十、直升機的起飛、

爬升、下降與著陸

直升機能夠垂直上升和下降、水平移動和懸停回轉，較之固定翼飛機在起飛和著陸方面具有很強的優(yōu)勢，對于場地要求非常低。

1.起飛

直升機利用旋翼拉力從離開地面并增速上升至一定高度的運動過程叫做起飛。直升機有多種起飛方式，既可垂直起飛，也可像固定翼飛機一樣滑跑起飛。具體采用何種方式起飛，要根據(jù)場地面積、大氣條件、周圍障礙物高度和起飛重量等情況決定。

（1）垂直起飛

垂直起飛是直升機從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。爬升高度視周圍障礙物的高度而定。一般而言，作為起飛過程完成的離地高度約為20-30米，此時速度接近其經(jīng)濟速度（以該速度飛行航時最長）。根據(jù)不同的具體情況，直升機可以采用兩種不同的垂直起飛方法。

a. 正常垂直起飛

正常垂直起飛（圖1）是指場地凈空條件較好，周邊沒有障礙物，直升機垂直離地約0.15-0.25倍旋翼直徑的高度，部分利用旋翼的地面效應（因地面對于氣流的反射作用使飛機翼面和直升機旋翼的升力增加），進行短暫懸停，然后檢查一下發(fā)動機情況，再以較小爬升角增速爬升到一定高度的過程。圖1-圖7中，H為離地高度，V為前飛速度，Vy為垂直下降速度，L為水平距離。

在這個過程中直升機旋翼的需用功率變化很大。在速度從零增加至經(jīng)濟速度的范圍內(nèi)，直升機的受力狀態(tài)變化很大，對操縱動作的協(xié)調(diào)性要求很高。

b. 超越障礙物起飛

這種起飛方式是在場地周圍有一定高度的障礙、且地面比較狹小時采用。與正常垂直起飛方式不同的是垂直離地的懸停高度增加了。如果周圍障礙物的高度為h，則起飛懸停高度應不小于（10+h）米，以保證直升機能安全超越障礙（圖2）

由于這種情況下的懸停高度比正常垂直起飛時高出很多，因此這種起飛方式是在無地效高度上懸停，需用功率較大。利用該起飛方式時，為了在增速過程中不至于掉高度，要求發(fā)動機有一定的剩余功率，以保證起飛安全。

（2）滑跑起飛

由于直升機在懸停時所需功率較大多數(shù)的飛行狀態(tài)都高，因此當其載重量過大或機場海拔高度高或空氣溫度高時，就無法垂直起飛；在這種情況下，直升機可以像固定翼飛機那樣采用滑跑方式起飛（圖3）。直升機的滑跑起飛，省去了垂直離地和近地面懸停這兩個階段，而分成地面滑跑增速和空中增速兩個階段進行。

直升機在地面滑跑增速至一定速度后，由于旋翼需用功率減小，因此發(fā)動機有足夠的功率增加旋翼的拉力、克服重力升空。隨著飛行速度不斷增加，旋翼需用功率進一步下降，直升機會有部分剩余功率用來爬升和增速，完成整個起飛過程。

2. 著陸

直升機從一定高度下降，減速、降落到地面直至運動停止的過程稱為著陸，是起飛的逆過程。實際采用中的著陸方式有：垂直著陸、滑跑著陸、旋翼自旋下滑著陸。

（1）垂直著陸

直升機根據(jù)預定地點場地大小和周圍障礙物的高度等不同情況，可分別采用正常垂直著陸和超越障礙物垂直著陸。

a. 正常垂直著陸

預定著陸地點場地凈空條件良好時，直升機應盡量采用正常垂直著陸，其著陸的軌跡如圖4所示。具體過程是：直升機以一定的下滑角向預定點下降并逐漸減速；在接近著陸預定點前，做小速度貼地飛行，旋翼處在地面效應影響范圍內(nèi)；在到達預定點上空3-5m高度上做短時間懸停，再以0.2-0.1m/s的下降速度垂直下降至接地。這種著陸方式對著陸場地表面質量要求低、所需場地面積相對較小、充分利用了地效、需用功率減小。

b. 超越障礙物垂直著陸

當著陸場地面積狹小、周圍又有一定高度的障礙物，直升機在接近場地的空間不允許做小速度的貼地飛行時，就采用超越障礙物垂直著陸方式著陸，其飛行軌跡如圖5所示。它與正常垂直著陸不同的是做減速和接地前短暫懸停高度不同。因為懸停不能利用地效，所以這種方式的需用功率較大。而且，由于著陸點附近有障礙物，直升機縱橫向不允許較大的位移，因此操縱難度大一些。

（2）滑跑著陸

直升機在高原、高溫地區(qū)，或載重量較大時，發(fā)動機可用功率可能不足以允許其用垂直著陸方式著陸，此時，直升機可以像固定翼飛機一樣進行滑跑著陸。其著陸飛行軌跡見圖6?；苤懪c垂直著陸不同，直升機在接地瞬間，不但具有垂直速度，還有水平速度，因此著陸時對起落架的沖擊力較垂直著陸大。而直升機在接地后的滑跑過程，可進一步利用旋翼產(chǎn)生一個減速的水平分力，使直升機繼續(xù)減速直至運動停止。

（3）旋翼自轉下滑著陸

在發(fā)動機停車的情況下，直升機可以采用旋翼自轉下滑的方式著陸。此時，全部依靠直升機下降時的重力勢能作功提供給旋翼旋轉產(chǎn)生拉力以平衡重力。

在飛行時一旦發(fā)動機停車，直升機則無法保持平飛，會進入下滑狀態(tài)。為了安全著陸，有兩點必須注意：

①減小旋翼總距以保持旋翼轉速；

②使直升機下滑速度的水平分量接近于經(jīng)濟速度。此時，可以根據(jù)預定著陸點的距離和直升機的高度，選擇合適的下滑速度。有的下滑速度可以獲得最遠下滑距離，有的則對應最長留空時間。

直升機在發(fā)動機完全停車后，雖然可以轉入旋翼自轉狀態(tài)下降，以較小的下降率下滑安全著陸。然而，從發(fā)動機停車到直升機以經(jīng)濟速度下滑使旋翼處于自轉下滑的狀態(tài)，需要一定的時間，在這一過程中它會下降一定的高度。如果直升機的飛行高度較低，且飛行速度又較小，則有可能出現(xiàn)還沒有來得及進入旋翼自轉，就會以較大的下降速度觸地，造成機體和人員的損傷。

為了避免直升機在自轉著陸時受到地面的巨大沖擊，通常在其飛行高度速度范圍內(nèi)規(guī)定一個所謂“回避區(qū)”（圖7），并要求一般情況下直升機只能在“回避區(qū)”以外的高度速度范圍內(nèi)飛行。

模型直升機的起飛、爬升、下降、著陸與載人直升機基本相似。但因模型直升機的發(fā)動機功率通常比較強勁，所以在起飛和著陸時往往不采取滑跑方式，也不需利用地面效應。

十一、衡量動力裝置性能

的主要參數(shù)

眾所周知，發(fā)動機的性能關系到整架飛機的性能，如果發(fā)動機重量（質量）一定，那么推力越大，則其推重比就越大，且飛機的推重比也越大。這就意味著飛機的機動性、爬升速率都會提高，甚至可以實現(xiàn)垂直起降（圖8、圖9）。適用于航空器的發(fā)動機有活塞發(fā)動機、空氣噴氣發(fā)動機?；鸺l(fā)動機雖然主要用于航天器，但也經(jīng)常用于航空器作為助推器等。下面，圍繞這三類發(fā)動機介紹一些衡量動力裝置性能的主要參數(shù)。

1.活塞發(fā)動機

活塞發(fā)動機主要用功率、功率重量比、燃油消耗率這幾個參數(shù)表示其主要性能指標，并會在發(fā)動機的出廠說明書中標明。

（1）發(fā)動機功率

是指發(fā)動機可用于驅動螺旋槳或旋翼的功率。飛機越重，需要的發(fā)動機功率越大。為了在不同的飛行速度情況下獲得合適的拉力，活塞發(fā)動機還要選用合適直徑和螺距的螺旋槳。航空活塞發(fā)動機功率小的約幾百千瓦，大的可達幾千千瓦（圖10、圖11）。航?；钊l(fā)動機的功率更小，有的只有幾千瓦（圖12、圖13）。

（2）功率重量比

是指發(fā)動機所能提供的功率與其自身重量（質量）之比。選擇發(fā)動機時自然希望選擇功率重量比大的發(fā)動機，因為功率重量比越大，越有利于改善飛機的飛行性能。先進的航空活塞發(fā)動機的功率重量比可達1.85kW/kg。

（3）燃料消耗率

又稱耗油率，是衡量發(fā)動機經(jīng)濟性能的指標。為了對比不同功率活塞發(fā)動機的燃油消耗率，通常用產(chǎn)生單位功率的單位時間的燃油消耗重量（質量）來定義。先進活塞發(fā)動機的耗油率在0.28kg/（kW·h）左右。對于某型發(fā)動機，一般會標出其在某個轉速下單位時間的燃油消耗量。

2. 空氣噴氣發(fā)動機

（1）推力

發(fā)動機的推力通常用海平面高度條件下，與外界空氣的速度差（空速）為零時，全速運轉時所產(chǎn)生的推力來表示。

（2）推重比

發(fā)動機的推重比表示發(fā)動機推力與自身重量之比值。推重比越大，越有利于提高飛行器的飛行性能。目前先進的空氣噴氣發(fā)動機的推重比已達8-10（圖17）。有的飛機的推重比（發(fā)動機推力與飛機重量之比值）大于1.0，如圖8、圖9所示的戰(zhàn)斗機和模型飛機。

（3）燃料消耗率

噴氣發(fā)動機的燃料消耗率通常用產(chǎn)生單位推力單位時間內(nèi)的燃油消耗重量來定義。大型渦輪風扇發(fā)動機的燃料消耗率在0.04-0.05kg/（kN·h）。對于某型發(fā)動機，會標出其在某個轉速下單位時間的燃油消耗量。

3. 火箭發(fā)動機

火箭發(fā)動機（圖18-圖20），通常用推力、總沖、比沖來表示其主要性能指標。

（1）推力

其定義與前面相同，只是噴氣發(fā)動機只能在空氣中工作，而火箭發(fā)動機因為自帶氧化劑還能在真空情況下工作。

（2）總沖

即火箭發(fā)動機在整個工作過程中能夠產(chǎn)生的動量（沖量）。它取決于推力的大小和工作時間。推力越大、工作時間越長、總沖越大。

（3）比沖

指發(fā)動機燃燒單位重量（質量）推進劑所產(chǎn)生的沖量，是火箭發(fā)動機的另一項重要性能參數(shù)。當發(fā)動機的總沖一定時，比沖越高，則發(fā)動機所需推進劑的重量（質量）越少，因此其尺寸和重量（質量）都可以減少；若推進劑的重量（質量）給定，比沖越高，則發(fā)動機總沖就越大，因此可使火箭的射程或有效載荷相應增加。比沖的單位與速度的單位一致。固體火箭發(fā)動機的比沖約2 500-3 000m/s，而液體火箭發(fā)動機的比沖高的可達

4 500m/s。（未完待續(xù)）十、直升機的起飛、

爬升、下降與著陸

直升機能夠垂直上升和下降、水平移動和懸?；剞D，較之固定翼飛機在起飛和著陸方面具有很強的優(yōu)勢，對于場地要求非常低。

1.起飛

直升機利用旋翼拉力從離開地面并增速上升至一定高度的運動過程叫做起飛。直升機有多種起飛方式，既可垂直起飛，也可像固定翼飛機一樣滑跑起飛。具體采用何種方式起飛，要根據(jù)場地面積、大氣條件、周圍障礙物高度和起飛重量等情況決定。

（1）垂直起飛

垂直起飛是直升機從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。爬升高度視周圍障礙物的高度而定。一般而言，作為起飛過程完成的離地高度約為20-30米，此時速度接近其經(jīng)濟速度（以該速度飛行航時最長）。根據(jù)不同的具體情況，直升機可以采用兩種不同的垂直起飛方法。

a. 正常垂直起飛

正常垂直起飛（圖1）是指場地凈空條件較好，周邊沒有障礙物，直升機垂直離地約0.15-0.25倍旋翼直徑的高度，部分利用旋翼的地面效應（因地面對于氣流的反射作用使飛機翼面和直升機旋翼的升力增加），進行短暫懸停，然后檢查一下發(fā)動機情況，再以較小爬升角增速爬升到一定高度的過程。圖1-圖7中，H為離地高度，V為前飛速度，Vy為垂直下降速度，L為水平距離。

在這個過程中直升機旋翼的需用功率變化很大。在速度從零增加至經(jīng)濟速度的范圍內(nèi)，直升機的受力狀態(tài)變化很大，對操縱動作的協(xié)調(diào)性要求很高。

b. 超越障礙物起飛

這種起飛方式是在場地周圍有一定高度的障礙、且地面比較狹小時采用。與正常垂直起飛方式不同的是垂直離地的懸停高度增加了。如果周圍障礙物的高度為h，則起飛懸停高度應不小于（10+h）米，以保證直升機能安全超越障礙（圖2）

由于這種情況下的懸停高度比正常垂直起飛時高出很多，因此這種起飛方式是在無地效高度上懸停，需用功率較大。利用該起飛方式時，為了在增速過程中不至于掉高度，要求發(fā)動機有一定的剩余功率，以保證起飛安全。

（2）滑跑起飛

由于直升機在懸停時所需功率較大多數(shù)的飛行狀態(tài)都高，因此當其載重量過大或機場海拔高度高或空氣溫度高時，就無法垂直起飛；在這種情況下，直升機可以像固定翼飛機那樣采用滑跑方式起飛（圖3）。直升機的滑跑起飛，省去了垂直離地和近地面懸停這兩個階段，而分成地面滑跑增速和空中增速兩個階段進行。

直升機在地面滑跑增速至一定速度后，由于旋翼需用功率減小，因此發(fā)動機有足夠的功率增加旋翼的拉力、克服重力升空。隨著飛行速度不斷增加，旋翼需用功率進一步下降，直升機會有部分剩余功率用來爬升和增速，完成整個起飛過程。

2. 著陸

直升機從一定高度下降，減速、降落到地面直至運動停止的過程稱為著陸，是起飛的逆過程。實際采用中的著陸方式有：垂直著陸、滑跑著陸、旋翼自旋下滑著陸。

（1）垂直著陸

直升機根據(jù)預定地點場地大小和周圍障礙物的高度等不同情況，可分別采用正常垂直著陸和超越障礙物垂直著陸。

a. 正常垂直著陸

預定著陸地點場地凈空條件良好時，直升機應盡量采用正常垂直著陸，其著陸的軌跡如圖4所示。具體過程是：直升機以一定的下滑角向預定點下降并逐漸減速；在接近著陸預定點前，做小速度貼地飛行，旋翼處在地面效應影響范圍內(nèi)；在到達預定點上空3-5m高度上做短時間懸停，再以0.2-0.1m/s的下降速度垂直下降至接地。這種著陸方式對著陸場地表面質量要求低、所需場地面積相對較小、充分利用了地效、需用功率減小。

b. 超越障礙物垂直著陸

當著陸場地面積狹小、周圍又有一定高度的障礙物，直升機在接近場地的空間不允許做小速度的貼地飛行時，就采用超越障礙物垂直著陸方式著陸，其飛行軌跡如圖5所示。它與正常垂直著陸不同的是做減速和接地前短暫懸停高度不同。因為懸停不能利用地效，所以這種方式的需用功率較大。而且，由于著陸點附近有障礙物，直升機縱橫向不允許較大的位移，因此操縱難度大一些。

（2）滑跑著陸

直升機在高原、高溫地區(qū)，或載重量較大時，發(fā)動機可用功率可能不足以允許其用垂直著陸方式著陸，此時，直升機可以像固定翼飛機一樣進行滑跑著陸。其著陸飛行軌跡見圖6。滑跑著陸與垂直著陸不同，直升機在接地瞬間，不但具有垂直速度，還有水平速度，因此著陸時對起落架的沖擊力較垂直著陸大。而直升機在接地后的滑跑過程，可進一步利用旋翼產(chǎn)生一個減速的水平分力，使直升機繼續(xù)減速直至運動停止。

（3）旋翼自轉下滑著陸

在發(fā)動機停車的情況下，直升機可以采用旋翼自轉下滑的方式著陸。此時，全部依靠直升機下降時的重力勢能作功提供給旋翼旋轉產(chǎn)生拉力以平衡重力。

在飛行時一旦發(fā)動機停車，直升機則無法保持平飛，會進入下滑狀態(tài)。為了安全著陸，有兩點必須注意：

①減小旋翼總距以保持旋翼轉速；

②使直升機下滑速度的水平分量接近于經(jīng)濟速度。此時，可以根據(jù)預定著陸點的距離和直升機的高度，選擇合適的下滑速度。有的下滑速度可以獲得最遠下滑距離，有的則對應最長留空時間。

直升機在發(fā)動機完全停車后，雖然可以轉入旋翼自轉狀態(tài)下降，以較小的下降率下滑安全著陸。然而，從發(fā)動機停車到直升機以經(jīng)濟速度下滑使旋翼處于自轉下滑的狀態(tài)，需要一定的時間，在這一過程中它會下降一定的高度。如果直升機的飛行高度較低，且飛行速度又較小，則有可能出現(xiàn)還沒有來得及進入旋翼自轉，就會以較大的下降速度觸地，造成機體和人員的損傷。

為了避免直升機在自轉著陸時受到地面的巨大沖擊，通常在其飛行高度速度范圍內(nèi)規(guī)定一個所謂“回避區(qū)”（圖7），并要求一般情況下直升機只能在“回避區(qū)”以外的高度速度范圍內(nèi)飛行。

模型直升機的起飛、爬升、下降、著陸與載人直升機基本相似。但因模型直升機的發(fā)動機功率通常比較強勁，所以在起飛和著陸時往往不采取滑跑方式，也不需利用地面效應。

十一、衡量動力裝置性能

的主要參數(shù)

眾所周知，發(fā)動機的性能關系到整架飛機的性能，如果發(fā)動機重量（質量）一定，那么推力越大，則其推重比就越大，且飛機的推重比也越大。這就意味著飛機的機動性、爬升速率都會提高，甚至可以實現(xiàn)垂直起降（圖8、圖9）。適用于航空器的發(fā)動機有活塞發(fā)動機、空氣噴氣發(fā)動機?；鸺l(fā)動機雖然主要用于航天器，但也經(jīng)常用于航空器作為助推器等。下面，圍繞這三類發(fā)動機介紹一些衡量動力裝置性能的主要參數(shù)。

1.活塞發(fā)動機

活塞發(fā)動機主要用功率、功率重量比、燃油消耗率這幾個參數(shù)表示其主要性能指標，并會在發(fā)動機的出廠說明書中標明。

（1）發(fā)動機功率

是指發(fā)動機可用于驅動螺旋槳或旋翼的功率。飛機越重，需要的發(fā)動機功率越大。為了在不同的飛行速度情況下獲得合適的拉力，活塞發(fā)動機還要選用合適直徑和螺距的螺旋槳。航空活塞發(fā)動機功率小的約幾百千瓦，大的可達幾千千瓦（圖10、圖11）。航?；钊l(fā)動機的功率更小，有的只有幾千瓦（圖12、圖13）。

（2）功率重量比

是指發(fā)動機所能提供的功率與其自身重量（質量）之比。選擇發(fā)動機時自然希望選擇功率重量比大的發(fā)動機，因為功率重量比越大，越有利于改善飛機的飛行性能。先進的航空活塞發(fā)動機的功率重量比可達1.85kW/kg。

（3）燃料消耗率

又稱耗油率，是衡量發(fā)動機經(jīng)濟性能的指標。為了對比不同功率活塞發(fā)動機的燃油消耗率，通常用產(chǎn)生單位功率的單位時間的燃油消耗重量（質量）來定義。先進活塞發(fā)動機的耗油率在0.28kg/（kW·h）左右。對于某型發(fā)動機，一般會標出其在某個轉速下單位時間的燃油消耗量。

2. 空氣噴氣發(fā)動機

（1）推力

發(fā)動機的推力通常用海平面高度條件下，與外界空氣的速度差（空速）為零時，全速運轉時所產(chǎn)生的推力來表示。

（2）推重比

發(fā)動機的推重比表示發(fā)動機推力與自身重量之比值。推重比越大，越有利于提高飛行器的飛行性能。目前先進的空氣噴氣發(fā)動機的推重比已達8-10（圖17）。有的飛機的推重比（發(fā)動機推力與飛機重量之比值）大于1.0，如圖8、圖9所示的戰(zhàn)斗機和模型飛機。

（3）燃料消耗率

噴氣發(fā)動機的燃料消耗率通常用產(chǎn)生單位推力單位時間內(nèi)的燃油消耗重量來定義。大型渦輪風扇發(fā)動機的燃料消耗率在0.04-0.05kg/（kN·h）。對于某型發(fā)動機，會標出其在某個轉速下單位時間的燃油消耗量。

3. 火箭發(fā)動機

（1）推力

其定義與前面相同，只是噴氣發(fā)動機只能在空氣中工作，而火箭發(fā)動機因為自帶氧化劑還能在真空情況下工作。

（2）總沖

即火箭發(fā)動機在整個工作過程中能夠產(chǎn)生的動量（沖量）。它取決于推力的大小和工作時間。推力越大、工作時間越長、總沖越大。

（3）比沖

指發(fā)動機燃燒單位重量（質量）推進劑所產(chǎn)生的沖量，是火箭發(fā)動機的另一項重要性能參數(shù)。當發(fā)動機的總沖一定時，比沖越高，則發(fā)動機所需推進劑的重量（質量）越少，因此其尺寸和重量（質量）都可以減少；若推進劑的重量（質量）給定，比沖越高，則發(fā)動機總沖就越大，因此可使火箭的射程或有效載荷相應增加。比沖的單位與速度的單位一致。固體火箭發(fā)動機的比沖約2 500-3 000m/s，而液體火箭發(fā)動機的比沖高的可達

4 500m/s。（未完待續(xù)）