基于參考重量的直升機航程性能試飛研究

李亮明

（中國飛行試驗研究院?飛機所，陜西?西安?710089）

直升機的航程性能是在直升機裝載一定量燃油的情況下，直升機飛過的空中距離。航程性能是直升機重要的性能指標之一[1]。飛行試驗的目的是通過試驗確定直升機最有利的巡航高度、巡航速度、旋翼轉速和最大航程，為評估直升機戰(zhàn)術技術性能指標提供依據(jù)。

直升機航程性能是通過分別確定直升機平飛、爬升和下降狀態(tài)的油耗特性得到的。直升機航程性能受到直升機構形、重量、旋翼轉速、飛行速度、飛行高度、大氣壓力、大氣溫度和發(fā)動機油耗特性等諸多因素的綜合影響，難以通過飛行試驗一一確定這些因素的影響，通常采用以旋翼相似和動力相似理論為基礎的無因次試飛方法。本文分析了航程性能的影響因素，給出了基于參考重量的數(shù)據(jù)處理方法。以某型直升機為例，分析了最大航程所需的條件，對比了不同巡航條件下的航程結果，得到了有益的結論。

1??航程性能的影響因素

考核直升機航程性能的主要參數(shù)是比航程SAR。比航程定義為每單位質量燃油所飛過的距離，單位是km/kg。以恒定真空速V飛過的距離為，其中t為巡航狀態(tài)所花費的時間。同樣，總的燃油消耗等于，其中G是小時耗油率。所以，比航程可由下式定義：

引入發(fā)動機單位功率耗油率（SFC），即產(chǎn)生單位功率的燃油流量，則可以給出：

式中：P為直升機平飛需用功率；s為單位功率耗油率。

式中：W為直升機重量；σ為大氣密度比；θ為大氣溫度比；ω為旋翼轉速比。

由上式可以看出，直升機的平飛需用功率主要受飛行重量、真空速、大氣密度和旋翼轉速等因素的影響，因此，上述因素也影響著直升機的油耗特性。若不考慮槳尖壓縮性和槳葉失速的影響，則參考旋翼轉速可忽略。在等高定速巡航中，直升機需用功率和耗油率隨飛行重量增加而增加。試飛數(shù)據(jù)表明：裝備渦輪軸發(fā)動機的直升機耗油率隨飛行重量基本呈線性變化關系，所以隨飛行重量的增大，SAR降低，直升機的航程減小，即：

假設單位功率耗油率s為常值，由公式（2）可知，比航程直接與需用功率隨前飛速度的變化有關。一定平飛條件下，當V/P最大或P/V最小時，獲得最大比航程，即可獲得最大航程，最大航程對應的速度VMR為最佳遠航速度。

在高速前飛狀態(tài)下，使用高速近似，旋翼誘導速度為：

應用典型的經(jīng)驗數(shù)據(jù)，總需用功率可寫成[2]：

最大SAR將出現(xiàn)在P/V最小時的速度，也就是當即可獲得最大航程。如果假設型阻功率隨速度近似不變，此時：

則：

2??最佳遠航速度 /高度的確定

基于參考重量對某型直升機進行了平飛和航程性能試飛，試飛中通過改變密度高度，保持參考重量不變，得到了不同參考重量條件下，參考功率隨參考速度的變化關系，如圖1所示。

圖1 參考功率隨參考重量和參考速度變化曲線

圖2 （V/P）σω2隨參考重量和參考速度變化曲線

圖1 可用來確定在任何質量下保證最大SAR的高度、旋翼轉速和真空速范圍。假設單位功率耗油率s在研究范圍內(nèi)不變，則SAR與V/P成正比。如果用參考速度除以參考功率，則可以得到（V/P）σω2隨參考重量W/σω2的變化趨勢，如圖2所示。由圖2可以確定（V/P）σω2最佳值隨參考重量和參考速度的變化關系。

若要確定給定質量條件下保證最大航程所需的飛行條件，包括飛行高度（相對密度）、飛行速度和旋翼轉速，則必須評定V/P隨σω2的變化。使用從圖2上得到的最佳（V/P）σω2和W/σω2數(shù)據(jù)，可以畫出給定質量下V/P隨σω2的變化，如圖3所示。圖3表明,對于給定的真實質量，有一個給出最優(yōu)V/P的唯一σω2值，或者說有一個給出最大航程的唯一參考重量或CT值；最優(yōu)的航程性能在小重量、高密度高度或在大重量、低密度高度下得到[3]；為保證得到最優(yōu)的航程性能，需要隨燃油消耗改變飛行高度或調整旋翼轉速。實際飛行中，考慮有動力旋翼轉速、真空速、飛行高度等相關限制，航程性能可能進一步減小。

3??燃油消耗率變化的影響

前文分析中假設單位功率耗油率在研究范圍內(nèi)為常量，但實際的發(fā)動機肯定與這個假設不符。根據(jù)發(fā)動機相似理論，給出了樣例直升機單位功率耗油率s隨參考功率的變化關系，見圖4。由圖可知，隨發(fā)動機功率增加，單位功率耗油率減小，發(fā)動機工作更有效。因此，要達到最大的SAR，通常需要比預測稍高的旋翼轉速和真空速飛行，需用功率附加值則通過更高的燃油效率來補償。

圖3 （V/P）隨直升機重量和σω2變化曲線

圖4 單位功率耗油率隨換算功率變化曲線

4??續(xù)航性能數(shù)據(jù)處理

由于燃氣渦輪發(fā)動機的燃油流量取決于其產(chǎn)生的功率，可假設G=f（P），因此參考燃油流量直接與參考功率有關，即：

同樣的，由無因次分析可得到參考比航程隨參考重量、參考真空速和參考旋翼轉速的關系，如下所示：

樣例直升機續(xù)航性能曲線如圖5、圖6所示。

圖5 參考燃油流量隨參考重量和參考速度變化

圖6 參考比航程隨參考重量和參考速度變化曲線

5??直升機航程性能實例分析

仍以樣例直升機為例，給定圖3所示的變化范圍，即巡航重量11000～13000kg，可用燃油2000kg，旋翼轉速不可變。表1給出了直升機在標準大氣條件（ISA）、不同巡航高度下的航程性能計算結果。其中，策略1采用理論預測的最優(yōu)策略進行巡航，得到最優(yōu)航程為600km。然而，這需要隨著燃耗持續(xù)改變巡航高度和速度，在實際飛行中是極不方便的。實際飛行中發(fā)現(xiàn)，采用一種簡化的飛行策略，航程并不會有明顯降低，即保持巡航高度約為最優(yōu)巡航高度的均值（3000m），同時保持最佳遠航速度，航程僅僅減小了4%。但進一步降低巡航高度為2000m時，航程則減小了15%。因此，巡航飛行中持續(xù)改變巡航高度帶來的收益并不大，但必須選擇合理的巡航高度和速度。

表1 航程結果均未考慮爬升對航程的影響，GJB2186-1994《軍用直升機飛行性能規(guī)范》中要求使用最大連續(xù)功率進行爬升，通常選用不同高度有利爬升速度進行爬升。動力下降階段對于直升機功率沒有嚴格要求，通常選擇3～5m/s下降率。以3000m巡航為例，計算爬升、下降油耗和飛行距離，相比于表1結果，航程損失約為12km，可見在選擇巡航高度時，爬升、下降帶來的航程損失并不是決定性的因素。

表1 不同巡航高度下的航程計算結果（ISA）

6??結束語

通過理論和實例分析，可以得到以下結論：

（1）最大比航程與飛行重量呈反比；

（2）最大比航程的真空速正比于飛行重量的0.5次方；

（3）對于給定的飛行重量，存在一個給出最大比航程的唯一參考重量或CT值；

（4）實際飛行時可以選擇合適的巡航高度并以最佳遠航速度巡航，航程相比最優(yōu)理論值并不會明顯降低，繼續(xù)降低高度則航程會有明顯降低。