直升机垂直爬升性能试飞方法研究

沈雳, 李亮明, 赵敬超

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

直升机垂直爬升性能试飞方法研究

沈雳, 李亮明, 赵敬超

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

为了实现对直升机垂直爬升性能的准确计算,提出了一种理论估算与飞行试验相结合的试验方法。基于滑流理论,对直升机垂直爬升状态下的气动特性进行了分析;建立了基于动量和能量理论的垂直爬升性能估算模型,明确了关键影响因素;重新确定了垂直爬升性能科目的试飞目的,并进行了试飞方法设计。飞行试验结果表明,新方法获得的数据分析结果与直升机轴向运动气动特性规律一致。

直升机; 性能; 垂直爬升; 飞行试验

0 引言

作为直升机的一种典型飞行状态和特有作业方式,垂直爬升飞行无论是在受限场地起降,还是在地形规避等特定作战任务方面均具有无可比拟的优势。因此,垂直爬升能力作为直升机的重要能力之一,也是直升机性能试飞验证的主要内容。

常规的直升机垂直爬升性能试飞验证主要是基于型号研制总要求,在条款要求的试验机构型、起飞重量下,选择或接近指定的大气条件,以要求的功率状态进行垂直爬升,通过一定的换算和修正获得与条款要求相对应的试飞结果[1]。基于这种思路和试飞方法,在某一型号的直升机垂直爬升性能试飞中,给出的数据结果仅针对某一个或几个具体状态点,针对性较强;若仅通过数据换算来获取状态对应结果,将引入换算误差等新的问题。因此,使用传统思路给出的结果样本量十分受限,在很大程度上为理论分析增加了难度,不利于相关研究工作的深入开展,也不符合使用试飞要求。若通过单纯增加飞行试验状态点的方法来实现结果数据量的扩充,又将面临经费、试飞周期等问题,且所执行状态点较难涵盖真实作战使用环境下的所有状态。因此,如何通过有限架次飞行试验的合理编排,给出作战使用环境下不同状态点准确的性能结果,并在此基础上开展相关研究工作,是直升机垂直爬升性能试飞技术研究亟需解决的一个问题。

本文基于滑流理论,提出了一种理论估算与飞行试验相结合的试验思路和方法,并通过某型直升机垂直爬升科目飞行试验进行了方法验证。

1 理论推导

作为直升机轴向运动的两种典型状态,垂直爬升与悬停时主旋翼的流场有很多相通之处。因此,研究垂直爬升状态的空气动力学特性时,通常从悬停状态入手,将两者结合起来。本文将分别从动量理论和能量的角度对垂直爬升性能进行分析。

1.1 动量理论

按照简化的动量理论,主旋翼拉力可表示为通过桨盘的气流质量流量与速度变化量之积[2]。即:

(1)

故悬停和垂直爬升状态主旋翼拉力与诱导速度的关系可分别表示为:

(2)

(3)

式中:Th和TV分别为悬停和垂直爬升状态主旋翼拉力;AD为桨盘面积;VV为垂直爬升率;vih,viV分别为悬停和垂直爬升状态主旋翼诱导速度;ρ为大气密度。

假设直升机在悬停和垂直爬升状态的主旋翼拉力相同,则可得到悬停诱导速度、垂直爬升诱导速度和垂直爬升率三者之间的关系[3]:

(4)

或

(5)

1.2 能量分析

对直升机轴向运动状态下的能量进行分析,则主旋翼的可用功率描述为:

PA=Pelse+PO+Pi+ΔP

(6)

式中:PA为可用功率;Pelse为由于非均匀入流、桨尖损失以及尾迹旋流等引起的其他功率损耗;PO为型阻功率;Pi为诱导功率;ΔP为剩余功率。

假设悬停状态和垂直爬升状态主旋翼可用功率相同,则有PAh=PAV,即:

Pelseh+POh+Pih+ΔPh=

PelseV+POV+PiV+ΔPV

(7)

假设直升机由悬停状态转为稳定垂直爬升状态后,主旋翼型阻功率和其他功率消耗不变,则:

Pih+ΔPh=PiV+ΔPV

(8)

假设垂直爬升状态剩余功率全部用于稳定爬升时势能的改变,即ΔPV=TVVV,则:

Thvih+ΔPh=TVviV+TVVV

(9)

1.3 垂直爬升性能估算

将式(4)和式(9)结合求解,消去垂直爬升诱导速度viV,可得垂直爬升率与悬停剩余功率之间的关系如下:

(10)

可表示为:

(11)

式中:ΔPh为主旋翼剩余功率。设功率从发动机到主旋翼的传递效率为ηm,发动机剩余功率为ΔPe,则主旋翼剩余功率可表示为:

ΔPh=ηmΔPe

(12)

此外,考虑直升机垂直增重系数dV,则旋翼拉力与直升机重量GW的关系为:

Th=dVGW

(13)

又由式(2)得:

(14)

将式(12)～式(14)分别带入式(10)、式(11)中,则可以得到垂直爬升性能估算公式:

(15)

可表示为:

(16)

通过上述理论推导,给出了直升机垂直爬升性能的估算方法。从式(15)和式(16)可以看出，估算垂直爬升率的几个关键影响因素为:悬停剩余功率、直升机重量、主旋翼功率传递系数以及垂直增重系数。因此,基于上述分析,可以建立这样一种思路,即:在若干假设条件的前提下,可通过悬停性能的结果对垂直爬升性能进行估算。

2 误差分析

下面将通过估算性能与试飞结果的对比,对两者之间的偏差及造成偏差的原因进行分析。表1给出了两型试验机使用上述方法对垂直爬升率的估算结果,并给出了与真实试飞值之间的对比。表中，VyP为估算爬升率。

通过表1可以看出,基于上述理论的垂直爬升性能估算结果与实际试飞结果之间存在不同程度的偏差。本文理论估算是建立在若干假设条件的基础之上的,而在实际的飞行环境中,这些假设情况都是不可能实现的,这也正是造成估算性能与真实结果之间偏差的主要原因。除此之外,垂直爬升科目试飞执行过程中的具体技术特点也决定了试飞结果的精确度。下面针对各个因素进行分析。

表1 垂直爬升率估算结果与试飞结果的对比Table 1 Comparison of theoretical estimations and flight test results

(1)假设主旋翼拉力相同

在垂直爬升性能的理论估算过程中,假设直升机悬停状态和垂直爬升状态主旋翼拉力相同,即在相同重量条件下,两种飞行状态的垂直增重系数相同。在实际情况中,当直升机由悬停转入稳定垂直爬升,并以不同的速度进行爬升时,对应的垂直增重系数是不尽相同的。当直升机的垂直爬升率较小时,相同大气条件下的垂直增重系数与悬停状态相比不会有明显变化;但是当直升机以较大的爬升率进行垂直爬升时,受旋翼下洗流的影响,垂直增重系数将显著增大。

(2)假设主旋翼可用功率相同

在悬停和垂直爬升状态,主旋翼消耗功率占直升机大部分总需用功率(约80%～88%)[4],其他功率损耗包括尾桨需用功率(约7%～9%)、传动损失(约4%～5%)、气动干扰附加损耗功率(约2%)。主旋翼的功率损耗大部分为诱导功率(约60%),其次为型阻功率(约30%)[5]。

假设两种飞行状态下的主旋翼可用功率相同,即假设尾桨、传动、气动干扰等损耗功率不变,即主旋翼功率传递系数相同。在实际情况中,当直升机由悬停转为垂直爬升时,各项功率的分配是不可能一成不变的。随着爬升率的增大,占总功率比例较大的主旋翼诱导功率将由于垂向入流的增加而减小,同时由直升机垂向阻力引起的功率将增大,主旋翼功率传递效率必将发生变化。

(3)假设主旋翼型阻功率与其他功率损耗之和不变

假设悬停和垂直爬升状态主旋翼型阻功率与由于非均匀入流、桨尖损失及尾迹旋流等引起的其他功率损耗之和相同。在实际情况中,当直升机由悬停转入垂直爬升时,主旋翼的气流场必将发生变化,非均匀入流、桨叶干扰等的具体情况必然不同。

(4)其他假设条件

在理论估算过程中,其他较为理想的假设条件的存在也将引入一定的误差。如假设垂直爬升状态剩余功率全部用于稳定爬升时势能的改变。而在实际飞行环境下,功率传递的过程中必将伴随着不同程度的损耗。

(5)试飞结果精确度

垂直爬升性能估算结果与实际试飞结果之间的偏差还受到试飞结果精确度的影响。垂直爬升科目的执行一般采用地面参照物法,试飞员以某一参照物(建筑、烟囱等)为基准,从地效外某一高度,以指定功率状态执行稳定垂直爬升动作,直至要求的保持时间或到达要求的离地高度。

高质量的垂直爬升动作对试飞员的操纵技术有较高的要求。在动作执行过程中,要求爬升率、功率状态、旋翼转速、姿态及航向角等均保持稳定状态,水平漂移量或水平速度控制在要求范围内。另外,对数据质量影响最大的因素为大气环境。严格来讲,垂直爬升科目要求在静风条件下执行,风的存在将影响直升机垂直爬升性能,且可能引起数据结果很大程度上的分散,不利于数据分析。动作执行过程中,垂向气流的扰动也将会对试飞结果产生直接影响。

3 试飞方法

基于上述分析,通过一定的试飞方法设计,对估算结果进行修正,以进行垂直爬升性能的准确数据估算。通过对造成估算性能与试飞结果之间偏差的各原因的分析可以看出:理论推导过程中,不同假设条件对估算结果的影响大多随垂直爬升率的变化而不同。因此,在对估算结果进行修正时,应给出修正因子随垂直爬升率的变化关系。

综上所述,补充并重新确定了垂直爬升性能科目的试飞目的:

(1)给出指定状态下直升机的垂直爬升能力;

(2)确定垂直爬升率与关键影响因素——悬停剩余功率之间的关系;

(3)确定真实爬升率与估算爬升率之间的修正关系,给出修正因子随不同垂直爬升率的变化结果。

基于上述试飞目的,设计相应的试飞方法,具体步骤如下:

(1)通过悬停性能科目试飞获得地效外悬停的拉力系数-功率系数试飞结果,并在此基础上获得不同重量、高度及不同大气条件下地效外悬停剩余功率;

(2)基于悬停性能试飞结果,使用本文的理论推导给出垂直爬升性能的估算结果;

(3)进行垂直爬升科目试飞,试验点的状态控制以获取尽可能大的垂直爬升率数据范围为原则,可通过改变飞行重量、爬升功率、试验温度、试验高度,或通过对上述四种试验状态的合理组合(例如小重量大爬升功率、大重量小爬升功率等)实现;

(4)在垂直爬升科目试飞过程中,除严格按照相关技术要求执行动作外,应尽可能通过重复多次执行相同试验状态下的动作,消除风以及其他气流扰动对试验结果的影响,减小数据离散度;

(5)给出垂直爬升率试飞结果与估算结果之间的修正关系,并给出垂直爬升率与悬停剩余功率之间的变化关系。

此处需要指出的是,无论是基于悬停性能的垂直爬升性能估算,还是通过试飞数据对估算结果的修正,都必须考虑试验机构型的影响,要求所采用数据以及所给结果对应试验机为同一构型。

4 试飞结果及分析

以某型直升机的飞行试验为例,使用本文所述方法进行垂直爬升科目试飞。垂直爬升科目试飞在不同重量条件下执行,试验机在初始离地高度进行地效外悬停,然后以指定功率状态进行稳定垂直爬升,执行完毕后回到初始悬停高度,改变功率状态重复执行垂直爬升动作,直至起飞功率限制。在悬停和垂直爬升科目试飞中,试验机为相同构型。

在估算过程中,根据经验数值,取垂直增重系数dV=1.05,主旋翼功率传递系数ηm=0.85。估算爬升率与实际试飞结果之间的修正关系以垂直爬升率修正系数qc与无量纲估算爬升率VyPn之间的函数形式qc=f(VyPn)给出[6]。

qc=VV/VyP

(18)

VyPn=VyP/vih

(19)

图1给出了垂直爬升率试飞结果与估算结果之间的修正关系。

由图1可以看出,在试验数据范围内,垂直爬升率修正系数qc随VyPn单调递减,当VyPn增大到0.79时(对应真实爬升率VV=8.28 m/s),qc由大于1减小至小于1(qc=0.98)。即除VV=8.28 m/s数据点以外,其他各点的真实爬升率均大于估算爬升率,且爬升率越小,该修正系数越大。

图1 垂直爬升率修正关系Fig.1 Correction factor of vertical climb rate

对上述现象的原因分析,将从以下两个方面进行:

(1)旋翼诱导功率的影响。当直升机由悬停状态转入垂直爬升状态时,由于通过旋翼的入流增大引起诱导速度的减小,同时由于垂向速度的存在,使得旋翼桨叶尾流和尾桨尾流得以较快的离开旋翼桨盘区域,减小了桨叶之间以及尾桨-主旋翼之间的气动干扰,缓和了桨盘平面上速度的不均匀分布情况。这两方面原因均引起了旋翼诱导功率的减小。相关试验结果表明,气动干扰作用对功率的影响较大,在小速度垂直爬升时,总的需用功率甚至可能略低于悬停状态。

(2)垂向阻力的影响。当直升机由悬停状态转入垂直爬升状态时,由于垂向速度的存在引起垂向阻力的增大。当爬升速度较小时,该部分引起的功率增大的幅度较小,不足以抵消旋翼诱导功率的减小。在这种情况下,基于本文假设条件给出的估算爬升率必将小于真实爬升率;而随着爬升速度的增大,垂向阻力增大的幅度随之增加,与旋翼诱导功率产生的影响相互抵消,估算爬升率也逐渐接近真实爬升率。以此类推,当爬升速度增大到一定程度的时候,垂向阻力增大带来的影响将超出诱导功率的作用,估算爬升率也将小于真实爬升率。

图2 垂直爬升率随悬停剩余功率的变化Fig.2 Change of vertical climb rate with excess power

图2给出了估算爬升率和真实爬升率随悬停剩余功率的变化关系。可以看出,在所给数据范围内,基于本文理论给出的估算爬升率与悬停剩余功率呈线性变化关系;而真实爬升率的变化关系则不同,相同悬停剩余功率下,真实爬升率与估算爬升率的差值不同。爬升速度较小时,真实爬升率大于估算爬升率,随爬升速度增大,该差值逐渐缩小,当爬升速度增大到一定程度时,真实爬升率小于估算爬升率。与前文分析相同,该现象同样反映出了在真实的飞行环境下,旋翼诱导功率以及垂向阻力等功率变化对爬升率的影响规律。

5 结束语

本文针对直升机垂直爬升性能科目试飞,提出了将理论估算与飞行试验相结合的思路,在无需大量增加试飞状态点的前提下,通过合理的试验设计,获得了对理论估算性能的修正结果,经试飞修正后的结果可用于实现对不同状态下垂直爬升性能的准确估算。这一思路和方法解决了以往垂直爬升性能科目试飞中所给结果样本量严重受限的问题,拓宽了性能试飞的相关研究内容,对现有的直升机性能试飞技术是一项重要的补充。

[1] 唐亚玲,童文华,张西,等.直升机性能飞行试验[M].西安:中国飞行试验研究院,2003:16-21.

[2] 普劳蒂 R W.直升机性能及稳定性和操纵性[M].高正,译.北京:航空工业出版社,1990:1-3.

[3] 阿拉斯泰尔 K C,埃里克 W H P.直升机试验与评估[M].《直升机试验与评估》译校组,译.西安:中国飞行试验研究院,2006:8-11.

[4] 王适存.直升机空气动力学[M].南京:南京航空学院,1985:16.

[5] 约翰逊 W.直升机理论[M].孙如林,译.北京:航空工业出版社,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.

(编辑：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;

时间:2015-06-24 15:03

沈雳(1984-)，女，河南南阳人，工程师，硕士，从事直升机性能试飞技术研究。

V212.4; V217

A

1002-0853(2015)06-0569-05