一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法与流程

本发明一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法属于飞行试验技术领域。

背景技术：

对于装备两台或两台以上发动机的A类直升机，在全发工作状态(All engines operating，简称AEO)起飞过程中，一旦出现单发失效(One engine inoperative，简称OEI)，必须选择继续起飞，或者中断起飞。因此，在A类直升机起飞轨迹上需要定义一个由高度、速度两个参数定义的起飞临界决断点(Takeoff decision point，简称TDP)，以起飞临界决断点作为起飞过程中出现单发失效后是否需要立即着陆的分割点。

直升机起飞临界决断点受到直升机的飞行重量、大气温度和大气压力的综合影响，需要通过飞行试验确定起飞临界决断点，相关飞行试验方法在AIAA出版的《直升机试验与评估》(Helicopter Test and Evaluation,Alastair K.Cooke and Eric W.H.Fitzparrick,AIAA,US,2002.)中有详细的描述，《直升机试验与评估》中的试飞方法需要通过多架次试飞确定飞行重量、大气温度和大气压力对直升机起飞决断点的影响，时间和经济成本高，风险大。

技术实现要素：

本发明的目的：提供一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法，以进行直升机起飞临界决断点试飞。

本发明的技术方案：

一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1:对直升机进行平飞性能试飞，确定直升机的平飞性能，按照公式(1)～(3)对直升机的功率P，重量W和速度V进行规格化处理，得到规格化平飞性能曲线族；

其中：PN，WN，VN分别为规格化功率、规格化重量和规格化速度；σ为大气密度比，即实际大气密度与1.225kg/m³的比值；ω为实际旋翼转速与标准旋翼转速的比值；

步骤2:对直升机进行爬升性能试飞，直升机以预先设定的不同爬升率分别进行爬升性能试飞，获取实际爬升率VV，按照公式(4)、(5)对实际爬升率VV、理论爬升率V’进行规格化处理，得到直升机规格化爬升率修正关系；

其中，理论爬升率V’是对步骤1确定的规格化平飞性能曲线族中的数据进行插值，计算与直升机进行爬升性能试飞时的飞行重量、功率、大气密度和飞行速度相同状态下的理论爬升率V’；

悬停诱导速度Vih是与直升机进行爬升性能试飞时的飞行重量、大气密度相同状态下的悬停诱导速度Vih，

计算获得规格化实际爬升率VVN和理论爬升率V’N；

步骤3:确定直升机在实际试飞时的大气温度、压力条件，并按照CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》29.67条A类直升机对爬升性能的要求，根据步骤1、2中得到的直升机规格化平飞性能曲线族、规格化爬升率修正关系，确定直升机的最大起飞重量；

步骤4：按照直升机预定的起飞程序，依据步骤3所确定的直升机的最大起飞重量，分别对直升机进行起飞临界决断点继续起飞和终止起飞试飞，最终确定起飞临界决断点。

在步骤1中进行直升机平飞性能试飞时，采用变气压高度的直升机平飞性能试飞方法，保持规格化平飞性能曲线族上的每条曲线对应的规格化质量WN不变。

在步骤2中进行直升机爬升性能试飞时，以0.5m/s的爬升率作为直升机爬升性能的起始状态，并设定0.5m/s的爬升率间隔进行爬升性能试飞。

在步骤3中确定直升机的最大起飞重量时，以直升机0.5m/s的爬升率对应的重量作为直升机的最大起飞重量。

本发明的优点：

根据直升机平飞性能、爬升性能试飞得到的规格化平飞性能曲线族和规格化爬升率修正关系，确定直升机的最大起飞重量开展起飞临界决断点试飞，试飞架次需求少，时间、经济成本低，风险小。

附图说明

图1为规格化平飞性能曲线族示意图。

图2为规格化爬升率修正关系示意图。

图3为起飞临界决断点继续起飞试验逼近程序示意图。

图4为起飞临界决断点中止起飞试验逼近程序示意图。

图5为起飞临界决断点继续和中止起飞规定的飞行程序图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行进一步详细的说明。

一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1:对直升机进行平飞性能试飞，确定直升机的平飞性能，按照公式(1)～(3)对直升机的功率P，重量W和速度V进行规格化处理，得到规格化平飞性能曲线族，如图1所示；

其中：PN，WN，VN分别为规格化功率、规格化重量和规格化速度；σ为大气密度比，即实际大气密度与1.225kg/m³的比值；ω为实际旋翼转速与标准旋翼转速的比值；

步骤2:对直升机进行爬升性能试飞，直升机以预先设定的不同爬升率分别进行爬升性能试飞，获取实际爬升率VV，按照公式(4)、(5)对实际爬升率VV、理论爬升率V’进行规格化处理，得到直升机规格化爬升率修正关系；

其中，理论爬升率V’是对步骤1确定的规格化平飞性能曲线族中的数据进行插值，计算与直升机进行爬升性能试飞时的飞行重量、功率、大气密度和飞行速度相同状态下的理论爬升率V’；

悬停诱导速度Vih是与直升机进行爬升性能试飞时的飞行重量、大气密度相同状态下的悬停诱导速度Vih，

计算获得规格化实际爬升率VVN和理论爬升率V’N；

步骤3:确定直升机在实际试飞时的大气温度、压力条件，并按照CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》29.67条A类直升机对爬升性能的要求，根据步骤1、2中得到的直升机规格化平飞性能曲线族、规格化爬升率修正关系，确定直升机的最大起飞重量；

步骤4：按照直升机预定的起飞程序，依据步骤3所确定的直升机的最大起飞重量，分别对直升机进行起飞临界决断点继续起飞和终止起飞试飞，最终确定起飞临界决断点。

参照图3、图4中所示的逼近程序，按照图5规定的程序分别进行起飞临界决断点继续起飞试验和中止起飞试飞，确定直升机在预定起飞程序对应的起飞轨迹上，单发失效后继续起飞和中止起飞能力。直升机在起飞轨迹上同时具备单发失效后继续起飞和中止起飞能力的状态点即为起飞临界决断点，该状态点对应的飞行速度和离地高度可用于确定该起飞轨迹下的起飞临界决断点。

在步骤1中进行直升机平飞性能试飞时，采用变气压高度的直升机平飞性能试飞方法，保持规格化平飞性能曲线族上的每条曲线对应的规格化质量WN不变。

在步骤2中进行直升机爬升性能试飞时，以0.5m/s的爬升率作为直升机爬升性能的起始状态，并设定0.5m/s的爬升率间隔进行爬升性能试飞。

在步骤3中确定直升机的最大起飞重量时，以直升机0.5m/s的爬升率对应的重量作为直升机的最大起飞重量。