时间。ACIF试验采用ECU监控装置，同步视频磁带(总线分析仪显示ECU数据信息量)，和驾驶舱中的哈里斯多功能显示器(MFD)。正如制造商钱德勒·埃文斯指出的，发动机故障试验假设ECU在250毫秒内(最坏情况)识别出故障。ECU总线分析仪用于检验ECU检测模拟的发动机故障并相应地产生标志，与出现WCA标题之间30赫兹VCR帧数后，即可计算等待时间。

模拟两种类型发动机故障：传动轴断裂(扭矩损失)和发动机熄火(表示缺油)。两种故障状态用于考察ECU发动机故障检测逻辑电路对不同类型故障的工作情况。ECU确定燃气发生器加速度是否小于正常减速规范预测值，如果小于预测值则燃气发生器熄火，并且把发动机故障标志输入到1553数据总线。为了保证结果相容，要求对每台发动机两种类型故障试验重复一次。

例如，一项试验模拟右发动机熄火，输入GenHel故障指令，命令ECU计算“发动机—发生故障”和“熄火—标志条件”。把发动机故障数据元传送到FCS，接下来再传送到MEP。最后在MFD上显示“右发动机故障”报警标题。计算的通报时间是234毫秒。这项等待时间加上保守的250毫秒检测滞后，得到的总等待时间保持在600毫秒要求之内。

例3：飞行中应急情况

在ACIF上要试验飞行中各种不同应急方案。这种试验的一个典型例子是发动机着火。如图(10)所示，“科曼奇”武器系统规范包括了与一台发动机着火有关的特殊PUI’s。飞行员手册内容包括，当发生这种事件时应采取的某些应急处理程序，ACIF试验的目的就是检验系统对执行这些程序的反应。当然，试验室环境限制了对硬件故障反应的评估。例如，灭火，着火检测。但是，对机组人员命令的电子响应通常不在这种限制之列。

主报警板装在驾驶舱显示器上方的遮光罩上，该板包含T800发动机和SPU火灾探测报警器。在直升机上，火灾探测器传感器导线直接接到机组人员舱面板上，以便把探测到的火灾情况向机组人员警报。火灾防护系统自主工作，该系统由28伏直流汇流条总线自动供电，并且用蓄电池做备用电源。为了向报警面板上的灯提供离散型输入，在ACIF上用GenHel实现对这种探测系统的仿真。万一发生“火灾”，驾驶员和副驾驶员的报警灯就会发光。

MEP经由监控面板上灯的EDDU确定火灾探测情况。揿开关动作执行两个功能：1)关闭发动机断油开关；2)打开发动机舱内的灭火器。为了灭火，一名机组成员必须按左侧面板上的灭火器开关。实际灭火能力由灭火器逻辑电路模块提供，该模块监控驾驶舱揿扭按下，并且通过EDEU向MEP提供数据。

图(10)说明了按这套程序所做的ACIF试验。如图所示，驾驶员按下右发动机主报警板上的开关所形成的电子数据通路包括驾驶舱接口，模拟接口(GenHel燃油电子系统模型)，AVIC’s，最后是任务计算机组。试验检验PUI’s过程如下：

·利用真实直升机电接口确定火灾探测情况。

·AVIC硬件把离散和模拟信号全部传送到MEP。

·驾驶舱显示器上出现“右发动机着火”报警标题。

·驾驶舱显示器上燃油量和燃油燃烧也相应地发生变化。

·发动机控制元件对单发故障作出反应。

ACIF试验结果

除了上节所讨论的前期集成化试验外，ACIF还被用于研究和解决地面或飞行试验中检测出的问题。保障试验运转的能力是ACIF的主要目标，在此阶段，ACIF的价值得到证实。MEP产品研制小组开发了一套独特的问题跟踪系统，即系统调查报告(SIR)系统。SIR系统是一个联机数据库程序。该程序用于任何软件、硬件和设计问题的通信，来自各个机构(斯特拉福德，费城，西棕榈滩)的“科曼奇”工程人员都可使用此程序。关于SIR系统，ACIF具有双重用途：1)ACIF是一个发现问题的“官方场所” ； 2)ACIF是一个承担研究和整理问题的试验室。下述讨论将给出几个选择的问题，这几个问题需要在ACIF上解决。

例1：空置的备用飞行显示器

问题的描述：在“科曼奇”直升机设计当中，由MEP经多功能显示器提供主要飞行仪表显示。飞行仪表显示可以在黑白或者彩色显示器上显示。万一MEP发生故障，飞行控制系统可以产生它自己的主要飞行仪表显示。FCS产生的显示称为备用飞行显示(BUFD)，与MEP产生的显示比较，BUFD在功能性上受到很大限制，它仅限于飞直升机所必须的最少信息。BUFD在正驾驶员和副驾驶员多功能显示器上显示，万一FCS主电源发生故障，为保持显示器正常运行，由FCS计算机输出向多功能显示器供电。

从ACIF发现的问题暴露了，在一定条件下MEP可以部分地出现故障使BUFD不工作，从而造成飞行员丧失主要飞行仪表的危险结果。

解决方案：把多功能显示器设计成这样一个装置，当失去与MEP通信时它可自动换接到FCS产生的显示上。然而，在发生部分故障情况下，即使数据不足以保证显示信息，MEP仍然要保持与显示的通信。解决方法要求对设计进行修改，以便显示器能够识别什么时候MEP通信足以提供完整的显示和什么时候需要换接到FCS显示。

例2：低空音频辅助报警不工作

问题的描述：类似于视觉WCA’s，“科曼奇”设计在所选择的一组条件下向机组人员提供音频反馈建议。显示的与高度有关的三种条件分别为：当直升机下降到低于一定高度时，当直升机爬升到一定高度以上时，当直升机恢复到飞行员选择的高、低报警设置之间的高度范围时，高度警报通过音频信号通知机组人员。ACIF试验表明，在直升机下降到低于飞行员预置的低高度报警高度后，无低高度音频指示。试验还发现，当高度恢复时报警并没有恢复。

解决方案：试验研究暴露了在MEP诸子段内配置软件要求期间，忽略了产生低高度和高度恢复音频报警职责。解决方案就是纠正软件要求配置和修正问题。在ACIF上进行飞行模拟用于验证新功能是否工作正常。

例3：飞行显示器显示等待时间过长

问题的描述：美国陆军人员对MEP显示的可接受性进行评估期间，注意到在原型机上进行MEP显示时，暴露了为发动机扭矩，旋翼速度，直升机模拟水平数据设置的符号等待时间过长。在几个特殊的选项上，陆军飞行员注意到修改的速率通常慢于期望值。还注意到其它几个标志问题，例如不正确的发动机扭矩符号标志，高度显示和垂直速度显示。

解决方案：在ACIF上对改进的显示代码方案进行了研究和试验。ACIF提供了重现真实飞行条件下直升机全部处理负载的独特能力，这种能力是正确评估试验算法性能所要求的。经过对改进的CSCI修改速率和MEP CSCI接口协议多次反复试验，最终确定了一种方案。对记录的数据进行计时分析表明，主题显示的响应时间有了重大改善，这一点在波音、西科斯基公司和美国陆军人员定性评估中得到了证实。

例4：直升机航行灯问题

问题的描述：在西棕榈滩试验基地进行直升机外部照明地面试验期间发现，闪动时航行灯功能良好计算是不正确的。基于错误的功能良好计算结果，飞行员可能对改变外部照明系统模式做出错误决定。另一方面，直升机机组人员可能没意识到飞行灯系统中有一台设备发生故障。两种可能都会由于限制了直升机的清晰度而造成直升机危险。

解决方案：工程师认真负责地编制现场功能良好计算程序，结果表明ACIF是研究问题最好的工具。利用连结MEP的IBIF电气系统，工程师们很快就发现，闪光状态下电控器滤波的报告状态执行有误。记录数据并且考察编码之后，很快就解决了问题。接下来在真实设备上对解决方案进行测试，结果发现问题得到纠正。

例5：维护计算机下载问题

问题的描述：为了评估MEP和地基便携式智能辅助维护(PIMA)之间接口，在ACIF上做了大量工作。飞行期间，MEP中的AEMS CSCI 采集了发动机工作性能数据，例如温度，涡轮速度等等。一旦直升机处于地面状态，PIMA则被用于把数据从AMES传输给地基发动机监控系统(GEMS)。在ACIF上对AEMS和GEMS进行集成化发现，发动机数据下载是错误的，GEMS对数据的处理不成功。结论是：1)数据帧所规定的字计数与通过1553总线的数据不一致；2)数据帧内的数据不完整。

解决方案：纠正下载问题以及之后的ACIF试验表明，数据传输是正确的。ACIF提供了一个独特的平台，在该平台上利用真实的飞行控制计算机和ECU’s对发动机控制维护软件进行检查。没有这样一个平台则需要在直升机上发现问题，并且可能需要几次飞行能才排除错误，找出解决方案，然后再试验。

结论

·ACIF是一个大系统集成试验室，它在十分方便、有效地“发现并且解决问题”的动态试验环境中最大限度的利用真实直升机硬件。

·ACIF的特点是“科曼奇“4个主要部分：机身(含电气部件)，飞行控制，维护和成套任务设备组件。利用西科斯基公司的GenHel旋翼飞行器模拟程序把这4个部分集成起来，从而产生一个动态的闭环试验环境。

·因为计算机组件是一个集成化系统而非彼此独立，因此ACIF得到了高质量的嵌入软件。

·利用ACIF进行降低风险、问题跟踪、快速样机研究和系统规范符合性试验。因此，该套装置最小限度地利用真实直升机作为集成化平台，从而大大地降低了研制费用。

·为了了解所获得的试验结果，所有参试人员必须熟悉试验室基试验平台的能力。由于试验室环境的能力或者保真度的局限，为了检验嵌入软件的修正效果常常要求进行地面试验或飞行试验。

·为直升机研制计划提供像ACIF这样的试验平台，使直升机地面试验和飞行试验保障工作付出的高昂费用最小。

·从ACIF获得的经验包括正确地制定试验程序和期望的结果，利用硬件/软件配置管理跟踪试验。

·闭环中包含飞行员的试验为“科曼奇”机组人员更加熟悉机组人员舱功能提供良好的机遇，同时也为飞行员对设计问题的反馈意见提供了良好的工作环境。

参考文献

1) Kefalas, N.D.,“Development and Integration Test Facility for Modem Helicopter Avionic, AFCS, and Electrical Systems,”52nd Annual Forum of the American Helicopter Society , Washington, DC, June 1996.

2) Fogler, D.L., Keller, J.F., “Design and Pilot Evaluation of the RAH-66 Core AFCS,”Proceedings of the joint AHS/NASA Ames Conference on Piloting Vertical Flight Aircraft, San Francisco, CA, January 1993.

3) Gold, P.J, Dryfoos, J.B., “Design and Pilot Evaluation of the RAH-66 Selectable Control Modes.”Proceedings of the joint AHS/NASA Ames Conference on Piloting Vertical Flight Aircraft, San Francisco , CA, January 1993.

4) Mayo, J., Occhiato, J. Hong, S., “Helicopter Modeling Requirements for Full Mission Simulation and Handling Qualities for Full Mission Simulation and Handling Qualities Assessment,” 47th Annual Forum of the American Helicopter Society , Phoenix, May 1991.

(602所李瑞光译自AHS第53届年会文集P.565～580，于建洲校)

RAH-66“科曼奇”飞行控制系统的主要方面及特性

Bruce Boczar，Dennis W.Borgstrom，Peter T. Everett

波音公司

摘要

在“科曼奇”飞行试验计划期间已验证了其飞行控制系统的可靠。这种成功得益于系统研制和试验的基本原则，即将系统安全作为一个首要目标。成功地结合了从较早的电传飞行控制系统发展而来的系统结构及从这些计划中获得的经验教训。软件开发过程强调穷举测试低级例程的重复使用，这确保了可重复及确定性程序的执行。最大限度利用联机监控及通过自然属性抑制故障瞬变的余度管理法则已帮助飞行员群体建立了信心。

前　言

本文描述了RAH-66“科曼奇”飞行控制系统(FCS)的主要方面及特性，概述了FCS系统的主要设计要求，包括一节有关电传操纵设计考虑方面的内容。讨论了软件安全问题，包括采用的各种保护和检测方法。描述了飞行控制计算机(FCC)的内部构成及它们与大多数FCS配置项之间的接口。描述了FCS的主要功能区域。在每一节中，着重阐述系统综合、余度管理及电传操纵特有的问题。举例说明了宝贵的系统经验，这些经验是通过拥有的试验设施获得的，这些设施既包括代表直升机的硬件，也包括飞行软件。还有一节是有关飞行试验接口面板(FTIP)方面的内容，FTIP是一种极有价值的机载工程工具。

背　景

“科曼奇”小组是由位于宾夕法尼亚州费城的波音公司和位于康涅狄格州斯特拉特堡的联合技术西科斯基飞机公司领导的。“科曼奇”是美国陆军航空兵现代化计划的核心。“科曼奇”是一种双发、纵列式驾驶布局的武装侦察直升机。计划2006年达到初步作战能力。第1架原型机于1996年1月开始飞行，到1998年12月已累计飞行115小时。第2架原型机计划于1999年3月首飞。在工程与制造研制(EMD)阶段，还将制造13架直升机并进行试验飞行。

波音公司领导着飞行控制系统研制小组。飞行控制计算机由位于华盛顿州西雅图的波音电子产品部和位于加利福尼亚州圣莫尼卡的马可尼宇航电子股份有限公司联合制造。关键的飞行软件由位于宾夕法尼亚州费城的波音公司和马可尼公司联合开发。任务关键代码由波音公司和西科斯基飞机公司联合开发。

主要系统要求

与本文有关的飞行控制系统主要设计要求如下：

多余度FCS符合MIL-F-9490标准。

1小时任务的飞行安全可靠度为0.9999998。

保障达到2级维护。

故障探测/隔离

　探测

电子的97%

机械的96%

虚警率<5%

　隔离

电子的96%

机械的85%

　生存性

抗电磁干扰(EMI)

抗弹击

抗核辐射

飞行控制系统概述

“科曼奇”的飞行控制系统(FCS)是一种3余度数字式电传操纵系统。FCS设计成有余度的驾驶舱操纵以适应在执行战场任务期间2名机组成员的要求，并允许单个驾驶员执行较低要求的任务，例如转场飞行、维护试验飞行及无线电中继。桨叶变距调节通过机械、电子及液压部件的内联来实现。此外，FCS向LHTEC T800发动机提供发动机控制指令。机内测试(BIT)能力增强了系统的保障性。FCS包括一套在RAH-66研制阶段使用的独立的、不同的、数字式备用控制系统(BUCS)。

FCS分为2个主要的功能子系统。主飞行控制系统(PFCS)是飞行安全关键系统。它取代了直升机中常见的机械连杆操纵系统。对于PFCS的电气/电子故障，余度设计提供了2次失效工作能力。自动飞行控制系统(AFCS)是一种任务关键系统，提供了指令响应整形、稳定性增强、综合的飞行/发动机控制以及其它可选择的能力。对于AFCS的电气/电子故障，余度设计提供了一次失效工作能力。

飞行指引仪(FD)是在任务设备组件(MEP)任务计算机群集器(MCC)上执行的FCS软件的一部分。FCS的FCC与基于MEP的FD连接以便提供耦合的制导、耦合的火控软件及包线提示。

电传操纵设计考虑

“科曼奇”的电传飞行控制系统取代了陆军较早一代直升机中常见的机械操纵连杆。在直升机上电传飞行控制系统中的部件连接根据任务与飞行临界状态的不同可以有2到3条通路。这种余度设计提高了抗弹击损伤的生存性。通过适当的管理，这种余度设计还可以提高飞行安全可靠性。FCC中数字算法包括故障探测及重新配制例行程序，因而提供了这种余度管理能力。

实现数字化计算带来许多优点：

1．复杂算法易于实现；

2．消除公差与精度误差；

3．能够进行精确的位循环(bit-for-bit)模拟并在直升机交付前进行测试。

4．为硬件交付后进行完好的系统改动提供了适应性。

5．能够建立先进的监控算法来探测即时的或潜在的误差，并重新配置适应的系统。

除了这些优点外，余度数字电传飞行控制系统也向设计人员提出了许多挑战。也许最大的挑战是软件安全方面的。当我们拆除操纵杆与作动筒之间的机械连接时，也消除了对那些连接进行目视检查的能力。要确保安全，可靠的软件就成了“科曼奇”飞行控制系统机构中主要的焦点所在。

软件安全

软件开发进程

传统上，硬件余度是用于提高系统可靠性的。但是余度设计只是消除普通故障点的一种解决措施。“科曼奇”的3台计算机提供了硬件余度，但每台计算机都是在相同型号的处理器上执行相同的软件程序。采用不同处理器和不同软件的生产型设计都被认为过于昂贵。此外，相同要求的余度编码不能消除可能有的一般要求误差。在“科曼奇”上软件可靠性问题的解决取决于软件开发进程，包括仔细地选择资源，采取“如果……那怎么办”的方法进行设计，对要求进行明确定义以及进行穷举测试。

在计划初期，通过选择PACE MIL-STD-1750A处理器来开始降低共模故障风险。这种处理器执行由1970年代美国空军标准所定义的指令系统。虽然“科曼奇”计划不要求采用这个标准，但系统设计师们为了简单而放弃了熟知的复杂的前沿CPU技术，为FCC选择了1750A处理器。1750A处理器指令比较直截了当和易于理解。一次中断后的错误校正过程易于实现。1750A处理器曾被应用于飞行控制系统中。它曾被用于F-16、V-22及B-2轰炸机上。

降低软件风险的下一步是编程语言的选择。在促进软件重复使用的尝试中，陆军指定飞行控制计算机采用Ada语言。给定了Ada语言的复杂性后，值得密切关注的就是编译器在将源代码转换成可执行代码过程中的作用。最后，对“科曼奇”的FCS Ada代码进行剪裁以消除那些非确定性特性。并且用一个定制的执行程序取代标准的Ada运行系统。这些措施和其它步骤极大地降低了可执行软件的复杂性，减轻了测试负担。通过详细的要求定义及积木法编码和测试，提高了软件的可预测性。根据明确要求，由公司内部和卖方共同开发了软件代码。

在最低水平上，开发了一些小的功能件以完成基本的FCS操作。这些功能件包括一个第一阶Z转换滞后滤波器，一个可变断点功能及一个3输入中值选择器。利用从精确模拟中获得的比较数据，对这些功能件中的代码进行了穷举测试。这些功能件的结构是从1970年代的ADOCS计划及1980年代的V-22计划发展而来的。在大多数功能区，这些功能件互相连接从而形成模块。飞行控制律完全是由包括连接件在内的模块构成的。对这些控制律模件进行了精确模拟，并用于运动模拟器中来研究和评估直升机的操纵品质。当飞行员和工程师们对模拟器结果感到满意时，模拟器代码就被用于生成比较数据以测试FCC代码。

功能件连接线路图不那么适合于定义全部的软件要求。工作系统要求通常最好按时间表来描述。状态变化，控制流程及作出决定通常最好用流程图来定义。不管哪种方法，大部分FCS要求都被明确定义到一个非常低的水平上。这种方法是费时的并且与软件开发的大部分最新趋势相抵触。不过，以这种水平定义要求减小了将要求转换成代码的错误，并有助于设计人员从所有背景情况而不只是软件方面来理解进行的各种操作。虽然在“科曼奇”上不可能进行机械操纵连杆的检查，但详细的要求文件允许对操纵杆和作动筒之间的软件通路进行仔细的检查和测试。

在定义、开发及测试“科曼奇”的飞行控制软件过程中千方百计进行了各种尝试。不过，要注意到莫菲定律是适用的，在设计中要建立安全网络。

块墙划分

在对硬件和软件中FCS的性能根据它们的关键性进行了划分。这种划分表示在图1中。提供基本操纵和余度的PFCS功能是最关键的。包括较高阶操纵和自动驾驶性能的AFCS功能不是飞行安全的关键。AFCS功能利用从比基本PFCS模式所使用的要更少的余度传感器来的输入信号。为了避免PFCS受到AFCS异常情况的影响，所有AFCS输入都通过PFCS来监控。如果PFCS探测到2个相同的AFCS故障，AFCS就会自动关闭。通过PFCS中的一个软件端口来提供其它AFCS输入保护。这个端口的大小是这样的：飞行员可以抵制任何过强的AFCS输入，然后通过飞行控制面板上的一个按钮来方便地中止AFCS。AFCS和PFCS之间也有一个硬件块墙，因为AFCS软件是在一个独立的处理器上运行的。

相同的块墙原则也适用于AFCS/FD接口。通过端口对传向AFCS的FD输入进行监控和限制，而FD软件在一个MEP处理器上运行。

备用控制系统

备用控制系统(BUCS)是一种驾驶员可选择的、与基本系统计算不同的硬件和软件备份。每个FCC包括一个额外的处理器卡。该卡执行最小的飞行控制功能。在这个模块上执行的软件是根据独立的需求文件，利用与标准飞行控制系统不同的语言，不同的编译程序并由不同的小组开发的。只有前驾驶舱驾驶员可以选用BUCS。BUCS只有在飞行试验期间才可使用。目的是作为一种临时性的安全装置以防备可能性非常低的共模要求、代码或处理器硬件误差。计划在符合下述准则后在生产中拆除BUCS：

1．成功地完成系统检验试验；

2．成功地完成系统验证试验；

3．在飞行试验中完成直升机飞行包线的扩展；

4．完成硬件合格鉴定。

飞行控制计算机

飞行控制计算机(FCC)是FCS的核心。图2表示与FCC相连的部件的高级视图。图3表示了这些部件在直升机上的定位。

每架直升机上有3台FCC。在航空电子设备舱的下部、后驾驶舱的左侧和右侧各安装有一台FCC。第3台FCC安装在后驾驶舱后部的一个隔舱中。这种分开安装提高了弹击生存性，而将FCC布置在中心位置有助于使电缆线最短。FCC的结构中包括4个1750AE处理器。其中3个处理器完成飞行关键操作，第4个处理器专用于任务关键操作。3个飞行关键处理器分别是输入/输出处理器(IOP)及主飞行控制处理器(PFCP)。任务关键处理器是自动飞行控制处理器(AFCP)。

PFCP执行相同的操作程序。这种联机成对配置使得CPU硬件故障能够在单台计算机中被探测出来。如图4所示，通过下述方法完成这项工作：

1．PFCP“A”和“B”进行相同的计算；

2．PFCP“A”通过IOP向硬件I/O(D/A)输出信号；

3．输出信号被返回到IOP并通过PFCP“A”和“B”；

4．PFCP“A”和“B”对被返回的信号生成的回绕指令进行比较；

5．如果比较结果不相符，处理器就关闭相应的功能。

FCC之间通过人们熟知的“交叉通路数据链”(CCDL)串联数据总线互联。交叉通路传输的数据保障了内部通路同步，提高了系统性能，并有助于传感器输入的余度管理。

基本余度管理

一般地，每个系统参数采取了3种隔离措施。为了简化3余度设计，每个FCC都与它自己的传感器设备(惯性传感器、作动筒VDT、飞行员输入等)连接。FCC通过CCDL与其它FCC共享它们的局部信号。在这种方法中，每个FCC都有3个独立变化的相同信号。

次级性能,“输入信号管理”(ISM)，负责信号选择和监控所有向FCC的输入，包括局部和共享输入。ISM的基本任务如下：

1．为所有通路提供恒定信号；

2．最大限度利用联机监控；

3．提供一种使故障瞬变最小的机理；

4．重新配置以排除失效信号；

ISM处理的信号种类包括以下一些：

1．VDT信号(线性及旋转)；

2．油门转换(离散)；

3．数字(1553数据总线)；

4．脉冲(旋翼转速)。

三位信号选择器

三位信号选择器用于从3个信号源中生成一个选定的值。该选择器的操作表示在图5中。

没有故障时，中间信号成为选定的值。通过比较中间值和平均值，系统就能发现第一次故障瞬变。其它优点是中值选择处理滤去了来自一个传感器的较小信号偏差或振荡。利用中值选择器的这种滤波效果解决了一个早期的飞行试验问题。“科曼奇”的原型大气数据系统采用2个传统的机头安装的静压管传感器以及一个单仪表系统尾梁安装的传感器。2个机头安装的传感器受到旋翼桨叶下洗气流的影响。通过FCC在与旋翼下洗气流频率接近的相同频率下对产生的空速信号抽样。这样就得到一个选定的空速值下的1～2Hz低幅拍频。表面上，在提出采用选择器算法的设想之前，还不能够采用简便方法。尾梁空速传感器安装在下洗气流干扰范围以外。通过对每个机头安装的传感器增加±10节的软件偏差，尾梁空速就总是中间值，从而消除了空速波动。

输入监控

用2种方式监控输入信号，即联机监控(ILM)与交叉通路监控(CCM)。联机监控将一个输入信号与该输入信号的一些已建模的方面进行比较，并可通过一个FCC来检测。当一个局部信号与其它2个值相比大太大时，交叉通路监控就判定该局部信号失效。

VDT联机监控器

所有模拟的FCC输入都是可变差动变换器(VDT)信号。如图6所示，提供FCC输入的所有VDT都有3根导线：高、低及中间抽头。

根据VDT的高—中间抽头与低—中间抽头电压，FCC的输入模拟电路产生2个电压。这2个电压的和对所有VDT冲击来说都相对保持恒定。这样就可以用一个监控器来检查电压和是否超过了希望的恒定值。不同电压等同于VDT冲击。在FCC的模拟接口，通过分离的电路并经分离的模拟数字转换器处理，对不同的电压进行2次计算。在软件中这2个信号彼此比较。这种类型的监控器提供了FCC接口电路的探测和隔离。

离散联机监控器

对于开关来说，每个FCC感应开/关状态。在FCC的模拟接口，通过分离的电路产生2个状态输入。在软件中，这2个信号彼此比较。这种类型的监控器提供了FCC接口电路的探测和隔离。

速率联机监控器

变化速率(ROC)监控器测定一个输入值在规定的时间区间是否超出了希望值。这种监控器与范围监控器一道被用于监控直升机状态信号，如：空速，旋翼转速及惯性参数。

必须根据有害的潜在故障仔细评估ROC监控器的优点。由于参数差异是在非常小的时间区段上测得的，因此ROC监控器的数字工具本身就存在问题。短时间的随机噪音很容易使设计不好的ROC监控器断开。

“科曼奇”的旋翼转速传感器硬件配置使ROC监控器很有价值。有2个旋翼转速传感器，每个传感器带2个单极拾波器。传感器根据主减速器齿轮转速提供一个脉冲列。然后FCC以百分比计算旋翼转速，用于驾驶舱显示，并通过发动机控制单元抑制旋翼下垂/超调以及探测发动机故障。2个FCC接收来自同一个传感器的输入信号，同时第三个FCC接收来自另一个传感器的输入信号。

提供2种信号的传感器机械故障需要给予特别的关注。这是这样一种情况：系统在“2个坏的单元会使一个好的单元也失效”的情景中是易损坏的。通过适当控制这些输入，信号的快速变化用该监控器探测出来，在“好的”变为失效以前，这些信号被判明失效。分析已证实：这种ROC监控器工具适合于探测2个拾波器传感器的机械故障，而且不会遇到有害的跳闸。

范围联机监控器

范围监控(RAN)验证输入信号是否处于希望的最小值与最大值范围内。这种方法监控的大多数信号通过在FCS1553数据总线中定标来限制。例如：俯冲姿态定标为±0.5π弧度，而横滚姿态定标为±1π。不过，在由ISM处理前，由数据总线按定标值接收的这些信号被转换成浮点信号。因此，对储存器故障来说可以从这个监控器获得一般平均值。

速率传感器监控

FCS是围绕一个高权根速率反馈控制系统构成的，高权限速率反馈控制系统带有一个有限权限的AFCS提供姿态和速度稳定。“科曼奇”上的惯性传感器(INS)装置包括3个单元，其中2个是纤维镜片，一个是环形激光陀螺。2个纤维镜片传感器包括相同的硬件和软件。这些传感器提供速率和姿态反馈信号。由于机体速率反馈传感器是高权限的，因此设计师们认为不需要用2台相似的传感器来防止一般的计算误差。研制了一种监控器来防止在INS中出现会导致另一种“2个坏的单元会使一个好的单元也失效”的情况发生的一般计算误差。这类情况可能会引起直升机产生显著的瞬变。

有了这种监控器，FCC就利用INS提供的原始陀螺数据来计算自身的速率。然后FCC生成的原始速率信号与由INS提供的经过滤波的速率信号进行比较。如果它们不一致，就判明传感器失效。通过这种伪联机型监控器，就可以探测和控制INS处理误差，并防止不好的信号引起直升机瞬变。有了这种传感器，就可以判明坏的单元失效，而FCS适度降级。

交叉通路监控器

交叉通路监控器(CCM)是系统的“全捕捉”监控器。所有3余度输入都经CCM处理。该监控器对局部FCC信号值与来自其它2个通道的信号值进行比较。当局部信号与其它2个信号不同时，局部信号就被判定为失效。

第一次故障后CCM继续工作，对余下的2个信号进行相互比较。如果这些信号不同于一个确定的阈值，那么这2个信号就被判定为失效。对于驾驶舱操纵杆与作动筒来说，这种第3次失效情景将迫使选择器输出局部FCC值。这样在这种非常不可能的情景中就可以对一些作动筒进行操纵。

交叉通路监控器的另一个重要方面就是：监控器阈值与持续时间(判定故障的时间)直接决定了与重要的第二次故障相关的故障瞬变。特别关注的是惯性传感器的第二次失控故障。正如以前所讨论的，第一次故障瞬变通过信号选择器来抑制。不过，第一次故障后，选择的信号值就变成剩余2个信号值的平均值。如果2个剩余的惯性传感器速率反馈信号中的一个失控，控制系统将对这个大的输入信号作出反应直到CCM判定故障并断开反馈回路。瞬变仅通过输入的定标和判定故障的时间来限制。在飞行控制系统综合实验室(FCSIL)中进行了广泛的试验来评估第二次故障情景。这包括飞行员在环路中的试验，在这些试验中，工程师们使传感器失控并评估飞行员抑制故障直到系统自身重新配置的能力。

虽然本质上它们不是由传感器引起的，但传到PFCS的AFCS信号还是由交叉通路监控的。在系统研制初期作出了一个决定来处理AFCS信号，就象它们只是传到PFCS的传感器输入一样。这保持了整个PFCS的共性，在这种方法中实现了输入信号的表决选择及监控。

“科曼奇”飞行

操纵系统的系统接口

本节描述FCS的主要系统接口。重点放在关键硬件配置项目的综合上，包括机械连接及相关的FCC软件算法。

FCS电气系统

电源接口表示在图7中。FCS总共有5个270伏直流(Vdc)电源。这包括2个由主减速器驱动的发电机，一个由第二动力装置(SPU)驱动的发电机以及2个专用液压驱动的永磁发电机(HPMG)。2个主减速器驱动的发电机和SPU发电机为所有的“科曼奇”系统供电。

如图7所示，1号FCC和2号FCC从它们专用的HPMG接收不转换的电力。在研制为FCS供电的电源结构中采用了从以前的计划中获得的经验教训。一个主要的设计考虑是：当正在为作动筒提供液压动力时，要确保FCC不受汇流条开关瞬变及电源故障的影响。通过液压驱动的永磁发电机，我们担保当作动筒具有液压动力时电气伺服回路关闭。

这种特性有助于在维护期间消除不希望的作动筒运动，保护直升机或人员免遭伤害。

在机上所有发电机失效的情况下，已验证了HPMG有能力连续为FCS提供电力直到旋翼转速下降低于10%，而无需施加控制输入。通过小的输入，转速下降点提高到12～15%的范围。这仍然适应于在风中停车期间没有SPU动力的情况下控制旋翼方向。

每个FCC为部件提供保持FCC任务能力所需的电力，包括一种“返航”能力。这包括惯性导航传感器(INS)及一个驾驶舱多功能显示器(MPD)。通过采用有余度的FCS电源，除了提高了这些系统的可靠性外，还避免了其它一些问题，如INS的重新初始化。通过提供一个专用的电源和与MPD的连接接口，FCS确保了“返航”数据，机组人员在整个MEP失效的情况下可获得关键的故障信息。

FCS液压系统

液压接口图表示在图8中。液压动力源是3余度的，而分配回路是2余度的。这使动力源具有2次失效工作能力，而分配回路具有一次失效工作能力。FCS负责液压泄漏探测和隔离(LDT)。1号和2号液压系统专用于飞行操纵功能。3号系统主要用于驱动通用功能，如起落架和武器舱门，并为地面操作向作动筒提供动力；次要用途是在基本液压泵已失效时为作动筒提供备用动力。

1号和2号系统的动力来自于主减速器驱动的泵液压油箱组件(PRM)。由于受主减速器驱动，所以只有在旋翼旋转时PRM才提供液压动力。无论SPU是否接通，3号系统液压泵都提供液压动力。每个液压油箱都包括一个通过FCC来监控液面的RVDT。每个RVDT都与一台飞行控制计算机连接。

整个液压系统中有4个专用于飞行控制的压力开关。基本系统中的压力开关提供来自1号和2号系统PRM的压力指示。在3号系统中有2个压力开关，一个指示通用回路中的压力，一个指示飞行控制备用回路中的压力。

液压系统中采用了2类液压阀：传输阀及隔离阀。

传输阀为每个液压作动筒级提供接收来自主或通用液压泵的液压动力的能力。

飞行控制系统中有6个隔离阀。2个隔离阀安装在3号系统中并只受3号FCC控制。另外4个隔离阀，2个是旋翼隔离阀，2个是涵道尾桨作动筒隔离阀，都安装在传输阀的下游。

在作动筒分配回路中隔离阀的电气接口设计成具有一种主的和辅助的断开能力，如图9所示。这种接口设计成这样：单个FCC不能消除作动筒筒体中的液压动力。主断开能力用于激发隔离阀以便隔离液压油泄漏。辅助断开能力专门用于脱开出现作动筒机械故障或3通道伺服回路故障的作动筒级。

液压系统控制、监控及故障反应

为了符合液压和作动筒系统的设计目标，已经开发了非常详细的算法。这些算法的要求总结如下：

A．消除有一个控制阀被卡住的作动筒级的液压动力；

B．当一侧的3个伺服回路全都失效时消除一个作动筒级的液压动力；

C．在液压油箱中的液压油全部漏光以前隔离作动筒回路中的泄漏；

D．不能隔离作动筒的2个级，即无液压动力；

E．在主液压泵失效时，提供备用动力驱动作动筒；

F．不允许由于分配回路中的一处泄漏而使2个液压油箱都漏油；

G．当通用回路中已出现泄漏时，保持飞行控制功能；

H．当飞行控制备用回路中已出现泄漏时保持通用操纵功能；

I．在旋翼起动/刹车期间在主要的和通用的动力源之间提供适当的顺序，包括控制内部系统液压油的传输。

旋翼作动系统

机构说明

在左、右及后部共有3套旋翼伺服作动筒(MRS)控制“科曼奇”的自动倾斜器，使旋翼桨叶产生周期和总距变距。每个作动筒有2个电力级机械地连接到一个轭上。轭的中心与自动倾斜器不动环相连。作动筒侧边用A和B标识。每个作动筒的A侧接收来自1号液压系统旋翼回路的液压动力，B侧接收来自2号液压系统旋翼回路的液压动力。每个MRS由2个作动筒控制组件(ACM)控制，每个组件驱动作动筒的一个动力级。每个ACM包括一个电液压伺服阀(EHV)和一个双功能旁通/增压传感阀。显示单个ACM及作动筒的双并联动力级的MRS的原理图如图10所示。

EHV是一个2级装置，包括一个扭矩马达(带有3个线圈，每个线圈由一个独立的FCC驱动)，偏转射流器及一个带有3余度的LVDT的控制阀。

流入动力级的液压流与控制阀位置成比例。在扭矩马达中无电流的情况下，控制阀上的一个机械反馈弹簧使该阀居中。这种特性限制了在FCC电力短暂消失时作动筒失控。

通过在旁通的动力级中2个筒体之间提供一条油液通路，旁通阀确保一个筒体减压时作动筒无阻碍地运动。旁通阀还包括一个3余度LVDT，因此当一个动力级增压时，就可以测量2个动力级筒体之间的压力差。在软件中，对测得的一侧增压值与另一侧的进行比较，以便确定(并通过调平消除)作动筒A/B两侧的压力差。

旋翼作动筒设计包括阻塞超控保护，确保无单一故障，包括弹击损伤，防止连续工作。ACM安装在作动筒的对面，以减少控制航空电子对武器火力的暴露。

伺服回路描述

展示数字软件及模拟硬件、以及闭环作动系统的机械/液压元件的旋翼伺服回路框图表示在图11中。有2个闭合回路，即内回路与外回路。在FCC中的模拟电路中2个回路都是闭合的。外回路根据作动筒位置闭合。传到外回路的指令从软件中产生。为了防止作动筒超过液压泵流量范围，每个数字作动筒指令都是速率限制的。最大速率限制是根据液压泵流量范围及操纵品质机动要求确定的。当作动筒的各级由一个动力源驱动时，FCS重新配置并减小作动筒速率限制。较低速率限制保障了中等积极的返航能力。

速率限定之后，通过在数字/模拟变换器的两侧安装前置数字转换器和后置模拟转换器，从而将数字指令转换成模拟指令。这两部分转换器的滤波器参数经过剪裁以便提供良好的数字/模拟(D/A)平稳转换，从而使通过数字/模拟转换器的相位损失最小。

在每个FCC中，外回路作动筒位置误差项被放大并被传递到A和B内回路的求和连接器中。到这一点时的所有公差与精度误差被等量地传送到作动筒的各个液压级，以防止这些差值在作动筒上引起力的失衡。内回路根据控制阀位置闭合。在EHV中，控制阀位置是与通过扭矩马达的总通量线圈中的电流成比例的。由于每个FCC驱动扭矩马达中的一个独立线圈，因此，控制阀位置的内回路闭合有助于保持电气通路失效时作动筒的性能。

调平算法

除了基本控制回路外，图11还表示了作动筒调平所涉及的元件。在“科曼奇”的旋翼伺服回路设计中采用的是3种调平算法：前置放大器调平、电流调平及力调平。

前置放大器调平对作动筒反馈通路及前置放大器中的硬件偏差进行补偿。每个通路用来自3个FCC的一个表决值对局部前置放大器反馈信号进行调平。

伺服放大器电流调平负责对内回路中任何模拟或机械容许进行补偿。每个通路用来自3个FCC的一个表决值对本身局部伺服放大器电流(A和B)进行补偿。

力调平负责对作动筒的2个液压动力级之间的任何硬件公差误差进行补偿。为了减小轭/动力级之间具有有限疲劳寿命的连接件上的弯曲力，需要进行这种补偿。对来自A和B动力级的两个不同压力信号进行表决，然后在加到伺服放大器调平指令中之前，对所选定的2个信号之间的误差进行滤波和限制。

总之，调平算法是低带宽的，设计用于提供在一个普通控制点上相连接的余度输入信号之间的稳态协调控制。而且，稳态调平可以减小由于故障造成余度通路断开从而引起的不希望的系统瞬变。不过，由于在系统综合过程中发现了一个问题，因此就需要“科曼奇”的旋翼作动筒力调平算法不只是起到稳态调平的作用，而且在保持作动筒稳定性方面发挥着作用。

由于FCC1和FCC2外回路是分别根据与作动筒A侧和B侧相连的3余度LVDT读数来闭合的，因此这就带来问题。在FCSIL的早期试验中，引入的故障导致一个作动筒的2个动力级之间产生不平衡的EHV内回路增益。这些不平衡的伺服驱动配置中的一些引起LVDT A和B存在不相等的动态位移，从而造成作动筒轭/自动倾斜器连接点产生轻微的转动。由于FCC1和2关闭了它们的外回路，利用与单个动力级相连的3余度LVDT，这种不同位移就产生一个围绕作动筒的正向反馈回路。在没有补偿的情况下，结果是在作动筒动力级之间存在完全相反方向的力，从而使作动筒向一侧“挤压”，如图12所示。最终，可能会发出原始的调平指令，以克服初始的反力，而作动筒可能会在相反方向上受“挤压”。制作了一个放大的模拟模型来重复这种“挤压”现象。这个模型进一步描述了这个问题的特征，表明即使是小的内回路增益容限误差，也可能引起失稳。不过，该模型还表明：由于动力级位移还引起可测量的A/B力误差，一种增大的带宽力调平算法能够控制这种极限循环失稳。

尾桨作动系统

尾桨变距是由与尾桨相连的一个双串联平衡/半平衡作动筒控制的。尾桨作动筒的调平算法及伺服回路结构与旋翼的相似。机械配置则大不相同。作动筒的2个动力级是串联配置，因此不存在承受不同力的外部连接点。这样，尾桨作动筒就没有疲劳极限。与旋翼作动筒不同，尾桨外回路位置是通过一个3余度LVDT来测量的，而不是3个单通道LVDT。因此力调平算法是低带宽的，因为不存在由不同的LVDT位移引起的正向反馈回路。

由于范围限制，作动筒控制组件(ACM)没有与尾桨作动筒综合在一起。尾桨的ACM是远距离和独立安装的以便提高弹击生存性。在PSTB试验期间，暴露出了一个与ACM定位有关的问题。ACM包括了作动筒内回路的机械元件，即扭矩马达与主控制阀。最初闭合的内回路带宽接近100Hz。在PSTB尾桨动态输入期间，这么高带宽的内回路激起了共振，估计是在ACM和作动筒之间的液压管路中发生的。每次作动筒移动都伴随有非常大的噪音，这种噪音完全不利于直升机的声学特征要求。

在PSTB，用专用试验设备来实验性地减小尾桨的内回路的带宽。在选定一个足以减小“音调”的值后，重新设计了整个回路，以提供希望的内回路带宽减小，同时保持作动筒外回路性能。最后结果是改变了部分增益，消除了内回路的前向通路中的提前量。

作动筒监控

本节讨论作动筒的实时监控。机内测试功能完成作动筒的潜在故障检查将稍后进行讨论。本节讨论在作动系统中采用的3种实时监控器中的2种：指令环绕监控与软件模型。首先讨论作动筒VDT的传感器监控。

指令环绕监控器对软件激励器和调平指令与通过A/D转换器返回的各种变化进行比较。对PFCPA处理器来说，这些监控器验证A/D与D/A转换器以及它们的接口的完整性。对于PFCPB处理器，这种监控器的机理是如前面所讨论的一样由CPU联机监控完成的。

软件模型模拟作动筒伺服回路的实际硬件。采用3个模型，前置放大器、伺服放大器及EHV。这些模型计算对应硬件的软件输出。比较模拟与实际的输出，并用于确定故障。

如果输出值超过阈值，调平算法也会产生故障旗。不过，调平故障不会引起作动筒关闭，而是通过BIT记录下调平故障，这样就可以采取维护措施(检查部件公差)。

在FCS综合实验室进行系统综合试验期间，对评估可能会引起扰乱性跳闸的潜在监控器缺陷给予了特别考虑。载荷系统试验台允许设计人员将直升机的典型静态与振动载荷直接施加到作动筒上。还引入了作动筒内部扰流。这种试验暴露作动筒的许多问题，而这些问题可能只有在飞行试验中才会被发现。

最后的作动筒关闭抑制

这种算法防止了扰乱性的监控器故障。例如，如果由于未预见的空气动力扰流而使输出值超出了作动筒监控器阈值，那么所有FCC将努力断开作动筒控制。最后的通道关闭抑制算法，确保了至少一个通道保持联机。

驾驶舱操纵装置配置

安装在驾驶舱中的FCS配置项目表示在图13中。除点火按键外，前、后驾驶舱中的接口是相同的。只有前驾驶舱中才有点火按键。

座侧操纵杆

每个驾驶舱中都有一个右侧专用配平座侧操纵杆。该操纵杆用于提供纵向、横向及定向输入。

从机械设计的观点来看，力梯度必须最小，以便减轻飞行员在高工作负荷条件下的疲劳。机械阻尼必须足够以防止振动耦合到操纵系统中。从电气设计的观点来看，每个轴向的探测元件是一个3余度LVDT。每个轴向的一个LVDT与一个FCC连接。

操纵杆还具有一个有限位移的垂直轴，仅在姿态保持期间使用。

前、后驾驶舱中的座侧操纵杆之间不存在内部机械连接。进行了大量的模拟以评估这种布置的机组协调情况。结果是一种“双重控制”构型。最近，通过一种耳机音调对相互冲突的输入给飞行员提出告警。由于要对更多的有代表性的任务进行评估，因此目前的这套装置将被重复使用。

总距系统

总距输入是通过总距杆提供的。每个站位都有自己的3余度探测RVDT。与座侧操纵杆不同，总距杆相互机械连接。为了控制弹击损伤，提供了一种剪切失效能力，允许前、后站位独立操作。

此外，一个机电作动筒为总距系统提供了力感和反驱动能力。反驱动能力只在姿态保持状态使用。

站位断开选择

前或后站位可以通过座侧操纵杆手柄上的一个按钮来断开。当一个站位被断开时，软件就不管来自座侧操纵杆和总距杆的所有操纵输入和电门输入。上述特点是针对因各种原因造成的下述状况而提供的：

1．对1个座侧操纵杆的机械损伤；

2．座侧操纵杆的多种电气故障；

3．总距系统的剪切失效；

4．电门激活期间无意中的输入。

在模拟期间，对来自断开站位的指令的开/关转换进行了评估。在固定的时间周期与固定的速率之间进行折衷。结果飞行员偏爱固定时间周期的方法。

由于站位断开选择是一种短暂转换(即：没有一个固定的开或关位置)，因此开关状态被储存在软件中，并且随着它们增加动力消耗，必须在FCC之间仔细地控制。这个问题也适用于系统中的其它开关，并在下一节进行更详细的讨论。

发亮的面板开关

在每个驾驶舱中，都有发亮的按钮开关传输FCS激活模式状态。所有这些开关都是短时按钮。开关中的4根灯丝分别由3个FCC照亮。不仅要保持前、后面板灯之间的一致，而且还要保持3个FCC之间的协调，这对设计人员来说是一种挑战。基本方法是：使每个FCC“吞下”来自其它已被接通的短时开关的状态。

在早期飞行试验中，没有完全实现数据接收，替代程序是研究缺陷用的。不过，结果证实这些程序不是莫菲定律证明的。在发动机控制面板上，一个标有LFE(载荷系数增大)的按钮断开一种模态，即在高g机动期间增大旋翼转速以减轻负载的模态。这种模态是在FCC接通时自动启动的。在一次特定飞行过程中，机组并不需要LFE激活，因此他们将它关闭。在这个点，开关上的“DSBL”被照亮。飞行推迟了几个小时，而惯性传感器已发生偏移。利用其它替代程序重新校准INS，并循环起动2个FCC。由于这2个FCC重回联机状态，因此它们局部的LFE状态被重新启动。不过，开关上的“DSBL”仍然被照亮，因为第3个FCC仍“牢记”按钮按下并保持灯泡亮着。这使飞行员认为LFE仍然是断开的。

后来，在飞行中，当满足LFE激活准则时，2个已被循环驱动的FCC否决了第3个FCC，从而使旋翼转速出现不希望的增大。从这个事件中FCC设计人员学到了有关不健全的替代程序方面的重大教训。实际上在事件发生后的2小时内得到了一些安慰，了解了问题并在FCSIL中重复了这一过程。到最近为止已识别了一个新的、安全的替代程序。已经重新设计了软件以便确保在所有FCC中开关状态的恒定锁存。

发动机控制

飞行控制系统与发动机控制系统的接口表示在图14中。发动机有4种工作模式：标准的、自控制、自动备用及固定故障。标准模式与自控制模式通过ECU实施。这2种模式之间的差别在于：在自控制模式中，ECU不采用来自FCS的输入。自动备用模式由FCS实施。在这种模式中，ECU放弃对发动机的控制，并利用一个独立的控制，一个FCC驱动燃油计量阀。这个系统的一个独一无二的特征就是：这些模式之间自动恢复。

恢复到自控制模式是以由ECU进行的数据与信息综合检查为基础的。在ECU的各个通道探测到这些故障状态时，ECU就激活自控制模式。由于这可能会使1553总线中存在相关误差，因此还提供一个独立的传向FCC的硬线输入。这个硬线输入还防止FCC由于1553故障而激活自备用模式。在自控制和自动备用模式之间，自控制模式更好。它提供了更严格的控制，并仍然能进行发动机故障调节。自动备用模式仅仅是一种“继电器式控制”一类的燃油控制。

恢复到自动备用模式是以由FCC进行的数据和信息综合检查为基础的。ECU还提供一个通道故障指示，它是一种自探测故障，主要取决于发动机传感器或控制故障。

这些备用发动机控制模式至今还未出现不利的恢复。这可能得益于下述综合实验室能力：

1．专用ECU硬件；

2．验证的发动机软件模型；

3．闭环发动机模拟；

4．生成软件原型代码：在任何软件发放前，在实验室中对原型代码进行开环和闭环评估。在发放到飞行试验机上以前发现的任何问题都已确定。

飞行试验接口面板

RAH-66的飞行试验仪表板(FITP)是一种输入和显示装置，安装在RAH-66的副驾驶/射手站位，取代了副驾驶的备用飞行显示器，如图15所示。该面板上的开关和显示器使副驾驶能够在飞行任务允许就地更改以便操作RAH-66的过程中调整预先定义的FCS参数，从而改变控制律增益、逻辑和偏差值。FITP还使副驾驶能够将预先确定的试验信号和故障引入到FCS中以便评估FCS的响应。这类RITP是第二代装置。为了使输入简便、精确，输入步骤最少，它是利用我们的飞行员以及从其它电传操纵研制计划中获得的经验教训为基础来研制的。

除了改变增益和促进试验外，还可以安全地模拟和评估各种FCS模式和故障状态。FCC软件目前支持61个PFCS可调参数，81个AFCS可调参数，46个试验信号参数及10个AFCS故障引入参数。FCC采用一个检查表来确定是否正确调整参数，并向FITP发送一个适当的显示给飞行员的记忆代码。这个参数检查表提供记忆代码和选定参数的缺省/标准值。然后可以利用转动式增大/减小有声开关来调节缺省/标准值。这种有声输入调节的一个主要特征是：在调节时可能会主动保留增益或误差。检查表方法提供了较大的灵活性，因为很容易增加其它参数，而在将新的特征结合到FCC软件中时不需要改变FITP驾驶舱模块。随着飞行试验计划的进展，我们定期的抽点转储“希望的参数值”，并将这些值结合到检查表中作为“新的缺省值”。有了在FCC软件中储存的缺省/标准值，不管FITP驾驶舱模块起不起作用，系统响应都是一样的。

由于FCC软件包含有标准值或缺省值，如果已进行了一次调整，并且随后循环驱动一个FCC，那么在对其它余留参数进行调整时，它将返回到缺省值。由于FCC将调整的参数值绕回到FITP，如果从FCC接收到的数据有差异，那么FITP将显示故障状态。在从开始到减小FCC软件的复杂性的过程中确定了FITP的这种误差检查特性。有了这种误差检查，所有FITP调整就不需要进行初始化。万一FCC有差异(FITP故障指示)，将所有参数清除，然后再重新输入。

可用于评估FCS和机身响应的测试信号包括阶跃、偶极子、线性调频脉冲、驻留及扫描信号。信号发生器包含在FCC的AFCS部分，并从FITP接收适当的输入参数。当改变模式开并以确定特定测试输入(如阶跃)时，FITP提示飞行员输入幅值和持续时间。适当测试信号参数的选择将确定测试信号输入定位、测试信号的极性及允许的测试输入类型(如阶跃或扫描)。测试输入定位包括模拟的飞行员输入与直接的旋翼指令(旋翼周期变距、旋翼总距及尾桨总距指令)。FITP指令和获得的测试信号得到仔细地控制。由每个FCC接收的FITP指令都受到监控以确保1553总线信息有效并与交叉通路的比较。在FCC中产生的测试信号是有限权限的以确保飞行员指令有足够的权限来克服它们。为了取消输入，机组有3个FITP测试“中止”开关，一个在面板上，另外每个座侧操纵杆上一个。

FITP面板是一种高度综合的测试辅助装置，它不仅使飞行试验小组能够评估飞行控制系统的各种配置，调节旋翼转速(RPM)，还可以安全地接通ECU自控制和自动备用发动机模式。

可以配置FITP以便在地面试验期间提供一种全权限飞行员输入能力。这提供了长时间“视情”循环输入的能力，消除了飞行员的疲劳。(座侧操纵杆不具有力调平释放能力)。基于飞行安全和带宽考虑(飞行员不能克服这些输入)，这些全权限输入只能在PTSB或实验室试验中采用的软件中实现。这些大而强的FITP输入还需要2个飞行员输入来激活相同的发动机模式指令。

通过允许对直升机飞行特性进行实时调节，以及各种FCS模式的试验，FITP加速了飞行试验计划的进程，显著地节省了计划费用。

机内测试

BIT功能负责探测、隔离和报告所有FCS硬件故障。通过余度管理例程来帮助FCS BIT故障探测。所有FCS BIT都分了类，或者是自动的，或者是初始化的，以确定使用者的相互作用。自动测试包括起动BIT与定期的BIT。初始测试包括飞行前BIT。在首飞之前，大部分BIT研究被推迟，并且本文中将不涉及。飞行前初始化的IBIT(PFIBIT)是一个例外。

在每次飞行前，机组控制FCS PFIBIT。在系统操作过程中很少使用PFIBIT测试部件。例如，液压隔离阀通常只用于对液压油泄漏故障作出反应。在PFIBIT期间，这些阀被激发以便确保在需要时它们将工作。PFIBIT还可检查其它部件中的潜在故障。对作动筒进行了检查看看是否有内部泄漏。使操纵杆和作动筒行驶一个行程以便检查是否有阻塞和外来物。接通并测试了总距杆力感系统的余度通道。

只有在地面维护状态才能够进入PFIBIT(电源供给FCS，液压系统3被增压，直升机在地面上，旋翼不转动，按钮是断开的)。如果试图起动一台发动机，而任何FCS通道失效，或一个MEP通道失效，PFIBIT将会被中止。

总　结

本文描述了RAH-66“科曼奇”的飞行控制设计的一些系统工程方面的问题。对设计的主要方面包括计算机配置、软件开发、余度管理、接口定义及系统综合作了重点阐述。举出了一些有教训的例子来说明电传操纵系统设计师们所面对的各种技术挑战。

“科曼奇”的电传操纵设计包括机上3条独立的重要飞行控制参数通道。设计了飞行控制计算机中的软件算法，以便监控和配置这些余度通道，从而提供接近理想的飞行安全可靠性。由于它们的重要作用，飞行控制计算机硬件和软件受到了严格仔细的监控。

为了设计和试验“科曼奇”的飞行控制，已进行了谨慎的软件和系统开发实践。随着“科曼奇”设计工作的进展，将继续进行这些实践以便提供可靠的硬件和软件。

以已经得到证明的体系结构为基础建立一套飞行控制系统，利用合适的工程工具调试，以及在设计中涉及多门学科，这一切已使一项成功的“科曼奇”飞行试验计划走到今天。

在总结由整个“科曼奇”飞行控制系统设计小组所进行的一些创新和技术攻关工作中，希望本文能为使用者和用户群体对控制系统的积极反应提供一些正当理由。一个例子就是在首飞结束时所听到的，当时首席试飞员喊道：“飞行控制实在是顶呱呱！”。

(602所曹喜金译自AHS第55届年会文集P.263～281，朱生利校)

人工直升机模拟与基于计算机的人类行为模型的对比

R.Jay Shively，美国陆军航空和导弹司令部

Mark D.Burdick，圣约瑟州立大学

Michael Brickner，帕曼HFE公司

Itsik Nadler，以色列空军

Jacob Silbiger，西耐奇综合公司

摘要

人机综合设计与分析工具(MIDAS)通过计算机模拟将人类行为模型和飞机座舱模型结合起来进行评估。MIDAS被用于支持概念研究和软件开发而非硬件开发，因而减少了设计周期成本。目前MIDAS研究是重现以色列空军进行的局部任务实验。研究的目的是证实MIDAS中的几个操作员模型。特别要测试的是如参考资料1所示的态势了解计算模型；模型的整个认识过程，从感知到决策，最终都要进行测试。这个实验是模拟攻击直升机副驾驶员兼炮手的空对地攻击任务。

引言

如参考资料2所示，MIDAS在80 年代中期是用来为原理开发项目提供依据。此后，其实用性在各种各样的环境中得到证实，其中包括飞机座舱、911发送员显示器和核控制室。这项工作已在Ames实验中完成，并针对每个新项目进行了修改。为了在2000年底之前建立一个商用系统，最近对MIDAS进行了被重新设计以使其具有更加强大的性能并更易于使用。目前研究正处在证实MIDAS的人类行为模型所需一系列实验的最初阶段。

MIDAS结合了原形设备、动态模拟和人类行为模型，目的是减少设计周期、支持人机系统有效性的定量预报、改进座舱的设计及有关的操作步骤。可以认为MIDAS由两个主要人机综合部件模型组成：

1)操作人员2)系统或环境

操作人员模型包括感知和诸如工作记忆、计划、决策、长期记忆和态势了解等的认识过程。系统模型包括飞机座舱或者工作站模型、环境模型和人型模型。飞机座舱模型具有完全的高保真功能。图1为用于演示的AH-64长弓直升机座舱。所用的显示器为多功能显示器(MFD)。环境模型包括外界与乘员平台有关的各种元素，例如，树、其他飞机或坦克。人体外型模型是由宾夕法尼亚大学开发的Jack。Jack是由从第5个女性百分位点到第95个男性百分位点进行多维人体测量采样得出的。如果需要为更详细地了解目前MIDAS设计和重新设计的情况，请看参考资料2。

方法

实验中副驾驶员兼射手(CPG)的任务是盘旋和巡视战场,战场上既有目标车辆又有非目标车辆。CPG首先负责目标标识，然后对所标识的目标进行识别。无须考虑非目标车辆。在以色列空军进行的人控模拟中，CPG使用头盔显示器(HMD)并通过键盘输入方式观察战场和标识/识别目标。HMD的视场通常为45度，但也可转为15度，达到3倍放大。MIDAS的CPG在采用普通图表模式观察战场，并通过仪表盘中的按钮输入来标识/识别目标。通过3倍放大固定目标来改善CPG的视觉系统，这样可模拟HMD的功能。

实验可处理目标背景干扰(三个或七个非目标车)，局部对比(车与背景高或低的对比)，可视距离(2.5公里或1.5公里)和目标位置信息(预先简化或没有简化)。项目设计中的全阶乘2Ⅹ2Ⅹ2Ⅹ2产生了16种状态。人控模拟需要六名CPG，每名要完成16项不同的实验。MIDAS模拟则可完成16项实验中的任何一项实验。

MIDAS模拟以如下方式进行。实验开始时直升机以5°角度机头向下偏转盘旋飞行，以得到清晰的实验区场景。得到指令后驾驶员开始扫描，对第一辆车定位和跟踪，也就是说虚拟的驾驶员认为那里可能有目标。然后驾驶员转换FOV，将该车辆放大三倍，并继续跟踪直至目标被认可。经过认可，驾驶员可以判定该车辆是否是目标。如果不是目标，操作员离开这一区域并继续扫描。如果是目标，操作员则继续跟踪该车辆直到其感知等级达到识别等级。此时，驾驶员按下适当识别按钮，将视场转换回45度，然后继续扫描。重复这个过程直到所有的5个目标被发现或75秒的实验时间用完。

除了通过计算得到的态势了解数据，MIDAS的三个主要工作测量结果也被记录下来以便与驾驶员在回路的局部任务实验作比较。它们是平均识别响应时间，准确标识平均数和准确标识平均数。

结果

下面的表格首行显示实际副驾驶员兼射手(CPG)数据，底行为MIDAS的数据。在目前的方式，MIDAS不能通过随机处理来支持蒙特卡罗模拟。因此这些数据没有进行统计分析。数据的讨论将基于结果的类型。目前MIDAS正努力增加随机处理，以提供更全面的分析。

表1 可视距离的影响


	高	低	高	低	高	低
	平均响应时间		准确标识		准确识别
驾驶员	15.76*	18.37*	4.10*	3.71*	2.41	2.35
MIDAS	11.75	14.95	4.75	3.00	4.62	1.75

*统计的有效数级为0.05

表2　对比的影响


	高	低	高	低	高	低
	平均响应时间		准确标识		准确识别
飞行员	15.44*	18.71*	4.02*	3.79*	2.85	1.91
MIDAS	13.79	12.90	3.87	3.87	3.62	2.75

*统计的有效数级为0.05

表3　预先简化的影响


	高	低	高	低	高	低
	平均响应时间		准确标识		准确识别
驾驶员	13.86*	20.27*	4.35*	3.46*	2.37	2.39
MIDAS	11.77	14.92	4.00	3.75	3.38	3.00

*统计的有效数级为0.05

表4　背景干扰的影响


	高	低	高	低	高	低
	平均响应时间		准确标识		准确识别
驾驶员	17.51	16.62	3.85	3.95	2.41	2.35
MIDAS	11.91	14.78	4.00	3.75	3.50	2.88

*统计的有效数级为0.05

表5　实验中的平均态势了解能力

影响	对比		可视距离		背景干扰		简化
等级	高	低	清晰	低	5/3	5/7	有	没有
驾驶员SA	1.84*	1.36*	1.73	1.48	1.64	1.57	1.91*	1.31*
MIDAS SA	.391	.375	.445	.321	.386	.380	.395	.371

*统计的有效数级为0.05

讨论

这是MIDAS在进行了一次重要的重新设计后进行的首次评估。考虑到在模仿人类行为时的固有困难，这次结果还是比较满意的。这次实验打算测试态势了解模型和MIDAS的其他方面。然而，多数的操纵是可视的，因此这次评估大多集中在MIDAS的可视模型。MIDAS可视模型的基础如下：感知等级是一个驻留时间及感知能力的函数。感知能力是一个可视距离、尺寸、距离、局部对比率的函数。直升机飞行基本上是一个目视任务，MIDAS在这方面的实验非常重要。

可视距离对人工模拟和MIDAS有同样的影响。低的可视距离增加识别时间，减少准确标识数和准确识别数。MIDAS受最后一种影响的程度比人工模拟受到的要严重。在这个重要变量上的一致性是考证MIDAS的一个判据。

对比的影响更加麻烦。人工模拟有更快的标识时间和高的对比度，而MIDAS则较低。这是因为MIDAS在解析可视扫描任务时会产生混淆。MIDAS是根据尺寸、颜色和运动来探测目标，不存在对比。对比和其他变量用于判定和识别。这种在许多时候行之有效的方法也许必须进行修改。对比对于两种模拟的准确标识都没影响。然而，在这两种情况下，高对比会产生较大的准确识别数。

目标位置简化显示出对两种模拟器具有同样的影响。正如所预料的那样，这种影响主要集中在标识时间方面。如果对普通位置进行简化，驾驶员(实际或虚拟的)更快地发现目标，他们在标识目标时也更正确。不过这个变量对准确识别目标基本没有影响。经过指示，他们可到达目标，但一旦到了该区域则没有其他信息帮助识别目标了。

背景干扰的处理结果对于MIDAS模型的影响还存在疑问。实际驾驶员在低背景干扰条件下能较快地识别目标，而MIDAS的虚拟驾驶员却在强背景干扰条件下可更快地标识目标，并且标识与识别更准确。出现这种结果的原因尚不清楚，实验目前正在确定问题所在。

在人工模拟中，态势了解测量仅对对比操纵敏感。在MIDAS中，对比的趋势是同样的，但只在统计上对可视距离敏感。这种结果的也许源于在人工模拟中使用了单色低分辨率监测器。因此，至少在它们的态势了解方面，驾驶员的视觉特性也许应该降级以使因可视距离的减小而造成的额外缩减量不会产生进一步的影响。然而，他们也许正在采用以目标对比方式来提示目标识别，并以此方式作为判定准确识别数的依据。令人吃惊的是，MIDAS和驾驶员模拟的态势了解测量对背景干扰和简化都不敏感。

结论

直升机中人员情绪的建模是一个非常棘手的任务。MIDAS已经从概念证明阶段进入到复杂环境中真实模拟人类活动阶段。需要继续进行模型的精化工作，但正如以上所指出的，MIDAS已经从开发进入到完善阶段。将继续对模型进行实验，以便于2000年秋天实现工业上广泛应用。

参考资料

(1)Shively,R.J.,Rrickner,M.&Silbiger,J. (1997) A Computational Model of Situational Awareness Instantiated in MIDAS. Proceeding of the Ninth International Symposium on Aviation Psychology,Columbus,Ohio.pg.1454-1459.

(2)Smith, B.R & Tyler, S.W.(1997) The design and application of MIDAS:A constructive simulation for human-system analysis.2nd Simulation Technology & Training Conference(SIMTECT), Canberra, Australia

(中国航空工业发展研究中心黄培生译，鲁进军校)

AH-64D“长弓阿帕奇”直升机的设计综合

Jerry·Clark，John·Wilson，麦道直升机系统

摘要

本文涉及综合产品定义(IPD)过程和它在预生产型AH-64D“长弓阿帕奇”的机体构型研究中的应用。并在“长弓阿帕奇”项目时间表的范围内讨论了IPD的要素。

IPD是一个过程，该过程重视从概念定义到生产和以后的保障的产品寿命周期的各个阶段。IPD过程利用多种方法和程序。本文涉及的一些方法和程序是：多学科小组，电子开发工具(EDF)，详细技术要求管理和综合安排。

“长弓阿帕奇”项目是从1989年开始的，目前正处于工程、制造和发展(EMD)阶段的最后几个月，在EMD期内，麦道直升机公司研制和试验了6架原型机。作为生产过渡的一部分，麦道直升机公司已经决定将原来的6架原型机中的一架原型机改进成一架预生产型机。这一项目通常被认为是EMD的第一步，第一步的各项工作自始至终都需与陆军的联合研究和发展协议(CRADA)相一致。有关EMD的第一步和生产过渡的安排如图1所示。预生产型机1995年9月首飞，目前预生产型机仍在试飞。

EMD第一步的各项工作

EMD第一步的主要目标是降低机体重量和费用，同时改善维护性、可靠性、可制造性和整个直升机的系统性能。某些系统则被选择作为这样一种对象，要达到的性能要高于主要目标规定的性能指标。这些方面是：

改进的配套前电子舱(IEFAB)—用带有铝合金底座和轻质复合材料结构的模块化高速电子舱代替在较早的“长弓阿帕奇”原型机上使用的传统薄板金属结构电子舱。

改进的电源管理系统(IEPMS)—将11个现场可更换装置(LRU)合并成4个，重新布置后安装在目前的“A”型机上的驾驶员位置的舱壁结构中，因而避免了在原型机上进行花钱的结构更改。

轻型导线(LWW)—一项减少导线和同轴电缆规格的设计，利用复合材料连接器和改进导线系统来减轻重量。

重新设计环境控制系统(ECS)—对较早的原型机环境控制系统进行重新设计，重新装配，重新规划线路和重新定位，以便改善功效，增加容量和采用R-134A冷却剂。

嵌入式全球定位惯性导航装置(EGI)—将全球定位系统(GPS)和惯性导航装置(INU)合并成一个现场可更换装置(LRU)。将两套EGI布置在机头以提供系统余度。

30毫米炮弹侧面装填机—新的装填机构能显著地减少AH-64D的30毫米机炮炮弹的装填和退出弹壳的时间。该装填机构由装填机和排弹机组成，并安装在IEFABS的右前方，同时重新设计了余弹计数器—弹仓控制器(RCMC)，RCMC现在被称为侧面装填机弹仓控制器(SMC)。

ARC-201D无线电台—新的ARC-201D通信电台的综合，需要拆除6个现场可更换装置，即拆除2台KY-58保密通信机，2台ARC-201 单通道地对空无线电台(SINCGARS)和2个数据速率适配器，安装2台新的ARC-201D单通道地对空无线电台(SINCGARS)。

ARC-220高频(HF)无线电台—完成了ARC-220高频无线电台的综合；尽管在EMD的第一步工作中的时间内只是把安装措施包括在直升机构形中。

综合计划

在任何研究项目(研究项目将采用IPD过程)的推出之前，必须要完成一些重要的基础工作。这些基础工作的关键环节如下所述：

1. 确定IPD项目小组负责人，在某些情况下项目小组负责人也被称为“系统综合者”。当项目需要若干单独的改进产品进行综合时，上述是特别重要的。“系统综合者”和单独的产品小组负责人构成系统综合小组。

2. 了解和证实计划性目标、任务、时间节点和用户的技术要求，这是项目成功的基础。

3. 要完成上述同样的目标、任务和时间节点，应确定顶层计划，包括要向下传递到每个IPD产品小组的顶层设计要求。在某些情况下，可以分配从顶层系统要求中演化而来的技术要求。

4. 确定IPD产品小组负责人，并根据技术要求，技术等级和任务开始共同选择小组成员。在项目范围内的不同阶段，有些学科需要专职人员，而另一些学科则根据需要配备人员。

5. 将项目目标、时间节点和系统要求向下传递给各个IPD产品小组。

6. 允许IPD小组编制次层计划，以达到上述同样的目标、时间节点和要求。次层计划应包括各种所需资源，如预算、人力和主要设备。次层计划可能需要重述。为了使项目顺利进行，单独的产品小组必须“买进”各个小组相应的计划。

7. 将各个IPD小组成员和各个IPD小组进行编排，尽可能增加联系和改善效率。如果不可能进行编排，则建立一个“战争室”，该“战争室”将作为IPD小组之间联系的重要场所。应根据情况需要经常召开工作小组会议以确保适当的联系。会议室内应留下工作安排、设计报告、分析、会议记录和把即将举行的会议通知贴在墙上。

8. 授权给各个IPD小组，实施他们的计划。在这点上管理者的责任是向IPD小组提供他们所需的资源和检查小组的工作进展。

概念阶段机体构型的发展

在我们的过程中IPD小组的建立是第一步。如上所说，IPD小组能否发挥效率的一个关键因素是选择合适的IPD小组负责人。IPD小组负责人必须是这样一个人，他能对小组有关的人进行指导和启发。作为小组负责人的他或她应具有较广泛的学识基础，这一点也是重要的，以便他或她能够跨越他或她的IPD小组范围内和范围外的各种基础学科。而在与另一些IPD产品小组和系统综合小组联系时，小组负责人则主要是项目管理者。图2说明了为EMD第一步建立的IPD小组构成。

系统综合小组是在IPD过程中为保证整个系统的综合而成立的。在系统综合小组中有一个飞行器(A/V) 综合小组。A/V综合小组控制机体的设计研究，并在各个IPD小组之间起调解和传递作用，以解决设计构型问题。这就能达到A/V设计平衡，并满足用户要求。对某个单独的产品小组或学科来说，以另一些小组或学科的工作为代价，试图要求或影响整个机体设计，以便更有利于他们各自的产品设计，这是不允许的。图3显示了系统综合小组的功能和相互作用。

技术要求的编写对各个IPD小组和小组负责人来讲是第一项任务，小组负责人需花费几个星期来完成。机体的系统要求是从系统综合小组传递下来的。然而从IPD小组退回给系统综合小组，直到双方对一组技术要求的意见一致。像这样的一组技术要求如表1所示。对所有IPD小组负责人和小组成员来讲，第二项任务是安排综合时间表，以便划出项目的时间节点。时间表包括设计、加工计划、工具设计和制造、硬件制造和飞机安装。

预生产型“长弓阿帕奇”机体构型研究的第二个阶段是进行飞机的概念性设计。这项工作的基础是目前的原型机构型。图4是一张流程图，该流程图表示了产品改进的项目，这些产品改进被同时综合到预生产型“长弓阿帕奇”直升机的构型中。

在机体构型发展的各个阶段中，IPD小组已经经过了许多折衷研究。折衷研究对IPD来讲不是一项新事物，较长时间以来己经是良好的产品开发的一个组成部分。IPD小组在EMD的第一步应很好地协调过程，以便进行折衷研究，折衷研究是根据AH-64C型和D型的折衷研究合同进行的。折衷研究应随着构型发展开始，并能展示整个小组的各种设计变化、概念、对特殊设计特点的选择、要进行研究的过程等。

然后IPD小组对每种选择的得失进行讨论，通常会得到新的或修改过的选择方案，并将其增加到清单中。该过程的第一步的关键是非常详细的研究各种选择，以便所有小组成员都了解与这种选择有关的折衷办法。通常情况下小组应将重点放在最初的2个或3个选择中进行讨论。在某些情况下，为了更好的了解折衷方法，对某种特殊选择的进一步研究是必要的。在讨论期间，在一个或多个设计选择中常常会出现某个“不宜开展”的选择，这种“不宜开展”的选择是因为这样一个实际，即这种选择是无法制造的，工艺上不能达到要求，成本高，不便维护或是不切实际。

由小组成员采用的一种IPD方法是折衷研究决策矩阵表(图5)。一旦确定了一组可行的选择时，则需将选择列入矩阵表最上面的一栏中，小组的每个成员要根据他们的专业知识或学科知识对选择进行表决。表决要填在表格中对应选择的左上角。这些表决被称为“变化影响等级”。要研究“变化影响等级”并将其用于各种折衷研究。根据与目前的、基本的设计相比较，所有的“变化影响等级”范围从+5到-5，分为10个等级。每个小组成员根据他们自己的专业知识范围研究自己的“变化影响等级”。一些小组成员的“变化影响等级”，像重量和费用(图6)是定量的，另一些像应力和人理因素，则更多是定性的(图7)。

表1 预生产型/生产型设计要求目标

	重量(公斤)	平均故障间隔时间要求/期望(小时)	维护工时/批/年要求/期望(小时)	机内检测* 要求/期望(%故障检测/隔离)	按单机生产费用设计 (%)***
环境控制系统	133.93	1500/2000	102/62	95/98	-3%
改进的配套前电子舱	111.23	4000/5000	500/300	现在没有	+23%
轻型布线**	181.6	320/400	131/79	现在没有	-7%
电源管理系统	56.75	200/2500	65/39	95/98	+60%
侧面装填机	12.71	待定	待定	待定	-75%

对产生完全的综合设计来讲，每个小组成员的投票是重要的；但是，每个小组成员的投票不影响折衷研究结果。

对每一个学科来讲，加权因子是由系统综合小组按照用户的要求(这个过程没有缺陷是不可能的)确定的。图8显示了所研究的优先顺序表和对环境控制系统冷凝器折衷研究采用优先顺序表得出的加权因子。该项技术也被用于其它各种折衷研究，但对每项折衷研究来讲，加权因子是变化的。例如：在某项特定折衷研究中，费用可能比重量更重要，但从另一方面来讲，维护性可能比其它更重要。为了确保表决不会被曲解，小组表决之后，要将加权因子填入折衷研究决策矩阵表中。每个小组成员的投票要用他们相对应的加权因子相乘，得出的积填写在每个矩阵表的每个方框的右下角。

对每种选择来讲，其总数都要被记入在矩阵表的最下一栏。最大的正数意味着是最好的选择。最后和最重要的步骤被称为“清洗”。在最后和最重要的步骤期间，要讨论每个小组成员的投票，在某些情况下要由接近该小组的另一些小组成员提出问题。

这个过程确保每一个小组成员了解要表决的特定设计。有时讨论是热烈的，并在结束时使整个小组都感到他们都已参与得出最好的结果。在某些情况下，折衷研究的结果会根据“清洗”的结果被改变。

重量 * (千克)	重心
重量 * (千克)	纵向(厘米)	横向(英寸)(+/-)
-5=>+1.82	>+1.02	>+1.20
-4=+1.36~+1.77	+0.76~+0.99	+0.76~+0.99
-3=0.91~+1.32	+0.51~+0.74	+0.51~+0.74
-2=+0.45~+0.86	+0.25~+0.48	+0.25~+0.48
-1=+0.05~+0.41	+0.03~+0.23	+0.03~+0.23
0=没有影响	没有影响	没有影响
+1=-0.05~-0.41	-0.03~-0.23	-0.03~-0.23
+2=-0.45~-0.86	-0.25~-0.48	-0.25~-0.48
+3=-0.91~-1.32	-0.51~-0.74	-0.51~-0.74
+4=-1.36~-1.77	-0.76~-0.99	-0.76~-0.99
-5=->-1.82	>-1.02	>-1.02

* 重量大于或小于1.82千克乘以10的加权因子。

按单机生产费用设计(DTUPC)

-5 = 在DTUPC方面至少增加50%

-3 = 在DTUPC方面增加30%

-1 = 在DTUPC方面增加10%

0 = 对DTUPC没有影响

+1 = 在DTUPC方面减少10%

+3 = 在DTUPC方面减少30%

+5 = 在DTUPC方面至少减少50%

图6 重量和费用变化影响等级定义

应力

-5 = 对强度、疲劳和刚度有非常大的不利影响

-4 = 对强度、疲劳和刚度有大的不利影响

-3 = 对强度、疲劳和刚度有中等程度的不利影响

-2 = 对强度、疲劳和刚度有一定程度的不利影响

-1 = 对强度、疲劳和刚度有较小的不利影响

0 = 对强度、疲劳和刚度没有影响

+1 = 对强度、疲劳和刚度有较小的改善

+2 = 对强度、疲劳和刚度有一定程度的改善

+3 = 对强度、疲劳和刚度有中等程度的改善

+4 = 对强度、疲劳和刚度有大的改善

+5 = 对强度、疲劳和刚度有非常大的改善

人类生理心理因素工程/空勤人员站位设计

-5 = 已经证实在人类生理心理特性方面有重要的降级(通过评估、实体模型、模拟、飞行试验等)，违反了人类生理心理因素工程军用标准或系统要求：是不能进行工作的。飞行人员/维护人员不能完成使命/任务。

-3 = 估计在人类生理心理特征方面有重要的降级。

-1 = 估计在人类生理心理特征方面有轻微的降级，可操作，但有很多干扰和矛盾。会增加工作量和时间，增大工作负担，会在一定程度降低精度。

0 = 对人类生理心理特征没有显著的影响(例如：工作负担、时间、精度、疲劳)。

+1 = 估计在人类生理心理特征方面有轻微的改善，可操作，但更直观，较少矛盾，在一定程度上减少工作量，减轻工作负担和提高精度。

+3 = 估计在人类生理心理特征方面有显著的改善。

+5 = 已经证实(通过评估、实体模型、模拟、飞行试验)在人类生理心理特征方面有重要的改善，符合人类生理心理因素工程军用标准和系统要求，是可工作的，对操作人员/维护人员完成任务/使命来说是必不可少的。

图7 应力和人类生理心理因素工程变化影响等级定义

如果在总计这一行中的所有数字都是负数，则基准或目前设计以及标准选择是最好的构型。对我们的“产品改善”来讲，在少数情况下我们遇到过负的记分，因为在加权因子方面由于一个小组成员而使我们犯了一次错误，或者说在两个问题之间存在某种相互依赖关系，而这种关系没有完全量化。例如，在涉及ARC-220高频无线电台综合的讨论期间，大多数小组成员对重量、费用、维护性等都给出了负的影响。我们在加权因子方面没有作出正确的计算，对任务效率的改善来讲，必须考虑加权因子，任务效率是陆军在首先想要获得的。

在构型发展期间进行的、最有趣的折衷研究之一是环境控制系统冷凝器的布置。到最后小组考虑了10种不同的构型安排，并进行了3次表决。完整的折衷研究决策矩阵表如图9所示。附录A包括了这10种不同的冷凝器构型布局方案和每种构型的小组价值等级。

在项目的这一阶段中进行的另一些主要折衷研究是：

·环境控制系统压缩机的布置

·环境控制系统蒸发器/风扇布置

·电瓶布置

在发展阶段的早期，EMD阶段创造的IPD小组建立了数字数据库。A/V综合小组采用这种数字数据库并开始电子开发工具、主放样/型线指南和一种材料电子报单的开发。由于这样一个事实，即AH-64A是在70年代设计的，而AH-64D是从AH-64A发展而来的，有大量的传统数据要转换成数字格式。作为第一步，EMD在这种过程中仍采用了传统数据。在以后的若干年中将继续开发不同的数字数据库的数据单元，麦道公司利用Unigraphics CAD/CAM系统来进行预生产型和生产型AH-64D“长弓阿帕奇”的设计。

电子开发工具(EDF)是各种飞机零件和部件按其相应的飞机坐标的三维电子表示法。按类似的方式将EDF用于结构设计工具(SDF)或飞机的实体模型中，EDF的目的是向所有小组成员提供在飞机的研制中要利用的最新和精确的子系统设计信息。提供的数字信息允许所有小组成员在相同的时间选取相同的数据，这将有助于IPD过程。在EDF中，飞机被分成区段，有关区段的分配见图10。每个区段是一个单独的电子文件，该文件包含必要的子系统设计几何形状和零件信息。EDF区段文件利用Unigraphics公司的组件和部件连接在一起，以便使用者能顺利通过EDF。在EDF的每个区段中，使用者能选取和处理任何或全部被描述的子系统的几何形状或信息。利用从我们的MDHS MD900“探测者”直升机方案中获得的经验和教训，为了使文件降到易处理的规模，“长弓阿帕奇”EMD阶段创建的IPD小组选择需要较少数据的细节来表示某个零件。EDF是一种强有力的工具，但只有当所有小组成员采用，并且是严格地、始终如一地采用时才是强有力的工具。在A/V综合小组内部，要建立EDF检查小组，他们基本的职责是保持构型发展的记录和查明每件事情是否“相互配合”。为了做到这一点，一个EDF小组成员应每天检查每个EDF区段。必要时，应每周识别各种设计变更、实际干扰和部件移动(计划的和没有计划的)。每个产品小组为每个EDF区段提供单独的接触点，每周提供最新数据给EDF(见图11)。任何干扰都要记录在编号的协调备忘录上，以便通知所有受影响的小组成员，并进行跟踪直到解决问题。由A/V综合小组对EDF的每一个区段每周召开会议以解决各种干扰并讨论各种问题。要鼓励所有小组成员参加会议。

要在Unigraphics 系统中编制指南，以便各种放样表面数据的发布。对所有使用者来讲，该指南应是容易看到的。对飞机的某些零件来讲，放样文件仍在编制之中，但对预生产型EMD阶段的创新活动来讲，所需要的方面是能提供的。

在Unigraphics中有材料的电子报单(BOM)功能。在EMD阶段的创新活动中所有新设计都使用了这一特点。简单地说，是将一组记号加到每个详细的零件文件中。在这些记号中包括了零件号，材料要求以及下载给小组成员使用的其它相关信息。作为细节部件与每个后面的子组件、组件连接在一起并和以后的标记的设立联系起来。因此，当飞机的顶层三维模型在UGⅡ CAD/CAM系统中向上拉时，所有部件的标记就能组成飞机。因为预先存有AH-64D的大量信息，那时材料的电子报单(BOM)是唯一有可能作为EMD第一步方案的一部分使新的独特设计完成。随着在Unigraphics 系统中研究的飞机越来越多，材料的电子报单将继续得到发展。

构型设计的冻结

1994年8月冻结初步构型设计(与原计划相差30天)。总的说来，初步构型设计中设备(75个现场可更换装置)和结构因增加、删除、重新布置或重新设计涉及的重量约为908千克，同时将重心维持在目前原型机范围的0.25厘米内。图12显示了在飞机上改进的区域。在这里，A/V系统综合小组想要公布A/V构型设计意见，它包括新的A/V构型原始资料的技术说明，全套A/V构型布置图，现场可更换装置和子系统有影响的图纸树，以及EDF模型。在技术说明中还包括了系统层和子系统层要求。遗憾的是：只公布了部分设计意见，它包括构型图和图纸树。图纸树反映了飞机的所有受影响区域，以便确定重新设计的目标。

初步和详细设计

在EMD阶段创造计划时期，单独的产品小组完成了初步设计并开始详细设计，初步设计的一些重要部分是在构型研究期间完成的。一些IPD小组，如IFEAB，则领先于像ECS小组这样的其它小组。因为根据较早的IRAD计划，IEFAB已完成部分设计。ECS和IEPMS小组仍在努力帮助他们的子合同商的小组成员，帮助他们进行环境控制系统的重新设计和电源管理系统的子系统和部件设计。

根据各个子系统设计的进行和完成情况，仍继续每个星期的EDF区段检查。并召开会议对飞机每个区域的设计进行评论，在会议上要讨论各种设计情况，并研究接口定义。另一项开发和采用的IPD方法被称为构型要求更改记录(CRCR)，见图13，用CRCR的方式来管理构型更改和传达给小组成员，对飞机构型或要求的任何更改都要记录并由所有受影响的小组成员签署，由A/V系统综合小组实施。

预生产型飞机的制造和组装

在此时， IPD小组过渡到详细设计阶段，并跟踪他们相应的计划，保障1995年9月的首次飞行。为了迅速处理设计更改，特别设立了一个更小的小组来研究更合理的过程。该过程也要尽量减少高费用的、与更改发放的工程文件图纸有关的工作。这个过程已被称为“长弓原型机/预生产型研制”，亦被称为“红线过程”。根据上述程序，UGⅡ CAD/CAM模型/图纸要随一些主要的IPD签字进行“试验性发放”，并且样图要送到车间以便编制计划和制造。试验性发放之后的更改要经过同意，即由所有有效的小组成员在样图上画出红线和签字。样图要由制造小组成员按核心定位文件保管。红线样图的有影响区域的复制要带有“红线更改通知”(RCN)并在包括车间的小组成员之间发布。

过渡到生产

当本文要结束时，IPD小组在包括了各种红线更改通知(RCN)在内的过程中，正研究完成制造(Build-To)，购买(Buy-To)和保障(Support-To)技术数据包(TDP)。这些数据包将提供制造、购买、或保障某个特定零件或组件所需的各种必要信息。在Build-To数据包中包括的数据类型将是成品工艺规范、详细的加工说明、工具设计/指令和材料清单的技术说明(三维CAD/CAM模型和二维图纸)。Buy-To数据包将提供完整的要从子合同商那里采购的特定零件的技术要求。这些要求可能包括设计信息，工艺规范，验收试验要求和子合同商的期限和条件，以及其它一些事情。Support-To数据包将包括用户确定产品保障要求的各种必要信息，如可靠性和维护性预测，综合后勤分析、保障能力评估和技术手册/出版物。

结　论

“长弓”EMD阶段创建的计划是成功的，并为将来的研制工作提供了一些有价值的认识。

为了满足计划的时间节点要求，我们已经在短时间内成功地改进了飞机的很大一部分。各个IPD小组完成了较大的减重工作。此外，在可靠性、维护性、按单机费用设计和按使用和保障费用设计等方面通过减少LRU数量和改进维护人员通道将取得显著利益。我们也开发了若干有用的方法和过程，这些方法和过程也将用在其它项目中。

当着手一项研制工作时，不管这项工作是大是小，要记住的一项最重要的事情是，在起动之前要有一个良好的技术执行计划，并在工作期间有反馈以便修改计划。每个小组都必须有一项非常明确的工作说明、预算、安排和设计要求(有关技术要求的意见要一致)。当意料之外的变化出现时，需要修改计划并由小组重新批准。如果某个小组或各个小组不按他们的计划进行工作，就失去了对计划负责的基础，而计划是项目成功的关键因素。另一个要注意的方面是小组负责人和成员的选择。如果某个小组负责人不能在技术和财务两个方面对他的小组进行有效管理，将会损失大量的时间、能源和钱。当涉及到由若干个单独小组同时开展工作，全都对同样的产品起作用时，要有一个小组在上面(如系统综合小组)，并由这个小组控制产品的性能，这一点是非常重要的。图14显示了理想的综合产品定义(IPD)过程的流程和该流程每一步的一些关键成果。

(62所朱生利译自AHS52届年会文集P.277～306, 曹喜金校)

附录A

环境控制系统冷却器——10种不同构型

项目号：说明

1．　现有的原型机设计A/C 1-6现有的

2．　方案1　现有的并改进气流

3．　方案2　在IEFAB锥形后尾上的水平式

4．　方案2a 垂直安装在重新安装的IEFAB锥形后尾上

5．　方案3　在旋翼塔座整流罩两侧

6．　方案4a、b、c　 NOSTRK整流罩和现有的前冷却器

7．　方案5　水平安装在高架工作台上

8．　方案6　NOSTRK整流罩上

9．　方案7　在红外干扰器的两侧，旋翼塔座后部

10．方案8　6和7的混合型

三军通用直升机快速研制和批生产技术进展

引言

2001年航空制造技术的发展在巨大技术储备的基础上，更加注重开发现有技术低成本、高效率的制造工艺技术，以期得到更高的市场占有率。新一代军用直升机要求更高的技战性能、机动灵活的作战能力、防弹、抗坠毁能力及更高的安全性、可靠性和使用寿命，为此制造商采用大量复合材料、钛合金轻量化结构和防弹、抗坠毁结构，普遍采用数字化设计/制造、快速研制和制造技术。

1.直升机市场对研制和批生产进程的影响

直升机的研制与批生产的发展一直受到计划不确定的影响且工业生产领域的竞争和合作态势变化多端。目前，如波音/西科斯基合作的“科曼奇”、西科斯基的SH-60R和UH-60X以及其他一些计划根据市场需求在不断地进行调整。美国陆军的RAH-66计划目前仍然存在着投资的问题，由此使得波音公司的AH-64将继续垄断世界攻击/侦察直升机市场领域。通用直升机市场形势更加不明朗，北欧通用直升机项目长期悬而未决，终于2001年年底代表芬兰、挪威和瑞典的北欧通用直升机项目委员会宣布将把NH90作为背景机，从而NH90将由欧洲航空防务航天公司进一步开发进入欧洲防务市场。丹麦经过选择后，将采购14架EH101飞机用于搜索和救援工作。而瑞典政府的决定还没能最后出台。由于直升机市场的不确定性及新型号研制计划的变动性，使直升机工业为了节约研制成本，竞相展开了对现役直升机的改进改型工作。这些经过改进改型在作战效能上得到很大提高的直升机对许多国家来说要比采购日益昂贵的新型直升机更具有吸引力。如波音的AH-64D、贝尔公司的AH-1W、俄罗斯米里莫斯科生产的米-24BM、贝尔公司的AH-1Z、UH-1Y等都是经过改进的直升机，主要是改进航空电子设备、武器装备、发动机的通用性以及先进的机身制造技术。美国陆军主要的通用直升机“黑鹰”将也进行一系列现代化改进。包括重新制造零寿命机、采用新型发动机、改善主减速器的耐久性、升级航空电子和通信设备等。

在发动机方面，美陆军于2001年开始收集军用未来通用发动机计划(CEP)有关先进动力涡轮技术的研究建议书。通用电力公司和联合技术公司已经于去年签署了新型军用直升机发动机计划的理解备忘录。两公司表示将竞争美国陆军这项通用发动机项目。此外，其它发动机制造商如GE公司、普·惠公司和罗·罗公司估计也将参加该项目的竞争。该通用发动机将作为 “黑鹰”、“阿帕奇”和“海鹰”直升机的未来改型飞机动力装置。陆军航空兵应用技术部(AATD)计划2003年年中开始CEP验证机项目的竞标活动。2011年开始飞行试验。AATD负责提出动力涡轮的研制建议书，并领导CEP的研制工作。动力涡轮技术研究项目是CEP计划最后研制的主要技术部件。按该计划研制的这项技术目标是：将使燃油效率提高25%，推重比提高60%并且将操作和维修成本减少20%。同早先研究计划研制的其他关键技术如燃油控制、压气机和其他系统进行集成，用以生产3000马力级未来通用发动机。这种发动机将能直接替换许多直升机平台上使用的GE公司T700系列发动机。T700 最新改型的功率约为1900马力。

综观世界直升机工业发展态势并结合我国现有技术水平和装备，有关专家指出中国的直升机将以突破直升机关键技术旋翼系统研制为主要目标，同时在总体设计技术、先进气动技术、先进动力学技术、生存力设计技术、飞行仿真技术及先进飞行控制技术、直升机旋翼新材料新结构、直升机试验及试飞技术等方面进行深入研究。

2.快速研制的关键技术保障——数字化研制技术

八十年代末期以来，以美国为首的西方发达国家开始研究并采用此项技术，从根本上改变了传统的飞机设计和制造方式，全面采用全数字化的三维设计、虚拟装配、并行工程工作方法和虚拟制造技术，从而使飞机研制周期缩短40%，成本降低30%、废品率减少80%、数据错误减少90%。该项技术的应用，已经成为航空武器发展的重要手段，成为新一轮军备竞赛的主要技术标志。直升机的研制要与市场需求同步也离不开数字化研制技术。

我国要实现自行研制通用直升机，快速打进国际市场的目标，实现跨越式发展，必须将此项技术应用到设计制造以至全寿命周期内，以缩短研制和生产的周期，提高快速响应能力。快速研制系统技术的研究领域和内涵十分丰富，其中产品数字化研制技术、复杂关键件研制技术、制造集成技术是具有关键性作用的技术。

与此同时，快速研制保障技术研究也越来越受到重视，在发达国家基于CALS的武器装备采办标准规范了武器装备的采办、研制与使用过程，并广泛地采用了以先进的质量控制技术、质量信息处理手段和现代质量管理方法紧密结合为特点的计算机质量系统，为采购方、承制方或多承制方间质量信息的交换提供了技术环境，为采购方与承制方在武器装备质量管理与控制过程提供了有效的手段与工具，构成了强有力的武器装备保障体系，发挥着至关重要和不可替代的作用。

2.1 全数字化建模与虚拟制造及装配技术

该技术是武器装备研制中采用的一项新技术，这项新技术正处在蓬勃发展阶段，其应用已从根本上改变了传统的设计和制造方式，用数字量取代传统的模拟量，精确地传递到制造阶段，其内容包括全面采用数字化三维设计、虚拟装配技术、快速原型制造技术、反向工程技术，实现并行工程和虚拟制造系统，极大提高研制水平和创新能力，使资源和能力合理配置和高效运作。国外航空航天制造商在研制新产品和对现有产品的改进过程中基本上均在不同程度上应用了这项技术，在F-22、JSF、RAH-66及Boeing-777等飞机上应用更为广泛。国内飞机厂、所已经开始涉足数字化设计与制造的各项技术，但仍停留在预研和局部试用阶段，基本上采用了计算机辅助设计和制造手段，主要还是采用传统的二维设计和制造方法，三维的全数字化样机技术尚未全面掌握和应用。因此在直升机的研制初期预先研究并发展创新该项技术，不仅对直升机研制和发展有推进作用，而且对整个行业发展具有重大意义。有了数字化技术作基础，为并行工程技术的发展开辟了新天地。设计制造的并行工程技术包括产品各部分的同时设计和综合，以及有关工程、制造和支持相关性协调的处理。这一技术的应用会使开发人员从一开始就能考虑到产品寿命期内的所有环节，即从项目规划到产品交付的有关质量、成本、周期和用户要求等。在公司组成集成产品集成设计组(IPT)进行并行产品定义工作，其成员包括结构、重量、分析、动力、载荷、电子、液压、工装、飞行控制、绘图、财务、支持、顾客服务、质量保证等部门人员，这些人员是各功能部门全权代表，随着工作进程成员应作适当调整。再加上数字化预装配技术的应用，将极大降低由于工程错误和返工等带来的设计更改成本，因此，数字化技术对预研和新产品快速开发是必不可少的关键技术之一。

2.2 制造过程仿真技术

随着信息技术和仿真技术的发展，可以做到在实际产品制造之前，实现对产品的可制造性分析、成本和经济性估算，进行制造过程的仿真(如热加工或焊接过程中的金属流动、温度、应力、应变分布等)，提前发现产品设计和制造过程的缺陷以及不合理性，降低产品开发成本，缩短产品开发周期、提高产品质量，是设计与制造集成技术中不可缺少的部分。通过在计算机模拟环境下的方案筛选、产品制造系统的设备配置、布局设计与调整、生产能力与投资等复杂的系统性问题、供应链的组织与运行控制都能达到优化调整，从而节省生产时间和成本。同时这也是企业实施技术改造、企业诊断和过程重组的技术支持手段。尤其对现阶段我国提高有限的军费使用效率具有现实意义。美国长期以来对该项技术研究一直十分重视，把这项技术列为国防科技关键技术的一个重要内容。国内这方面的系统研究工作尚未展开。我们在直升机研制之前应对该项技术进行预先研究。主要研究内容包括：产品设计数据及制造数据与仿真系统的接口，实施企业快速建模；实施企业制造过程的仿真运行和结果分析可视化研究；建立面向企业或型号产品的制造过程仿真实验环境，形成服务国防工业企业型号技术方案论证、企业诊断或过程重组的研究、分析与实施支持的核心能力和咨询组织。

该项技术在生产实践中的具体应用表现在以下两方面：

快速原型制造技术——快速原型制造技术是一项综合了计算机、数控、激光和材料等技术的新的制造技术。采用快速原型制造技术生成的模型可以用于设计评价、理论验证、模具制造、试验件等，甚至还可以直接制造零件。由于具有实物生成快捷这一特点，快速原型制造技术特别适用于产品的研制阶段，特别是武器装备的研制。目前国外在快速原型制造方面主要研究方向——高精度、高成型速度的设备研制；成型方法及成型工艺技术的研究；低成本、高强度成型材料的研究；实用性成型软件的技术研究等；在直升机的研制过程中可以借鉴国外应用经验，使该项技术能够真正用于工程研制过程中。

反向工程技术与系统——是一种有效的产品制造手段。迫切需要实现数字化测量设备与测量造型软件的集成，推广反向工程的建模精度及自动化程度能够支持复杂产品的快速仿制，对我国现阶段的技术发展和需求具有重要意义。用反向工程构造已有型号的数字模型，将对加速在飞机研制中推广数字化设计制造技术起重大作用。

2.3 以PDM为信息基础的制造集成系统技术

制造集成系统构成技术包括：制造执行系统技术、ERP/PDM集成应用技术、制造集成系统仿真、控制和管理系统技术，这些技术的研究将为建立武器装备快速研制系统提供技术手段。多年来，武器装备大多为多研制、小批量生产，没有形成设计——研制生产——批生产有机的集成，型号研制或改型周期长、年生产能力低，改型响应时间约需一年半至两年甚至更长，离支持部队打一场高技术局部战争的需求相差太远。开展和加强制造信息系统技术研究及应用，为型号研制提供现代化工具，同时充分利用信息技术的优势(现代的工作环境、先进的技术、管理模式、信息、数据资源的积累与重用等)，有效解决目前大量存在的自动化孤岛的信息与过程的共享与集成，以提高型号研制质量、缩短研制周期，提高战争的快速响应能力增强我国的国防实力，都具有重要的现实意义，而对于航空制造商来说，生产的速度同样也是其生存的保障。

制造执行系统是九十年代在美国开始兴起的先进制造系统的理论模型和技术实践，是目前西方国家对车间层生产活动管理所采用的核心技术、软件系统，配合高效的生产装备(如数控)构成现代生产的基本环境。该技术通过提供灵活的计划与细致、实时的任务与物流跟踪、可追溯的生产过程数据、生产文档的管理与控制，有效地提高了作业的执行效率和产品质量。同时它上承企业的资源管理系统、CAD、CAM，下接NC、DNC、FMS，是企业快速研制系统技术一个重要的环节和关键技术。国内在这方面有一些相关研究工作基础，但系统研究和应用工作尚未展开，目前北京航空航天大学已在航空、航天的典型企业开展了应用实验工作。

ERP/PDM集成技术应用研究不仅面向供需链，充分体现敏捷制造、并行工程、精益生产的原则，而且结合全面质量管理、准时制生产、约束理论和优化生产技术，最终达到提高生产率、降低成本、提高质量和客户满意度的目的。国外已有许多企业采ERP/PDM技术，并取得了显著的经济效益。这些技术的研究不仅有益于直升机的研制过程，而且对整个行业的发展具有深远意义。

3. 直升机机体关键制造技术

在直升机研制过程中，制约性能、周期、成本、质量的往往是那些关键技术的研制，因此对这些“瓶颈”进行预先研究对今后项目的发展具有重大意义。另外，了解国外目前在一些关键领域的技术发展状况，借鉴国外开发经验，尤其是掌握技术发展方向对我们研制工作具有重要指导意义。

3.1 先进旋翼及机身结构件的复合材料制造技术

直升机机体结构状态反映了直升机材料技术和工艺技术的先进程度，与直升机的整体性能，如重量特性、维护性、防弹抗坠毁性及隐身性密切相关。随着直升机型号更新，复合材料用量不断增加，主要用于旋翼和机身。增加的主要原因是复合材料更能满足设计及成本要求，如减重、隐身和抗坠毁性。以NH-90为例对机身有如下要求：飞行载荷符合相应的军用标准、以6.1m/s垂直着陆时无结构损伤、垂直速度达11m/s时具有抗坠毁性，此外对损伤容限和抗腐蚀具有一定要求。由于复合材料能带来的优越性能，直升机上用的金属件越来越少了，直升机制造商为了追求高性能、良好的可靠性和低成本的修理，在机体结构上大量采用复合材料结构已经成为发展趋势。但复合材料结构的制造成本仍是一个问题。

目前复合材料的应用从整流罩、保护板等次承力构件向主承力框、主承力主梁，甚至连桨毂和起落架的悬臂梁这些高应力水平、受力复杂、形状复杂的关键件也采用复合材料制造。主旋翼桨叶从金属-复合材料混用向全复合材料桨叶发展的重大突破就是制造了复合材料大梁，A-129、“虎”及RAH-66的桨叶都是全复合材料结构。过去桨叶大梁的截面形状基本局限于“C”形梁和“D”形梁两种形式，由于复合材料在桨叶大梁上的应用和工艺技术的进步，使双闭室和多闭室大梁的制造成为可能，新的大梁可在不改变桨叶外形的条件下刚度大大增加，同时旋翼的稳定性加强。

而机身从铝制半硬壳结构向复合材料过渡的关键是在主承力构件上使用了复合材料制造机身框架及中央龙骨等。而在机身上应用复合材料主要是简化机身结构、减少零件数目、减轻重量、降低成本和维护使用费用。复合材料的旋翼和机身制造主要应用以下技术：

3.1.1 整体结构固化成形技术及其改进

复合材料一般采用热固化，热固化时大都采用热压罐设备，实践证明热压罐固化有许多缺点，其一是固化时间长，限制复合材料结构件生产率和成本；其二是固化时释放低分子量挥发物致使材料内部产生空穴，而影响性能；其三是树脂与纤维热膨胀不匹配造成冷却后制件存在热应力。西科斯基公司针对这种状况，在RAH-66生产中对热压罐进行专门的改进。西科斯基公司在布里奇波特工厂有两台热压罐，在斯特拉特福工厂有3台，最大的热压罐设在斯特拉特福，有16.8m长，足以加工两个龙骨梁组件。尽管钢工装能保证零件有精确的外形，但控制复合材料零件的内部形状以及总厚度和重量一直是一个重要的技术问题。西科斯基发展了一种半刚性压板来代替易漏的真空袋。这种6.35mm厚的板将复合材料预置叠层推入阴模，并在固化期间将它们定位，从而使零件具有一定的厚度。这种易弯的压板由凯芙拉纤维增强的高温Fluorel橡胶制造，其中有一块已经受了300多次固化循环的考验。采用这种压板制造工艺可使劳务费降低35%。因此，复合材料制造商寻求更加有发展前途的固化技术，波音、法宇航、洛克希德·马丁等先进技术公司已率先应用电子束固化技术制造了一系列结构件并得到了验证，正在推广使用。电子束固化的主要投资是设备，目前一些研究机构正在加紧研制新型的电子束固化设备，设备的改进主要是研制新型的电子加速器。

RAH-66机体结构部件采用共固化设计和制造是该机改进的主要工艺项目之一。机体结构的部分部件均采用了这种制造工艺。承力结构件，如中央龙骨大梁盒形件的左右两根大梁，传动平台，次要结构件如机身两侧的整体蒙皮等，都是共固化结构件。西科斯基公司研究了在一个单一阶段铺迭和固化循环中完成龙骨大梁、隔框、构架、平台和蒙皮等单元的共固化方法，准备用于该机的结构制造。为了降低风险，大型共固化部件的制造采用了先研制缩比尺寸件，然后再研制全尺寸件的过程。NH-90机身在设计制造过程中也比较了几种制造方法，最终在中机身也采用了共固化整体结构，证实比复合材料铆接结构在制造和材料上成本都略胜一筹。

3.1.2 树脂转移成形技术

针对复合材料制造成本高、产品质量保证困难等问题，自80年代初国外先进工业国家先后积极开展树脂转移成形技术RTM工艺技术的研究和应用，近年已成为先进复合材料增强结构的十分普及的低成本复合材料技术的主要发展趋势。传统的RTM是主体，但近5年，各种派生的RTM技术迅速发展，大约有25~30多种技术。其中主要的有复合材料树脂浸渍成形、真空辅助RTM、真空RTM、真空辅助树脂注射成形VARI、真空熔浸成形VIP、热膨胀RTM、紫外线固化RTM、、树脂膜熔浸RFM、树脂液体浸渍RFI、树脂注射循环RTM、橡胶辅助RTM。总的分为液体成形及树脂溶浸两大类，各类又分为多种不同的工艺。所有这些工艺在先进作战飞机上取得了显著的效果，尤其在F-22战斗机上的应用被称为复合材料技术的最重要的技术进步之一。RTM工艺的基础研究主要在工装、预成形、树脂和工艺控制上。

针对直升机复合材料用量及生产批量大的特点，RTM工艺在直升机复合材料零部件制造中的研究和应用被列为美国的复合材料技术发展重点。欧美国家先后开展直升机旋翼、波形梁、整体涵道、整体机枪吊舱、主减速器箱等复合材料零部件RTM制造技术的研究和应用，并取得了成功。在NH-90制造过程中也把RTM技术列为一项可选方案，并与预浸方案进行了对比研究试验，最终由于RTM技术在干态纤维成形方面比预浸铺层更容易且节约成本，在飞行员舱门的制造中选用了RTM技术成形。而且从复合材料制造过程、经济性上考虑RTM技术在未来将是很有发展前途的复合材料制造技术。此外，AH-1Z“超眼镜蛇”和UH-1Y的齿轮箱盖将采用树脂传递模塑法生产。

这一技术的应用对于低成本批量生产具有突出的经济效益。我国在这方面的研究在九五期间就已开始，但仍属不成熟阶段，因此应该充分利用九五研究成果，建立产学研一条龙，突破关键技术研究、建立工艺数据库，通过典型件的研制和生产，系统掌握RTM工艺技术并最终形成实际生产能力。在直升机开发初期预先研究此项技术对行业复合材料制造技术的发展意义巨大。

3.1.3 纤维铺层技术及激光定位技术

要使复合材料最大限度地减重，就要充分利用纤维的强度，为此设计者们充分利用计算机辅助铺层的方法，这一工艺综合了长丝缠绕法和铺带法的优点。常用的纤维有碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维和kevlar纤维；树脂有环氧树脂、双马来酰亚胺树脂和酚醛树脂。树脂存放在机器的冷冻纺架上，浸有树脂的丝束从纺架上引出，经过传送轮再送到橡胶滚轮上，橡胶滚轮将纤维压贴在模具或部件上，滚轮的压力恰好使铺完的零件在从模具上取下之前就已固化。纤维所走的路径是根据零件的表面形状的数学模型以及为保证纤维的方向与层板承受主应力方向一致而规定的铺层方向而确定的。这种方法适用于表面形状非常复杂的结构件，它不需切割或拼接，消除了因此而产生的内应力，它还保持了纤维的连续性，可最大限度的减重，可先对铺层结构进行优化设计，将数据存储起来，整个铺层周期缩短。纤维铺层技术要求机床实现自动化。而固定翼飞机的自动化铺层对于直升机来说不是很有效，这主要是由于直升机有许多蒙皮夹层结构，并使用编织制造代替非定向铺层技术的缘故。如NH-90机身蒙皮壁板和下隔框就是碳纤维或芳纶纤维复合材料和NOMEX蜂窝成形的。2001年美国航空周刊报道了贝尔直升机达信公司新建了一个复合材料中心，用于生产军用V-22和贝尔/阿古斯塔BA609民用倾转旋翼机的高度特型零件。该中心将制造V-22的机翼蒙皮和贝尔/阿古斯塔BA609的翼梁和翼肋的层合板结构。贝尔还将生产一系列蜂窝芯壁板以制造整流罩、襟副翼以及其他零部件。新设备同传统复合材料件的生产相比，零件在加工过程中的移动距离明显缩短，如V-22的机翼蒙皮生产中的移动距离从5000英尺降至1750英尺。贝尔公司安装了两台自动铺带机用于生产机翼蒙皮，两台纤维铺放机生产先进零部件。中心还配备了一台长15米、直径3.6米的热压罐将于今秋安装，用于V-22机翼蒙皮的共固化。该中心的工作70%服务于V-22，18%用于OH-58D和AH-1W复合材料壁板的制造。另外，雷神飞机公司在于2001年从辛辛那提公司购买了新型的自动铺层设备来制造机身蒙皮，铺放的准确度达0.1英寸，铺层速度达1200in/min，经过工艺开发能使用这种自动化铺层设备制造变截面及凹凸形状件，且极大地提高了生产效率。

3.1.4 检测技术

随着航空航天工业中先进材料的应用，对无损检测技术提出了更高的要求。然而没有一种方法能解决所有潜在的问题或可以检测所有类型的缺陷。因此，NDT专家必须选择采用最适合的理想检测方法。MTU公司在使用温度记录仪进行无损检测方面已经研究了十年了。该公司针对不同的应用安装了各种检测设备。当短暂的能量脉冲射到被检测件的表面上时，引起表面温度的升高，这时要用到温度记录仪。不久表面开始变冷，同时热扩散到材料内部。因此可以观察到热波穿过受检测的材料。如果材料是单相的，这种热流匀速前进。但是当热流被缺陷阻碍如脱层或气孔，则分布在零件表面上的温度将发生变化，并且用红外照相机可以看到缺陷。这种简单的方法不仅可以得到检测证据，而且速度快。但需要配备强大的图形处理系统用于实时记录加热和冷却过程，所使用的脉冲是由闪光灯、热空气、红外放射性元素或强检漏灯形成的。另外一种备选方案是用短暂高能量热脉冲冲击零件，使用经调制的热量在检测件内部产生热波(如正弦波)。缺陷产生的反射波叠加到入射波上使零件表面产生一变化的温度场，用红外照相机可以捕获到振幅和相位。与脉冲温度记录仪法相比较这种方法的优点是对于单相加热或从检测件表面反射的不同波很少有漏掉显示的。目前公司已把这种脉冲温度记录仪集成到工业化生产系统中。洛克希德·马丁公司为了进行JSF复合材料缺陷检测，购置了先进激光超声波检测设备。该设备可检测零件尺寸为54×27×21英尺。用于检测JSF在热压罐中加热和加压固化的复合材料夹层结构件。据称该超声波检测中心减少了90%的测试循环时间。

在直升机机身制造过程中有许多胶接结构件应进行100%检测，如NH-90的大部分复合材料连接采用胶铆连接，检测方法应根据被检测的胶接构件的形状、类型和要求检测的缺陷来确定。目前用于胶接检测的方法主要有超声检测、射线照相检测、声振检测和目视检测。一般芯层缺陷应用射线照相法，胶层缺陷用超声或声振法检测，规则构件采用C-扫描检测，复杂构件根据检测部位选择检测方法。目前还有一种广泛用于蜂窝迭层胶接结构的内部缺陷检验方法是用激光全息无损检测粘接缺陷的有限元分析法，其原理是利用压差加载即抽真空或加压的方式使缺陷所在处产生局部位移，再用激光全息照相来观察或记录这种位移，从而判断物体的内部缺陷。

3.2 动部件制造技术

旋翼是直升机最重要的动部件，采用复合材料及弹塑性材料来降低旋翼桨毂的生产及维护费用对减少直升机的使用及维护费用具有十分重要的意义。目前采用的无轴承旋翼制造技术不仅节省了生产费用，而且使用费用和维护费用也大大减少。无轴承旋翼技术主要是采用了结构非常简单的旋翼桨毂。桨毂与旋翼是一整体锻件。桨毂包括两块整体连接平板，桨叶用螺栓与平板端头连接。此外，桨叶结构也非常简单，桨根为柔性梁，它起着传统旋翼的铰与轴承的作用，它是无轴承旋翼的关键构件。

桨叶是旋翼的重要组成部件。现代直升机在桨叶上采用的新技术主要体现在结构、材料和工艺及翼型上。桨叶一般为玻璃纤维增强的复合材料，采用铺层技术按照承载类型不同设计纤维铺放角度。另外，尾桨叶也可以采用树脂转移模塑法制造。

动部件的连接件在直升机的结构中直接与寿命问题相关，其生产和测试也是一项关键技术。GKN航宇公司于2001年开发了快速制造生产“科曼奇”的动力传输支持连接件工装的项目，它使RAH-66“科曼奇”直升机的关键零件获得巨大改进。这种型面复杂的连接件用来把直升机主旋翼系统连接于飞机，通常采用钛合金制造，而在这个开发项目中GKN公司和西科斯基飞机公司的工程师们选择采用先进的树脂传递模塑(亦称“树脂转移成形”)工艺制造了4个这种连接件。由快速原型工装制造的该零件质量令人满意。这种复合材料零件在所进行的俯仰、横滚、推力和扭转试验中，其性能为额定性能的140%，可同钛合金设计零件性能相媲美。预计，这种复合材料零件的成本比钛合金零件低，而重量为53磅，比85磅的钛合金零件减重30%。这些减重非常重要，因为重量与飞机性能、有效载荷和经济承受力有密切关系。由于GKN公司制造的该连接件取得了成功，GKN和西科斯基飞机公司现正在探索使用GKN公司的复合材料替代“科曼奇”其他钛合金零件的可能性。

目前的减速器设计结构紧凑且模块化，且采用整体结构以避免螺栓连接和花键连接造成的对微裂纹敏感的缺点，为此在传动轴上直接加工出轴承座，从而使轴、轴承与轴承座圈成为一个整体。

为了对以上传动装置进行测试，威斯特兰直升机公司制造了新型的柔性传动装置试验台可以用来测试各种不同类型的减速器，目前WAH-64和EH-101的减速器的测试就使用这种装置。这种新型测试技术主要是使用了交变的各种速度驱动并使用大功率感应电机和作用在减速器的主旋翼和尾旋翼上的载荷。该试验工作台是一个闭环系统，由于能量可以循环所以极大地减少了成本。

3.3 防弹和抗坠毁新结构制造技术

由于近二十年来复合材料在飞机上的广泛应用，机身结构应用复合材料已经变得很普遍，综合考虑抗坠毁的复合材料/结构/制造成为日益关注的问题。金属靠塑性变形来吸收能量，而复合材料靠纤维的断裂来吸收能量，因此纤维所承受的断裂的次数多少是相当重要的，实验证明碳纤维吸收能量最好，而芳纶纤维能够提供最好的稳定性和坠毁结构的整体性。通过大量试验技术表明，在驾驶舱的地板上使用铆接要比胶接更利于提高抗坠毁性。另外采用正弦波形梁比一般的直升机梁能承受更大的冲击载荷。美国对直升机的抗坠毁性有如下要求：机体结构要求乘员可生存率达95%以上，驾驶舱与座椅具有抗弹击能力，为了确保直升机硬着陆及坠毁时的全机安全还要求自密封油箱及高吸能起落架。由于复合材料与金属相比具有重量轻、抗拉强度高、裂纹扩展缓慢、外形易保证等优点，因此复合材料与金属相比在气动效率、寿命、维护性和弹伤容限几方面都极为显著的提高，复合材料的应用与新型设计结构相结合使军用直升机抗坠毁和防弹结构进一步提高。

在防弹技术方面主要采用先进的防弹装甲材料，如重要部位采用碳化硼/芳纶、氧化铝/玻璃钢轻质复合材料、而陶瓷/复合材料的应用日益广泛。旋翼桨叶在结构上采用多梁式多余度复合材料结构，这对制造来说增加了复杂性，但目前在国外制造多梁结构已经不是难点，可采用共固化制造技术、波形梁结构，采用树脂转移成形技术生产这种结构不仅可节约成本，而且可根据各处性能要求不同进行调整。

在防坠毁技术方面，大多数情况下起落架是与地面首先接触的部件，因此起落架的吸能结构相当重要，大多数直升机采用液压系统来缓冲撞击力。复合材料在吸能方面有特殊能力，如“虎”式直升机底部使用碳纤维和凯芙拉混杂复合材料、复合材料机身异形骨架成形技术。此外在油箱中可借鉴歼击机采用泡沫塑料，不仅起到散热吸热作用，可消除燃油摇晃减少撞击且相对降低含氧度从而使爆炸不易急剧发展。这种泡沫塑料的制造目前在国内还没有实际生产应用。此外，与此相关的耐坠毁性及防弹结构的试验技术也要配套发展。

3.4 智能及隐身结构技术

直升机与固定翼飞机相比要承受更高的振动载荷、噪声级，飞行中稳定性更差。而智能材料和结构对于改善这些性能作用日趋明显。智能材料和结构是20世纪90年代中后期开始发展的新技术，具有巨大的发展空间和广泛的应用前景。智能技术通过把大量轻重量的传感器阵列、光电器件和超微型处理器在不引起系统的结构刚性的情况下，通过使用可导电的粘接剂表面粘接或埋在结构材料之中，依靠主动和被动控制方式，实现自适应结构。智能结构具有对外部环境变化做出反应的能力，如载荷和形状，同时对内部环境进行调整，如损伤和故障。目前在旋翼系统上应用的主要智能结构有两种：一种是由压电陶瓷或磁致伸缩致动器，可以减少桨叶与旋涡的不利干扰，减小高速脉冲干扰，以降低旋翼噪声；而智能材料高频与低频主动结构控制器，可以降低座舱的噪声和振动，另一种是在结构中加入特殊形状的压电陶瓷和纤维，如直升机的自适应旋翼结构、相控阵雷达天线自适应机身结构。

RAH-66是首次将隐身技术应用于旋翼直升机的，其隐身技术主要表现在以下几个方面：

a. 降低雷达特征信号—包括由多面体和曲面组成的独特外形、内藏式弹舱、可拆卸短翼、收放式起落架、梭形进气口的埋入式进气道、分别向左、向右倾斜的涵道的主垂尾、精心选择的桨叶平面形状、雷达有源对消装置、尾梁两侧倒置的“托架”；

b. 降低红外特征信号—包括综合到机体内的红外抑制系统、位于尾梁上的独特的长条形排气口上的低红外信号涂料；

c. 降低目视特征信号—包括低亮度五片桨叶的旋翼、减少目光漫射的平板玻璃以及深色的无反光涂料；

d. 降低声音特征信号—包括五片桨叶、后掠桨尖的低噪声旋翼、消除旋翼和尾桨气流干扰的涵道尾桨、狭长缝隙式排气口、随桨叶半径变化的翼型和翼型弯度。

由于在结构上采用的这些特点，RAH-66直升机的雷达波反射截面积仅为同等吨位直升机的1%，冷却后的排气可使直升机免受热寻的导弹的攻击和热成象系统的探测、跟踪。这些特点也为军用直升机在隐身方面做了一定的探索和尝试，也必将对我国在这方面的发展具有参考作用。

3. 工程化、模块化、批量化生产技术

目前我国直升机从研制到生产还是需要经过一段很长的过程，不能适应世界高技术突发战争要求，因此在研制过程中考虑工程化、模块化和批量化的实现问题对于我们实现跨越式发展是重要的一步。科技成果的转化过程大致分为以下几个阶段：应用立项并选择突破口；应用试验；试生产；技术改造并纳入生产线。在转化过程中，科研成果从院、所到企业和从企业的应用试验到生产是两个重要的转移环节。加快这个转化过程是我们实现直升机快速研制的关键。为此，必须强化项目管理；大力开展成果的工程化工作，使新技术成果易为企业接受。通过分析国外这方面运作的经验，针对我国国情提出适用的工程化及批生产转换采取的措施和建议。

据统计，先进制造技术预先研究、成果工程化和商品化(产业化)的费用比例为1:10:100。我国航空工业先进制造技术预研成果工程化没有相应研究阶段、组织、运行机制和技术政策以及经费保证。因此，很多预研成果难以工程化，更难以推广应用。为保证通用直升机预研成果实现工程化应用，应采取多种措施来促进成果工程化和实际应用。为此建议：

a. 建立以企业为主体，以研究院所和高等院校为技术支撑，以提高航空工业四个能力为研究开发重点的工程化研究开发中心。

快速研制和批量生产新一代军用飞机的能力；多品种变批量生产快速形成和转换的能力；战时快速转入大批量生产武器装备的能力；亦军亦民、不断创新和可持续发展的能力是提高航空工业水平的四个能力。

国外西科斯基飞机公司在开发新项目中建立了集成的直升机设计和制造知识基系统，在该系统中包含了各种设计和制造工艺的规则和方法，此外零件、材料和一些重要信息的数据库都集成在系统中，形成CAD/CAM环境。虽然许多公司目前已经使用了三维建模、集成产品数据库和网络分布式计算机管理，并在设计和制造中广泛应用，但是把所有计算机产生的信息进行集成相对来说是西科斯基飞机公司不同于过去的新发展。对此我们可以借鉴以快速形成四个能力。

b. 建立集成产品开发组，密切客户关系

在研究项目立项时就考虑应用的主体，要求研究所与企业和院校与应用主体密切联系，并从研究开始就考虑到工程化研究和推广应用问题，做到国家企业风险共担，并且能带动民用技术发展，取得社会和经济双重效益。

国外在这方面的做法主要是成立专门的集成产品/工艺开发小组，来协调客户需求及设计和制造工艺的一致性，避免返工现象。同时考察现有工艺是否能够满足新项目的限定条件和要求，充分利用知识基系统，避免重复开发，并充分利用现有技术或进行二次开发，从而把有限的经费投入到关键的瓶颈技术并提供相应的建议。

c. 多渠道筹措工程化经费，实施滚动化发展

从预研费、型号费和技术改造经费中分别按一定的比例筹措工程化经费。利用实施工程化后产生的效益进行滚动发展，最终形成良性循环。

生产的高度柔性、批量生产快速形成和快速转换是先进制造技术系统区别于传统制造技术系统的一个显著特征。因此，在开发和研制直升机项目的同时把企业向先进制造系统改造，使之成为一种柔性化、智能化的快速生产系统，它能将战场需求以最快的速度转化为先进的武器装备。这对于快速应变现代突发性的高技术局部战争是极其重要的。

批量生产快速转换技术主要包括柔性化集成制造系统和模块化生产系统以及工业工程、企业流程再造、制造资源计划(MRP-II)、企业资源规划(ERP)等先进生产管理技术。

d. 建立柔性集成制造系统平台，充分利用现有资源

柔性集成制造系统(FMS)是由数控加工设备、物料输送装置和计算机控制系统等组成的自动化制造系统，它能根据制造任务或生产环境的变化迅速进行调整，适用于多品种、变批量生产。柔性集成制造系统已国外的各个领域得到了广泛应用，尤其对突发战时生产来说，生产厂商依托先进的柔性制造系统，迅速调节生产节拍，在极短的时间内加大生产量，为国防部门快速提供装备，更加体现了柔性制造系统的优越性。

我国的柔性集成制造系统与国外比虽然还存在较大差距，但发展速度还是非常快的。“九五”期间，在国防工业系统针对多行业型号产品的关键零部件的制造，建设了10个数字化柔性设计/制造集成系统。这些系统的建立在重大/重点武器装备研制和小批量生产能力中将发挥重要作用。但总体上，我国航空工业的多品种变批量生产能力和批生产快速形成与转换能力还很低，不能满足突发战争对航空武器装备的需求。直升机在研制过程中应该对国内现有资源和技术力量有充分的了解，在利用现有资源和技术的同时开发新技术，避免重复性开发研制，基于国内航空柔性制造这个平台之上进一步发展，正如前面所述建立柔性制造的知识基系统。

e. 以最终生产技术要达到的水平及能力为基础，建立合理的生产管理模式

在生产上形成模块化和快速批量化转化归根到底要依靠现代管理技术在企业内部的实施程度。现代管理技术是贯穿于生产运行全过程的综合性管理技术，它以现代工业工程理论为基础，应用控制理论、系统工程等方法，以及信息网络技术形成一个对生产全过程的、动态的集成化管理系统，使生产系统始终处于良好的运行状态并实现整体优化，以提高生产的整体效益。

国外的现代管理技术发展迅速，从物料需求计划(MRP)到制造资源计划(MRP-II)、企业资源规划(ERP)，以及精益生产(Lean Production)、企业流程再造(BPR)等，都得到了广泛的应用。美国等国家的国防工业企业在国防部和军方的支持下，用现代管理技术相继对军工企业生产模式和管理机制进行了变革，提高了快速研制能力、多品种变批量生产快速转换能力、战时大批量生产能力，缩短了新产品研制周期，增强了对战场和市场快速响应和应变能力。目前国内企业在这些方面都不同程度地引入了先进管理概念，关键是如何利用这些理念根据自己的特点发展适合本企业发展的管理模式。对于直升机的研制从开始整体框架的概念设计阶段不仅考虑制造工艺、生产过程、工程化，而且考虑批生产要求的转换问题，这样在每一步的实施过程中都把这些作为客户的要求来看，对于整个系统工程项目最终完成的目标具有重要作用。

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数字战场上的“科曼奇”直升机

波音直升机公司donald B.Farr P.E

摘要

“科曼奇”直升机在执行武装侦察，攻击和特种作战任务时有所需的通讯和处理能力，由于它的隐身性、生存性和机动性高，使它在战场上成为最前线的指挥与控制节点。“科曼奇”的第2代传感器将提供有关敌军的关键信息，如数量、构成、状态和意图。“科曼奇”的综合通讯、导航、识别航空电子设备(ICNIA)将使它与联合兵种战斗队联系，以便实时报告敌方和己方部队位置和态势、战斗损害评估和后勤需要。情况知晓能力把美陆军战术互联网、多军种Link-16网和情报资源与机载系统数据联系起来，以提供重叠在“科曼奇”数字地图上的统一战术态势显示。“科曼奇”能把有关的威胁信息传回给数字网以及直接传输给部队成员。“科曼奇”先进的全显示驾驶舱使驾驶员和副驾驶兼射击员能把指令、目标交接数据和报告输入到计算机，以便向部队其它成员作数字通讯。

本文将讨论“科曼奇”直升机的基本电子设备结构和如何综合数字通讯能力。又将评论数字信息的终端站间的处理和如何向“科曼奇”直升机使用者显示。最后将说明这种分析结果怎样为数字通讯能力提供初步工作方案和如何用于处理将在“科曼奇”和其它平台之间传输的数字信息。

1.0 引言

“科曼奇”直升机在执行武装侦察、攻击和特种作战任务时有所需的通讯和处理能力，由于它的隐身性、生存性和机动性高使它在战场上成为最前线的指挥与控制节点。“科曼奇”的第2代传感器将提供关于敌人的关键信息，如数量、构成、状态和意图。“科曼奇”的综合通讯、导航、识别航空电子设备(ICNIA)将使它与联合兵种战斗队联系，以便实时报告敌方和己方部队位置和态势、战斗损害评估和后勤需要。情况知晓能力把美陆军战术互联网、多军种Link-16网和情报资源与机载系统数据联系起来，以提供重叠在“科曼奇”数字地图上的统一战术态势显示。“科曼奇”能把有关的威胁信息传回给数字网以及直接传输给部队成员。“科曼奇”先进的全显示驾驶舱使驾驶员和副驾驶兼射击员能把指令、目标交接数据和报告输入到计算机，以便向部队其它成员作数字通讯。

本文的目的是使人们了解“科曼奇”平台的能力和该系统如何在战术互联网上接发信息。第2.0节介绍“科曼奇”直升机的任务，然后叙述“科曼奇”航空电子设备结构。这一节介绍构成“科曼奇”航空电子设备装置的不同系统和它们是如何综合的。“科曼奇”的大多数信息，将通过战术互联网发送给其它陆军平台。本文简单介绍战术互联网，并说明“科曼奇”在哪儿连接和平台预计的输出将是什么。接着叙述整个航空电子系统的数字信息是如何综合的。以每个可变信息格式(VMF)接收或发送的信息必须与“科曼奇”飞行员有效地交联，以便能快速和方便地工作。本文将介绍具有数字通讯能力的初步工作方案和如何用于处理将在“科曼奇”和其它平台之间传输的数字信息。

2.0 “科曼奇”的任务

“科曼奇”设计成执行3项主要任务：侦察、警戒和攻击。数字通讯能力是这种武器系统的综合部分，它使“科曼奇”直升机能有效地完成这些任务。下面几节介绍这些任务。

2.1 “科曼奇”侦察作战

侦察任务要求获得关于敌人活动和资源的信息或者关于特定地区的气象、水文与地理特征的信息。侦察是产生作战信息的集中搜集工作。侦察在其它作战行动之前，之中和之后进行以提供由连长或地面指挥员使用的信息以便批准或修改作战计划。侦察任务分成4类：路线、地带、地区和威力侦察。

“科曼奇”直升机可能分配执行这4类侦察的各种混合任务。“科曼奇”直升机不管是否与地面部队一起作战，它都保持与连队战术作战中心(TOC)或控制机动指挥员的TOC保持数字和音频通讯。

“科曼奇”直升机将报告被侦察目标的位置或运动。目标可以是地形特点、作战地点或敌方部队。必须快速和精确地提供侦察报告。“科曼奇”直升机通过向战术网发送数字信息报告探测到的情报。“科曼奇”直升机所有机载传感器搜集到的信息能快速和在许多情况下自动地传输给其它部队成员和指挥员。其它平台(如联合监视和目标攻击雷达系统或无人驾驶机)发出的报告也可以通过各种数字链传输给“科曼奇”系统。

进行路线侦察以获得关于指定路线和可能影响敌人行径的所有邻近地形。路线侦察可能集中于道路、交通中枢、空中航线或者前进和攻击的总方向。地带侦察的目的是获得关于指定地带中所有道路、障碍物(包括化学或放射沾染物)、地形和敌人部队的详细信息。地区侦察是要搜集指定地区的情报或对该地区实施监视。感兴趣的目标可能是关键地形、桥梁、山脉、森林区、预计的兵力集结区、机降区或对作战将成为关键的其它地形地物。

机降区(LZ/PZ)侦察是一种地区侦察，其目的是确定指定区域对于空中突击作战的适用性。主要关心的是确定是否有敌人部队存在和直接瞄准机降区的火力点位置，同时评估该地区的物理特性。这种侦察常常在执行空中突击警戒任务期间作为次要任务完成。

2.2 “科曼奇”警戒作战

警戒作战任务是搜集关于敌人的信息和向本队提供预警、反应时间、机动空间和保护。警戒作战的特点是通过积极侦察增加对地形和敌人的了解，获得和保持对敌人的监视以保证连续的信息流并向被保护部队提供早期和精确的信息报告。警戒任务包括警戒、警卫和掩护任务。

警戒作战通过实时战斗信息通讯向本队提供预警。这使保卫部队具有反应时间和机动空间来对付威胁。

对飞过已知或怀疑的敌人阵地的支援飞机飞行沿线的火力作出计划。这些火力应是猛烈和短时的，因为飞过指定地点的飞机速度较高。火力支援计划包括致命的“对敌防空火力压制”(SEAD)、非致命SEAD和防止敌人对飞机编队探测的烟幕。与美国空军支援部队协调和同步行动能大大提高作战效率和增加生存性。

2.3 攻击作战

“科曼奇”直升机能在轻型师执行武装侦察和攻击任务。由于它有先进的夜视传感器、目标搜索系统和数字地图，所以能大大提高对战场态势的了解，这使“科曼奇”直升机很适合在昼夜执行这两种任务。

接敌运动能获得对敌的初始地面接触或重新获得失去的接触。接敌运动集中在发现敌人部队，了解早期态势和防止本队过早部署。

急速攻击是部队没有做广泛准备的攻击。它是用立即能得到的资源进行攻击以保持对敌的锐势或利用敌人的不利态势。其目的是快速制服敌人和掌握主动。

当敌方组织良好并绕不过去时，一般必须进行周密计划的攻击。在彻底侦察、评估所有得到的情报和相对作战实力、分析所有作战方案和影响态势的其它因素的基础上制订攻击方案和仔细协调所有部队。它有详细的机动计划和综合火力支援计划。火力支援任务所需的信息传输的例子在本文的第6.1节中给出。

3.0 “科曼奇”电子设备体系结构

“科曼奇”直升机电子设备装置被称作任务设备组件(MEP)。MEP能提供飞行员操纵和显示装置、数字与音频通讯、夜间与恶劣气候导航系统、毫米波雷达、电子战报警和监视飞机系统。MEP由下列系统与装置构成：2个任务计算机组(MCC)、夜视导航系统(NVPS)、目标搜索系统(TAS)、综合通讯、导航、识别航空电子设备(ICNIA)系统、“科曼奇”毫米波(MMW)雷达、飞机生存性设备(ASE)和操纵与显示装置。

MCC(2框架)、ICNIA(2框架)和存储器存储部件(MSU)通过每秒80兆位光纤高速数据总线(HSDB)通讯。HSDB的大多数通讯是MCC间的通讯或MCC与MSU之间的通讯。MCC间的HSCB通讯是属于不同MCC组的多个MEP软件项之间的通讯。数字地图数据存储在MSU中，能分别由2个驾驶舱自由存取。这种数据的存取量取决于各驾驶舱中数字地图的构型(比例、图类型等)。ICNIA组和MCC之间的通讯由控制参数(一般按飞行员发出的指令)和数字信息通讯构成。利用在美陆军提供的威胁设置中的侦察任务完成了对这种通讯的分析。分析表明，所有数字网络(战术互联网、Link-16)的信息通讯只占HSDB通讯量的很小一部分。ICNIA组之间的通讯通过专用串行接口进行。为了保密原因2个ICNIA组之间的通讯需要专用总线。其它的传感器通过每秒800兆位光纤传感器数据分配网(SDDN)连接。传感器通过这个接口向MCC中的数据处理机提供原始数据。各个多功能显示器(MFD)通过专用的每秒800兆位光纤总线与MCC中的显示图处理机连接。ASE装置和直升机其它系统通过MIL-STD-1553串行接口与核心处理机连接。

MEP采用集中式结构设计方法。这种设计的关键设计要素是尽量减少通讯和信息通过量执行时间，以便支持对 “科曼奇”机群之间和“科曼奇”与其它平台协调作战。尽可能多的功能在中央计算机软件中而不是在支系统硬件或软件中。MEP传感器向MCC共同集中处理机提供原始数据。下面几段简单介绍MEP的各个主要部件。

3.1 任务计算机组

任务计算机组(MCC)由通过底板组件连接的几个外场可更换组件(LRM)构成。MCC提供数据和信号处理资源、非易失存储器、向传感器视频接口组件与信号处理组件接发数据的高宽带数据网络、用于暂时存储和缓冲传感器数据的大容量数据存储器组件、驱动4个多功能显示器(MFD)和2个头盔显示器(HMD)的6个独立的图形组件和4～5个多余度MIL-STD-1553B接口。LRM按标准电子组件(SEM-E)格式设计。任务计算机组支持功能重构，它设计成容错的，它在“科曼奇”任务计算机中出现一个故障时通过支持250毫秒的最大处理系统重构时间而支持全任务能力。在第2个处理系统故障后，MCC故障弱化在较低水平上支持任务工作。

在MCC中有许多应用，对计算机数字通讯能力很重要的是计算机软件配置项目(CSCI)。这些CSCI包括MEP管理和控制、乘员站接口管理和目标威胁管理程序。

MEP管理和控制(MMC)的用途是对各种任务管理功能提供支持。MMC负责生成和控制MEP系统时间。MEP系统时间包括世界时协调(UTC)、当地时间和任务时间。MEP时间值用于显示、标记时间和对传感器输入和显示更新的同步数据帧。向ICNIA系统提供UTC时间和GPS时钟选通脉冲用于精确通讯网同步化。MMC负责大多数“科曼奇”航空电子设备系统的控制和状态。作为管理功能一部分，MMC负责在MSU上存储这些系统报告的任何故障记录。所有任务VMF和战术数字信息Link-J系列(TADIL-J)信息由MMC解码并分配给适当的单元。唯一的例外是控制和状态VMF信息组需要由ICNIA系统发送。

乘员站接口管理(CIM)控制向乘员发送信息并向乘员提供警告、注意和通报(WCA)的优先顺序单。这是对显示器、某些警告的闪光灯和音响/告示的协调响应。所有音响由ICNIA系统与乘员选择的无线电音响综合。CIM又产生和更新多功能显示器上显示的信息，它们包括发动机正常工作状态、仪表页、直升机和MEP状态。战术状态显示器(TSD)提供有目标重叠(已方、敌方、未知或中立的)、图形重叠(FARP、FLOTS、POI)和飞行计划(航线段、航线点)的数字地图。这些显示重叠元素可由乘员作为数字信息用显示器光标选择。“科曼奇”数字地图能显示数字(DFAD、FFP)数字化地图(CADRG)、海拔高度(DTED水平Ⅰ或Ⅱ)或者数字/数字化地图与高度衬底的综合。地图上的所有点可以是以屏幕为基准的或地理为基准的。CIM又负责对所有支持的VMF信息控制输入页。

目标威胁管理程序(TTM)把直升机传感器、通讯网络和任务计划数据生成的所有目标/威胁信息相互关联起来，并把信息汇编到单目标/威胁数据库中，然后根据任务目的和其它MEP功能将使用的目标特性确定优先顺序。TTM保持达到1024的目标/威胁(T/T)数据库。T/T数据库的优先顺序是以从目前直升机位置开始的断续距离区为基础的。这种CSCI又保持按任务要求分类的T/T优先顺序，乘员可在飞行中选择和改变这个顺序。TTM利用1个6状态位置/速度卡曼滤波器和目标识别相关性把新目标输入与T/T数据库有源部分中的所有目标联系起来。它计算目标LOS和对目前没有跟踪的距离在6公里以内的T/T数据库中的目标提供目标标号数据和目标像素位置。TTM利用已方多架直升机探测和(或)通过数字通讯(VMF、Link-16报告)提供的已方其他平台的探测对ASE威胁辐射体探测进行三角测量。TTM又控制目标增长/消除干扰以减少杂波显示和提高态势知晓度。MMC和CIM CSCI能访问T/T数据库以用于数字地图显示和数字信息的自动装载。

3.2 “科曼奇”传感器

光电传感器系统(EOSS)为制导提供传感器和为MEP提供光电目标搜索功能。EOSS作为独立的功能提供光电目标搜索与指示系统(EOTADS)和夜视导航系统(NVPS)。EOTADS能以凝视方式旋转或在手动与自动搜索目标时扫描全景。它提供为在近红外波段工作的电视以及以8～12微米波段工作的热成像传感器获得图像所需的传感器和其他硬件。EOTADS有激光器完成激光测距和指示。EOTADS提供稳定、线性运动补偿和积分速率以便在直升机运动时有助于实时手动搜索目标。EOTADS软件完成EOSS控制和图像处理功能。NVPS功能将包括获得图像增强成像和热成像传感器成像以及提供传感器瞄准线稳定性与指向所需的硬件。NVPS软件为NVPS功能完成控制和图像处理工作。EOSS系统又设计成使用SEM-E组件。

“科曼奇”的雷达类似于“阿帕奇”直升机的“长弓”雷达，它也是毫米波雷达。然而，为了能安装在较轻和较小的“科曼奇”直升机上，“科曼奇”用的雷达天线长度是“长弓”天线的一半，它利用了电子扫描孔径技术。最后，“科曼奇”雷达系统的重量是“阿帕奇”“长弓”火控雷达的一半。如“阿帕奇”的雷达一样，“科曼奇”雷达用于利用地面瞄准(运动和静止的)、空中瞄准和地形剖面方式对战术目标进行探测、定位和分类。雷达产生的目标信息被提供给TTM以与其他机载系统(如EOTADS和ASE)联系起来。“科曼奇”直升机用雷达由旋翼主轴安装的组件和雷达电子装置组成。旋翼主轴安装的组件包括电子扫描孔径天线、发射器/接收器和波束方向控制器。雷达电子装置包括雷达波形生成与下变频部件和与MCC的接口。

“科曼奇”直升机的飞机生存性设备(ASE)包括雷达、激光和点化学探测器(PCD)。预计“科曼奇”的雷达告警接收机(RWR)系统将由AN/ALQ-211修改而成。修改后的AN/ALQ-211系统将包括RWR部分和保角天线，提高角性能。和进行重新包装以满足“科曼奇”环境要求。RWR提供被探测射频幅射体的信息，它将用于数字传输和向乘员告警。预计激光告警接收机(LWR)系统将由AN/VVR-1修改而成。AN/VVR-1系统将被修改成使用保形天线和被重新包装以满足“科曼奇”环境要求。LWR提供被探测激光的信息，它将用于数字传输和向乘员告警。点化学探测器是一种修改的现成联合化学药剂探测器(JCAD)。JACD是一种用于飞机、舰船和单个士兵的综合便携式小型PCD。PCD将探测、识别和定量化学药剂。JCAD使用RS-232数据端口综合到ASE装置中。信息被传输给MMC用于数字传输、音频和视频告警。

3.3 ICNIA系统

“科曼奇”直升机的综合通讯导航识别航空电子设备(ICNIA)系统是一种综合的、组件式保密系统，它能在高频、甚高频、超高频和L波段多通道中通讯。ICNIA系统由音频分布系统(ADS)和2个机架构成，各机架完成射频(RF)、数字、明码与保密通讯功能。这个系统提供与美陆军航空指挥与控制网、地面部队网、军种内网和联盟部队网能共用的可靠音频与数字通讯。ICNIA系统提供敌我识别(IFF)应答能力，它支持所有IFF模式(包括保密的Mode 4)。音频分布系统提供乘员音频机内通话和乘员与音频无线电线系统功能的接口。音频分布系统有2个专用机内通话通道供维护人员使用。保密音频通讯采用美国国家保密局(NSA)批准的COMSEC/TRANSEC模式。综合在ICNIA系统中的主要通讯功能如下：

通讯功能

·甚高频—调幅和调频明码与保密音频

·超高频明码和保密音频

·超高频和甚高频防护

·SINCGARS/ESIP明码和保密音频/数据

·HAVEQUICK明码和保密音频/数据

·增强的定位报告系统(EPLRS)

·高频

·Link-16

·通过信息与数据管理(IDM)的数字

战场连通性

·卫星通讯(DAMA、TRAP、TADIX、TIBS)

构成ICNIA的综合方法比对应的联合方法在共用性、重量、尺寸、灵活性和重构性方面都具有优点。ICNIA系统的硬件组件是SEM-E形式的，以便在综合机架中使用。ICNIA与MCC和MSU的连接通过HSDB实现。所有网络定义、战术互联网参数与基准、Link-16网参数和缺陷构型作为任务前计划的一部分由AMPS储存在MSU中。初始化后，ICNIA将恢复来自MSU的所需数据。ICNIA系统将作为非保密系统通电，直到插入有效的密码启动键(CIK)。如果没有已证实的CIK，ICNIA系统将只有清晰单频话音能力。这是ICNIA需要执行的多级保密(MLS)能力。ICNIA系统包含用于“科曼奇”平台的委托计算机库(TCB)。当以保密方式工作时，ICNIA系统是高级保密的。在这里，其余的MEP被看作是高保密系统(由ICNIA进行最高保密处理)。

4.0 战术互联网介绍

战术互联网(TI)被设计成与所有战场系统一起工作，如防空、指挥与控制、火力支援部队和战斗部队的支持部队。TI是一种信息系统，它提供在多个指挥层次(从平台到平台或平台到指挥员)间的水平和垂直数字信息交换。“科曼奇”将使用TI作为主要的通讯网以便与美陆军的其他部队进行数字通讯。“科曼奇”与TI的主要接口是利用可变信息格式(VMF)信息装置的SINCGARS/ESIP和EPLRS无线电功能。

单通道地空无线电分系统(SINCGARS)网是一种争用存储网。这意味着网中的SINCGARS无线电台使用随机函数发生器以确定什么时候被允许在网上发送信息。如果另一个SINCGARS无线电台正在网上发送信息，则该平台的无线电台将必须停到网络空间时才能发送信息。这可能引起发送VMF信息时不希望的延迟。对于常规信息发送(例如，现场报告、态势报告或火力支援信息)来说，一般这不是问题；但对于高优先告警或瞄准信息(例如，辐射体告警、目标交接)来说，这是一个问题。瞄准信息可能需要专用的SINCGARS网以保证满足很紧的时间表。

EPLRS网是时间分配多重网，它对各个网分配发送时间范围。分配随平台的需要而变化。这种接口的最大优点是能在整个战场运行而不必在要经过的各个SINCGARS网再登记。装有EPLRS的平台能成为SINCGARS网享用者的网间连接器/服务器。预计“科曼奇”将不是航空队以外的陆军任何平台的网间连接器/服务器。难观测到的(LO)平台成为辐射信标是不希望的。因为EPLRS网设计成支持许多平台，于是每个平台的专门时隙量有限的。对于高优先权警告或瞄准信息来说，这引起新的时间表问题。在“科曼奇”发送数字信息时，它将必须等待分配给它的时隙。预计延迟将是较短时间的(取决于网络设计)，但它仍将影响终端到终端的瞄准时间表。战术互联网结构图(图2)用图的形式表示了战术互联网。

战术互联网(TI)是利用网协议传播态势知晓(SA)数据和指挥与控制(C2)通讯的路由选择器和无线电台的网络。TI由“科曼奇”连接在其中的上部TI(旅和旅以上)和下部TI(旅和旅以下)组成。下部TI进一步分成SA网和C2网。SA网提供在TI上报告的各个已方平台的位置信息，已方平台提供敌人和障碍报告。SA数据在SINCGARS服务器中过滤，以限制在各SINCGARS网络上传输的信息量。各个SINCGARS平台都向服务器登记，并提供需要支持它目前任务的相关范围。SA服务器综合所有相关范围并在当地SINCGARS网或子网上发布SA报告。因此，各个平台都将收到比原要求多的SA数据(除非各平台要求相同的相关范围)。作为EPLRS网络一部分，平台将接收那个网上所有可得到的SA数据。在任何一个情况中，平台都将必须进行附加的过滤以限制储存在平台上的数据量。C2网提供把信息发送给当地网上的指定地址，一组地址(队中成员和TOC)或者把多信道信息发送给多组地址。当完成火力支援任务时，“科曼奇”将各信息发送给指定地址(炮兵部队)。在现场报告情况中，“科曼奇”一般将向预先规定的组(队中成员、TOC等)发送信息。当探测辐射体或激光器时，“科曼奇”将向目前网上的所有平台发送多信道辐射体探测信息。

5.0 “科曼奇”数字信息处理

数字信息处理是“科曼奇”直升机上综合MEP系统中完成许多功能中的一个功能。从战术互联网得到的信息分成3类。(1)威胁说明，(2)图形重叠和(3)显示信息。在SA网或C2网上得到威胁说明信息，这些信息包括已方、敌方、中立和未知的位置。这个信息与机载信息相关连以向乘员提供最好的态势知晓(SA)。又能在SA或C2网上收到图形重叠信息，它包括桥梁、感兴趣点，已方部队前线(FLOT)、前方战斗准备及加油点(FARP)等。最后一类是向乘员显示用于审查或作出反应的任何信息。这类信息发送给平台并只通过C2网接收。在ICNIA系统中的处理非常类似于对接收到的任何数字信息的处理。图3(可变信息格式信息流)表示了从“科曼奇”平台接收和发送时信息流程。能够通过SINCAGRS、HAVEQUICK或EPLRS通道接收数字信息，这取决于系统的构型情况和与战术互联网的连接情况。ICNIA系统负责对信息信息头解码并决定该信息是否向主平台发送。解码包括与信息有关的前向纠错(FEC)和核实信息在发送期间是否已被讹误。由于ICNIA要对信息解码，所以要对信息进行几次过滤，以使传输给MCC的数据量减到最少。在ICNIA系统的初始化时，MCC提供主平台识别(URN/IP)、SA过滤参数和VMF信息实施单。ICNIA使用平台识别信息以过滤收到的但不向主平台发送的所有信息。SA过滤器限定主平台需要收到SA信息有关的地理区域。最后的过滤是列出由主平台支持的VMF信息的单子。当接收不由“科曼奇”平台支持的信息时，ICNIA将自动地向发送平台发送“不能处理”的信息。在技术接口设计计划(TIDP)中目前有120多条VMF信息已定义，许多是不适用“科曼奇”平台的。在信息被成功解码和通过所有过滤器后，它以VMF格式经过HSDB发送给MCC。

MCC确定接收到的信息属于哪一类信息。当信息是威胁类时，它被立即用合格的VMF分析程序解码并将信息提供给TTM。TTM负责把新信息与目前的威胁数据库比较。对于已方位置信息来说这是相当简单的任务。因为每份报告都含有具有相关信息时间标记的实体URN。位置数据将有有关的固有位置可靠性。真正的挑战在于把敌人、中立和未知位置报告联系起来。这些报告没有包含相关位置的可靠性。这使得自动相关实际上不可能，因为算法不能区别关于相同实体的多份报告和关于多个实体的多份报告。在这种情况中，唯一的选择是乘员在他们的TSD上手动关联多个实体。

图形重叠信息的处理方法与威胁信息的处理方法相同。它们立即由VMF分析程序解码并储存在重叠数据库中。这个功能完成是由MMC控制的。这类信息是有标记的，并一般是静态的，因此相关是简单的。

显示信息储存在MMC中，向乘员显示已收到的新信息。对于各个被“科曼奇”处理的C2信息有专用的显示页。当乘员选择要评定的信息时，MMC利用VMF分析程序对压缩信息进行解码并向CIM提供信息，用于向乘员显示。

MMC只能产生C2信息，ICNIA系统负责产生有限量的SA信息(系统构型信息、本机位置报告、实体报告)。C2信息自动生成或者由乘员激发。自动生成的信息有辐射体告警或态势报告。这些信息的发送速率(时间和运动过滤器参数)作为任务前计划的一部分确定。对于态势报告，MMC将搜集关于直升机燃油、导弹、弹药和位置等所需的信息。在ASE报告已探测到辐射体(雷达或激光)时，MMC将自动产生辐射体告警信息，该信息能由其他平台用于对辐射体的三角测量。详细情况在本文的第6.3节中叙述。

所产生的最普通的C2信息是乘员产生的信息。这种信息包括从现场报告、火力召唤到图像重叠信息的每一件事。有多种方法产生现场报告信息。乘员能通过选择TSD上的单个实体产生现场报告。乘员又能对包含在最新EOSS或“科曼奇”雷达扫描中的所有实体产生现场报告。当选择了实体时，MMC将自动对信息格式需要的各个实体充填信息。现场报告的数据入口页的例子表示在图4“现场报告可变信息格式入口页”中。

火力召唤信息以预定的程序发送和接收。这种程序的例子在下一节中详细叙述。图像重叠信息使乘员能在TSD上产生或修改图像并把图像传送给小队成员。修改的图像重叠信息只能在已建立的重叠上(如飞机线路、FLOT和FARP)产生。各个重叠将有与其有关的独特标记。

搜集所有不是由乘员输入就是由MEP产生的C2信息之后，MMC利用VMF分析程序对信息编码并发送给INCIA系统。与VMF编码信息一起，MMC提供信息收件人。然后ICNIA产生VMF报头，它在构型通道上发出去之前用FEC对信息编码。

6.0 “科曼奇”作战使用战术互联网

“科曼奇”在战术互联网中将是有价值的信息源，因为它能精确地报告敌人的位置，桥梁和道路的状况并向炮兵发送目标信息。“科曼奇”在战术互联网中有3项任务。第1项任务是利用战术互联网与炮兵部队的连接做火力召唤/效力射击(CFF/FFE)。第2项任务是“科曼奇”对“科曼奇”的目标交接。第3项任务是利用MEP系统自动完成的探测辐射体/激光器的三角测量。在开始执行任务之前，“科曼奇”必须装载正确的参数，以便能在战术互联网中通讯。这些参数包括各种平台的独特识别/地址，在执行任务期间需要通讯的所有已方部队“邮件单”和各无线电通道的频率与波形。这些通讯参数由航空任务计划站(AMPS)存储在存储器存储部件(MSU)卡中。这些参数的大多数作为系统初始化序列的一部分由ICNIA系统下载。MMC将构型ICNIA系统以便与战术互联网连接和开始接收与发送态势知晓数据。这种连接一般在SINCGARS或EPLRS通道完成。重要的是尽快建立这种连接，以便其它战术互联网部队能得到“科曼奇”位置数据。“科曼奇”将继续朝指示点、观察位置或任务要求的地方作任务飞行。当“科曼奇”通过战区飞行时可能需要向不同的战术互联网服务器重新登记，这将常常发生在使用SINCGARS网时。最重要的登记点是“科曼奇”达到数字信息通讯是关键的最后目的地时。SINCGARS和EPLRS波形需要瞄准线(LOS)以便通讯。当瞄准线失去时，“科曼奇”将不再能在战术互联网上发送和接收数字信息。在执行任务时将不得不考虑这一点。下几节叙述流入和流出“科曼奇”平台的战术互联网信息流的例子。

6.1 火力召唤/效力射击

这一节叙述为火力召唤/效力射击(CFF/FFE)接收和发送炮兵火力支援信息的方法。系统设计成乘员能产生符合目前陆军标准的详细火力支援信息。图5：3项CFF/FFE火力任务的典型数字信息程序(图5)说明了这种信息程序。在这些信息中包含的资料是以使用者输入，目前陆军野战手册评定和“科曼奇”直升机任务要求为基础的。要求这个火力支援信息程序完成炮兵火力任务。一般来说，火力召唤能产生几种火力任务型式。对于这个例子的目的来说，只是将对CFF/FFE、GRID位置和运动目标型式编址。图中编址不同的CFF/FFE是：

1. GRID/WR任务。假设FFE是针对在准备好时(WR)由炮兵立即射击的静止目标的。

2. GRID/AMC任务。假设FFE是针对在观测员指挥下(AMC——“听我指挥”)炮兵将射击的静止目标的。

3. MOV/AMC任务。假设FFE是针对在目标到达触发点时，在观测员指挥下(AMC)炮兵将射击的运动目标的。

这种任务要求使用6种不同的VMF信息。根据选择的信息情况，这些VMF信息的每一个都能用于多种目的。例如，K02.4火力召唤信息能用于21种不同的火力召唤。实施这种信息的各个平台必须根据任务要求确定哪种信息情况需要实施。“科曼奇”目前计划实施21种信息情况中的8种。现在简单的介绍这个例子中所用的各个信息。

1. 火力召唤(K02.4)：这个信息是“科曼奇”发生的并用于对观测到的目标要求火力支援。它可以用于完成多种CCF：地理位置、已知点、已知点的漂移等。各个CCF信息形式对于在进行任务是专用的并必须按VMF技术接口设计计划(TIDP)要求构型。

2. 观测者任务更新(K02.6)：这种信息向观测者提供关于他要求火力和(或)后来调整的任务更新信息。在这种信息中报告的态势形式有：对运动目标预定的命中位置、火力支援准备、射击、弹着(命中之前)、多个群射发射完毕等等。

3. 待召唤火力指令(K02.12)：这种信息由“科曼奇”观测员使用以要求执行计划好的火力任务或要求称作“听我指挥”的任务火力。这是非常特别的信息，它在火力任务已准备后或观测者指令后准备发射时发送。

4. 给观测者的信息(K02.14)：在收到观测者的CFF后，这种信息由火力支援用于向观测者发送火力任务数据。数据要素包括：任务分配的目标数量、要发射的弹药型号、群射数量、射击单位数量、炮弹飞行时间等。这个信息的结构类似于CFF信息。

5. 任务结束(K02.16)：这种信息由观测者用来命令任务结束、提供目标监视和评估目标毁坏。

6. 随后调整(K02.22)：一旦最初几发炮弹命中目标，但它们没有达到要求的目标毁坏效果，则“科曼奇”观测者利用这种信息调整随后的炮弹，使它们对准目标要害部位并重复效力射击。

各信息程序通过向炮兵部队发送CFF信息(K02.4)启动。这种信息包含炮兵执行要求CFF所需的所有关键参数(CFF型式、弹着位置、炮弹类型等)。当炮兵能使用CFF时，它将回答一个给观测者的信息(MTO)，以告知任务和提供火力任务射击数据。从这时起，不同类型的CFF/FFE经过不同的路径。

在第一个程序中，当炮兵准备好炮兵将射击，然后发出一连串观测者任务更新(K02.6)信息：

1. “射击”发送给“科曼奇”以指示武器已准备好。

2. 如果发射多个群射，“射击完毕”通知“科曼奇”已发射最后一发炮弹。

3. 在炮弹命中前约5秒钟，“命中”(Splash)报告通知“科曼奇”炮弹即将命中。“科曼奇”为命中报告显示“炮弹命中”。

如果炮弹完成任务，“科曼奇”将向炮兵发出任务结束信息(K02.16)。如果需要另一轮炮弹或炮弹没有命中目标，“科曼奇”将发出具有位置修正信息的随后调整信息(K02.22)。

第2个程序(GRID/AMC)的工作与第1个程序相似，只是炮兵要等待发射指令。炮兵部队将向“科曼奇”发出观测者任务更新(K02.6)信息以表示它在收到指令时已准备好发射炮弹。这时，只要任务态势允许，“科曼奇”将发送待召唤火力指令(K02.12)信息。剩下的程序与炮兵报告炮弹情况的第1个程序的相同。命中目标后，“科曼奇”能结束任务或用调整信息要求随后的调整以发射附加的炮弹。

最后一个程序是对运动目标进行的。数据是针对CFF FFE发送的，运动目标包括这些要素：目标类型、目标位置、运动方向和目标速度。“科曼奇”TTM自动提供这些数据而不必操作者介入。在收到CFF后，炮兵在许多因素(例如目标目前位置、目标航线、速度、炮弹飞行时间、炮兵准备时间等)的基础上确定预定的炮弹弹着点，并通过K02.6观测者任务更新信息发送这些数据。“科曼奇”的系统将自动确定和在TSD上显示将发射炮弹的触发点。“科曼奇”观测者监视目标运动并在目标到达触发点时发出待召唤火力指令(K02.12)。一旦发射了炮弹，遵循的信息程序实际上与前述的炮兵报告炮弹情况的程序是相同的。如果“科曼奇”要求增加炮弹，利用K02.22随后调整信息要求，重复效力射击。

6.2 机载火力任务信息

K02.38机载火力任务主要是由陆军航空平台要求其他航空平台的火力支援。这种信息是有些独特的。因为在观测者/射手任务更新之前，在空中观测者和称作射手的第2个空中平台之间传送相同的信息。作为信息的起源，已“监视目标”的观测者选择满足火力支援任务要求的信息情况。虽然这种信息正在进行修改以包括较多的情况，但目前的信息基本上提供2种信息情况：目标交接情况和远距“海尔法”发射情况。下面简要介绍这两种情况。

目标交接情况需要信息的简单交换。在信息发起者(“科曼奇”观测者)的任务中，在探测、确认和标记目标后，由观测者产生和发送K02.38机载火力任务—目标交接信息。信息把目标分配给空中平台射手(例如：另一架“科曼奇”或“阿帕奇”直升机)，以便用“准备时火力”(WR)控制方法处理目标。在收到该信息后，射手评估信息并编辑收到的信息，射手决定接收或拒收信息。一旦接收或拒收目标交接，则该信息程序结束。如果要求不同的射手，必须从新产生和发送信息。

远距“海尔法”发射是两个空中平台间进行的一种火力支援功能。飞行员“已监视目标”的一架直升机在该任务中用作观测者，它发出远距“海尔法”发射信息，发出发射指令并对已发射的“海尔法”导弹提供终端激光制导。第2架机在远距离位置执行导弹射手任务。在信息发起者(“科曼奇”观测者)任务中，探测、确认和标记目标后，由观测者产生和发出K02.38机载任务—远距“海尔法”发射信息。该信息把目标分配给空中平台射手(例如“科曼奇”)以利用“听我指挥”(AMC)控制法采用“海尔法”半主动激光制导导弹攻击目标。远距“海尔法”发射任务信息更新的典型程序表示在图6：“海尔法”发射信息程序中。

一旦任务被射手接受，射手的系统将自动把导弹发射参数填入信息，然后该信息发送给观测者。当直升机准备好发射导弹时，射手将通知观测者。观测者又利用K02.38信息发出发射指令。接到发射指令后，射手发射导弹并发出发射报告。接到发射报告后，观测者的系统开始倒计时。导弹命中目标后，观测者向射手发出任务结束的信息。

6.3 辐射体三角测量

辐射体三角测量是“科曼奇”直升机非常重要的功能，它能确定雷达辐射体(如地对空导弹阵地上的搜索雷达)的位置。这种功能能由一架“科曼奇”完成，但要求“科曼奇”做飞行运动。通过利用数字信息，多架“科曼奇”能分享精确确定辐射体位置的探测信息。

辐射体系统为了发现和跟踪目标将进行发射。这些系统具有多个工作模式(搜索、拦截、跟踪)。当“科曼奇”直升机发现一个辐射体在发射时，系统就自动地发射辐射体告警信息(K04.08)给其它小组的成员以及其它外界的成员(TOC和“阿帕奇”)，该信息包括计算过的位置。在图7中“科曼奇”A发现了辐射体，它将计算过的信息发送给“科曼奇”B。在有附加信息的情况下，“科曼奇”B能够获得更加精确的辐射体位置。该功能是由TTM完成的。图8描述了机上估计的位置与有关的不稳定性。当把位置与不定性关联起来后，最终结果就是辐射器的精确位置。图8：辐射体三角测量结果描述了如何关联该信息。

科曼奇用了6个状态卡尔曼滤波器以保持对其数据库中每一个实体的跟踪。该数据库用北、东、下(NED)坐标系。这6个状态是NED位置和NED速度。这位置的NED是实现辐射体三角测量功能的十分重要的矩阵单元。该矩阵是对称的，这意味着在平台之内只要发射半个矩阵。

将有能够报告探测到辐射体的其他直升机，但是信息将不是NED的。大多数雷达告警接收机(RWR)系统以相应精度(系统中固有的)提供到达角(AOA)和垂直角。在这种情况中，位置信息关联之前，位置信息将由TTM转变成NED。

当在相同方向探测多个辐射体时，该系统将必须区别它们。RWR功能将提供关于被探测辐射体的参数信息。这些不同的参数有：频率、极化、调制等。这些参数是多个平台间分享的辐射体告警(K04.08)信息的一部分。

7.0 结束语

“科曼奇”直升机设计成利用它的先进航空电子设备在战场上执行多种作战任务和通过战术互联网向美陆军和联合部队及时和精确地提供战术信息。综合MEP系统向“科曼奇”飞行员提供对战场态势的优良知晓度，它把通过战术数字网得到的信息与机载系统数据关联起来，以提供统一的战术态势显示，叠加在“科曼奇”的数字地图上。“科曼奇”将向数字网或直接向部队成员发送有关的威胁信息。由传感器搜集到的信息被自动地在驾驶舱显示器上数字信息入口页中向飞行员提供。“科曼奇”飞行员移动显示器上一对聚光圈能发送关于目标的详细与精确的信息。当完成任务(如火力支援任务)，需要信息排序时，MEP系统向飞行员提示排序中下一个预期的动作。许多数字信息(如辐射体警告信息)是自动发送的，以减小飞行员的工作负载。耐用的“科曼奇”通信系统能与多种数字网(如美陆军战术互联网和多军种Link-16网)连接，提供可靠的通信通道，以发送和接收数字信息。“科曼奇”由于能以及时的方式观察关键战场地区，所以能提供战争态势的及时知晓度。“科曼奇”将是美陆军未来宝贵的武器系统。

8.0 致谢

约翰·汉密尔顿：对本文中使用的各个作战任务的VMF信息程序提供了输入和说明。

特拉维斯·沃尔夫：帮助说明战术互联网构型和结构。

9.0 参考文献

1．Operational Requirements Document for the Comanche Armed Reconnaissance/Attack Helicoopter.

2．Field Manual 17-95 Cavalry Operations.

3．Field Manual 1-114 Air Cavalry Squadron Troop Operations.

4．“digitization of Army Aviation Platforms”, American Helicopter Society 54th Forum, May 20th 1998.

(602所蔡汝鸿译自AHS第56届年会文集P.673～688，左丽华校)

握杆操纵设计和试验的分析研究

——有关“长弓阿帕奇”手柄研制的过程

Matthew D.Hannen，Thomac M.Cloud

麦道直升机公司

摘　要

由美国陆军/麦道直升机公司(MDHS)研制的AH-64D“长弓阿帕奇”攻击直升机装有综合的控制和显示设备，促使驾驶员和副驾驶员/射手能够驾驭直升机上先进的航空电子设备和武器系统。AH-64D机组成员新乘员舱的操纵和显示设备包括4个手柄，即周期变距手柄、总距手柄、左瞄准手柄和右瞄准手柄，驾驶员借助这些手柄能够握杆操纵而不需用眼观察手柄的操纵。这4个手柄的研制工作是最近进行的一项分析研究，即根据攻击侦察直升机驾驶员的任务要求对操纵进行裁剪，研究握杆操纵设计和按用户需求进行的试验。

本篇技术报告总结了“长弓阿帕奇”各手柄的设计过程，其中包括最初的概念设计、开关功能的各种分配、泥塑模型的研制、用户的飞行试验、人机适应性评估、计算机三维模型、激光立体平板印刷模型的研制、人机回路全任务飞行模拟器的评估、生产鉴定和试飞。

此外，本文还记述了详细的设计和评估准则，如使用标准的开关位置改进训练迁移能力、使用形码开关头减少需要用眼观察的操纵和分隔配套开关避免使用中因疏忽造成的错误选择。

AH-64D的握杆开关功能几乎是AH-64A的二倍，这项意义重大的设计确保了在各种任务情况下手柄的有效使用。作者提出的论据是计算握杆开关的数量不是推算驾驶员工作负担的有效方法，他们提出了这个与从前的研究人员相悖的观点。本文还描述了握杆操纵驾驶员项目多媒体培训方案和一些从AH-64D手柄试飞中获得的教训。

作者最后讨论了新兴技术(人工智能、认知决策辅助设计、以驾驶员为主的自动操作、头盔跟踪光标技术和语音识别系统)对下一代武装直升机握杆操纵设计的作用。

引　言

美国陆军/麦道直升机公司研制的AH-64D“长弓阿帕奇”是先进的多任务全天候昼/夜重型攻击直升机。“阿帕奇”能战斗在与其它陆军作战系统相同的环境下，如贴近地面飞行。在夜间或能见度降低的环境下使用，最具战斗实效。图1所示的“长弓阿帕奇”的设计目的是执行反装甲、武装侦察、警戒和纵深攻击等攻击直升机的常规任务。其它任务包括防空抑制、防空、空中支援、近距离空中支援、海岸防御、特殊作战、维和/响应突发事件等。对上述诸任务而言，“阿帕奇”不需用眼观察的握杆操纵设计是决定驾驶员和副驾驶员/射手安全而有效地使用任务设备的关键。

图2和图3说明了AH-64D“长弓阿帕奇”驾驶员和副驾驶员/射手即机组成员的工作位置，各包括一个头盔式显示器、两个多功能显示器(具有主要系统的接口)、一个全尺寸字母数字键盘(用于输入数据)、一个装在前上方的显示器(用于通讯、告警、警报、建议提示)和整套飞行操纵设备。本文重点讨论图4所示的握杆操纵设计。驾驶员和副驾驶员的工作位置上包括相同的总距手柄和周期变距手柄，只有副驾驶员/射手的工作位置上装有左、右光学中继管瞄准手柄。

攻击直升机作战时接近地面，处于或低于树梢的高度，要求在飞行操纵手柄和瞄准手柄上安装开关，及时省力地作出选择。

当驾驶员在执行任务时，驾驶员的大部分注意力将集中于几乎是连续的紧急任务，如贴地飞行，因此手柄作为机上的系统应设计得直观而易于操作。为了维持快速作战的速度要求，成功地完成任务，AH-64D手柄的功能按连续的不需用眼观察的操作要求设计。采用这种方法，驾驶员和副驾驶员/射手能够在执行关键而重要作战任务以及飞行任务时集中大部分的视觉和认知注意力，而握杆手柄操纵功能的使用仅占驾驶员肌肉运动和认知的一部分。

如果能在驾驶员、副驾驶员/射手和自动操作之间有效地分配机组成员的各项任务和特遣任务，那么执行一系列关键、重要和常规的任务几乎就成为习惯性动作。实际上，考虑攻击直升机任务的复杂性和飞行环境造成的挑战(如1993年在Stanzione)，我们不能保证驾驶员的工作负担将是较低的，就象你夜间在照明良好、不拥挤的高速公路上驱车前进一样，但是至少工作负担能够更易于管理。直观的握杆操纵功能结合足够的以计算机为主体的培训和实际操作练习能在高强度条件下综合人机接口设计的其它特性，提供有效的战术决定并提高任务的性能。握杆操纵的设计是取得人机综合性能达到预定要求的关键因素。

由于在变幻的全规模战场同时执行连续而短期的任务引起内在冲突，因此在可用的控制和显示通道间达到恰当的平衡，这对人机界面的设计任务而言极富挑战性。本文旨在给出27步设计和试验过程的顶层小结，作者与其它来自工业和政府的代表组成工作组，利用这些过程设计、试验AH-64D的握杆操纵。这项分析研究在设计工程师、人类工程学和驾驶员的指挥下进行，他们负责武装直升机握杆操纵的研制工作。

我们想提醒读者的是军用直升机的任务类型大不相同，驾驶员执行每个任务的角色差别很大，因此每架直升机上可用的任务设备和计算机的处理程序也不尽相同。由于这些原因，因此手柄设计采用象写烹饪书那样描述性的方法是不实际不可行的。因此，本文列出了与握杆操纵设计有关的许多问题，对设计过程提出建议，设计过程涉及所有的基本设备，对相互抵触的设计要求进行权衡研究，按合理的价格为用户提供一套能够满足要求的驾驶员和副驾驶员的握杆操纵设备。

设计过程

手柄设计系统工程方法的过程是必须对“长弓阿帕奇”的总距手柄、周期变距手柄和瞄准手柄进行定义、研制原型机、进行生产和试验。27个分步骤如下述各段所述。

任务分析

麦道直升机公司特别针对战场管理、火力分布、状况评估、传感器管理和目标攻击情况分析了先进攻击直升机的任务和作战要求。不仅对某些发生在目标地域的潜在高负荷任务情况集中进行了特别的分析，而且对许多具有代表性的任务如无线电呼叫、不可预测的事件、降级的作战飞行和飞行中紧急事件也均进行了分析。对各项任务进行了分析，其目的是保证在整个飞行作战谱中，而不只是在操纵动作发生频繁的这一期间内，驾驶员操纵手柄的动作是有效的。

任务设备

随后，麦道直升机公司逐项列出了AH-64D任务设备包，其中包括所有传感器、武器、导航、通讯和作战的飞行控制模式。任务设备包各项功能和模式的清单列出了各开关的功能，就象一张实用的细目清单。今后在各手柄上或其它可获得的控制通道将安装一个或多个类似的开关。

目前和未来的作战要求

麦道直升机公司针对驾驶员和副驾驶员/射手的大量任务，其中包括可能与手柄开关的相互动作，分析了当前的AH-64A攻击直升机的作战要求和已立项的AH-64D的作战要求。根据目前的作战程序和AH-64A的作战程序初步确定了各开关在手柄上的最初分布。另外，特别针对火力分布、战场管理和与其它攻击小组的协调任务分析了AH-64D的战术草案、技术和作战程序。同时，也根据有限的简易手柄设计目标确定开关的最初分布位置。这些设计目标有：(1)驾驶员在驾驶飞机时应能够操作雷达同时通过平视显示器观察，不需用眼察看操纵更不用接触多功能显示器；(2)光标握杆控制应能够选择所有多功能显示器开关；(3)驾驶员和副驾驶员/射手几乎能以相同的效率执行所有关键的握杆控制任务。另外，根据各开关的预计使用频率和执行多组相关任务时注意力集中的要求(观察平视显示器或观察俯视显示器)，决定开关的最初分布位置。只要有可能，设计目标是使驾驶员在一段时间内能够保持观察平视显示器，不需用眼观察操纵，同时不必在平视观察和俯视观察间前后拔动开关。附加的设计目标也显著地改进了手柄的可靠性、维护性，减少了拆卸、维修和更换的平均时间。

任务的分配

麦道直升机公司对驾驶员、副驾驶员/射手分配了各项任务或飞行科目，这些任务既可由驾驶员或副驾驶员/射手自动操作完成，也可由这些实施者联合完成。针对某些数量有限的实例分析，完成任务的准确方法对驾驶员和副驾驶员/射手而言略有不同。虽然某些任务由自动操作完成，但必要时一般也能进行手动超控。

通道的分配

随后，麦道直升机公司将选定的各项任务或飞行科目分配到各手柄、多功能显示器、控制面板和其它可获得的通道。根据以人为主的设计准则和以任务为中心的分析方法初步分配了各通道。以人为主的设计涉及下述问题：根据人的固有能力和所受的限制，人能发挥什么作用？以任务为主的分析涉及到下述不同的问题：如何分配通道才能最圆满地完成任务？当以人为主的分配方法与以任务为主的分配方法发生冲突时，一支由人类工程学工程师和驾驶员组成的系统工程小组根据逐项分析研究解决每项冲突。只要有可能便在下阶段的设计过程中采用多余度通道分配方法进行处理，有时正是通过这些附加的分析和试验得到最佳方案。

时线分析

通过初步分配总距手柄、周期变距手柄和左右瞄准手柄的功能位置，对关键、重要和常规任务的具体任务和时线进行了分析计算。对选定的关键任务设定一些假想敌人的时间界限。如在目标地域，攻击直升机无遮蔽暴露的时间越长，被敌军探测到的可能性就越大。同样，攻击直升机释放雷达发射能量(或发射导弹)后停留的时间越长，受敌军武器系统反攻的可能性越大。最后期限分析的结果预测“长弓阿帕奇”的驾驶员和副驾驶员/射手能够有效地操作新系统，在预计的威胁时限内平稳地停留。从理论讲，驾驶员位置上的三个手柄和副驾驶员/射手位置上的四个手柄至少能按预定目标操纵，当然还留有大量的工程开发工作。

布局图和各开关位置

麦道直升机公司准备了初步的二维手柄布局图，将功能相关的开关组合在一起。例如：在目标地域使用频繁的任务开关分布在总距手柄的上半部，在进入和飞出目标地域时使用频繁的飞行任务开关分布在下半部。

为了减少手的必要动作，根据各开关的典型使用顺序分配各手柄开关的位置，平均分配左右手的工作。由于大姆指比其它手指各方向位置的敏捷性更好，驾驶员的大姆指可对二位、三位和四位开关以及光标进行控制。由于食指和无名指的敏捷性差，这两个手指仅用于按按钮和触发开关。为了使培训效果更有效地转移到AH-64D上，AH-64D开关的位置几乎与AH-64A的开关位置相同。

标准化

下一个设计步骤是对各开关的布局和遍布驾驶员和副驾驶员/射手手柄上开关头的形状进行标准化设计。例如：火控雷达扫瞄范围开关、雷达模式开关、光标控制开关以及左—右光标开关的相关空间位置在总距手柄和瞄准手柄上是相同的。各手柄采用相同的开关位置以及相同的开关头形状可以减少必须记忆各开关位置的要求。

虽然设计小组根据大量的军用固定翼和旋转翼战斗机的设计经验研究AH-64D握杆操纵的设计，但没有强求AH-64D握杆操纵的设计与其它军用飞机的标准相同。1988年Steelmen提出了飞机的标准化设计目标，虽然除AH-64A之外的军用飞机提供了大量的好思路和经验，但在”长弓阿帕奇”控制和显示系统的设计中并不要求采用“基俄瓦”勇士武装直升机、“科曼奇”直升机、“黑鹰”和其它战斗直升机的标准。主要是根据上文所述的以任务为中心的AH-64D的任务分析做出这一决定的。

联系分析

对某些机组人员任务有选择地进行了联系分析，并将此分析应用于大量的攻击直升机任务。有时，采用联系分析的结果权衡相互冲突的设计目标。例如：AH-64D的开关位置是否应与AH-64A的相同？或开关的位置是否应根据AH-64D开关的使用顺序而定？联系分析专用于某些特殊情况，如同时操作两个开关，也即在改变远红外雷达的瞄准视场时同时用手动跟踪开关跟踪目标。这样，联系分析的结果就否定了站不住脚的要求，不要求副驾驶员/射手的左拇指同时位于两个位置。

泥塑模型

麦道直升机公司研制了全尺寸的总距手柄和瞄准手柄的泥塑模型，其中包括实际原型机上的开关和开关头。模型既采用了软塑模粘土也采用了烘干的塑像粘土。虽然泥塑模型具有许多微妙变化，但对准确的位置、方向和相连开关的分离都能进行重要的精细设计。如果没有泥塑模型，就几乎不可能使拇指、食指和无名指有效地确定各开关的位置，使邻近开关间有足够的分离空间，避免驾驶员和副驾驶员/射手选错开关。同时，泥塑模型也控制了成本，减少了晚几个星期开发出的激光平版印刷塑料模型上的修改工作。

人机环境适应性试验

麦道直升机公司进行了人机环境适应性试验，试验中根据5%～95%男性飞行员对AH-64D全尺寸座舱模型的适应情况，修改泥塑手柄的设计。通过连续不断的修改设计，在取得最佳的人机适应性手柄形状前一般要对泥塑模型进行三次主要的修改。有组织地听取了驾驶员的意见，对每个手柄开关的8项特性进行了独立地评估，这8项特性是：盲目触摸、位置、角度、旋转方向、操作力度、开关头的设计、邻近开关间的干扰和各开关标签上的缩写字母。试验中采集了某些比值数据比较驾驶员的响应，也即根据各驾驶员手掌尺寸(包括手掌宽、拇指长、中指直径)的百分数测量方法归类各个比值。这些试验以及以后的驾驶员评估试验均包括戴有飞行手套和防化手套条件。

麦道直升机公司采用全尺寸的座舱模型确定总距手柄运动的范围和瞄准手柄旋转调整的准确角度；同时，全尺寸座舱模型也用于对座舱的其它控制和显示器如键盘和多功能显示器实现视觉控制和实际操纵控制。由于用于驾驶员和副驾驶员/射手认知用的计算机模型比全尺寸座舱模型试验早几个月，因此仅对用于驾驶员和副驾驶员/射手认知用的全尺寸座舱模型试验做了一些极大的调整工作。当然，仍要求全尺寸座舱模型试验根据一定的角度要求明确确定手柄的最大尺寸。

用户的评审

在手柄研制过程中，每隔一段时间，麦道直升机公司便举行座舱系统面板应用会议，让用户方的驾驶员评审周期变距、总距和瞄准手柄的设计。作为由工业部门和政府部门组成的”长弓阿帕奇”工作组中的主要参研人员，陆军的作战驾驶员和政府专业部门的专家参加了手柄设计的过程，给出技术性简介和评估握杆操纵设计。

符合人类工程学的改进设计

经过大约三个月后，麦道直升机公司修改了泥塑模型的设计，使开关更易接触或触摸，开关间分离、易于旋转，确定了手掌的参考点，握柄的感觉更加舒适，整个设计符合人类工程学的要求。总之，由于标准的成品开关头不易于触摸或操纵，为AH-64D的手柄设计定做了11个开关头。总距手柄和瞄准手柄的形状得到了尽量的改善，不再与目前的其它手柄产品相似。根据需要，有必要增加开关的数量。

计算机模型

随着泥塑模型的开发、试验和修改工作的进行，各手柄的三维计算机线框模型也进行了编程设计。这些由CAD/CAM设计的计算机模型显示了各手柄准确的三维形状，其中包括各开关通道孔和电气连线设计。由CAD/CAM设计的计算机模型对原型手柄在AH-64D飞行模型器中的应用是必不可少的，也是航空电子设备研制和试验设备中不可缺少的部分。

塑料模型

麦道航宇公司采用激光立体平版印刷快速生产工艺生产了塑料原型手柄。生产各手柄的周转时间(根据上述的计算机模型)少于1星期。塑料手柄交付到麦道直升机公司后，对手柄进行喷涂，装上开关和导线，抛光并贴上白色的开关说明标签，为下面的试验阶段做准备。

部分任务模拟试验

采用塑料手柄，麦道直升机公司进行了一系列的人机回路部分任务的模拟验证试验，为期几个月。这一阶段进行了座舱的验证试验，手柄试验是座舱验证试验的一部分，而且专门针对瞄准手柄和总距手柄进行了一星期的部分任务模拟试验，唯一的目的是在模拟战术环境中有效地使用手柄，这些试验包括昼/夜模拟任务试验。模拟试验组织得有条有理，当然在正式的评估试验后期也进行了一些自由任务试验。

在进行合理的评审后，驾驶员正式汇报了执行任务的情况，细化了问卷调查和规定了比值尺度，初步进行了数据采集。这些模拟试验使原型手柄的设计获得30多项改进和修改。这些改进包括根据开关的使用频率，重新确定了两个开关的位置；改进了光标控制软件的算法；改进了开关头的旋转方向(使用拇指操纵的开关在一条线上)；修改了开关的标签。对瞄准手柄的形状和手掌的舒适度也进行了修改，使得开关更易于接触。

塑料模型的修改

为了使根据部分任务模拟试验得出的设计更改有效，改进了手柄的三维计算机模型和激光立体平版印刷塑模工艺。经过几个月，在3到5种塑料手柄模型中选出手柄原型模型。

采购规范

在这一阶段，准备了详细的采购规范、资源控制图和相关的采购一揽子计划，以便确定生产装机手柄的生产厂家。总计为35页的采购规范定义了总距手柄的所有必要的设计要求，其中包括机械设计、可靠性、电气、维护性、检查、试验、发货和交付要求。采购规范同时也参考了军用、联邦和工业标准。采购一揽子计划中也包括供货商提供的用于合同方和政府评审的数据。

供货商的安排

安排介绍了供货商的计划销售情况并就技术要求进行了协调，为供货商的初步设计评审进行准备。确定供货商后，6个月完成初步设计评审。

机组成员的培训

在这个阶段，麦道直升机公司准备并安排了以计算机为基础的常规的机组成员的培训，培训小组由6名来自陆军和麦道直升机公司的试验飞行员组成。在本文后面部分详细描述了用于全任务模拟试验的AH-64D机组成员的培训。

全任务模拟试验

6个星期的全任务模拟验证试验验证了AH-64D驾驶员和副驾驶员/射手的座舱设计。虽然在该试验阶段出现并解决了6个细小的手柄修改工作，但在握杆操纵中采集了大量的定量和定性的模拟试验数据，结果很好。结合部分任务模拟试验的结果，全任务模拟试验同时也改进了设计。

关键设计评审

在完成全任务模拟试验不到一个月后，就正式完成了供货商的关键设计评审，冻结了手柄的设计。

手柄装机试验

握杆操纵试验完成了一系列手柄的装机试验，没有发生任何故障。手柄装机试验包括静强度试验、温度/高度试验、有限振动试验和电气试验台架试验。

飞行试验评估

麦道直升机公司和政府部门采用6架”长弓阿帕奇”原型机评估AH-64D的飞行试验。本文后面部分列出了飞行试验的高级别的评估结果。

生产鉴定试验

只对总距手柄作正式的生产鉴定试验。这些试验包括振动、温度/高度、湿度、振动(正常的和坠毁的)、加速、爆破环境、雨水、盐雾、太阳辐射和沙/尘试验。总距手柄设计通过了各项试验要求。有效的鉴定试验结果已与AH-64D总距手柄在外场的实际性能相同。6架原型机经过3年的飞行试验，总距手柄没有发生故障。

生产改进

在鉴定试验期间，麦道直升机公司和政府代表分析并批准了3项用于生产型装机总距手柄的改进设计。第1项是改进了焊接和缩小电气开关终端的工艺，增加其强度。第2项是改进了使用环氧树脂固定按钮的工艺，保证环氧树脂的用量适当。第3项是减小了手柄插槽的外形尺寸，缩小了总距手柄离中央操纵台左侧的距离。

成品手柄

目前，麦道直升机公司正在购买AH-64D第1批生产型上所用的手柄，第1批AH-64D计划于1996年交付给美国陆军。

驾驶员工作负担

AH-64D握杆操纵的开关总数几乎是AH-64A上的两倍，这项意义重大的设计改进使得驾驶员能在繁重的任务情况下有效地使用各手柄。当然，现在还没有证据能够证明握杆操纵开关数量的增加会导致驾驶员工作负担的线性(或指数)增加。驾驶员的工作负担首先是个理论值，难以用作战术语定义。工作负担同时取决于任务和作战形势，几乎不可能用有意义的量化方法确定。如果人们能够测量实际工作负担，那么确定繁重负担的界限将是一个大难题。对航空界而言，工作负担的界限值可能是一个根据作战形势而变化的值，经常根据不同驾驶员的个性特点的变化而变化。再者，使本来已含糊不清的概念更复杂的是经验得出：短期的繁重负担比长期的等量的负担更易于管理。

许多关于驾驶员工作负担的现代理论都源于经典的多源理论。根据这一理论，驾驶员的工作负担来源是有限的，在设计驾驶员的任务时，应使驾驶员在肌肉运动、视觉、感觉、触觉上达到平衡。因此，有可能过分使用驾驶员的某一种肌肉运动，如对左手而言，需用左手几乎同时操纵的总距开关太多，这就是所谓的通道内的矛盾。执行一项任务或多项任务时，要求驾驶员在总距手柄开关和左侧多功能显示器开关间频繁地更换，产生了更繁重的理论预计负担，这就是通道间的矛盾。

根据多源理论，驾驶员的预计工作负担在给定的时刻下是下述3项的函数：(1)与机组主动任务有关的总需求和执行各项任务所用的通道；(2)与主动任务有关的通道间的矛盾，按要求的等级划分；(3)通道间的矛盾，按要求的等级划分。

如果预计的工作负担理论上定义为上述3项的总和，那么合理的结论是：计算握杆操纵可用开关的总数不是推算驾驶员预计工作负担的有效措施。简单地计算可用开关数，而不考虑何时和如何实际使用这些开关，以及执行任务时与综合考虑其它机组工作位置的操纵和显示，将是不准确的方法。举个例子便能说明这点。

对一名有经验的受过培训的驾驶员而言，仅靠触觉盲操作手柄开关(如搜索灯的操纵)的理论负担基本上与察看和选择多功能俯视显示器开关的负担相同。搜索灯的操纵开关在总距手柄上，不在多功能显示器上，使驾驶员一次能完成两项任务(即驾驶飞机，同时不用眼观看按下搜索灯的开关。)这个例子说明：对驾驶员负担而言，维持必要的注意力集中(平视，不用眼观察操作)比注重手柄可用开关量与多功能显示器可用开关量的比较具有更多的表面价值。

因此，我们认为握杆操纵开关总数不是使驾驶员工作负担增加或减小的原因，而重要的是这些开关如何分布于整个人机界面。劣质的手柄设计必然增加驾驶员的工作负担，正如劣质的综合控制面板或不协调的多功能显示器界面一样(休斯，1989)。当然，分析整个人机界面的效率比简单地计算握杆操纵开关数要复杂得多。在AH-64D全任务模拟试验中使用2种可用的实验负担度量制即：SWAT和TLX。使用这2种度量制划分主观任务负担等级的驾驶员认为：工作负担的管理等级比这一领域的研究人员制定的界限值要低得多。

记忆要求

握杆操纵开关数量加倍的直接影响是要求加强记忆而不用观看开关标签记住开关的位置。握杆操纵开关的增加与盲操纵有关，即驾驶员不应该必须观察手柄开关标签，驾驶员应仅凭感觉确定并选中正确的开关。

与只带有7个开关的手柄相比，带有18个开关的手柄要求进行更多的记忆培训。如果驾驶员最初的培训能加强必要的记忆力并能避免因疏忽选错开关，那么针对握杆总距手柄18个开关进行的任务性能的改进工作将不会受到削弱。

在手柄设计和握杆操纵设计位置时，均考虑了采用可行的方法减少记忆要求并避免因疏忽选错开关。首先，AH-64D上开关的位置近似于AH-64A手柄的位置，方便培训时能保留以前的训练记忆结果。与AH-64A手柄不同的是：手掌不需复位便能选择AH-64D的手柄开关。第二，相邻开关的间距至少为2.54~3.18厘米。这一间距保证驾驶员能有效地触摸开关而不会按动其它开关。第三，开关头的形状既有凸形又有凹形，靠感觉便能区别不同的开关，即使戴着飞行手套了也能区分。第四，相邻开关相对拇指的位置处在不同的平面。手柄表面上不同的复杂平面设计尽量从空间上分离了相邻开关。第五，设计经常上/下或左/右选择的相邻开关。第六，开关本身处于手柄的硬壳之中(如抛放防护装置或任务手柄的底部)。对这些硬壳和手掌搁放位置进行特殊的设计，使驾驶员在夜间凭感觉便能快速判断拇指和食指的位置。

在设计握杆操纵时，有必要进行攻关，对众多方法进行权衡比较做出决定。如手柄开关不可能总能排除所有的因疏忽造成的错误选择，同时又能按5%～95%的手掌尺寸进行有效的选择。当要求戴上防化手套操作时，错误选择是不可避免的，因为当戴着飞行手套和防化手套时，对所有开关头的感觉实际上是非常相似的。出于该原因，在诸如发射武器、发射激光器、关闭发动机和抛放燃料的握杆操纵装置上加有实物保护装置。另外，采用对机组人员进行合适的培训，通过多次练习，熟练地进行操作，减少因疏忽造成的选择，降低事故的严重性。

驾驶员的培训

按目前军用航空培训的格式经麦道直升机公司进行适当的裁剪，在新型手柄的研制过程中对驾驶员进行培训。让计划参加未来发展研究的驾驶员在美国陆军航空培训中心接收大多数正式的航空培训，是一种谨慎的方法。

按“学生材料”的形式将根据机组工作设计要求制定的技术资料转化为培训资料。这些“材料”包括介绍手柄、在开关所属的主要子系统的文本中介绍有关的操纵开关。说明的事项包含手柄的位置、形状构型图、开关和操纵头的类型和功能介绍。在教室培训期间因为没有飞行员手册，因此“材料”用作主要的参考资料。从培训材料中取出图例和附图用幻灯片投影仪进行培训。有关手柄的教室培训花了近2小时。

另外，在理论培训期间，采用手柄实物模型和计算机原型模型作为辅助材料，提高培训的逼真度。在教室讨论期间学生可获得高度逼真的全尺寸手柄模型，上面装有原型开关，增强了对书面培训教材的理解。工程研制中使用的虚拟应用原型系统(VAPS)中的快速原型软件也用于培训设备，就象在直升机中进行操作似的。VAPS的显示包括多功能显示器(MFD)的动态模拟和所有的手柄以及AH-64D机组人员工作位置上的有关握杆操作。开发出的程序使培训人员在使用计算机显示光标(用鼠标控制)时，根据任意和全部的握杆开关的选择便能提供开关运动的视觉反馈信号。当开关选择在显示器上命令一个响应时，在多功能显示器上就显示一个反馈信号。

在信号培训的早期，全尺寸“长弓阿帕奇”座舱照明模型使学生熟悉了座舱的布局以及AH-64D的控制面板、开关、显示器和手柄的布局。因此也就更有利于教室里的讨论，加强了对培训教材的认识。

经过30到35小时的理论培训，即完成了“长弓阿帕奇”所有系统的培训，驾驶员的培训进入到在工程研制模拟器上进行的飞行培训阶段，飞行培训指导老师在这一阶段对驾驶员进行工作位置熟悉培训和感觉飞行培训。因此，白天连续进行的模拟器飞行培训是演示和练习所选的飞行任务，使每个驾驶员的培训时间约为30飞行小时。正是在这些培训阶段中评审了与AH-64A“阿帕奇”相似的开关控制功能和位置，对AH-64D工作位置中的握杆操纵设计反复地进行培训，熟悉手柄的位置。当不进行飞行培训或其它操作练习时，鼓励驾驶员从模拟控制中心进行观察获得对工作位置操作的不同认识，学习同伴驾驶员的经验。

虽然保留AH-64A某些控制和显示界面不特别作为研制AH-64D机组界面的设计目标，但这为培训和操作提供了明显的好处。标准操作习惯在AH-64不同模型上的使用也提供了好处，使用户同时拥有两种模型。

如上所述，手柄开关数量明显增多，这对最初的学习曲线几乎没有影响。当然，这也是任务设备组件功能增强的结果。在当前的AH-64A中综合新的子系统界面，没有显著地增加子系统操作的复杂性。随着驾驶员培训的逐渐进展，培训全部变为理论培训。一学会新的子系统的基础理论知识，驾驶员便可以直接与目前的子系统一起操作新的子系统。因此通过学习手柄模型，在原型计算机上进行操作练习和在工程研制模型器上进行的飞行操作，达到记住书面教材知识的成功作用。

虽然在设计初期获得了很多有效的练习，但正在进行的飞行试验表明，大多数的握杆操纵是有效的，但也有某些缺点。这些缺点主要是对于开关头的感觉和启动，对控制开关外形的设计和局部设计没有明显的问题。因此，整个培训和作战飞行试验表明手柄的设计获得了满意的结果。

飞行试验经验教训

在照明模型和工程研制模拟器中进行“长弓阿帕奇”机组工作位置设计鉴定的初期完成合同方的试验。计划的飞行试验在1994年末完成，在整个飞行试验中对握杆操纵进行连续的评估。虽然正式试验已完成，但用户作战试验和评估练习中的非正式评估正在进行，计划到1995年3月完成这些试验和评估练习。

就该点而言，试验的结果良好。有关设计和新手柄的作用已获得赞同的评价，特别已对战术作战中手柄的位置，开关的布局和触觉以及实现握杆操纵的特点给予好评。试验中得以确认的改进有(1)改进了拇指触摸周期开关的问题，特别是对尺寸小的手掌，改进了其触摸开关的能力；(2)在任务手柄上加装一个总距飞行手柄开关；(3)在手柄上考虑采用直接式或综合的照明设备。由于要求周期变距手柄的形状、布局和开关位置与AH-64A相同，因此对周期变距手柄开关的触摸仍是一个需要改进的问题。

新兴技术

作者认为新兴技术对下一代战斗直升机握杆操纵设计的影响意义重大。6项目前用于美国陆军旋翼机驾驶员的联合项目(RPA)的人机界面的新兴技术将对握杆操纵设计有重要的影响。这些新兴技术是：人工智能、认知决策辅助设计、以驾驶员为主的自动操作、头盔跟踪光标技术、三维音像显示和连续的语音识别系统。每项新技术使设计工程师在进行飞机握杆操纵设计时，比当前的传统设计方法多12种设计选择。因为计划在2000年或以后采用RPA的新技术，因此由工业部门和政府部门组成的RPA设计小组在开发新型人机界面时能够摆脱过去的实践，冒着预计无可避免的危险，根据第21作战部队在未来战场上面临的挑战设计新型人机界面。

依靠人工智能并辅以驾驶员为主的自动操作和感知决策技术，电子助手，为空勤人员提供了战情辅助决策和意见。当授权后，电子助手能代表驾驶员执行任务。在制定任务计划或执行任务时可以做出这些授权决定。驾驶员使用语音识别系统(或其它方法)对电子助手分派明确的任务令其执行。采用语音识别技术在执行任务时可以有效地进行握杆操纵而不用眼观察操纵，你只需告诉电子助手为你执行具体的任务。

为电子助手分派明确的任务并不总是必要的。因此，电子助手能代表驾驶员执行任务而不需告诉执行什么任务。当工作负担繁重时，在定义的界限内，电子助手能自动地分捡任务，使驾驶员从这些任务中摆脱出来。自适应电子助手不仅能执行任务，当驾驶员粗心遗漏某些任务时还能提醒驾驶员。

采用综合语音设备，电子助手也能够直接与一个或两个驾驶员通话。由于驾驶员耳机中有立体的声频信号输出，因此不要求驾驶员经常观察多功能显示器上显示的相同信息。相反，驾驶员操纵时可以依赖头盔双目镜上显示的信息。这些信息可与立体声频提示一起作用。

借助这些新兴技术，驾驶员能够保持平视姿势，不用眼观察手上的操作，所执行的任务范围更加宽广。但是特别值得提醒的是不能过份使用保持平视不用眼观察的操纵方式。对许多操作而言，使用全景俯视显示信息动作将更敏感，而且当驾驶员俯视时所选的平视信息也能有效的显示在多功能显示器上。

当然，语音识别合成方法并不适用于所有的作战情况，其主要原因是听和说同时发生相互间干扰很大，而且在作战时会过量使用声频信号。头盔跟踪光标也能和多功能显示器一起使用，为电子助手分派并执行任务，或手动选择显示信息。虽然头盔跟踪光标需要用眼观察，但由于不需讲话，驾驶员能够收听无线电或进行机内通话，使电子助手分担一部分任务，实现握杆操纵。

电子助手的另一个作用是充当“信息显示管理器”。当电子助手分派了这种作用后，在多数情况下，就不再要求驾驶员手动控制显示。对战情势态做出敏捷显示的管理器能够突出重要的信息，并去掉显示器杂波和不相干的信息，这对战情而言是至关重要的。显示管理器选择多功能显示页面，自动去除杂波，必要时弹出显示窗口。

结合任务行动网络，采用电子助手不断地改进作战情景模型，确定当前的任务情景计划、目标和驾驶员的作战目的。任务情景包括详细的信息知识，即关于友方部队、敌方部队、执行任务前的计划、航空指挥员的目的和一组包括当前和未来(预计的)机组任务的其它任务网络数据信息。借助电子助手显示管理器的作用，驾驶员几乎不费吹灰之力，便能在合适的位置合适的时间获得所需的信息。因此，加快战术决策、保持快速作战的速度同时避免饱和任务的产生。

如果视新兴技术为解决任何问题的方法，那么就会把当前的设计引向错误的方向。总之，电子助手不能取代正、副驾驶员，只能辅助正、副驾驶员。驾驶员(包括空中任务指挥员)的作用依然不变，也即驾驶员在任意时刻都能进行操作，因此即使这些任务分派给电子助手，还要求驾驶员采用手动方式执行机组任务。2000年研制的智能座舱的人机界面仍将保留手动操作方式，这点与1995年研制的先进座舱不同。今后几年，机组工作位置设计工程师要面临的一个重要挑战可能是如何设计一种简单而直接的方法，使驾驶员能够明确或含蓄地将任务分派或传达给电子助手。同时，电子助手必须能提供有效的反馈决策信息，在不干扰驾驶员采用手动方式执行任务的情况下，辅助驾驶员的操作。理想的电子助手的设计特点是既提倡创新精神又采取谨慎的态度，在两者之间达到有效的平衡。在人类一机体适应工程设计中很少考虑这两个点，在人机(计算机)界面的设计中考虑的更少。

随着新兴技术的快速发展，人机界面设计科学日趋复杂。有关这一专题的讨论(包括应用于研制2000年智能座舱的设计指南)将成为未来研究的主题。

结　论

握杆操纵设计是取得人机预定性能水平的关键因素。诸如人工智能等新兴技术将影响手柄的设计。在某些情况下，新方法将取代传统的握杆操纵方法。在另外一些情况下，要求在驾驶舱中同时采用传统的和新型的握杆操纵方式，而且作战情景影响驾驶员采用的方法。另外，2005年智能驾驶舱将同时考虑其作战情景和驾驶员偏爱的操作方式进行设计。

致　谢

作者对下述参研人员和前麦道直升机公司的雇员对本文所述的“长弓阿帕奇”握杆操纵的设计过程给予的指导表示感谢，他们有：费兰克·布恩、简·戴维斯、乔恩·汉纳、凯西·肯德里、米奇·拉比奇、克里斯挺·利特尔、保罗·迈耶斯和迈克·斯蒂夫。马丁·马丽艾塔公司的现场代表吉姆·巴特尔和Mason电气公司的雇员吉恩·墨尔本和凯文·艾伦对AH-64D握杆操纵研制航空工业小组的工作做出了突出的贡献。另外，感谢霍尼韦尔公司研究中心的科学家克里斯·米勒和维克多·赖利以及负责智能应用系统研究的诺姆·格迪斯，感谢他们为美国陆军旋翼机驾驶员联合项目定义电子助手概念所做的努力。感谢美国陆军和政府部门的代表，他们对AH-64D手柄的设计作用巨大。他们是：LTC的吉姆·谢弗、戴夫·塞尔(已退休)和他的用户驾驶员快速小组、陆军人类工程学实验室的迪克·阿姆斯特朗和来自ATCOM工程部的汤姆·梅茨勒。最后，我们感谢RPM项目的经理布鲁斯·坦尼，即美国陆军航空兵应用技术研究所所长，感谢他对双向信息转移和仰视操作研究领域的管理所作的贡献。

参考文献

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2. Lumsden , M., “Man Against Machine , ”Aviation Safety , 01 Sep 1990, PP. 9-11

3. Stanzine , K., and Kolumbic , D., “Helicopter Crew Stations : A Hot Seat of Information Explosion, ” Vertiflight , Vol. 39, (3) , May/Jun 1993, PP. 30-31

4. Steelman, J. , “Standardization of Cockpit Controls, ” U.S. Army Aviation Digest , Apr 1988, PP. 3-10

(602所刘忠译自AHS第51届年会文集P.1417～1435, 朱生利校)

超级座舱：先进系统与技术的综合(ASTI)

C.D.Holley

贝尔直升机得克斯特朗公司

摘要

在1996年的早些时候，贝尔直升机公司提出一项研究计划，该计划主要集中于未来战场的先进座舱和武器系统的研究，另外还包括用于开发和制造环境的先进软件和航空电子技术。本文着重介绍了该计划的座舱开发部分。ASTI超级座舱通过一种先进技术任务设备组件(MEP，包括硬件和软件)来支持未来数字化战场上的各种任务,该任务组件通过对座舱的设计已达到人－机水平的综合。该座舱代表了当今世界上功能最强大、综合程度最高的攻击直升机座舱水平。它在“玻璃座舱”的设计中融入了最新的技术，这些技术包括面向任务的各种自动化应用以确保正确的信息在正确的时间提供给机组人员、经过改进的座舱几何设计，以及可用性测试以降低机组人员的工作负荷并增强状态感知能力和任务效能。座舱/MEP的设计代表了贝尔公司多年来在设计采用计算机技术，包括用于智能决策辅助的人工智能技术的先进座舱方面的最高水平。本文介绍了“超级座舱”和它的一个较早的设计型号，也介绍了一个最近进行的评估结果和目前正在进行的设计修改。

引言

在1996年早些时候，贝尔直升机公司把一个正在进行中的自主研究与发展(IRAD)计划――先进武器系统(AWS)发展成为先进系统和技术综合(ASTI)计划。前一个计划主要研究的是用于未来战场特别是串列式双座座舱攻击直升机的先进座舱和武器技术，它支持了对后来演化成“超级座舱”这一顶目的初始发展和评估。该设计支持了贝尔直升机公司为英国的攻击直升机计划、美国海军陆战队的综合武器系统计划以及其它一些计划中提出的建议方案。它目前为美国海军陆战队的H－1改进计划提供了概念上的原始资料。H－1改进计划包括用于AH－1W和UH－N的4浆叶驱动链和用于AH－1W的综合(“玻璃”)座舱。其中后一个计划包括继续发展“超级座舱”，但也包括用于开发和生产环境的先进软件和航空电子技术。图1中给出了该方案的几个关键方面。本文重点介绍的是该计划的座舱发展部分。

ASTI“超级座舱”通过一种采用先进技术的任务设备组件(该组件包括通过对座舱的设计而实现人－机水平综合的硬件和软件)来满足未来数字化战场的任务需要。图2给出了包括MEP部分在内的概念上的航空电子结构。该座舱是当今世界上性能最佳、综合程度最高的一种攻击直升机座舱，在其“玻璃座舱”设计中融进了最新的技术，这些技术包括面向任务的各种自动化应用以确保正确的信息在正确的时间提供给机组人员、经过改进的座舱几何设计，以及可用性测试以降低机组人员的工作负荷并增强状态感知能力和任务效能。座舱/MEP的设计代表了贝尔公司多年来在设计采用计算机技术(参考资料2～7)，包括用于智能决策辅助的人工智能技术(例如，参考资料8)的先进座舱方面的最高水平。

从一个HFE的观点来看，玻璃座舱对设计一个通过机载计算机和显示器来有效管理驾驶员将要面对的大量信息的系统提出一个巨大的挑战。获得所有这些数据并无助于任务的成功与安全性，除非驾驶员能够以一种及时的有辅助的方式获得正确的信息。在错误的时间，数据太多与太少会造成同样巨大的危害。从V－22计划中所获得一个教训就是对把太多的控制显示系统放到多功能显示器(MFD)上一定要谨慎。在“超级座舱”的整个开发过程中采用了所建立的人类信息处理模型，以便为与人－机接口相关的设计决策提供一个“道路图”。为有助于“超级座舱”设计和座舱管理系统中的信息管理方面的工作，特别要依赖两项人类信息处理的基本原则：印象和分解。

印象这一概念是Kant在19世纪提出的，并由Bartlett在1932年引入到心理学中。从本质上说，印象就是某一物体、想法、过程、或程序在人类记忆中的一个大概的、原始的体现。这一印象包含位置(slots)或占位者(placekeeper)，当产生印象时，这些位置被填充(用具体例子标示)。如果一个人对某一特定的情形形成了一个适当的印象，那么可以通过使那些例示与事先已存在的位置相吻合，来简化对与该情形相关的信息的处理。“超级座舱”设计中采用印象方法的两个例子是在多功能彩色显示器(MPCD)各个页面之间的格式的标准化以及各个MPCD(它们是完全一样的)的进入程序。

进入MPCD的控制逻辑也通过心理学上的分解原则得以补充。这种概念是由G.A.Miller在1956年在其经典文章“不可思议的数字7，加或减2”一文中提出的。他从本质上证明了短期的记忆只有有限的处理能力，其范围为从5到9单音节的字(按照有限的能力定理)，该范围也会随刺激的变化而变化。Miller进一步证明了通过对信息的认识重建以使其与有限的能力相适合，可以超越这种处理极限。换句话说，信息可以被组织成有代表性的非常规则的碎片，它们能够为被长期记忆的不太规则数据的恢复提供提示。这在某种程度上与采用简称作为辅助记忆工具来记忆一个词语有些类似。Miller的初始工作已被很多研究人员验证并得到进一步扩展。其它的研究人员已确认不能给信息提供一个清楚的组织会产生低效率。在“超级座舱”设计中应用了分解和组织的一个例子是通过8个顶层的面向任务的显示模式来确定MPCD的进入方式。进一步被组织进两个主要的子集中。(这些将在后面讨论MPCD进进行介绍)。

“超级座舱”的特点

为保证任务顺利、安全地完成，AH－1W“超级座舱”包含了很多所需要的物理特性，它采用前后串联式双座座舱。前舱和后舱的功能是可互换的。尽管认为较好的机组人员的任务设置是前舱为驾驶员舱，尾舱为副驾驶员/射手(CP/G)舱，但每个机组乘员在任何一个舱中都能完成其任务。除极少的例外，两个舱中的控制与显示部分在功能上和物理上完全一样，因而改善了机组人员的协调能力、后勤保障、培训以及任务效能。两舱在控制与显示部分的布置方面已尽可能将差异减到最小，事实上，其布局完全一样。

MPCD上的控制－显示格式是直观的且易于读取的，飞行中所需的任何信息只需按一个键就可获得。有限的功能显示器(LFD)提供了补充格式以避免在关键的任务阶段MPCD显示器的局限性。飞行控制手柄和目标捕获(TAS)控制器是面向飞行和任务的，通过手动来实现某些关键功能。对座舱几何结构重新进行了设计，在目标人数不变的情况下，使座舱布置更符合人体测量学原理，(座舱空间大约增加了20%)，包括位于尾舱的一个4自由度的可调座椅。通过座舱的窗以及传感器辅助方式使机组人员的视野得到加强。外部可观测性比其它的任何攻击直升机都要好。相对于目前的AH－1W，“超级座舱”获得了大约20％的改进，由于驾驶员在前舱，外部视野根本不受限制。

控制增稳系统(SCAS)提供了经过证明的飞机操纵品质，并且将获得更多的驾驶员辅助能力以确保采用侧杆控制环(cyclic)后的操纵品质与采用中心杆控制环(cyclic)的操纵品质相当。采用“超级座舱”后，机组人员间的任务和飞行的协作是直接、简单和积极的。通过一个总的设计方案，使机组人员的效能进一步得到提高。该方案包括得到增强的飞行控制、用于离散式控制显示输入的按钮报警器(PBA)、带有综合功能键和开关的全字母数字混合式键盘、通过一个数字地图子系统得到增强的状态感知能力、目标捕获系统以及采用先进技术的显示装置。备份的飞行仪表能够确保机组人员任何时候都能得到对于安全驾驶飞机所必需的信息。

由于广泛采用了座舱自动化以及直观的用户接口，这就使机组人员获得了专心于任务要求所需的时间，而不是把宝贵的时间用于处理系统操作。例如，考虑如下情形：正在进行掠地飞行(NOE)的驾驶员发现一个机会目标，并把它分派给CP/G，正在进行通信和航路计划工作的CP/G按一下其TAS(目标捕获系统/传感器)控制器(手柄)LOS ACQ(视线捕获)以使瞄准传感器随动于驾驶员的LOS，按一下其MPCD上的TGT(瞄准子系统)(尽管他可能已选择了这一工作模式)以便控制TAS，并且锁定目标。机组人员间的协作是有效的且毫不费力。机组人员一起选择了所需的信息并依次成功完成了任务。

与“超级座舱”设计有关的一项需要着重指出的原则是避免替换或重新设计现有的座舱部件，除非这种重新设计是增强任务效能和安全性所需的，或是为了符合系统规范或其它客户的要求。表1中列出了一些关键的设计原则。只有非常少的部件避免了被重新设计。例如：现在的座舱照明控制面板没有提供座舱与所使用的磁搬扭开关之间全部的功能度，而经验表明在实际使用时这是十分不方便的。而“超级座舱”的面板被重新进行了设计以使其两个舱具有完全相同的面板(只是为了座舱中安装的需要而存在很小的尺寸上差异)。发光的PBA被用于共享功能，以便两个面板上的开关总是指示正确的发光状态。另外，为了方便读取操作，每个座舱中面板都被置于前部。

表1 一些关键的设计准则和前提

1. 瞄准和领航传感器将位于机头

2. 飞机将有6种机翼位置

3. 每个座舱中都将有独立的备份的飞行仪表

4. 照明将与NVIS兼容；B　要求， A　希望　(MIL－L－85762)

5. 如果适用的话，采用专用的面板/开关提供通用的控制

6. 每个座舱既可完成驾驶员的任务，也可完成CP/G的任务，驾驶员最好在前面。

7. 每个座舱中都将有一个经过助力的侧杆控制环

8. 座舱的布局尽可能完全一样

9. 每个座舱都将有一个HMD并且具有I2能力

10. TAS控制器(手柄)将是可隐藏的

11. 每个座舱中都将有两个8 X 6　英寸的显示面区域，彩色的　LCD　MPCDs.

12. 每个座舱都将有一个显示面区域大约为4.3 X 3.4英寸的彩色LCD　LFD，它紧邻着键盘放置

13. 照明控制、系统管理、武器(主手柄和有选择地投弃)、领航(PNAV和HMD)、SCAS、和CSC(通信)采用专用面板。

14. 座舱的储藏空间将增大

15. 可能的话将对“黄图”的缺陷进行修改。

在这些设计准则中，大部分注意力都放到如何消除座舱中的混乱上。考虑的一个主要目标就是使仪表板和所有其它的视觉装置尽可能的小。因而最大限度地增大了外部可视性并增强了任务效能和安全性。另一个目标是通过MPCD 综合实现很多的面板控制和显示，而不是传统的专用面板/开关。

在随后的部分中分别介绍了“超级座舱”及其设计评估和修改。基本的设计过程和设计工具另有文介绍(见参考资料1)，这里不再重复。

“超级座舱”的设计

这一部分将介绍座舱的物理和功能方面的情况，这些方面包括飞机要执行的任务以及为完成这些任务所需的MEP及实际布局，包括采用一个原型座舱以对一个早期的初步的配置进行评估，这些问题将在下面两节中进行讨论。第三节中给出了“超级座舱”的实际布局。

任务设备组件(MEP

ASTI攻击直升机预计将执行下列任务：反坦克(主要任务)、对人员攻击、空对空、空运、仪表飞行、训练、侦察、火炮观察、防空压制以及有限的搜索和救援。执行这些任务包括全天候工作能力和掠地飞行(NOE)的战术能力。为满足这些要求，所需的MEP包括：驾驶员夜视传感器(MNVS)、TAS、数据加载器、先进的电子战(EW)装置、包括机炮(20毫米机炮)、空空导弹、空地导弹和火箭在内的一个多用途武器装置。主要的控制显示组件包括字母数字键盘及并排的彩色液晶显示(LCD)、LCD MPCD、带有图像增强功能的头盔显示器(HMD)、该图像增强功能可以是综合的、基于镜头盘的或通过目镜。警告注意提示(WCA)告警系统也采用语音合成技术。

先进武器系统原型座舱

“超级座舱”的设计是从多个计划演化而来，但对其影响最直接的是为AWS计划开发的一个早期座舱。在经过几年之后，在先进旋翼机座舱和武器技术计划中提出了各种方案，为支持这些方案的研究和发展工作，这个正在进行中的计划中的配置也发生了变化。1991年，研究重点重新被放到串列式双座攻击直机的配置。以AH－1W做为基本座舱，到1992年，这一原型座舱被建成并做为全任务仿真阶段的评估试验台。在1993年6月做出决策将AWS座舱改变为“超级座舱”的原型。

图3所示为原型的AWS座舱。前舱为驾驶舱，副驾驶员/炮手(CP/G)在后舱。工作位置是不能互换的，因为尽管对控制环(cyclic)和集中式手柄进行了修改以保障一些炮手功能，但驾驶舱中没有TAS控制器(这里是任务手柄)。后舱采用的是侧杆控制环(cyclic)、叠加的MFD(瞄准显示位于底部)，以及置于仪表板上的固定的任务手柄。前舱的MFD是并排放置的，两个舱中的键盘显示装置(KDU)都被安置在中央操纵台上。该座舱还采用了HMD技术和CRT MFD技术；后者包括3个对角线为10英寸的彩色显示器和1个瞄准用的对角线为7英寸的黑白显示器。较小的这个显示器与AH－1W目前使用的瞄准显示器一模一样。座舱也采用的目前AH－1W KDU AQS 205控制显示装置或CDU用于键盘及相关的显示。用CDU实现了一种远距频率显示(RFD)模式以弥补“显示限制”。原型的AWS座舱于1992年11月在贝尔公司的全任务模拟器上由6名具有AH－1W和军事经验的驾驶员(4个是美国海军陆战队的驾驶员，2个是贝尔公司的试飞员)进行了正式评估，这6名驾驶员分成三组，进行一系列任务的试飞。该评估结果已被多方介绍(例如，参考资料1)，并且用做对座舱进行重新设计的数据源。

“超级座舱”的配置

“超级座舱”的配置在图4中给出了图示(座舱模拟的照片)、在图5(前座舱)和图6(后座舱)中给出了二维布局。每个座舱都包含下列主要的控制和显示装置：

1．每个机组成员都配备一个HMD。平显符号被设计成符合飞行状况的需要，并且包括飞行、武器、系统和WCA信息。

2．在每个机组人员的正前方并排放置了两个高分辨率彩色LCD MPCD。它们位于设计眼位(DEP)的前方大约686.0 毫米(27英寸)处，并且是沿中心线对称的。显示格式的示例如图7和图8所示。MPCD的显示面为203.2毫米 X 152.4毫米(8英寸 X 6英寸)，周围是面板，包含有26个用于控制显示界面(与MPCD综合的键盘也代表了另一种控制显示界面)的开关，这些开关中的大多数位于区域－1中，其中8个专用开关沿着显示器的底部放置，每4个为一组排列。这些专用开关中的每个都对应一个控制显示子系统，通过符号来识别。这些符号和子系统是WCA(警告注意提示)、SYS(系统状态)、CNI(通信、导航、识别)、FLT(飞行)、TSD(战术状况显示，包括数字地图)、EW(电子战)、TGT(瞄准)、以及WPN(武器)。其余的的18个按键开关是“软”控制开关，其功能和符号都是专用于每一个显示页面。显示控制部分位于面板的每一个角，包括符号的亮度、图像亮度和对比度以及与正向与法向图像调节等。

3．LFD是一个具有有限图形能力的109.2 毫米X 86.4 毫米(4.3英寸X 3.4英寸)彩色LCD。它与键盘排列在一起，用来显示5种类型的数据：备用仪表、键盘输入、座舱内部状态、子系统状态、以及与数字通信系统的交联。信息的显示是如下设计的：(1)底部的两行用作键盘的提示和输入行；(2)从底部起第3行提供座舱内部状态，在武器和通信子系统间转换；(3)其余的显示部分用于在一个用于显示通信状态的远距频率显示器(RFD)和用于显示武器状态的一个图形显示间转换。图9给出了显示格式的一个示例。在备用仪表模式中，整个显示器被用来显示飞行仪表。除了显示亮度和对比度开关以外，面板上还有8个用于与自动目标交接系统交联的软键。在面板的较低的部分有打开即逝(turn-and-slip)的指示器。

4．为“超级座舱”选配的键盘有着已在OH－58D上广泛使用的经历，且表现良好。为用于“超级座舱”，已对其进行了较小的修改。尽管与LFD并排放置，但它并不是与LFD综合的，因此允许对显示器和键盘按各自角度进行放置。除了一整套字母数字键外，它还包含转换开关和按键开关，这些开关用于所选择的专用功能，如WCA应答和应急通信。

5．控制环(cyclic)控制杆位于右操纵台。控制环(cyclic)手柄包含有各种开关以提供对下列功能的手动控制：无线电/机内通信发送/选择、力量调整、武器选择、显示选择、断开SCAS、HMD图像(FLIR/I2)、HMD去干扰、武器操纵、以及武器开火(板机)。与控制环(cyclic)和右TAS控制器(手柄)通用的功能则采用相同的开关和位置来实现。

6．集中控制杆位于座舱的左侧，它含有两个用于发动机动力管理的扭矩手柄油门。一个共形的(其形状是按照人类工程学方面的一些考虑而设计的)集中式手柄位于集中式控制杆的端头，并且与用于发动机的油门控制装置综合。该手柄包含了驾驶员对下列功能进行手动控制的开关：无线电频率选择、空转制动开启、应急投弃、接通电子对抗、搜索灯控制以及搜索灯转向等。

7．每个座舱中都包含两个TAS控制器(任务手柄)，它们位于MPCD的下方，并且安装在伸缩平台上，当从装填位置移到操做位置时，控制器旋转到竖直的方向。另外，为适应前舱和后舱的调整，伸缩平台提供了5种锁型位置。左侧的控制器有用于控制下列功能的开关：TV/FLIR聚焦、TV/FLIR增益和电平控制、激光火力(扳机)、LOS捕获、FLIR极性、频率转换以及停帧等。右侧的控制器手柄有用于控制下列功能的开关：武器火力(扳机)、武器选择、转台/游标转向、激光补偿、预先对准、武器操作/控制、FOV选择等。

8．每个座舱都含有备份飞行仪表，除了通过蓄电池汇流条供电外，这些功能与飞机上所有其它的子系统和传感器都是相对独立的。这些设备采用LFD做为它们的显示手段。这些备份仪表包括：气压高度表、空速指示器、姿态指示器、垂直速度指示器、以及磁罗盘等。专用的磁罗盘位于前舱的左侧座舱盖轨道，每个机组人员都可以看到。

“超级座舱”的其它设计特点包括每个座舱中都有两个后视镜，仪表操纵台向设计眼位移的更近了，以及包括自动飞行控制系统(AFCS)模式在内的改进的控制增稳系统(SCAS)。后舱中放置了传输模块(DTM)和旋翼叶片制动装置。另外，通过在后舱中综合进一个4向可调座椅大大增加了目标乘员人数下的座舱的几何尺寸(而目前的飞机仅可在向上－向后/向下－向前这一斜面坡上可调节)。而前舱通过对座舱盖的修改提高了驾驶员头部与其它物体的间隔。

设计评估和修改

这一节中分别讨论了最近进行的设计评估以及目前正在进行的设计修改。

设计评估

1997年1月在贝尔公司的全任务模拟器上，由具有AH－1W经验的4名美国海军陆战队的飞行员对“超级座舱”进行了评估，这4名飞行员被分成两组。训练和评估在机组级进行，而每个驾驶员都要填写调查表。每个机组人员接受了4个小时的地面课堂培训、4个小时的实际飞行训练以及8个小时的替代的飞行训练。训练之后，每个机组又对一系列的任务情况进行飞行评估。前舱和后舱的每个驾驶员的训练和评估时间是平均分配的。采用Likert型分级并辅以定性评论的一份内容广泛的调查表被用做主要的数据采集手段。表2中概述了通过这些调查表得到的一些定量结果。也获得了一些对效能的客观的测定结果，但这里没有涉及。

表2 这次评估的一些扼要的结果

属性/功能平均*S.D.

控制环(Cyclic)/手柄位置　4.00 0.00

控制环(Cyclic)/手柄朝向　2.25 1.09

控制环(Cyclic)/手柄形状　3.50 0.87

手柄位置 3.00 0.71

手柄朝向 4.00 0.71

手柄形状 4.30 0.47

任务手柄位置 1.75 0.83

任务手柄朝向 3.25 0.43

任务手柄形状 3.75 0.83

MPCD位置 4.75 0.43

MPCD荧光屏　 4.50 0.50

MPCD可读性　 4.50 0.50

KDU位置　3.50 0.50

KDU可读性3.25 0.83

KDU有效范围　3.25 0.83

主手柄位置　 4.30 0.47

通信面板位置 4.00 0.82

飞行控制面板位置 4.30 0.47

有选择的投弃面板位置 4.00 0.00

系统管理面板位置 4.30 0.47

*采用5点制的平均分级：1=坏5=好n=4

一般来说，大多数项目的评级位于尺度标准的中间点以上，因而为座舱提供了总的来说还是不错的结果。一些光晕效应是不明显的，因为驾驶员很少给出一个“5”的评级，正如在对任务手柄位置进行评级中所显见的那样，他们毫不犹豫地采用了尺度的负端。这种分级的趋向表明，如果某项的平均分小于4.0，那么就需要考虑对该项进行某种程度的重新设计。通过调查表和口头汇报获得的定性的评论表明驾驶员对这一设计的总的方法及其实现表示满意。这些观点包括：

1．对侧杆控制环(cyclic)给予了热情的支持。

2．需要对控制环(cyclic)杆/手柄的朝向进行改进。

3．需要对一些控制环(cyclic)手柄开关进行返工

4．使一些MPCD顶层模式面向某一任务更加综合

5．消除某些MPCD页面上的多余的数字信息

6．对MPCD的图形、可靠性以及没有杂乱无章的页面表示欣赏

7．对于可隐藏的任务手柄，强烈需要一种不同的方法对其进行修改

同时也要求驾驶员指出有关设计方面他们最喜欢的三个方面和最不喜欢的三个方面。

表三中给出了这些评价意见。

在随后进行的设计修改中，对这些评价意见的每一条以及特殊的、任务驱动的客户要求进行了考虑。

表3 最好的和最差的座舱特性

最好的特性

两个舱中的侧杆控制环(cyclic)

总的座舱布局

双MPCD加上LFD

座舱综合

通用的座舱

无障碍闪光屏挡

最差的特性

任务手柄的设置/接近

由于疏忽而造成的武器走火

控制环(cyclic)手柄上的开关数量

在TGT上没有航向尺

设计修改

根据以上得到的这些结果，目前正在进行一些设计修改，并且通过未来的评估将其进一步精化。

1.可隐藏的TAS控制器(任务手柄)相对其它的设计方面来说得到了最负面的评价。将从三个方面对其进行实质性地修改。首先，将使TAS控制器由双手柄改为单一的右手控制器(手柄)，并将其中一些功能(开关)或者移到键盘上的一个TAS控制器区域，或移到MPCD的TGT模式中。在图9中对该方法给予了初步的描述。键盘上的数字键片已重新布局以便能够对TAS控制器区域进行左手操作。第二，TAS/游标开关将从目前的按钮位移式变换器改成不具有按钮能力的压力敏感型变换器。在该方法中，通过变换器上压力的释放来达到锁定状态。采用这种开关也使得手柄头变得更薄，因而有利于其放置。第三，将提出并评估两种用于改善控制器放置的方法。第一种涉及到改善目前的仪表板下面的机械装置。第二种涉及到铰接键盘盒，以便做出一个“盖”来，这样控制器便可隐藏在键盘“盒”中。目前正在研究能否将用于隐藏的机械装置设计成能提供控制器在非隐藏位置时的正确定位。

2.正在对侧杆控制环(cyclic)手柄的朝向进行修改以提供一个20度的倾斜及一个3度的舱内旋转。另外，正在为每个座舱开发可调节的扶手。为进行这些修改，正在对一些开关类型和功能进行评估，包括采用推－讲话开关。

3.对一些MPCD格式提出的改进建议正在被落实。这些建议包括在TGT上的加一个航向尺和在TSD上的进行更多的综合以提高状态感知能力。

4.KDU将被移到距设计眼位更近的地方。LFD将以与设计眼位成90度角安装，而键盘将以与设计眼位成30度角安装。

结束语

当一切就绪时，“超级座舱”将可能是处于生产中的最先进的攻击直升机座舱，总的来说，表2中所述的这些限制因素不会对设计发展造成损害。

快速的样机试制能力是一种重要的设计工具，以至于如果没有它的话就不能进行玻璃座舱的设计(这也适用于进行高逼真度MIL模拟的能力)。除了对设计小组工作的直接促进以外，快速的样机试制工具也可用作小组以外的通信和文件编制的手段。例如：从SG工作站上将控制显示格式下载为图形文件，并直接输入到基于PC机的桌面出版软件以便制作程序文件。当设计小组的所有成员不在一处工作时，这种通信能力是特别有用的。

“超级座舱”将可能是处于生产中的最先进的攻击直升机座舱，它代表了这些年的工作以及包括一些贝尔公司同行在内的很多人的支持下所达到的最高水平。以后仍有好几年的工作要做，但该设计未来的发展已建立在一个坚实的基之上了。

致谢

由于篇幅有限，不能在这里向每一位对“超级座舱”的发展做出贡献的人士表示感谢了。Lynn Morgan是原型的AWS座舱设计的最重要的工程师。AWS和ASTI工作组成员从个人和集体两方面都对该设计的积极评估产生了影响。在我们支持英国攻击直升机计划建议过程中，GEC航空电子公司的Dave Puleston和Mike Busbridge通过提供他们自己的创新性的思想来不断地对我们的座舱/MEP设计设想和思路提出质疑。在整个AWS和ASTI项目过程中，包括“超级座舱”阶段，Larry Jenkins提供了预算上和管理上的支持。由于Ian Brown的远见卓识，AWS的范围被扩展为现在的ASTI计划。H－1改进计划的工程指挥人员，特别是John Norvell, Alan Myers 以及Troy Gaffey对基于ASTI建议而产生的一些关键的快策都给予了支持。

超级座舱TM是贝尔直升机公司的商标。

参考资料

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(中国航空工业发展研究中心邓中卫译，黄培生校)

AH-1W改型“毒液”超级驾驶舱的进展

C．D．Holley

贝尔直升机得克斯特朗公司

M．L．Busbridge

通用电气公司—马可尼航空电子有限公司

摘要

进行了广泛改型的AH-1W“超级眼镜蛇”是作为英国陆军新型攻击直升机而提出来的，这种被称为“毒液”的直升机的特点是具有先进技术任务设备组件，利用AH-1W超级驾驶舱在人—机级上对这些技术任务设备组件进行综合。超级驾驶舱是世界上性能最好和综合性最强的攻击直升机机组人员座舱之一。采用最新技术的“全显示驾驶舱”设计。这些新技术包括：根据任务要求进行自动化和增强数据管理技术，从而能在需要时给机组人员提供有用的正确信息。这就涉及到改进驾驶舱空间布局，按人机工程学设计的驾驶杆手柄，以及其他的以机组为中心的设计方法。关键设计目标是，在建立和保持机组对先进的以任务为取向的自动化置信度的同时，减轻机组人员工作负荷并提高任务效率。此处所述“毒液”超级驾驶舱的进展包括驾驶舱的设计及其用于制造和验证的工具。本文讨论了控制—显示格式方法并提出典型显示格式。

序言

通用电气—马可尼航空电子公司(GEC)和贝尔直升机得克斯特朗公司(Bell)提出了将广泛改型的AH-1W“超级眼镜蛇”作为英国陆军新型攻击直升机使用的建议。这种取名“毒液”(Venom)的直升机的特点是：具有先进技术任务设备组件(MEP)，该任务设备组件由AH-1W超级驾驶舱在人—机级上进行综合。这种由贝尔公司和通用电气公司共同设计的驾驶舱代表了世界上性能最好和综合性最强的攻击直升机机组工作舱，该驾驶舱结合了最新的“全显示驾驶舱”设计方法。所采用的最新技术包括根据任务要求进行自动化和增强数据管理技术，从而能在需要时及时为机组人员提供有用的正确信息。这就涉及到改进驾驶舱的空间布局，按人机工程学设计的驾驶杆手柄，合用性试验和其他以机组为中心的设计方法，其目的就是为了减轻机组人员的工作负荷并提高任务效率(见参考文献1—5)。

为成功地完成任务和保障安全，AH-1W改型“毒液”的超级驾驶舱体现了所要求的人体特性。两个纵列式机组人员座舱的构型保证每一位机组人员都能在自己驾驶舱内的工作座位上完成两名机组人员所承担的任何一种任务。英国陆军更喜欢这样的构型：驾驶员在前舱，副驾驶/射击员(CP/G)或指挥员在后舱。一个小的例外情况是，两个驾驶舱内的操纵机构和显示装置在功能上和物理上均相同，这样就改善了后勤支援，训练的转换，提高了任务效率。两个驾驶舱内操纵机构和显示器布置的差异也尽可能减小到最低限度。多功能显示器(MFD)的控制显示格式直观并且易于理解，具有最小分页层次。飞行操纵手柄和任务手柄是飞行和完成任务调整所需要的装置，提供了包括多功能显示器(MFD)页面选择在内关键功能的握杆接入。旋转手柄油门杆与总距手柄综合在一起，装有电动机械助力器，以便改善其人工操纵。任务手柄和后部的周期变距杆都是收藏式的。对驾驶舱的空间布局进行了修改，以便按对象总数改善驾驶舱容积，使之符合人体测量学。机组人员的视界——既包括窗外视界，也包括借助传感器的视界——均得到改善。人们认为其外部视界比其他任何现有攻击直升机都好，“毒液”的视界大约比现有的AH-1W扩大20%。其稳定性和操纵性增强系统(SCAS)使该直升机具有经过证实的操纵品质并将具有额外的驾驶辅助功能。

机组人员之间的任务和飞行协调是直接，简单和良好的。通过贯彻总设计原理提高机组人员的工作能力，该总设计原理包括性能提高的飞行操纵机构，用于不连续控制显示输入的按钮标示器(PBA)，装有综合功能键和开关的全字母数字键盘，通过数字地图分系统提高了解情况的能力。代表最新科技水平的瞄准系统能同时跟踪6个目标。每个驾驶舱成套先进技术彩色显示设备由两个8×6英寸多功能显示器(MFD)，一个与键盘配置在一起4.3×3.4英寸有限功能显示器(LFD)，一个40×30度宽视场(FOV)双筒头盔显示器(HMD)组成。具有综合图像增强(I2)能力的双筒头盔显示器为武器，目标探测，飞行和注意、警告、咨询(CWA)数据提供平视显示符号。这些符号对于相应飞行状态是极其简洁的。此外，借助电动机械航向跟踪装置给该系统提供航向定位。这样，头盔显示器(HMD)就能用于控制目视飞行前视红外探测系统(FLIR)，目标探测系统和20毫米口径航炮。所有的俯视显示都使用彩色有源矩阵液晶技术。自主飞行仪表保证机组人员始终掌握使直升机安全飞行的必要信息。

驾驶舱广泛自动化和直观简洁的机组人员—计算机接口(CCI)使机组人员能将极其短暂而宝贵的时间用于注意任务要求，而不是把关键的时间浪费在应付系统的操作上。例如，障碍隐蔽飞行(NOE)时驾驶员来给偶尔出现的目标定位并给副驾驶员/射击员(CP/G)标示出该目标。正在通信和重新规划航线的副驾驶员/射击员按动副驾驶员/射击操作员任务手柄上的瞄准线截获(LOSASQ)开关，使瞄准系统跟踪驾驶员的瞄准线，并且在两个多功能显示器(目标探测页)中的一个显示器上显示目标，完全“由驾驶员自己握杆控制”该瞄准系统和武器系统，对目标进行攻击。机组人员之间的协调便利而高效。与此同时，为成功地完成任务，机组人员继续搜集所需信息并据此采取行动。

先进武器系统原型驾驶舱

超级驾驶舱构型是由不同的来源发展而成的，但是对其产生最直接影响的是为内部研究与发展(R&D)计划(贝尔公司的先进武器系统(AWS)模拟)优先研制的驾驶舱。这个进行中的计划在几年时间内对构型进行转变，以便支持先进旋翼航空器驾驶舱技术中产生的各种方案的研究和发展。1991年工作重点重新放在像AH-1W那样的具有纵列式双座舱的攻击直升机驾驶舱构型，将其作为基准座舱。到1992年，制成原型驾驶舱，并将其作为全任务模拟评估试验台。1993年6月，决定将先进武器系统机组人员座舱转变为超级驾驶舱基准。

原型先进武器系统驾驶舱(图1)的特点是在后驾驶舱采用座侧周期变距杆，因此，可以使用层叠型多功能显示器和固定的任务手柄；这样对于键盘显示装置(KDU)而言，在这种情况下就是指AQS205控制和显示装置(CDU)，作为优选择的中央操纵台就成为适用的。这种构型可以保证驾驶员在前和副驾驶员/射击员在后的双驾驶舱布局。在前驾驶舱内没有使用任务手柄，但其周期变距杆和总距手柄均经过改进，以便适应射击员的某些职能。该驾驶舱也使用头盔显示器技术和阴极射线管多功能显示器(CRT MFD)技术；阴极射线管多功能显示器包括3个10英寸对角彩色显示器和1个7英寸对角单色显示器。较小的显示器与AH-1W的现有瞄准显示器相同。机组人员工作位置也把现有AH-1W的控制和显示装置(CDU)作为键盘和有关的显示器用。遥控频率显示器(RFD)还装有控制和显示装置(CDU)，以便弥补“有限显示”的不足。

1992年11月，6名有驾驶AH-1W和军事经验的驾驶员(4名现役美国海军陆战队驾驶员和2名贝尔公司试飞员)分成3个机组，利用军事经验在贝尔公司全任务模拟器上对原型先进武器系统驾驶舱进行了正式评估。训练和评估是采用对驾驶员个人问卷的方式在机组的级别上进行的。每个机组接受12小时的地面学校训练和3小时的实际飞行训练以及12小时的替代飞行训练。(此后的结果证明，除了火箭发射以外，训练渐进式深入并且是充分的)。根据训练计划，每名机组人员飞一个评估方案系列，每个系列总计用2.5小时，包括“海尔法”导弹，火箭和航炮的渐晕图面训练。每个飞行员在前、后驾驶舱内的训练和评估时间平均分配。利用定性评估的利克特型(Likert-type)等级评估标准值进行广泛问卷，以此作为数据收集手段。

根据这些评估所获的主要结果定量地列于表1中。确定一个小于6.0的平均等级，以便表示出需要改进的范围。飞行控制手柄和任务手柄的设计，后驾驶舱的外部可见度，单色多功能显示器(尺寸和颜色)都作为驾驶舱的弱项进行检验。另一方面，快速而准确地检测出前驾驶舱外部可见度，机组人员定位(驾驶员在前)，确定注意、警告和咨询的方法。在一定程度上评价了机组人员总工作负荷，机组人员总工作负荷似乎受到后驾驶舱(副驾驶员/射击员)活动范围，特别是受到由叠加的多功能显示器和较小的单色多功能显示器(副驾驶员/射击员注意显示器之间的前后转换，以便利用较大的彩色显示器)而造成的过高工作负荷的影响。

定性评估表明，驾驶员对通用方法和补充设计感到满意。大多数评论都针对诸如“需要用较少的像元画出十字线”之类特殊设计细节。

某些高级反馈包括：

1. 瞄准线(LOS)控制器增益需要按照地图比例尺和传感器视场(FOV)自动地调整其速率。

原型驾驶舱设计的主要结果

品质/功能　额定值*

1.周期变距手柄设计　5.6

2.总距手柄设计　4.7

3.右侧任务手柄设计　5.0

4.左侧任务手柄设计　4.9

5.控制器显示装置(CDU)的定位和定向　 6.5

6.外部可见度——前驾驶舱6.7

7.外部可见度——后驾驶舱5.0

　 8.内部可观察度——前驾驶舱　6.9

9.内部可观察度——后驾驶舱　5.7

10.头盔显示器(HMD)字符和控制机构5.8

11.彩色多功能显示器(MFD)控制机构和显示器5.9

12.单色多功能显示器(MFD)控制机构和显示器5.0

13.注意、警告和咨询(CWA)的实现　6.6

14.作为射频接口(RFI)的控制和显示装置5.6

16.驾驶舱内协调 6.3

17.机组人员工作负荷 5.6

18.机组人员定位 6.8

19.根据异常准则配置的注意、警告和咨询管理　 6.9

7点刻度上的平均额定值；

1=坏，7=好，n=6。未获得的方差。

2. 地图比例尺应使用传统的1: 近似。

3. 地图应具有网格透明图板覆盖能力，以便于判读距离。

4. 不希望使用任务手柄定位和倾斜功能，因为使用起来困难，机组人员感到不适。

5. 在接通和断开电视和红外之间的瞄准传感器时，视场(FOV)不应发生变化。

6. 需要获得附加的驾驶舱内的情况信息(例如哪位飞行员在操纵什么武器)。

7. 前驾驶舱座椅旁边的总距手柄装得太高，使用起来不舒适。

8. 无线电控制机构需驾驶页自己操纵。

9. 利用数字地图大大增进机组成员之间对情况的了解。

10. 政府供应设备的控制与显示装置(GFE CDU)难以使用。

也要求驾驶员列举3个最好特点和3个最坏特征。3个最好的特征包括数字地图(也具有绝对优势)，前舱驾驶仪和头盔显示器(HMD)。3个最坏的特点是指总距手柄的设计，任务手柄的位置和前、后驾驶舱之间的转换器开关(瞄准传感器控制装置)(后舱右侧任务手柄上，前舱内总距手柄上；最好是右手操纵)。除了特殊要求和提出任务的用户的要求以外，在超级驾驶舱评估中考虑到了这些评论中的每个评论。

“毒液”的驾驶舱

任务设备组件

要求英国攻击直升机完成以下任务：反坦克(主要的)、杀伤敌方人员、空战、转场、仪表飞行、训练、侦察、为炮兵观测、压制防空火力、有限的搜索与救援。该攻击直升机完成这些任务时具有昼夜和不利天气条件下作战的能力，并能采用障碍隐蔽飞行(NOE)战术。为了满足这些要求，其任务设备组件(MEP)包括头部控制驾驶的前视红外(FLIR)探测系统；一套图像增强(I2)系统(综合到头盔显示器上)；包括电视/前视红外(TV/FLIR)，激光测距/指示器，激光光点跟踪装置，自动搜索和多目标跟踪装置等在内的目标探测系统；任务数据主存储器；先进的电子战配套件——被称为防御辅助设备；一幅数字地图；具有自动控制模式的稳定性和操纵性增强系统(SCAS)；全综合存储管理系统。上面我们介绍过主控制和显示组件。该系统通过两个双余度任务计算机进行综合，计算机也起到显示器驱动器作用，并由来自主存储器软件的数据产生数字式移动地图显示。

驾驶舱构型

超级驾驶舱(后来“毒液”的驾驶舱)的“毒液”型的构型在图2上以三维形式、在图3(前驾驶舱)和图4(后驾驶舱)上以二维形式表示出来。与驾驶舱设计有关的基本原理之一就是避免更换或重新设计现有的驾驶舱部件，除非要求提高任务效率或安全性，或者按照系统说明书或其他用户要求办事。例如，现有驾驶舱照明控制板在两个驾驶舱内都没有全功能性，使用磁触发器开关，以便保持驾驶舱内开关的定位。经验证明，这些开关是笨重的。“毒液”型重新设计控制板，以便在两个驾驶舱内都安装同样的控制板，利用轻型按钮显示板(PBA)去保持正确的开关状态。按钮显示板(PBA)也用于其它功能共享的所有控制板。

在重新设计的限制范围内，将最大注意力放在消除驾驶舱内的杂波问题上。主要目的是使仪表板障碍和所有其他视觉障碍尽可能地小，从而具有最大外部可见性并改善任务效率，提高安全性。与传统的专用控制板和开关相反，其另一个目的就是通过多功能显示器(MFD)的综合进行控制和显示。

操纵—显示格式法

按照人机工程学(HFE)观点，为了重新设计一个通过机载计算机和传感器，对机组显示器大量信息进行有效管理的系统，全显示玻璃驾驶舱具有惊人的挑战能力。仅有这些可用数据，还不能有助于成功地完成任务和提高安全性，除非机组人员很容易地及时使用正确的信息(参考文献6)。在不适当时间内任何太多和太少的数据都会造成重大损失。在整个驾驶舱研制中都利用新建立的人的信息处理模型(参考文献7，8)，以便为做出与人—机接口有关的设计决定提供“进度图”。人的信息处理的两个原理尤其取决于驾驶舱管理系统(图示和分块)在信息管理方面的支援。

图示概念是19世纪由坎特提出的，1932年巴特利特将其应用于心理学(参考资料9)。从本质上看图示还是一个抽象的概念，是人类对客体、思想、过程或程序记忆的一般表现。这个抽象的概念包括一些槽或保位条，在援引图示时，这些槽或保位条就被填满(参考文献7，8)。如果单个保位条增加了特殊情况的适当图示，那么，就十分便于处理与该情况有关的信息，因为这保证了例示与先存的槽一致。多功能显示器(MFD)页和不同的多功能显示器(它们都相同)存取程序之间的格式标准化，表示出利用图示设计法的两个例证。

分块的心理学原理是对存取多功能显示器(MFD)控制逻辑的补充。1956年G.A .米勒在他的《有魔力的数字7，正或负2》(参考文献10)这篇经典论文中提出了这个概念。他从本质上论证了短时记忆只有有限的处理能力，从5到9的单个字节(其范围也是按照有限能力的前提，随不同的激励而变化。)米勒进一步论证道，处理能力的有限性可以被重新组织的信息认识所“制服”，从而使其与有限能力协调。换言之，该信息能够组织到特征优良的“分块”中，该“分块”由长时记忆提供暗示，以便弥补辅助数据的不足。这跟使用首字母缩写词有些相似，首字母缩写词就是重新获得字语，将其作为记忆的辅助手段。米勒最初的工作得到许多研究者的验证和推广(参考文献11)。其他一些研究者确定，当主体把不必要的时间耗费在建立编排上时，对信息加以明显的编排的缺点就是造成低效率(例如参考文献12)。对驾驶舱设计进行分块和编排的例子是，将多功能显示取数分成8个分系统框槽，将其进一步组织到两个主要的分系统之中(图5)。

图示法和分块法都被看成是编排和表示信息的方法，这些方法表现出便于人的信息处理的特点。塔尔维英和唐纳森以及其他研究人员辩论说，这样一种编排是提高性能的关键因素。再说，从人类寻求建立某种方法以来，最佳方法少得很，缺少便利的编排分配性能，没有建立实用的编排方法(参考文献12)。我们的设计方法努力使机组人员的信息处理工作更容易和更有效，因为提供了直观和简洁的编排方法。该方法不依赖于记忆，并且与人类记忆和能力的策略和理论协调一致。

相容性　图示理论法的关键因素是信息显示与控制的相容性。这一点特别重要，常常难以通过多功能显示器(MFD)的显示模式加以规定。某些策略直接影响相容性，包括卷入工具，图符，彩色编码，形状编码。

卷入工具是为选择和输入复合数据集的信息而建立的。该工具为上下文专用，以软铵键左-1(L1)，通过L5，用透明图板加以表示，分别具有页码上翻，上卷，下卷和下翻等功能。仅表现出适用于现有控制任务的功能(例如，仅附加项在显示窗之外的情况下，才可以进行页面上翻和页面下翻)。

图符和图幅格式就是一种优选的显示法。该法使用全显示页上的同样符号。利用显示在不同页面相同位置上的有关信息进行功能分类。在所有格式上始终使用彩色编码和形状编码。以传统方法使用绿色，黄色和红色，就像检测仪表那样利用归入武器格式的语义。如果字母数字和边界处于“接通(on)”或选择状态，那么它们就用白色；如果处于“断开(OFF)”或非选择状态，则用蓝色表示。信息总是这样表示：上部是“我的驾驶舱”，下部是“别的驾驶舱”。

相容性的另一个重要方面是这样一种方法：利用这种方法所获得信息显示在各种不同的显示媒体上。例如，头盔显示器上所使用的目标和定位按照实用范围也用于多功能显示器。与此有关的是，已扩大到有限功能显示器(LFD)(例如，通信和武器状态)。

广度对深度　我们的控制和显示格式法的另一基本策略是用总体系结构补充“广度对深度”，以便把存取时间和按压按钮的次数减少到最低限度(图5)。飞行中需要的任何信息都可以通过最多两次按压按钮，从上部水平页上获得最多的信息。这种战略最难用通信和武器显示模式加以补充，这种对武器显示模式的挑战，来自于完成单一任务时使用多种多样的武器。

驾驶舱关键部件

多功能显示器　每个机组人员前面直接并排装有两个高分辩率彩色液晶显示的多功能显示器。这些显示器在设计(飞行员)眼睛位置前面大约27英寸，并且在中心线两侧对称。多功能显示器的显示面为8×6英寸，显示面周围有镶嵌框，框上有26个控制和显示接口开关，多功能显示器位于1区有效范围内。这些开关中有8个专用开关，照相制版开关，“硬键”开关，它们沿显示器下部分成两组，每组4个。在选择的时候，每个开关都符合说明牌上所说明的控制和显示模式，并全面提供与该模式相应的显示和控制功能。8个模式分别为注意、警告和咨询(CWA)，系统(SYS)，通信(COM)，飞行(FLT)，地图(MAP)，防御辅助(DEF)，目标探测(TGT)和武器(WPN)。在一个显示模式中，由“握杆”(hands-on)开关(驾驶员操纵周期变距手柄和总距手柄，副驾驶员/射击员操纵任务手柄)提供的操纵与保持18个按钮开关一起进行，这18个按钮开关是“软按键”或行访问控制开关，其功能和标号专用于每个显示页。图6至图10所示的是8个上部水平显示模式和页面的5个例子。

有限功能显示器　有限功能显示器(LFD)是彩色液晶显示器(LCD)。该显示器具有与键盘配置在一起的尺寸为4.3×3.4英寸的显示面(图11)。该显示器用于显示以下4种类型数据：键盘输入，注意、警告和咨询(CWA)信息，驾驶舱内状况，分系统状况。信息显示按以下方式编排：

a. 底部一排作为键盘的暂存器使用。

b. 下一排用于键盘提示。

c. 底部第5排提供驾驶舱内情况，武器和通信分系统之间的触发。

d. 保持通信状态遥控频率显示器(RFD)和军械状态画面显示器之间显示触发的75%。

e. 在失常情况或咨询情况下的注意、警告和咨询(CWA)警告系统底部叠合线2，3和4。

键盘

在OH-58D直升机上配置键盘利用丰富而有益的军用经验。在配置的时候，键盘不与有限功能显示器(LFD)综合。除了全套字母数字键以外，还包括完成选择专用功能。例如：注意、警告和咨询的确认和相互紧急通信的两个触发开关和7个按钮开关。

周期变距操纵

前驾驶舱的周期变距手柄位于右操纵台。周期变距手柄包括10个开关，以及具有以下功能的“握杆”开关：无线电/机内通话器的传输，力的配平，武器选择，稳定性和操纵性增强系统(SCAS)的断开，头盔显示器(HMD)视频(前视红外/图像增强)，武器的作用/控制，导弹和锁定/开锁，头盔显示器排除杂波，显示器选择，武器的发射(触发)。后驾驶舱使用安装在向下弯曲的中央杆上的同样手柄。向下弯曲的位置为使用处于非收起位置的任务手柄提供了间隙。

总距操纵

总距操纵杆位于机组人员座椅的左侧，包括两个用于发动机功率管理的功率控制扭转手柄。前功率控制扭转手柄与总距杆综合在一起，电动机械助力器便于手控油门操纵。总距杆包括7个开关，给使用者提供以下握杆操纵功能：无线电频率选择，慢车断油，应急投放，对抗措施，探照灯控制，探照灯方位旋转，悬停保持。

任务手柄

每个驾驶舱都有两个安装在多功能显示器下部的任务手柄，而多功能显示器安装在伸缩平台上。当手柄从收起位置转动到使用位置时，该手柄以枢轴旋转并转向垂直方位。此外，伸缩安装座为适应前、后调节提供了锁定位置。左任务手柄有9个开关，这些开关控制以下功能：电视/前视红外增益，水平控制，激光发射(触发器)，瞄准线截获，前视红外探测极性，跟踪盒尺寸调整，传感器选择，作用控制，视场(FOV)选择。右任务手柄有10个开关，控制以下功能：武器的射击(触发)，武器的选择，炮塔/指示器的回转，跟踪功能选择，航炮瞄准选择，前视红外探测系统的自动启动/手控，头盔显示器视频，头盔显示器断开，导弹锁定/开锁，武器的作用/控制。

自主飞行仪表

前驾驶舱有4个综合照明备用飞行仪表，除了用电池组提供电力以外，这些仪表都能独立地发挥作用，不受其他所有飞机分系统和传感器的影响。这些仪表包括气压高度表，空速指示器，姿态指示器和磁罗盘。后驾驶舱内前三个仪表是复式的。在每个驾驶舱内，这些仪表均位于仪表板右侧，并且可以从设计(飞行员)眼位进行跟踪。磁罗盘位于前驾驶舱内座舱盖滑轨左侧，任何一名飞行员都可以观察到它。

驾驶舱其它特点

驾驶舱设计的其它一些特点，包括每个机组座舱内都有两个后视镜，按照设计眼位移动的仪表板移动闭合器，改进的稳定性和操纵性增强系统(SCAS)。该系统包括姿态、高度、悬停保持模式。后驾驶舱装有数据传输模块(DTM)。此外，通过在后驾驶舱内采用4导轨可调座椅，其目标总数空间布局得以改善。前驾驶舱座舱盖具有最新改进，尤其是座舱盖下的头上空间增加了。

结论

“毒液”的驾驶舱，可能代表了目前正在生产的最先进攻击直升机驾驶舱。如果没有在贝尔公司和通用电气公司(GEC)通过各自快速样机研究的能力交互使用载人模拟器进行试验，也就不可能有设计工作的及时进展。控制和显示模式快速样机成型的能力是非常重要的工具，如果没有这种工具，就不可能承担“全显示玻璃驾驶舱”的设计(这也适用于完成高保真度载人模拟能力)。除了直接简化设计队伍的工作外，快速样机研究工具也用作设计队伍之外改进通信和文件的装置。例如，控制和显示模式被下载，作为来自硅图形工作站的图形文件并直接输入以个人计算机为基础的台式公布软件，用于程序文件的编制。当设计小组所有成员都没有确定位置时，通信能力就特别有利。最重要的是，这种能力会使你“在制成驾驶舱之前就乘坐驾驶舱飞行”，这就可以利用被广泛探索和研究所证实的设计。

本文作者感谢许多美国和英国服务人员所做出的贡献，他们“飞行”了各种模拟器构型，他们的观测和反馈有助于开展和证实“毒液”的驾驶舱设计。超级驾驶舱是贝尔直升机公司得克斯特朗的注册商标。

参考文献

1. Holley, C.D.,“Development and Evaluation of the AH-1W Super CockpitTM , ” Technical Report , Bell Helicopter Textron , Inc., Fort Worth , 1994. 2. Holley , C. D., and Busbridge, M. L., “Development and Evaluation of the AH-1W Super CockpitTM , ”paper presented at the International workshop on Human-Computer Teamwork , Cambridge U.K., 1994. 3. Busbridge , M. L., and Holley , D.D., “Development of the AH-1W Venom Cockpit, ” paper presented at the AGCRD Symposium on Situational Aware ness, Brussels, 1995. 4. Trujillo,E.,and Holley, C.D.,”A Tactics Expert System for Scout/Attack Rotorcraft” paper presented at the AHS Specialists’ Meeting ,Atlanta,1988. 5. Holley ,C.D., and Parks, R.E., “Predicting Man –Machine System Performance in Predesign ,”paper presented at the AHS Specialists’ Meeting, Cherry Hill,NJ,1987. (620所于建洲译自ASH第52届年会文集，P.1436～1449 李瑞光校)

2001年军用直升机技术发展综述

军用直升机在现代战争中具有广泛的用途，担负着多种任务，概括起来可分为三类：一是直接对敌作战，执行武装攻击任务；二是实施空中机动，执行战场运输任务；三是担负多种战斗勤务和保障任务。这些任务相应地由武装直升机、运输直升机及各种战勤直升机分别承担。在实际使用中，这三类直升机又密切配合，相互支援，协同完成各项任务。

军用直升机在现代战争中，特别是在有地面部队参与的战争中发挥着越来越重要的作用，在抢险救灾中也发挥着越来越关键的作用。象在今年的阿富汗战争中，美国就出动大量的军用直升机执行侦察、攻击和运输等任务；2001年全年以色列十多次出动武装直升机攻击巴勒斯坦，造成巴方重大人员伤亡和财产损失。在2001年12月底澳大利亚新南威尔士州森林灭火工作中，澳大利亚海军出动46架军用直升机日夜不停地泼水和侦察，为延缓大火漫延起到了非常关键的作用。

基于军用直升机的特殊作用，世界主要军事强国都不惜花巨资研制新型军用直升机。目前具有代表性的在研机种有：美国的具有隐身能力的RAH-66“科曼奇”侦察/攻击/空战直升机、具有较大速度和航程的V-22“鱼鹰”倾转旋翼机、具有很强跟踪和攻击能力的AH-64D“长弓阿帕奇”直升机；俄罗斯的攻击能力很强的米-28和卡-50武装直升机，其中卡-50是目前世界上唯一采用单座的武装直升机，并且驾驶员可弹射救生；法国、德国、意大利和荷兰联合研制的NH90多用途军用直升机；欧洲直升机公司研制的EC135多用途轻型直升机；日本的OH-1轻型武装侦察直升机；以及印度的先进轻型直升机(ALH)等。

回顾2001年，军用直升机的发展有以下几个特点：

一是出现武装直升机与无人驾驶飞行器联合使用的新的作战思想，以及采用矢量喷管技术提高直升机性能的新设想；

二是对现役的军用直升机进行技术升级方兴未艾；

三是各国采购军用直升机很活跃，尤其是亚太国家和地区更为突出；

四是各种在研型号的试飞验证活跃；

五是各国对系统技术和制造技术更为重视，并取得一些进展；

六是美国在日本和韩国部署武装直升机和运输直升机；

七是军民用直升机发生的重大事故较多，造成的损失也很大。

据不完全统计，今年直升机共出现50余起重大事故，大部分是军用直升机，共死亡260余人，伤近百人，其中包括几位高级将领和高级领导人。造成事故的主要原因有直升机出现技术故障、驾驶员操作失误和恶劣天气影响等。

1. 用新的思维方式提升直升机作战效能和性能

今年在直升机界引起较大关注的是直升机与无人机配合使用，组成新型的作战平台，以充分发挥直升机和无人驾驶飞行器的特点，提高直升机战场侦察与监控能力，从而提高直升机的作战效能和战场生存能力这一新的作战思想。另外，采用矢量喷管技术提高直升机的飞行速度也引起了人们的极大关注。

(1)“长弓阿帕奇”配“猎人”—美军直升机部队出新军

美国陆军武装直升机部队将成立一支名为“猎人远距离杀手”的部队，该部队将于2004年开始执行任务。所谓“猎人远距离杀手”部队，就是为“长弓阿帕奇”武装直升机装备与“猎人”无人驾驶飞行器配套的系统，通过新设计的软件包将直升机与无人驾驶飞行器结合起来。凭此软件包，“阿帕奇”飞行员可以控制和接收来自“猎人”的情报，从而扩展了飞行员的目标定位能力。日前美国陆军已经将一架改装的“阿帕奇”武装直升机交付给第101空降师。“猎人远距离杀手”是美军太平洋司令部、驻韩美军司令部和美国特种部队司令部共同资助的高技术验证研究计划(ACTD)项目。该计划中心思想是，通过直升机与无人驾驶飞行器的无缝结合建立新的作战平台，以增强部队的战场侦察与监控能力，使其更迅速地攻击敌方目标。军事分析家指出，集成化软件包可以让飞行员将直升机与无人驾驶飞行器作为一个整体来操纵。在战场上，飞行员不仅可看到视野内的目标，而且还能看到高山和树林背后的目标。专家还认为，飞机与无人驾驶飞行器的结合将是未来美军武器发展的新思路。美国军方的目标是：今后其他作战飞机也要与无人驾驶飞行器结合，这种结合可能还会包括地面的坦克等武装车辆。美国海军正在考虑F/A-18与无人驾驶飞行器的结合方案。ACTD计划的主要合同商是洛克希德·马丁公司和波音公司，雷神公司负责生产A2C2软件包。在2003财年，美国陆军将在第一架“长弓阿帕奇”直升机上进行软件测试，近期目标是在2004财年为驻韩美军装备7架可控制“猎人”无人驾驶飞行器的“长弓阿帕奇”直升机。“猎人”无人驾驶飞行器是以色列生产的多功能短距无人驾驶飞行系统，美国陆军在1988年采购了“猎人”。一套完整的“猎人”系统包括8架无人驾驶飞行器和2个地面控制终端等。“猎人”无人驾驶飞行器最大起飞重量726千克，最大速度204千米/小时，实用升限4877米。它配有电视摄像机、前视红外系统和雷达等观察瞄准设备。

(2)美国海军研究采用矢量喷管技术提高直升机的飞行速度

美国海军正在一架“西科斯基”YSH-60F直升机上进行矢量喷管推进技术的研究，目的是提高普通直升机的飞行速度。该技术是将直升机的普通尾桨换装成矢量推力喷管。该喷管依靠整体翼面和扇形球面产生矢量推力，以产生平衡主旋翼扭矩的横向推力，使直升机保持航向稳定。该喷管不仅具有普通直升机尾桨的功能，同时还能够产生向前的辅助推力。在该研究中，为了增加升力，试验用直升机上还增装了一对短翼。矢量喷管和短翼可以在直升机前飞行时减轻主旋翼的负担，延缓旋翼失速，改善直升机的机动性和生存能力，并减轻震动和疲劳载荷。依靠先进的控制系统综合控制主旋翼、短翼和喷管，可以大大减轻驾驶员的工作强度并提高直升机的飞行性能。该机的设计飞行速度超过367千米/小时。由于采用普通直升机的成熟技术，并融合了矢量喷管技术，减少了主旋翼的载荷，从而提高了该机的寿命和可维护性。在增加速度和航程的同时，还可节省使用费用。据计算，与一般直升机相比，其全寿命期费用可节约12%。

2．直升机技术升级方兴未艾，旧机换新颜

未来几年，由于世界上一批主力作战直升机都将到服役年限，考虑到当代军用直升机采购费用昂贵，并且世界局势也日趋缓和，因此，充分发挥老机种的潜力成为各国的一种较经济的选择。目前各国在适量采购新机种的同时，都在不遗余力地对老机种进行技术升级，使其适应现代战争的需要，并使总装备数量保持一定的规模。

(1)美国海军陆战队将采用新技术升级AH-1和UH-1直升机

美国海军陆战队(USMC)将从2003年开始升级其AH-1和UH-1直升机。按照计划，USMC将把UH-1N武装直升机升级到UH-1Y，AH-1W直升机升级到AH-1Z，并于2003年升级19架直升机，最后逐渐达到每年升级36架。第一架由AH-1W升级来的AH-1Z已经顺利完成试验，并成功试飞，第一架由UH-1N升级的UH-1Y直升机于今年11月份完成。据报道，这次升级将全面提高USMC的空中作战能力，科索沃战争已警告了海军陆战队，它必须提高空中格斗能力。升级后的AH-1Z最大特征是增加了新的目标跟踪打击系统，该系统将直升机的火力控制系统综合于一体。并采用第三代前视红外系统(FLIR)、大孔径光学系统和低环境亮度彩色显示器。升级后的AH-1Z能够在各种光线条件下、各种地形和各种天气中为作战体系提供高清晰度的战区图片。主要的升级工作将由贝尔直升机公司来完成。

(2)美陆军将采用新技术升级“黑鹰”直升机

为适应未来作战需求，美国陆军航空部队正在对现役UH-60A/L“黑鹰”多用途直升机进行技术改进，以提升其性能并延长其服役年限。计划于2006年开始以每年60架的速度进行大规模的升级，主要升级工作由西科斯基公司负责。升级后可使美陆军现役的“黑鹰”直升机机队的服役期延至2025年。具体的技术改进包括采用全数字化航电的“玻璃座舱”、发动机排气口处加装先进红外抑制器、加强机身结构和玻璃纤维旋翼桨叶及外挂副油箱等。

(3)美国总审计局对“阿帕奇” 直升机提出技术改进建议

美国总审计局(GAO)的一份报告对改进美国陆军“阿帕奇”直升机在未来冲突中的性能提出了107项建议。这些建议主要是针对两年前在科索沃战争中“阿帕奇”直升机出现的一些问题提出来的。建议是由美国陆军训练和条令司令部、美国陆军欧洲司令部和美军欧洲司令部单独提出来后，由GAO汇编而成的。GAO在报告总结中说，在科索沃战争期间，陆军和空军在联合行动方面还存在重大问题。报告建议从以下五个方面采取补救措施：①对陆军和空军的联合条令进行修订；②改进指挥、控制、通信、计算机和情报系统；③改进训练方法；④提高作战能力；⑤改变兵力结构。报告中建议采取下列技术措施进行改进：①发展新的、多军种的战术、技术和程序；②将卫星通信能力补充到陆军通信中；③安装第二代前视红外(FLIR)传感器；④建立机载战场指挥和控制中心；⑤为直接参与作战的直升机提供卫星成像；⑥为“长弓阿帕奇”直升机发展更好的夜视系统、功率更大的发动机和改进的通信与生存能力设备；⑦改进“阿帕奇”的敌我识别能力和全球定位系统(GPS)。

(4)印度政府批准2.5亿美元的直升机采购改进计划

印度政府已经批准了在未来3年耗资2.5亿美元改进武装部队直升机机队的计划。在该项计划中还包括了未来3年部署新的作战直升机计划。该项计划的内容包括：①在2004年前，改进100架空军的“米-8”和“米-17”直升机；②在2003年前，改进25架空军的“米-25”和“米-35”直升机；③未来3～5年内，用自行研制的高级轻型直升机(ALH)替代30架“云雀-2”和“云雀-3”直升机。④未来3～5年内，为海岸警卫队采购48架“印度豹”直升机；⑤未来3年内，为陆军采购100架高级轻型直升机(ALH)；⑥未来3年内，为陆军采购20架轻型武装直升机；⑦未来3年内，为海军改进20架“云雀-2”直升机和33架“海王”反潜战直升机。“云雀-2”武装直升机将装备由巴拉特电子有限公司研制的传感器和搜索雷达。“海王”直升机将装备“海鹰”反舰导弹。印度陆军的直升机将装备GPS，它可以使飞行员24小时都能知道自己的准确方位，在1.5万米高空和极恶劣的气候条件下工作，能抵抗强电子和电磁辐射。印度陆军直升机装备了该系统以后，飞行员就可以更容易和更准确地执行任务。在2000年5月，印度和俄罗斯就已签订了1.7亿美元的合同，根据合同，俄罗斯将向印度提供40架“米-17B”直升机。但该计划并不包括这项协议。印度三军和海岸警卫队目前总共拥有400多架攻击和运输直升机。

(5) 波音公司为埃及升级AH-64A“阿帕奇”直升机

波音公司今年获得了一份价值2.42亿美元的合同，将埃及的35架AH-64A“阿帕奇”直升机升级为AH-64D型。升级内容包括加装新的玻璃座舱、数字化电子与通信设备以及诺斯罗普·格鲁门公司的ALQ无线电频率电子战系统。

AH-64D“阿帕奇”直升机还应当包括“长弓”雷达，但是埃及尚未从美国政府获准购买，埃及已经开始就此问题同波音以及美国有关官员接触。根据计划，这些升级工作将在“阿帕奇”直升机的生产地—亚利桑那州的梅萨完成，2003年开始交付。

目前波音正在为世界上包括荷兰和英国在内的一些国家生产AH-64D，另外，还有一些国家正在考虑进行“长弓阿帕奇”升级。当前全世界有10个国家在使用“阿帕奇”直升机。

3．各国和地区对军用直升机采购活跃

(1)台军采购美Ｓ-70C(M)-2反潜直升机并有意购买AH-64D直升机

中国台湾海军向美采购的第二批11架S-70C(M)-2反潜直升机，自2000年3月起，已陆续完成接机、组装、测试及人员换装训练工作，并于2001年7月接受完整着舰训练后，完成战备。该机可负担所属各基地警戒待命任务，并可进驻载机舰，执行协同反潜任务，分担S-2T反潜机的任务。台军方人士称这意味着台军反潜能力增强。

台海军将领称，新成军的反潜直升机中队，番号为“七O二中队，这批新购的直升机和老型号的S-70CM-1外观略有不同，除了颜色较浅外，机身中段的“国徽”能见度较低，可以有效增强海上侦察巡逻时的隐蔽性。 S-70CM-2与S-70CM-1性能相近，同样具有磁探仪、声纳浮标及吊放声纳等探测设备，最大航程600公里，可挂载2枚MK四六轻型鱼雷或二枚MK四六深水炸弹；机上的数据链可使本机与舰艇以及其它飞机进行战术情报交换。

另外，美方今年曾向台“陆军”总部报告AH-64D“长弓阿帕奇”武装直升机的计划细节，同时了解台方反登陆作战需求和滩头作战构想。台“陆军”依据今年九月美国“地面部队战力评估小组”来台实地勘察报告中的建议，考量台“陆军”部队现有编装和解放军“威胁”，在现有两个空中骑兵旅的AH-1W“超眼镜蛇”武装直升机和OH-58D直升机之外，再增购一批武装直升机，成立第三个空中骑兵旅，以满足反登陆作战需要。而美国陆军现役最新装备为AH-64D“长弓阿帕奇”，所以台“陆军”倾向采购该机。

台“陆军”希望在2005年以前装备一批新的直升机，并初步形成作战能力。波音的AH-64D是现役机种，在日程上符合这一设想。而贝尔的AH-1Z目前还在研改，才开始少量的初期生产，从时间上满足不了2005年这个时限。

台“陆军”现役机种AH-1W是贝尔直升机公司产品。它是AH-1Z型的前身。军事采购最重后勤，从此观点考量，AH-1Z与现役W型既有共性，且近期获选为美国海军陆战队的标准配备，进入初期生产，性能也有独特之处。所以，台“陆军”虽然依照美军建议已确定采购AH-64D直升机，但贝尔直升机公司毫不服输，正在努力争取合同。

(2)日本将购买10架美国的AH-64D“长弓阿帕奇”武装直升机

日本防卫厅(JDA)于2001年8月27日宣布，日本已经选择波音公司的AH-64D“长弓阿帕奇”武装直升机来装备其地面部队，贝尔直升机公司的AH-1Z“眼镜蛇”在此次竞标中落选。

防务厅在声明中称，AH-64D直升机将作为2001年—2005年中期防务计划的一部分。日本在未来4年内仅采购10架“长弓阿帕奇”直升机。日本将以商业直销的方式购入一部分战机，其余将由日本富士重工业公司以许可证的方式生产。日本方面最终将总共采购约60架“长弓阿帕奇”直升机。此前富士重工业公司曾以贝尔直升机公司的生产许可证制造出89架AH-1S武装直升机，于去年完成此种机型最后一架直升机的生产。日本防卫厅认为，日本军方现有的AH-1S型反坦克直升机已过时，面临退役。将引进的AH-64D主要用于“对付特种部队和游击队的袭击”。AH-64D型武装直升机为美国陆军等部队广泛采用，指挥和通信性能都很好。

日本2002财年预算要求为其陆上自卫队、海上自卫队和航空自卫队增加购买直升机的数量，其中包括购买AH-64D“长弓阿帕奇”直升机。

日本防卫厅(JDA)并没有公布向财政部提出的总预算数字，但要求在2002财年内生产49架飞机，该计划将于明年4月开始进行。JDA要求该计划中包括AH-64D“长弓阿帕奇”直升机(用来代替AH-1S)、SH-60K反潜直升机(SH-60J的升级型)、加油机/运输机3个新项目。

(3)韩国陆军调整直升机采购计划

韩国陆军计划在采购武装直升机之前，先购办一批西科斯基飞机公司协助韩国航空公司研制的KMH多用途直升机。KMH直升机预计将生产约500架，主要用来替换韩国陆军的约175架MD500MD侦察/武装直升机和20架UH-1H通用直升机。

2001年年初，韩国就计划用16亿-24亿美元采购36架武装直升机。其中竞争该合同的有美国贝尔直升机公司的AH-1Z“超级眼镜蛇”和波音公司的AH-64D“长弓阿帕支”，甚至俄罗斯卡莫夫直升机科学技术联合体的卡-50。但目前韩方尚未做出最后选择。

(4)澳利亚订购22架“虎”式直升机

澳大利亚政府于2001年8月10日宣布，他们与法德欧洲直升机公司签定了总价值13亿澳元(折合6.7亿美元)、订购22架“虎”武装直升机的合同。法德欧洲直升机公司将于2002年—2006年间向澳大利亚政府供应22架“虎”武装直升机，第一架直升机计划于2004年装备部队。这些武装直升机将用于护卫澳大利亚现有的美国生产“黑鹰”直升机执行编队运输任务。

(5)新加坡再向美国订购12架“长弓阿帕奇”直升机

新加坡与美国政府于2001年8月签订了一项再购买12架“长弓阿帕奇”武装直升机的议定书，合同总额为12亿新元(约合7亿美元)。这批直升机将于2005年起陆续交付使用。从而使新加坡装备的AH-64D直升机达到20架。这次采购是新加坡武装部队发展可靠的现代化国防军计划的一部分。

新加坡购置的这12架AH-64D新式机型装备有“长弓”雷达系统、火箭、激光制导导弹以及30毫米口径的火炮。

(6)泰国海军订购2架“超级山猫”直升机

泰国海军2001年8月7日从英国韦斯特兰直升机公司订购了两架“超级山猫-300”海上直升机，合同总价值大约2500万英镑，其中包括综合后勤支持和维护。合同总价值的50%采用补偿贸易方式，用泰国的商品抵偿韦斯特兰直升机公司的部分债务。

该直升机计划装备在泰国海军护卫舰和海岸巡逻艇上。“超级山猫-300”直升机将满足泰国海军执行反潜和水面监视的任务需要。到目前为止，400多架“山猫”直升机已销往世界各地，泰国海军是第二十个拥有“山猫”直升机的海军。

由韦斯特兰直升机公司于1998年推出的“超级山猫-300”直升机，采用一种全新的玻璃驾驶舱和大功率的CTS800-4N发动机。发动机是罗尔斯·罗伊斯公司和霍尼韦尔公司联合研制的，“超级山猫”直升机配该种发动机，能更好地满足作战需求。

(7)印尼海军购买法国和俄罗斯直升机

印度尼西亚海军在今年9月接收了13架新的直升机：3架法国Colibri轻型直升机、8架俄罗斯米-2训练/轻型直升机和2架俄罗斯米-17直升机。

Colibri和米-2是轻型支援直升机，米-17(也称米-8MT)直升机是中型多用途飞机，俄罗斯用该型直升机执行部队插入或撤出任务。其它的任务还包括电子监视和电子战、机载早期预警、救护、搜索与营救，甚至布雷等。该直升机可装备侦察、监视及远程通信设备，而且当装备了相控阵天线设备时能抑制敌方的防空系统。电子战装备可以有源和无源工作，即情报采集和干扰。事实上，Mi-17P改型是一个专用的机载干扰平台。

印尼的官员表示，由于成本和适用性问题，印尼决定大量采购法国和俄罗斯飞机。从1999年以来他们已不考虑美国产品，因为美国指责印尼部队在东帝汶违背了人权，已对印尼禁运军用设备。

(8) 伊朗将从俄购买30架米-17直升机

伊朗为实施本国武装力量的更新规划，于2001年年底决定从俄罗斯购买30架米-17武装运输直升机，总费用为1.5亿美元。早在今年６月份，伊朗驻俄罗斯大使萨法里在访问乌兰乌德飞机厂时便表示，伊朗决定增加从俄罗斯购买米-8和米-17型直升机的数量。

6年前，俄罗斯答应美国不向伊朗提供武器装备，使俄罗斯丧失了15亿-20亿美元的收入。现在俄罗斯已经取消了与美国的协议，决定恢复向伊朗提供武器装备，而且今年10月份，俄伊签署了军事技术合作协议。向伊朗提供武装运输直升机也是俄罗斯与伊朗之间签署的首宗大型军火协议，使俄罗斯有可能重返已经失去的市场。

如果该协议得到落实，则合同将在5年～6年内完成。除直升机外，伊朗还有意从俄罗斯购买S-300和“道尔-M-1”型防空导弹系统，“针”型便携式防空导弹、陆军高精确武器和反舰导弹。同时，俄罗斯不排除向伊朗提供“圆点-U”和“伊斯坎杰尔-E”陆军远程导弹系统的可能性。伊朗军人还希望购买俄罗斯的T-90S坦克。此外，俄罗斯武器出口公司还将向伊朗提供在伊朗组装的装甲兵器、火炮系统、作战飞机的配件并组织其维修。据称，俄伊每年的军事技术合作金额可达3亿—4亿美元，这完全可以使伊朗成为继中国和印度之后的俄罗斯第三大武器进口国。

(9)英陆军正式装备AH-MK1“阿帕奇”直升机

以美陆军“阿帕奇”AH-64D直升机为原型机的首批9架AH-MK1“阿帕奇”直升机于今年初已正式编入英国陆军服役，飞行员的训练工作也已开始进行。这在英国武装直升机计划中具有里程碑意义。

英陆军订购的AH-MK1直升机共为67架，其中8架由美国波音公司生产，其余59架由英国的韦斯特兰公司在英国组装。英国陆军将以该型机替代“山猫”直升机执行反装甲任务。AH-MK1装备最先进的“长弓”火控雷达、“地狱火”导弹、CRV7地面火力压制火箭系统以及30毫米机炮。

除上述的采购计划之外，芬兰已订购20架NH90直升机以承担战术部队运输和搜索救援(SAR)任务。挪威已签订了14架NH90合同，用于反潜战(ASW)和海岸警戒，另有10架选择订货，用于SAR任务。瑞典计划订购18架NH90 用于ASW、部队运输和SAR，另有7架选择订购。

4．直升机系统技术和制造技术不断取得进展

由于直升机型号的研究过程相当漫长，几年前开始研究的直升机型号已基本定型，有些甚至已进入批生产准备阶段，但其系统技术还有待于进一步完善，同时老型号的技术升级也需要系统技术的支持。因此，今年世界直升机界在系统技术和制造技术研究方面投入了较多的人力物力，并取得了进展。

(1) 波音和洛克希德·马丁公司为“长弓阿帕奇”研制第三代前视红外技术系统

波音公司和洛克希德·马丁公司已经合作为波音公司的AH-64D“长弓阿帕奇”武装直升机研制第三代中波红外成像器来增强计划中的新型“箭头”(Arrowhead)瞄准和夜视系统的技术水平。这种前视红外系统将提供给美国陆军和其他一些国家。目前AH-64D武装直升机正面临已升级的贝尔直升机公司的AH-1Z武装直升机的强烈竞争。这两家公司正在寻求客户支持，把大格式凝视3~5μm前视红外技术应用于“箭头”瞄准和夜视系统中，来补充第二代长波红外成像器、电视摄像机和前视红外的不足。该系统将采用装于新型“狙击手”瞄准吊舱中的波探测器/制冷器组件，并且和洛克希德·马丁公司AH-1Z武装直升机的“鹰眼”系统的元件有高度的通用性。

(2) 诺斯罗普·格鲁曼公司为“卡曼奇”武装直升机研制火控软件

诺斯罗普·格鲁门陆地作战系统(LCS)分部为“卡曼奇”武装直升机研制火控软件，并已向波音公司交付了为美国陆军RAH-66“卡曼奇”直升机开发的首套目标窃获系统软件(TASS)。按照同波音公司签订的合同，诺斯罗普·格鲁门公司负责为“卡曼奇”武器系统设计、开发和交付TASS。这次交付的TASS软件包括自动目标跟踪功能的完整版和辅助目标探测、分类和目标威胁管理的原型版。诺斯罗普·格鲁门公司将在未来3年内向波音公司交付8个升级的软件包。TASS的最终版本将具有传感器融合功能。

(3) 德国公司为美国陆军研制直升机激光雷达障碍物躲避系统

欧洲航空防御与空间公司(EADS)宣布，美国陆军将测试直升机激光(HELLAS)雷达障碍物躲避系统，它将成为2002财年对外测试计划的一部分。道尼尔公司(Dornier)是HELLAS的制造商，是EADS的一名会员，被美国国防部选为此次测试的执行者。美国海军和空军也表示对这一技术感兴趣。HELLAS系统确保了在飞行路径上有障碍物时的飞行安全，它可以通过高压线路向驾驶员发送声光信号。测试将在美陆军的AH-64“阿帕奇”，UH-60“黑鹰”以及CH-47“支努干”上进行。EADS称，这些系统将被合为一体用于进行未来直升机的升级。德国也在108架EC-135直升机上选择使用HELLAS。而且，这一技术已经在包括CH-53、UH-1D、BK-117和EC-145等直升机上成功通过测试。

(4) 美国贝尔直升机公司新建军民用直升机复合材料中心

为了提升复合材料的制造技术，贝尔直升机公司新建了一个复合材料中心，用于生产军用型V-22和贝尔/阿古斯塔BA609民用型倾转旋翼机的复杂特型零件。该中心用于复合材料生产的专用设备占地达31495平方米，将制造V-22的机翼蒙皮和贝尔/阿古斯塔BA609的机翼翼梁和翼肋的层合板结构。贝尔直升机公司还将生产一系列蜂窝夹芯板，用它们来制造整流罩、襟副翼以及其他零部件。该中心的成立大大提高了V-22复合材料零部件的制造水平，更好地满足了V-22对复杂零部件的精度要求。贝尔直升机公司在该中心安装了两台自动铺带机用于生产机翼蒙皮，两台纤维铺放机生产先进零部件。安装了一台长9米热压罐和一台用于V-22机翼蒙皮固化的长15米、直径3.6米的热压罐。明年还计划再安装两台热压罐。由于采用了一批新设备，该中心同传统复合材料件的生产相比，零件在加工过程中的移动距离明显缩短，如V-22的机翼蒙皮在生产中的移动距离从1524米降至533米。同时制造精度也大大提高。该中心的70%工作服务于V-22，18%用于OH-58D和AH-1W“超眼镜蛇”复合材料壁板的制造。目前中心雇佣了350名工人。

5．着力市场开发，注重试验验证

前几年开始研制的直升机型号，有一些已进入试验验证的关键时期，同时为了向本国或别国推销其产品，各直升机研制公司都非常重视试验验证工作。

(1) 俄罗斯卡-50直升机完成作战评估试验

俄罗斯两架卡-50直升机于今年3月在北高加索集团军中顺利进行了作战评估试验。据参加试验的俄罗斯专家评价说，这两架直升机显示了很高的可靠性，能够在5000米以上的高度完成任务。由于配备了先进的电子设备，卡-50能够轻易地发现并击落敌机。据统计，该机在试验中击毁了30多个大型目标，其中包括战斗机、车辆、以及山区中难以到达的军事基地等。卡-50直升机总共装备12枚AT-12型带有通用型自导弹头的超音速反坦克导弹，用于攻击装甲目标、地面目标、空中目标。机身右侧装有30毫米口径机炮，机炮配弹460发，也可携带炸弹和其它进攻武器。加固的卡-50座舱可保障飞行员免遭12.7毫米口径的穿甲弹和23毫米炮弹弹片的打击。即使在供油系统受到破坏时，卡-50仍能继续作战30分钟。

(2)EC635军用型直升机完成初始射击测试

欧洲直升机公司的 EC635军用型直升机于2001年7月完成最初的射击测试，此次测试持续了2周，主要是对武器系统进行了检验。被测试的武器系统有HMP 400 12.7毫米机炮，GIAT NC621 20毫米机炮，不同配置的12发70毫米火箭发射装置等。葡萄牙军方已订购了9架EC 635武装型直升机。该测试主要是根据葡萄牙军方的要求进行的，所测试的系统必须得到葡萄牙的资格认证。当首批EC 635交付葡萄牙军方后，还要进行进一步的测试。EC 635是欧洲直升机公司研制的双发轻型直升机，其主要特点是：采用无铰、无轴承旋翼，带特别减振器且结构紧凑的传动系统，具有很低的气动阻力，采用先进的仪表飞行用电子和控制系统等。该机军用型可用于执行军事及辅助军事任务，例如搜索、营救、部队运输、侦察/观测、训练和空中支援等。

(3) 美空战司令部将进行HH-60G直升机侯选方案评估

美空中作战司令部(ACC)于2001年5月完成替换空军105架西科斯基公司的HH-60G战斗搜索与救援(CSAR)直升机的侯选方案评估(AoA)。替换HH-60G的计划将在今年底或明年初获得五角大楼的批准。数量很可能达到126架。CSAR替换项目金额可能地20亿—80亿美元之间。

ACC已制定了替换CSAR直升机的6种选择：HH-60G的延寿计划(SLEP)；延寿并增强HH-60G；采用贝尔直升机公司和波音公司联合研制的CV-22倾斜旋翼机；采用西科斯基公司的S-92或英国和法国联合研制的EH101多用途直升机；用HH-60G直升机机身进行混装；组建经延寿的HH-60G和西科斯基MH-53或其他直升机的混合机队。

CSAR替换选择作出后将于2010年达到初始作战能力(IOC)。达到完全作战能力的日期尚未最后确定。

(4) 美国海军对MH-60S直升机进行作战评估

美国海军对MH-60S多任务直升机进入作战评估(OPEVAL)阶段，并计划在2002且1月结束。三架MH-60S直升机参加此次实地测试，测试结果将提供给美国海军。如果使用测试与评估成功完成，那么海军将向国防部建议开始全速生产。海军计划购买高达237架MH-60S直升机，用来替代现役的CH-46D直升机。MH-60S是HH-60直升机的海军新型号。HH-60现正在陆军、海军、空军和海岸警卫队中服役。

根据合同，在2001年11月至2003年1月间，需要交付15架直升机。在完成使用测试与评估之后，MH-60将加入诺斯岛上的海军航空兵站，在那里，第三直升机作战支援中队将为使用该直升机的飞行员、机组人员和维护人员提供培训。预计在2002年，MH-60直升机将在关岛加入第五直升机作战支援中队，并开始投入使用。

MH-60S直升机装有洛克德·马丁公司公司开发的玻璃座舱、两个集成可编程键盘、两个飞行管理计算机、一个音频管理计算机和一个双嵌式全球定位系统/惯性导航系统。该机可在海军执行各种任务时使用，其中包括垂直补给、垂直机载运输、两栖和舰载搜索营救以及远处站点后勤保障任务等。它可执行有机地雷对抗任务、作战搜索营救任务及特种作战支援任务等。

(5) 波音公司完成首架CH-47F直升机试飞

新型CH-47F重型直升机是为美陆军设计的“支奴干”的第六代产品，2001年6月在波音公司费城制造厂完成首次试飞。

这次飞行完成了一系列系统测试，包括悬停飞行和基本机动飞行，达到了3年前CH-47F项目协议所预计的飞行性能。

这项CH-47F现代化项目将确保美陆军的该型机机队在21世纪具有良好的运输能力。该机的现代化计划中包括直升机翻新、减振、安装具有集成数字任务管理系统和数字地图能力的先进航空电子设备，并换装了霍尼韦尔公司的大功率T55-GA-14A-714发动机。

这项计划的核心部分将把使用和保障成本降低到CH-47D以下，并可提供至少20年经济有效的服务。这将意味着该型直升机在美陆军服役期可达70多年，开创了军用飞行器空前的记录。

(6) 增强型“长弓阿帕奇”直升机完成首次飞行

美国陆军第一架经过初始增强改装的AH-64D“长弓阿帕奇”武装直升机装备了大量的最新系统，既减少了使用费用，又为将来的升级留出了余地，并且延长了使用寿命。增强型改装满足了美陆军的数字化战场的要求。该机在今年7月12日完成了首次飞行，并取得成功。这标志着为陆军生产269架“长弓阿帕奇”直升机的第二期生产计划的开始，也增强了美国陆军对“阿帕奇”直升机在未来数十年中仍是一种强有力武器的信心。

(7) NASA建议对V-22“鱼鹰”进行进一步测试，美各军种可能推迟该机采购计划

美国航空航天局(NASA)在其进行的一项独立评估中建议继续对V-22“鱼鹰”倾转旋翼机进行更多的测试，由于V-22“鱼鹰”出现了几次坠机事故，对其的评估工作曾停止了一年之久。V-22“鱼鹰”飞机能够像直升机一样起降，并且通过使用安装在机翼翼尖上的发动机的倾转，还能像涡桨飞机一样快速飞行。美国海军陆战队一直强烈支持将该机作为下一代飞机装备，用于向作战地区运送部队。

美国海军委托NASA研究倾转旋翼飞机的气动现象，特别是研究涡环和自转状态给该机带来哪些影响，因为这可能会极大地影响V-22的安全或性能。在发生的四次坠机事件中，至少有一次要归因于涡环状态的影响。NASA的研究小组发现，还有未知的气动现象会威胁该机的安全，并阻碍该机的开发和部署，因此，NASA建议恢复测试该机。

另外，由于V-22“鱼鹰”在去年发生两次重大事故，美空军特种作战司令部(AFSOC)计划推进“鱼鹰”空军型CV-22的采购。这样可能迫使AFSOC延长“鱼鹰”的替代品—38架MH-53直升机的使用寿命。

目前AFSOC计划采购50架CV-22飞机。而海军陆战队将要采购360架MV-22飞机，海军采购50架V-22飞机。但是在2000年12月的致命事故后，国会和国防部的人员对V-22项目增加了审查，他们认为这个400亿美元的项目的未来可能会不确定。

美空军的采购日期推迟，在2004财年之前可能不会提供CV-22的生产资金，这意味着首架CV-22飞机要到2006财年才会交付使用，初始作战能力也就相应到2008财年才能实现。

V-22飞行试验将在明年恢复进行。然后会生产8架“鱼鹰”飞机用于进一步的试验。

美国在亚太地区部署两种直升机

(1)美国陆军在韩国部署AH-64D直升机

美国陆军第一批AH-64D “长弓阿帕奇”武装直升机已于今年10月中旬运抵美驻韩国陆军基地，这是美国陆军的“长弓阿帕奇”直升机部队在国外的首次部署。但美陆军没有具体透露这批直升机的数量及装备基地名称。

此次部署是向美驻韩部队提供陆军“阿帕奇”作战单元的继续。1999年，已经有一个营的AH-64A型“阿帕奇”直升机在该地区执行任务。此次部署的AH-64D“长弓阿帕奇”装配有“长弓”雷达，是AH-64A“阿帕奇”直升机的升级型。AH-64D直升机将大量航空电子设备和相关技术融为一体，构成一个完整的集成武器系统。

(2)美军在日本岩国基地配备8架大型运输直升机

隶属于夏威夷美海军基地的8架CH-53D大型运输直升机今年底配备在日本山口县的岩国军事基地。考虑到噪音问题，日防卫设施厅于29日就此事在山口、广岛两县和岩国市的两市举行了说明会，但是没有明确这批直升机在该基地将配备多长时间。CH-53D直升机可一次运送55人，最多可吊运起6吨多的物资，估计主要是用来运送兵员和物资。

另外，日本政府一个委员会于今年12月27日宣布，将在冲绳岛南部的海礁开设机场，在该地部署一架美军海军陆战队直升机。该直升机既可执行军事任务，也可执行民事任务。目前这架飞机仍停在冲绳的宜野湾市。为这架飞机修建的跑道有2000米长。

“长弓阿帕奇”飞行控制系统的开发与飞行试验

Michael E Little，麦道直升机系统

摘要

AH-64D“长弓阿帕奇”飞行控制系统综合了先进的驾驶舱控制和显示系统，能向机组成员提供一套直观的、增强的飞行管理功能。本文描述了“长弓阿帕奇”电子飞行控制系统及其特点，并介绍了有权限系统的性能实例，着重介绍了实现新高度保持系统的设计考虑。此外，还介绍了对保持模式的连接和断开所提供的相关原理的一些设计准则。除这些设计准则之外，还概述了将飞行控制系统现时状态告知机组成员的方法，以便对整个综合设计准则有基本了解，从而使这套系统成为可用、可掌握和更容易地使用。

术　语

AFCS —— 自动飞行控制系统

BUCS —— 备用控制系统

CAS —— 指令增强系统

DEC —— 数字电子控制

DMS —— 数据管理子系统

EGI —— 嵌入式惯性全球定位系统

EHV —— 电动液压阀

FMC —— 飞行管理计算机

FIP —— 故障隔离程序

FTR —— 力配平释放

GPS —— 全球定位系统

HMU —— 液压机械装置

LDS —— 载荷控制轴

LRU —— 外场可换单元

LVDT —— 可变线性差动转换器

MFD —— 多功能显示器

MTBF —— 平均故障间隔时间

NG —— 燃气发生器速度(%)

NP —— 动力涡轮速度(%)

NR —— 旋翼转速(%)

P3 —— 压气机输出压力(Psig)

T2 —— 压气机进口温度(℃)

T4.5 —— 功率涡轮温度(℃)

ODAS —— 全向空速传感器

OEI —— 单台发动机不工作

PAS —— 可用功率轴

SAS —— 增稳系统

SCAS —— 稳定性、操纵性增强系统

SPAD —— 剪切销自动分离器

UFD —— 前上方显示器

系统概述

与AH-64A相比，“长弓阿帕奇”的飞行控制系统在电气电子方面几乎完全进行了重新设计。重新设计时作了许多改进，为引入一些新的功能做好准备。重新设计的许多内容都围绕改善可靠性和降低全套系统的成本。飞行管理计算机(FMC)是飞行控制系统的核心。飞行管理计算机提供以下一些功能：稳定性操纵性增强系统功能(SCAS)、一套电子备用控制系统(BUCS)功能、包括皮托管和全向空速传感器(ODAS)在内的全部大气数据处理和管理功能、平尾子系统的控制和自动调整功能。图1表示了飞行控制系统各主要部分的位置。在重新设计中，通过将8个现场可更换单元(LRU)组合后节省了大于20.4千克的重量，这样既减轻了系统的重量，而且还通过用一套可靠性相当高的系统代替一些平均故障间隔时(MTBF)较低的部件后大大地提高了系统的可靠性。原始的平尾子系统包括2个平尾控制装置，2个俯仰角速度陀螺仪，2个空速传感器和一些用于手动及自动模式控制转换和作动器速率转换的继电器，其中每一个部件都使平尾系统的平均故障间隔时间低于要求。除了俯仰角速度陀螺外，所有这些部件都连接到飞行管理计算机，而俯仰角速度陀螺仪的数据目前是来自嵌入式惯性全球定位系统(EGI)。这样既对提供准确故障隔离程序(FIP)的能力有实质性增加、以排除平尾系统的故障，同时又提高了平均故障间隔时间。在连接这些部件过程中要非常谨慎，以便在内部尽可能隔离一些子功能，以防止单个故障引起整个子系统损失。除了物理位置外，平尾子系统与飞行管理计算机几乎完全隔离。平尾系统有它自己的电源，如果飞行管理计算机能力丧失，驾驶员通过手动方式可继续控制平尾。在系统正常工作时，飞行管理计算机在整个飞行阶段都能提供平尾的自动调整程序。图3介绍了飞行管理计算机的系统工作示意图、支持传感器、硬件、电力和数据总线连接等。飞行控制系统的机械零件保持原状，未作更改。这些零件包括旋翼和尾桨作动器、电动液压阀(EHV)、控制杆和可变线性差动转换器(LVDT)等。机械系统还包括力配平磁制动器和备用控制系统用的剪切销自动分离器(SPAD)等。

稳定性操纵性增强系统

“长弓阿帕奇”稳定性操纵性增强系统软件是完全重新设计的。所有的机械零件、控制连接、稳定性操纵性增强系统作动器和力配平系统仍与AH-64A“阿帕奇”相同。稳定性操纵性增强系统的特性允许飞行管理计算机在横滚轴、偏航轴和总距轴等3个轴上有控制±10%总作动器权限，俯仰轴例外，它允许+10%～-20%总作动器权限。SCAS模式进行了重新设计，以提供一种更加协调的指令增强系统和稳定性增强系统。在AH-64A“阿帕奇”上，早期设计者在操纵上采用信号消除和速率阻尼途径作为一种伪综合器形式。信号消除的时间常数在俯仰轴和横滚轴上大约为8～10秒。信号消除与力配平结合在一起，因为当力配平被中断时，信号消除时间常数将减少到1秒，以便允许稳定性操纵性增强系统套筒恢复到中心位置。当驾驶员进行正常起飞时，他(或她)只要前推周期变距杆，而不要一开始便重新配平直升机。不作重新配平便可允许信号消除输出，以保持一个较大的值。当直升机加速时，驾驶员松开力配平，重新配平周期变距杆，这样操作后，信号消除时间常数便从10秒变为1秒。这样会引起操纵输出消失，即可能使整个稳定性操纵性增强系统的指令输出在1秒钟内变得无输出。然后，驾驶员必须手动控制，抵销因信号消除输出和随后的重新定位周期变距杆位置而引起的稳定性操纵性增强系统套筒重返中心位置所减少的作用。“长弓阿帕奇”稳定性操纵性增强系统功能也进行了重新设计，目的是消除在横滚轴和偏航轴上信息消除时间常数减少到1秒所产生的影响，以便与力配平释放(FTR)期间使用的时间常数相符合。在俯仰轴上，时间常数被减少到3秒左右，以便在保持确实的机动稳定性特点的同时，尽可能减少一些不希望出现的影响。

偏航轴稳定性功能中的一种功能是用于悬停飞行、低速飞行和带姿态保持模式巡航飞行期间的航向保持。在某些直升机上，航向保持系统是由安装在方向脚蹬上的保持/脱开转换器来支持的。当按压这些转换器时，便命令稳定性操纵性增强系统脱开航向保持模式，直到转换器松开为止。AH-64D有航向保持功能，但没有脚蹬转换器，代替它的是一种力配平释放传感装置。驾驶员根据脚蹬的位移和速率来确定是否脱开航向保持和何时接通航向保持模式。这种可变线性差动转换器用于控制位置后，消除了许多微动开关难以解决的问题，同时还考虑到了航向的平滑变化和捕获，对火箭一类武器系统的连接来说，航向捕获是一项非常严格的要求。

支持机械飞行控制系统和稳定性操纵性增强系统的力配平系统是由单个磁制动器组成。没有考虑配平随动系统。稳定性操纵性增强系统一般提供速率阻尼和操纵增强，它们本身不提供自动驾驶仪模式。当用具有有限速率和全权操纵能力的配平随动系统来完成自动驾驶仪的速率阻尼、操纵选型，以及长时间操纵时，姿态保持和高度保持模式是由稳定性操纵性增强系统来完成。在“长弓阿帕奇”上，自动驾驶仪的全部模式是由有限权限稳定性增强系统作动器和力配平系统来完成的。

主要的增强模式

“长弓阿帕奇”有两个主要的自动驾驶仪模式：姿态保持和高度保持模式。这两个主要模式包括有一些子模式，当主要模式或管理模式接通后，这些子模式便自动接通。这些模式中的姿态保持模式有3个子模式：

·位置保持

·速度保持

·姿态保持

高度保持模式有2个子模式：

·雷达高度保持

·气压高度保持

驾驶员接通主模式后，子模式之间的转换是根据地速和高度自动发生。图2表示了适用于每一种速度区域的相关飞行控制模式的地速范围。图2表明，在地速小于9.25千米/小时的任何时间内，悬停保持或位置保持都是可能的，从9.25~74千米/小时地速范围内可获得速度保持，74千米/小时地速以上可获得姿态保持。图2还表示出了从55.5~74千米/小时地速之间的滞后区域，以便消除不变的和不可操纵的模式转换，而在74千米/小时地速范围外工作。这意味着当从9.25~74千米/小时地速范围内获得速度保持和随后的姿态保持时，驾驶员必须使直升机减速至55.5千米/小时地速以下，以重新获得速度保持。高度保持有2种不同区域和相关的2种高度保持方式。

·从0～74千米/小时低速—雷达高度保持

·从74千米/小时至不可逾越速度—气压高度保持

雷达高度保持模式除了速度程序外，有一个垂直距离，假如驾驶员选择451.1米以上高度保持(雷达高度表的极限高度)，那么系统将自动转换到气压高度保持模式，即使系统处于低速区域。由于某种原因，假如雷达高度信号消失和气压高度保持模式已在工作，系统也会自动恢复气压高度保持。在这种情形中，系统将会通知驾驶员雷达高度保持功能已经失效，于是驾驶员便使用压力高度作为高度基准，驾驶员耳机中的飞行控制音响信号便发出声信号，驾驶员前上方显示器(UFD)便显示出雷达高度失效的必要通知以及气压高度保持功能接通的通知。增加这套逻辑后可在传感器失效后，当驾驶员忙于执行其它任务时防止系统全部断开。同时还认为，即使气压高度保持模式对在地面上方保持高度的精度很低，但总比高度保持功能完全损失要好得多。

保持模式接通

保持模式通过前后驾驶舱中周期变距杆转换器接通，这些转换器是一种瞬时型转换器，具有2种功能，第1种功能是接通选择模式，第2种功能是断开模式。图4概述了周期变距杆手柄，并表示出了飞行控制转换器的位置。图4中还提供了飞行控制转换器的详细插图及其功能。

当驾驶员选择姿态保持或高度保持时，如果所需的部分或数据中的任意一项不工作或失效，操纵模式便不会接通，驾驶员就会获得他所选择模式失败的信息和其它一些补充信息，例如可从数据管理子系统(DMS)中获得失败的原因。假如这种失败是一种间断式的，驾驶员可以在任何时间决定重新接通系统，如果不再失败，系统便接通了。直升机姿态、下降速率、力配平可获性、旋翼每分钟转速(RPM)、发动机扭矩和涡轮燃气温度等在每幅计算帧都要检查，以便确定模式是否接通或断开。飞行管理计算机的计算帧速率为64赫兹，例如，如果驾驶员选择接通高度保持模式，而当时的下降速度为457.2米/分，那么系统便不会接通。

模式接通规则

当驾驶员接通一种或两种外环路模式时，配平系统便发出直升机必须飞行到应保持的规定状态的指令要求，然后再配平，使系统尽可能有权补偿任何大气的干扰，因为在进行选择后，可能会发生大气干扰。这样便产生了一条模式接通的基本规则：接通直升机状态或驾驶员动作、按驾驶员操纵输入断开。例如，假如驾驶员想接通悬停保持模式，他必须使直升机的速度小于9.25千米/小时地速和松开力配平释放(FTR)开关。于是系统开始减速直升机以保持位置。这样可使驾驶员在接通模式之前不受为完成直升机配平至零速度所花费时间的影响，驾驶员仅需要在稳定姿态中以9.25千米/小时以下的地速操纵直升机和接通模式。图5和图6表示了驾驶员在7.4千米/小时地速松开力配平释放开关时的模拟接通动态。从图中可以看到，控制规则示意图对试图保持点的选择上有一个预测要素，当驾驶员接通位置保持功能时，如果不用该预测要素，在接通瞬间，系统保持在重心位置下面。如果在接通瞬间存在有一些纵向和侧向速度，直升机会出现位置保持操纵反应过渡，朝速度矢量相反的方向飞行，因为在模式接通瞬间存在着这种速度矢量。AH-64D使用的是变换字符装置，这对驾驶员获取接通位置保持功能的必要条件有很大帮助。图7表示了变换字符页，这一页可从头盔显示器(HMD)上获得或从其它一些多功能显示器(MFD)上获得。图7表示了驾驶员减速直升机，它的地速通常为7.4千米/小时左右。从图7可以看到，在空速显示器周围有一个园角盒，它向驾驶员指示姿态保持已经接通，盒内指示姿态保持速度是根据多个姿态保持功能保持速度的理想值选择的。周期变距操纵杆上接通姿态保持的接通位置与头盔显示器或多功能显示器上的位置相一致，向驾驶员提供一个目视信号，作为转换到接通模式的合适方向。这样能使驾驶员的注意力从飞行任务中解脱出来，来确定理想的模式状态。图7还表示了在垂直速度指示器周围通过设置一种“自动复位板”符号方法来指示高度模式接通。这种符号设置仍与用于高度和垂直速率信息符号侧相一致。使用围绕垂直速度的“自由复位板”符号能使驾驶员完成以下3件事情：

·提醒驾驶员注意，接通高度保持模式时垂直速率应关闭到零；

·向驾驶员提供一种目视提示，也就是高度保持系统不能保持合适高度时，将发生的趋向性目视指示；

·在作动飞行控制转换到接通或断开高度保持模式时，提供一种方向目视指示；

·最后，两侧都设置保持模式符号能使中心显示区域较少地与可见的错乱变化成份相混杂。

高度保持设计

AH-64D的纵向、侧向和方向稳定性操纵性增强系统重新设计后，其总距稳定性和操纵性增强系统仍然不能使用，使用备用控制系统除外。在设计高度保持功能时，有一些关键问题需要研究，以便确定推荐新模式的潜在能力和权限。

其首要问题是±10%的总距稳定性操纵性增强系统作动器是否具有提供一种非常好的高度保持的足够权限。在条件变化情况下，不可能立即产生保持高度所适用的有效总桨距控制。一种最普遍的研究是使用麦道直升机系统的FLYRT1模拟试验来确定所需的总桨距变化，以提供非常好的高度保持。模拟结果表明，在大气条件变化情况下，可以提供一种能保持理想高度的高度保持系统，但必须对飞行控制系统与T700-GE-701C发动机之间的相互干扰要特别关注。

在FLYRT模拟试验中，最初的发动机方案不包括T700-GE-701C发动机，最近的模拟试验才用701C发动机与AH-64A2配合完成一些实际试验，提供足够的详细资料着手设计工作。FLYRT模拟试验中使用的，由通用电气公司制造商提供的T700-GE-701C发动机模型，从编码、数据和流程图等方面来看都是符合的。燃气发生器按动力学设计，作为一个单自由度子系统。功率涡轮经过动力学处理，作为传动机构的综合部分，因此模拟的初始输出为发动机扭矩。

发动机控制系统包括两部分：一部分是数字电子控制(DEC)装置，它以配平装置动作，提供同步NP管理和变化的瞬时补偿；另一部分是液压机械装置(HMU)，它的主要任务是按照旋翼总距位置所指示的扭矩、压气机进口温度(T2)和压气机卸载压力(P3)等所指示的某要求泵送相应数量的燃油给发动机。液压机械装置的输入是通过可用功率轴(PAS)、载荷控制轴(LDS)和从数字电子控制装置输出的信号。载荷控制轴的总距控制为机械连接，提供预载荷。

数字电子控制装置配平发动机系统，以保持功率涡轮速度，同时限制功率涡轮进口温度(T4.5)和提供两台发动机之间的扭矩均分。对所获得的结果信号进行处理，产生一种成比例的综合同步操纵。然后，将增加的预载荷加到总距速率和NP速率上。FLYRT模拟试验的两台发动机模型可用于模拟一台发动机不工作状态(OEI)和发动机失配状态。发动机控制系统和机械飞行控制系统之间的连接如图8方块图所示。

设计高度保持系统中涉及的主要问题是：总距稳定性操纵性增强系统控制要旁通所有的预置，这项工作要求发动机厂工程师参与发动机综合设计。图9表示了对发动机操纵系统增加总距稳定性操纵性增强系统控制，从图中可以看出，总距稳定性操纵性增强系统控制是连续地加到机械总距杆控制上。在全部载荷预置被发动机控制系统检测后便引入增加信号，其结果是，为使高度保持系统有效，NP回路应通过高度保持系统对所增加的要求能进行补偿，而不受益于载荷预置补偿。

时预测的相位和增益幅度，根据预测模型可以确定，只要燃气发生器Ng速度在89%以上，用每秒2～4弧度的宽带来设计高度保持控制系统是可行的。保持89%以上燃气发生器速度的补充要求似乎在开始阶段是受到限制的，直到确定了大部分计划起飞重量、任务构形和要求高度保持的大气条件、发动机要求(如对驾驶员或控制系统不作补充要求的情况下Ng是否满足)等条件为止。

高度保持实施

高度保持设计具有同样的范围要求，最终设计阶段要与高度保持控制规则中要求的特性相一致。除明显的保持高度能力外，主要特性保证了高度保持系统不可能损害发动机，也不会低于或超出旋翼系统的转速。这种要求导致了连接/断开控制规则逻辑，假如发动机扭矩、温度、燃气发生器速度或旋翼每分钟转速等预测值都超出规定值，则应断开高度保持功能。在这种情况下，驾驶员将被飞行控制系统的声告警和灯告警，然后是驾驶员飞行符号中的驻地机场符号消失，前上方显示器(UFD)上显示的高度保持状态改变，于是高度保持断开。假如驾驶员不选择高度保持，飞行控制系统还会发出声告警信号。因此，这种方法能使意外断开高度保持模式时也会发出告警，以保证保持高度的责任完全交给了驾驶员。第二位的设计要求是在低速和悬停区域，即使雷达高度源故障情况下也能提供高度保持。这项设计目标中也增加了该逻辑，将雷达高度保持故障和自动连接相应高度的气压高度保持信息通知机组人员。假如驾驶员选择高度保持，当超出雷达高度表的能力范围(451.1米)和直升机在雷达高度保持正常连接低速区域，那么气压高度保持同样会自动连接。最后，如果驾驶员没有完全取消高度保持连接的优先垂直速率，还是希望该系统能保持高度，这样直升机在垂直面内减速到零速率和保持高度后，便可获得这种高度保持。

机组人员可收到各种飞行控制模式的以下一些信息通知和有关原因。

·姿态保持或高度保持接通：

飞行仪表显示保持模式符号；

前上方显示器上显示咨询的姿态保持和雷达或气压高度保持连接；

·姿态保持或高度保持脱开：

飞行控制声告警；

飞行仪表保持模式符号闪3秒，然后消失；

前上方显示器上咨询的姿态保持、雷达或气压高度保持符号消失；

·高度保持期间实际高度与基准高度不同：

飞行控制声告警；

前上方显示器上显示悬停偏差信息；

·选择的悬停模式故障：

飞行控制声告警；

前上方显示器上显示咨询信息记录故障模式；

·飞行管理计算机断开或故障：

注意声告警；

前上方显示器上显示记录的断开或故障告警信息。

图11表示在AH-64D上使用的高度保持控制规则的方块图，使用的方法是典型比例加综合方法，比例大小和综合的增量可以排序，这种排序是通过使用FLYRT模拟桨叶元导数后，按照FLYRT模拟稳定性导数预测进行的。方块图带有其它两个部分，第一部分是速率阻尼路线，用于对一些垂直干扰提供附加阻尼；第二部分是基准选择部分，其中垂直速率和高度源是结合在一起的，以便在连接高度保持模式时如果垂直速率不为零的情况下形成规定的保持高度。

图12～图16表示了位置结果和高度保持控制规则。图表示了在37千米/小时风速中的模拟过程，操纵直升机模型完成了带姿态连接(位置保持)和高度连接(雷达高度保持)的360°悬停转弯。模拟是以37千米/小时风速、45°角度、360°直升机初始航向等条件配平的悬停直升机开始模拟。用一个模拟驾驶员模型来控制5°/秒的偏航速率。不允许其它模拟驾驶员输入。当它提供大部分关于控制系统的信息时选择了这种情况，以改变大气条件、同时以一种不是最初配平的姿态工作。从模拟图中可以看到，操纵期间直升机在地面上方的位置变化不超过3.05米，高度保持在控制高度的0.61米内。图13表示了模拟期间3种风向情况，图14表示了操纵期间稳定性操纵性增强系统通道的输出情况。应注意，稳定性操纵性增强系统通道有以下一些规定：

机头上仰+0.0.112厘米

机头下俯-0.224厘米

右横滚　+0.224厘米

左横滚　-0.224厘米

右偏航　+0.112厘米

左偏航　-0.112厘米

总距向上+0.224厘米

总距向下-0.224厘米

在俯仰轴上，尤其在横滚轴上可明显地发现风向的影响，AH-64D侧向宽垂直面使横滚轴对风向特别敏感，图15和图16表示了直升机姿态、高度和相应的控制位置。

直升机飞行性能

图17～图22表示了在导航精确性试验期间完成的模拟悬停转弯的机动操纵，首先用手动位置保持技术将直升机悬停3分钟，然后，操纵直升机作2圈360°脚蹬转弯，同时用手动位置保持方法将直升机重心保持在一个点的上方，下一步则用自动飞行控制系统保持模式使直升机悬停在一个点的上方，同样保持了3分钟时间。当悬停保持机动结束时，直升机再次作2圈360°脚蹬转弯，同时用保持模式将直升机重心保持在一个点的上方。在这项机动操作中，要求驾驶员只使用脚蹬操纵，并允许用悬停保持模式保持不增加位置，塔台报告的风速为46.3～55.5千米/小时，方向为320°，跑道旁的风向袋完全伸展。

图17～图22表示了悬停转弯机动的结果，数据表明，直升机在2.44米径向误差内保持位置，在0.61米操纵高度内保持高度。图17表示位置的两组数据，其左上图表示从嵌入式惯性全球定位系统来的侧向和纵向卡尔曼过滤输出，这种输出是一种符号，驾驶员用这种符号亲自确定直升机相对于开始选定位置的运动方向。悬停变化范围是由漂移帧速度和从漂移帧轴至直升机机身轴综合器输出的旋转相综合而产生的。这与保持选定位置所使用的、产生位置保持操纵所用的方法相同。全球定位系统(GPS)输出表示了位置信息的离散性，同时还说明了为什么平滑过滤的全球定位系统输出数据不能用于位置保持。全球定位系统输出在系统内的精度要求很高，其相对精度要求在±3.05米之内。

图18表示由全向风速传感器(ODAS)报告的风的分力和总的形式，应该注意，直升机在整个机动过程中都处于地效之中，当直升机尾部直接对准风向后，从俯仰轴上可明显地看到风的影响。在该机动和模拟悬停转弯期间，驾驶员以机头对着风向的方式进行悬停转弯。图20提供了有关控制位置的数据。这此数据也作为该项机动中不使用机械控制系统的评判检查标准。图21表示了稳定性操纵性增强系统的操纵，同时还表示了在该机动期间有关的范围保持。图22表示了发动机和旋翼对机动和飞行控制系统的响应。

结　论

“长弓阿帕奇”飞行控制系统进行了重新设计，为机组人员提供了更完善的系统可靠性和补充能力。这些补充能力是通过大量采用麦道公司FLYRT模拟来实现的，FLYRT模拟能提供准确可用的研究“长弓阿帕奇”控制规则的方法。FLYRT用FORTRAN编码，与模拟有关的控制律开发工作也用于同样的语言编写。然后，通过这些努力完成了一个完整的系统模型。这种模拟方法对某些情况来说似乎有点过时，目前有一些规模很大的专用图解法模拟研究计划，可提供一种方法来帮助设计工作。在这些研究计划中，如果不是全部、也有绝大部分计划是研究模式转换逻辑，以及研究模式转换期间控制规则途径的初始程序。“长弓阿帕奇”飞行控制系统允许驾驶员在任何时候，在任何飞行控制模式之间进行转换，或接通和断开任何模式，而不会使直升机出现瞬态现象。完成这项工作的能力是由能对所有初始程序和综合器的绝对控制来实现的，并能控制所有综合器的无输出状态。

“长弓阿帕奇”控制规则研究和重新设计工作的成果展示了飞行控制模式的全部鲁棒稳定性，尤其展示出了三维悬停保持模式的能力。这种悬停保持模式的类型，其大部分要求的使用条件是在有一定风速的情况下作悬停转弯。这类机动操作验证了在不同的初始状态进行初始配平后系统机动期间保持规定条件的能力。没有配平随动作动器，飞行控制系统必须根据稳定性操纵性增稳系统的可用权限补偿任何干扰，系统达到最大性能的关键是驾驶员配平直升机的能力，在配平时不应该导出稳定性操纵性增稳系统作动器以及飞行控制系统连接逻辑中的任何倾向性，飞行控制系统连接逻辑帮助对驾驶员提出操纵要求。

介绍系统的飞行性能图表示了从初始连接点3.05米径向距离内，连接高度0.61米内，有37千米/小时风速等条件下直升机保持悬停位置的能力。机动期间检查稳定性操纵性增强系统作动器位置发现，直升机机动期间还存在着一些界限。当直升机按规定要求侧对风向时，横滚轴表示出了最小可获范围。“长弓阿帕奇”直升机的新增能力限制了人工操作量，从而直接减轻了驾驶员的工作负担，相应地提高了驾驶员了解形势、管理直升机和管理武器系统的能力。

通过进一步的试验，使研究高度保持能力成为可能，这些试验是在通用电气公司T700-GE-701C发动机和AH-64批生产型机综合模拟器上完成的。缺乏NP管理特性知识，就很难耦合发动机和飞行控制系统，也不会因飞行控制系统不良带宽协调使发动机产生超周期现象。

连接/断开模式的研制和实施对驾驶员掌握可用的控制模式以及驾驶员用最少的训练时间学会使用它们的本领等方面有极大的帮助。

参考文献

1．“AH-64 Apache Engineering Simulation Program Documentation”, Prepared for Aeroflightdynamics Directorate, Contract NAS2-12913, McDonnell Douglas Helicopter Company , March 1989

2．Shanthakumaran, P., “Flight Simulation Model Application for AH-64A Apache Engine Integration ,”Proceedings of the 49th Annual Forum of the American Helicopter Society , St. Louis, Mo, May 1993, PP. 261-282

3．“Drive system Torsional compatibility Data and Stability Analysis , Longbow Apache Advanced Attack Helicopter”,Contract DAAJ09-89-C-A086, Serial No. A00C-37, September 1993,pp.28.

(602所邵鹏飞翻译自ASH第52届年会文集P.1537～1556，曹喜金校)

在战区导弹防御系统攻击行动中的“阿帕奇长弓”直升机

Anthony G. Kraay，波音公司

摘要

随着武器系统在全球的扩散，战区导弹威胁，尤其是战区弹道导弹(TBM) 的威胁日益严重。在1995年进行的“流沙”高级战争演习(AWE)中，AH-64A阿帕奇攻击直升机显示出了其在战区导弹防御(TMD)进攻行动中的卓越性能。改进型AH-64D阿帕奇长弓攻击直升机显著地提高了攻击直升机在该行动中的效能。阿帕奇长弓直升机最擅长的可能是对敌方的TBM区域发动临时突袭进攻。同样，它在攻击任务中的听从召唤和快速反应能力也很出色。再加上装备的两项高技术设备——遥感器和数字通讯系统，“阿帕奇长弓”直升机在对TBM基地的进攻行动中的进攻能力又完善了许多。与其它产品相比，阿帕奇在直升机系统性能、数字化通讯设施和花费上有很大的优越性，同时，精确打击武器系统使它在TMD进攻行动中即能给对方以致命打击，又能保持自身的高存活率。

引言

战区导弹是指能够携带一定破坏性武器的导弹，它包括弹道导弹、巡航导弹和空对地导弹。这些系统目前正在很多敌对美国的国家中部署，其目标是对准美国及其盟友的，它们对美国构成了广泛的威胁。美国的军事专家们预测，随着美国的未来对手在这些武器清单上的逐渐齐全，美国所面临的战区导弹威胁在日益增加。随着前苏联的解体和第三世界国家出口能力的增加，战区弹道导弹已经扩散到了世界各地。

美国境外布置的军力应当能够意识到这种来自多少有一定军事实力实体的威胁，而且要有能对其造成一定程度的伤亡和损失后果的打击能力。美国在参与广泛范围军事行动的同时将直接面对这种威胁，不管是在和平保持期还是在维和时期，战争状态下也一样。本文将对在TMD进攻行动中使用AH-64D“阿帕奇长弓”攻击直升机这一概念进行分析。这种概念的范围限定在阿帕奇长弓直升机在对TBM进行进攻和摧毁时。

概念背景

在1995年进行的“流沙”高级作战演习中证明，AH-64A“阿帕奇”直升机在进攻战术战区导弹基地时特别有效。由于它的出色表现，大大的提高了攻击直升机在攻击行动中的性能的AH-64D直升机已经在生产了。第一装备部(FUE)的陆军攻击直升机分部已经完成了培训和外场演练工作，目前已经完成了作战部署。加之装备的火控雷达(FCR)、雷达制导(RF)导弹、先进的导航系统、数字通讯系统和一体化玻璃座舱等设施，“长弓阿帕奇”直升机在TMD进攻行动中的作战能力得到了很大的提高。

如果“阿帕奇长弓”直升机能够和其它技术系统在TMD进攻行动进行协同作战，那么其效果将会提高很多。这些技术系统包括无人机(UAV)、联合监视和目标雷达攻击系统(Joint STARS)和使用联合变化消息格式(JVMF)的数字式通信系统。

“阿帕奇”直升机TMD攻击性能

随着任务系统、乘员座舱和通讯系统的升级，“阿帕奇长弓”直升机已经在联合TMD进攻行动中成了一个高效的作战平台。一些经过升级后的部件已经在图1中标了出来。这些部件将是后面要重点进行叙述的。

火控雷达

“阿帕奇长弓”直升机的火控雷达能够对移动和静止目标进行侦察、分类、并将其优选，然后将其在驾驶舱的显示器上显示出来。最主要的目标被锁定后将自动传送给雷达导弹，只需驾驶员发出指令便可摧毁目标(具有发射后不管的能力)。火控雷达将从显示器上的128个目标中优选出16个目标。目标在被截获后将在以火空雷达显示格式的多功能显示器上显示出来。这些目标数据将被送到其它飞机平台或者使用数字通讯的工作站来进行传感器标识或空情监视。图2中展示了一个地面目标模式(GTM)的火控雷达显示画面。

对弹道导弹进行监测和识别需要有多频接收性能的传感器。敌方采用的威胁策略有可能包括使用诱饵弹或伪装发射台。在前视红外探测仪(FLIR)和昼间电视(DTV)传感器的协助下，光电目标截获和标示瞄准具(TADS)的瞄准目标在放大122倍后，可以迅速地连接到火控雷达所检测到的目标上来，然后通过目视即可确认目标。基于前视红外探测系统的视觉和雷达的目标特征，“阿帕奇长弓”直升机驾驶员可以确认目标是“真的”。

武器系统

“阿帕奇长弓”直升机的武器系统有：装备半主动激光(SAL)和雷达导弹导引头的“地狱之火”导弹系统；69.85毫米口径的火箭弹系统；30毫米口径的机炮。在如今的技术情况发展下，低成本精确杀伤(LCPK)的69.85毫米口径的火箭弹在对TBM进行攻击时，其准确度和“地狱之火”不相上下。这些精确武器的性能为战术战斗机上的典型的“灵巧的”军需品提供了一个很大的挑选范围。究竟要使用哪种武器，还要看所面临的威胁和任务环境。然而在很多情况下还是使用雷达导弹来摧毁TBM，这种武器能在8公里外就能对目标进行发射，而且发射后就可以不再管。

由于与火控雷达综合，“阿帕奇长弓”直升机的武器接敌交战时间变得特别短。由于可以从智能预备战场(IPR)上得到目标数据，火控雷达可以快速指向目标区域。这些信息如果通过遥感器的数字数据连接进行更新的话，接敌交战时间还可以变得更短。当“阿帕奇”直升机在敌方领空进行作战时，减少接敌交战时间可以增加直升机和驾驶员的生存率。

座舱控制和显示

“阿帕奇”直升机的座舱一体化设计大大提高了作战效能，同时又减小了驾驶员的工作载荷。座舱中一共有4个多用途显示器(MPD)，每个座舱安置两个，MPD系统在控制和显示时是高度综合为一体的。在任何一个MPD中，驾驶员都有可能挑选传感器视频在综合了战术象征的视觉图像来显示图像，这样可以增加对空情态势的了解。

数字通讯系统

通过改进的数据调制解调器(IDM)，“阿帕奇”直升机实现了完全数字化。“阿帕奇”直升机在作战管理平台、实时目标信号处理、空情预报和数据文件传输系统之间进行战术信号传送和接收时，使用的是数字信息格式。目前“阿帕奇”直升机使用的数字协议是美国空军应用程序发展(AFAPD)协议。而且“阿帕奇”直升机早就对AFAPD和美国空军的Joint STARS之间的连通性进行了验证试验。陆军和其它部门在不久的将来也将采用联合可变信息格式(JVMF)。如果“阿帕奇”直升机采用了JVMF协议，它将能够实现在一种可互操作的格式上联接所有的作战平台和指挥控制系统。在一些内部的研究发展课题中，波音公司目前继续在研究综合了其它数据链后(比如AH-64D直升机上的TADIL-J)该系统的效能。

导航系统

驾驶员可以通过驾驶舱内MPD的备用系统——战术情况显示器(TSD)来完成所有的空情预报。再加上双余度内嵌式全球定位系统(EGI)的协助，驾驶员在定位直升机的当前的位置、航路点/航线和目标等数据时，精度在20米之内。在4台显示器中任何一台都可以以地图形式来显示出航线、航路点、区域以及其它地理信息，地图比例在1：5000到1：50000之间。驾驶员可以在攻击和导航时对显示器上的信息量进行剪裁，这样可以减轻他们的工作载荷。当从各远程探测器以及从陆军战区导弹防御部门(ATMDE)或者其它地方接收到战区导弹目标数据时，这些数据马上会被转换成图像格式在TSD上显示出来。图3中是TSD格式的一个例子。

作战概念

“阿帕奇长弓”直升机在TMD攻击行动中有三种展开模式，这其中包括：

按预定计划进行攻击 “阿帕奇长弓”直升机被指派在某个任务区域或者侦察区域寻找敌方战区导弹，一旦发现并确定出其位置，立即对它发动攻击行动。

按命令进行攻击 “阿帕奇长弓”直升机被指派对某TBM进行定位和攻击，而这时直升机正在执行另外的任务。

按命令做出反应一旦战区导弹已经发射，“阿帕奇长弓”直升机被指定对导弹发射器和剩余导弹进行攻击。这时直升机可能在空中执行另外的任务，也可能正在地面处于备战状态去应对敌方战区导弹的发射。

早期的AH-64A直升机TMD的攻击概念

在“流沙” 高级作战演习中，“阿帕奇”AH-64A直升机的任务主要依据作战命令行动。在“流沙”演习中，“阿帕奇”直升机驾驶员被指派去攻击一个TBM发射基地，但是还不能确信它就是真正的目标。当任务下达后，根据TBM的发射信息，驾驶员在模板上使用纸张地图来确定TBM 发射器的可能活动范围。而模板区域则基于直升机在途中的时间和假定的发射器移动速度。一旦通过模板在搜寻区确立了目标，驾驶员将会用光电目标瞄准具来寻找导弹发射器。

这种操作方式大大的提高了“阿帕奇长弓”直升机的能力。模板功能已经在AH-64A直升机上得到应用，它将完成与TSD的自动化和一体化。另外，火控雷达也大大提高了获取目标信息的能力。

确保技术发展

在“流沙”高级作战演习中，有两项技术趋于成熟，使AH-64D直升机在按预定计划进攻中能够扮演更为合适的角色。第一项技术是远距探测技术的提高。在远距探测技术中最显著的发展成就是无人机性能的持续提高。无人机探测系统以及指挥和控制功能趋于成熟。无人机的探测装置与有人驾驶平台(例如“阿帕奇长弓”直升机)相结合，驾驶员就可以接收实时目标数据，同样也可以接收其它情报信息。这种数据目前只在情报渠道里使用，“阿帕奇”直升机驾驶员进行制定任务计划就是一个典型的应用。

第二项技术是数字通讯系统，它提供了一种分享探测信息的方法。美国军方目前对联合数字通讯系统制定了一种标准协议，即JVMF，该协议将会很快应用在“阿帕奇长弓”直升机上。JVMF信息和实时空情预报信息通过数字调制解调器来传送给战斗中的驾驶员和C4I平台。其它的数据连接例如TADIL-J也是可以利用的。然而，对这个概念来说，至关重要的一点是参战人员之间的普通数据通信。

所有的这些技术都在持续发展，驾驶员在直升机启程执行攻击任务之前仍然需要最好的情报信息。当经过执行任务的区域时，驾驶员需要从各种探测系统上获取TBM的位置信息，这比他们在途中得到的导弹在发射之前信息要更为精确。波音公司已经就用无人机等设施来配合“阿帕奇长弓”直升机之间的通信方式的可行性进行了研究。波音公司目前已经和美国陆军签订了合同，来发展和验证用无人机来实现联接的性能情况。在图4中，展示了用远程探测系统和数字通讯的应用方式。

计划攻击预案

如果我们能够把在TMD的攻击行动使用“阿帕奇长弓”直升机这一概念放到背景任务中去理解，那么事情将变得非常容易。接下来的几段内容对“阿帕奇长弓”直升机在突袭攻击行动中的任务给予了叙述。这一预案被设想成发生在2007~2015年的西南亚的一次大型地区冲突(MRC)。“阿帕奇”直升机受命加入到联合国军美军分部，在防御北方敌人入侵的军事行动中参战。敌军将TBM的目标对准联合国军并且发动攻击，摧毁了联合国军的设施和装备，并瓦解了联合国军的一些军事行动。TBM的进攻只是在晚上进行。敌军的导弹从移动发射器上发射。一旦发射完毕，他们马上重新部署发射器，以避免遭受联合国军战术战斗机的侦察打击。

任务之前的考虑

编号为第二攻击队的一连队被指派参加对TBM的攻击任务。目前已经预测在前线250公里之后有一个TBM发射阵地，该连队将对其定位并展开攻击。连队的指挥官计划组成一个由两架直升机组成的行动小组来完成任务，在这两架直升机中的一架上装有火控雷达。图5则展示了这种任务概念图。

这次作战的情报准备得非常充分彻底。对由我方控制的敌方间谍、特别行动队、无人机以及对敌方战术的了解进行分析后，敌方的导弹发射车辆所在的位置被压缩到600平方公里以内。并且已经定位出了10个最有可能隐藏发射车辆的地点。由陆军TMD部(ATMDE)、JSTARS、以及由美国空军无人任务控制站所直接提供的关于敌方导弹发射器所在位置的实时更新数据，通过改进的数据调制解调器之后被及时传送到直升机攻击行动小组。

连队的指挥官和驾驶员制定任务计划，并且通过航空任务计划站(AMPS)将任务数据输入到数据转换装置(DTC)中。任务计划数据包括预测的发射基地、主要的和变化的进入/退出路线、前线位置、J-SEAD数据、信号操作指令(SOI)、计划执行数据以及武器和燃油装载详细数据。

执行任务所需要的气象状况要求在暗夜和尘雾中，视觉气象条件(VMC)的目视距离要能达到4.8公里。不能有月光。

开始行动

直升机攻击编队在23：00出发，向预定目标区域前进。当他们接近前线时，联合对敌防空体系压制(J-SEAD)系统启动，最后攻击直升机编队安全通过前线。在飞往目标区域的路上，编队从AWACS和联合ATARS上接收到关于地面和空中威胁的即时更新的空情预报信息。这种空情数据显示在TSD上，如果需要的话在每个乘员都可以得到。

在直升机起飞45分钟之后，直升机编队通过IDM从无人机上的任务控制站(MCS)接收到了目标报告。无人机上的传感器侦察到了一辆导弹发射器进入某一区域的情报，而这一区域则很有可能就是特别TBM发射基地。连队指挥官A26在检查了收到的而且目前已经显示在TSD上的导弹发射器图像之后，推算出目标离攻击直升机编队的距离还有70公里。于是A26稍稍加快了前进速度。在对TSD上航路点图像视窗进行检测之后，他推断出编队将在15分钟左右到达目标区域。从TSD上显示的数字地图中核实了地形之后，A26选定了进行攻击的武器发射点(ABF)，同时将该点的信息传给了他的僚机飞行员A21。

任务执行

当行动小组编队接近ABF时，A26的副驾驶兼射击员用火控雷达开始搜寻目标。当他们再近一些时侦察到了一辆轮式机动车辆的踪迹。然而射击员很快就判定出这不是他们想要的目标。射击员将火控雷达瞄准最后一次从无人机上得到的导弹发射器图像，然后又对其进行了一次扫描。在射击员对导弹发射器进行搜索、识别并对其进行排序后，屏幕显示出了一个特别的点，其它三个轮式机动车辆距直升机5.8公里。根据无人机发送的最后一次数据，目标在200米之内。

射击员将目标截获识别瞄准具连接到火控雷达目标上，立刻发现了3辆开着车灯的卡车和一个带有4枚导弹的发射器，其中的一枚导弹已经竖立起来安置在发射位置了。发射器和导弹的红外特征，包括在区域内的人员，与那些实际装置相一致。基于综合目标和空情显示器的信息，驾驶员确认它们已经得到了“真的东西”。于是A26迅速将火控雷达目标数据传给了A21。然后A26立即开始发射一枚雷达导弹来攻击发射器，而A21则掩护整个行动小组编队。

完成攻击后返航

在完成任务之后，行动小组离开了该区域。雷达导弹击中了导弹发射器，并且将导弹发射器及其导弹一起摧毁。而第二次爆炸则将两辆轮式机动车辆也一起摧毁。无人机上的MCS将战果评定报告发送给A26和陆军战区导弹部，确认发射装置已经被摧毁。在起飞之后的1小时16分之内，攻击行动小组便摧毁了发射器及其导弹。行动小组编队从目标区域退出，在离开战区52分钟后，行动小组安全的穿过前线回到了前方集合区(FAA)，然后重新装备武器和燃油，准备执行下一次任务。

在TMD攻击行动中使用“阿帕奇长弓”直升机的优点

“阿帕奇长弓”直升机在TMD攻击行动中为行动指挥官提供了很多便利。“阿帕奇长弓”直升机以及与其共同组队作战的各种远距探测装置和C4I系统的优点有：

·使用火控雷达和目标截获识别瞄准具可以迅速地发现目标；

·能够区分出伪装物和实际目标；

·能够躲过敌方目标侦察系统的发现；

·能够和各种远距探测装置之间进行数字数据通信；

·TSD上显示的空情预报信息增强了找到目标的能力，同时又提高了自身的生存率；

·提供了一种高效而且花费少的摧毁战区导弹的新途径。

局限性

本方案最大的一个缺陷是它在指挥和控制点上缺乏视距外数字通讯系统。“阿帕奇长弓”直升机传感器上提供的准实时更新的数据可以提高驾驶员空情预报和对目标的感知能力。一些承包商同政府已经开始着手来研究这种视距外的通信技术了。波音公司目前正在为“阿帕奇长弓”直升机研究扩频通讯系统和卫星通信系统。政府认为同扩频技术一样，ARC-220高频电台也是解决该问题的一个方法。一个过渡的解决方案是使用中继的办法，利用JSTARS和无人机为“阿帕奇长弓”直升机进行中继通信。

对探测器来说，天气也是一个限制因素。电光/红外探测器的性能在阴云密布的天气下会大打折扣，而雷达探测器的情况则稍好一些。

虽然视距通信系统和天气可以限制“阿帕奇长弓”直升机在对TMD攻击行动中的参战能力，但是它们并不能阻止“阿帕奇”直升机完成其任务。“阿帕奇”直升机能够在各种气象条件下飞行，不管是白天还是黑夜。火控雷达和雷达导弹特别擅长于在恶劣的天气条件下作战。

结论

对于指挥官来说，在TMD攻击行动中，“阿帕奇长弓”直升机和高效的C4I系统以及各种探测装置是一种杀伤力大、存活率高、费用少的方案。火控雷达目标获取、精确武器、高精度一体化导航系统和数字通讯能力使“阿帕奇长弓”直升机成了对付TMD队伍中非常重要的一员。(完)

参考资料

1.Durham,G.,Developing TTP for Theater Missile Defense,Field Artillery,September –October 1995

2.Sinclair,E.,and Mooneyham,A.,”AH-64s In The Theater Missile Defense Role,”Army Aviation,January 1998

(中国航空工业发展研究中心董宝岗译自AHS第55届年会文集P.881～887，许伟武校)

“长弓”火控雷达：把“阿帕奇”带入21世纪

M.Kevin Richardson

摘要

自从进入陆军现役后，AH-64A“阿帕奇”直升机已取得了显赫战功，这一点可用其在“沙漠风暴行动”初期所执行的关键任务得到证明。在战争初期，“阿帕奇”直升机摧毁了伊拉克的雷达站，使得联军迅速取得了空中优势。即将于1997年3月交付陆军的AH-64D在此基础上进行了诸多改进，其中本文所要介绍的“长弓”火控雷达(FCR)则提高了该机的杀伤力、任务有效性和使用能力。FCR和“长弓”模块化“海尔法”导弹系统(LBHMMS)用于解决现役阿帕奇的任务缺陷。毫米波雷达可明显改善直升机在恶劣气象条件和战场能见度不好时的作战能力。借助于安装在主旋翼桨盘上方的顶端部件，直升机可明显减少目标截获和武器投放时的暴露时间。由于可用改进的数据调制解调器向其它飞机和地面部队移交目标，加上发射后不管的LBHMMS，AH-64D将成为世界上最具杀伤力和可生存性最好的攻击直升机。本文将介绍“长弓”FCR以及它作为AH-64D瞄准子系统组成部分的工作方式，包括讨论FCR的能力和战场工作方式。讨论的重点是系统介绍、FCR的工作模式(对地瞄准，对空瞄准以及地形测绘)、增强战场管理和提高使用性。

概述

十多年来，AH-64A“阿帕奇”攻击直升机一直是联合武装分队的主要组成部分，其战功显赫，最值得一提的是“沙漠风暴行动”初期。然而，随着敌方威胁的不断升级，必须对“阿帕奇”加以改进。长期以来，由于在夜视技术方面的绝对优势，所以陆军一直是夜间作战的中坚力量。给“阿帕奇”加装毫米波火控雷达，不仅可进一步提高陆军在夜战中的优势，还可使直升机在恶劣气象条件和以前所不允许的电子对抗环境中作战。浓雾或战场能见度不好已不再是敌人的掩体。敌方想利用烟幕作掩护，实际上已经间接说明了“长弓阿帕奇”的战场优势地位。

“长弓”火控雷达和发射后不管的“长弓海尔法”模块化导弹系统可使“阿帕奇”的作战能力超过现有的光电武器系统。在1995年完成的初始使用试验和评估(IOT&E)表明，AH-64D“长弓阿帕奇”的可生存性和杀伤力分别是AH-64A的7倍多和4倍多。本文讨论的就是FCR在其中所起的作用。

系统介绍

“长弓”FCR(图1)由4个外场可更换部件(LRUs)组成：旋翼轴安装套件(MMA)，可编程信号处理器(PSP)，低功率无线电频率部件(LPRF)以及雷达频率干涉仪(RFI)处理器。MMA在雷达顶端，是稳定的雷达频率(RF)发射器和接收器。LPRF是FCR稳定的频率发射器和相应的处理器。PSP接收LPRF的数字输出并完成所有FCR探测及分类所需的信号和数据处理。PSP还可完成MMA的增稳、与RFI数据的相关以及伺服控制。RFI接收主动雷达发射信号并对其进行识别。该数据与FCR接收的目标数据进行相关，以使雷达输出更为准确，并可极大提高生存能力。

位于“阿帕奇”主旋翼系统上方的MMA安装在一个反转套件上面，该反转套件由一根贯穿旋翼轴和传输套件的万向轴管支撑。在万向轴管两端有一对接插件，加上可转动的连接/滑动环型套件，这样可使电能以及信号/无线电在MMA和PSP，或者RFI和直升机的武器处理器之间传输。MMA由发射器、高度万向套件、天线罩、后罩、RF接收机、电源、方位托架套件、基座套件以及RFI传感器组构成。这些部件的主要作用是为FCR的顶端部件提供发射/接收能力、万向控制以及电源控制。天线罩由石英聚丁二烯制成，而后罩和基座则是先进的复合材料，这样可保证在不损害结构完整性的条件下，最大限度地减轻重量。

PSP是主要的雷达系统控制器和信号处理器。它是一个重量为40.86千克的外场可更换部件，安放在左侧前置电子舱(EFAB)的上部。PSP内部的外场可更换模块(LRMs)分为4个独立的子系统，即阵列处理、通用处理、视频处理和伺服控制。它处理来自LPRF的同相和正交(I&Q)视频数据以用于目标的探测、分类和优先权排序。它还是其它外场可更换部件、RFI处理器以及AH-64D的武器处理器(WP)之间的通讯中枢。

LPRF安放在右侧前置电子舱的上部，与PSP正好左右对称，重量为38.59千克。它是产生雷达发射频率的主要信号发生器，也是对雷达信号进行转换的双通道处理器。它可进行中频(IF)接收和模数(A/D)转换，而且是产生本机振荡(LOs)、发射/驱动频率以及基准系统时钟的增稳本机振荡器(STALOA)。LPRF内有一块同步装置板，可产生控制FCR各种同步所需的实时信号。

RFI原计划不仅仅只装备陆军，尽管目前只用在AH-64D上。它可向AH-64D提供主动发射源的敌我识别，并在雷达显示屏的周边为驾驶员显示其相对方位角。将FCR识别的目标向该方位角校准，同时根据雷达对目标的分类，确定发射源的类别(防空设施(ADU)、履带式车辆、轮式车辆等)，然后将两者“合并”。这可以实现对目标更准确的识别。RFI的工作频率是保密的。RFI可使直升机实现被动测距，这已经在OH-58D“基奥瓦勇士”直升机的鉴定试验中得到了验证，尽管在目前的“阿帕奇”上还没有使用这种能力。

RFI子系统由一个放置在EFAB中的LRU(RFI处理器)和一对LRMs(RFI天线和RFI接收机)组成，这对LRMs安装在MMA的托架上，正好在MMA后罩的下方。精确定位(DF)时主动发射源方位角的范围在天线轴线附近，而粗定位时方位角的范围则在天线剩余部分。在处理器上加装了一个可拆卸的用户数据模块(UDM)，可存储分类后的目标数据、延迟序列控制表和可编程搜索表。搜索表的频率范围要大于FRI搜索的频率范围。在显示器上最多可显示10个RF发射源，优先权最高的发射源周围则用倒置的“本垒板”式图标加以识别。

注：产品构型中不含雷达电源控制设备。

FCR安装在直升机的旋翼轴上，工作频率为35千兆赫，是AH-64D用来对战术目标进行探测、定位、分类和优先权排序的系统。目标类别分为履带式车辆、轮式车辆、防空设施(ADUs)、直升机或固定翼飞机。由于雷达的MMA安装在旋翼轴顶端，所以AH-64D探测目标时不必暴露整个直升机，这样有助于减少直升机的暴露时间，极大增强了针对防空系统的可生存性。此外，低旁瓣天线和雷达波型的低可探测性，使敌方难以探测FCR的发射，因此可大大减小对电子干扰的灵敏度。

在陆军订购的758架AH-64D直升机中，有227架将装备长弓FCR任务设备。它增强了对战场态势的了解，同时由于AH-64D改进了数字通讯能力，所以“长弓阿帕奇”将成为现代数字化战场的重要力量。

FCR的工作模式因为“阿帕奇”的主要任务是攻击坦克，所以AH-64D的主要目标截获和武器投放模式是对地瞄准模式(GTM)。在这种模式中，FCR对地面移动目标、地面静止目标、悬停或飞行中的直升机以及低速飞行的固定翼飞机进行搜索、定位、分类和优先权排序。目标类别分为履带式车辆、轮式车辆，或者防空设施，其显示方式如表1。一般情况下，“阿帕奇”只需露出MMA，并在几秒钟之内完成GTM扫描，即可在战术情况显示器(TSD)上为驾驶员显示多达128个经过分类的目标，并将16个优先权最高的目标显示在FCR瞄准显示器上。将这16个优先权最高目标的瞄准数据加以存储，同时根据直升机或目标的机动情况进行修正。这些数据可使直升机在隐身之处，以发射后锁定(LOAL)模式，向静止目标发射RF制导导弹。这些数据还可通过改进的数据调制解调器(IDM)传输给其它的AH-64D(不管其是否装备雷达)，使之在不暴露行踪的情况下对目标实施攻击。采用发射前锁定(LOBL)模式时，将FCR的瞄准数据直接传输给导弹，随后在飞离导轨前用导弹上的RF导引头截获目标即可。

目标被探测到以后，再根据接收的雷达反射信号中的目标特征对其进行分类。将目标特征与PSP中的设置进行比较。分类后的目标由PSP进行优先权排序以确定哪些是驾驶员最感兴趣的目标，其依据是7种可选择和可改编的优先权表。虽然只能显示16个可攻击的目标，但FCR可为战场态势了解而对多达128个目标进行定位和优先权排序。在GTM模式中，对移动目标的探测和分类时采用了多普勒技术、多普勒特性以及方位角测量。对静止目标的探测和分类则采用了窄方位波束、高清晰度以及全极化阵列特性。把目标数据和RFI探测到的主动发射源合并，这样可增加识别的准确性。

在GTM(见图2)模式中，可对15°、30°、45°、90°扇形区域内的目标进行瞄准，每个扇形区域的中线与直升机轴线的夹角，最大可为90°。对静止目标的最大探测距离为6千米。对移动目标以及空中目标的最大探测距离可达8千米。图3为典型的GTM屏幕显示方式。

GTM的扫描信号由两种特殊的雷达波型组成。这两种波型隔行扫描以最大减小对目标的截获时间。存在地物干扰时，对目标进行探测和分类采用频率捷变、极化转换波型。对地面移动目标和空中目标的探测及分类则采用伪随机频率波型(图4)。这两种方式的组合，可非常有效地对移动和静止目标进行探测和分类。

对空瞄准(ATM)模式向“长弓阿帕奇”提供对空中威胁的了解(图5)。MMA具有360°全方位搜索能力，最大搜索距离为8千米。如果需要的话，MMA的空中搜索范围也可限定在180°、90°以及45°的扇形区域内(图6)。ATM模式可对悬停和飞行中的直升机和固定翼飞机进行探测、定位、分类和优先权排序。在这种模式中，不能显示地面目标。把目标数据和RFI探测到的主动发射源合并，这样可增加识别的准确性。

在ATM模式中，采用伪随机频率波型来完成对直升机和固定翼飞机的探测和分类。与GTM模式中的移动目标指示器(MTI)一样，探测悬停和飞行中的直升机和固定翼飞机时，采用了多普勒技术和多普勒特性。雷达波束内任何可能被探测到的地面目标均不参与优先权排序、计数和总数列表，也不会显示出来。当探测到空中目标以后，AH-64D可选择用30毫米链式机炮或RF制导的“海尔法”导弹对其实施攻击，也可通过IDM，把目标数据传给联合武装分队的其它成员。

第三种，也就是地形测绘模式(TPM)用于辅助导航，以解决在能见度不好时掠地(NOE)飞行的问题(见图7)。TPM通过测量地形的高低角来提供地形回避信息，其作用距离最远可达2.5千米，这样有助于驾驶员选择最佳的隐蔽航迹。在雷达的扫描波束内，直升机前方0.1-2.5千米距离范围内的地形测绘和障碍物信息均可显示出来，其障碍物字符和雷达视频的显示方式采用保真几何图形的形式。当恶劣气象条件或能见度限制了光电传感器的前视距离时，它可以作为驾驶员夜视传感器(PNVS)中前视红外(FLIR)显示的补充。

TMP数据有两种显示格式。地形测绘信息，包括在确定的距离之内的高低角，可以C型格式叠加在PNVS的视频图像上，也可显示在综合瞄准头盔提示系统(IHADSS)的头盔瞄准具上(见图8)。显示器电位计滑针的移动区域的宽度随直升机速度的变化而有所改变。由于快速转换的需要，所以直升机的速度越快，电位计滑针的移动角度越小。另一种显示格式是在多功能显示器(MFD)上以距离-角度形式显示信息。在这种格式中，根据AH-64D直升机的飞行高度和选定的离地高度来设定可飞行平面。阴影表示超过以及低于可飞行平面的垂直高度的地形(见图9)。显示器的黑色部分表示可飞行的空中通道，阴影部分表示告警，白色部分表示不能飞越的区域，因为该区域的地形或障碍物高度处在直升机设定的飞行高度以内。

增强战场管理

如前所述，“长弓”FCR能使AH-64D在数字化战场中发挥强大作用。由FCR的搜索能力所带来的战场态势了解可极大增强战场管理。来自FCR的瞄准数据可显示在战术情况显示器(TSD)上。此外再加上在航空任务计划设备(AMPS)中装定的威胁信息和导航数据，可使联合武装分队的指挥官更为有效地制定作战计划。通过IDM把这些数据传输给战场上的其它成员，这也是AH-64D在数字化战场进行自我保护的关键手段。

TSD向联合武装分队指挥官提供战场管理所需的各种关键信息。它可显示友军的布防情况以及敌方位置，这已在前面进行过简要说明。有了这些信息，驾驶员可确定一个非攻击区(NFZ)以极大减少误伤的可能性，还可确定优先攻击区(PFZ)以帮助对目标的划分。这把战场按区域划分给参与攻击的不同成员，增加了效率。借助进入攻击航迹和退出攻击航迹、已知的敌我设施位置、战区分布、加油和重新装弹站、通讯频率、呼叫信号、密码查证以及敌我识别，驾驶员可极大增加攻击效率。只需两次简单的按键，所有这些信息均可传输给联合武装分队的任何成员，以使每一架攻击直升机都能明确其承担的任务。一旦对某个目标实施攻击后，其位置会在显示器上加以标示，这样有助于作战评估。这种攻击记录还可通过IDM传输，使联合武装分队的其它成员共享。这也是作战评估和驾驶员汇报的有力依据。

在对地瞄准模式中，AH-64D的FCR可对多达128个目标的位置进行探测，将其分为5类，优先排定其中16个最有威胁的目标，通过IDM交换数字化的目标数据和上文所说的有关数据，对所有128个目标协同实施首轮精确攻击，所有的完成时间不超过1分钟。对增强战场管理和战场态势的了解具有重要作用，这一点已在初始使用试验和评估(IOT&E)中得到了证明。AH-64D“长弓”编队目前还没有发生误伤事件，而基本型AH-64A已经有34次误伤。此外，“长弓”编队还可向后方的战术作战中心(TOC)传输15份信息报告和15份作战评估报告，是基本型“阿帕奇”传输报告能力的两倍。

提高使用性

在晴天，由于FCR减少了目标截获时间，再加上其装备的LBHMMS的杀伤距离可达8千米，“长弓阿帕奇”大大提高了对敌方装甲目标和防空设施进行攻击以及将其消灭的能力。在常规夜间作战条件下，直视光学(DVO)和电视(TV)系统不能发挥作用时，其优势更为明显。然而最关键的，则是它在有雾、恶劣气象条件以及战场能见度不好时所起的作用。在上述条件下使用目前象TADS/PNVS之类的光电系统是不利的。而此时FCR可使直升机在防区外轻而易举地工作。由于直升机具有用最少的暴露时间从山后、山脊线和树稍上攻击目标的能力，所以其战场生存性有所改善。在遮蔽物的掩护下，“长弓阿帕奇”无需冒着整机暴露的危险，只需露出MMA，即可完成单扫描，并对静止目标实施攻击，或把目标交换给其它的“阿帕奇”。对移动目标则需要使用发射前锁定(LOBL)方式，这意味着导弹在发射前，弹上的导引头也必须截获目标。这两种情况所需的暴露时间比使用激光制导“海尔法”导弹所需的暴露时间大为减少。

在1994年11月进行的LBHMMA的一次发射试验可以证明这一点。当时一架AH-64D截获了一辆T-72坦克，然后通过IDM把目标交换给另一架AH-64D，随后另一架AH-64D发射了一枚RF制导的“海尔法”导弹，成功地摧毁了目标。试验时的气象条件是两架AH-64D使用TADS不仅不能观测到对方，也不能观测到目标。通常完成这种目标交换和攻击不需要任何音频通讯。还有一点需要加以说明，就是美国陆军已经订购的758架AH-64D中，只有227架将装备“长弓”FCR。“长弓阿帕奇”之间的这种目标交换能力并不表示这是一种显著而有效的直升机编队方法。

FCR的优点之一是与直升机其它传感器间的相互作用。FRI探测到的发射源信号对雷达具有提示作用。此时FRI截获威胁信号，雷达再将其方位设定为窄扫描的中心，以便对目标进行快速探测。对目标进行定位和优先权排序后，AH-64D的武器控制处理器自动进行发射控制解算，并使RF制导导弹处于待发射状态。按下“提示搜索开关”，即可把FCR的窄扫描波束中线定位在优先权最高的发射源的方位角上。重复按几次开关，FCR就可产生包含每一个发射源的优先权排序系列，并完成对所有发射源的搜索。

同样，当雷达探测到目标后，也可向TADS传感器(DVO、FLIR或TV)提示将要攻击(NTS)的目标，或者通过数据传输线，指引RF制导导弹的导引头。这可使副驾驶员/射手(CPG)在目标识别有困难时，采用目视核实。与此相反，数据传输线的作用是使TADS的瞄准线与雷达扫描波束的中线对准。这种传感器间的数据传输既可改善截获和攻击目标所需的时间，也可减少误伤的可能性。

当FRI探测到如防空设施(ADU)之类的主动发射源时，可在MFD显示屏的周边显示出来。如果该发射源在方位上和某个FCR探测的适当类型的目标重合的话，目标数据将被合并。其结果是FCR探测到的目标可在MFD的适当位置上以适当的FRI字符加以标示。有关目标的补充信息可自动影响优先权排序清单，如果需要的话，这些补充信息还进一步确认对目标的分类。它使进入攻击和完成攻击自动化，也使驾驶员在快速接近目标时，有效的避免与之相撞。

IOT&E发射试验是在加尼福利亚的中国湖进行的(图10)。试验阶段共向移动和静止目标发射了20枚“长弓”RF制导“海尔法”导弹，大部分发射距离都超过7千米。所有发射均是在有一个或更多种类的主动和被动电子干扰情况下进行的，其中包括单频谱和多频谱烟幕、雾－油烟、雷达信号吸收毯、保形雷达散射网以及雷达诱饵。在发射的20枚导弹中，有18枚(90％)直接命中。事后查证，2枚脱靶是因为导弹内部出现故障，目前已成功完成了为此所作的改进设计试验。

在全部采用虚拟目标的模拟战场环境条件下，“长弓阿帕奇”可探测、识别、接近并用适当的导弹命中所有的目标。而基本型AH-64A“阿帕奇”只能探测到这种环境下的大部分目标，且在烟幕持久不散时无法接近目标。

发射试验之后，在加尼福利亚的福特亨特利格特进行了IOT&E的能力对比鉴定。考虑到威胁能力的增长潜力，所以地面的火力装备很强，而且具有数字化的快速通讯和目标传输能力。根据预先估计的2004年的威胁环境布防，其能力大大超过目前世界上任何可能遭遇到的情况。所有的坦克均装备了非常具有杀伤力的可直接瞄准发射的反直升机导弹，其最大发射距离为4千米。在试验中，这种导弹命中的大部分是基本型AH-64A，仅有一枚命中了AH-64D“长弓阿帕奇”。这主要是因为AH-64D装备了FCR，增强了战场态势了解，同时减少了暴露时间。

威胁方还装备了目标截获预警雷达(TAR)，具有超过80千米(50英里)以上的空中目标截获能力。TAR可向己方直升机提供精确的瞄准数据，也可向己方的ADUs和直升机机动提供示警。当“阿帕奇”突然出现，来不及告警时，这可使ADUs直接进入作战(跟踪)模式。在实战中TAR是一个优先权很高的目标，但试验时直升机会避免对其瞄准。当然情况不总是如此，对TAR进行探测和分类的FRI可使FCR对发射源实施快速瞄准。这也可证明“长弓阿帕奇”比“阿帕奇”的基本型具有更大的杀伤力。

在IOT&E试验中有一个有趣的现象，就是AH-64D被击毁的时间都是在试验的初期。随着驾驶员对模拟战场条件下直升机的熟悉程度的增加，其生存力有明显改善。

结束语

前苏联解体所引起的全球政治格局的变化将给西方军事力量带来一系列新的挑战。我们已不再能对敌方作先期深入了解，也不能为专门防御坦克－重炮而进行自我武装。小规模冲突和多国联合需要我们保持武器系统的高度多用性。同时由于与研制和采购多功能－特殊武器系统有关的费用的不断增长，这也对我们有所限制。

由于不确定性、多用性和经费限制等诸多因素的影响，我们所需的武器系统应该是高效率、经济上可以承受并可在最恶劣的环境中完成各种任务。为“阿帕奇”攻击直升机加装“长弓”火控雷达可满足这种需求。

FCR可使“阿帕奇”在不允许其它旋翼机使用的环境中作战。在这样的环境中，由于有RF制导“海尔法”导弹的精度补偿，所以FCR可完成对目标的探测和攻击。更重要的是它使“阿帕奇”成为数字化战场的一部分，为驾驶员和战场的其它成员提供更多战场态势以及敌我态势了解。

“长弓”火控雷达是AH-64“阿帕奇”直升机上最关键的系统，它将使其在21世纪战场上发挥重要作用。

(中国航空工业发展研究中心　鲁进军译，邓中卫校)

旋翼飞行器的总体综合设计技术

张广林

摘　要

现代旋翼飞行器已成为一个融合空气动力学、飞行力学、结构动力学、气动噪声、动力、控制等多学科、多专业，并且由大量的分系统组成的大系统，其技术综合程度越来越复杂，研制风险越来越大、周期越来越长、费用越来越高。总体综合设计技术则以解决上述问题为目的，克服传统设计方法对旋翼飞行器综合考虑不足、反复修改设计、没有系统地进行优化设计等方面的不足，从而以最低的时间和风险、最少的费用设计出满足给定要求的旋翼飞行器。旋翼飞行器总体综合设计技术主要包括跨专业的整体综合和分系统局部综合两个层次，它的发展有赖于各个分系统专业技术发展以及研究清楚各分系统间及各分系统与总体间的关系和影响。开发实用的综合软件，并通过仿真、科学试验和综合验证等手段提高软件水平，是提高总体综合设计技术的有效途径。

关键词：旋翼飞行器　总体　综合设计　优化

1.技术概况

图1 旋翼飞行器多学科优化过程示意图

旋翼飞行器总体综合设计技术是对旋翼飞行器的总体、分系统进行多层次、多学科、多专业的综合优化，以最少的时间、最低的费用设计满足给定战术或使用要求的旋翼飞行器设计技术。

在旋翼飞行器总体综合设计技术中，主要包括两个层次的综合：其一是实现旋翼飞行器的整体综合，获得整体的最优结果来满足任务需求。整体综合一般都是跨专业的综合，如整体性能、生产和使用费用、气动/旋翼/外形、飞控/火控/推力、航电与非航电、以及可靠性/维护性等。其二是实现旋翼飞行器的局部综合，以满足整体综合对其提出的要求并实现局部参数的最优化。其中包括：桨叶、桨毂、机身、尾桨、气动、振动、强度、结构、噪声、控制系统等。其优化过程如图1所示。

图2 旋翼飞行器总体综合设计技术计算流程示意图

图中所确定的需求包括一般需求(如驾驶员数、旋翼机的类型、适航性要求、作业费用等)、任务需求(航程、飞行速度、续航时间、通讯、飞控、救生及载重等)、以及能力的需求(抗坠毁性、机动性、无地效悬停、发动机停车着陆能力、全天候飞行能力、系统余度、可靠性、维护性等)。这些需求都将作为旋翼飞行器的总体综合设计软件的输入量，也就是优化程序的约束条件或边界。尺寸数据包括机身的长、宽、高、水平安定面和垂直安定面尺寸、主旋翼直径、主旋翼桨叶弦长等。其计算流程如图2所示。局部综合涉及到旋翼飞行器各专业方方面面，并且他们之间的关系十分复杂，改变某个参数，不仅对本专业的特性产生很大影响，而且对其它专业也产生影响，并且影响旋翼飞行器的总体指标。如一些基本的元件优化就包括：(1)桨叶剖面形状优化；(2)旋翼桨叶几何形状优化；(3)旋翼桨叶结构的气动弹性优化；(4)机身结构优化；(5)在气动力限制的条件下，优化旋翼桨毂结构。同时各专业的局部综合也相当复杂，分析起来相当困难。图3是验证作战效能所涉及的一些方面，从图中可以看出其中的复杂程度。

图3 旋翼飞行器作战效能分析示意图

从上面的分析可以看出，旋翼飞行器的总体综合设计技术的技术难点主要表现在以下几个方面：

一是该技术不仅涉及到旋翼飞行器各专业的方方面面，而且还涉及到许多其它学科，很大程度上依赖于不同的航空学科的紧密综合。同时总体参数、部件参数、零件参数、所涉及的专业等相互之间的关系又十分复杂，改变某个参数，不仅对本专业的特性产生很大影响，而且对其它专业也产生影响，并且影响旋翼飞行器的总体指标。

例如设计主旋翼系统，旋翼桨叶是细长的柔性梁。既使在正常工作的情况下，它们也经受弯曲和扭转的弹性变形，这有可能超出线性梁的理论研究范围，因此需要考虑更多的信息。桨叶的柔性和相关的振动作用不仅影响桨叶和桨毂的应力和疲劳受命，而且还与气动载荷相互影响，因为桨叶的变形本质上改变了每个横截面的有效攻角。另一方面，旋翼桨叶气动又与结构振动耦合，因为挥舞、弯曲和扭转的阻尼来源于气动力。除悬停飞行外，旋翼飞行器旋翼桨叶的结构和气动问题是不稳定的。甚至在稳定巡航条件下，桨叶也可能遭遇其范围从跨音速或超音速到低速的气流速度，其中包括失速和反流。并且其变化时间发生在200毫秒的数量级范围内。因此，仅旋翼桨叶上气动力和结构载荷的计算就是一个综合的气动弹性问题，非常复杂。

其二是因为该技术涉及的专业面广而复杂，因此很难较准确地获得编制软件的数学模型。旋翼飞行器的设计本质上涉及到多个学科，而且旋翼飞行器的动部件较多，多数设计参数相互之间互相影响。因此，一方面很难较准确地建立编制局部优化软件的数学模型，另一方面也难以建立各局部之间关系及其与总体之间关系的数学模型。实际的旋翼飞行器仍然不能较精确地做出数学计算模型来，严重影响优化获得的计算结果的可靠性。

多数旋翼飞行器的优化研究已提出一些旋翼动力学的模型，如气弹稳定或振动载荷。在许多旋翼飞行器的应用中，单学科和多学科的优化之间的界限没有很好地确定，有关这个问题在旋翼飞行器界也还没有共识。

因此，要使旋翼飞行器的总体综合技术不断取得进展并在实际设计中扩大其应用，必须研究清楚零件参数、部件参数、各局部优化参数及总体参数之间的各种关系，并编成软件，形成比较完整的各种分析软件。

2.技术价值

二十世纪八十年代初以前，设计人员依靠他们的分析工具来检查和分析一个设计的性能、气动、操纵品质、噪声和结构等是否完善。如果一个设计不能接受，都是基于过去的经验来改变一些设计参数，接着重新进行分析，反复重复该过程，直到得到一个满意的设计为止。这反复的设计过程的主要缺点是：

(1)设计过程中设计师和技术员没有对旋翼飞行器进行综合考虑；

(2)反复的设计过程导致进度往后延期并且浪费人力物力；

(3)仅局限于改进部分设计参数；

(4)没有系统地进行优化设计。

在传统的设计流程(方法)中，旋翼飞行器的整体外形通过一系列的初始设计后才能获得。这个流程包括在满足规定的任务载荷和机体剖面尺寸的条件下使机体/推力(发动机)系统重量最小。而机体/推力系统的重量又是涉及到许多学科，如空气动力学，动力学，结构，发动机，及任务载荷等。因为有时所涉及的一些学科相互冲突，要达到外形尺寸的整体优化有时是费时、费力还不精确。

在旋翼飞行器总体综合设计流程中，从初步设计阶段就采用数字优化方法根据该飞行器需要执行的任务来考虑解决设计过程中出现的各种问题，如减少机身上的振动，使一些结构元件的重量最小或获得最优外形等。优化技术可在两个层次上得到应用：一是整体优化；二是局部优化。在整体优化中，整个旋翼飞行器的外形被优化。在局部优化中，旋翼飞行器的旋翼系统、机体、动力、航电、武器、飞行保障、作战效能等被优化，甚至基本的零部件，如翼型、旋翼尺寸、桨叶截面，桨毂等被优化。

国外所进行的旋翼飞行器整体优化和分系统的的局部优化结果显示，与传统的旋翼飞行器的设计方法相比，旋翼飞行器总体综合设计技术可大大提高旋翼飞行器的空中作战能力和其它各种性能。该技术的优点和采用该技术所取得的效果如下：

(1)在初步设计阶段，作为一个整体来优化旋翼飞行器的外形和布局，可获得较优的外形，并可使旋翼飞行器的性能提高3～5%；

(2)对旋翼桨叶进行优化中，仅通过改变桨叶外侧20%部分的桨叶截面，其振动幅度减少了15～40%，桨叶重量减少了9～20%。旋翼几何形状的优化可使旋翼消耗的功率减少2～5%；

(3)通过优化旋翼桨毂设计，使桨毂应力的合成峰值减少了70%；

(4)通过对机身结构进行优化，可使其重量和振动水平各减少了5%以上；

(5)在翼型等设计中可大大减少风洞试验，节约大量的费用；

(6)可大大节省设计时间、人工成本并提高研制质量；

(7)由于总体综合设计过程中，比较充分地考虑了总体、分系统、零部件之间的相互影响和各种关系，因此能大量减少生产过程中出现的各种协调问题；

(8)旋翼飞行器的许多先进性能只有靠综合设计技术才能实现。

3.国外发展情况

尽管在70年代初就有人建议在旋翼机的设计中应用总体综合设计技术，即把多学科综合设计优化方法应用到旋翼飞行器的设计中去。但旋翼飞行器界直到80年代才认识到这种方法的重要性。其主要原因是旋翼飞行器设计问题复杂并且缺乏可靠的分析工具。尽管许多关键技术，如气动载荷的预测等现在还是待进一步研究的课题，但有效的优化手段80年代末就己获得，因此总体综合设计技术从此在旋翼飞行器设计中逐步得到了应用。

在发展新的旋翼飞行器时，最初的概念研究决定旋翼飞行器的整个外形，因此，概念研究很重要。在常规的方法中，进行一系列参数的研究来实现整体外形接近最优。这种方法既浪费时间且增加劳动强度。在最初设计阶段应用总体优化设计技术能大大节约成本并且大大加快项目的设计进度。因此，国外在这方面进行了较多的研究，有一些已在实际设计中得到了应用。

20世纪80年代，美国的科学家就制定了在直升机设计中应用优化技术的三阶段发展目标(如图4所示)。

阶段1 阶段2 阶段3

图4 直升机总体综合设计中应用优化技术的三个阶段

在第一阶段中，优化过程把空气动力学、飞行力学与控制、旋翼动力学和结构分析四个学科耦合起来。而机体动力学和气动声学仅作为约束来考虑其对直升机设计的要求。为了间接地检验“声学”要求，采用声学分析方法来评估直升机最终设计以确定该设计是否满足真正的声学设计要求。

在第二阶段中，声学分析已完全与空气动力学、飞行力学与控制、旋翼动力学和结构分析耦合起来，并作为优化的目标学科。在该阶段的设计中必须满足声学上的要求。至于机体动力学，阶段2与阶段1的处理相同，仅仅是把机体动力学对其它学科的影响作为有效的约束条件加以考虑进去。

在第三阶段中，机体动力学也耦合在被优化的目标学科中，这样一个综合所有学科的优化就建立起来，所得结果也是真正符合实际的全学科优化结果。

目前，国外已基本完成了第一阶段的研究，编制了一些实用程序，并在实际的设计中得到了应用。第二阶段的研究工作已经开始，并已取得了一些成绩，但还不完善。第三阶段的研究工作还没有取得实质性进展。

20世纪80年代初，原麦道直升机公司(现并入波音公司)就编制了CASH(直升机计算机辅助定型，Computer Aided Sizing of Helicopter)软件，主要用于设计旋翼飞行器外形。该软件在80年代不断地进行了完善和改进，并应用于AH-64的初始设计中。在CASH中，第一步是根据被设计的旋翼飞行器的任务特性来确定有效尺寸。CASH能根据给定的任务快速和自动地确定旋翼飞行器的基本尺寸。这可以使设计者评估不同的折衷方案并且快速地确定优化的外形。CASH的输入数据是确定任务特性的参数，如有效载荷、航程、载荷系数、机动性及总重等。

该设计软件的约束边界包括旋翼性能、旋翼气动稳定性、所需的旋翼桨叶几何形状，以及发动机特性。CASH搜索并选定旋翼飞行器设计中的特别任务程序。这些程序可优化包括悬停性能、机动性、高速俯冲能力，或是这些性能的综合。一旦确定了设计限制和任务段，CASH就进行迭代运算优化旋翼飞行器的外形使有效载荷/总重最大。

总重和桨盘载荷也可作为CASH的原始参数，改变这两个参数可实现满足任务要求的旋翼飞行器尺寸最小。当总重和桨盘载荷确定后，旋翼的直径也被确定。此后，载荷因素子程序确定实度来满足临界机动性的要求。

图5 RAH-66顶层结构优化设计流程图

如果使用现有的发动机，该软件可通过调整桨盘载荷(包括直径和实度)来满足性能的要求。如果任选发动机，则会输入桨盘载荷来满足性能需求，从而确定发动机的大小。然后所产生的发动机的特性作为一个发动机设计程序的输入量，从而对该旋翼飞行器的发动机进行详细设计。

一旦CASH已确定了最优的外形，旋翼飞行器不同元件可使用其它优化程序，如OPT、AESOP、CONMIN、NEWSUMT或ADS等来针对他们特别的性能要求进行优化设计。这可看成是局部优化。可通过子程序优化的零部件包括：旋翼桨叶、机身及旋翼桨毂等。

另外，美国的NASA等研究机构及波音公司等直升机研制厂商也在旋翼飞行器综合设计方面做了许多工作，编制了有关旋翼翼型优化、桨叶性能优化、旋翼桨叶的气动弹性剪裁、机身结构优化、桨毂结构优化、作战效能分析等许多应用软件。并且在RAH-66等新机研制中得到了应用。

在RAH-66的研制中，首次以使用效能为目标，进行了顶层构型的优化设计。优化流程图如图5所示。根据草拟的官方技术要求，进行任务、威胁环境分析，提出具体的直升机设计要求。再进行主要分系统的参数选择分析，评估设计的可行性，证实参数的预测。然后进行项层参数的协调和调整，提出一个符合系统技术要求的基本直升机构型。最后进行各备选结构方案的对比研究，包括成本、重量、可支持性、诊断方法、可生产性、性能及风险等。

RAH-66的总体方案论证中，波音和西科斯基公司使用了一个包括26个模块的分级计算程序，涉及到作战模型，雷达告警接收系统和目标捕获系统的模拟等，并使用线性规划法进行优化。

意大利阿古斯特公司成立了“直升机系统综合组”(HSIU)，该小组由动力学、空气力学、飞行力学及任务设备等各方面专家组成。它们的主要任务是负责所有新项目的论证并指导总体设计组工作。该公司在设计中大量采用三维设计技术，并且建立了较完整的公共数据库和专业数据库。该公司还研制出新的结构分析、桨叶和翼型的气动优化及噪声预测等的模型和软件。并在A109等型号研制中得到了应用。

另外，俄罗斯的米里直升机公司和卡莫夫直升机公司、欧洲直升机公司等在设计新型号时也大量采用总体设计优化软件和系统设计优化软件。

虽然世界各大直升机公司都在致力于研究旋翼飞行器总体综合设计技术，并在实际设计中得到了应用，但是该项技术仍然还很不完善，有很大的局限性。目前在旋翼飞行器总体综合设计技术中存在的一个普遍性问题是没有足够的有较大实用价值的分析技术(软件)。尽管在许多领域取得实质的进步，但存在的问题仍然很多。例如，最近由欧洲的研究者评估几个模拟飞行气动力模型的模拟效果时，发现存在高速气动力和扭矩达不到预期目标，交叉耦合(干扰)以及对驾驶员输入的俯仰的反应与预期的相差较远等几方面的缺陷。

尽管如此，旋翼飞行器总体综合设计技术的应用会随着分析方法改进，更有效算法的出现(特别是敏度分析)，以及更进一步的实验验证的出现而大大增加。

4.国内的需求和技术基础

从1956年开始建立直升机工业以来，我国经过引进国外技术、改进改型、自行设计和国际合作等几个阶段。设计和制造了延安-2号、701型、直-5、直-6、直-7、直-8、直-9、直-11、EC-120九种型号的直升机，“海鸥”和“翔鸟”两种型号的无人直升机和M16超轻型直升机。其中直-5、直-8、直-9、直-11和EC120投入了批生产，累计生产近千架，同时中航第二集团公司还为西科斯基公司设计和制造S-92的垂尾。在有关厂、所及高等院校成立了直升机总体专业和学科，并通过大专院校的培养及在实际型号研制中的锻炼，造就了一大批旋翼飞行器的总体设计和技术研究人员。有力地推动了我国旋翼飞行器总体设计技术的发展。归纳起来，国内已有以下一些技术基础。

(1)一些厂、所从美、俄、欧洲等国引进了一些计算机辅助设计软件，其中包括几何绘图软件(如CATIA等)，气动、动力学和性能的综合分析软件(如CAMRAD)等，并在型号的研制中得到了应用；

(2)计算机辅助设计(CAD)、计算机辅助制造(CAM)在型号的研制中得到广泛推广和应用；

(3)建立了计算机集成制造系统(CIMS)，并在实际型号的研制中得到了应用；

(4)计算机仿真系统正在建立之中，并且已有一定的规模和水平；

(5)已建立了一些基础数据库和专业数据库。

总之，通过近几年的努力，我国直升机界信息化建设取得了长足的进展，为旋翼飞行器总体综合设计技术的发展打好了一定的基础。但总的看来，我们这方面的基础还相当薄弱，主要表现在以下几个方面：

(1)某重点型号的总体设计还需要借助国际合作，自己还没有能力独立完成；

(2)设计软件大部分依赖进口，严重受制于人，自己开发的设计软件很少；

(3)基础数据库和专业数据库还很不完善；

(4)设计软件开发力量薄弱；

(5)严重缺乏在旋翼飞行器空气动力学、飞行力学、结构动力学以及气动噪声等各专业领域都有较深造诣的高级通才；

(6)各个专业学科的发展基础还比较薄弱，各个专业学科之间的互相关系和影响研究得还很不透彻。

5.技术发展建议

旋翼飞行器的总体综合设计技术对新机研制的成败具有举足轻重的作用，但是它又是一个综合性强、涉及面广而且发展时间较短的高技术。国外也还处于不断研究和发展的阶段，还相当不成熟。结合我国国情，我们应从以下几个方面加强工作。

(1)抓住我国三军通用直升机背景型号的研制机遇，在总体方案的研究中综合考虑空气动力、飞行力学、结构动力学、气动噪声、动力、控制等多种技术，并根据重量和载荷、飞行性能、驾驶品质等方面的要求，研究推出必须解决的关键技术；

(2)在各关键技术的研究中，重点掌握各关键技术间及各关键技术与总体综合设计间的关系和影响，并建立相应的数学模型；

(3)加强软件开发力度，形成比较完整的旋翼飞行器综合设计软件包；

(4)加强数学仿真、半物理仿真、科学试验和综合验证工作，逐步建立试验数据库并充实现有的数据库，提高其软件水平，完善和提高信息化水平；

(5)在三军通用直升机的研制中充分利用与国外合作研制某重点型号取得的总体综合设计技术；

(6)应采取高校扩大专业面、研制单位从事总体设计的技术人员在各专业领域轮训等措施来培养高素质的旋翼飞行器总体综合设计人才。

加速发展旋翼技术

促进我国直升机科技工业的进步

Speeding Up Rotor Technology and

Bring an Advance in Chinese Helicopter Industry

昌河飞机工业（集团）有限责任公司　杨开天

摘要：旋翼技术是直升机技术的核心，对直升机的发展有重要牵引作用，旋翼技术开发的超前性是直升机型号研制的一个重要特点。坚持科技创新，发展独具特色的旋翼技术，对促进我国直升机科技工业的进步具有重要推动作用。

关键词：直升机　旋翼技术　技术发展　技术创新

长期以来，我国对直升机在国防建设中的作用认识不足，对其在国民经济建设中的地位定位失当，对直升机技术发展重视不够，投入甚少；以及对如何发展直升机技术缺乏规律性的认识，技术政策失当，造成直升机技术发展缓慢，研制、生产能力低下，旋翼技术已经成为制约我国直升机事业发展的瓶颈，这与当前日益增长的市场需求相比有相当差距，因此，应加速我国直升机工业的发展和直升机技术的发展。

一、旋翼技术是航空高科技的一颗璀灿明珠

直升机与其他航空飞行器最本质的区别就在于它的旋翼系统。旋翼系统不仅是直升机的升力面，同时还是直升机的操纵面，而且也是直升机最主要的振源和噪声源，直接影响直升机性能和品质的优劣。旋翼系统的研制涉及空气动力学、飞行力学、动力学、声学、结构强度、寿命可靠性、材料科学等多门学科的交叉耦合，这在航空技术中是非常独特的。

即便是在稳定平飞时，由于旋翼两侧的气流不对称，桨叶在周期性变化的来流环境下工作，来流速度可以从零甚至负值到接近于M=1的宽广范围内变化。这在固定翼飞机上是见不到的，自然增加了直升机气动力分析的难度。由于桨叶来流的高频变化，还造成各桨叶剖面迎角的高频变化，从而引入了桨叶动态失速问题，这也是在固定翼飞机动力学分析中不会碰到的。

旋翼桨叶是一根细长的柔性梁，在大变形状态下工作，有很强的气弹耦合效应，不仅需要在气动力分析中加以考虑，还带来了比飞机机翼颤振要复杂得多的气弹不稳定性问题，如桨叶的经典颤振、失速颤振、旋翼空中共振等。

疲劳分析是旋翼技术的一个重要内容。旋翼在旋转时承受复杂的高频振动载荷，是典型的高周疲劳问题，也是飞机地-空-地循环的中周疲劳问题所不及的，这对设计、工艺、材料都提出了更高的要求。

已获得成功应用的麦道无尾桨直升机环量控制尾梁，以及西科斯基进行过研究的环量控制X旋翼，虽都是受到环量控制机翼的启发，但其所涉及的理论深度和实施机构的复杂程度都超过了机翼的环量控制技术，把环量控制技术推向了一个崭新的高度。涉及旋翼的高阶谐量控制、单个桨叶控制、伺服襟翼主动控制、地面/空中共振主动控制等都是航空主动控制技术的高难度项目，对降低直升机振动和噪声、增加乘员舒适性、降低功率需求、扩展飞行包线和机动能力有重要作用。

二、旋翼技术的牵引作用

综观直升机问世以来近70年的发展史，旋翼技术的发展始终处于直升机技术进步的前缘，旋翼技术的每次进步都给直升机带来了阶越式的发展（参见表1）。从表中可以清楚地看出，随着旋翼技术的进步，不仅简化了旋翼系统的结构，而且使直升机的飞行速度、振动水平、噪声水平、桨叶的疲劳寿命有了大幅度的提高。

分代	第一代	第二代	第三代	第四代	第五代
出现年代	30年代末～50年代中	50年代初～60年代	70年代～80年代	90年代	21世纪前15年
旋翼特点	金属铰接式桨毂，金属大梁木质混合式桨叶。	金属铰接式桨毂，金属桨叶。	无铰式金属桨毂，玻璃纤维复合材料或金属桨叶。	柔性复合材料桨毂，复合材料桨叶。	采用伺服襟翼主动控制技术或智能材料桨叶。
动力装置	活塞发动机	第一代涡轴发动机	第二代涡轴发动机	第三代涡轴发动机	第四代涡轴发动机
Vmax(Km/ｈ)	＜200	～250	＜300	300～350	＞350
全机振动水平（g）	0．20	0．15	0．10	～0．05	＜0．05
噪音水平（db）	～110	～100	～90	～80	＜80
桨叶寿命（h）	～600	～1200	＞3600	视情维护／无限寿命	无限寿命
代表旋翼	米—4	米—8、 S—58	BO—105、山猫、SA365	科曼奇、虎、 S—92

倾转式旋翼技术的发展与成熟，已经在V-22"鱼鹰"机上得到成功的应用。倾转式旋翼机虽然已经不是传统意义上的直升机，但其技术核心和基础仍是直升机的旋翼技术。倾转式旋翼机结合了传统直升机和固定翼飞机的优点，既能像直升机那样垂直起降、侧飞、后飞，又能有直升机无法达到的高前飞速度。倾转式旋翼机的问世是航空器发展史上的重要里程碑，更是直升机发展史上的一个重要里程碑，将会在国防建设和国民经济建设中发挥重要作用。

三、旋翼在型号研制中的超前性

笔者1985~1987年在波音直升机公司工作期间，曾对该公司的新机研制程序进行过调研。该公司将直升机的研制过程划分为战技要求、概念设计、预先研究、全尺寸设计、生产和产品支援六个阶段。与固定翼飞机的研制程序相比，直升机研制的最大特点是，当其旋翼设计方案得以完全证实后才能冻结总体方案，进入全尺寸设计。而固定翼飞机的研制，所有部件和系统设计都是在总体方案冻结后进行的。

在直升机研制中，旋翼系统的发展处于特别重要的地位，新技术、新材料、新工艺的应用首先集中在旋翼系统，自然技术上和经济上的高风险性因素也包含在旋翼的研制中。所以，在概念设计和预先性研究的两个阶段中，主要技术工作是围绕旋翼系统而展开的。到进入全尺寸设计阶段前，旋翼系统的结构设计、原理试验、风洞试验、工艺试验、甚至全尺寸样机的飞行评估都已基本完成。也就是说，旋翼的发展在直升机研制中有明显的超前性。这是直升机新机研制的一个极为重要的特点。

我国对直升机研制程序的认识主要借鉴于固定翼飞机的研制程序，对旋翼发展的超前性认识不足，从而造成了新机研制中一些混乱局面，违背自然规律办事，不仅付出了相当的代价，而且还多少影响了直升机的生产交付。

四、旋翼技术的发展目标

1993年11月在美国直升机工业界讨论未来发展目标的讨论会上，美国陆军航空兵司令部提出了21世纪直升机技术的发展目标。

（1）航程增加20%；

（2）噪声和振动水平降低50%；

（3）机体阻力降低20%；

（4）桨叶失速余度增加20%；

（5）悬停效率提高到0.80；

（6）驾驶员工作载荷降低50%；

（7）有效载重增加40%。

欧直制定的未来10年直升机技术发展目标有以下几点。

（1）扩大飞行包线，包括空速增加100km/h，油耗降低20%，空重降低30%；

（2）降低噪声，外部低于ICAO标准10EPNdb，内部低于80db；

（3）振动水平低于0.05g；

（4）具有全天候能力；

（5）改善经济性，直接使用成本降低50%；

（6）提高安全性。

上述中的绝大部分技术目标都与旋翼技术密切相关，要求在空气动力学、动力学、飞控技术、主动控制技术、新材料、新工艺、设计及加工手段等诸方面都有长足的发展和进步。

在空气动力学方面要研究出更先进的直升机翼型，将激波临界M数提高到0.93~0.95，且低速下的动态失速临界迎角尽可能大，动态力矩系数小。深入进行桨叶平面形状和桨尖的研究，改进高速性能，提高旋翼效率。涵道尾桨气动特性和环量技术的发展也是气动力研究的重要内容。

以降低旋翼振动载荷为目标的旋翼优化技术的动力学发展的重要课题，将旋翼优化技术提到一个新的高度。旋翼动力学与空气动力学相结合的研究，着重于降低交变载荷。预期在桨尖形状优化、旋翼尾迹及载荷预估、涡桨干扰、动力学参数优化和剪裁设计、振动主动控制、气弹耦合稳定性等方面会有大的进步，从而缓解直升机上严重的工作负荷及振动水平。复合材料的应用与新型结构相结合，尤其是智能旋翼的应用，将会大幅度降低直升机的振动，使寿命发生质的跃进。

伺服襟翼主动控制技术和智能材料的应用，是飞行控制技术和主动控制技术的综合发展，将给高阶谐量控制、单个桨叶控制、空中/地面共振主动控制技术带来良好前景，很可能会对直升机操纵带来革命性的变革。

力学性能更高、重量更轻、抗腐蚀性更好、易于加工、价格更低的复合材料旋翼系统，将最终把旋翼系统带入无限寿命阶段。

新的旋翼构型也是旋翼技术发展的重要内容，有可能出现整体桨毂。该桨毂具有很大的操纵功效和气动阻尼。不仅将进一步简化结构，还将与新的飞控技术和主动控制技术相适应。

五、发展有中国特色的旋翼技术

由于旋翼技术在直升机发展中的特殊地位，可以说没有旋翼技术就没有直升机技术，就没有直升机工业。与国外先进旋翼技术相比，我们有相当的差距。要尽快提升我国的旋翼技术水平，就必须科学地选择旋翼技术发展的方向，敢于创新，善于创新，走出自己独特的旋翼技术发展道路，才能迎头赶上世界先进水平。在这方面西欧的直升机工业有许多成功的范例，值得认真借鉴。如德国的MBB直升机公司首先将复合材料应用于桨叶制造，并研制出用于Bo-105的无轴承旋翼系统，在世界旋翼技术发展史上写下了辉煌的一页；英国韦斯特兰直升机公司利用"狗骨头"设计解决了桨叶动力学中不利的挥舞-摆振耦合问题，设计出独特的"山猫"旋翼，接着又开发了BERP旋翼技术，从而跻身世界直升机先进水平的行列；法国的宇航直升机公司通过柔性桨毂技术和涵道尾桨技术的开发，成为世界直升机工业的强手。

必须加强旋翼技术的基础开发。如新翼型的研究、更精确有效的气动和动力学分析技术研究、新材料和新工艺的研究等，为我国进一步发展独具特色的旋翼技术奠定坚实的基础。

同时要加强一些极有发展前景的新兴领域的研究。如伺服襟翼主动控制技术和智能材料的应用研究，是一个极具前景的技术领域，除美国开始得稍早些外，世界各国大体都在起步阶段。又如桨尖喷气式直升机，取消了笨重的机械传动系统和尾桨，不仅能减轻直升机的空机重量，又能提高直升机的安全性，具有相当发展前景。

总之，只有大胆创新，发展独具特色的旋翼技术，才能真正振兴我国的直升机科技工业。

直升机减振技术

Helicopter Vibration Reduction Technology

相关技术：直升机旋翼技术；直升机尾桨技术；发动机技术；直升机传动装置；直升机动力学

分类：飞机总体设计；直升机；振动；

定义与概念：

直升机在使用过程中，旋翼、尾桨、发动机、传动装置等旋转运动部件要产生交变载荷，引起机体结构的振动。结构的振动会给直升机的使用带来严重后果：如主要部件、仪表设备等会产生振动疲劳的失效，从而降低其使用寿命；影响驾驶员和乘员的舒适性，当直升机的振动水平高于0.1g时，乘员就会感到不适。近年来要求直升机在巡航状态，全机的振动水平不超过0.05g，甚至0.02g。因此，直升机设计研究阶段必须尽最大努力控制和降低振动水平。

在直升机的旋转运动部件中，旋翼产生的交变载荷最大，它是直升机的主要振源。由于桨叶处于交变的气动力作用下，因而它在旋翼的拉力面和旋转面上发生振动。故在桨叶和桨毂接头处的作用力和反作用力也是交变的。因为桨叶的弹性振动产生的激振载荷汇集于桨毂，进而传给机体结构。所以，从振动的桨叶传到机体上的载荷可抽象为三个交变力和对坐标轴的三个交变力矩。这些激振载荷传到机体上，结构将产生弯曲或弯-扭耦合振动。

国外概况：

直升机的减振技术一直是从事直升机研究者致力于研究和解决的一个重要问题，也是伴随直升机诞生而来的一个技术难点。它涉及到驾驶员和乘员的舒适性、仪表设备的工作环境、飞机结构的重量、机载武器的命中率等许多方面。为了减少直升机的振动，世界各国的直升机公司都做了大量的工作，投资了大量经费。各种学术会议和杂志上发表的文章也很多。综观各直升机公司所做的工作，主要是减小以W=ZP为基频由旋翼传到机身上的振动（Z-桨叶片数，P-旋翼转速）。从直升机诞生以来，直升机的振动水平不断降低，主要是采取如下一些减振技术。

一、早期的直升机设计是使直升机固有频率避开旋翼激振频率的方法

如直升机旋翼激振频率为Z=ZP，直升机固有频率为Ω，则Ω应小于0.9W及大于1.1Ω。直五、直六直升机就是采用这种设计思想。这种方法虽然可以避免发生共振的危险，但机体的振动水平还是比较高的。

二、机身结构动力优化设计技术

这种技术的难度较大，机器运算时间很长。七十年代后期已开始研究，目前这一技术在直升机设计上还未采用。而研究局部结构动力优化的课题却更引人注目。首先确定降低振动的主要部位是驾驶舱和座舱。通过结构优化模型的动力响应敏感性计算，定出主减速器附近是敏感元件区域。对这一部位进行结构修改动力计算，可获得较好的减振效果，这实际上是局部动力优化设计。

三、在旋翼上采取措施减振

旋翼是直升机的主振源，常在旋翼上采用减振措施来减小整个直升机的振动，如采用调整配重块、加隔振元件、装减振摆、改变翼型等措施。

四、在桨毂上方装设减振装置

在桨毂上方装设有效的减振装置，如双线摆减振器、增速减振器等。我国自行研究的双线摆振器装在直五直升机上进行验证试飞就收到了一定的减振效果。

五、装隔振装置

在机身与旋翼-传动装置（减速器）之间加装隔振装置来减小直升机的振动水平是采用最多的方法，这种隔振装置又是减速器与机身的连接元件。

六、高阶谐波控制（HHC）减振

由于直升机的振动主要来源作用在旋翼桨叶上的交变载荷，因此设法降低以致消除传给机身的桨叶载荷交变分量，是解决直升机振动问题最根本的办法。高阶谐波控制（HHC）减振就是基于这样一个思路提出来的，其原理是通过输入一个桨距高阶谐量操纵，使得桨叶在各个方位角上所产生的气动力接近相等，将传给机身的交变载荷分量减至最小。高阶谐波控制技术的研究已有十余年的历史，并完成了原理性试验，但由于对于不同飞行状态的控制律的认识尚有距离，控制执行元件还处在研制阶段，至今尚未进入工程应用。

七、结构响应主动控制技术

结构响应主动控制技术是一种全新的减振技术。过去的实用经验表明，被动式旋翼吸振器是降低旋翼振动载荷的一种有效手段，但其缺点是要付出一定的重量代价，如桨毂吸振器有的可达1%的起飞重量，而且大大增加了直升机的前飞阻力，被动式吸振器还只能吸收特定频率的振动。由于旋翼振动特性分析技术和动力学特性设计剪裁技术的提高，采用被动式旋翼吸振器的机型数量在减少。

将反共振隔振概念与现代控制技术相结合，提出了一种新的振动控制方式，这就是结构响应应主动控制技术。其基本概念是通过一套传感器对所测载荷进行频谱分析，找出主要激振载荷，用一台微机对测量载荷的频率和幅值，控制电液作动筒产生一个对应的反向载荷，相互抵消，以达到隔离振动载荷的目的。

1986年英国韦斯特兰直升机公司在一架W30型160系列直升机上进行结构响应控制系统的试飞改装，1987年春完成了8小时的飞行试飞验证，对普通的直升机、带桨毂吸震器的直升机与安装结构响应主动控制系统的直升机的振动水平进行了对比测量，还测量了旋翼转速变化时振动水平的变化及由过渡飞行转入悬停时的振动水平时间历程，结果显示结构响应主动控制技术的减振效果非常明显。驾驶舱和客舱的平均振动水平低于0.09g，比普通的直升机振动水平降低了70～85%。英国韦斯特兰直升机公司后来又在EH101的第三架原型机上安装了结构响应主动控制系统，并在1990年3月进行了40飞行小时的飞行试验。飞行测量结果表明安装了结构响应主动控制系统后，5阶振动水平平均降低75%，全机振动水平达到了低于0.15g的目的，且在大部分区域低于0.05g。

根据W30和EH101直升机安装结构响应主动控制系统的飞行试验，表明该系统具有如下优点：

1、结构响应主动控制系统对于不同的飞行速度、飞行状态、重心范围、旋翼转速都有良好的振动隔离效果。

2、由于结构响应主动控制系统具有自检能力，能在传感器和作动筒出现故障后，重新进行控制优化，隔离有故障的传感器或作动筒。这是任何被动式吸震/隔震系统所不及的。

3、结构响应主动控制系统可以抑制机体上指定区域的振动响应。

4、按目前的技术水平，结构响应主动控制系统重量为40～80公斤，主要取决于作动筒的型式与尺寸。与其它减振措施相比，这个重量的代价并不大。如W30上生产型的结构响应主动控制系统重量为36公斤，而原来采用的桨毂吸震器重达55公斤。

5、与高阶谐波控制相比，结构响应主动控制的限制较少，不会导致桨叶弯矩和操纵载荷的增加，不会降低桨叶的失速裕度。

综上所述，结构响应主动控制技术将会在直升机上，尤其是民用直升机上获得更广泛的应用。

关键技术：

直升机在使用过程中，旋翼、尾桨、发动机、传动装置等旋转运动部件都产生交变载荷，从而引起机体结构的振动，振源之多是其它航空器上少见的；采用隔振装置既起动力隔振作用，又要传递全部静载荷。因此设计时必须综合考虑静载荷、动载荷及疲劳载荷三方面的因素；隔振装置弹性梁的刚度设计和振动块的质量选择相当困难；为实现直升机的振动水平最小，首先取决于对直升机动力学认识的准确程度，但实际上直升机动力学特性很难定义，并且随直升机的结构和飞行状态（如重量，总体布局，旋翼、尾桨、发动机及传动系统的选取，飞行速度，飞行姿态等）而变化，因此很难测定直升机的动载荷和疲劳载荷，这是直升机振动控制的最大难点之一；随着直升机飞行速度的提高、任务持续时间的延长和对乘员振动环境要求的俞来愈严格，振动问题将变得更加突出，而为控制振动的直升机动力学设计在改善旋翼的动力学设计，以控制旋翼的激振力，以及改善机体结构的动力学设计，以控制机身对激振力的响应方面都还不能达到振动水平的严格要求，因此还需要采取特殊的减振措施，直升机动力学设计是振动控制的根本保证，也是一个非常难的学科，还需不断地研究和完善。

应用与影响：

一、早期的直升机设计是使直升机固有频率避开旋翼激振频率的方法

二、机身结构动力优化设计技术

三、在旋翼上采取措施减振

旋翼是直升机的主振源，常在旋翼上采用减振措施来减小整个直升机的振动，如采用调整配重块、加隔振元件、装减振摆、改变翼型等措施。

四、在桨毂上方装设减振装置

五、装隔振装置

在机身与旋翼-传动装置（减速器）之间加装隔振装置来减小直升机的振动水平是采用最多的方法，这种隔振装置又是减速器与机身的连接元件。

六、高阶谐波控制（HHC）减振

七、结构响应主动控制技术

根据W30和EH101直升机安装结构响应主动控制系统的飞行试验，表明该系统具有如下优点：

1、结构响应主动控制系统对于不同的飞行速度、飞行状态、重心范围、旋翼转速都有良好的振动隔离效果。

3、结构响应主动控制系统可以抑制机体上指定区域的振动响应。

5、与高阶谐波控制相比，结构响应主动控制的限制较少，不会导致桨叶弯矩和操纵载荷的增加，不会降低桨叶的失速裕度。

综上所述，结构响应主动控制技术将会在直升机上，尤其是民用直升机上获得更广泛的应用。

参考资料：

1、《直升机技术》，1990年第4期；

2、《直升机技术》，1993年第2期；

3、《AIR FORCE》，1998.2

4、R.E.Lindberg & R.W.Longman,"On the Number and Placement of Actuators for Independent Modal Space Control",Journal of Guidance,Control and Dynamics,Vol 7 March 1984.

5、S.P.King & A.E.Staple,"Minimisation of Helicopter Vibration through Active Control of Structural Response",AGARD No.234,1986.

直升机模拟技术

Simulation Technology for Helicopter

相关技术：直升机设计；飞行品质分析；飞行训练；使用维护；事故调查；视景显示；计算机技术

分类：飞机总体设计；直升机；模拟；

定义与概念：

直升机模拟技术是以计算机硬件及相应软件技术为基础、以现代控制论与相似原理为方法，借助直升机系统模型来模拟直升机整机、直升机各大部件的工作环境，以及直升机从起飞到降落各飞行状态的一门技术，以满足直升机分析、设计、飞行品质研究、飞行训练、使用维护及事故分析等方面的需要。它涉及到驾驶舱操纵系统的模拟、直升机运动系统的模拟、视景技术（主要是直升机成像技术）、并行处理的分布计算机系统、复杂的实用仿真软件系统等方面。直升机飞行模拟器主要有如下显著的特点：1、经济性：据美国五角大楼有关资料和报告统计，投资模拟器的费用与所节约的费用之比高达1比3，可以节约训练费用70%左右；2、实用性：直升机飞行模拟器不受环境、气候、时间等因素的限制，可以克服用实际直升机进行训练的诸多不便，大大缩短演示或训练周期，取得显著的工程和培训效益。3、安全性：任何在实际飞行中不安全或不成熟的复杂飞行程序都可在直升机飞行模拟器上实现，并可给飞行员提供足够的训练时间，积累丰富的飞行经验。4、技术典型性：直升机飞行模拟器较固定翼飞机模拟器复杂并且有许多特殊问题。

国外概况：

直升机的迅猛发展要求有先进的直升机飞行模拟器与之相适应，以满足直升机分析、设计、飞行品质研究、飞行训练等需要。因而，在航空模拟器的大家庭中，直升机飞行模拟器虽然是比较年轻成员，但从60年代初期第一台直升机飞行模拟器问世到今天，在近三十年的发展历程中，直升机飞行模拟器实现了飞跃式的发展。从没有视景系统、底座固定简单直升机飞行的仪表训练器发展到今天具有广阔的视野、高分辩率和高亮度的逼真的视野系统、复杂的武器系统等高度综合化的先进的直升机模拟器，甚至适用于进行战术格斗和武器演练的空战模拟器。这期间经历了多次划里程碑的技术突破。日前国外正在研究经济性更高，技术更先进的武装直升机模拟器。

直升机模拟器分为工程研究模拟器和飞行训练用的飞行模拟器。前者主要用于演示、论证和评价直升机总体结构设计、性能和战术技术要求、飞行品质研究、直升机有关分系统的探索演示研究等。后者主要用于对飞行员进行战术的基本飞行技能和技术训练。根据各模拟器的模拟能力以及技术状态，美国联邦航空航天局规定了直升机模拟器的划分标准和相应的技术要求。

直升机模拟器尽管在形式、用途上各有千秋，但纵观国外的资料，直升机模拟器的主要组成如下：

1、座舱系统：它是100%复现实际直升机飞行座舱的系统。目前有单座舱、双座舱及四个座舱的直升机模拟器。座舱内的布置同实际的直升机相同，给飞行员以十分逼真的感觉。它通常坐落于由运动系统（目前均为六自由度）支撑的平台上。

座舱内装有与被模拟的直升机型号相同的仪表板，主要的飞行操纵装置（总距杆、驾驶杆、脚蹬）均装于座舱内，用于模拟直升机的操纵。另外，座舱内还有音响模拟系统（耳机），它给飞行员提供逼真的音响效果，包括所有能模拟的直升机飞行状态中，实际可能的各种声音。座舱与计算机之间由接口来联接，接口除完成两者之间的相互转换外，还向座舱供电。

2、运动系统：它是模拟直升机俯冲、侧滑、滚转、垂直等运动的动态效果的系统。目前，大多数为六自由度的液压运动系统。它能够给飞行员提供逼直的运动感觉。

近年来，由于视景技术的发展，直升机全运动系统模拟要求逐渐减少，而用过载座椅外加一套颤振系统来模拟直升机的运动效果。这主要由于直升机运动灵活，特别是军用武装直升机，靠六自由度液压系统模拟直升机的颤振和垂直加速度的变化，有许多困难。在响应带宽和速度方面均不及采用过载座椅和颤振系统的效果好。

过载座椅就是在飞行员座椅上加装特制的坐垫和靠背，通过改变座垫和靠背的硬度和压力分布来模拟直线运动和旋转运动。颤振系统模拟垂直加速度和座舱振动。

3、视景显示系统：对于直升机模拟器来说，视景系统的模拟能力限定了模拟器模拟性能的质量。特别对于军用武装直升机来说，典型的飞行包迹均是由诸如贴地飞行、地形跟踪飞行、低空飞行等近地操作组成。因而，要求视景模拟有比固定翼飞机模拟器视景模拟有更高的分辩率和帧速。

4、教练台：教练台位于座舱的后半部，教员可以方便地观察学员的操作。它一般由一台视频显示器和一台触摸屏及其它触摸控制部件组成，它是飞行训练计划的指挥者。

5、计算机系统：它是整个模拟器的协调、控制中心。通过软件系统，完成模拟器中各种管理、控制、解算、数据处理等。随着军用武装直升机更高的飞行模拟要求的提出，美国和西德竞先开发直升机飞行模拟器专用的高速、大存贮能力的实时仿真计算机。同固定翼飞机相比，直升机飞行模拟计算量大、实时要求严格，仿真模型复杂。

目前，美国、英国、法国、德国、日本相继建立了直升机模拟试验中心。其中以美国模拟器数量最多，技术也最为先进。

美国原麦·道直升机公司1984年建立了工程和训练模拟实验室，拥有六轴运动基座模拟器。西科斯基飞机公司1986年安装投入使用的模拟器在轻型直升机计划竞争中（即RAH-66直升机）进行了一系列模拟试验，其中包括操纵品质、飞行控制、任务设备包设计等。

贝尔直升机公司的模拟发展中心从1982年以来参加了包括V-22倾转旋翼机、无人驾驶倾转旋翼机UAV、先进旋翼航空器技术综合计划等模拟研究，日前正计划积极扩大电子、传感器和武器的模拟试验工作以及系统综合、人-机接口、任务能力和直升机的鉴定试验等。

关键技术：

直升机模拟枝术比固定翼飞机模拟技术复杂得多，并且较固定翼飞机有许多特殊的问题，尤其是视景技术（主要是计算机成像技术）、并行处理的分布式计算机系统、复杂的实时仿真软件系统开发等都是非常难的技术；

另外，直升机模拟中非常重要而又非常困难的就是仿真数学模型的建立。因为直升机飞行的复杂性，它有10个运动自由度；它的主要动态不仅决定于飞行速度，更主要的是旋翼升力面。旋翼和整机的动态数学模型之所以复杂，是因为它必须考虑桨叶的气动弹性、动态特性、旋翼下洗流对机身的影响，接近地面时地面效应的影响，增稳系统等也都反映在数学模型中。而且空气动力还与距桨毂的半径和桨叶间夹角有关，对分布载荷的力学模型化非常困难。因此，直升机模拟器受到建立数学模型的限制；

由于新式旋翼航空器的发展，情况变得更加复杂，对直升机模拟器的数学模型的建立提出了更高的要求，从而使该项工作变得困难更大。

应用与影响：

近年来，直升机在军用和民用方面获得了广泛的应用，并越来越受到人们的重视。特别是现代战争的需要，使军用直升机在技术和应用上取得了许多突破性发展。如在海弯战争中，以美国为首的多国部队大量使用了武装直升机进行海上和陆上的侦察、搜索、对地攻击、反坦克、地面和海上救援、护航等，充分显示了武装直升机在现代军事中的重要地位。在民用方面，工程施工中吊装、架线，农业方面测绘和预报，林业上的防护和救火等，直升机都以其自身的，别的飞行器所无法比拟的特长而取得特殊的地位，得到发迅速的发展。

直升机的迅猛发展必然要求有先进的直升机模拟器与之相适应，以满足直升机方案论证、设计、制造、飞行品质研究、飞行训练、维护等方面的需求。通过使用直升机的模拟器，不仅可大大降低直升机的研制费用、研制风险，研制周期及使用成本，而且对提高直升机的性能、研制先进的直升机产生很大的影响。

军用模拟技术具有特殊的功效和战略意义，特别是冷战结束后军用模拟技术在质量建军方针指引下更是处于优先发展的地位，各军事强国都倾注大量的投入。而民用方面，模拟技术在国民经济建设中也具有特别的功效的经济意义，技术发达国家都非常重视这一技术的开发和应用，例如能源、化工、交通等行业。

模拟技术对国防科技和武器装备的发展有重大影向，军事强国在核工业、航空工业、导弹、兵器工业都大量使用模拟技术。模拟技术最大的优点是可以允许多次重复而且在整个试验中其可控性、无破坏性、可靠性、经济性是理论分析与实物试验所不能比拟的。以导弹研制为例，利用模拟技术可使其飞行试验减少30%～60%，研制周期缩短30%～40%，而费用也能节省10%～40%。

参考资料：

1、《直升机技术》，1992年第3期。

2、《直升机空气动力学》，王适存主编。

3、《直升机》，1995年第1期。

4、《Advanced Flight Simulation For Helicopter Development》 H.Huber,H.-J.Dahl,and A.Inglsperger

5、《Computer For Real Time Flight Simulation:A Market Survey》 George A.Bokey and Walter J.karplus.NASA CR-2885.

作者：张广林

如何利用地形反敌武装直升机

中国人民解放军信息工程大学　　肖计划

1.结合地形分析武装直升机的特点及其攻击路线，依此找出防御突破口

武装直升机的战斗效能受地形制约作用较大，其生存能力与选择的攻击路线是否安全、隐蔽有关。因此，依据不同的地形条件，注重对武装直升机攻击路线的分析，是反敌武装直升机的关键环节。武装直升机攻击地面的目标分为飞行攻击和悬停攻击。飞行攻击时通常在15～20m的高度高速飞行抵近目标所在区域，距目标4000～3000m时发射反坦克导弹，距目标2500～1500m距离上发射火箭。悬停攻击时通常利用地形隐蔽占领作战阵位，待机迅速爬高并悬停攻击(悬停的高度取决于隐蔽物的高度)。在山岳丛林作战中，敌武装直升机可选择的攻击路线有如下几种：一是利用较为宽阔的谷地隐蔽接近目标。二是利用横亘的山脊(背)反斜面做掩护，突然跃升接近目标。三是利用林中空地隐蔽待机，做守株待兔式的适时突击。平原作战时，敌武装直升机通常以较大的村庄为依托待机接近目标。在无地形条件可以利用时，一般采取高低结合、以超低空飞行为主的方式接近目标，但其攻击的突然性大大降低。只要掌握了武装直升机的攻击特点，并以此为基础分析地形，利用地形，藏打结合，就能对敌武装直升机实施有效打击。

2.利用地形条件，搞好隐蔽伪装

根据敌武装直升机的攻击路线和方向，充分利用地形搞好隐蔽伪装是对其实施有效打击的基础，隐蔽伪装是为了实施突然袭击。一是利用自然和气候条件进行隐蔽：自然条件包括山地、谷地、陡坎、林地等。气候条件包括：雨、雪、雾、风暴、沙暴和夜暗。正确利用上述条件，不但能有效对付敌机上人员的目视和光学侦察，也可以在一定程度上防碍敌机载雷达、红外和遥感器材的侦察。利用地形的自然条件进行隐蔽应做到以下几点：其一，隐蔽中应尽量破坏地形的外部形状，保持原地形形态的和谐统一。其二，尽量将目标配置在坎状地物所形成的阴影中，与武装直升机的攻击方向成反斜面，要便于发扬火力，否则会暴露隐蔽企图或贻误战机。其三，远离可成为敌武装直升机飞行方位参照物和瞄准点的特殊地物、地貌。其四，隐蔽地点应有便于机动和随时投入战斗的地形条件。二是利用技术手段，结合地形条件对火炮车辆进行伪装；如在山岳丛林地，在火炮车辆上披挂反红外和反雷达侦察伪装网；在植被稀少地区，在武器装备上喷涂与作战地域土质颜色相似的迷彩颜料，或使用先进的多频谱伪装遮障，。这样不但可防敌可见光、近红外、中红外和微波侦察，还可与自然色较好融合；在平原地带，应大量使用烟幕技术，尽管使用该手段形成的遮障时间短，但遮障范围广，可使敌武装直升机无法精确打击。另外，还可以利用设置带有热光源的假目标"隐真示假"，诱使敌机上当。但究竟采用哪种方法，必须根据作战地域实际地形条件来决定。

3.在有利地形条件下、积极防御、主动抗击

我们研究利用地形实施隐蔽伪装，其目的不仅是为被动隐蔽，还应当在正确的战术思想指导下充分利用地形的重要战术价值，采取卡口制谷、路线设伏、广泛机动和设障阻击等战术手段主动出击，有效抗击敌武装直升机。一是卡口制谷，在敌武装直升机可能进攻的路线上，在敌武装直升机必经的重要山谷口、树林、村庄、河床等有利隐蔽的地形上，充分利用这些地形的特点，配置小口径高炮，搞好隐蔽伪装，加强对空侦察，及时发现目标，在敌武装直升机接近我火力范围时，突然开火，以迅雷不及掩耳之势先敌机开火歼灭敌机。二是路线设伏，在敌武装直升机可能的攻击路线上，将小高炮和单兵导弹迅速隐蔽好，占领攻击路线附近的有关地形要点，形成严密交错的火力网，利用地形搞好隐蔽伪装，在敌武装直升机的攻击路线周围形成一个伏击火力圈，使其进入火力圈受到多层火力抗击。三是广泛机动，针对敌武装直升机机动灵活的特点，以快制快，在敌武装直升机的攻击路线上，向前出击，广泛机动，在运动中争取主动，在运动中创造有利战机。另外采取游击战法可以在较大范围内打击敌机，迫使敌机爬高过早暴露，或放弃攻击企图，或给机身造成损坏，使其不能再次攻击，或被击毁。四是设障阻击，在敌机必经的航线上布设飘雷，施放悬挂触发炸药包或其他爆炸物的气球，设置拦阻网进行拦截，使敌机不敢临空。同时还可以布置气溶胶云，施放烟幕，散发箔纸屑，迷茫干扰敌机，使操纵手目视失灵，通信失灵，导弹失控。

总的来说，对付敌武装直升机，必须做到有备无患、常备不懈。由于武装直升机有垂直起降、机动灵活、能够隐蔽接近、可在多种地理条件下执行任务的特点，所以它能采取偷袭战术，取得出其不意的战果。为此，必须有反直升机偷袭，与直升机对抗的充分准备。针对从空中、地面打直升机和挫败敌直升机偷袭三个方面，需要做好的工作有：研究敌武装直升机在战场上的活动规律，确定防直升机偷袭和打直升机的方案；改进现有装备，配备相应的打直升机的专用设备，使其能够适应打直升机的需要；加强侦察，提前预警，挫败敌武装直升机偷袭的突然性；改善通信传递手段，确保反直升机的信息传递畅通；加强训练，努力提高打直升机的快速反应能力。

除了有备无患、常备不懈之外，当面对来犯敌武装直升机时还应当集中优势兵力、攻其弱点：利用其进攻时旋翼的旋转和机身侧面受弹面积大、飞行速度慢、战斗阶段暴露时间长、容易被攻击的弱点，使用单兵武器就有比较充分的时间对其实施攻击。虽然武装直升机一般具有很强的装甲防护能力，但一些要害部位无法防护，尽管其暴露面积小，但一旦被击中就会致命，所以利用步兵轻武器的集群火力就有可能击中这些部位。另外，由于武装直升机的航程短、作战半径小，为便于参战，其野战补给点设置距前沿阵地较近，所以这些补给点和补给点补充弹药和燃料的直升机均容易被发现和受到攻击。

智能旋翼--直升机减振降噪的治本技术

基于在桨叶上附加或埋入智能材料的电致驱动作用，并按照一定的控制规律驱动桨叶的控制面（控制面可以是后缘或前缘附翼，翼尖气动附翼或桨叶叶尖部分），从而实现降低振动和噪声控制的智能旋翼技术，是一种从振源着手降低直升机噪声和减少其振动的治本方法。与传统的抑制颤振和振动方法相比，这种直接实现由电能向高频线性运动的转换，能为旋翼自适应结构的控制、振动抑制、颤振防止等提供激动人心的新技术

过去研究直升机的颤振和振动主动抑制技术大都是通过液压系统来实现的，这种系统具有严重的局限性。例如，需要进行多级能量转换（机械、液压、电力），存在大量可能发生故障的部位，液压管道系统有较高的易损性等。而近年来智能旋翼技术成为直升机工程界的一个新研究热点。它是基于在桨叶上附加或埋入智能材料的电致驱动作用，按照一定的控制规律驱动桨叶的控制面，从而实现降低旋翼系统振动和噪声控制的目的。

电致应变作动器在直升机旋翼系统上的应用目前已经受到了直升机业内人士的广泛关注。当传统驱动方法（液压马达和电机）对桨叶的驱动已经越来越缺乏吸引力的今天，电致应变在代替传统驱动技术方法方面极有前途。目前在这个技术领域已经进行的两个重要的研究项目包括：分布式电致应变驱动，它能使桨叶产生分布扭转；离散式电致应变驱动，能使气动控制面（如附翼、调整片、桨尖等）产生局部的附加气动力。

分布式电致应变驱动技术的研究与发展

把智能材料元沿着直升机桨叶展向分布，可产生光滑连续的扭转变形。这种能够把智能材料嵌入到结构中的设计优点，较之离散式驱动方法在气动上有明显的优势。目前，国外已经进行了大量的理论研究来估计利用智能材料进行有效颤振和振动抑制所需的扭转角，并进行了大量的试验。所用的技术方法包括：

电致桨叶扭转技术

● 压入复合桨叶结构中的压电跃变（PZT）薄片产生电致扭转

在桨叶的玻璃纤维蒙皮里压入斜向的PZT薄片的桨叶，会因为PZT薄片的电驱动作用引起桨叶的扭转。目前美国已经制造了这种桨叶的一种基于弗罗德数相似的1/8缩比的复合材料桨叶（图1），并在马里兰大学的风洞内进行了试验。在分别作的旋转和不旋转状态下的动力学试验中表明，当激励接近共振频率（50赫兹和95赫兹）时，该桨叶产生了明显的扭转响应。

最大桨尖扭转发生在共振频率上，扭转角分别为0.35度和1.1度。在非共振频率上，其4次/转扭转角小于0.5度。

● 扭转板压电作动器产生电致扭转扭转板压电作动器通常用于刚性较大的自适应旋翼。目前正在研制和试验中的智能材料扭转板，是由金属基体和沿斜向布置的压电陶瓷板（DAP）组成的。扭转板靠分布在板上表面和下表面极性相反的PZT的驱动产生扭转。国外目前还根据这种扭转板技术，研制了一个由附在弗罗德数相似的复合材料桨叶根部的电致应变驱动扭矩板组成的刚性较大的自适应旋翼。这种旋翼的桨叶通过扭矩驱动板的电致应变驱动使桨叶的扭矩发生变化。该旋翼的台架试验表明，桨叶的扭转共振频率为42赫兹，接着频响陡降3分贝。共振时扭转角超出10度。

1998年，这种扭转板的技术概念被用于一架带有伺服叶片控制系统的模型试验机上进行了成功的飞行试验。试验用的模型试验机拆除了复杂的自动倾斜系统，代以一对电致应变作动器驱动伺服叶片进行变距控制。自动倾斜系统的拆除使飞控系统重量减少了几乎40%，机体总重减少了8%，通过适当整流还减少了废阻26%。

智能纤维复合材料产生的扭转

智能纤维复合材料是由玻璃纤维层和PZT纤维层层压而成的。PZT纤维层在环氧树脂层和聚酰亚胺电涂膜层里有连续直线排列的PZT纤维。电涂膜被蚀刻进交指型模板中，此模板能引起沿纤维方向的电场，从而引起主要的d33压电效应。其中，PZT纤维既可单独制造，也可从PZT板上切割而得。

美国已经用智能纤维复合材料制造了马赫数相似的1/6缩比的CH-47D直升机桨叶的模型，并在贝尔直升机公司进行了它的风洞试验。桨叶模型由7组智能纤维复合材料组成，每组包括6个智能纤维复合单元（3个单元在顶层，3个单元在底层）。智能纤维复合层从三个方向和CH-47D的D型桨叶共同加工，斜向布置纤维的驱动可在蒙皮内引起剪力，从而产生桨叶的扭转。试验表明，该桨叶的扭转达到了±2度的设计目标。在桨叶内布置的42个智能纤维复合材料单元中，曾发现了11个单元电连接性较差，不能被驱动。这样，桨叶作动机构的效率在某种程度上就被削弱了。模型的台架试验激励频率从0到67.5赫兹，最大扭转峰值在1度到1.5度之间（即±0.5到±0.75度的振幅）。在旋翼台上进行了全尺寸桨叶样件试验，转速为800～1336转/分，实验记录了桨叶扭转应变和垂直桨毂载荷。现在，该模型正在进行环境应力计算。

与此同时，美国还研制了智能扭转旋翼（ATR），并在NASA 兰利研究中心的跨音速风洞进行了悬停试验。智能扭转旋翼由一片智能扭转桨叶和三片普通桨叶组成，四片桨叶的质量和几何尺寸相同。智能扭转桨叶由智能复合材料层压而成（图2），为更好地达到马赫数相似，试验时风洞里充满了高密度的气体。根据测量的弯矩，估计1～1.5度的最大扭转角发生于4±1次/转（33～35赫兹）时，激励电压为1000伏。目前，美国已经有人提出了智能扭转旋翼的气弹模型和智能扭转桨叶作动机构机理的改进模型。今后还将进行基于上述技术研究的改进的旋翼的模拟前飞试验。

离散式电致应变驱动技术

带弯-扭电致作动器的智能桨尖扭转技术

国外进行带弯-扭电致作动器智能桨尖扭转技术研究的目的，是利用智能桨尖的扭转，控制旋翼的振动和进行气动弹性研究。全动桨尖的转动由置于桨叶内的电致应变旋转作动器驱动。桨尖由沿展向±45度、0度铺层结构和直接沿斜向布置的相连的PZT溥片作动器组成。作动器基于弯-扭耦合原理驱动，梁式作动器沿翼展方向逐段驱动，这样，当电致应变扭曲率叠加形成桨尖纯扭时，电致应变弯曲曲率消失。用于智能桨尖的弯扭作动器的长、宽、高分别为546毫米，25.4毫米和2毫米。

目前美国已经用一个弗罗德数相似的1/8缩比的1.8米无轴承旋翼模型进行了试验。该模型上占翼展长度10%的智能桨尖置于桨叶外端。桨尖在1、2、3、4、5次/转激励下，在930转/分时的响应幅在2～2.5度之间变化。智能桨叶扭转试验也在带弯-扭电致应变作动器的弗罗德数相似的1/8缩比的桨叶的1.8米直径的无轴承旋翼上进行。通过驱动梁顶端的夹紧装置，弯－扭作动器引起桨叶扭转。在875转/分时的悬停试验中，1次/转时扭转角为0.3度，5次/转的扭转角为0.5度。

旋翼桨叶附翼驱动产生的扭转

达到与电致应变驱动桨叶同样效果的另一途径是在旋翼桨叶上安装伺服附翼。目前的理论研究已经表明，气动伺服附翼具有进行直升机旋翼主动控制的能力。研究时采用带减振控制器的复杂气动弹性模型（包括几何非线性和改进的非定常二维气动模型），在相当于前进比从0到0.4变化的各种速度下取得了明显振动抑制效果，并计算了所需的附翼偏角、铰链力矩和平均功率消耗。

● 由双压电晶片驱动桨叶后缘附翼

美国曾经在波音CH-47D纵列式旋翼直升机上进行过带双压电晶片作动器的早期伺服后缘附翼试验，并曾用一个带有10%弦长附翼的1/5缩比尺寸的定常模型，在风洞中进行了速度从0到23米/秒，频率直到100赫兹的试验。从试验记录的数据可以看出明显的附翼偏转、升力和俯仰力矩，但是数值却明显低于理论预测值。其后又对该模型进行了改进设计，采用了多层电致应变作动器、柔性铰和阻抗匹配技术。改进后进行的模型台架试验结果良好。附翼偏角在0到90赫兹频带范围内可达±11度。然而，由于双压电晶片驱动固有的局限性（质量效率低和需要前缘配重），最终导致一系列的研究工作终止。自此，研究方向重新又转向电致应变作动器上。

采用电致应变作动器驱动桨叶附翼的研究，起初是在一个直径91厘米、弦长7.6厘米的桨叶模型上进行的。该模型采用复合双压电晶片材料驱动20%弦长，12%翼展的后缘附翼。后来，研究人员又采用由4层PZT双压电作动器作动的4%翼展的后缘附翼，在桨叶上采用传感器测量在桨叶旋转时附翼的偏转角，并进行了各种总矩的试验，试验最大总矩为4度。旋转速度为900转/分时，在弗罗德数相似的桨叶上用传感器测得的附翼偏转角为±8度。采用双压电晶片作动器来控制固定在半径为0.34米的两片桨叶旋翼上的10%弦长、12%翼展附翼的试验结果为：旋翼不旋转时附翼偏转角为±10度，转速为760转/分时附翼偏转角为±5度，此时频率为4次/转。

● 由C型弯块附翼作动器驱动桨叶后缘附翼

C形弯块作动器的基本原理类似于单压电晶片和双压电晶片作动器，但是有其自身结构上的特点。例如，容易以串联和并联的方式紧密布置。美国的一些大学目前已经合作进行了将这种作动器用来驱动风洞中的翼段后缘附翼的研究和试验。

C形弯块作动器将压电陶瓷管沿母线切割成两半并将它们分别固定在S型金属基底的任一边上（图3）。很明显，为了达到所需的力和位移，既采用了串联布置又采用了平行布置。风洞实验中，在0～40赫兹的频带里，附翼偏转角的峰－峰值为15到25度。C形弯块作动器布置中一个明显的缺陷是作动器的有效重心正好在1/4弦长轴之后，这样会引起明显的平衡问题，甚至可能引起颤振。

后来有人基于S型双压电晶片作动器原理又提出后弯型作动器，这种作动器比C形弯块作动器结构明显紧凑。在风洞试验中，采用后弯型作动器组来驱动后缘附翼，作动器组嵌于翼段模型的前部，可紧靠1/4弦长处，所以，需要较少的配重，风洞实验表明在0～40赫兹的激励频率时附翼偏转角的峰-峰值是15～25度。

● 由压电堆作动器驱动的后缘附翼

研究人员采用一对由大约80毫米长，140层的压电陶瓷片合成的EC-98PMN-PT堆，且带机械放大的电致应变附翼作动器（X型）进行了台架试验。当试验频率从0～200赫兹时，作动器的自由位移约为2.057毫米，在69克，135赫兹的激励下，阻塞力约156牛。在M数相似的CH-47D的1/6缩比桨叶模型中，X型作动器在桨叶前缘部分（图4），通过机械连接（控制拉杆和反作用筋）来驱动后缘附翼，把反作用力返给作动器。在缩比桨叶台架实验中，频率从0～150（超出6次/转）赫兹，量得附翼偏转角峰－峰值几乎达10度。在同一频率范围内，在实际的气动载荷下进行的悬停试验时附翼偏转角为4～5度。

● 全尺寸智能旋翼附翼的扭转试验

波音公司一直致力于全尺寸智能旋翼技术的研究，并于1993年进行了采用智能材料作动器进行的桨叶控制的可行性研究。1995年进行了在AH-64直升机上采用带后缘附翼的智能旋翼的研究。全尺寸智能附翼的试验起初在MD900无轴承旋翼上进行。在成功地进行了概念论证后，未来可望在AH-64、V-22、RAH-66和JTR上采用。在概念设计上需要一个调整片进行飞行时的桨叶锥体调整和一个主动控制附翼来降低噪音和振动（图5）。1999年波音公司制造并试验了带有两级放大、双轴的作动器样机。作动器含两个平行的压电堆，它俩在控制过程中反相。两级放大使总行程放大10倍。在模拟载荷下，频率为0～40赫兹时输出位移可达0.4毫米，在40赫兹时，温度稳定在22度，高于环境温度，表明可长期运转。

近来，波音公司、麻省理工学院、加利福尼亚大学洛杉矶分校、马里兰大学，都在研究智能旋翼。该项目由NASA、洛克韦尔科学中心（RSC）、TRS陶瓷中心等单位提供支持，已制造和试验了基于新的位移放大原理的双X型概念的作动器，并成功进行了环境和自转实验，该双X型样机有1毫米位移行程。加州大学洛杉矶分校对不同的压电堆进行选择试验，针对TRS和RSC提供的较高能量密度（大约0.555J/kg）的压电堆，在最优预载值（14兆帕）下，采用2-X型作动器，这样的压电堆预计能达到超过2度的设计要求（如果要求3度，则要高电压的压电堆。如要求4度，则要新型的单晶体堆）。

智能材料电致应变作动器在控制气弹和振动方面的研究逐渐从实验室内缩比模型的概念验证发展到全尺寸直升机上的应用。

由于传统旋翼设计的结构刚度都较大，上述的分布式电致应变作动器驱动方案研究，成功者不多。为了取得更好的效果，需要采用包括电致－应变作动器性能在内的多种学科的优化途径。离散作动器方案成功者较多。

具有大位移能力的电致应变材料的发明，和它们从实验室研究到商业应用的潜力给应用智能材料电致应变驱动进行直升机的气弹和振动控制创造了新的机会和挑战。目前面临的问题是系统集成。需要把智能材料驱动考虑到直升机的整体设计要求中。全机重量和所需功率之间均衡将成为系统集成中的焦点。大功率电源、适航性和可靠性问题都需解决。在所有这些具有挑战性的问题中，有两个是最尖锐的：一是开发紧凑的机载功率放大器，它要满足压电系统大反作用功率的要求。二是发挥压电材料作动的全带宽功能。

直升机尾桨技术

Helicopter Tailrotor Technology

相关技术：传统尾桨技术；涵道尾桨技术；无尾桨技术；直升机动力学；实验技术

分类：飞机总体设计；直升机；尾桨技术；

定义与概念：

直升机尾桨的结构和旋翼类似（无尾桨技术除外），位于直升机尾梁上，用于平衡直升机旋翼反作用力矩、保证直升机方向操纵性和稳定性的部件。目前有传统的尾桨、涵道尾桨、及无尾桨环量控制系统几种尾桨形式。

传统的尾桨由尾桨叶和尾桨毂两部分组成，是现役直升机采用最多的尾桨形式，技术发展比较成熟，但存在结构复杂，噪声大及安全性不好等缺点。

传统的尾桨装在尾斜梁上，处在旋翼旋转引起的强大空气动力影响区之内。旋翼桨叶端部和尾桨桨叶端部之间的距离通常不小于250毫米，主减速器通过中间减速器和尾减速器由尾部传统装置的轴带动尾桨旋翼叶片。传统的尾桨又分拉进式尾桨和推进式尾桨两种，它们的区别在于其与直升机尾斜梁（垂直安定面）的相对位置不同。顺时针方向旋翼的旋翼，沿飞行方向拉进式尾桨位于垂直安定面的左面，工作时尾桨从自由空间吸入空气，并将空气排向垂直安定面。推进式尾桨沿飞行方向则位于垂直安定面的右边，它工作时从垂直安定面所在区域吸入空气，却将空气排向自由空间。这两种中的任何一种形式的尾桨，都由于尾桨被垂直安定面空气动力遮蔽，使尾桨牵引力受到部分损失。牵引力的相对损失取决于尾桨的形式、尾桨旋转平面与垂直安定面之间的相对距离和垂直安定面的相对吹风面积。对于拉进式尾桨而言，随着尾桨向垂直安定面靠近，牵引力的相对损失增长得比拉进式尾桨要快，而在尾桨旋转平面与垂直安定面之间的相对距离的实际取值范围0.3～0.5之内，推进式尾桨的牵引力损失比拉进式尾桨小几倍。此外拉进式尾桨诱导空气流作用在远离直升机质心的位置上，且尾梁垂直安定面上的脉动空气动力载荷对直升机的振动强度和耐久性产生不利的影响，所以，优先得到广泛应用的还是推进式尾桨。

为了进一步提高尾桨的空气动力效能，研制了所谓的X型尾桨，其桨叶类似字母"X"一样安装在桨毂上。与普通对称的尾桨相比，X型尾桨主要优点是减少了每对靠近的桨叶尖端涡流的气动耦合。由于这一原因，当这种尾桨各主要参数为最佳取值和最佳组合时，与普通尾桨相比，它具有更高的效率和较小的噪声。

涵道尾桨是在垂尾中制成筒形涵道，在涵道内装尾桨叶和尾桨毂，利用涵道产生附加气动力。这种尾桨的尾桨叶和尾桨毂不移出而直接装在垂直安定面中，它具有如下一系列优点：直升机的有害迎风面阻力减小了，当直升机在超低空机动飞行时可防止尾桨的桨叶碰着地面物体，还可防止地面在直升机旁工作的人员受伤。然而与普通的尾桨相比，这种尾桨所需的功率大得多，目前这种尾桨在直升机上已广泛应用。

无尾桨环量控制系统是在旋翼下洗流场中的尾梁侧面引出增压气流，从而改变尾梁上的环量分布产生平衡旋翼扭矩的侧力。采用无尾桨环量控制系统的直升机与带尾桨的直升机相比有安全性好、振动小、噪声水平低、效率高、使用维护方使、机动飞行时驾驶员工作负担轻、操纵性好等优点。

任何一种形式尾桨共有的特点（无尾桨技术除外）是桨叶安装角变化范围很大（30°）--从一般发动机工作状态的正角度到旋翼自转状态和在急剧左转弯时的负角度，所以尾桨的桨叶通常都做成平面的（不扭转）。尾桨桨叶的展弦比只是旋翼桨叶的二分之一到三分之一，而相对质量则是旋翼桨叶的1.5～2倍。为了减小桨叶摇摆运动的幅值，尾桨挥舞补偿系数大致是旋翼这一系数的2倍。尾桨桨叶数目大致与直升机的飞行重量成正比，这样就可保证每片桨叶上空气动力载荷保持在给定的范围内。尾桨桨叶数目近似地等于旋翼桨叶数目的三分之二。尾桨桨距的操纵借助直升机方向舵脚蹬实现。直线飞行时尾桨牵引力的方向与飞行的方向垂直。

尾桨采用的桨毂有带有分开的或重合的水平铰（挥舞铰）、轴向铰（变距铰），但通常不带重直铰，也有在万向悬架上的桨毂。尾桨没有自动倾斜仪之类的装置，而决定桨叶加载和摇摆运动的主要运动参数是安装角、飞行速度、侧滑角和直升机的偏航角速度。设计尾桨时，对尾桨提出的主要要求和对旋翼的要求相同。

国外概况：

直升机尾桨技术伴随着单旋翼直升机的诞生而诞生，随单旋翼直升机的发展而发展，是单旋翼直升机不可缺少的关键部件。但随着直升机技术的不断进步，出现了新型布局的直升机，如共轴式双旋翼直升机、纵列式直升机、横列式直升机及倾转旋翼机。尾桨在这些型式的直升机中不需要。因为这些直升机的旋翼扭矩互相平衡。但目前现役直升机中大部分仍然是单旋翼带尾桨的直升机，因此直升机的尾桨技术在各国的直升机研制中都非常重视。

1、美国在传统的直升机尾桨技术和无尾桨技术处于世界领先水平。

美国达信集团贝尔直升机公司对2片桨叶的尾桨研究很深，该公司的大部分直升机都采用这种型式的尾桨。如1956年试飞的贝尔204直升机的尾桨是刚性的，有两片金属桨叶，尾桨轴以斜交球头铰接，有预锥度和悬挂装置。1970年开始交付的贝尔212的尾桨采用拉进式两片桨叶全金属结构。尾桨操纵为硬式操纵。硬式机械传动装置和拉杆把方降舵和周期变距操纵系统连接起来，周期变距操纵杆向后活动时，同时也带动升降舵，改变它的角度，这样可增加操纵性，扩大重心活动范围。1983年试飞的贝尔406直升机的尾桨采用无润滑尾桨，桨叶为玻璃纤维复合材料桨叶，并有包镍抗磨条。波音直升机公司和西科斯基直升机公司在多桨叶尾桨的研制方面取得了很大的成就，如波音公司1974年试飞的BV-179直升机的尾桨就采用无轴承式，由一弹性件的扭转和弯曲运动完成尾桨桨叶的挥舞和变距运动，其零部件数只为铰接式尾桨桨叶的10%。为了满足机动性要求，有很大的偏航加速度，在高温高原情况下遇到65公里/小时侧风时仍然能继续飞行。代表美国八十年代水平的AH-64A攻击直升机采用4片桨叶的设计方案，两副两片桨叶尾桨装在同一叉形接头上，有横向间距，两副尾桨之间的夹角约为60°/120°，与旋翼一样，尾桨也装在固定轴套上，该轴套是尾减速器外壳的延伸，并与垂直安定面形成一整体，这种尾桨系统可以保证在负过载条件下飞行。美国西科斯基公司在4桨叶尾桨方面进行了较深入的研究，该公司研制的大部分直升机都采用4桨叶叶片的尾桨，如S-70就采用4片桨叶尾桨，尾桨采用碳纤维复合材料十字梁结构。尾桨每片桨叶的前缘都有电加温防冰复盖层。尾桨毂用钛合金锻造而成，桨毂上装有弹性轴承，不需润滑，减少了零件数量，维护工作量减少60%。总之，美国在传统尾桨方面做了许多的深入研究，从双桨叶到多桨叶尾桨都在型号研制中大量应用，已完全常握了传统尾桨的研制技术。

美国在无尾桨研究方面处于世界超前水平，世界上只有美国成功研制无尾桨系统，并在MD520N/MD530N的型号中成功应用。早在1975年，原休斯直升机公司就开始自己投资研究和发展无尾桨技术，并于1977～1978年期间开始用无尾桨反扭系统取代传统尾桨的飞行试验。1981年，一架美国陆军的OH-6直升机被修改成无尾桨直升机的原型机，这架直升机的唯一变化是换装了全新的尾梁。这种尾梁用铝合金蜂窝夹芯板制造。尾梁前端装有可变距风扇，风扇产生的气流使中空的尾梁内气压增加到0.015公斤/平方厘米。风扇由改短的尾桨传动轴驱动，尾梁右下侧开有一条0.85厘米宽的缝隙，尾梁内的增压空气从这条缝隙流出，随旋翼下洗流沿尾桨表面向下流去，形成环流控制流，从而为平衡旋翼扭转力矩提供所需要的侧力。

为了控制直升机的偏航运动，尾梁未端装有一喷气舵，这一喷气舵是由转动的外锥与固定的内锥构成。固定内外锥左右两侧都有排气口，没有从缝隙中流出的增压空气可从这两个排气口排出，形成喷气舵。驾驶员通过操纵普通的脚蹬转动外锥，使锥上的排气口处于不同的位置，从而控制喷气舵的喷气流量。

在悬停飞行时尾梁缝隙流出的环流控制流可以产生平衡旋翼扭转力矩所需的大部分侧力，前飞或机动飞行时，如果旋翼下洗流斜偏超出尾梁，则由喷气舵和尾面共同产生所需的控制力。无尾桨直升机的垂直尾翼上可安装可调调整片，因为这种直升机没有尾桨的挥舞干扰。调整片可减少驾驶员的工作负荷，特别是侧风条件下的工作负荷。调整片可用装在周期变距操纵杆上面的一个简单的按钮来控制。这种直升机的优点是，没有传统直升机尾桨的安全问题，提高了气动力效率，减少了噪声，降低了维护费用，并且不需另外增装动力装置。

在涵道尾桨研究方面，美国直升机公司虽然起步比较晚，但是最新研制的RAH-66"科曼奇"直升机就采用了8片桨叶的涵道式尾桨，消除了旋翼和尾桨流之间的相互作用，提高了尾桨的气动效率，并大大减少了噪声。

2、法国在涵道尾桨方面处于世界领先水平

法国对传统的直升机尾桨技术已基本掌握，一些直升机上应用了传统尾桨，如1963年试飞的SA321"超黄蜂"就采用了5片桨叶的金属桨叶的尾桨，并且桨叶可以互换；1979年试飞的AS355/555采用2片桨叶的尾桨，每片桨叶由一根玻璃钢大梁和金属薄板蒙皮构成，利用其柔性起到铰链的作用，从而不需要铰链，这是一种在当时比较先进的尾桨。

法国不仅掌握了传统尾桨的研制技术，而且在涵道尾桨方面的研究处于世界的领先水平，早在1970年开始正式研制的SA360C直升机上就采用了13片桨叶的涵道风扇尾桨。是世界上最早研制涵道尾桨的国家。在1979年试飞的AS365N"海豚"2直升机上采用了更为先进的涵道尾桨。在这种直升机上，尾桨桨叶和桨毂的设计寿命是无限的，没有润滑轴承，唯一的铰是变距铰。涵道尾桨的几何形状消除了尾桨碰伤地勤人员的可能性，从而提高了地勤维护工作的安全性。在高速飞行时，垂尾偏转，提供大部或全部反扭距，涵道尾桨基本上卸载，消耗功率较小，从而就提高了它的寿命。但在悬停或低速飞行状态下，涵道尾桨消耗的功率则要比普通尾桨高得多。

3、俄罗斯在传统尾桨方面的研究取得很多成果

俄罗斯对传统的2片、3片、4片、5片桨叶的尾桨都进行了比较系统的研究，尤其是对3片桨叶的尾桨及"剪刀式"（4片桨叶交叉布局）尾桨的研究有独到之处。如米-1、米-2、米-4、米-8、米-14、米-17、米-24等都采用三片桨叶的尾桨；而米-6、米-10等采用4片桨叶的尾桨；米-26采用5片桨叶的尾桨，米-28、米-38等采用"剪刀式"尾桨，这说明俄罗斯斯已完全掌握了从2片桨叶到多片桨叶的尾桨设计、制造等方面的技术。另外，俄罗斯在涵道尾桨方面也进行了一些研究，并应用于卡-62直升机上。

关键技术：

涵道尾桨总体设计参数与叶片气动优化设计技术、涵道尾桨复合材料风扇结构设计技术、涵道尾桨结构动力学设计特点、2片桨叶尾桨、3片桨叶尾桨、"剪刀式"尾桨的研究、桨叶的布局形式、尾桨边界条件对气弹稳定性影响的分析、尾桨边界条件对气弹载荷影响的分析等。无尾桨技术的研究等。

应用与影响：

直升机的尾桨是单旋翼直升机不可缺少的一部分，是平衡旋翼反扭矩的关键部件，直接影响直升机的机动性、操纵性、安全性及维护性，对直升机的性能也产生巨大的影响。因为它处于旋翼的下洗流的影响区域，而且桨叶转速很高，因此对尾桨的设计、制造技术都提出了较高的要求。目前尾桨的主要发展趋势是：采用新材料，改进尾桨设计，简化和改善传统的尾桨毂。设计出先进的尾桨叶气动外形，采用新翼型、新的桨叶平面形状，提高其气动效率；改变尾桨形式，使尾桨从暴露到隐蔽，增加安全性，提高气动效率；取消尾桨，采用无尾桨环量控制系统。从当前研制的型号和技术发展趋势来看，涵道尾桨有大量采用的趋势，无尾桨环量控制技术，由于其技术较复杂，并且要消耗较多的功率，目前还仅在美国的一个型号中采用，其它国家仅处于探索之中。

参考资料：

1、《世界直升机手册》，航空工业出版社出版，施永立主编，1994年。

2、《世界直升机信息》，1998年第1期。

3、《直升机技术》，1998年第3期。

4、《直升机技术》（副刊合订本），1996～1998年。

5、《第十二届全国直升机年会论文集》，1996年。

6、《单旋翼直升机的设计特点与维修原理》，军事工业出版社，1993年版。

作者：张广林

直升机隐身技术

Helicopter Stealth Technology

相关技术：复合材料技术；外形优化设计技术；发动机技术；直升机旋翼技术；减振技术。

分类：飞机总体设计；直升机；隐身技术；

定义与概念：

直升机隐身技术是直升机不易被目视、雷达、音响和红外等探测到，并涉及到许多学科，同时也是未来武装直升机不可缺少的复杂的综合性技术。武装直升机的隐身与它在战场上攻击的突然性及生存率密不可分。直升机的隐身技术和固定翼飞机的隐身技术稍有不同，因为雷达不易探测到小山后面飞行的物体。如直升机作贴地低速飞行，地形杂波能更好地掩蔽直升机，这是直升机隐身有利的一面。但直升机速度低，又使雷达有足够的时间报警，这是直升机隐身不利的一面。

直升机的隐身措施包括减小直升机尺寸；采用后掠桨尖的旋翼降低其噪声；采用平面式小反光座舱盖；机身采取减少雷达波反射的复合材料；直升机外表涂刷无反光伪装材料；应用发动机红外抑制技术等。

国外概况：

目前世界上还没有真正的隐身直升机投入使用，AH-64、A-129和"虎"式直升机只不过采用一些局部措施降低直升机可视性、减少红外特征，并借助主动对抗提高其生存性。只有波音/西科斯基正在研制的RAH-66"科曼奇"才从整体上应用隐身原理进行全面、综合的隐身设计。

直升机的隐身技术的发展比固定翼飞机的隐身技术发展要晚，但技术特点有许多相似之处。1972年意大利陆军首次提出研制轻型反坦克武装直升机要求时，起初仅把这种直升机当作一种防御性武器，但随着科技的快速发展和战场环境对直升机要求的越来越高，最后意大利陆军对A-129提出了体积小、使敌人不易发现这一隐身要求。A-129直升机采用的隐身措施主要有：把机身设计得狭窄，机宽仅0.95米，整个机身体积很小；旋翼和尾桨都采用弹性轴承和低噪音桨尖；机身大量采用复合材料，复合材料占整个机身重（发动机重量除外）的45%，并占整个空重的16.1%，这些复合材料用于机头整流罩、尾梁、尾斜梁、发动机短舱、座舱盖骨架和维护壁板，机体所有外露面（除桨叶和桨毂外）面积为50平方米，其中有35平方米为复合材料，此外，桨叶蒙皮、旋翼桨毂、尾翼翼面全部由复合材料制成；采用低噪音发动机，并且发动机的排气装置采用了红外辐射抑制装置。

1972年11月美国陆军提出的"先进攻击直升机"计划，并由美国原休斯直升机公司（1985年8月7日正式并入美国麦克唐纳·道格拉斯直升机公司）研制的AH-64全天候反坦克攻击直升机采取的主要隐身措施有：采用后掠的旋翼桨叶桨尖，以减小噪音；发动机排气管加装了名为"黑洞"的红外抑制器，以减小红外特径。

为适应21世纪的战场环境，美国陆军用于执行武装侦察、反坦克和空战等任务的主力机种RAH-66"科曼奇"直升机被设计成世界上第一种隐身直升机。该机于1996年1月首飞，1996年10月开始小批量生产，计划2001年开始装备部队。

RAH-66直升机不仅使雷达系统不能轻易地探测到，而且对红外探测、音响探测和目视探测都进行了隐身设计。

雷达发射的能量脉冲以圆锥形向外扩展，从目标反射的脉冲也是如此。因为雷达回波功率密度随距离缩短而增加很快，所以雷达在近距离能探测到雷达截面积很小的目标。许多雷达能够探测到相距8公里处的F-117飞机，但由于固定翼飞机飞行速度快，雷达来不及反应，因而在此距离内雷达对飞机构成的威胁不大。直升机飞行速度低，雷达有足够的报警时间，因而对直升机的隐身要求更高些。

RAH-66直升机的雷达截面积比目前正在服役的其它任何直升机都小，仅为它们的1%。而且RAH-66的正面雷达截面积比现有直升机小几百倍。例如，机载雷达关闭时的AH-64D的正面截面积约为RAH-66的630倍；OH-58D的正面雷达截面积约为RAH-66的250倍。这主要是因为RAH-66在设计中采用了具有隐身作用的外形，广泛使用复合材料和雷达干扰设备。

RAH-66机头光电传感器转塔做成带角平面边缘形状，可消散雷达反射波；机身侧面用两半小平面方法转角，避免了圆柱体和半球体那样的雷达波强烈的全向反射；先进的尾部布局避免了2个金属表面和3表面之间互成直角的雷达信号传播的"2次反射"和"3次反射"所产生的强回波信号；在RAH-66直升机上，两台发动机装在机身内，进气道是埋入式的，在机身两侧上方，并且呈棱形，可防止雷达波强反射；旋翼桨毂和桨叶根部都加装了整流罩形成平缓过度的融合体，可减少雷达波的反射；选择雷达不易探测到的桨尖形状；

RAH-66减小雷达截面的另一项外形设计措施是内藏导弹和收放式起落架及广泛采用复合材料来减小雷达截面积，按重量计算，它所使用的复合材料占整个直升机结构重量的51%；另外，为了使制造出的RAH-66的隐身外形达到高的隐身效果，其外形的型线误差限制有很小的范围之内；同时在RAH-66直升机上可加装一套雷达有源对消装置供其进入高密度雷达环境使用，它可迷惑探测雷达。

RAH-66又是一种最"冷"的直升机，它是把红外抑制系统综合设计到机体中的第一种直升机。它的红外抑制器位于尾梁中，采用独特的长条形排气口设计，有足够的长度使发动机的排气和冷却空气全部混合。

对于目视探测隐身，RAH-66采用双座纵列式座舱布置，机身细长，武器内装，起落架可收起。这种布局使直升机的迎风面减小，远距离用肉眼不易发现。座舱采用能有效减小阳光漫射的平板玻璃。全机表面采用暗色的无反光涂料来减小直升机的反光强度。

在音响探测隐身方面，RAH-66采取了以下方法来减小被探测的噪音：旋翼桨尖采用后掠式，可使噪音减少2～3分贝；所采用涵道尾桨消除了旋翼与尾桨尾流之间的相互作用，降低了噪音水平；尾梁两侧狭长缝式向下排气口不仅能减小发动机排气红外辐射特征信号，也能消除发动机的排气噪音；桨叶的翼型和弯曲度从桨根到桨尖是变化的，这使前行桨叶达到高速而后行桨叶根部不失速，在直升机低速飞行（167公里/小时）时可降低整个旋翼转速，从而降低了旋翼噪音。

关键技术：

直升机的隐身技术是一门综合性很强的高技术，研究的技术热点、难点很多，其中最关键的是直升机综合设计技术、复合材料制造技术、旋翼和尾桨设计和制造技术、红外抑制系统设计和制造技术。

应用与影响：

直升机隐身技术是一门涉及面广、综合性强，对国防科技有较大的影响，尤其是对陆军航空兵的装备起着十分重要作用的技术。该技术的发展对提高直升机的生存能力和作战效能都有重大影响，同时也可降低民用直升机的噪音水平和安全性。

军用直升机完成的许多任务都与直升机隐身技术有很大的关系，例如，执行反坦克任务、摧毁地面目标、火力支援、扫雷布雷、纵深突防、空中巡逻和战区运输等。尤其是武装直升机更是对直升机的隐身性提出了更高的要求。

尽管如此，由于直升机的隐身技术是一门综合性高技术，既费钱又费力，而且涉及到多门学科，并与国家的科技水平密不可分，这正是直升机发展已走过几十年的历程，而真正的隐身直升机直到九十年代才出现的原因。

有一点是可以肯定的，随着美国的RAH-66的成功研制，必将对直升机技术产生深远的影响，甚至影响到直升机的作战形式，今后的武装直升机研制也会更广泛地采用这种技术。

直升机的隐身技术对直升机的外形综合设计技术、复合材料设计制造技术、旋翼桨叶设计和试验技术、旋翼尾桨技术、甚至发动机技术等都提出了很高的要求，同时也推动它们向前发展。

参考资料：

1、Large Cocure Composite Structure Development for Comache Airframe

2、Experience with Piloted Simulation in the Development of Helicopters

3、Defence Helicopter, 1994,(4)

作者：张广林

直升机复合材料技术

helicopter Composite Material Technology

相关技术：复合材料成形技术；测试技术；无损伤检验技术；试验技术；维护技术

分类：材料；直升机；复合材料；

定义与概念：

复合材料是由两种或两种以上不同的材料通过某种方法结合而成的新材料。其中各组分材料一般仍保持其原有持性，但它们彼此"取长补短"、"大力协同"，使新材料的性能比各单独组分材料更优异。通常人们将复合材料中构成连续相的组分称为基体，非连续相的组分称为增强材料。

轻质、高强度和高模量的复合材料属先进复合材料，它主要适于作结构材料。复合材料具有各向异性和性能可设计性特点，设计者可以根据工程结构的使用条件选用适当的组分材料和调整增强材料的方向使设计的结构重量轻、安全可靠和经济合理。

先进复合材料分为树脂基复合材料、金属基复合材料、陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料以及它们相互混合构成的复合材料。

国外概况：

基于复合材料具有重量轻；低的可见性；弹击容限、损伤容限、电磁防护能力以及防核幅射、防生物、防化学；抗坠毁及承载能力高的优点，近几十年来，复合材料在直升机上的应用研究迅速、面宽，几乎直升机的所有结构都开展了复合材料的应用研究，并且大部分取得成功。

五十年代，复合材料就已成为直升机整流罩、管道和其它次要结构（特别是复杂曲面部分的结构）的标准材料。如美国YH-23的蒙皮、H-24中机身夹层蒙皮的面板、贝尔47座舱罩蒙皮、UH-1的机头罩口盖、尾部整流罩和油箱壁的面板都用玻璃钢。在1953年，贝尔47H-1的座舱就是用玻璃纤维制造，并取得FAA适航证。1956年，美国研制了第一副用玻璃纤维增强的复合材料桨叶。

六十年代，复合材料在直升机上的应用多限于次结构，如超黄蜂、尾梁整流罩和浮筒上罩等用玻璃钢制成。但在主承力结构上的应用也跨出了一大步，如H-53玻璃钢驾驶舱；旋翼桨叶的设计已明确地朝着全复合材料结构方向发展，如H-43B桨叶、S-61硼复合材料尾桨、CH-47的全硼复合材料先进桨等。

七十年代是复合材料迅猛发展的十年。直升机大量使用复合材料，如占UH-60、YAH-64、S-76的湿面积的25～30%，SA-365的59%是复合材料。美国对复合材料结构的适用性即对复合材料结构的可靠性、修复性、维护性、吸湿性和长期老化问题进行了研究。与此同时复合材料结构也经受了抗高速砂粒磨蚀、低速撞击损伤和耐坠毁等的考验。在此期间，直升机的桨叶、桨毂、尾桨、机身结构、安定面以及其它结构都用复合材料进行了研制。如BO-105装上了第一付投入使用的全玻璃钢桨叶；法国研制成AS-350和SA-365的复合材料"星形柔性"桨毂；S-76采用复合材料无轴承柔性尾桨；BO-105采用全复合材料尾梁；OH-58的水平安定面由芳纶/环氧缠绕而成；UH-1采用用缠绕法制成的石墨/环氧减速器箱等。

八十年代，复合材料在直升机大部分结构上的应用达到了相当成熟的地步。并证明了用复合材料制造直升机结构，在改善直升机性能、降低成本、减轻重量等方面收益显著。探索性地研究了集复合材料旋翼桨叶、复合材料桨毂的无轴承旋翼概念于一体的复合材料旋翼系统。同时，美国贝尔直升机公司全复合材料机身的直升机D-292、美国西科斯基飞机公司全复合材料机身的直升机S-75、美国波音-360全复合材料机体及MBB公司的BK-117全复合材料机体试验研究直升机相继试飞。

九十年代，随着RAH-66的研制，复合材料在直升机上的应用产生了质的飞跃。RAH-66为直升机广泛采用复合材料闯出了一条新路子。传统的直升机均采用金属材料为主，复合材料为辅的设计方案，而RAH-66上的复合材料则占总材料重量的51%。在机体中大量采用复合材料的零部件有：蒙皮、舱门、桁条、框架、舱壁、机内中心处的盒形龙骨结构、旋翼塔座整流罩、风扇尾桨外壳、垂直塔座（外挂架）以及水平安定面；在旋翼中有柔性梁、桨叶、扭力臂、自动倾斜器、挠性轴以及旋翼整流罩；在传动系统中有传动轴、主减速器外壳等。

在RAH-66上使用的主要复合材料包括新型韧化环氧树脂，双马来酰亚胺树脂，提高了刚度和强度的石墨纤维，以及玻璃纤维和芳纶纤维等。RAH-66大量采用复合材料的效益是提高军用要求的同时补偿结构重量的损失。满足了RAH-66航程、载荷及其它性能要求指标。

今后，随着复合材料技术的不断提高，集复合材料桨叶、复合材料桨毂和无轴承旋翼概念于一体的复合材料旋翼系统将会投入使用。全复合材料的直升机不久将会出现。

直升机上推广使用复合材料是一项能大幅度改善性能、降低生产成本、缩短生产周期、收益颇丰的适用技术。从设计的角度来考虑，目前主要要研究复合材料的力学问题，其中包括复合材料结构耐久性、抗坠毁性、定寿方法、接触应力、弹击损伤等；复合材料机身结构设计问题，包括设计准则、铺层设计、破坏形式、损伤容限试验、防断裂方法、连接方法、疲劳强度、修补方法、工艺成型及质量控制等研究；复合材料旋翼结构设计研究，包括设计准则、选材、旋翼桨叶及桨毂结构型式及剖面形状、桨叶及桨毂铺层构造及刚度设计、测试及工艺等。

关键技术：

复合材料结构设计极其重要的损伤容限准则、铺层设计和成型工艺对疲劳的动力特性的影响、环境对复合材料缺陷增长和断裂的影响等有待进一步研究。

从技术上讲关键是复合材料旋翼系统中桨叶和桨毂的刚度、强度、动力特性的优化设计。其中包括选料、铺层、几何形状和质量、刚度分布等优化设计。这些部件的静力性能测试和分析技术及成型工艺方法也都是有待解决的主要问题。对机身主受力结构而言，复合材料结构设计准则，尤其是损伤容限设计准则、设计方法、大型复合材料结构力学性能（强度、刚度、耐久性）分析技术及连接设计技术是需要重点解决的问题。

应用与影响：

用先进复合材料制造飞机（包括直升机）承力结构件，重量显著减轻，飞机航程、有效载荷、作战性能提高，燃油消耗降低。复合材料的性能可设计性使部件设计达到了前所未有的灵活性，特别有益于气动弹性剪裁。高性能树脂基复合材料比传统金属材料更耐环境腐蚀和疲劳。复合材料制造的飞机部件使用寿命长，维修工作少，因而总的寿命成本下降。研究表明，飞机上复合材料部件的使用和维修成本比相应的金属件低16%～25%。

树脂基复合材料，特别是碳纤维增强树脂复合材料，为军用飞机的隐身技术提供了材料基础，成为十分重要的结构型隐形材料。通过复合材料的性能和结构设计，可使飞机结构和吸波性能提高，飞机的雷达反射截面缩小，使结构承载性的隐身性统一为一体，这是其它材料难以做到的。树脂基复合材料也是制造飞机"灵巧"结构不可缺少的材料。由于它的层合特性，在材料中埋设各种精巧的传感元件和作动器等后，能使成力结构和传感、操纵机构合为一体。先进的"灵巧"结构可以根据本身探测的飞机飞行状态和部件的完整性，自行调节飞行参数，实现自适应飞行控制，因而提高飞机的飞行与作战性能、降低维修费用、保证飞行员和飞机的安全。

复合材料在民机上的应用也大有可为，可大大提高民机市场的竞争力。采用复合材料可减轻民机机体的结构重量，大大提高了民机的有效载荷、增加航程、降低油耗，从而提高民机的经济效益，同时也延长民机的使用寿命，减少维护工作量，使飞机总寿命成本效益提高。

先进复合材料对于提高航空发动机的性能，降低耗油率有非常重要的作用，是下一代高推重比发动机的关键材料。它的应用将使发动机推力提高50%以上，耗油率降低40%。

复合材料对航天领域也十分重要，它的主要作用是减轻重量，提高航天器性能。

导弹使用复合材料气动表面后，重量减轻、射程延长和精确度提高。装甲车采用复合材料结构，不仅重量减轻，防弹穿能力也提高。

在民用方面，树脂复合材料已开始应用于汽车工业、桥梁、高速火车、工业机械、体育医疗器械等许多民用领域。

复合材料技术是发展国防科技和提供现代精良武器的关键基础技术，是实现轻结构先进设计的物质基础，对于高性能军用飞机和直升机、其它国防系统和空间技术必不可少，也是促进和发展国民经济的潜在源泉之一。

参考资料：

(1)、Large cocure composite structure development for Comache airframe.

(2)、Flight service evalation of composite helicopter components.

(3)、《Helicopter World》,1994.1～1997.12.

(4)、《Defence Helicopter》,1997.

作者：张广林

直升机旋翼技术

Helicopter Rotor Technology

相关技术：复合材料技术；外形优化设计技术；减振技术；实验技术

分类：飞机总体设计；直升机；旋翼技术；

定义与概念：

直升机旋翼是为直升机飞行产生升力和操纵力的直升机核心部件。传统的直升机旋翼由连接到桨毂上的两片或多片桨叶组成。桨叶通常靠来自发动机的扭矩保持旋转运动。旋翼产生直升机飞行所必需的升力、拉力和操纵力，集多项功能于一身，同时旋翼也是直升机的主振源。能高效地完成垂直飞行是直升机旋翼的基本特点。直升机的飞行性能、驾驶品质、振动、噪音水平、寿命及可靠性等问题的解决或改善，都依赖于对旋翼系统的空气动力学特性和动力学特性的掌握，及旋翼设计分析方法、制造、试验与测试手段的提高。

旋翼桨叶是细长的柔性结构，在直升机飞行中高速旋转着，并处于左右不对称的非定常气流环境之中，产生比固定机翼复杂得多的气动载荷、惯性载荷、交变内应力、气动-弹性耦合及各种干扰问题。旋翼从概念上分为：传统的旋翼和新原理旋翼。其中传统的旋翼目前主要分为单桨式旋翼和双桨纵列式、横列式、共轴式旋翼；新原理旋翼主要有"前行桨叶概念"旋翼（也称为"ABC旋翼"）、X旋翼和倾转旋翼。

所谓"ABC旋翼"是采用两副尺寸完全相同，但旋转方向相反的共轴式刚性旋翼。这种旋翼不仅省去了复杂的铰链，更重要的是在直升机前飞速度增大的过程中，上、下两副旋翼的气动力能相互补偿，保持总升力不变。在飞行过程中，当速度不断增加时，后行桨叶卸载，升力逐渐转移到前行桨叶上，前行桨叶处于高动压流场中，能更好地发挥其作用，而且后行桨叶不易出现失速。因此，旋翼的气动效率能够提高。"ABC旋翼"的设计原理新，而且充分发挥了前行桨叶的作用，因而旋翼效率高，能产生更大的升力，同时又避免后行桨叶失速。

X旋翼是美国西科斯基公司七十年代研究提出的一种新原理旋翼。这种旋翼有4片桨叶，它既是旋翼，也是机翼。当直升机起飞、着陆和悬停时，这4片桨叶象直升机旋翼一样工作，直升机向前飞行时则被锁住，变成与机身成45度角的前掠和后掠固定机翼。4片桨叶是空心的，内有气室，桨叶前后缘都有喷气缝，可向外吹气，实现环量控制，以保持足够的升力。这种旋翼可避免后行桨叶的失速现象发生，旋翼效率比较高。

倾转旋翼是将两副旋翼连同驱动它们的发动机一起，分别安装在固定机翼的两端。两副旋翼的旋翼轴均可转动90度角。当飞机垂直起飞和着陆时，旋翼轴垂直于地面，呈直升机飞行状态；达到一定飞行速度后，旋翼轴向前倾转90度，呈水平状态，旋翼当作拉力螺旋桨使用，能象固定翼飞机那样以较高的速度前飞。

从结构上分，旋翼由桨叶和桨毂两部分组成，其中桨叶翼型有传统的对称翼型和弯曲翼型两种。桨毂主要有铰接式桨毂，半无铰式桨毂，无铰式桨毂，无轴承桨毂等。

铰接式桨毂的特点是：桨叶是通过挥舞铰、摆振铰、变距铰与桨毂相连接；半无铰式桨毂的特点是：保留挥舞铰和变距铰，而仅取消摆振铰；无铰式桨毂的特点是：取消挥舞铰和摆振铰，但仍有变距铰；无轴承桨毂的特点是：不仅没有挥舞铰和摆振铰，连变距铰也被取消，桨叶的变距运动靠桨叶根部（或桨毂支臂）的扭转达来实现，它结构简单，但要求桨叶根部的材料既有很高的弯曲强度和刚度，又有很低的扭转刚度。星形柔性桨毂的特点是：桨毂挠性件适应桨叶在三个主要自由度上运动，即在挥舞平面、摆振平面和变距平面内部有柔性。

直升机旋翼技术是综合多门学科的高技术，其中主要包括：桨叶气动特性及外形优化设计，新型旋翼动力学设计，全复合材料结构铺层设计，新原理旋翼的设计，工艺制造技术，以及试验技术等。

国外概况：

1、美国在旋翼理论、试验、中轻型直升机旋翼、及新原理旋翼技术方面处于领先水平。

（1）在改进桨叶方面取得不少举世瞩目的成就。西科斯基公司的SC1095翼型，贝尔公司的FX-H-098翼型，波音伏托尔公司的VR-7翼型等都是弯曲翼型。特别是正在研制的轻型攻击直升机RAH-66"科曼奇"采用了有较好隐身性的桨叶设计。桨叶使用复合材料和采用新型弯曲翼型及特殊形状的桨尖，桨尖不仅带有后掠角，而且有下反角，桨叶沿径向按需要的变化配置，这种设计一方面能显著提高旋翼的气动效率，减少雷达的探测面积，另一方面大大地改善了气动特性，提高了飞行性能，减少了旋翼噪声。

（2）无轴承旋翼系统已进入实用化阶段

美国贝尔公司七十年代后期就着手研制680无轴承旋翼系统。通过与贝尔412装弹性轴承的旋翼相比，680旋翼零部件数目减半，重量减轻15～20%，并具有较低的振动水平。同理西科斯基公司也研制了柔性梁无轴承旋翼系统，并应用于RAH-66"科曼奇"直升机上。

（3）在理论研究和试验方面一直走在世界前列

美国在直升机理论研究和实验、试验方面一直很重视，一般总是预先研制和实验直升机旋翼系统，这不仅减少了型号研制中的技术风险，而且大大推动了直升机旋翼技术向前发展（4）九十年代，美国在风洞用激光仪对不同形状模型旋翼进行了大量的测速试验，对很多测点和实验状态进行了测量，为理论计算提供了验证，发现在某些情况下在桨尖有较大的上洗流。提出的"等环量线描述法"有力地促进了旋翼尾迹涡系的分析。

（5）在新原理旋翼技术方面遥遥领先

西科斯基公司在七、八十年代就开始研制了名叫X旋翼的新原理旋翼，试飞了"ABC旋翼"，后因经费问题被迫取消；贝尔-波音公司研制的V-22"鱼鹰"倾转旋翼机已开始交付使用。这是世界上目前仅有的倾转旋翼机。

2、西欧各国（主要是英、德、法、意）在中轻型直升机旋翼方面各有特色、并走国际合作之路。

英国韦斯特兰公司和英国皇家航空航天研究院联合研制了"英国实验旋翼系统计划"（BERP）旋翼并已应用。这种采用弯曲翼型的跨音速桨叶装在"山猫"直升机上创造了400.3公里/小时的常规直升机的世界纪录，目前正在EH101直升机上采用。韦斯特兰公司还和意大利阿古斯特公司联合研制了球柔性桨毂，并在EH101上得到了应用。

德国MBB公司为PAH-2直升机研究的新型桨叶采用尖削桨尖和与德国宇航研究院联合研究的新翼型，改善了跨音速性能，并在BO-105直升机上进行了试飞，和装原桨叶的BO-105相比增加13.6%的有效载荷，使用费用减少25%。这种桨叶已应用于BO-105的后继机BO-108上。

法国航空公司成功地研制了采用抛物线后掠桨尖和OA2或OA3新翼型的旋翼，并为"高速海豚"直升机研制出新的桨叶，使其飞行速度可达370公里/小时。法国不仅已成功地研制了星形柔性桨毂，并在此基础上研究了X380球柔性桨毂。X380球柔性桨毂比星形柔性桨毂重量减少10%，是一种比较先进的旋翼桨毂。

3、俄罗斯在共轴式旋翼、重型直升机旋翼方面处于领先地位；在理论和试验方面与美国并驾齐驱。

俄罗斯在共轴式旋翼方面可谓一支独秀，卡莫夫设计局的一系列型号采用这种旋翼系统。共轴式旋翼的主要优点是有较高的悬停效率，无需尾桨，功率利用率高，空气动力对称，操纵较简便；米里设计局在重型直升机旋翼系统方面也获得很大成功，其批生产的米-26直升机是当今世界最重的直升机。

俄罗斯中央空气流体动力研究院在直升机翼型气动方面有较强的优势。早在七十年代中期该研究院根据一些试验结果，即考虑在几个飞行状态不稳定和三维流桨叶效应的试验结果基础上，得出涡流理论。这个理论成为更有效的估算飞行状态桨叶剖面特性及其设计准则。在预测非稳定无分离和有分离流、多谐波振动法、复杂振动载荷计算、直升机结构计算机辅助设计、水洞和风洞试验等方面取得成果，并形成了实用的软件包。

总之，飞行速度在250公里/小时以下时，共轴式旋翼直升机有一定优势；飞行速度在250～400公里/小时范围内，单桨的直升机占有优势地位；飞行速度超过400公里/小时以上者采用倾转旋翼等新概念旋翼的直升机将占有优势；直升机桨叶的发展主要是采用新的翼型、改善桨尖形状和平面形状、以达到改善桨叶气动特性的目的。中轻型直升机桨毂的发展趋势是由复杂到简单，采用新材料，逐渐取消铰和轴承；大型直升机仍采用铰接式旋翼，但逐步向着简化结构的方向迈进。

关键技术：

应用与影响：

直升机旋翼是直升机的核心部件，解决了直升机的升力和操纵力问题，也是直升机噪声的主要来源，是直升机的象征。直升机旋翼对改进直升机尤其是军用直升机的性能有巨大的作用。对直升机的机动性、操纵性、速度、振动水平、寿命、安全性及维护性等有着巨大的影响。直升机的更新换代也是以旋翼的重大改进为标准的。直升机旋翼系统的改进有利于提高直升机的速度和机动性、减少振动、减少疲劳应力、降低噪声、避免地面共振和空中共振。因此世界各国都把直升机的旋翼技术当作直升机的关键技术来研制，并且对外严格保密。

参考资料：

1、Large Cocure Composite Structure Development for Comache Airframe；

2、Experience with Piloted Simulation in the Development of Helicopter；

3、Defence Helicopter, 1999,(4)；

4、Flight Service Evalation of Composite Helicopter Components；

5、Helicopter World, 1998.6；

6、Air Force, 1998.8；

7、"Rotorcraft Dynamics Meeting",Nor.7～9；

8、"Eurofar--the European Future Advanced Rotorcraft",1989.11；

9、《直升机手册》，1996年6月；

10、（美）W约翰逊著，孙如林译，《直升机理论》，航空工业出版社出版，1991年9月版；

11、"旋翼系统新技术综合论证报告"，南京航空航天大学，1990年4月；

12、航空关键技术研究，航空工业总公司第六二八研究所。1998年。

作者：张广林

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