无人机空气动力学与飞行原理课件8 无人直升机发动机

无人机空气动力学

与飞行原理

（8）无人直升机发动机的类型无人直升机发动机类型和型号的选择，要求能够保证在无人直升机的飞行包线范围内具有足够的功率，即要考虑发动机在各种外界条件下的有效功率，以适应各种使用状态，并在设计中尽量提高功率利用系数。无人直升机按发动机类型的分类1）油动无人直升机

油动无人直升机以燃油（航空）发动机作为动力，包括航空活塞发动机和涡轮轴发动机等机型。油动无人直升机属于旋翼桨距可控类，即旋翼变距类，机型大多是大、中、小型的无人直升机，载重大，航程远。2）电动无人直升机

电动无人直升机以电动机作为动力，螺旋桨的桨矩是固定的，旋翼提供的升力大小取决于空气螺旋桨的转速，转速越大升力越大，转速越小升力越小。电动机运转所需的能量由聚合物锂电池或新能源方式（如燃料电池）提供需用功率和剩余功率1）需用功率：无人直升机旋翼的可用功率是指发动机的出轴功率减去传动装置等的功率损失后输送给旋翼的功率。2）剩余功率：无人直升机发动机所能提供的总的功率减去相应飞行条件下的需用功率就得到了该飞行条件下的剩余功率。无人直升机垂直飞行功率平衡关系无人直升机的垂直飞行性能由发动机的功率储备和旋翼的升力储备决定，随着飞行高度的升高，空气密度越来越低，发动机的功率就会下降，旋翼桨叶产生的升力也随着空气密度的降低而降低，一般到了5000米以上，发动机的可用输出功率只有海平面的65%左右。

Nm=kNu

式中Nm为旋翼的可用功率；Nu为发动机出轴功率；k的值可依经验估算或作分析估算，垂直飞行时约在0.78~0.85之间。无人直升机垂直飞行性能计算无人直升机垂直上升飞行速度称为上升率或爬升率以Vh表示。通常直升机的垂直上升速度都不大,机体阻力与飞行重量G比较起来则为一个小量，可以忽略不计，即铅垂方向：T1=G水平侧向（尾桨推力）：TTR=T3

根据给定的无人直升机飞行重量和已知参数，对于不同飞行高度，按发动机可用功率计算出相应的垂直爬升率Vh和需用桨距，进而算出爬升到各高度所需要的爬升时间及可能达到的最大高度（悬停升限Hh），由于诱导速度、桨距及机体阻力又是爬升速度的函数，因而计算包含有迭代过程。最后根据求得的不同高度的垂直上升速度，绘制上升速度图无人直升机爬升性能的初步估算无人直升机的斜向爬升性能，主要指无人直升机在不同高度上具有前进速度时的最大爬升率Vy和达到不同高度所需的爬升时间t。平飞和爬升两种飞行状态的旋翼及机身迎角不同，速度分布也不同，因而二者的废阻功率、诱导功率和型阻功率皆有差别。作为近似处理，引入爬升修正系数kps，即

式中kps随飞行速度而变化。一般说，单旋翼无人直升机的kps值约在0.8~0.9之间，而且多数无人直升机的平飞最小功率所对应的速度在120~160公里/小时范围，宜取kps=0.85。无人直升机爬升性能的精确计算如果需要精确计算无人直升机爬升率，可以采用迭代计算方法，把由估算得出的Vy作为初次近似值，以此计算爬升角、旋翼的气流速度和诱导功率、机身迎角及废阻功率等，然后重新计算剩余功率并求出Vy的第二次近似值。利用逐次近似法重复计算，直到求得的相邻两次的Vy值之差达到满意程度，例如小于0.1米/秒为止。根据求得的无人直升机在各高度上的Vy值，作出H~Vy曲线，该曲线就是在各高度所能达到的最大爬升率边界。像垂直性能分析中那样，取Vy=0.5米/秒的高度为无人直升机实用动升限，并求得爬升到实用动升限升所用的时间。无人直升机前飞时力的平衡方程无人直升机以航迹角θ作定常直线飞行时，运动方程

式中CQ废阻力系数，CH后向力系数，CG重量系数，αS旋翼迎角。无人直升机的废阻。无人直升机前飞时的废阻力（1）1）流线型部件的阻力：机身、发动机短舱、尾梁、尾面及短翼等，具有较好的气动外形，它们的阻力主要是附面层摩擦阻力。其阻力系数可写为

式中Cf为平板紊流附面层的摩擦阻力系数，取决于雷诺数Re和表面粗糙度。Ic为干扰系数，计入各部分间相互干扰的作用，应由实验测定，否则取不小于1.2的值。k3为构件的三维系数。对于机身等圆形剖面的部件，主要取决于其直径d与有效长度l之比，有

式中笫一项为表面曲度的影响，第二项表示绕流速度增大（大于飞行速度V0）的作用，第三项计入压差阻力，Ck表示迎风剖面形状的影响，若迎风剖面为圆形Ck取为0，非圆形则Ck取0.05。无人直升机前飞时的废阻力（2）2）起落架的阻力：无人直升机上常用的不收放、无整流罩的轮式起落架，其阻力约占全机废阻的1/4。飞行中由于机轮、缓冲器及撑杆上的大面积气流分离，其阻力主要为压差阻力，各构件的阻力系数可表示为

Cx=CdIc式中Ic为干扰系数，可取为1.25，Cd为压差阻力系数，迎风平板取1.20，缓冲器及撑杆等柱形构件取0.3~0.5，机轮取0.3。

常用的橇式起落桨由于迎风面积及各构件之间的相互干扰较小，其废阻力约为轮式起落架的60%左右。无人直升机前飞时的废阻力（3）3）桨毂的阻力：无人直升机旋翼桨毂的尺寸相对来说虽然不大，但其阻力约占全机废阻的1/4。这是因为桨毂的气动外形不好，距旋翼主轴及机身很近且处于旋转之中，因而干扰效应较大的缘故。桨毂阻力的估算比较烦琐且难以精确，可根据统计资料确定。

铰接式旋翼由于桨毂结构复杂和尺寸较大，阻力高于无铰旋翼的桨毂。安装桨毂整流罩可以降低废阻，但增加了重量，造价和检查维护的不便。尾桨毂的阻力约为旋翼浆毂阻力的1/4-1/5。无人直升机前飞时的废阻力（4）4）其他废阻力：上述各项构成了无人直升机废阻的90%左右，其他难以计算的部分，可按下述方法估计：（1）机体上的突出物，如各种鼓包、天线，航行灯，进排气风门等，可将已算得的总阻力增大5~10%以计入它们的作用。

（2）流经各个散热器（润村油、液压油等所用）和减速器、发动机的冷却用空气流，其动量损失也构成飞行阻力。近似地认为，冷却系统的等效阻力系数(CxS)lq与发动机的可用功率NKy成正比，即(CxS)lq≈(1.0~1.5)×10-5Nky

无人直升机性能计算的功率法当无人直升机作水平飞行时，爬高功率为零，那么平飞需用功率系数为

mk=mkx+mki+mkf

式中诱导功率系数mki，型阻功率系数mkx和废阻功率系数mkf

式中vdx为桨盘处轴向诱导速度v1的等效值；J0为悬停时旋翼诱导功率修正系数；Kpo为悬停时旋翼型阻功率修正系数；Cx7为桨叶特征剖面的阻力系数。需用功率随平飞速度变化分析

无人直升机悬停时需用功率较大，其中诱导功率为主要组成部分，约占70%以上。随着飞行速度的增大，由于诱导功率迅速减小，总的需用功率也减小下来，在某一速度达最低值。此时诱导功率和型阻功率约各占总功率的40%左右。在大速度飞行时，废阻功率占总功率的40%以上，型阻功率约占35~40%，而诱导功率仅占15~20%。若要求无人直升机有良好的高速性能及大航程，应采取措施尽可能降低废阻，并推迟和缓和桨叶上气流分离和激波的发生无人直升机前飞速度的功率限制在任一设计高度的无人直升机平飞需用功率曲线图上，画出在该高度发动机可能输送给旋翼的可用功率曲线，这两条曲线的交点给出功率平衡所确定的平飞极限速度。无人直升机平飞速度曲线图旋翼可用功率系数mkky可写为

式中ζ功率传递系数。对于无人直升机不同的计算高度，可以得到各计算高度的平飞极限速度，如果同一高度的可用功率和需用功率曲线，在图左边mkky>mk，而在图右边只有一个交点，即表明无人直升机在该高度上可以悬停及垂直爬升。曲线与纵坐标的交点，即无人直升机悬停升限。无人直升机旋翼气流分离的界限当前飞速度或μ值达到某一数值时，旋翼上某一部分将开始发生气流分离。根据实际观察和前面的分析，气流分离一般将首先出现在后行桨叶这半边的某一部分，ψ=270°附近。随着前飞速度的继续增加，气流分离区逐渐蔓延扩张。当=0.7、ψ=270°处的桨叶剖面升力系数达到最大值时，即为气流分离界限。无人直升机前飞时的失速限制无人直升机前飞时旋翼气流分离最先发生在后行桨叶ψ=270°处叶尖附近，然后随着飞行速度的继续增大，气流分离区逐渐扩展。桨叶在旋转过程中进入和转出该区域时，其俯仰力矩产生剧烈变化，有可能造成结构疲劳破坏。旋翼锥度变得紊乱，引起很大的振动。当气流分离区足够大时，会使无人直升机发生“失速颠振”而危及飞行完全。激波对无人直升机前飞速度的限制无人飞机只要持续加速超过音速之后就可以突破音障，但是无人直升机不行，因为旋翼桨叶剖面的相对气流与其半径有关，即使旋翼桨叶的尖端超过了音速，但是在旋翼中的某一处必然是在音速附近的，这样一来旋翼会一直受到激波影响无法正常工作，因此直升机旋翼是不可能像飞机机翼一样通过持续加速突破音障的。一般认定无人直升机旋翼前行桨叶0.7，ψ=90°处剖面上出现激波是其飞行速度的极限，因为这时激波对桨叶的影响已相当严重，前行桨叶的力矩突变，以致无人直升机操纵性变坏，并有较大振动。垂直、爬升和平飞性能综合分析将无人直升机垂直上升速度和时间的曲线、斜向爬升速度和时间的曲线平及平飞速度曲线综合画在同一张图上，即可得到无人直升机飞行性能综合分析曲线图。无人直升机巡航飞行的耗油量

（1）小时耗油量：无人直升机每飞行一小时发动机消耗的燃油量

式中qh为小时耗油量，NM为发动机的出轴功率（马力），Ce为发动机的单位耗油率。

（2）公里耗油量：无人直升机每飞行一公里的燃油消耗量，它与小时耗油量的关系为

式中qKM为公里耗油量V0为无人直升机的飞行速度。无人直升机巡航飞行的航时和航程假定无人直升机在巡航飞行过程中，发动机功率NM保持不变，那么最大航时和航程分别为

以上两式中Nxu为巡航飞行（平飞）时旋翼的需用功率；ζ为功率利用系数。如果发动机的单位耗油率Ce不随飞行速度或Nxu变化，那么在一定的可用燃油量Gry下，以需用功率最小的平飞速度作巡航飞行则航时最久。同样，当(Nxu/V0)为最小值时，航程L最长。自转下滑状态的力平衡方程无人直升机在飞行中，如果发动机空中停车，自动驾驶仪就会驱动伺服机构迅速减小桨距并作适当操纵，使无人直升机迅速进入定常自转飞行。这时，发动机不提供功率，无人直升机下降损失位能（高度），而旋翼则在下降时的来流中获得能量，以抵偿自身的型阻功率、诱导功率及无人直升机废阻功率，保持稳定旋转（转向并不改变）并产生拉力，实现定常自转下滑。在下滑到距地面几十米高度时，自动驾驶仪会采取瞬时增距措施，使拉力突然增大以减小下降率，实现安全着陆。无人直升机自转下滑状态的力平衡方程为：无人直升机自转下滑性能计算根据无人直升机飞行功率平衡关系，无人直升机以最小下降率状态飞行，在空中停留时间最久；以最小下滑角状态飞行，则自转下滑中飞行的距离最远。无人直升机在不同的飞行高度上，由于需用功率有所不同，因而(Vy)min随高度而略有变化。

当无人直升机发动机空中停车后，自动驾驶仪会根据感知与避让系统提供的环境信息，自动选择着陆点，并根据着陆点周围具体情况采用这种或那种飞行状态。无人直升机地面效应的作用原理地面效应：当无人直升机贴近地面悬停或低速飞行时，在一定的功率下，旋翼的拉力较远离地面时有所增加。地面效应的作用原理是由于地面的存在显著地影响了旋翼的诱导速度大小及其分布，诱导速度向下垂直于地面的分量在接近地面时受到地面阻挡变为零，因而旋翼处的诱导速度也必定小于无地面影响在自由大气中的情况。无人直升机地面效应性能计算国外资料给出了以飞行试验为基础的经验公式，根据巳知的诱导速度分布，即可算出无人直升机在地效范围内桨盘平面的等效诱导速度及诱导功率。该经验公式为

式中Th为无人直升机在地效范围内的旋翼拉力；T∞为无地效时的旋翼拉力；h为无人直升机悬停高度（机轮或滑橇离地高度）；D为旋翼直径。该经验公式适用于

。电动无人直升机飞行性能分析目前，国内外电动无人直升机的设计研究和使用主要集中于微小型机，原因是在相关参数与油动无人直升机相当的情况下，采用动力蓄电池技术的电动无人直升机，其续航时间和航程仅为油动无人直升机的1/30~1/15。因此，电动无人直升机的续航时间不是以小时计算，而是以分钟计算，这样就大大限制了电动无人直升机的应用范围。电池比能量和比功率的基本概念1．电池比能量：单位重量或单位体积电池对外输出的能量。参照油动发动机的耗油率，可定义电池的等效耗油率，其与电池比能量的关系如下：

式中CBe为电池等效耗油率，单位为kg/(kW∙h)；AE为电池比能量的温度特性系数；BE为电池常温时的比能量，单位为W∙h/kg。2．电池比功率：单位时间电池的比能量。比功率的大小表征电池能承受的工作电流的大小。对应于油动无人直升机的发动机功率重量比。功率利用系数

无人直升机的功率利用系数包括了传动系统的效率、散热系统的效率、尾桨损失（对单旋翼而言）以及其他损失。对于电动无人直升机来说，还包含了电动机的效率、电子调速器的效率和电池的转换效率。一般电动机效率可以达到85%~95%，电动机的效率ζM可表示为

式中Pout为电动机输出功率；Pin为电动机输入功率；Vin为电机输入电压；Iin为电机输入电流；R0为电机内阻；I0为电机无负载电流前飞时旋翼单位需用功率电动无人直升机前飞时，旋翼单位需用功率公式可表示为

式中单位型阻功率；

单位诱导功率；

单位废阻功率；P在某高度飞行时的需用功率；Cx7、Cy7分别为桨叶特征剖面处的翼型阻力系数和升力系数；ΩR旋翼桨尖速度；V0无人直升机前飞速度；大气相对密度；为全机单位废阻。

电动无人直升机某高度飞行时的需用功率载荷q