直升机可变旋翼转速模式对适航审定中性能的影响

尹 崇，高郭池，全敬泽，杨 华，刘 文

(1.中国民用航空沈阳航空器适航审定中心飞行性能室，辽宁 沈 阳110000；2.哈尔滨飞机工业集团有限公司 飞机设计研究所总体性能室，黑龙江 哈尔滨 150066)

0 引言

随着直升机产业的不断发展，直升机性能的不断突破与进步，可变旋翼转速技术受到直升机厂商越来越多的重视。可变旋翼转速技术通过根据不同飞行状态调整旋翼转速，能够提升直升机悬停、平飞、爬升等性能。直升机性能是适航审定工作中飞行部分的关注点。中国民航适航法规文件《正常类旋翼航空器适航规定》、《运输类旋翼航空器适航规定》中，专门对旋翼航空器的“性能”提出了要求。根据旋翼航空器的分类，直升机在通航领域应用更加广泛，也因此会更多地涉及到适航验证工作。

旋翼变转速技术存在诸多优点，国内外相关专业的研究人员对该项技术进行了分析。Steiner[1]等研究了旋翼变转速技术对直升机性能和配平的影响，结果表明旋翼降低转速可以明显提升直升机的性能。Germanowski[2]等对比研究了几种不同型式的运输型倾转旋翼机，指出旋翼变转速和变直径技术优于定转速旋翼技术。可变旋翼转速的诸多优势以及用户对直升机性能提升需求的持续增强，促使国内外各直升机厂商逐渐加大了对这一技术的投入。

可变旋翼转速技术在有效提升直升机性能的同时，对直升机相关适航验证工作以及民航适航审定工作提出了新的要求。因此，本文从直升机的适航验证、适航审定角度，以悬停性能为例，通过理论公式的分析，验证可变旋翼转速对性能的影响依据，并分析和研究可变旋翼转速技术对直升机性能的影响情况，以及可变旋翼转速直升机相对于传统直升机，在适航验证过程中额外需要考虑的问题。

1 可变旋翼转速方式

由于旋翼可变转速的出众优势，众多厂商开展研究，在其型号上应用此项技术。其中包括XV-15倾转旋翼机[3]、X2倾转旋翼机[4]以及NASA研究的第二代大型民用倾转旋翼机[5]等。随着发动机控制技术的提升，旋翼转速的控制方式也从简单的手动控制方式向自动控制方向发展。

以某运输类直升机为例，该型直升机采用可变旋翼转速模式，旋翼转速变化幅度可达11%，旋翼转速控制范围涉及整个速度包线。该型直升机的旋翼转速随空速进行变化，在低速和高速阶段，均采用高旋翼转速模式，实际运行中多采用的中速阶段则采用了低旋翼转速，且旋翼转速切换过程具有较为平缓的线性过渡[6]。

2 对适航审查工作的影响

2.1 适航审查涉及的内容

2.1.1 直升机性能

旋翼转速一般按照某一选定重量和选定速度来确定，因此常规条件下，旋翼都是以100%的转速工作。但是当飞行速度或飞行重量不同于选定值时，旋翼转速通常没有工作在最佳值，会造成升阻比或悬停效率降低，从而导致性能降低。而旋翼变转速技术正是可以随着飞机重量、飞行速度变化而合理改变旋翼转速，从而弥补了传统旋翼在这方面的缺陷。

直升机旋翼转速对适航规定中直升机性能的要求有直接影响。这一影响包含在不同旋翼转速下工作时的直升机剩余功率，也包含不同旋翼转速过渡阶段引起的性能变化[7]。例如，在爬升阶段可能会因为旋翼转速随压力高度变化而引起同一飞行阶段爬升率不同；在A类起飞阶段单发失效后的旋翼转速变化规律也会对起飞决断点的确定产生影响。

2.1.2 飞行手册信息

性能数据图表：不同旋翼转速会造成直升机性能的不同，因此需要考虑制定对应的性能图表。

应急程序：与性能相关的应急程序需要重新进行确定。以“一台发动机不工作”状态为例，直升机在瞬态反应下的转速下降值以及一秒后驾驶员对于发动机状态的选择都会对直升机状态产生影响。

2.1.3 涉及到的临界点

最大旋翼转速变化率：在旋翼转速变化率最大时可能引起直升机状态反应滞后现象。滞后现象主要集中在旋翼转速以最大变化率进行上升和下降时，飞行中可能出现在“急停”或悬停的“急加速”阶段，需要对此阶段的性能和飞行特性等方面进行关注[8]。

总距控制：旋翼可变转速模式对主操纵系统的操纵方式也可能产生影响。以旋翼转速不变的直升机为例，直升机以最大连续功率进行最佳爬升率速度到最大平飞速度的平飞过程中，总距只需保持在最大连续功率位置不变。可变旋翼转速模式在此速度范围区间内通常会增加旋翼转速，以追求更好的性能。随着需用功率的增加，自动旋翼变化模式会自动将总距升高并可能达到起飞功率，对发动机限制和最大平飞速度的确定都会产生影响[12]。

爬升阶段：定旋翼转速直升机以最大连续功率进行爬升过程接近直升机的性能临界状态。此过程中如发生单台发动机失效，会引发旋翼转速的下降和恢复延迟。对于旋翼变转速直升机则更为临界，需考虑加入旋翼转速自动提升保护功能[11]。

2.2 对直升机性能的影响

旋翼变转速技术对直升机性能的影响涉及的内容众多，本文以该技术对直升机悬停性能的影响为例。

不同环境状态下的有地效、无地效悬停性能是直升机性能优劣的主要判断依据，而旋翼转速是其中重要的影响因素，与其相关的适航验证工作也是型号合格审定中的重点。

2.2.1 理论基础

直升机悬停时的需用功率主要由旋翼诱导功率、旋翼型阻功率，以及用于传动损失、驱动附件及尾桨的功率组成[15]。直升机的机械效率(η)作为衡量直升机性能的一个主要指标，则通过旋翼需用功率(PMR)和整个发动机功率(ESHP)的比值来定义。PMR主要由旋翼诱导功率PI和旋翼型阻功率P0组成[9]。机械效率和几种功率的定义公式如下：

(1)

(2)

(3)

(4)

其中，W为总重，ρa为大气密度，AD为桨盘面积，(ΩR)为桨尖速度，Cdo为形阻系数，σR为固性比。其中诱导功率PI为提供升力所需功率，形阻功率Po为旋翼克服空气粘性的功率。可变旋翼转速可以通过Ωi进行体现。

直升机悬停性能计算通常采用无量纲法进行[13]。引入功率系数(5)和拉力系数(6)概念，即获得悬停需用功率无量纲方程(7)：

(5)

(6)

(7)

2.2.2 悬停效率

为研究不同旋翼转速对悬停效率的影响，引用了文献[10]的内容。文中对低转速旋翼下建立的气动特性模型进行了计算分析，建立了风洞模型并进行了相关的气动试验。通过计算分析和试验验证发现：根据建立的低马赫数修正模型，当模型中旋翼拉力为700N，在产生相同的旋翼拉力时，较小转速所需要的总距输入明显大于大转速时。较大的总距能使桨叶的迎角更靠近翼型的有利迎角，提高桨叶剖面的升阻比。但是当旋翼转速进一步减小，失速区域接近桨叶的特征剖面，桨叶上的气动环境被破坏，旋翼的需用功率急剧增大。因此得出结论：旋翼转速在一定范围内降低，直升机的悬停效率升高，随后悬停效率会随着桨叶转速降低而减小，且存在某一转速使直升机的悬停效率达到最大值。

2.2.3 适航验证

悬停性能较为常见的验证方法包含自由悬停法和系留法。试验数据采集的目的为构建功率系数和拉力系数关系。试验中可以通过改变“总重”、“外界大气条件”和“旋翼转速”增加试验数据点。“总重”可以通过增减直升机可卸配重及考虑燃油消耗等方式改变；“外界大气条件”主要通过压力高度和温度来调整，具体可以在不同大气温度和不同高度机场来实现；“旋翼转速”的改变可以手动选择旋翼转速，也可以利用直升机旋翼自动变速规则进行。

除在增加数据点的三种因素外，试飞过程中也需注意旋翼转速。在自由悬停中使用“悬停梯度”法进行的飞行试验中，旋翼转速应在不同悬停高度时保持旋翼转速稳定[14]。在有地效悬停阶段，试验应保持离地高度不变，每一稳定的悬停高度皆对应一需用功率；无地效悬停阶段应注意飞行姿态，尽量减小直升机相对气流的运动，以保证功率稳定。此外，试验中的功率通常要求记录悬停15秒后的稳定数据，此时转速变化不大于1转每分，风速不大于3节。以上要求对于提升试验数据的准确性尤其重要。

3 结论

本文通过典型的直升机案例，分析了性能相关的理论基础和验证方法；验证了直升机可变旋翼模式直接影响不同阶段下的直升机性能，丰富了直升机性能的计算方法。以悬停性能为例，通过对相关规章条款的分析，发现应用可变旋翼模式的直升机，在实际的验证试飞以及条款审定过程中，需要注意到不同于以往的审查关注项。研究内容对可变旋翼转速直升机的适航审定和适航验证工作具备指导和参考价值。