飛行質量和高度對多發直升機回避區影響分析

周禹　肖升興　李亮明　惠曉剛

摘? 要：直升機回避區受飛行質量和密度高度的影響明顯，同時須通過飛行試驗來確定，驗證不同飛行質量與高度條件下回避區邊界。文章基于多發直升機回避區與直升機性能、發動機性能的對應關系，并結合國外相關經驗及試飛數據，分析確定了其回避區曲線的低懸停點、膝點以及高懸停點隨飛行質量和密度高度的變化趨勢和規律，為制定后續直升機高原回避區試飛方法和數據處理方法提供有效的理論支持。

關鍵詞：直升機;回避區;飛行質量;密度高度

中圖分類號：V215.5 文獻標識碼：A 文章編號：2095-2945（2020）06-0058-03

Abstract： The H-V diagram of helicopter is obviously affected by the flight quality and density altitude. At the same time， it must be determined by flight test to verify the boundary of H-V diagram under different flight qualities and altitude conditions. Based on the relationship between H-V diagram and helicopter performance， engine performance， combined with foreign experience and flight test data， this paper analyzes and determines the change trend and law of low hover point， knee point and high hover point of H-V diagram curve with flight quality and density altitude， which provides a theoretical support for the development of subsequent flight test methods and data processing methods of helicopter plateau H-V diagram.

Keywords： helicopter; H-V diagram; flight quality; density altitude

引言

按照國軍標的相關規定，需要在直升機使用的質量、氣壓高度、溫度范圍內確定其回避區。直升機回避區受飛行質量、氣壓高度和溫度的影響明顯，而且須通過飛行試驗確定、驗證不同飛行質量和高度條件下的回避區。在進行回避區試飛之前，首先要分析、確定回避區隨飛行質量和高度的變化趨勢及規律，以為直升機回避區試飛進行指導。

基于國外的相關經驗，多發直升機回避區與其基本飛行性能和發動機性能之間有一定的關系;而直升機飛行性能和飛行質量、氣壓高度和溫度之間有明確的對應關系;發動機性能與氣壓高度和溫度之間有明確的對應關系。通過確定上述關系，可以以直升機飛行性能和發動機性能為橋梁，建立回避區與相關參數之間的關系，進而簡化回避區試飛方法和數據處理方法。

1 能量轉化

動力失效后，直升機儲備的能量有勢能，平動動能和旋翼轉動動能，發動機可用功率為PS，直升機需用功率分別由主旋翼需用功率，尾槳需用功率以及機身廢阻功率構成。則動力失效后直升機的功率平衡方程為：

設失效瞬態直升機離地高度為h0，水平速度為Vx0，垂向速度為Vy0，旋翼轉速為Ω0;水平觸地速度為Vx1，垂向觸地速度為Vy1，旋翼轉速為Ω1。對上式進行積分，則有：

假設水平觸地速度Vx0=1垂向觸地速度Vy1為最大垂向觸地速度Vymax，觸地旋翼轉速為最小旋翼轉速Ωmin，對于高懸停以及低懸停點，懸停離地高度由下式確定：

采用上述假設，并注意到對于多發直升機，膝點高度一般取為150ft（45m），則膝點速度為：

通過上述分析可以發現，一定質量、大氣壓力和溫度條件下，直升機回避區低懸停點、高懸停點和膝點的參數與同樣條件下直升機的需用功率及發動機的可用功率緊密相關。

2 低懸停點

引入假設1：在直升機觸地瞬間，旋翼拉力與直升機重力相當;且駕駛員使用最優操作，觸地瞬間達到最低旋翼轉速。則有：

即，OEI回避區的地懸停點隨懸停需用功率和剩余發動機可用功率差的增大而升高。注意，當PUNS<0，即Pav>Λ·Preq.∞，直升機單發失效后仍可進行地效內懸停時，不存在回避區。

圖1為不同質量，不同氣壓高度和溫度條件下黑鷹直升機低懸停點離地高度隨功率差值PUNS的變化關系。從上述結果可以看出，OEI回避區的低懸停點隨懸停需用功率和剩余發動機可用功率差的增大而降低。隨著飛行質量的增大，直升機需用功率增大，單發可用功率與需用功率的差值增大，低懸停點的高度降低;隨著高度的增高，發動機可用功率下降，需用功率增加，單發可用功率與需用功率的差值增大，低懸停點的高度降低。黑鷹直升機實際的試飛結果證實了上述結論。

圖1 黑鷹直升機低懸停點離地高度隨功率差值的變化

3 膝點

對于全部發動機失效的情況，假設膝點離地高度不變，那么，膝點速度與同樣條件下的最小平飛速度存在如下的關系：

AEI狀態，回避區膝點的速度隨最小平飛需用功率速度的增大而增大。注意到，在全部動力失效狀態，VCR基本是隨VMIN線性變化的。

對于部分動力失效狀態，對上式進行如下修正：

其中，W為直升機重力。OEI狀態下，直升機回避區膝點與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關系。

4 高懸停點

5 結論

通過上述分析，可以確定如下的直升機回避區與基本性能的關系：（1）OEI回避區的低懸停點隨懸停需用功率的增大和剩余發動機可用功率差的增大而降低;（2）OEI狀態下，直升機回避區膝點與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關系;（3）OEI狀態下，高懸停點離地高度與最小平飛需用功率速度，以及可用功率和需用功率的比值有關系。上述分析結論對于直升機回避區高原試飛具有一定的指導意義。

參考文獻：

[1]U.S army operations center. FTM706-201 Engineering design handbook_ Helicopter engineering[Z].American： florida，2000.

[2]Jepson， W.D. Some considerations of the landing and take-off characteristics of twin-engine helicopters[C]. J.A.H.S， April，1963：56-62.

[3]NASA. An investigation of the helicopter height-velocity diagram showing effects of density altitude andgross weight[R]. NASA D-4536， Washington，May，1968.

[4]Robert E. Studwell. Helicopter dynamic performance program volume 1_engineer's manual[Z]. American： Washington，1978.