李亮明

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

直升機(jī)的航程性能是在直升機(jī)裝載一定量燃油的情況下，直升機(jī)飛過的空中距離。航程性能是直升機(jī)重要的性能指標(biāo)之一[1]。飛行試驗(yàn)的目的是通過試驗(yàn)確定直升機(jī)最有利的巡航高度、巡航速度、旋翼轉(zhuǎn)速和最大航程，為評(píng)估直升機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能指標(biāo)提供依據(jù)。

直升機(jī)航程性能是通過分別確定直升機(jī)平飛、爬升和下降狀態(tài)的油耗特性得到的。直升機(jī)航程性能受到直升機(jī)構(gòu)形、重量、旋翼轉(zhuǎn)速、飛行速度、飛行高度、大氣壓力、大氣溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)油耗特性等諸多因素的綜合影響，難以通過飛行試驗(yàn)一一確定這些因素的影響，通常采用以旋翼相似和動(dòng)力相似理論為基礎(chǔ)的無(wú)因次試飛方法。本文分析了航程性能的影響因素，給出了基于參考重量的數(shù)據(jù)處理方法。以某型直升機(jī)為例，分析了最大航程所需的條件，對(duì)比了不同巡航條件下的航程結(jié)果，得到了有益的結(jié)論。

1??航程性能的影響因素

考核直升機(jī)航程性能的主要參數(shù)是比航程SAR。比航程定義為每單位質(zhì)量燃油所飛過的距離，單位是km/kg。以恒定真空速V飛過的距離為，其中t為巡航狀態(tài)所花費(fèi)的時(shí)間。同樣，總的燃油消耗等于，其中G是小時(shí)耗油率。所以，比航程可由下式定義：

引入發(fā)動(dòng)機(jī)單位功率耗油率（SFC），即產(chǎn)生單位功率的燃油流量，則可以給出：

式中：P為直升機(jī)平飛需用功率；s為單位功率耗油率。

式中：W為直升機(jī)重量；σ為大氣密度比；θ為大氣溫度比；ω為旋翼轉(zhuǎn)速比。

由上式可以看出，直升機(jī)的平飛需用功率主要受飛行重量、真空速、大氣密度和旋翼轉(zhuǎn)速等因素的影響，因此，上述因素也影響著直升機(jī)的油耗特性。若不考慮槳尖壓縮性和槳葉失速的影響，則參考旋翼轉(zhuǎn)速可忽略。在等高定速巡航中，直升機(jī)需用功率和耗油率隨飛行重量增加而增加。試飛數(shù)據(jù)表明：裝備渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的直升機(jī)耗油率隨飛行重量基本呈線性變化關(guān)系，所以隨飛行重量的增大，SAR降低，直升機(jī)的航程減小，即：

假設(shè)單位功率耗油率s為常值，由公式（2）可知，比航程直接與需用功率隨前飛速度的變化有關(guān)。一定平飛條件下，當(dāng)V/P最大或P/V最小時(shí)，獲得最大比航程，即可獲得最大航程，最大航程對(duì)應(yīng)的速度VMR為最佳遠(yuǎn)航速度。

在高速前飛狀態(tài)下，使用高速近似，旋翼誘導(dǎo)速度為：

應(yīng)用典型的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)，總需用功率可寫成[2]：

最大SAR將出現(xiàn)在P/V最小時(shí)的速度，也就是當(dāng)即可獲得最大航程。如果假設(shè)型阻功率隨速度近似不變，此時(shí)：

則：

2??最佳遠(yuǎn)航速度 /高度的確定

基于參考重量對(duì)某型直升機(jī)進(jìn)行了平飛和航程性能試飛，試飛中通過改變密度高度，保持參考重量不變，得到了不同參考重量條件下，參考功率隨參考速度的變化關(guān)系，如圖1所示。

圖1 參考功率隨參考重量和參考速度變化曲線

圖2 （V/P）σω2隨參考重量和參考速度變化曲線

圖1 可用來確定在任何質(zhì)量下保證最大SAR的高度、旋翼轉(zhuǎn)速和真空速范圍。假設(shè)單位功率耗油率s在研究范圍內(nèi)不變，則SAR與V/P成正比。如果用參考速度除以參考功率，則可以得到（V/P）σω2隨參考重量W/σω2的變化趨勢(shì)，如圖2所示。由圖2可以確定（V/P）σω2最佳值隨參考重量和參考速度的變化關(guān)系。

若要確定給定質(zhì)量條件下保證最大航程所需的飛行條件，包括飛行高度（相對(duì)密度）、飛行速度和旋翼轉(zhuǎn)速，則必須評(píng)定V/P隨σω2的變化。使用從圖2上得到的最佳（V/P）σω2和W/σω2數(shù)據(jù)，可以畫出給定質(zhì)量下V/P隨σω2的變化，如圖3所示。圖3表明,對(duì)于給定的真實(shí)質(zhì)量，有一個(gè)給出最優(yōu)V/P的唯一σω2值，或者說有一個(gè)給出最大航程的唯一參考重量或CT值；最優(yōu)的航程性能在小重量、高密度高度或在大重量、低密度高度下得到[3]；為保證得到最優(yōu)的航程性能，需要隨燃油消耗改變飛行高度或調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速。實(shí)際飛行中，考慮有動(dòng)力旋翼轉(zhuǎn)速、真空速、飛行高度等相關(guān)限制，航程性能可能進(jìn)一步減小。

3??燃油消耗率變化的影響

前文分析中假設(shè)單位功率耗油率在研究范圍內(nèi)為常量，但實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)肯定與這個(gè)假設(shè)不符。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)相似理論，給出了樣例直升機(jī)單位功率耗油率s隨參考功率的變化關(guān)系，見圖4。由圖可知，隨發(fā)動(dòng)機(jī)功率增加，單位功率耗油率減小，發(fā)動(dòng)機(jī)工作更有效。因此，要達(dá)到最大的SAR，通常需要比預(yù)測(cè)稍高的旋翼轉(zhuǎn)速和真空速飛行，需用功率附加值則通過更高的燃油效率來補(bǔ)償。

圖3 （V/P）隨直升機(jī)重量和σω2變化曲線

圖4 單位功率耗油率隨換算功率變化曲線

4??續(xù)航性能數(shù)據(jù)處理

由于燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量取決于其產(chǎn)生的功率，可假設(shè)G=f（P），因此參考燃油流量直接與參考功率有關(guān)，即：

同樣的，由無(wú)因次分析可得到參考比航程隨參考重量、參考真空速和參考旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)系，如下所示：

樣例直升機(jī)續(xù)航性能曲線如圖5、圖6所示。

圖5 參考燃油流量隨參考重量和參考速度變化

圖6 參考比航程隨參考重量和參考速度變化曲線

5??直升機(jī)航程性能實(shí)例分析

仍以樣例直升機(jī)為例，給定圖3所示的變化范圍，即巡航重量11000～13000kg，可用燃油2000kg，旋翼轉(zhuǎn)速不可變。表1給出了直升機(jī)在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件（ISA）、不同巡航高度下的航程性能計(jì)算結(jié)果。其中，策略1采用理論預(yù)測(cè)的最優(yōu)策略進(jìn)行巡航，得到最優(yōu)航程為600km。然而，這需要隨著燃耗持續(xù)改變巡航高度和速度，在實(shí)際飛行中是極不方便的。實(shí)際飛行中發(fā)現(xiàn)，采用一種簡(jiǎn)化的飛行策略，航程并不會(huì)有明顯降低，即保持巡航高度約為最優(yōu)巡航高度的均值（3000m），同時(shí)保持最佳遠(yuǎn)航速度，航程僅僅減小了4%。但進(jìn)一步降低巡航高度為2000m時(shí)，航程則減小了15%。因此，巡航飛行中持續(xù)改變巡航高度帶來的收益并不大，但必須選擇合理的巡航高度和速度。

表1 航程結(jié)果均未考慮爬升對(duì)航程的影響，GJB2186-1994《軍用直升機(jī)飛行性能規(guī)范》中要求使用最大連續(xù)功率進(jìn)行爬升，通常選用不同高度有利爬升速度進(jìn)行爬升。動(dòng)力下降階段對(duì)于直升機(jī)功率沒有嚴(yán)格要求，通常選擇3～5m/s下降率。以3000m巡航為例，計(jì)算爬升、下降油耗和飛行距離，相比于表1結(jié)果，航程損失約為12km，可見在選擇巡航高度時(shí)，爬升、下降帶來的航程損失并不是決定性的因素。

表1 不同巡航高度下的航程計(jì)算結(jié)果（ISA）

6??結(jié)束語(yǔ)

通過理論和實(shí)例分析，可以得到以下結(jié)論：

（1）最大比航程與飛行重量呈反比；

（2）最大比航程的真空速正比于飛行重量的0.5次方；

（3）對(duì)于給定的飛行重量，存在一個(gè)給出最大比航程的唯一參考重量或CT值；

（4）實(shí)際飛行時(shí)可以選擇合適的巡航高度并以最佳遠(yuǎn)航速度巡航，航程相比最優(yōu)理論值并不會(huì)明顯降低，繼續(xù)降低高度則航程會(huì)有明顯降低。