直升機可變旋翼轉(zhuǎn)速模式對適航審定中性能的影響

尹 崇，高郭池，全敬澤，楊 華，劉 文

(1.中國民用航空沈陽航空器適航審定中心飛行性能室，遼寧 沈 陽110000；2.哈爾濱飛機工業(yè)集團有限公司 飛機設(shè)計研究所總體性能室，黑龍江 哈爾濱 150066)

0 引言

隨著直升機產(chǎn)業(yè)的不斷發(fā)展，直升機性能的不斷突破與進步，可變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)受到直升機廠商越來越多的重視?？勺冃磙D(zhuǎn)速技術(shù)通過根據(jù)不同飛行狀態(tài)調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速，能夠提升直升機懸停、平飛、爬升等性能。直升機性能是適航審定工作中飛行部分的關(guān)注點。中國民航適航法規(guī)文件《正常類旋翼航空器適航規(guī)定》、《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》中，專門對旋翼航空器的“性能”提出了要求。根據(jù)旋翼航空器的分類，直升機在通航領(lǐng)域應(yīng)用更加廣泛，也因此會更多地涉及到適航驗證工作。

旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)存在諸多優(yōu)點，國內(nèi)外相關(guān)專業(yè)的研究人員對該項技術(shù)進行了分析。Steiner[1]等研究了旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)對直升機性能和配平的影響，結(jié)果表明旋翼降低轉(zhuǎn)速可以明顯提升直升機的性能。Germanowski[2]等對比研究了幾種不同型式的運輸型傾轉(zhuǎn)旋翼機，指出旋翼變轉(zhuǎn)速和變直徑技術(shù)優(yōu)于定轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)?？勺冃磙D(zhuǎn)速的諸多優(yōu)勢以及用戶對直升機性能提升需求的持續(xù)增強，促使國內(nèi)外各直升機廠商逐漸加大了對這一技術(shù)的投入。

可變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)在有效提升直升機性能的同時，對直升機相關(guān)適航驗證工作以及民航適航審定工作提出了新的要求。因此，本文從直升機的適航驗證、適航審定角度，以懸停性能為例，通過理論公式的分析，驗證可變旋翼轉(zhuǎn)速對性能的影響依據(jù)，并分析和研究可變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)對直升機性能的影響情況，以及可變旋翼轉(zhuǎn)速直升機相對于傳統(tǒng)直升機，在適航驗證過程中額外需要考慮的問題。

1 可變旋翼轉(zhuǎn)速方式

由于旋翼可變轉(zhuǎn)速的出眾優(yōu)勢，眾多廠商開展研究，在其型號上應(yīng)用此項技術(shù)。其中包括XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機[3]、X2傾轉(zhuǎn)旋翼機[4]以及NASA研究的第二代大型民用傾轉(zhuǎn)旋翼機[5]等。隨著發(fā)動機控制技術(shù)的提升，旋翼轉(zhuǎn)速的控制方式也從簡單的手動控制方式向自動控制方向發(fā)展。

以某運輸類直升機為例，該型直升機采用可變旋翼轉(zhuǎn)速模式，旋翼轉(zhuǎn)速變化幅度可達11%，旋翼轉(zhuǎn)速控制范圍涉及整個速度包線。該型直升機的旋翼轉(zhuǎn)速隨空速進行變化，在低速和高速階段，均采用高旋翼轉(zhuǎn)速模式，實際運行中多采用的中速階段則采用了低旋翼轉(zhuǎn)速，且旋翼轉(zhuǎn)速切換過程具有較為平緩的線性過渡[6]。

2 對適航審查工作的影響

2.1 適航審查涉及的內(nèi)容

2.1.1 直升機性能

旋翼轉(zhuǎn)速一般按照某一選定重量和選定速度來確定，因此常規(guī)條件下，旋翼都是以100%的轉(zhuǎn)速工作。但是當飛行速度或飛行重量不同于選定值時，旋翼轉(zhuǎn)速通常沒有工作在最佳值，會造成升阻比或懸停效率降低，從而導(dǎo)致性能降低。而旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)正是可以隨著飛機重量、飛行速度變化而合理改變旋翼轉(zhuǎn)速，從而彌補了傳統(tǒng)旋翼在這方面的缺陷。

直升機旋翼轉(zhuǎn)速對適航規(guī)定中直升機性能的要求有直接影響。這一影響包含在不同旋翼轉(zhuǎn)速下工作時的直升機剩余功率，也包含不同旋翼轉(zhuǎn)速過渡階段引起的性能變化[7]。例如，在爬升階段可能會因為旋翼轉(zhuǎn)速隨壓力高度變化而引起同一飛行階段爬升率不同；在A類起飛階段單發(fā)失效后的旋翼轉(zhuǎn)速變化規(guī)律也會對起飛決斷點的確定產(chǎn)生影響。

2.1.2 飛行手冊信息

性能數(shù)據(jù)圖表：不同旋翼轉(zhuǎn)速會造成直升機性能的不同，因此需要考慮制定對應(yīng)的性能圖表。

應(yīng)急程序：與性能相關(guān)的應(yīng)急程序需要重新進行確定。以“一臺發(fā)動機不工作”狀態(tài)為例，直升機在瞬態(tài)反應(yīng)下的轉(zhuǎn)速下降值以及一秒后駕駛員對于發(fā)動機狀態(tài)的選擇都會對直升機狀態(tài)產(chǎn)生影響。

2.1.3 涉及到的臨界點

最大旋翼轉(zhuǎn)速變化率：在旋翼轉(zhuǎn)速變化率最大時可能引起直升機狀態(tài)反應(yīng)滯后現(xiàn)象。滯后現(xiàn)象主要集中在旋翼轉(zhuǎn)速以最大變化率進行上升和下降時，飛行中可能出現(xiàn)在“急?！被驊彝５摹凹奔铀佟彪A段，需要對此階段的性能和飛行特性等方面進行關(guān)注[8]。

總距控制：旋翼可變轉(zhuǎn)速模式對主操縱系統(tǒng)的操縱方式也可能產(chǎn)生影響。以旋翼轉(zhuǎn)速不變的直升機為例，直升機以最大連續(xù)功率進行最佳爬升率速度到最大平飛速度的平飛過程中，總距只需保持在最大連續(xù)功率位置不變?？勺冃磙D(zhuǎn)速模式在此速度范圍區(qū)間內(nèi)通常會增加旋翼轉(zhuǎn)速，以追求更好的性能。隨著需用功率的增加，自動旋翼變化模式會自動將總距升高并可能達到起飛功率，對發(fā)動機限制和最大平飛速度的確定都會產(chǎn)生影響[12]。

爬升階段：定旋翼轉(zhuǎn)速直升機以最大連續(xù)功率進行爬升過程接近直升機的性能臨界狀態(tài)。此過程中如發(fā)生單臺發(fā)動機失效，會引發(fā)旋翼轉(zhuǎn)速的下降和恢復(fù)延遲。對于旋翼變轉(zhuǎn)速直升機則更為臨界，需考慮加入旋翼轉(zhuǎn)速自動提升保護功能[11]。

2.2 對直升機性能的影響

旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)對直升機性能的影響涉及的內(nèi)容眾多，本文以該技術(shù)對直升機懸停性能的影響為例。

不同環(huán)境狀態(tài)下的有地效、無地效懸停性能是直升機性能優(yōu)劣的主要判斷依據(jù)，而旋翼轉(zhuǎn)速是其中重要的影響因素，與其相關(guān)的適航驗證工作也是型號合格審定中的重點。

2.2.1 理論基礎(chǔ)

直升機懸停時的需用功率主要由旋翼誘導(dǎo)功率、旋翼型阻功率，以及用于傳動損失、驅(qū)動附件及尾槳的功率組成[15]。直升機的機械效率(η)作為衡量直升機性能的一個主要指標，則通過旋翼需用功率(PMR)和整個發(fā)動機功率(ESHP)的比值來定義。PMR主要由旋翼誘導(dǎo)功率PI和旋翼型阻功率P0組成[9]。機械效率和幾種功率的定義公式如下：

(1)

(2)

(3)

(4)

其中，W為總重，ρa為大氣密度，AD為槳盤面積，(ΩR)為槳尖速度，Cdo為形阻系數(shù)，σR為固性比。其中誘導(dǎo)功率PI為提供升力所需功率，形阻功率Po為旋翼克服空氣粘性的功率?？勺冃磙D(zhuǎn)速可以通過Ωi進行體現(xiàn)。

直升機懸停性能計算通常采用無量綱法進行[13]。引入功率系數(shù)(5)和拉力系數(shù)(6)概念，即獲得懸停需用功率無量綱方程(7)：

(5)

(6)

(7)

2.2.2 懸停效率

為研究不同旋翼轉(zhuǎn)速對懸停效率的影響，引用了文獻[10]的內(nèi)容。文中對低轉(zhuǎn)速旋翼下建立的氣動特性模型進行了計算分析，建立了風(fēng)洞模型并進行了相關(guān)的氣動試驗。通過計算分析和試驗驗證發(fā)現(xiàn)：根據(jù)建立的低馬赫數(shù)修正模型，當模型中旋翼拉力為700N，在產(chǎn)生相同的旋翼拉力時，較小轉(zhuǎn)速所需要的總距輸入明顯大于大轉(zhuǎn)速時。較大的總距能使槳葉的迎角更靠近翼型的有利迎角，提高槳葉剖面的升阻比。但是當旋翼轉(zhuǎn)速進一步減小，失速區(qū)域接近槳葉的特征剖面，槳葉上的氣動環(huán)境被破壞，旋翼的需用功率急劇增大。因此得出結(jié)論：旋翼轉(zhuǎn)速在一定范圍內(nèi)降低，直升機的懸停效率升高，隨后懸停效率會隨著槳葉轉(zhuǎn)速降低而減小，且存在某一轉(zhuǎn)速使直升機的懸停效率達到最大值。

2.2.3 適航驗證

懸停性能較為常見的驗證方法包含自由懸停法和系留法。試驗數(shù)據(jù)采集的目的為構(gòu)建功率系數(shù)和拉力系數(shù)關(guān)系。試驗中可以通過改變“總重”、“外界大氣條件”和“旋翼轉(zhuǎn)速”增加試驗數(shù)據(jù)點?！翱傊亍笨梢酝ㄟ^增減直升機可卸配重及考慮燃油消耗等方式改變；“外界大氣條件”主要通過壓力高度和溫度來調(diào)整，具體可以在不同大氣溫度和不同高度機場來實現(xiàn)；“旋翼轉(zhuǎn)速”的改變可以手動選擇旋翼轉(zhuǎn)速，也可以利用直升機旋翼自動變速規(guī)則進行。

除在增加數(shù)據(jù)點的三種因素外，試飛過程中也需注意旋翼轉(zhuǎn)速。在自由懸停中使用“懸停梯度”法進行的飛行試驗中，旋翼轉(zhuǎn)速應(yīng)在不同懸停高度時保持旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定[14]。在有地效懸停階段，試驗應(yīng)保持離地高度不變，每一穩(wěn)定的懸停高度皆對應(yīng)一需用功率；無地效懸停階段應(yīng)注意飛行姿態(tài)，盡量減小直升機相對氣流的運動，以保證功率穩(wěn)定。此外，試驗中的功率通常要求記錄懸停15秒后的穩(wěn)定數(shù)據(jù)，此時轉(zhuǎn)速變化不大于1轉(zhuǎn)每分，風(fēng)速不大于3節(jié)。以上要求對于提升試驗數(shù)據(jù)的準確性尤其重要。

3 結(jié)論

本文通過典型的直升機案例，分析了性能相關(guān)的理論基礎(chǔ)和驗證方法；驗證了直升機可變旋翼模式直接影響不同階段下的直升機性能，豐富了直升機性能的計算方法。以懸停性能為例，通過對相關(guān)規(guī)章條款的分析，發(fā)現(xiàn)應(yīng)用可變旋翼模式的直升機，在實際的驗證試飛以及條款審定過程中，需要注意到不同于以往的審查關(guān)注項。研究內(nèi)容對可變旋翼轉(zhuǎn)速直升機的適航審定和適航驗證工作具備指導(dǎo)和參考價值。