[發(fā)明專(zhuān)利]一種基于最大性能的直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811263987.0
• 申請(qǐng)日: 2018-10-26
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109625315B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-04-19
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張華;呂增歲;沈靂;李亮明;趙敬超
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院
• 主分類(lèi)號(hào): B64F5/60
• 分類(lèi)號(hào): B64F5/60
• 代理公司: 中國(guó)航空專(zhuān)利中心 11008
• 代理人: 杜永保

一種基于最大性能的直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛方法屬于飛行試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，本發(fā)明根據(jù)直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛的特點(diǎn)，首先進(jìn)行直升機(jī)平飛性能和爬升性能試飛，得到規(guī)格化平飛性能曲線(xiàn)族和規(guī)格化爬升率修正關(guān)系，然后按照CCAR?29?R1中A類(lèi)直升機(jī)爬升性能的要求，并根據(jù)規(guī)格化平飛性能曲線(xiàn)族、爬升率修正關(guān)系確定直升機(jī)的最大起飛重量，最后以該重量按預(yù)定的程序完成直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)的試飛，解決了直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本高的問(wèn)題，縮減了試飛架次和成本。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明一種基于最大性能的直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛方法屬于飛行試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

對(duì)于裝備兩臺(tái)或兩臺(tái)以上發(fā)動(dòng)機(jī)的A類(lèi)直升機(jī)，在全發(fā)工作狀態(tài)(All enginesoperating，簡(jiǎn)稱(chēng)AEO)起飛過(guò)程中，一旦出現(xiàn)單發(fā)失效(One engine inoperative，簡(jiǎn)稱(chēng)OEI)，必須選擇繼續(xù)起飛，或者中斷起飛。因此，在A類(lèi)直升機(jī)起飛軌跡上需要定義一個(gè)由高度、速度兩個(gè)參數(shù)定義的起飛臨界決斷點(diǎn)(Takeoff decision point，簡(jiǎn)稱(chēng)TDP)，以起飛臨界決斷點(diǎn)作為起飛過(guò)程中出現(xiàn)單發(fā)失效后是否需要立即著陸的分割點(diǎn)。

直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)受到直升機(jī)的飛行重量、大氣溫度和大氣壓力的綜合影響，需要通過(guò)飛行試驗(yàn)確定起飛臨界決斷點(diǎn)，相關(guān)飛行試驗(yàn)方法在AIAA出版的《直升機(jī)試驗(yàn)與評(píng)估》(Helicopter Test and Evaluation,Alastair K.Cooke and EricW.H.Fitzparrick,AIAA,US,2002.)中有詳細(xì)的描述，《直升機(jī)試驗(yàn)與評(píng)估》中的試飛方法需要通過(guò)多架次試飛確定飛行重量、大氣溫度和大氣壓力對(duì)直升機(jī)起飛決斷點(diǎn)的影響，時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本高，風(fēng)險(xiǎn)大。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：提供一種基于最大性能的直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛方法，以進(jìn)行直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

一種基于最大性能的直升機(jī)起飛臨界決斷點(diǎn)試飛方法，所述方法包括以下步驟：

步驟1:對(duì)直升機(jī)進(jìn)行平飛性能試飛，確定直升機(jī)的平飛性能，按照公式(1)～(3)對(duì)直升機(jī)的功率P，重量W和速度V進(jìn)行規(guī)格化處理，得到規(guī)格化平飛性能曲線(xiàn)族；

其中：P_N，W_N，V_N分別為規(guī)格化功率、規(guī)格化重量和規(guī)格化速度；σ為大氣密度比，即實(shí)際大氣密度與1.225kg/m³的比值；ω為實(shí)際旋翼轉(zhuǎn)速與標(biāo)準(zhǔn)旋翼轉(zhuǎn)速的比值；

步驟2:對(duì)直升機(jī)進(jìn)行爬升性能試飛，直升機(jī)以預(yù)先設(shè)定的不同爬升率分別進(jìn)行爬升性能試飛，獲取實(shí)際爬升率V_V，按照公式(4)、(5)對(duì)實(shí)際爬升率V_V、理論爬升率V’進(jìn)行規(guī)格化處理，得到直升機(jī)規(guī)格化爬升率修正關(guān)系；

其中，理論爬升率V’是對(duì)步驟1確定的規(guī)格化平飛性能曲線(xiàn)族中的數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，計(jì)算與直升機(jī)進(jìn)行爬升性能試飛時(shí)的飛行重量、功率、大氣密度和飛行速度相同狀態(tài)下的理論爬升率V’；

懸停誘導(dǎo)速度V_ih是與直升機(jī)進(jìn)行爬升性能試飛時(shí)的飛行重量、大氣密度相同狀態(tài)下的懸停誘導(dǎo)速度V_ih，

計(jì)算獲得規(guī)格化實(shí)際爬升率V_VN和理論爬升率V’_N；