直升機可變旋翼轉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，可變旋翼轉速技術受到直升機廠商越來越多的重視。可變旋翼轉速技術通過根據(jù)不同飛行狀態(tài)調(diào)整旋翼轉速，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，直升機在通航領域應用更加廣泛，也因此會更多地涉及到適航驗證工作。

旋翼變轉速技術存在諸多優(yōu)點，國內(nèi)外相關專業(yè)的研究人員對該項技術進行了分析。Steiner[1]等研究了旋翼變轉速技術對直升機性能和配平的影響，結果表明旋翼降低轉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旋翼機，指出旋翼變轉速和變直徑技術優(yōu)于定轉速旋翼技術。可變旋翼轉速的諸多優(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的投入。

可變旋翼轉速技術在有效提升直升機性能的同時，對直升機相關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，驗證可變旋翼轉速對性能的影響依據(jù)，并分析和研究可變旋翼轉速技術對直升機性能的影響情況，以及可變旋翼轉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 可變旋翼轉速方式

由于旋翼可變轉速的出眾優(yōu)勢，眾多廠商開展研究，在其型號上應用此項技術。其中包括XV-15傾轉旋翼機[3]、X2傾轉旋翼機[4]以及NASA研究的第二代大型民用傾轉旋翼機[5]等。隨著發(fā)動機控制技術的提升，旋翼轉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速模式，旋翼轉速變化幅度可達11%，旋翼轉速控制范圍涉及整個速度包線。該型直升機的旋翼轉速隨空速進行變化，在低速和高速階段，均采用高旋翼轉速模式，實際運行中多采用的中速階段則采用了低旋翼轉速，且旋翼轉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，從而導致性能降低。而旋翼變轉速技術正是可以隨著飛機重量、飛行速度變化而合理改變旋翼轉速，從而彌補了傳統(tǒng)旋翼在這方面的缺陷。

直升機旋翼轉速對適航規(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速下工作時的直升機剩余功率，也包含不同旋翼轉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：不同旋翼轉速會造成直升機性能的不同，因此需要考慮制定對應的性能圖表。

應急程序：與性能相關的應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)反應下的轉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

最大旋翼轉速變化率：在旋翼轉速變化率最大時可能引起直升機狀態(tài)反應滯后現(xiàn)象。滯后現(xiàn)象主要集中在旋翼轉速以最大變化率進行上升和下降時，飛行中可能出現(xiàn)在“急停”或懸停的“急加速”階段，需要對此階段的性能和飛行特性等方面進行關注[8]。

總距控制：旋翼可變轉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。可變旋翼轉速模式在此速度范圍區(qū)間內(nèi)通常會增加旋翼轉速，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)旋翼轉速的下降和恢復延遲。對于旋翼變轉速直升機則更為臨界，需考慮加入旋翼轉速自動提升保護功能[11]。

2.2 對直升機性能的影響

旋翼變轉速技術對直升機性能的影響涉及的內(nèi)容眾多，本文以該技術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)，而旋翼轉速是其中重要的影響因素，與其相關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

直升機懸停時的需用功率主要由旋翼誘導功率、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。可變旋翼轉速可以通過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

為研究不同旋翼轉速對懸停效率的影響，引用了文獻[10]的內(nèi)容。文中對低轉速旋翼下建立的氣動特性模型進行了計算分析，建立了風洞模型并進行了相關的氣動試驗。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，較小轉速所需要的總距輸入明顯大于大轉速時。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。因此得出結論：旋翼轉速在一定范圍內(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速降低而減小，且存在某一轉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)采集的目的為構建功率系數(shù)和拉力系數(shù)關系。試驗中可以通過改變“總重”、“外界大氣條件”和“旋翼轉速”增加試驗數(shù)據(jù)點。“總重”可以通過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)；“旋翼轉速”的改變可以手動選擇旋翼轉速，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，旋翼轉速應在不同懸停高度時保持旋翼轉速穩(wěn)定[14]。在有地效懸停階段，試驗應保持離地高度不變，每一穩(wěn)定的懸停高度皆對應一需用功率；無地效懸停階段應注意飛行姿態(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)，此時轉速變化不大于1轉每分，風速不大于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 結論

本文通過典型的直升機案例，分析了性能相關的理論基礎和驗證方法；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，通過對相關規(guī)章條款的分析，發(fā)現(xiàn)應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注項。研究內(nèi)容對可變旋翼轉速直升機的適航審定和適航驗證工作具備指導和參考價值。