更新时间：2022-08-25 12:25
垂直飞行(包括垂直上升和垂直下降)是直升机特有的一种飞行状态。保持等速垂直上升和下降的条件基本相同。
垂直飞行性能包括：在定常状态(作用在直升机上的力和力矩都处于平衡的、无加速度运动的状态)下，不同高度的垂直上升速度不同，垂直上升速度为零所对应的极限高度，为理论静升限，也叫悬停高度。这个高度是个理论值，是达不到的。因此，通常把垂直上升速度为0．5 m/s所对应的高度称为实用静升限，或叫实用悬停高度。
直升机的垂直上升性能主要取决于直升机本身的气动性能、直升机的重量和发动机的高空性能，当然还与外界条件(如大气温度、气压、湿度等)有关。垂直上升陛能计算的基本方法是功率法。它从直升机应保持力的平衡和功率平衡的基本点出发，建立计算公式和计算方法。
垂直上升
直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物,垂直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。在上述情况下一些特殊空间和区域作 业,直升机的垂直上升性能则具有非常重要的实用价值。
垂直下降
直升机的垂直下降与垂直上升相反,利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小 场地着陆。由于这时旋翼的诱导速度与其运动的相对来流方向相反,流经桨盘的两股方向相反的气流使旋翼流场变得更加复杂。随着下降率的增加,当两股气流的速度数值十分接近时,直升机会进入不稳定的“涡环状态”,这时经典的动量理论不能反映流过旋翼气流的流 动规律,通常利用以实验为基础的半经验理论进行描述。
对直升机的垂直飞行性能的研究，直升机空气动力学的经典理论分为滑流理论、叶素理论和涡流理论。这些理论从不同的研究侧面对求解直升机垂直飞行状态给出了理论方法，在计算研究领域得到了广泛的应用，但这些方法难以准确可靠地模拟直升机垂直飞行的涡环状态。风洞试验是直升机研究的重要手段之一，理论分析必须和风洞试验相互验证考核相关性，才能够保证二者的合理性、准确性，相互推动共同发展。
在立式风洞中更接近真实垂直飞行的流动条件，利用风洞的相对来流来模拟直升机的垂直飞行状态，可准确模拟直升机上升、低速下降、涡环等状态。
垂直飞行状态的模拟
立式风洞的试验段来流方向是从下到上，试验通过相对运动原理实现对旋翼模型上升和下降状态的模拟。试验台主台体向上的情况模拟的是旋翼下降状态；主台体向上的情况下，将桨叶上下表面倒置安装在桨毂支臂上，并改变旋翼旋转方向以保证桨叶的翼型前缘“切割”空气，此时旋翼尾流向上，与风洞气流方向一致，模拟的是旋翼上升状态。在模拟旋翼下降状态时，根据具体所需模拟的试验状态，在低风速时可模拟涡环状态；逐渐增加来流风速，可模拟风车等状态。通过调节旋翼轴倾角，可模拟垂直升降和倾斜升降状态。
上升或下降试验
带旋翼模型的上升或下降试验的一般步骤如下。
(1)采集各主轴倾角状态下的所有通道的初始值。
(2)总距角、周期变距角、主轴倾角均为0°时启动旋翼至工作转速。
(3)启动风洞至所需风速，风速变化的同时应同步调整模型状态，通过调整总距角逐渐增大旋翼拉力，并通过调整纵、横向周期变距角使旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩为零(或极小值)。
(4)按试验条件的要求操纵主轴倾角和风速，通过调整总距角达到要求值，并通过调整纵、横向周期变距角使旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩为零(或极小值)，达到试验状态后采集各通道信号。
(5)调整主轴倾角、总距角和风速到下一试验状态。
(6)重复步骤(4)、(5)的操作，直至完成各试验内容。
(7)风洞的风速逐渐减小，同时配平旋翼模型。
(8)风速完全为零后，旋翼停车，并采集各通道回零信号。
旋翼模型上升或下降试验需要测量和记录的参数包括风速、旋翼轴倾角、旋翼转速、旋翼拉力、旋翼侧向力、旋翼后向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩、旋翼轴扭矩、旋翼功率、总距角、纵向周期变距角、横向周期变距角、操纵拉杆载荷等，并记录试验时间、大气温度、大气压力、空气密度等参数。