李亮明 沈靂

摘? 要：文章針對直升機(jī)斜爬升性能，基于平飛性能試飛結(jié)果給出了一種理論估算和飛行試驗(yàn)相結(jié)合的試驗(yàn)思路和方法。該方法采用無量綱的數(shù)據(jù)處理方法，通過有限架次的合理編排可以使飛行試驗(yàn)結(jié)果覆蓋全部作戰(zhàn)使用條件，為不同使用環(huán)境下爬升性能結(jié)果的準(zhǔn)確計(jì)算以及飛行手冊全面驗(yàn)證提供了一種可行的途徑。

關(guān)鍵詞：直升機(jī);性能;斜爬升;飛行試驗(yàn)

中圖分類號：V217? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2019）33-0103-03

Abstract： A method combining theoretical estimation with flight test was put forward to calculate the forward flight climb performance. The method is generalized and the flight test results can apply to all environments and configurations by limited flight tests and reasonable test plan. It is a feasible way to calculate the forward flight climb performance accurately and to verify the helicopter flight manual.Keywords： helicopter; performance; forward flight climb; flight test

引言

直升機(jī)爬升性能是直升機(jī)的重要飛行性能之一，在所有新型號直升機(jī)的研制要求中，都是重要的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)，也是影響直升機(jī)使用的重要性能參數(shù)。確定直升機(jī)爬升性能的試驗(yàn)是直升機(jī)性能飛行試驗(yàn)的重要組成部分，其目的是確定直升機(jī)最有利爬升速度、最大爬升率和使用升限以及這些性能隨發(fā)動機(jī)可用功率、飛行重量、旋翼轉(zhuǎn)速和大氣狀態(tài)參數(shù)的變化。

常規(guī)的爬升性能試飛驗(yàn)證主要是基于型號研制總要求，在條款要求的試驗(yàn)機(jī)構(gòu)形、起飛重量下，選取與條款要求相近的大氣條件，以要求的功率狀態(tài)進(jìn)行爬升，通過換算和修正獲得指標(biāo)要求條件下的試驗(yàn)結(jié)果[1]。這是一種有量綱的數(shù)據(jù)處理方法，基于這種方法給出的結(jié)果往往針對特定的環(huán)境條件和直升機(jī)狀態(tài)，針對性強(qiáng)。但這種試飛方法存在數(shù)據(jù)結(jié)果范圍有限的問題，試飛結(jié)果僅針對有限的使用環(huán)境和試驗(yàn)狀態(tài)，無法對飛行手冊中斜爬升性能曲線進(jìn)行全面的驗(yàn)證，也無法涵蓋真實(shí)作戰(zhàn)使用環(huán)境下的所有狀態(tài)。若僅僅通過增加試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證，會導(dǎo)致試飛架次的極大浪費(fèi)。因此，有必要設(shè)計(jì)一種試飛方法，通過有限架次的合理編排，給出不同使用環(huán)境下不同狀態(tài)點(diǎn)的試驗(yàn)結(jié)果。

本文基于平飛性能試飛結(jié)果和發(fā)動機(jī)性能數(shù)據(jù)，給出了一種爬升率理論估算，通過飛行試驗(yàn)確定修正系數(shù)的試驗(yàn)思路和方法。該方法采用無量綱的數(shù)據(jù)處理方法，解決了試驗(yàn)環(huán)境和試飛結(jié)果范圍有限的問題，為不同使用環(huán)境下爬升性能結(jié)果的給出以及飛行手冊驗(yàn)證提供了一種可行的途徑。

1 理論分析

1.1 功率分析

在給定大氣條件和重量條件下，直升機(jī)平飛需用功率隨前飛速度的變化曲線為馬鞍形曲線，如圖1中所示;在給定的大氣條件和氣壓高度下，可用功率一定。我們將可用功率與一定速度下平飛需用功率之差定義為剩余功率。若我們忽略斜爬升導(dǎo)致的誘導(dǎo)功率、型阻功率和廢阻功率等的變化，剩余功率全部用于爬升，則直升機(jī)斜爬升率和剩余功率成正比，見公式（1）。

式中：V′為爬升率的估計(jì)值，Pav為可用功率，Plevel為平飛需用功率，W為直升機(jī)重量。

1.2 動量分析

圖2給出了斜爬升狀態(tài)氣流通過槳盤時的速度變化，按照動量理論，旋翼拉力可表示為通過槳盤的氣流質(zhì)量流量和速度變化量之積[2]。懸停狀態(tài)和斜爬升狀態(tài)主旋翼拉力與誘導(dǎo)速度的關(guān)系為[3]：

式中：Th、T分別為懸停狀態(tài)和斜爬升狀態(tài)的主旋翼拉力;vih、viV分別為懸停狀態(tài)和斜爬升狀態(tài)主旋翼誘導(dǎo)速度;V、Vf、Vv為直升機(jī)真空速、水平速度分量、斜爬升率;AD為槳盤面積;？籽為大氣密度。

通過作用在重心上的力（忽略垂向阻力）的平衡分析可知：

假設(shè)懸停狀態(tài)拉力和斜爬升狀態(tài)垂向拉力（忽略垂向阻力）均等于直升機(jī)重量，則：

將上述公式轉(zhuǎn)換為無量綱形式，得到：

其中，懸停誘導(dǎo)功率由下式確定：

式（9）中 分別為使用懸停誘導(dǎo)速度無量綱化的無量綱前飛速度和無量綱爬升率。迭代求解公式（9），得到爬升狀態(tài)誘導(dǎo)速度隨前飛速度和爬升率變化關(guān)系如圖3所示，由圖中可以看出，一定爬升率條件下，誘導(dǎo)速度隨前飛速度增大而減小;在給定前飛速度下，誘導(dǎo)速度隨爬升率增大而減小，且爬升率對誘導(dǎo)速度的影響在前飛速度較小時比較明顯，當(dāng) ≥3時，誘導(dǎo)速度隨爬升率的變化可忽略不計(jì)[4]。在平飛需用功率最低點(diǎn)，剩余功率最大，僅考慮到爬升導(dǎo)致的誘導(dǎo)功率變化，則可用于爬升的剩余功率將比使用平飛需用功率估計(jì)的要大，這也導(dǎo)致了達(dá)到最大剩余功率的速度點(diǎn)，即最大斜爬升率對應(yīng)的速度點(diǎn)，將產(chǎn)生變化。

1.3 爬升率修正系數(shù)

斜爬升狀態(tài)下，直升機(jī)需用功率可以近似為維持平飛所需的平飛需用功率與維持爬升所需的功率之和，即：

式中：Pclimb為斜爬升需用功率;Pi、PO、PP分別為平飛狀態(tài)誘導(dǎo)功率、型阻功率和廢阻功率;V′為估算爬升率。

由動量分析的結(jié)果可知，斜爬升狀態(tài)，誘導(dǎo)功率相對于平飛狀態(tài)有所減小;另外，由于斜爬升率的影響，直升機(jī)廢阻將會增大;因而估算爬升率V′也會與真實(shí)爬升率VV有所不同。將真實(shí)爬升率與估算爬升率的比值 定義為爬升率修正系數(shù)，則確定爬升率修正系數(shù)隨關(guān)鍵影響因素，即前飛速度和爬升率的變化關(guān)系是爬升試驗(yàn)所要達(dá)到的目的。

2 試飛方法設(shè)計(jì)

通過上述分析可知，若已知爬升率修正系數(shù)隨前飛速度和爬升的變化關(guān)系，對于任意給定條件，結(jié)合基于平飛性能數(shù)據(jù)和發(fā)動機(jī)性能數(shù)據(jù)得到的估算爬升率和爬升率修正系數(shù)，容易求得給定高度下真實(shí)爬升率隨前飛速度的變化關(guān)系，從而得到最有利爬升速度和最大斜爬升率。

由公式（1）可知，確定估算爬升率需要給定條件下發(fā)動機(jī)可用功率和平飛需用功率，其中發(fā)動機(jī)可用功率由設(shè)計(jì)所提供的發(fā)動機(jī)高度-溫度特性曲線和發(fā)動機(jī)裝機(jī)性能試飛確定。平飛需用功率可采用同一構(gòu)型下的平飛性能試飛數(shù)據(jù)，但必須保證平飛性能曲線族的正確性，且平飛性能曲線族涵蓋了爬升性能試飛所需的試驗(yàn)條件和狀態(tài)點(diǎn)。

基于理論分析可知，爬升率主要受到剩余功率和前飛速度的影響，確定真實(shí)爬升率與其關(guān)鍵影響因素的關(guān)系分以下兩步進(jìn)行：（1）給定速度和氣壓高度下，使用一定的功率增量進(jìn)行變功率爬升試飛，直至達(dá)到該高度下最大可用功率，確定爬升率修正系數(shù)隨爬升率的變化關(guān)系。（2）改變速度重復(fù)上述步驟，確定爬升率修正系數(shù)隨前飛的變化關(guān)系。

斜爬升飛行試驗(yàn)通常采用鋸齒爬升法進(jìn)行。直升機(jī)在試驗(yàn)高度開始，下降至某一高度，改變功率建立穩(wěn)定爬升并通過試驗(yàn)高度，使用一定的功率增量重復(fù)該過程，直至達(dá)到試驗(yàn)高度最大斜爬升率。通常要求直升機(jī)在試驗(yàn)高度±150m范圍內(nèi)保持穩(wěn)定斜爬升。

為了得到盡可能準(zhǔn)確的試驗(yàn)結(jié)果，并擴(kuò)大試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)范圍，應(yīng)注意以下方面：（1）試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的選取應(yīng)可能地?cái)U(kuò)大爬升率數(shù)據(jù)范圍;可通過改變飛行重量、大氣溫度、飛行高度和爬升功率等因素的組合實(shí)現(xiàn)。（2）選擇20km/h作為速度增量;有利爬升速度可先由平飛性能試飛近似確定，爬升性能試飛后給出。（3）在爬升試驗(yàn)中嚴(yán)格控制飛行狀態(tài)，穩(wěn)定爬升通過試驗(yàn)高度。（4）試驗(yàn)應(yīng)在風(fēng)梯度較小的穩(wěn)定大氣中進(jìn)行，同一功率下進(jìn)行正、反向試飛，盡可能減小風(fēng)梯度對試驗(yàn)結(jié)果的影響。（5）采用標(biāo)準(zhǔn)旋翼轉(zhuǎn)速進(jìn)行試驗(yàn)。（6）所有斜爬升試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)以及平飛性能數(shù)據(jù)必須是同一構(gòu)形。

3 試飛結(jié)果及分析

以某型直升機(jī)飛行試驗(yàn)為例，使用本文所述的方法，結(jié)合開展了試飛驗(yàn)證。其中，平飛需用功率根據(jù)前期平飛性能試飛得到的規(guī)格化平飛性能曲線族確定，在試驗(yàn)高度，給定不同前飛速度，使用不同的功率增量進(jìn)行了斜爬升試飛，直至達(dá)到發(fā)動機(jī)最大連續(xù)功率狀態(tài)。數(shù)據(jù)處理中應(yīng)注意，儀表爬升率為氣壓高度隨時間的變化率，它與真實(shí)爬升率的關(guān)系由下式確定[5]：

式中：TH為試驗(yàn)高度大氣溫度;THS為試驗(yàn)高度標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度;Vy為儀表爬升率。

使用試驗(yàn)條件下的懸停誘導(dǎo)速度對前飛速度、真實(shí)爬升率和估算爬升率進(jìn)行無量綱處理，得到圖4和圖5，圖中分別給出了無量綱真實(shí)爬升率、爬升率修正系數(shù)隨無量綱估算爬升率的變化關(guān)系。

由圖4、圖5可以看出，一定速度條件下，爬升率修正系數(shù)隨無量綱估算爬升率增大單調(diào)遞減，且在無量綱估算爬升率較小時，真實(shí)爬升率大于估算爬升率，爬升率修正系數(shù)大于1，隨估算爬升率增大，逐漸減小至小于1;對于給定的爬升率，爬升率修正系數(shù)隨速度增大而減小。

對于上述現(xiàn)象產(chǎn)生的原因，分三個方面進(jìn)行說明：（1）一定速度條件下，由平飛轉(zhuǎn)入斜爬升時，爬升率導(dǎo)致誘導(dǎo)功率減小。（2）一定速度條件下，平飛轉(zhuǎn)入爬升時，爬升率導(dǎo)致垂向阻力增大，當(dāng)爬升率較小時，垂向阻力導(dǎo)致的需用功率增量不足以抵消誘導(dǎo)功率減小的影響，實(shí)際剩余功率比估計(jì)值要大，真實(shí)爬升率大于估算爬升率;隨著爬升率逐漸增大，垂向阻力逐漸抵消直至超出誘導(dǎo)功率的影響，從而導(dǎo)致真實(shí)爬升率逐漸接近直至小于估算爬升率。（3）前飛速度越小，誘導(dǎo)功率在總需用功率中的占比越大。同時，根據(jù)理論分析，前飛速度較小時，爬升率對誘導(dǎo)速度的影響更為明顯。因此，對于給定的爬升率，前飛速度越小，爬升率導(dǎo)致的誘導(dǎo)功率減小越明顯，爬升率修正系數(shù)越大。

4 結(jié)束語

本文針對直升機(jī)斜爬升飛性能，基于平飛性能試飛數(shù)據(jù)和理論分析，給出了一種理論估算結(jié)合飛行試驗(yàn)的試驗(yàn)思路和方法。該方法為無量綱的數(shù)據(jù)處理方法，通過合理安排試驗(yàn)狀態(tài)，擴(kuò)大無量綱爬升率的數(shù)據(jù)范圍，可以涵蓋不同的作戰(zhàn)使用條件，從而為不同試驗(yàn)條件下的斜爬升性能給出提供了可行的途徑，為飛行手冊中斜爬升性能曲線驗(yàn)證提供了有效的手段。

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