雙發(fā)直升機(jī)單發(fā)著艦下滑段操控分析

費(fèi)景榮，吳鐵鋼，曹竹梅

(1.海軍航空兵學(xué)院飛行理論系，遼寧 葫蘆島 125001；2.中國(guó)人民解放軍92074部隊(duì)，浙江 寧波 350006)

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雙發(fā)直升機(jī)單發(fā)著艦下滑段操控分析

費(fèi)景榮1，吳鐵鋼2，曹竹梅1

(1.海軍航空兵學(xué)院飛行理論系，遼寧 葫蘆島 125001；2.中國(guó)人民解放軍92074部隊(duì)，浙江 寧波 350006)

在簡(jiǎn)述雙發(fā)直升機(jī)單發(fā)飛行操控原則的基礎(chǔ)上，結(jié)合某型雙發(fā)直升機(jī)單發(fā)著艦的具體事例和性能特點(diǎn)，系統(tǒng)分析了對(duì)單發(fā)著艦最小下滑速度的限制及對(duì)艦船合成風(fēng)的要求，并計(jì)算了下降率對(duì)直升機(jī)功率特性與最小下滑速度的影響；最后結(jié)合某型直升機(jī)單發(fā)著艦的規(guī)定，對(duì)下滑速度的選擇與下滑軌跡的控制提出了完善建議，并總結(jié)了單發(fā)著艦操縱的基本原則。

直升機(jī)單發(fā)著艦；下滑段；操縱方法；飛行安全

0 引言

隨著海軍遠(yuǎn)洋護(hù)航、爭(zhēng)議島嶼巡航、聯(lián)合演習(xí)及海上救護(hù)等多樣化軍事任務(wù)的常態(tài)化，艦載直升機(jī)伴隨驅(qū)逐艦、護(hù)衛(wèi)艦等非航空載艦飛行將日趨繁多。飛行中，發(fā)動(dòng)機(jī)供油和進(jìn)氣不良、機(jī)械故障、積冰及防冰系統(tǒng)使用不當(dāng)?shù)仍蚨伎赡茉斐梢话l(fā)停車；還可能因失火、滑油壓力損失、喘振等原因被迫關(guān)閉故障發(fā)動(dòng)機(jī)，從而造成單發(fā)著艦。

由于非航空艦船甲板面積小，對(duì)著艦下滑軌跡準(zhǔn)確性要求高，特別是單發(fā)飛行中，旋翼轉(zhuǎn)速隨氣溫、直升機(jī)重量、風(fēng)等條件變化大；發(fā)動(dòng)機(jī)使用與正常情況存在區(qū)別，保持合理的下滑軌跡難度較大。如某型直升機(jī)曾發(fā)生一發(fā)停車故障，經(jīng)過(guò)三次才最終單發(fā)著艦成功。本文擬結(jié)合某型機(jī)單發(fā)著艦的實(shí)際，系統(tǒng)分析其單發(fā)著艦下滑的操控問(wèn)題。

1 直升機(jī)單發(fā)飛行操控概述

直升機(jī)單發(fā)飛行中，飛行員操控的重點(diǎn)包括旋翼轉(zhuǎn)速、好發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)及飛行狀態(tài)[1]。因?yàn)椋盒磙D(zhuǎn)速過(guò)小，直升機(jī)會(huì)在短時(shí)間內(nèi)掉高度；大速度飛行或小速度下降中，易加劇后行槳葉氣流分離；單發(fā)飛行會(huì)增加主減速器的負(fù)荷。其次，有些單發(fā)飛行狀態(tài)下的可用功率不足，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和扭矩容易超出最大允許值。

從表面看，旋翼轉(zhuǎn)速變化直接影響飛行狀態(tài)和飛行安全，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)又決定了旋翼轉(zhuǎn)速和飛行狀態(tài)，但從旋翼轉(zhuǎn)速、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)、飛行狀態(tài)三者之間的內(nèi)在關(guān)聯(lián)看，只有合理控制飛行狀態(tài)，才能正確使用發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)；飛行狀態(tài)與發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)控制好了，旋翼轉(zhuǎn)速就容易控制；旋翼轉(zhuǎn)速適當(dāng)，又有利于飛行狀態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的控制。可見，單發(fā)飛行操控中，飛行狀態(tài)(主要是下滑速度)是前提和基礎(chǔ)，旋翼轉(zhuǎn)速是重點(diǎn)。以下從單發(fā)著艦下滑的有關(guān)限制、要求入手，分析某型直升機(jī)單發(fā)著艦下滑中的操控問(wèn)題。

2 對(duì)最小下滑速度的限制

單發(fā)著艦都以行進(jìn)著艦的方式進(jìn)行，因而必須對(duì)著艦下滑速度做出限制。某型直升機(jī)規(guī)定，單發(fā)著艦的下滑速度(表速)為70km/h～140km/h[2]。其中，最大速度140km/h接近該機(jī)經(jīng)濟(jì)速度，所需功率最??；而最小速度70km/h的限制原因，有關(guān)資料沒(méi)有介紹，且最小速度對(duì)單發(fā)著艦安全影響較大，以下做初步分析。

2.1 “同速”平飛進(jìn)艦對(duì)單發(fā)著艦最小下滑速度的限制

直升機(jī)在陸地單發(fā)降落時(shí)，到達(dá)著陸場(chǎng)地后可直接落地，如某型直升機(jī)飛行重量小于11t時(shí)，可以做單發(fā)垂直著陸。但與之不同的是，單發(fā)著艦時(shí)，進(jìn)入甲板過(guò)程中直升機(jī)需要與艦保持近似“同速”平飛，以便觀察艦船搖晃情況。

上述單發(fā)著艦的最小下滑速度70km/h就與“同速”平飛進(jìn)艦的要求直接相關(guān)，其本質(zhì)是滿足單發(fā)平飛所需功率與可用功率的平衡。圖1是某型直升機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)緊急狀態(tài)和起飛狀態(tài)下的單發(fā)平飛速度范圍曲線。

圖1 某型直升機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)緊急狀態(tài)和

圖1表明，該型直升機(jī)在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)在“起飛”狀態(tài)，飛行重量10t，單發(fā)平飛的最小速度接近60 km/h。

由此可推算，該機(jī)若按規(guī)定以不大于9.6t的重量做單發(fā)著艦，標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的單發(fā)平飛最小速度約55km/h，并隨氣溫升高而增大?？梢姡摍C(jī)最小下滑速度70km/h能夠滿足進(jìn)艦過(guò)程中“同速”平飛的功率平衡需要，且在較低氣溫下有一定裕量。

2.2 旋翼轉(zhuǎn)速控制對(duì)單發(fā)著艦最小下滑速度的限制

某型機(jī)單發(fā)著艦程序的注意事項(xiàng)指出：根據(jù)重量和消速狀態(tài)，著艦時(shí)增大總距有可能使旋翼轉(zhuǎn)速減小到80%；如果重量大于10000kg，旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)降至低于75%[2]。這表明，單發(fā)著艦后段如果速度過(guò)小、載重大，上提總距桿易導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速明顯下降。其原因主要包括三方面：首先，上提總距桿，槳葉迎角與旋轉(zhuǎn)阻力相應(yīng)增加，而發(fā)動(dòng)機(jī)功率的增加相對(duì)滯后，會(huì)導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速有所下降，這種現(xiàn)象雙發(fā)正常時(shí)也存在；其次，由于單發(fā)著艦后段發(fā)動(dòng)機(jī)功率與旋翼總距本來(lái)就較大，上提總距桿后進(jìn)一步增大，而好發(fā)功率接近雙發(fā)正常時(shí)的一半，難以克服較大的旋翼扭矩，導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速下降；再次，上提總距后，短時(shí)間內(nèi)直升機(jī)下降率及從氣流中獲取的能量減小，也會(huì)導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速下降。如2010年4月9日，某型直升機(jī)單發(fā)著艦過(guò)程中，下滑線后段(距載艦約300m)，高度57m、速度51km/h，飛行員上提總距，旋翼轉(zhuǎn)速急劇減小，高度很快降到16m左右。

直升機(jī)下降過(guò)程中，其勢(shì)能轉(zhuǎn)化為旋翼動(dòng)能，相當(dāng)于增加了發(fā)動(dòng)機(jī)可用功率。以某型機(jī)單發(fā)著艦為例，直升機(jī)重量G=10t，平均下降率Vy=2m/s，則轉(zhuǎn)化的功率為：△N=G*Vy=266.6馬力。在經(jīng)濟(jì)速度附近，對(duì)應(yīng)的速度變化約為30km/h。

某型直升機(jī)經(jīng)濟(jì)速度為100 km/h ～120km/h，考慮到下降率的影響，最小速度70km/h對(duì)應(yīng)的所需功率接近最小功率，因而下滑過(guò)程中該速度能滿足旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定的要求。

2.3 預(yù)防渦環(huán)對(duì)單發(fā)著艦最小下滑速度的限制

由于某型直升機(jī)懸停時(shí)旋翼的誘導(dǎo)速度較大，因而進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的速度也較大，為50km/h，對(duì)應(yīng)下降率Vy≈4m/s。因此，限制單發(fā)著艦最小下滑速度為70km/h，也有利于預(yù)防單發(fā)著陸后段進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)。

3 單發(fā)著艦對(duì)艦船合成風(fēng)的要求

某型直升機(jī)規(guī)定：?jiǎn)伟l(fā)著艦時(shí)指揮載艦快速形成20°～30°、18m/s～20m/s(側(cè)風(fēng)角30°，逆風(fēng)分速56km/h～62km/h)的合成風(fēng)[2]。這包括了“同速”平飛進(jìn)艦和甲板渦流特性的共同要求。

3.1 “同速”平飛進(jìn)艦對(duì)艦船合成風(fēng)的要求

“同速”平飛進(jìn)艦是指直升機(jī)接近艦船時(shí)，直升機(jī)平飛空速與艦船的合成風(fēng)速接近。

顯然，即便考慮到甲板渦流及機(jī)庫(kù)遮擋對(duì)旋翼效率及所需功率的影響，上述合成風(fēng)速的逆風(fēng)分速(56km/h～62km/h)與直升機(jī)重量不超過(guò)9.6t時(shí)能單發(fā)“同速進(jìn)艦”的速度55km/h吻合，也可以說(shuō)是逆合成風(fēng)速的最小值。

3.2 甲板渦流特性對(duì)艦船合成風(fēng)速、風(fēng)向最大值的限制及確定

艦船合成風(fēng)速、風(fēng)向還影響到甲板渦流特性、直升機(jī)進(jìn)入甲板后的操穩(wěn)特性及動(dòng)態(tài)反應(yīng)。通常，此要求通過(guò)具體機(jī)-艦組合的“著艦風(fēng)限圖”體現(xiàn)。某型直升機(jī)缺乏“著艦風(fēng)限圖”，應(yīng)根據(jù)甲板流場(chǎng)規(guī)律并結(jié)合機(jī)型特點(diǎn)分析，確定風(fēng)速及風(fēng)向的最大值。

綜合國(guó)內(nèi)風(fēng)洞試驗(yàn)和實(shí)測(cè)結(jié)果，艦船甲板流場(chǎng)特性及影響有如下基本結(jié)論[3，4]：

1)艦船機(jī)庫(kù)對(duì)甲板流場(chǎng)影響最大；機(jī)庫(kù)后部的低壓“渦流區(qū)”(主要包括下洗區(qū)、側(cè)洗區(qū))對(duì)著艦影響較大。

如圖2a，正逆風(fēng)時(shí)，受機(jī)庫(kù)遮蔽影響，甲板上方形成較大的下洗氣流區(qū)，使旋翼錐體前傾，直升機(jī)“前沖”。同時(shí)，如圖2b，受低壓“渦流區(qū)”影響，靠近艦體一側(cè)的氣流向內(nèi)偏轉(zhuǎn)，形成側(cè)洗氣流區(qū)。

圖2 正逆風(fēng)時(shí)甲板上方的下洗區(qū)、側(cè)洗區(qū)

如圖3，逆?zhèn)蕊L(fēng)時(shí)，迎風(fēng)一側(cè)甲板上空有較強(qiáng)上洗流、側(cè)洗流；背風(fēng)一側(cè)有較強(qiáng)的渦流負(fù)壓區(qū)，直升機(jī)易產(chǎn)生搖晃。

圖3 逆?zhèn)蕊L(fēng)時(shí)甲板上方的上洗流、側(cè)洗流

可見，分析甲板渦流特性對(duì)艦船合成風(fēng)速、風(fēng)向的限制時(shí)，應(yīng)根據(jù)機(jī)型的氣動(dòng)、操穩(wěn)特點(diǎn)，權(quán)衡直升機(jī)“前沖”和搖晃兩方面的影響。

2)不同合成風(fēng)速、風(fēng)向?qū)装辶鲌?chǎng)的影響。

風(fēng)向角β一定，合成風(fēng)速增加時(shí)，流場(chǎng)分布規(guī)律變化不大，但渦流強(qiáng)度增強(qiáng)。

β變化時(shí)，流場(chǎng)分布規(guī)律明顯變化：β=0°，“下洗區(qū)”幾乎覆蓋整個(gè)甲板。β>30°，“下洗區(qū)”不再覆蓋著艦點(diǎn)—有利，但“側(cè)洗區(qū)”和“上洗區(qū)”逐漸增大—不利。

某型直升機(jī)著艦實(shí)踐證明，20°～30°、18m/s～20m/s的合成風(fēng)，考慮到了其對(duì)上洗流、側(cè)洗流及側(cè)風(fēng)的動(dòng)態(tài)反應(yīng)特性，并權(quán)衡了“前沖”和搖晃兩方面的不利影響。

4 直升機(jī)單發(fā)著艦下滑軌跡的控制

4.1 對(duì)某型機(jī)單發(fā)著艦下滑軌跡控制規(guī)定的分析

某型直升機(jī)單發(fā)著艦軌跡規(guī)定如下：進(jìn)入著陸航向時(shí)固定下滑角約15°，高距比約為1:5，下降率約5m/s；飛行速度70km/h～140km/h；高度35m～30m，增大總距減小下降率，控制好下滑角，保持好下滑線[2]。

上述規(guī)定的特點(diǎn)是，下滑線高(正常下滑線高距比約為1:10)，總距較小，著艦過(guò)程中復(fù)飛的余地大。但同時(shí)也存在如下不足：一是下降率大，留空時(shí)間短，下降過(guò)程中旋翼轉(zhuǎn)速大，且退出下滑或復(fù)飛的所需功率大。實(shí)際上，各型直升機(jī)都對(duì)下降率做出了明確規(guī)定，如米-171直升機(jī)單發(fā)下降率不大于3m/s；直九直升機(jī)單發(fā)正常下滑下降率不大于3.33m/s，單發(fā)進(jìn)場(chǎng)不大于2.5m/s。二是下滑線與正常情況的差別大，飛行員操縱判斷不習(xí)慣。鑒于此，以下結(jié)合某型機(jī)單發(fā)性能特點(diǎn)對(duì)此問(wèn)題做一探討。

4.2 下滑速度的選擇與下滑軌跡控制的探討與建議

如前述，某型機(jī)在“起飛”狀態(tài)，飛行重量10t，在國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，單發(fā)平飛的最小速度接近60 km/h?？梢?，該機(jī)在上述條件下以70 km/h的最小下滑速度能夠保持平飛，這也得到了單發(fā)著艦實(shí)踐的證明。

這意味著，該機(jī)在單發(fā)著艦下滑過(guò)程中，在規(guī)定的速度范圍內(nèi)可根據(jù)需要調(diào)整下降率、高距比。因此，筆者建議，單發(fā)著艦時(shí)，飛行員可根據(jù)當(dāng)時(shí)的重量、氣溫和好發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，以經(jīng)濟(jì)速度和單發(fā)平飛最小速度為參考，試著找出能單發(fā)平飛的實(shí)際最小速度；然后以大于該速度、接近正常下滑線下滑；在略高出正常拉平的高度，帶桿減速度，并增大總距，減小下降率。這種方法可避免原規(guī)定的不足，便于飛行員操縱。

4.3 下滑后段速度過(guò)小時(shí)對(duì)旋翼轉(zhuǎn)速與下滑軌跡的控制

如前述，單發(fā)著艦下滑后段速度過(guò)小，特別是大載重時(shí)，上提總距桿易導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速與飛行高度在短時(shí)間內(nèi)明顯下降，嚴(yán)重威脅飛行安全。因此，應(yīng)注意前半段保持好下滑參數(shù)，為后半段創(chuàng)造好條件。若后半段速度過(guò)小、高度偏低時(shí)，上提總距桿應(yīng)非常柔和，以“小臺(tái)階”型分段逐步增加。

4.4 單發(fā)著艦下滑控制基本原則

上述表明，單發(fā)著艦下滑控制基本原則可歸納為：試出最小速度，接近正常下滑線，防止速度、轉(zhuǎn)速超限。即鑒于性能計(jì)算數(shù)據(jù)的前提條件與實(shí)際條件的差異，飛行員應(yīng)根據(jù)當(dāng)時(shí)的條件，以經(jīng)濟(jì)速度和單發(fā)平飛最小速度做參考，試出單發(fā)平飛的實(shí)際最小速度；然后以大于該速度、接近正常下滑線下滑；下滑中防止速度、旋翼轉(zhuǎn)速小于限制值。

5 結(jié)束語(yǔ)

1)單發(fā)著艦操控的三個(gè)重點(diǎn)是旋翼轉(zhuǎn)速、好發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)及飛行狀態(tài)。其中，飛行狀態(tài)(主要是下滑速度)是前提和基礎(chǔ)，旋翼轉(zhuǎn)速是重點(diǎn)。

2)“同速”平飛進(jìn)艦，著艦后段旋翼轉(zhuǎn)速控制及預(yù)防進(jìn)入渦環(huán)都對(duì)最小下滑速度提出了限制，單發(fā)著艦時(shí)應(yīng)注意遵守。

3)“同速”平飛進(jìn)艦與甲板渦流特性對(duì)艦船合成風(fēng)速、風(fēng)向提出了限制。單發(fā)著艦時(shí)應(yīng)積極創(chuàng)造條件形成規(guī)定的艦船合成風(fēng)速、風(fēng)向。

4)某型直升機(jī)符合單發(fā)著艦條件時(shí)，按“以大于單發(fā)平飛最小速度、接近正常下滑線下滑；在略高出正常拉平的高度，增大總距減小下降率”的方法控制下滑軌跡，較為方便、實(shí)用。

5)單發(fā)著艦下滑控制基本原則：試出最小速度，接近正常下滑線，防止速度、轉(zhuǎn)速超限。

[1] 桑雨生.直升機(jī)飛行力學(xué)[Z].陸軍航空兵學(xué)院,2004.

[2] XX直升機(jī)特情處置手冊(cè)[Z]. 中國(guó)人民解放軍92074部隊(duì).

[3] 顧蘊(yùn)松,明 曉.艦船飛行甲板真實(shí)流場(chǎng)特性試驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào),2001,22(11).

[4] 趙維義.王占勇.艦船空氣尾流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)著艦的影響研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào).2007,22(7).

Analysis of Operation of Helicopters’ Single-engine Landing of Twin-engine Carrier-based Gliding

FEI Jingrong1，WU Tiegang2， CAO Zhumei1

(1.Flight Theory Department of Naval Flying Institute，Huludao 125001，China；2. PLA Unit 92074，Ningbo 350006 ，China)

On the basis of sketching the operation principle of helicopters’ of single-engine flying, and combing specific examples and characteristic features of a type of helicopter’s single-engine landing of twin-engine carrier-based, this thesis analyzed minimum gliding speed limitation and requirements of warship synthesis wind of single-engine landing of twin-engine carrier-based flying， calculated rate of desent’s effects on the power and minimum gliding speed. In the end, the author put forward perfect suggestions about choices of gliding speed and control of gliding trajectory combing regulations of a type of helicopter’s single-engine landing of twin-engine carrier-based，summarized basic the operation principle of the single-engine landing of twin-engine carrier-based flying.

helicopters’ Single-engine Landing of Twin-engine Carrier-based； gliding；control method；flight safety

2014-09-25

本文由2012裝計(jì)475號(hào)課題資助。

費(fèi)景榮(1966-)，男，山西稷山人，本科學(xué)歷，教授，主要研究方向：直升機(jī)飛行技術(shù)與飛行安全。

1673-1220(2015)04-030-04

V328

A