垂直飛行

垂直飛行性能包括：在定常狀態(作用在直升機上的力和力矩都處於平衡的、無加速度運動的狀態)下，不同高度的垂直上升速度不同，垂直上升速度為零所對應的極限高度，為理論靜升限，也叫懸停高度。這個高度是個理論值，是達不到的。因此，通常把垂直上升速度為0．5 m/s所對應的高度稱為實用靜升限，或叫實用懸停高度。 ^[2] 

直升機的垂直上升性能主要取決於直升機本身的氣動性能、直升機的重量和發動機的高空性能，當然還與外界條件(如大氣温度、氣壓、濕度等)有關。垂直上升陛能計算的基本方法是功率法。它從直升機應保持力的平衡和功率平衡的基本點出發，建立計算公式和計算方法。 ^[3] 

垂直上升

直升機在四周有較高障礙物的狹小場地懸停起飛後無法以爬升飛行方式超越障礙物,垂直上升飛行是超越障礙物獲取飛行高度的有效方式。在上述情況下一些特殊空間和區域作 業,直升機的垂直上升性能則具有非常重要的實用價值。

垂直下降

直升機的垂直下降與垂直上升相反,利用它可以使直升機在被高大障礙物所包圍的狹小 場地着陸。由於這時旋翼的誘導速度與其運動的相對來流方向相反,流經槳盤的兩股方向相反的氣流使旋翼流場變得更加複雜。隨着下降率的增加,當兩股氣流的速度數值十分接近時,直升機會進入不穩定的“渦環狀態”,這時經典的動量理論不能反映流過旋翼氣流的流 動規律,通常利用以實驗為基礎的半經驗理論進行描述。

對直升機的垂直飛行性能的研究，直升機空氣動力學的經典理論分為滑流理論、葉素理論和渦流理論。這些理論從不同的研究側面對求解直升機垂直飛行狀態給出了理論方法，在計算研究領域得到了廣泛的應用，但這些方法難以準確可靠地模擬直升機垂直飛行的渦環狀態。風洞試驗是直升機研究的重要手段之一，理論分析必須和風洞試驗相互驗證考核相關性，才能夠保證二者的合理性、準確性，相互推動共同發展。

在立式風洞中更接近真實垂直飛行的流動條件，利用風洞的相對來流來模擬直升機的垂直飛行狀態，可準確模擬直升機上升、低速下降、渦環等狀態。

垂直飛行狀態的模擬

立式風洞的試驗段來流方向是從下到上，試驗通過相對運動原理實現對旋翼模型上升和下降狀態的模擬。試驗枱主台體向上的情況模擬的是旋翼下降狀態；主台體向上的情況下，將槳葉上下表面倒置安裝在槳轂支臂上，並改變旋翼旋轉方向以保證槳葉的翼型前緣“切割”空氣，此時旋翼尾流向上，與風洞氣流方向一致，模擬的是旋翼上升狀態。在模擬旋翼下降狀態時，根據具體所需模擬的試驗狀態，在低風速時可模擬渦環狀態；逐漸增加來流風速，可模擬風車等狀態。通過調節旋翼軸傾角，可模擬垂直升降和傾斜升降狀態。 ^[4] 

上升或下降試驗

帶旋翼模型的上升或下降試驗的一般步驟如下。

(1)採集各主軸傾角狀態下的所有通道的初始值。

(2)總距角、週期變距角、主軸傾角均為0°時啓動旋翼至工作轉速。

(3)啓動風洞至所需風速，風速變化的同時應同步調整模型狀態，通過調整總距角逐漸增大旋翼拉力，並通過調整縱、橫向週期變距角使旋翼俯仰力矩、旋翼滾轉力矩為零(或極小值)。

(4)按試驗條件的要求操縱主軸傾角和風速，通過調整總距角達到要求值，並通過調整縱、橫向週期變距角使旋翼俯仰力矩、旋翼滾轉力矩為零(或極小值)，達到試驗狀態後採集各通道信號。

(5)調整主軸傾角、總距角和風速到下一試驗狀態。

(6)重複步驟(4)、(5)的操作，直至完成各試驗內容。

(7)風洞的風速逐漸減小，同時配平旋翼模型。

(8)風速完全為零後，旋翼停車，並採集各通道回零信號。

旋翼模型上升或下降試驗需要測量和記錄的參數包括風速、旋翼軸傾角、旋翼轉速、旋翼拉力、旋翼側向力、旋翼後向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滾轉力矩、旋翼軸扭矩、旋翼功率、總距角、縱向週期變距角、橫向週期變距角、操縱拉桿載荷等，並記錄試驗時間、大氣温度、大氣壓力、空氣密度等參數。 ^[4]