周禹　肖升興　李亮明　惠曉剛

摘? 要：直升機回避區(qū)受飛行質(zhì)量和密度高度的影響明顯，同時須通過飛行試驗來確定，驗證不同飛行質(zhì)量與高度條件下回避區(qū)邊界。文章基于多發(fā)直升機回避區(qū)與直升機性能、發(fā)動機性能的對應(yīng)關(guān)系，并結(jié)合國外相關(guān)經(jīng)驗及試飛數(shù)據(jù)，分析確定了其回避區(qū)曲線的低懸停點、膝點以及高懸停點隨飛行質(zhì)量和密度高度的變化趨勢和規(guī)律，為制定后續(xù)直升機高原回避區(qū)試飛方法和數(shù)據(jù)處理方法提供有效的理論支持。

關(guān)鍵詞：直升機;回避區(qū);飛行質(zhì)量;密度高度

中圖分類號：V215.5 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：2095-2945（2020）06-0058-03

Abstract： The H-V diagram of helicopter is obviously affected by the flight quality and density altitude. At the same time， it must be determined by flight test to verify the boundary of H-V diagram under different flight qualities and altitude conditions. Based on the relationship between H-V diagram and helicopter performance， engine performance， combined with foreign experience and flight test data， this paper analyzes and determines the change trend and law of low hover point， knee point and high hover point of H-V diagram curve with flight quality and density altitude， which provides a theoretical support for the development of subsequent flight test methods and data processing methods of helicopter plateau H-V diagram.

Keywords： helicopter; H-V diagram; flight quality; density altitude

引言

按照國軍標(biāo)的相關(guān)規(guī)定，需要在直升機使用的質(zhì)量、氣壓高度、溫度范圍內(nèi)確定其回避區(qū)。直升機回避區(qū)受飛行質(zhì)量、氣壓高度和溫度的影響明顯，而且須通過飛行試驗確定、驗證不同飛行質(zhì)量和高度條件下的回避區(qū)。在進(jìn)行回避區(qū)試飛之前，首先要分析、確定回避區(qū)隨飛行質(zhì)量和高度的變化趨勢及規(guī)律，以為直升機回避區(qū)試飛進(jìn)行指導(dǎo)。

基于國外的相關(guān)經(jīng)驗，多發(fā)直升機回避區(qū)與其基本飛行性能和發(fā)動機性能之間有一定的關(guān)系;而直升機飛行性能和飛行質(zhì)量、氣壓高度和溫度之間有明確的對應(yīng)關(guān)系;發(fā)動機性能與氣壓高度和溫度之間有明確的對應(yīng)關(guān)系。通過確定上述關(guān)系，可以以直升機飛行性能和發(fā)動機性能為橋梁，建立回避區(qū)與相關(guān)參數(shù)之間的關(guān)系，進(jìn)而簡化回避區(qū)試飛方法和數(shù)據(jù)處理方法。

1 能量轉(zhuǎn)化

動力失效后，直升機儲備的能量有勢能，平動動能和旋翼轉(zhuǎn)動動能，發(fā)動機可用功率為PS，直升機需用功率分別由主旋翼需用功率，尾槳需用功率以及機身廢阻功率構(gòu)成。則動力失效后直升機的功率平衡方程為：

設(shè)失效瞬態(tài)直升機離地高度為h0，水平速度為Vx0，垂向速度為Vy0，旋翼轉(zhuǎn)速為Ω0;水平觸地速度為Vx1，垂向觸地速度為Vy1，旋翼轉(zhuǎn)速為Ω1。對上式進(jìn)行積分，則有：

假設(shè)水平觸地速度Vx0=1垂向觸地速度Vy1為最大垂向觸地速度Vymax，觸地旋翼轉(zhuǎn)速為最小旋翼轉(zhuǎn)速Ωmin，對于高懸停以及低懸停點，懸停離地高度由下式確定：

采用上述假設(shè)，并注意到對于多發(fā)直升機，膝點高度一般取為150ft（45m），則膝點速度為：

通過上述分析可以發(fā)現(xiàn)，一定質(zhì)量、大氣壓力和溫度條件下，直升機回避區(qū)低懸停點、高懸停點和膝點的參數(shù)與同樣條件下直升機的需用功率及發(fā)動機的可用功率緊密相關(guān)。

2 低懸停點

引入假設(shè)1：在直升機觸地瞬間，旋翼拉力與直升機重力相當(dāng);且駕駛員使用最優(yōu)操作，觸地瞬間達(dá)到最低旋翼轉(zhuǎn)速。則有：

即，OEI回避區(qū)的地懸停點隨懸停需用功率和剩余發(fā)動機可用功率差的增大而升高。注意，當(dāng)PUNS<0，即Pav>Λ·Preq.∞，直升機單發(fā)失效后仍可進(jìn)行地效內(nèi)懸停時，不存在回避區(qū)。

圖1為不同質(zhì)量，不同氣壓高度和溫度條件下黑鷹直升機低懸停點離地高度隨功率差值PUNS的變化關(guān)系。從上述結(jié)果可以看出，OEI回避區(qū)的低懸停點隨懸停需用功率和剩余發(fā)動機可用功率差的增大而降低。隨著飛行質(zhì)量的增大，直升機需用功率增大，單發(fā)可用功率與需用功率的差值增大，低懸停點的高度降低;隨著高度的增高，發(fā)動機可用功率下降，需用功率增加，單發(fā)可用功率與需用功率的差值增大，低懸停點的高度降低。黑鷹直升機實際的試飛結(jié)果證實了上述結(jié)論。

圖1 黑鷹直升機低懸停點離地高度隨功率差值的變化

3 膝點

對于全部發(fā)動機失效的情況，假設(shè)膝點離地高度不變，那么，膝點速度與同樣條件下的最小平飛速度存在如下的關(guān)系：

AEI狀態(tài)，回避區(qū)膝點的速度隨最小平飛需用功率速度的增大而增大。注意到，在全部動力失效狀態(tài)，VCR基本是隨VMIN線性變化的。

對于部分動力失效狀態(tài)，對上式進(jìn)行如下修正：

其中，W為直升機重力。OEI狀態(tài)下，直升機回避區(qū)膝點與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關(guān)系。

4 高懸停點

5 結(jié)論

通過上述分析，可以確定如下的直升機回避區(qū)與基本性能的關(guān)系：（1）OEI回避區(qū)的低懸停點隨懸停需用功率的增大和剩余發(fā)動機可用功率差的增大而降低;（2）OEI狀態(tài)下，直升機回避區(qū)膝點與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關(guān)系;（3）OEI狀態(tài)下，高懸停點離地高度與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關(guān)系。上述分析結(jié)論對于直升機回避區(qū)高原試飛具有一定的指導(dǎo)意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]U.S army operations center. FTM706-201 Engineering design handbook_ Helicopter engineering[Z].American： florida，2000.

[2]Jepson， W.D. Some considerations of the landing and take-off characteristics of twin-engine helicopters[C]. J.A.H.S， April，1963：56-62.

[3]NASA. An investigation of the helicopter height-velocity diagram showing effects of density altitude andgross weight[R]. NASA D-4536， Washington，May，1968.

[4]Robert E. Studwell. Helicopter dynamic performance program volume 1_engineer's manual[Z]. American： Washington，1978.