趙敬超

摘 要：國外對于直升機自轉(zhuǎn)下滑性能的研究已經(jīng)較為成熟，并已經(jīng)形成了系統(tǒng)的操作規(guī)程。我國國內(nèi)雖然對于直升機自轉(zhuǎn)下滑性能的研究并不是很多，但是也取得了一定的成果。該文對直升機自轉(zhuǎn)下滑性能進行了理論分析，給出了自轉(zhuǎn)下滑性能指標理論計算方法，并利用平飛試飛數(shù)據(jù)對自轉(zhuǎn)下滑指標進行了理論計算，最后設(shè)計了模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛方法，對試驗機進行了模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛，給出了模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛結(jié)果，符合理論計算結(jié)果。

關(guān)鍵詞：直升機 飛行試驗 自轉(zhuǎn)下滑 技術(shù)研究

中圖分類號：V275 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）01（a）-0028-02

自轉(zhuǎn)下滑性能對直升機的安全非常重要，如果直升機在空中發(fā)生發(fā)動機停車，尾槳失效等故障，可以進入自轉(zhuǎn)下滑飛行，并以自傳下滑著陸的方式進行著陸。研究自轉(zhuǎn)性能的目的是直升機的安全著陸。首先要確定飛機自轉(zhuǎn)下滑的極限情況：直升機可能的最小下降率及最小下滑角，和最遠下滑角及最遠下滑距離。

國外對于直升機自轉(zhuǎn)下滑性能的研究已經(jīng)較為成熟，并已經(jīng)形成了系統(tǒng)的操作規(guī)程。我國國內(nèi)雖然對于直升機自轉(zhuǎn)下滑性能的研究并不是很多，但是也取得了一定的成果。

該文首先對直升機自轉(zhuǎn)下滑性能進行理論分析，并進行了性能指標預測計算，隨后通過飛行試驗對直升機自轉(zhuǎn)下滑性能進行了試飛研究，并對試飛結(jié)果進行了數(shù)據(jù)處理，給出了與預測相符合的結(jié)果。

1 直升機自轉(zhuǎn)下滑理論分析與預測計算

直升機自轉(zhuǎn)下滑性能是直升機在關(guān)閉所有發(fā)動機之后，只利用直升機高度勢能和旋翼動能進行穩(wěn)定、安全下滑的特性。良好的直升機自轉(zhuǎn)下滑性能是直升機能夠進行安全自轉(zhuǎn)著陸的基礎(chǔ)。

直升機在自轉(zhuǎn)下滑過程中，發(fā)動機不供給功率，直升機下降中損失高度—損失位能，而旋翼從直升機下降時的相對來流中獲得能量，以抵償自身的型阻功率、誘導功率及直升機廢阻功率，保持穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)（轉(zhuǎn)向并不改變）并產(chǎn)生拉力，實現(xiàn)定常自轉(zhuǎn)下滑。

直升機在自轉(zhuǎn)下滑過程中需用功率系數(shù)可用如下公式表示：

=+

++=0

根據(jù)上式我們可以得到爬升系數(shù)的表達公式如下：

=-（+

+）/

在上式中拉力系數(shù)可表示為：

=

直升機在自轉(zhuǎn)下滑過程中，其本身的需用功率和可用功率也是保持平衡的，其在自轉(zhuǎn)下滑過程中，飛行所需的功率可以認為是平飛需用功率，平飛需用功率可以根據(jù)試飛過程中平飛科目試飛結(jié)果測試得出。最后通過上述公式以及直升機平飛試飛結(jié)果可以得到直升機自轉(zhuǎn)下滑試飛性能預測結(jié)果，如下（已進行歸一化處理）：

通過預測計算可以得到，該型直升機自轉(zhuǎn)下滑最小下降率預測結(jié)果為0.41。

2 直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛

真正的直升機自轉(zhuǎn)下滑試飛要求關(guān)閉全部發(fā)動機，具有一定的風險性，所以目前一般用模擬自轉(zhuǎn)下滑來進行自轉(zhuǎn)下滑性能的研究。模擬自轉(zhuǎn)下滑是指直升機在空中處于慢車狀態(tài)，此時直升機旋翼與直升機主減速器脫開。直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑與真實的自轉(zhuǎn)下滑飛行的區(qū)別是帶有很小的發(fā)動機輸出功率，但是此時的發(fā)動機輸出功率非常小，對試飛結(jié)果不會產(chǎn)生很大的影響。

2.1 直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛內(nèi)容

（1）試飛內(nèi)容。

在氣壓高度1500 m，在表速為100 km/h～200 km/h之間選擇87個速度點為自轉(zhuǎn)下滑進入速度，進行穩(wěn)定直線配平飛行6 s，將左右發(fā)動機置于慢車狀態(tài)，同時調(diào)整總距保持旋翼轉(zhuǎn)速在90%～110%范圍內(nèi)，對直升機進行操縱，保持直升機姿態(tài)、自轉(zhuǎn)下滑進入速度、下降率及旋翼轉(zhuǎn)速不變，進入穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)，直升機穩(wěn)定下滑至離地高度HP=1000 m，將左右發(fā)動機置于正常飛行狀態(tài)，同時操縱直升機退出自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

（2）試飛要求。

在模擬自轉(zhuǎn)下滑過程中，要求旋翼轉(zhuǎn)速要嚴格保持在規(guī)定范圍之內(nèi)，且直升機的飛行高度不得低于1000 m。

2.2 直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛結(jié)果

通過模擬自轉(zhuǎn)下滑試飛，得到試飛結(jié)果如下（已進行歸一化處理）。

由圖2可以知道，該型直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑最小下降率為0.42，與上文的預測結(jié)果符合的很好。在模擬自轉(zhuǎn)下滑過程中，旋翼轉(zhuǎn)速已經(jīng)與直升機主減速器完全脫開，發(fā)動機雖然帶有一定的剩余功率，但是由于直升機旋翼已經(jīng)脫開，所以該剩余功率無法傳遞到旋翼之上，由此可見，在模擬自轉(zhuǎn)下滑過程中，剩余功率對直升機自轉(zhuǎn)下滑性能的影響是很小的。

3 結(jié)論

直升機模擬自轉(zhuǎn)下滑試驗結(jié)果與預測結(jié)果的符合性較好，由于真實的直升機自轉(zhuǎn)下滑試驗具有一定的風險性，而模擬自轉(zhuǎn)下滑試驗受直升機剩余功率的影響較小，所以利用模擬自傳下滑試驗對直升機自轉(zhuǎn)下滑性能進行研究是可行的。

參考文獻

[1] 王適存.直升機空氣動力學[M].西安：西北工業(yè)大學，1964.

[2] 高正，陳仁良.直升機飛行動力學[M].北京：科學出版社，2003.

[3] 中國飛行試驗研究院.黑鷹直升機性能試飛報告.2014.