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关于直升机各类飞行性能的分析和计算，笔者有意写成一系列的文章。本文作为该系列的第一篇，主要介绍直升机的垂直上升的极限高度及其求解方法。
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在分析直升机的飞行问题中，我们自然而然可以看出，直升机的飞行性能主要取决于发动机的性能以及旋翼、机身的气动力特性。一般来说，发动机输出给旋翼的功率越大，或者旋翼及机身的气动力特性比较好的时候，直升机就能够飞得更高、更快。
所以说，直升机的飞行性能计算就是越策发动机与旋翼、机身组合后可能达到的飞行性能，其中包括：起飞性能、悬停性能、垂直上升性能、水平最大速度和最小速度的确定、斜向爬升性能、续航时间和航程的计算、自转下降性能等。
除此之外，工程师还应该通过计算分析，给直升机驾驶员提供一些必要的参考数据，比如桨距大小、起飞和着陆的滑跑特性，以及气象条件变化对飞行性能的影响。
飞行性能计算方法体系
直升机飞行性能的计算方法一般分为三种：
根据试验数据来推算
借助于计算机进行模拟分析
宏观地对直升机飞行中的物理现象进行分析，用符合物理现象和机理的简化方法进行计算
在实际直升机型号研制过程中，这三种方法往往都会派上用场，但是在设计初期，工程师们往往会面临不具备试验条件、计算机模拟分析又耗时过长的情况，这时候，第三种方法就体现出其巨大价值了。
尽管该方法由于采取了许多假设，有时会存在精度上的问题，但是工程师们可以通过以往的试验数据对这些假设进行修正，从而使计算结果足够可靠。
垂直上升性能计算
直升机垂直上升的极限高度的计算就包含在直升机垂直上升性能的计算中，在业内，一般将直升机垂直上升的极限高度称为悬停升限，也有称为静升限的。
既然有静升限自然就有动升限，动升限一般指的是直升机爬升飞行能够达到的最大高度，动升限的求解和静升限的求解还是有其差异的，笔者后续会专门写一篇关于动升限求解的，此处略过不讲。
直升机垂直上升性能的计算主要可以分为三个部分：
垂直上升率计算
当发动机的出轴功率比直升机悬停需用功率大的时候，就有一部分剩余功率，既然由剩余功率，直升机就有可能借助这部分功率越过悬停状态，作垂直上升的飞行。
（需用功率分为几个部分，关于其详细说明，读者可以查阅笔者之前发的文章：）
垂直上升的速度就成为垂直上升率。垂直上升率的计算流程如下：
选定可能的飞行高度点，常规计算中我们会选取0~3000米，每隔500米为一个计算点；
根据给定的直升机重量，计算个高度处直升机的悬停需用功率（关于悬停需用功率的计算，涉及到复杂的推导，笔者后续会撰文详细说明），此处，我们可以采用查表法，找到相应的旋翼可用功率系数，然后用如下公式计算出旋翼需用功率：
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根据发动机的高度特性曲线（由于不同高度大气特性不同，所以发动机的功率是随高度变化的）确定其出轴功率，也就是直升机的总可用功率；
将可用功率减去悬停功率就是剩余功率；
计算垂直上升率的第一次近似值：
由于垂直上升时候，气流相对直升机向下运动，所以直升机只需要更小的诱导作用就可以把气流从桨盘上方转移到桨盘下方，所以直升机垂直上升的诱导功率小于悬停时候所需要的诱导功率，垂直上升率的精确值应当比第5步中计算得出的更大，一般我们认为是其1.8倍，也就是最终的垂直上升率为1.8V；
计算各个高度的高度和垂直上升率，并在一张横轴为垂直上升率，纵轴和高度的图上标示出来，连点成线，就能计算任意一个高度的垂直上升率了。
垂直上升时间计算
根据上述求解的出高度-垂直上升率图像，我们可以利用图解法轻松得到任意两个高度之间的垂直上升时间，其计算原理就是：
悬停升限的确定
有了高度-垂直上升率的曲线图，我们只要找到垂直上升率为0.5米/秒对应的高度点，此高度就是直升机的悬停升限，也就是垂直上升的极限高度。
有读者可能会问，悬停升限为什么不是垂直上升率为0的点呢？这就是理论计算和实际情况的差别，实际飞行中，飞行器垂直上升是非常耗费燃油的。有些机种在正常重量下，甚至在海平面都悬停不住。只有消耗掉一定的燃油，减轻了直升机的重量，才能实现悬停和垂直上升。而实际飞行中，如果真的飞到垂直上升率为零的点，那么这时候，旋翼所有的可用功率都用于悬停消耗，一旦出现任何干扰情况，整机都将处于危险境地，所以悬停升限也必须要控制在合理的范围内。
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