直升机空气动力学-第6章ppt课件

1、直升机空气动力学基础 第六章 直升机的需用功率和 飞行性能,旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞,建立稳定飞行时的外力平衡关系，计算各力和迎角。 计算平飞需用功率，诱导、型阻、废阻三部分之总和随速度呈马鞍形变化；需用功率也随飞行高度而不同。 依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，确定直升机的飞行性能,第一节 力的平衡方程和旋翼迎角 稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡 1-1 力的平衡方程 旋翼力在水平面和铅垂线的投影： 1-2 旋翼迎角 由上两式消去重力项，并改写为系数形式，得角度方程,直升机水平飞行时，0， 即构造旋转面倾角， 经简化，得 或 可见， 阻力系数越大，旋翼须前倾越大，- 不利

2、； 飞行速度越大，旋翼前倾越大 - 必须。 讨论 旋翼轴为何设计有构造前倾角？（Z-9 4 度,1-3 废阻力 不产生升力的部件的阻力。 1，流线型部件的阻力： 机身、短舱、整流罩等 以平板紊流附面层的摩擦阻力系数计算， 与Re和表面粗糙度有关。 2，非流线型构件的阻力： 起落架、挂架、撑杆等 以压差阻力系数及迎风横截面积为基础，计入干扰。 3，其他阻力： 突出物、缝隙、内流（散热通道）等 一般直升机，旋翼桨毂、起落架、机体三部分的阻力，各 约占总阻力的1/4。 阻力不易估算，尤其干扰效应。依靠吹风试验,第二节 平飞需用功率 诱导功率 等效诱导速度随飞行速度迅速减小 型阻功率 随飞行速度略有增

3、加 废阻功率 与速度的3次方成正比 注意：平飞总功率随速度的变化呈马鞍形,功率曲线有极小值，以此速度飞行消耗功率最小； 悬停需用功率大，是因为诱导 功率大。随速度增加，诱导功 率迅速减小，总功率下降。 阻力正比于 ，因而废阻功 率正比于 ，使高速飞行的 需用功率很大。 可用功率与需用功率之差值， 可用于爬升,第三节 基本飞行性能,3-1 平飞最大及最小速度 1，功率限制 发动机可用功率、直升机平飞需用 功率都随飞行高度（空气密度）及大 气条件（气温、湿度）而不同。 高度增大，则需用功率增大(高速段 除外），而发动机功率下降。两条曲 线的交点，决定了极限速度。 高度较大处，直升机无力悬停，更 不

4、能垂直上升。 讨论：高度增大，为何需用功率会增大,2，气流分离、激波 限制 高速飞行时，前行桨叶外端会发生激波； 后行桨叶会气流分离。 造成振动、反操纵、需用功率突增， 不可飞行。 3， 其他限制 主减速器主轴交变弯矩 操纵机构运动范围 姿态、视界、稳定性(后飞）等 讨论 仅增大旋翼转速，两条限制线 将怎样移动,3-2 爬升性能和升限 剩余功率可用来爬升： 修正系数，计入平飞与斜升的气动差。 不同高度、不同速度下的剩余功率不同， 可算出各高度的最大爬升率及爬升时间。 斜爬升可达的最大高度 称为动升限； 垂直爬升的最大高度 称为悬停升限,3-3 续航性能,续航性能：续航时间-最久留空时间 航程最

5、大飞行距离 由燃油量、耗油率、飞行速度确定。 航时 航程 最低小时耗油率在久航（经济）速度附近，以此速度飞行最经 济；最低公里耗油率在 远航（有利）速度附近， 以此速度飞得最远,综合性能曲线,第四节 地面效应 直升机近地面悬停或慢飞时，旋翼产生同样拉力所需 的功率较小，或旋翼以同等功率能产生更大的拉力,4-1 地面效应的物理解释 地面阻挡了旋翼尾流，使之不 能自由膨胀加速，桨盘处的等效 诱导速度也因之减小。 由滑流理论：旋翼的诱导功率减小 由叶素理论：诱速减小使剖面升力的后倾角度减小，同等迎角下诱导阻力减小，降低了所需的驱转扭矩,4-2 地面效应的分析方法 采用叠加法和镜象法得出有地效环境中的

6、涡系模型， 以此计算旋翼在地效条件下的轴向诱导速度。 在地效中悬停时的诱速分布,一定功率下，在地面效应中悬停时旋翼的拉力 计算曲线 飞行试验数据 旋翼地面效应随飞行速度增大而迅速减小、消失,4-3 地面效应的实际应用 1，地效内悬停升限（也称做有地效升限） 是直升机的主要飞行性能之一。直升机利用地面效应，能够在比无地效悬停升限更高的地面附近悬停。该地面的最大海拔高度即是此直升机的地效外悬停升限。 2，超载起飞 在地效高度内超载悬停，然后转为前飞，当速度增加到有剩余功率时可转为爬升，完成起飞。 3，气垫船、地效飞行器的气动原理,小结 稳定飞行时，直升机上的外力平衡-计算各力，确定迎角。 稳定平飞时，需用功率由诱导、型阻、废阻三部分组成，其总和随速度呈马鞍形变化：悬停时需用功率大，巡航飞行需用功率小，高速飞行需要大功率。 平飞需用功率随高度而不同：悬停及低速段，因诱导功率为主，总功率随高度增大而增加；高速段变化不显著或趋势相反，因废阻功率及型阻功率随空气密度下降而减小。 依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，可计算出直升机的飞行性能：最大及最小平飞速度，