[科普中国]-单发实用升限

概念背景

升限是指飞行器依靠自己具有的能力所能达到的极限高度，它有理论升限与实用升限之分。飞行中，如果发动机的可用推力等于飞机的需用推力，则飞机保持一定的速度平飞；如果可用推力大于需用推力，则剩余推力可使飞机加速和上升。随着高度的增加，空气逐渐稀薄，进入发动机的空气越来越少，推力(功率)也越来越小，因而飞机上升越来越慢。通常规定最大上升率减小到5m/s的高度，叫做实用升限。最大上升率减小到零的高度，叫做绝对升限，也叫理论升限，没有什么实际意义。如P-40战斗机实用升限：8840米，绝对升限：9327米；伊尔-12实用升限8951米，绝对升限9040米3。

定义概念飞机升限当航空器的飞行高度逐渐增加时，外界气压和氧气浓度会随高度的增加而降低，从而影响发动机的进气量，进入发动机的进气量减少，其推力一般也将减小。达到一定高度时，航空器因推力不足，已无爬高能力而只能维持平飞，此高度即为航空器的升限。 “升限”对战斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可居高临下，取得主动权。飞机依靠本身动力上升所能达到的最大飞行高度叫做飞机升限。飞机升限分为理论升限和实用升限(或静升限)4。

理论升限理论升限（absolute aerodynamic ceiling // theoretical ceiling）5，亦称“绝对升限”。飞机稳定上升，上升率减小到零时的最大飞行高度。因高空飞行时，随着飞机高度的增加，剩余推力越来越小，上升率也随之变小渐至为零，每上升1米所需的时间也越来越长，要达到上升率为零的高度所需的时间几乎无穷大，而飞机的油量有限。所以用直线稳定上升的办法实际是达不到这一高度的。这一高度是根据理论计算得出的，并非是实际飞行所能达到的升限2。

实用升限实用升限又称“使用升限”，以特定的最大爬升功率，在给定爬升率和给定重的条件下，航空器所能达到的最大平飞高度。指为保持一定推力储备和良好的操 纵性、安定性，实际使用规定上升率为 某一值的升限。国际上规定的实用升限是亚声速、超声速飞行中，最大上升率 分别达0.5/秒和5米/秒的飞行高度6。实用升限表示最大重量的飞机在光洁构型和最大连续功率条件下，以最佳爬升率的空速飞行而能产生100ft/min爬升速率的最大密度高度7。在飞机的技术说明书上，所给的数据通常为该机的实用升限。

战斗升限此外，对于军用飞机，把在亚音速飞行最大爬升率为2.5米/秒时所能达到的高度；在超音速飞行，最大爬升率为5米/秒时的飞行高度定义为战斗升限。

动升限它指的是飞机在可操纵条件下，从低于静升限的某一飞行高度通过跃升将一部分动能转为位能所能到达的最大飞行高度。

影响因素单发升限通常受飞机重量、外界温度等的限制，奥凯航空计算MA60飞机单发净升限，是基于单发最大连续功率，起飞重量为20000公斤，ISA+10°C，襟翼0°，空调打开，防冰关闭，所得单发净升限为11800英尺。下图中列出了不同道面情况下MA60飞机在兰州机场36号跑道上的最大允许起飞重量。计算条件：场面温度20℃、起飞襟翼5，空调关，引气关，无风。

由下图数据可以看出，MA60飞机在兰州机场湿跑道上运行时，与干跑道起飞情况相比，由于受到第二段爬升梯度限制，最大允许起飞重量不变，但是起飞滑跑距离、起飞距离、加速停止距离都会相应增加。对于高原短跑道机场干湿跑道允许的最大起飞重量的差别会更大8。

应用单发实用升限最强直升机世界上爬升最高的直升机是法国航字工业公司生产的单发轻型多用直升机——SA315B“美洲驼”。它是根据印度军方的要求设计、制造的用在山区飞行的一种直升机。1969 年，“美洲驼”在世界屋脊喜马拉雅山作飞行表演，曾载着两名乘员在7500 米的高山上实现了起飞降落。1972 年6 月，这架飞机在法国伊斯特试飞中心做飞行表演时，又创造了起飞25 分钟后爬升至12442 米高度的绝对飞行高度纪录，这个纪录一直保持至今。在直升机中，爬高本领最强的就数“美洲驼”了。

直升机的最有用的地方是可以悬停和不限降落，它不具有飞那么高的配置，不是怕摔的很惨，它飞不了那么高，另外直升机应该有伞包给乘员应急用。花绿色的应该是指军用直升机，那是伪装色。一般直升机的实用升限为4000-6000m9。

使用升限对发动机的匹配徐斌，谭龙兴，杨世春等在《北京航空航天大学学报》中通过对增压活塞发动机与飞机的动力学分析，得到了使用升限上最大爬升率对螺旋桨和发动机的动力要求，提出了使用升限上发动机可调范围与剩余功率的要求。 对增压器匹配提出了新的要求，即使用升限范围内保证飞机巡航工况能够恢复海平面功率。通过某发动机的仿真分析，确定了其使用升限高度的可调工况范围，理论分析了增压器参数对可调范围的影响，给出了匹配原理与建议。该过程也可用来校验使用升限高度下安全性可调裕度，有助于安全操控。

最后得出的结论为：

1) 对飞机、发动机的匹配过程与发动机、 增压器匹配过程进行联合分析，通过对飞机、 螺旋桨的动力性分析将使用升限对爬升率的要求转化为发动机的剩余功率要求， 并提出使用升限高度发动机工况可调范围的要求。
2) 建立了某发动机可用仿真模型并分析了其使用升限高度的可调范围和剩余功率， 以此验证了安全调节范围要求。
3) 分析了涡轮增压发动机可调范围的影响因素。在满足压气机流量范围、 增压比范围的基础上，可调范围主要受膨胀比、 综合效率与废气阀放气质量的影响10。