基于参考重量的直升机航程性能试飞研究

李亮明

（中国飞行试验研究院 飞机所，陕西 西安 710089）

直升机的航程性能是在直升机装载一定量燃油的情况下，直升机飞过的空中距离。航程性能是直升机重要的性能指标之一[1]。飞行试验的目的是通过试验确定直升机最有利的巡航高度、巡航速度、旋翼转速和最大航程，为评估直升机战术技术性能指标提供依据。

直升机航程性能是通过分别确定直升机平飞、爬升和下降状态的油耗特性得到的。直升机航程性能受到直升机构形、重量、旋翼转速、飞行速度、飞行高度、大气压力、大气温度和发动机油耗特性等诸多因素的综合影响，难以通过飞行试验一一确定这些因素的影响，通常采用以旋翼相似和动力相似理论为基础的无因次试飞方法。本文分析了航程性能的影响因素，给出了基于参考重量的数据处理方法。以某型直升机为例，分析了最大航程所需的条件，对比了不同巡航条件下的航程结果，得到了有益的结论。

1  航程性能的影响因素

考核直升机航程性能的主要参数是比航程SAR。比航程定义为每单位质量燃油所飞过的距离，单位是km/kg。以恒定真空速V飞过的距离为，其中t为巡航状态所花费的时间。同样，总的燃油消耗等于，其中G是小时耗油率。所以，比航程可由下式定义：

引入发动机单位功率耗油率（SFC），即产生单位功率的燃油流量，则可以给出：

式中：P为直升机平飞需用功率；s为单位功率耗油率。

式中：W为直升机重量；σ为大气密度比；θ为大气温度比；ω为旋翼转速比。

由上式可以看出，直升机的平飞需用功率主要受飞行重量、真空速、大气密度和旋翼转速等因素的影响，因此，上述因素也影响着直升机的油耗特性。若不考虑桨尖压缩性和桨叶失速的影响，则参考旋翼转速可忽略。在等高定速巡航中，直升机需用功率和耗油率随飞行重量增加而增加。试飞数据表明：装备涡轮轴发动机的直升机耗油率随飞行重量基本呈线性变化关系，所以随飞行重量的增大，SAR降低，直升机的航程减小，即：

假设单位功率耗油率s为常值，由公式（2）可知，比航程直接与需用功率随前飞速度的变化有关。一定平飞条件下，当V/P最大或P/V最小时，获得最大比航程，即可获得最大航程，最大航程对应的速度VMR为最佳远航速度。

在高速前飞状态下，使用高速近似，旋翼诱导速度为：

应用典型的经验数据，总需用功率可写成[2]：

最大SAR将出现在P/V最小时的速度，也就是当即可获得最大航程。如果假设型阻功率随速度近似不变，此时：

则：

2  最佳远航速度 /高度的确定

基于参考重量对某型直升机进行了平飞和航程性能试飞，试飞中通过改变密度高度，保持参考重量不变，得到了不同参考重量条件下，参考功率随参考速度的变化关系，如图1所示。

图1 参考功率随参考重量和参考速度变化曲线

图2 （V/P）σω2随参考重量和参考速度变化曲线

图1 可用来确定在任何质量下保证最大SAR的高度、旋翼转速和真空速范围。假设单位功率耗油率s在研究范围内不变，则SAR与V/P成正比。如果用参考速度除以参考功率，则可以得到（V/P）σω2随参考重量W/σω2的变化趋势，如图2所示。由图2可以确定（V/P）σω2最佳值随参考重量和参考速度的变化关系。

若要确定给定质量条件下保证最大航程所需的飞行条件，包括飞行高度（相对密度）、飞行速度和旋翼转速，则必须评定V/P随σω2的变化。使用从图2上得到的最佳（V/P）σω2和W/σω2数据，可以画出给定质量下V/P随σω2的变化，如图3所示。图3表明,对于给定的真实质量，有一个给出最优V/P的唯一σω2值，或者说有一个给出最大航程的唯一参考重量或CT值；最优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]；为保证得到最优的航程性能，需要随燃油消耗改变飞行高度或调整旋翼转速。实际飞行中，考虑有动力旋翼转速、真空速、飞行高度等相关限制，航程性能可能进一步减小。

3  燃油消耗率变化的影响

前文分析中假设单位功率耗油率在研究范围内为常量，但实际的发动机肯定与这个假设不符。根据发动机相似理论，给出了样例直升机单位功率耗油率s随参考功率的变化关系，见图4。由图可知，随发动机功率增加，单位功率耗油率减小，发动机工作更有效。因此，要达到最大的SAR，通常需要比预测稍高的旋翼转速和真空速飞行，需用功率附加值则通过更高的燃油效率来补偿。

图3 （V/P）随直升机重量和σω2变化曲线

图4 单位功率耗油率随换算功率变化曲线

4  续航性能数据处理

由于燃气涡轮发动机的燃油流量取决于其产生的功率，可假设G=f（P），因此参考燃油流量直接与参考功率有关，即：

同样的，由无因次分析可得到参考比航程随参考重量、参考真空速和参考旋翼转速的关系，如下所示：

样例直升机续航性能曲线如图5、图6所示。

图5 参考燃油流量随参考重量和参考速度变化

图6 参考比航程随参考重量和参考速度变化曲线

5  直升机航程性能实例分析

仍以样例直升机为例，给定图3所示的变化范围，即巡航重量11000～13000kg，可用燃油2000kg，旋翼转速不可变。表1给出了直升机在标准大气条件（ISA）、不同巡航高度下的航程性能计算结果。其中，策略1采用理论预测的最优策略进行巡航，得到最优航程为600km。然而，这需要随着燃耗持续改变巡航高度和速度，在实际飞行中是极不方便的。实际飞行中发现，采用一种简化的飞行策略，航程并不会有明显降低，即保持巡航高度约为最优巡航高度的均值（3000m），同时保持最佳远航速度，航程仅仅减小了4%。但进一步降低巡航高度为2000m时，航程则减小了15%。因此，巡航飞行中持续改变巡航高度带来的收益并不大，但必须选择合理的巡航高度和速度。

表1 航程结果均未考虑爬升对航程的影响，GJB2186-1994《军用直升机飞行性能规范》中要求使用最大连续功率进行爬升，通常选用不同高度有利爬升速度进行爬升。动力下降阶段对于直升机功率没有严格要求，通常选择3～5m/s下降率。以3000m巡航为例，计算爬升、下降油耗和飞行距离，相比于表1结果，航程损失约为12km，可见在选择巡航高度时，爬升、下降带来的航程损失并不是决定性的因素。

表1 不同巡航高度下的航程计算结果（ISA）

6  结束语

通过理论和实例分析，可以得到以下结论：

（1）最大比航程与飞行重量呈反比；

（2）最大比航程的真空速正比于飞行重量的0.5次方；

（3）对于给定的飞行重量，存在一个给出最大比航程的唯一参考重量或CT值；

（4）实际飞行时可以选择合适的巡航高度并以最佳远航速度巡航，航程相比最优理论值并不会明显降低，继续降低高度则航程会有明显降低。