直升机空气动力学-前飞性能

1、南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 第六章第六章 直升机的需用功率直升机的需用功率 和飞行性能和飞

2、行性能 建立稳定飞行时的外力平衡关系，计算各力和迎角。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和随速度呈马鞍形变化；需用功率也随飞行高度而不同。同。 依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，确定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。直升机的飞行性能。南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institut

3、e of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学第一节第一节 力的平衡方程和旋翼迎角力的平衡方程和旋翼迎角稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡1-1 1-1 力的平衡方程力的平衡方程 旋翼力在水平面和铅垂线的投影：旋翼力在水平面和铅垂线的投影：1-2 1-2 旋翼迎角旋翼迎角sin()cos()sin0cos()sin()cos0ssssTHQ GTHG 由上两式消去重力项，并改写为系数形式，得角度由上两式消去重力项，并改写为系数形式，得角度方程：方程：cos)cos()sin(TQsTHsCCCC南京航空航天大学南京航空航天

4、大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学直升机水平飞行时，直升机水平飞行时，0， 即构造旋转面倾角，即构造旋转面倾角，经简化，得经简化，得 或或可见，可见， 阻力系数越大，旋翼须前倾越大阻力系数越大，旋翼须前倾越大，- 不利；不利； 飞行速度越大，旋翼前倾越大飞行速度越大，旋翼前倾越大 - 必须。必须。讨论讨论 旋翼轴为何设计有构造前倾角？旋翼轴为何设计有构造前倾角？（Z-9 4 度）度） TQs

5、THsCCCC)cos()sin()57.3()QoHsTTCCCC)105)(60)(20TTxosCCSCS南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学1-3 1-3 废阻力废阻力 不产生升力的部件的阻力。不产生升力的部件的阻力。1 1，流线型部件的阻力：，流线型部件的阻力： 机身、短舱、整流罩等机身、短舱、整流罩等 以平板紊流附面层的摩擦阻力系数计算，以平板紊流附面层

6、的摩擦阻力系数计算， 与与Re和表面粗糙度有关。和表面粗糙度有关。2 2，非流线型构件的阻力：，非流线型构件的阻力： 起落架、挂架、撑杆等起落架、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。以压差阻力系数及迎风横截面积为基础，计入干扰。3 3，其他阻力：，其他阻力： 突出物、缝隙、内流（散热通道）等突出物、缝隙、内流（散热通道）等一般直升机，一般直升机，旋翼桨毂、起落架、机体旋翼桨毂、起落架、机体三部分的阻力，各三部分的阻力，各约占总阻力的约占总阻力的1/41/4。 阻力不易估算，尤其干扰效应。依靠阻力不易估算，尤其干扰效应。依靠吹风试验吹风试验。南京航空航天大学南京航空航天大

7、学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学第二节第二节 平飞需用功率平飞需用功率诱导功率诱导功率 等效诱导速度随飞行速度迅速减小等效诱导速度随飞行速度迅速减小型阻功率型阻功率 随飞行速度略有增加随飞行速度略有增加废阻功率废阻功率 与速度的与速度的3 3次方成正比次方成正比 注意：注意：平飞总功率随速度的变化呈马鞍形平飞总功率随速度的变化呈马鞍形。ixfKKKKmmmm20(1 3)KiTdxmC v

8、J300()kfQxmC VC S V2701(1 5)4KxxpmCK南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学20V30V南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动

9、力学直升机空气动力学第三节第三节 基本飞行性能基本飞行性能3-1 3-1 平飞最大及最小速度平飞最大及最小速度 1. 1.功率限制功率限制 发动机可用功率、直升机平飞需用发动机可用功率、直升机平飞需用功率都功率都随飞行高度随飞行高度（空气密度）（空气密度）及大及大气条件气条件（气温、湿度）而不同。（气温、湿度）而不同。 高度增大，则需用功率增大高度增大，则需用功率增大( (高速段高速段除外），而发动机功率下降。除外），而发动机功率下降。两条曲两条曲线的交点线的交点，决定了极限速度。，决定了极限速度。 高度较大处，直升机高度较大处，直升机无力悬停无力悬停，更，更不能垂直上升。不能垂直上升。 讨论

10、：高度增大，为何需用功率会增大？讨论：高度增大，为何需用功率会增大？南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学第六章第六章 直升机的需用功率和飞行性能直升机的需用功率和飞行性能 - 8 2.2.气流分离、激波气流分离、激波 限制限制 高速飞行时，前行桨叶外端会发生高速飞行时，前行桨叶外端会发生激波激波； 后行桨叶会后行桨叶会气流分离气流分离。造成造成振动、反操纵、需用功率

11、突增振动、反操纵、需用功率突增， 不可飞行。不可飞行。 3.3. 其他限制其他限制 主减速器主轴交变弯矩主减速器主轴交变弯矩 操纵机构运动范围操纵机构运动范围 姿态、视界、稳定性姿态、视界、稳定性( (后飞）等后飞）等 讨论讨论 仅增大旋翼转速，仅增大旋翼转速， 两条限制线将怎样移动？两条限制线将怎样移动？ 南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 3-2 3-2 爬升

12、性能和升限爬升性能和升限 剩余功率可用来爬升：剩余功率可用来爬升： 修正系数，计入平飞与斜升的气动差别。修正系数，计入平飞与斜升的气动差别。 不同高度、不同速度下的剩余功率不同，不同高度、不同速度下的剩余功率不同， 可算出各高度的可算出各高度的最大爬升率最大爬升率及及爬升时间爬升时间。斜爬升可达的最大高度斜爬升可达的最大高度称为称为动升限动升限；垂直爬升的最大高度垂直爬升的最大高度称为称为悬停升限。悬停升限。 pskmin()KKypsTmmVkC可南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术

13、研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 3-3 3-3 续航性能续航性能续航性能：续航时间续航性能：续航时间-最久留空时间最久留空时间 航程航程最大飞行距离最大飞行距离 由燃油量、耗油率、飞行速度确定。由燃油量、耗油率、飞行速度确定。航时航时 航程航程最低最低小时耗油率小时耗油率在在久航（经济）速度久航（经济）速度附附近，近，以此速度飞行最经济；以此速度飞行最经济；最低最低公里耗油率公里耗油率在在远航远航（有利）速度（有利）速度附近，以附近，以此速度飞得最远。此速度飞得最远。ryhdGtqmin0maxminm

14、ax)/()(VNCGLNCGtxueryxueryhqkmqryKMdGLq南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学综合性能曲线综合性能曲线南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technol

15、ogy直升机空气动力学直升机空气动力学 第四节第四节 地面效应地面效应 直升机近地面悬停或慢飞时，旋翼产生同样拉力所直升机近地面悬停或慢飞时，旋翼产生同样拉力所需需 的功率较小，或旋翼以的功率较小，或旋翼以同等功率能产生更大的拉同等功率能产生更大的拉力力。4-1 4-1 地面效应的物理解释地面效应的物理解释 地面阻挡了旋翼尾流地面阻挡了旋翼尾流，使之不，使之不能自由膨胀加速，桨盘处的等效能自由膨胀加速，桨盘处的等效诱导速度也因之减小。诱导速度也因之减小。由由滑流理论滑流理论：旋翼的诱导功率减小：旋翼的诱导功率减小由由叶素理论叶素理论：诱速减小使剖面升力的后倾角度减小，同等迎角：诱速减小使剖面升

16、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。下诱导阻力减小，降低了所需的驱转扭矩。南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学4-2 4-2 地面效应的分析方法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涡系模型，采用叠加法和镜象法得出有地效环境中的涡系模型，以此计算旋翼在地效条件下的轴向诱导速度。以此计算旋翼在地效条件下的轴向诱导速度。

17、在地效中悬停时的诱速分布在地效中悬停时的诱速分布南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 一定功率下，在地面效应中悬停时旋翼的拉力一定功率下，在地面效应中悬停时旋翼的拉力 计算曲线计算曲线 飞行试验数据飞行试验数据 旋翼地面效应随飞行速度增大而迅速减小、消失。旋翼地面效应随飞行速度增大而迅速减小、消失。h/D南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing Univers

18、ity of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 4-3 4-3 地面效应的实际应用地面效应的实际应用1 1，地效内悬停升限地效内悬停升限（也称做（也称做有地效升限有地效升限） 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。高度即是此直升机的地效外悬停升限。2 2，超载起飞超载起飞 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。剩余功率时可转为爬升，完成起飞。3 3，气垫船、地效飞行器的气动原理。气垫船、地效飞行器的气动原理。南京航空航天大学南京航空航天大学Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升机技术研究所直升机技术研究所Institute of Helicopter Technology直升机空气动力学直升机空气动力学 小结小结 稳