直升機垂直爬升性能試飛方法研究

沈靂, 李亮明, 趙敬超

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

直升機垂直爬升性能試飛方法研究

沈靂, 李亮明, 趙敬超

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

為了實現(xiàn)對直升機垂直爬升性能的準確計算,提出了一種理論估算與飛行試驗相結合的試驗方法?；诨骼碚?對直升機垂直爬升狀態(tài)下的氣動特性進行了分析;建立了基于動量和能量理論的垂直爬升性能估算模型,明確了關鍵影響因素;重新確定了垂直爬升性能科目的試飛目的,并進行了試飛方法設計。飛行試驗結果表明,新方法獲得的數據分析結果與直升機軸向運動氣動特性規(guī)律一致。

直升機; 性能; 垂直爬升; 飛行試驗

0 引言

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

常規(guī)的直升機垂直爬升性能試飛驗證主要是基于型號研制總要求,在條款要求的試驗機構型、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)進行垂直爬升,通過一定的換算和修正獲得與條款要求相對應的試飛結果[1]?；谶@種思路和試飛方法,在某一型號的直升機垂直爬升性能試飛中,給出的數據結果僅針對某一個或幾個具體狀態(tài)點,針對性較強;若僅通過數據換算來獲取狀態(tài)對應結果,將引入換算誤差等新的問題。因此,使用傳統(tǒng)思路給出的結果樣本量十分受限,在很大程度上為理論分析增加了難度,不利于相關研究工作的深入開展,也不符合使用試飛要求。若通過單純增加飛行試驗狀態(tài)點的方法來實現(xiàn)結果數據量的擴充,又將面臨經費、試飛周期等問題,且所執(zhí)行狀態(tài)點較難涵蓋真實作戰(zhàn)使用環(huán)境下的所有狀態(tài)。因此,如何通過有限架次飛行試驗的合理編排,給出作戰(zhàn)使用環(huán)境下不同狀態(tài)點準確的性能結果,并在此基礎上開展相關研究工作,是直升機垂直爬升性能試飛技術研究亟需解決的一個問題。

本文基于滑流理論,提出了一種理論估算與飛行試驗相結合的試驗思路和方法,并通過某型直升機垂直爬升科目飛行試驗進行了方法驗證。

1 理論推導

作為直升機軸向運動的兩種典型狀態(tài),垂直爬升與懸停時主旋翼的流場有很多相通之處。因此,研究垂直爬升狀態(tài)的空氣動力學特性時,通常從懸停狀態(tài)入手,將兩者結合起來。本文將分別從動量理論和能量的角度對垂直爬升性能進行分析。

1.1 動量理論

按照簡化的動量理論,主旋翼拉力可表示為通過槳盤的氣流質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)主旋翼拉力與誘導速度的關系可分別表示為:

(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)主旋翼誘導速度;ρ為大氣密度。

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

(4)

或

(5)

1.2 能量分析

對直升機軸向運動狀態(tài)下的能量進行分析,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為誘導功率;ΔP為剩余功率。

假設懸停狀態(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)

假設直升機由懸停狀態(tài)轉為穩(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)

假設垂直爬升狀態(tài)剩余功率全部用于穩(wěn)定爬升時勢能的改變,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)結合求解,消去垂直爬升誘導速度viV,可得垂直爬升率與懸停剩余功率之間的關系如下:

(10)

可表示為:

(11)

式中:ΔPh為主旋翼剩余功率。設功率從發(fā)動機到主旋翼的傳遞效率為ηm,發(fā)動機剩余功率為ΔPe,則主旋翼剩余功率可表示為:

ΔPh=ηmΔPe

(12)

此外,考慮直升機垂直增重系數dV,則旋翼拉力與直升機重量GW的關系為:

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)

通過上述理論推導,給出了直升機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關鍵影響因素為:懸停剩余功率、直升機重量、主旋翼功率傳遞系數以及垂直增重系數。因此,基于上述分析,可以建立這樣一種思路,即:在若干假設條件的前提下,可通過懸停性能的結果對垂直爬升性能進行估算。

2 誤差分析

下面將通過估算性能與試飛結果的對比,對兩者之間的偏差及造成偏差的原因進行分析。表1給出了兩型試驗機使用上述方法對垂直爬升率的估算結果,并給出了與真實試飛值之間的對比。表中，VyP為估算爬升率。

通過表1可以看出,基于上述理論的垂直爬升性能估算結果與實際試飛結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條件的基礎之上的,而在實際的飛行環(huán)境中,這些假設情況都是不可能實現(xiàn)的,這也正是造成估算性能與真實結果之間偏差的主要原因。除此之外,垂直爬升科目試飛執(zhí)行過程中的具體技術特點也決定了試飛結果的精確度。下面針對各個因素進行分析。

表1 垂直爬升率估算結果與試飛結果的對比Table 1 Comparison of theoretical estimations and flight test results

(1)假設主旋翼拉力相同

在垂直爬升性能的理論估算過程中,假設直升機懸停狀態(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)的垂直增重系數相同。在實際情況中,當直升機由懸停轉入穩(wěn)定垂直爬升,并以不同的速度進行爬升時,對應的垂直增重系數是不盡相同的。當直升機的垂直爬升率較小時,相同大氣條件下的垂直增重系數與懸停狀態(tài)相比不會有明顯變化;但是當直升機以較大的爬升率進行垂直爬升時,受旋翼下洗流的影響,垂直增重系數將顯著增大。

(2)假設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%)、傳動損失(約4%～5%)、氣動干擾附加損耗功率(約2%)。主旋翼的功率損耗大部分為誘導功率(約60%),其次為型阻功率(約30%)[5]。

假設兩種飛行狀態(tài)下的主旋翼可用功率相同,即假設尾槳、傳動、氣動干擾等損耗功率不變,即主旋翼功率傳遞系數相同。在實際情況中,當直升機由懸停轉為垂直爬升時,各項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功率將由于垂向入流的增加而減小,同時由直升機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)假設主旋翼型阻功率與其他功率損耗之和不變

假設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。在實際情況中,當直升機由懸停轉入垂直爬升時,主旋翼的氣流場必將發(fā)生變化,非均勻入流、槳葉干擾等的具體情況必然不同。

(4)其他假設條件

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

(5)試飛結果精確度

垂直爬升性能估算結果與實際試飛結果之間的偏差還受到試飛結果精確度的影響。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,從地效外某一高度,以指定功率狀態(tài)執(zhí)行穩(wěn)定垂直爬升動作,直至要求的保持時間或到達要求的離地高度。

高質量的垂直爬升動作對試飛員的操縱技術有較高的要求。在動作執(zhí)行過程中,要求爬升率、功率狀態(tài)、旋翼轉速、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。另外,對數據質量影響最大的因素為大氣環(huán)境。嚴格來講,垂直爬升科目要求在靜風條件下執(zhí)行,風的存在將影響直升機垂直爬升性能,且可能引起數據結果很大程度上的分散,不利于數據分析。動作執(zhí)行過程中,垂向氣流的擾動也將會對試飛結果產生直接影響。

3 試飛方法

基于上述分析,通過一定的試飛方法設計,對估算結果進行修正,以進行垂直爬升性能的準確數據估算。通過對造成估算性能與試飛結果之間偏差的各原因的分析可以看出:理論推導過程中,不同假設條件對估算結果的影響大多隨垂直爬升率的變化而不同。因此,在對估算結果進行修正時,應給出修正因子隨垂直爬升率的變化關系。

綜上所述,補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)下直升機的垂直爬升能力;

(2)確定垂直爬升率與關鍵影響因素——懸停剩余功率之間的關系;

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

基于上述試飛目的,設計相應的試飛方法,具體步驟如下:

(1)通過懸停性能科目試飛獲得地效外懸停的拉力系數-功率系數試飛結果,并在此基礎上獲得不同重量、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果,使用本文的理論推導給出垂直爬升性能的估算結果;

(3)進行垂直爬升科目試飛,試驗點的狀態(tài)控制以獲取盡可能大的垂直爬升率數據范圍為原則,可通過改變飛行重量、爬升功率、試驗溫度、試驗高度,或通過對上述四種試驗狀態(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)實現(xiàn);

(4)在垂直爬升科目試飛過程中,除嚴格按照相關技術要求執(zhí)行動作外,應盡可能通過重復多次執(zhí)行相同試驗狀態(tài)下的動作,消除風以及其他氣流擾動對試驗結果的影響,減小數據離散度;

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

此處需要指出的是,無論是基于懸停性能的垂直爬升性能估算,還是通過試飛數據對估算結果的修正,都必須考慮試驗機構型的影響,要求所采用數據以及所給結果對應試驗機為同一構型。

4 試飛結果及分析

以某型直升機的飛行試驗為例,使用本文所述方法進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,試驗機在初始離地高度進行地效外懸停,然后以指定功率狀態(tài)進行穩(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)重復執(zhí)行垂直爬升動作,直至起飛功率限制。在懸停和垂直爬升科目試飛中,試驗機為相同構型。

在估算過程中,根據經驗數值,取垂直增重系數dV=1.05,主旋翼功率傳遞系數ηm=0.85。估算爬升率與實際試飛結果之間的修正關系以垂直爬升率修正系數qc與無量綱估算爬升率VyPn之間的函數形式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果與估算結果之間的修正關系。

由圖1可以看出,在試驗數據范圍內,垂直爬升率修正系數qc隨VyPn單調遞減,當VyPn增大到0.79時(對應真實爬升率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數據點以外,其他各點的真實爬升率均大于估算爬升率,且爬升率越小,該修正系數越大。

圖1 垂直爬升率修正關系Fig.1 Correction factor of vertical climb rate

對上述現(xiàn)象的原因分析,將從以下兩個方面進行:

(1)旋翼誘導功率的影響。當直升機由懸停狀態(tài)轉入垂直爬升狀態(tài)時,由于通過旋翼的入流增大引起誘導速度的減小,同時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功率的減小。相關試驗結果表明,氣動干擾作用對功率的影響較大,在小速度垂直爬升時,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。當直升機由懸停狀態(tài)轉入垂直爬升狀態(tài)時,由于垂向速度的存在引起垂向阻力的增大。當爬升速度較小時,該部分引起的功率增大的幅度較小,不足以抵消旋翼誘導功率的減小。在這種情況下,基于本文假設條件給出的估算爬升率必將小于真實爬升率;而隨著爬升速度的增大,垂向阻力增大的幅度隨之增加,與旋翼誘導功率產生的影響相互抵消,估算爬升率也逐漸接近真實爬升率。以此類推,當爬升速度增大到一定程度的時候,垂向阻力增大帶來的影響將超出誘導功率的作用,估算爬升率也將小于真實爬升率。

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爬升率隨懸停剩余功率的變化關系?？梢钥闯?在所給數據范圍內,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系;而真實爬升率的變化關系則不同,相同懸停剩余功率下,真實爬升率與估算爬升率的差值不同。爬升速度較小時,真實爬升率大于估算爬升率,隨爬升速度增大,該差值逐漸縮小,當爬升速度增大到一定程度時,真實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的飛行環(huán)境下,旋翼誘導功率以及垂向阻力等功率變化對爬升率的影響規(guī)律。

5 結束語

本文針對直升機垂直爬升性能科目試飛,提出了將理論估算與飛行試驗相結合的思路,在無需大量增加試飛狀態(tài)點的前提下,通過合理的試驗設計,獲得了對理論估算性能的修正結果,經試飛修正后的結果可用于實現(xiàn)對不同狀態(tài)下垂直爬升性能的準確估算。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果樣本量嚴重受限的問題,拓寬了性能試飛的相關研究內容,對現(xiàn)有的直升機性能試飛技術是一項重要的補充。

[1] 唐亞玲,童文華,張西,等.直升機性能飛行試驗[M].西安:中國飛行試驗研究院,2003:16-21.

[2] 普勞蒂 R W.直升機性能及穩(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.直升機試驗與評估[M].《直升機試驗與評估》譯校組,譯.西安:中國飛行試驗研究院,2006:8-11.

[4] 王適存.直升機空氣動力學[M].南京:南京航空學院,1985:16.

[5] 約翰遜 W.直升機理論[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;

時間:2015-06-24 15:03

沈靂(1984-)，女，河南南陽人，工程師，碩士，從事直升機性能試飛技術研究。

V212.4; V217

A

1002-0853(2015)06-0569-05