基本介紹
- 中文名：單發實用升限
- 外文名：single-engine practical ceiling
- 別名：單發使用升限
- 類屬：航空航天
- 分類：實用升限與理論升限
- 單位：米
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概念背景
升限是指飛行器依靠自己具有的能力所能達到的極限高度，它有理論升限與實用升限之分。飛行中，如果發動機的可用推力等於飛機的需用推力，則飛機保持一定的速度平飛；如果可用推力大於需用推力，則剩餘推力可使飛機加速和上升。隨著高度的增加，空氣逐漸稀薄，進入發動機的空氣越來越少，推力(功率)也越來越小，因而飛機上升越來越慢。通常規定最大上升率減小到5m/s的高度，叫做實用升限。最大上升率減小到零的高度，叫做絕對升限，也叫理論升限，沒有什麼實際意義。如P-40戰鬥機實用升限：8840米，絕對升限：9327米；伊爾-12實用升限8951米，絕對升限9040米。
定義概念
飛機升限
當航空器的飛行高度逐漸增加時，外界氣壓和氧氣濃度會隨高度的增加而降低，從而影響發動機的進氣量，進入發動機的進氣量減少，其推力一般也將減小。達到一定高度時，航空器因推力不足，已無爬高能力而只能維持平飛，此高度即為航空器的升限。 “升限”對戰鬥機是一項重要性能。殲擊機升限比敵機高，就可居高臨下，取得主動權。飛機依靠本身動力上升所能達到的最大飛行高度叫做飛機升限。飛機升限分為理論升限和實用升限(或靜升限)。
理論升限
理論升限（absolute aerodynamic ceiling // theoretical ceiling），亦稱“絕對升限”。飛機穩定上升，上升率減小到零時的最大飛行高度。因高空飛行時，隨著飛機高度的增加，剩餘推力越來越小，上升率也隨之變小漸至為零，每上升1米所需的時間也越來越長，要達到上升率為零的高度所需的時間幾乎無窮大，而飛機的油量有限。所以用直線穩定上升的辦法實際是達不到這一高度的。這一高度是根據理論計算得出的，並非是實際飛行所能達到的升限。
實用升限
實用升限又稱“使用升限”，以特定的最大爬升功率，在給定爬升率和給定重的條件下，航空器所能達到的最大平飛高度。指為保持一定推力儲備和良好的操 縱性、安定性，實際使用規定上升率為 某一值的升限。國際上規定的實用升限是亞聲速、超聲速飛行中，最大上升率 分別達0.5/秒和5米/秒的飛行高度。實用升限表示最大重量的飛機在光潔構型和最大連續功率條件下，以最佳爬升率的空速飛行而能產生100ft/min爬升速率的最大密度高度。在飛機的技術說明書上，所給的數據通常為該機的實用升限。
戰鬥升限
此外，對於軍用飛機，把在亞音速飛行最大爬升率為2.5米/秒時所能達到的高度；在超音速飛行，最大爬升率為5米/秒時的飛行高度定義為戰鬥升限。
動升限
它指的是飛機在可操縱條件下，從低於靜升限的某一飛行高度通過躍升將一部分動能轉為位能所能到達的最大飛行高度。
影響因素
單發升限通常受飛機重量、外界溫度等的限制，奧凱航空計算MA60飛機單發淨升限，是基於單發最大連續功率，起飛重量為20000公斤，ISA+10°C，襟翼0°，空調打開，防冰關閉，所得單發淨升限為11800英尺。圖1中列出了不同道面情況下MA60飛機在蘭州機場36號跑道上的最大允許起飛重量。計算條件：場面溫度20℃、起飛襟翼5，空調關，引氣關，無風。
由圖1數據可以看出，MA60飛機在蘭州機場濕跑道上運行時，與乾跑道起飛情況相比，由於受到第二段爬升梯度限制，最大允許起飛重量不變，但是起飛滑跑距離、起飛距離、加速停止距離都會相應增加。對於高原短跑道機場乾濕跑道允許的最大起飛重量的差別會更大。
圖1 正常條件下單發爬升淨升限
套用
單發實用升限最強直升機
世界上爬升最高的直升機是法國航字工業公司生產的單發輕型多用直升機——SA315B“美洲駝”。它是根據印度軍方的要求設計、製造的用在山區飛行的一種直升機。1969 年，“美洲駝”在世界屋脊喜馬拉雅山作飛行表演，曾載著兩名乘員在7500 米的高山上實現了起飛降落。1972 年6 月，這架飛機在法國伊斯特試飛中心做飛行表演時，又創造了起飛25 分鐘後爬升至12442 米高度的絕對飛行高度紀錄，這個紀錄一直保持至今。在直升機中，爬高本領最強的就數“美洲駝”了。
直升機的最有用的地方是可以懸停和不限降落，它不具有飛那么高的配置，不是怕摔的很慘，它飛不了那么高，另外直升機應該有傘包給乘員應急用。花綠色的應該是指軍用直升機，那是偽裝色。一般直升機的實用升限為4000-6000m。
使用升限對發動機的匹配
徐斌，譚龍興，楊世春等在《北京航空航天大學學報》中通過對增壓活塞發動機與飛機的動力學分析，得到了使用升限上最大爬升率對螺旋槳和發動機的動力要求，提出了使用升限上發動機可調範圍與剩餘功率的要求。 對增壓器匹配提出了新的要求，即使用升限範圍內保證飛機巡航工況能夠恢復海平面功率。通過某發動機的仿真分析，確定了其使用升限高度的可調工況範圍，理論分析了增壓器參數對可調範圍的影響，給出了匹配原理與建議。該過程也可用來校驗使用升限高度下安全性可調裕度，有助於安全操控。
最後得出的結論為：
1) 對飛機、發動機的匹配過程與發動機、 增壓器匹配過程進行聯合分析，通過對飛機、 螺旋槳的動力性分析將使用升限對爬升率的要求轉化為發動機的剩餘功率要求， 並提出使用升限高度發動機工況可調範圍的要求。
2) 建立了某發動機可用仿真模型並分析了其使用升限高度的可調範圍和剩餘功率， 以此驗證了安全調節範圍要求。
3) 分析了渦輪增壓發動機可調範圍的影響因素。在滿足壓氣機流量範圍、 增壓比範圍的基礎上，可調範圍主要受膨脹比、 綜合效率與廢氣閥放氣質量的影響。
