沈靂, 李亮明, 趙敬超

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

直升機(jī)垂直爬升性能試飛方法研究

沈靂, 李亮明, 趙敬超

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)直升機(jī)垂直爬升性能的準(zhǔn)確計(jì)算,提出了一種理論估算與飛行試驗(yàn)相結(jié)合的試驗(yàn)方法?；诨骼碚?對(duì)直升機(jī)垂直爬升狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析;建立了基于動(dòng)量和能量理論的垂直爬升性能估算模型,明確了關(guān)鍵影響因素;重新確定了垂直爬升性能科目的試飛目的,并進(jìn)行了試飛方法設(shè)計(jì)。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明,新方法獲得的數(shù)據(jù)分析結(jié)果與直升機(jī)軸向運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)特性規(guī)律一致。

直升機(jī); 性能; 垂直爬升; 飛行試驗(yàn)

0 引言

作為直升機(jī)的一種典型飛行狀態(tài)和特有作業(yè)方式,垂直爬升飛行無(wú)論是在受限場(chǎng)地起降,還是在地形規(guī)避等特定作戰(zhàn)任務(wù)方面均具有無(wú)可比擬的優(yōu)勢(shì)。因此,垂直爬升能力作為直升機(jī)的重要能力之一,也是直升機(jī)性能試飛驗(yàn)證的主要內(nèi)容。

常規(guī)的直升機(jī)垂直爬升性能試飛驗(yàn)證主要是基于型號(hào)研制總要求,在條款要求的試驗(yàn)機(jī)構(gòu)型、起飛重量下,選擇或接近指定的大氣條件,以要求的功率狀態(tài)進(jìn)行垂直爬升,通過(guò)一定的換算和修正獲得與條款要求相對(duì)應(yīng)的試飛結(jié)果[1]?；谶@種思路和試飛方法,在某一型號(hào)的直升機(jī)垂直爬升性能試飛中,給出的數(shù)據(jù)結(jié)果僅針對(duì)某一個(gè)或幾個(gè)具體狀態(tài)點(diǎn),針對(duì)性較強(qiáng);若僅通過(guò)數(shù)據(jù)換算來(lái)獲取狀態(tài)對(duì)應(yīng)結(jié)果,將引入換算誤差等新的問(wèn)題。因此,使用傳統(tǒng)思路給出的結(jié)果樣本量十分受限,在很大程度上為理論分析增加了難度,不利于相關(guān)研究工作的深入開展,也不符合使用試飛要求。若通過(guò)單純?cè)黾语w行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)結(jié)果數(shù)據(jù)量的擴(kuò)充,又將面臨經(jīng)費(fèi)、試飛周期等問(wèn)題,且所執(zhí)行狀態(tài)點(diǎn)較難涵蓋真實(shí)作戰(zhàn)使用環(huán)境下的所有狀態(tài)。因此,如何通過(guò)有限架次飛行試驗(yàn)的合理編排,給出作戰(zhàn)使用環(huán)境下不同狀態(tài)點(diǎn)準(zhǔn)確的性能結(jié)果,并在此基礎(chǔ)上開展相關(guān)研究工作,是直升機(jī)垂直爬升性能試飛技術(shù)研究亟需解決的一個(gè)問(wèn)題。

本文基于滑流理論,提出了一種理論估算與飛行試驗(yàn)相結(jié)合的試驗(yàn)思路和方法,并通過(guò)某型直升機(jī)垂直爬升科目飛行試驗(yàn)進(jìn)行了方法驗(yàn)證。

1 理論推導(dǎo)

作為直升機(jī)軸向運(yùn)動(dòng)的兩種典型狀態(tài),垂直爬升與懸停時(shí)主旋翼的流場(chǎng)有很多相通之處。因此,研究垂直爬升狀態(tài)的空氣動(dòng)力學(xué)特性時(shí),通常從懸停狀態(tài)入手,將兩者結(jié)合起來(lái)。本文將分別從動(dòng)量理論和能量的角度對(duì)垂直爬升性能進(jìn)行分析。

1.1 動(dòng)量理論

按照簡(jiǎn)化的動(dòng)量理論,主旋翼拉力可表示為通過(guò)槳盤的氣流質(zhì)量流量與速度變化量之積[2]。即:

(1)

故懸停和垂直爬升狀態(tài)主旋翼拉力與誘導(dǎo)速度的關(guān)系可分別表示為:

(2)

(3)

式中:Th和TV分別為懸停和垂直爬升狀態(tài)主旋翼拉力;AD為槳盤面積;VV為垂直爬升率;vih,viV分別為懸停和垂直爬升狀態(tài)主旋翼誘導(dǎo)速度;ρ為大氣密度。

假設(shè)直升機(jī)在懸停和垂直爬升狀態(tài)的主旋翼拉力相同,則可得到懸停誘導(dǎo)速度、垂直爬升誘導(dǎo)速度和垂直爬升率三者之間的關(guān)系[3]:

(4)

或

(5)

1.2 能量分析

對(duì)直升機(jī)軸向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的能量進(jìn)行分析,則主旋翼的可用功率描述為:

PA=Pelse+PO+Pi+ΔP

(6)

式中:PA為可用功率;Pelse為由于非均勻入流、槳尖損失以及尾跡旋流等引起的其他功率損耗;PO為型阻功率;Pi為誘導(dǎo)功率;ΔP為剩余功率。

假設(shè)懸停狀態(tài)和垂直爬升狀態(tài)主旋翼可用功率相同,則有PAh=PAV,即:

Pelseh+POh+Pih+ΔPh=

PelseV+POV+PiV+ΔPV

(7)

假設(shè)直升機(jī)由懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)為穩(wěn)定垂直爬升狀態(tài)后,主旋翼型阻功率和其他功率消耗不變,則:

Pih+ΔPh=PiV+ΔPV

(8)

假設(shè)垂直爬升狀態(tài)剩余功率全部用于穩(wěn)定爬升時(shí)勢(shì)能的改變,即ΔPV=TVVV,則:

Thvih+ΔPh=TVviV+TVVV

(9)

1.3 垂直爬升性能估算

將式(4)和式(9)結(jié)合求解,消去垂直爬升誘導(dǎo)速度viV,可得垂直爬升率與懸停剩余功率之間的關(guān)系如下:

(10)

可表示為:

(11)

式中:ΔPh為主旋翼剩余功率。設(shè)功率從發(fā)動(dòng)機(jī)到主旋翼的傳遞效率為ηm,發(fā)動(dòng)機(jī)剩余功率為ΔPe,則主旋翼剩余功率可表示為:

ΔPh=ηmΔPe

(12)

此外,考慮直升機(jī)垂直增重系數(shù)dV,則旋翼拉力與直升機(jī)重量GW的關(guān)系為:

Th=dVGW

(13)

又由式(2)得:

(14)

將式(12)～式(14)分別帶入式(10)、式(11)中,則可以得到垂直爬升性能估算公式:

(15)

可表示為:

(16)

通過(guò)上述理論推導(dǎo),給出了直升機(jī)垂直爬升性能的估算方法。從式(15)和式(16)可以看出，估算垂直爬升率的幾個(gè)關(guān)鍵影響因素為:懸停剩余功率、直升機(jī)重量、主旋翼功率傳遞系數(shù)以及垂直增重系數(shù)。因此,基于上述分析,可以建立這樣一種思路,即:在若干假設(shè)條件的前提下,可通過(guò)懸停性能的結(jié)果對(duì)垂直爬升性能進(jìn)行估算。

2 誤差分析

下面將通過(guò)估算性能與試飛結(jié)果的對(duì)比,對(duì)兩者之間的偏差及造成偏差的原因進(jìn)行分析。表1給出了兩型試驗(yàn)機(jī)使用上述方法對(duì)垂直爬升率的估算結(jié)果,并給出了與真實(shí)試飛值之間的對(duì)比。表中，VyP為估算爬升率。

通過(guò)表1可以看出,基于上述理論的垂直爬升性能估算結(jié)果與實(shí)際試飛結(jié)果之間存在不同程度的偏差。本文理論估算是建立在若干假設(shè)條件的基礎(chǔ)之上的,而在實(shí)際的飛行環(huán)境中,這些假設(shè)情況都是不可能實(shí)現(xiàn)的,這也正是造成估算性能與真實(shí)結(jié)果之間偏差的主要原因。除此之外,垂直爬升科目試飛執(zhí)行過(guò)程中的具體技術(shù)特點(diǎn)也決定了試飛結(jié)果的精確度。下面針對(duì)各個(gè)因素進(jìn)行分析。

表1 垂直爬升率估算結(jié)果與試飛結(jié)果的對(duì)比Table 1 Comparison of theoretical estimations and flight test results

(1)假設(shè)主旋翼拉力相同

在垂直爬升性能的理論估算過(guò)程中,假設(shè)直升機(jī)懸停狀態(tài)和垂直爬升狀態(tài)主旋翼拉力相同,即在相同重量條件下,兩種飛行狀態(tài)的垂直增重系數(shù)相同。在實(shí)際情況中,當(dāng)直升機(jī)由懸停轉(zhuǎn)入穩(wěn)定垂直爬升,并以不同的速度進(jìn)行爬升時(shí),對(duì)應(yīng)的垂直增重系數(shù)是不盡相同的。當(dāng)直升機(jī)的垂直爬升率較小時(shí),相同大氣條件下的垂直增重系數(shù)與懸停狀態(tài)相比不會(huì)有明顯變化;但是當(dāng)直升機(jī)以較大的爬升率進(jìn)行垂直爬升時(shí),受旋翼下洗流的影響,垂直增重系數(shù)將顯著增大。

(2)假設(shè)主旋翼可用功率相同

在懸停和垂直爬升狀態(tài),主旋翼消耗功率占直升機(jī)大部分總需用功率(約80%～88%)[4],其他功率損耗包括尾槳需用功率(約7%～9%)、傳動(dòng)損失(約4%～5%)、氣動(dòng)干擾附加損耗功率(約2%)。主旋翼的功率損耗大部分為誘導(dǎo)功率(約60%),其次為型阻功率(約30%)[5]。

假設(shè)兩種飛行狀態(tài)下的主旋翼可用功率相同,即假設(shè)尾槳、傳動(dòng)、氣動(dòng)干擾等損耗功率不變,即主旋翼功率傳遞系數(shù)相同。在實(shí)際情況中,當(dāng)直升機(jī)由懸停轉(zhuǎn)為垂直爬升時(shí),各項(xiàng)功率的分配是不可能一成不變的。隨著爬升率的增大,占總功率比例較大的主旋翼誘導(dǎo)功率將由于垂向入流的增加而減小,同時(shí)由直升機(jī)垂向阻力引起的功率將增大,主旋翼功率傳遞效率必將發(fā)生變化。

(3)假設(shè)主旋翼型阻功率與其他功率損耗之和不變

假設(shè)懸停和垂直爬升狀態(tài)主旋翼型阻功率與由于非均勻入流、槳尖損失及尾跡旋流等引起的其他功率損耗之和相同。在實(shí)際情況中,當(dāng)直升機(jī)由懸停轉(zhuǎn)入垂直爬升時(shí),主旋翼的氣流場(chǎng)必將發(fā)生變化,非均勻入流、槳葉干擾等的具體情況必然不同。

(4)其他假設(shè)條件

在理論估算過(guò)程中,其他較為理想的假設(shè)條件的存在也將引入一定的誤差。如假設(shè)垂直爬升狀態(tài)剩余功率全部用于穩(wěn)定爬升時(shí)勢(shì)能的改變。而在實(shí)際飛行環(huán)境下,功率傳遞的過(guò)程中必將伴隨著不同程度的損耗。

(5)試飛結(jié)果精確度

垂直爬升性能估算結(jié)果與實(shí)際試飛結(jié)果之間的偏差還受到試飛結(jié)果精確度的影響。垂直爬升科目的執(zhí)行一般采用地面參照物法,試飛員以某一參照物(建筑、煙囪等)為基準(zhǔn),從地效外某一高度,以指定功率狀態(tài)執(zhí)行穩(wěn)定垂直爬升動(dòng)作,直至要求的保持時(shí)間或到達(dá)要求的離地高度。

高質(zhì)量的垂直爬升動(dòng)作對(duì)試飛員的操縱技術(shù)有較高的要求。在動(dòng)作執(zhí)行過(guò)程中,要求爬升率、功率狀態(tài)、旋翼轉(zhuǎn)速、姿態(tài)及航向角等均保持穩(wěn)定狀態(tài),水平漂移量或水平速度控制在要求范圍內(nèi)。另外,對(duì)數(shù)據(jù)質(zhì)量影響最大的因素為大氣環(huán)境。嚴(yán)格來(lái)講,垂直爬升科目要求在靜風(fēng)條件下執(zhí)行,風(fēng)的存在將影響直升機(jī)垂直爬升性能,且可能引起數(shù)據(jù)結(jié)果很大程度上的分散,不利于數(shù)據(jù)分析。動(dòng)作執(zhí)行過(guò)程中,垂向氣流的擾動(dòng)也將會(huì)對(duì)試飛結(jié)果產(chǎn)生直接影響。

3 試飛方法

基于上述分析,通過(guò)一定的試飛方法設(shè)計(jì),對(duì)估算結(jié)果進(jìn)行修正,以進(jìn)行垂直爬升性能的準(zhǔn)確數(shù)據(jù)估算。通過(guò)對(duì)造成估算性能與試飛結(jié)果之間偏差的各原因的分析可以看出:理論推導(dǎo)過(guò)程中,不同假設(shè)條件對(duì)估算結(jié)果的影響大多隨垂直爬升率的變化而不同。因此,在對(duì)估算結(jié)果進(jìn)行修正時(shí),應(yīng)給出修正因子隨垂直爬升率的變化關(guān)系。

綜上所述,補(bǔ)充并重新確定了垂直爬升性能科目的試飛目的:

(1)給出指定狀態(tài)下直升機(jī)的垂直爬升能力;

(2)確定垂直爬升率與關(guān)鍵影響因素——懸停剩余功率之間的關(guān)系;

(3)確定真實(shí)爬升率與估算爬升率之間的修正關(guān)系,給出修正因子隨不同垂直爬升率的變化結(jié)果。

基于上述試飛目的,設(shè)計(jì)相應(yīng)的試飛方法,具體步驟如下:

(1)通過(guò)懸停性能科目試飛獲得地效外懸停的拉力系數(shù)-功率系數(shù)試飛結(jié)果,并在此基礎(chǔ)上獲得不同重量、高度及不同大氣條件下地效外懸停剩余功率;

(2)基于懸停性能試飛結(jié)果,使用本文的理論推導(dǎo)給出垂直爬升性能的估算結(jié)果;

(3)進(jìn)行垂直爬升科目試飛,試驗(yàn)點(diǎn)的狀態(tài)控制以獲取盡可能大的垂直爬升率數(shù)據(jù)范圍為原則,可通過(guò)改變飛行重量、爬升功率、試驗(yàn)溫度、試驗(yàn)高度,或通過(guò)對(duì)上述四種試驗(yàn)狀態(tài)的合理組合(例如小重量大爬升功率、大重量小爬升功率等)實(shí)現(xiàn);

(4)在垂直爬升科目試飛過(guò)程中,除嚴(yán)格按照相關(guān)技術(shù)要求執(zhí)行動(dòng)作外,應(yīng)盡可能通過(guò)重復(fù)多次執(zhí)行相同試驗(yàn)狀態(tài)下的動(dòng)作,消除風(fēng)以及其他氣流擾動(dòng)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響,減小數(shù)據(jù)離散度;

(5)給出垂直爬升率試飛結(jié)果與估算結(jié)果之間的修正關(guān)系,并給出垂直爬升率與懸停剩余功率之間的變化關(guān)系。

此處需要指出的是,無(wú)論是基于懸停性能的垂直爬升性能估算,還是通過(guò)試飛數(shù)據(jù)對(duì)估算結(jié)果的修正,都必須考慮試驗(yàn)機(jī)構(gòu)型的影響,要求所采用數(shù)據(jù)以及所給結(jié)果對(duì)應(yīng)試驗(yàn)機(jī)為同一構(gòu)型。

4 試飛結(jié)果及分析

以某型直升機(jī)的飛行試驗(yàn)為例,使用本文所述方法進(jìn)行垂直爬升科目試飛。垂直爬升科目試飛在不同重量條件下執(zhí)行,試驗(yàn)機(jī)在初始離地高度進(jìn)行地效外懸停,然后以指定功率狀態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定垂直爬升,執(zhí)行完畢后回到初始懸停高度,改變功率狀態(tài)重復(fù)執(zhí)行垂直爬升動(dòng)作,直至起飛功率限制。在懸停和垂直爬升科目試飛中,試驗(yàn)機(jī)為相同構(gòu)型。

在估算過(guò)程中,根據(jù)經(jīng)驗(yàn)數(shù)值,取垂直增重系數(shù)dV=1.05,主旋翼功率傳遞系數(shù)ηm=0.85。估算爬升率與實(shí)際試飛結(jié)果之間的修正關(guān)系以垂直爬升率修正系數(shù)qc與無(wú)量綱估算爬升率VyPn之間的函數(shù)形式qc=f(VyPn)給出[6]。

qc=VV/VyP

(18)

VyPn=VyP/vih

(19)

圖1給出了垂直爬升率試飛結(jié)果與估算結(jié)果之間的修正關(guān)系。

由圖1可以看出,在試驗(yàn)數(shù)據(jù)范圍內(nèi),垂直爬升率修正系數(shù)qc隨VyPn單調(diào)遞減,當(dāng)VyPn增大到0.79時(shí)(對(duì)應(yīng)真實(shí)爬升率VV=8.28 m/s),qc由大于1減小至小于1(qc=0.98)。即除VV=8.28 m/s數(shù)據(jù)點(diǎn)以外,其他各點(diǎn)的真實(shí)爬升率均大于估算爬升率,且爬升率越小,該修正系數(shù)越大。

圖1 垂直爬升率修正關(guān)系Fig.1 Correction factor of vertical climb rate

對(duì)上述現(xiàn)象的原因分析,將從以下兩個(gè)方面進(jìn)行:

(1)旋翼誘導(dǎo)功率的影響。當(dāng)直升機(jī)由懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)入垂直爬升狀態(tài)時(shí),由于通過(guò)旋翼的入流增大引起誘導(dǎo)速度的減小,同時(shí)由于垂向速度的存在,使得旋翼槳葉尾流和尾槳尾流得以較快的離開旋翼槳盤區(qū)域,減小了槳葉之間以及尾槳-主旋翼之間的氣動(dòng)干擾,緩和了槳盤平面上速度的不均勻分布情況。這兩方面原因均引起了旋翼誘導(dǎo)功率的減小。相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果表明,氣動(dòng)干擾作用對(duì)功率的影響較大,在小速度垂直爬升時(shí),總的需用功率甚至可能略低于懸停狀態(tài)。

(2)垂向阻力的影響。當(dāng)直升機(jī)由懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)入垂直爬升狀態(tài)時(shí),由于垂向速度的存在引起垂向阻力的增大。當(dāng)爬升速度較小時(shí),該部分引起的功率增大的幅度較小,不足以抵消旋翼誘導(dǎo)功率的減小。在這種情況下,基于本文假設(shè)條件給出的估算爬升率必將小于真實(shí)爬升率;而隨著爬升速度的增大,垂向阻力增大的幅度隨之增加,與旋翼誘導(dǎo)功率產(chǎn)生的影響相互抵消,估算爬升率也逐漸接近真實(shí)爬升率。以此類推,當(dāng)爬升速度增大到一定程度的時(shí)候,垂向阻力增大帶來(lái)的影響將超出誘導(dǎo)功率的作用,估算爬升率也將小于真實(shí)爬升率。

圖2 垂直爬升率隨懸停剩余功率的變化Fig.2 Change of vertical climb rate with excess power

圖2給出了估算爬升率和真實(shí)爬升率隨懸停剩余功率的變化關(guān)系?？梢钥闯?在所給數(shù)據(jù)范圍內(nèi),基于本文理論給出的估算爬升率與懸停剩余功率呈線性變化關(guān)系;而真實(shí)爬升率的變化關(guān)系則不同,相同懸停剩余功率下,真實(shí)爬升率與估算爬升率的差值不同。爬升速度較小時(shí),真實(shí)爬升率大于估算爬升率,隨爬升速度增大,該差值逐漸縮小,當(dāng)爬升速度增大到一定程度時(shí),真實(shí)爬升率小于估算爬升率。與前文分析相同,該現(xiàn)象同樣反映出了在真實(shí)的飛行環(huán)境下,旋翼誘導(dǎo)功率以及垂向阻力等功率變化對(duì)爬升率的影響規(guī)律。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)直升機(jī)垂直爬升性能科目試飛,提出了將理論估算與飛行試驗(yàn)相結(jié)合的思路,在無(wú)需大量增加試飛狀態(tài)點(diǎn)的前提下,通過(guò)合理的試驗(yàn)設(shè)計(jì),獲得了對(duì)理論估算性能的修正結(jié)果,經(jīng)試飛修正后的結(jié)果可用于實(shí)現(xiàn)對(duì)不同狀態(tài)下垂直爬升性能的準(zhǔn)確估算。這一思路和方法解決了以往垂直爬升性能科目試飛中所給結(jié)果樣本量嚴(yán)重受限的問(wèn)題,拓寬了性能試飛的相關(guān)研究?jī)?nèi)容,對(duì)現(xiàn)有的直升機(jī)性能試飛技術(shù)是一項(xiàng)重要的補(bǔ)充。

[1] 唐亞玲,童文華,張西,等.直升機(jī)性能飛行試驗(yàn)[M].西安:中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院,2003:16-21.

[2] 普勞蒂 R W.直升機(jī)性能及穩(wěn)定性和操縱性[M].高正,譯.北京:航空工業(yè)出版社,1990:1-3.

[3] 阿拉斯泰爾 K C,埃里克 W H P.直升機(jī)試驗(yàn)與評(píng)估[M].《直升機(jī)試驗(yàn)與評(píng)估》譯校組,譯.西安:中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院,2006:8-11.

[4] 王適存.直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)[M].南京:南京航空學(xué)院,1985:16.

[5] 約翰遜 W.直升機(jī)理論[M].孫如林,譯.北京:航空工業(yè)出版社,1991:17.

[6] Patuxent R.U.S.naval test pilot school flight test manual[M].Maryland: Commanding Officer,U.S.Naval Test Pilot School,1996:261-264.

(編輯：李怡)

Researches on the helicopter flight test methods for vertical climb performance

SHEN Li, LI Liang-ming, ZHAO Jing-chao

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

A test method combining theoretical estimation with flight test was put forward to accurately calculate the vertical climb performance of helicopter. Based on slipstream theory, the dynamic characteristic of vertical climb was analyzed. Evaluation mode was presented based on momentum and energy theory, and key influence factors were defined. At last, the purpose and method of the vertical climb performance flight test were rebuilt. Flight test results show that the results of the data analyses with the new method fit the dynamic characteristic of vertical axial motion.

helicopter; performance; vertical climb; flight test

2015-02-03;

2015-05-25;

時(shí)間:2015-06-24 15:03

沈靂(1984-)，女，河南南陽(yáng)人，工程師，碩士，從事直升機(jī)性能試飛技術(shù)研究。

V212.4; V217

A

1002-0853(2015)06-0569-05