直升机前飞性能计算

南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学航空宇航学院第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology1、引言2、力的平衡方程和旋翼迎角3、废阻力4、需用功率5、功率限制的平飞极限速度6、气流分离和激波对最大飞行速度的限制7、爬升性能8、续航性能9、自转性能本章内容第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第一节引言一、前飞性能计算内容及方法1计算内容：根据直升机的构造参数、旋翼运动参数、发动机性能来确定:平飞速度范围斜向爬升性能最大航程和航时使用升限自转下滑性能。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第一节引言（续）一、前飞性能计算内容及方法2计算方法：功率法即在力和力矩平衡的条件下，旋翼需用功率和发动机输给旋翼的可用功率相等。二、前飞与垂直飞行性能计算的差异首先使废阻功率对前飞性能有重要影响；飞行速度不仅受可用功率影响，还受结构强度、桨叶上发生气流分离和空气压缩性的影响。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第一节引言（续）三、前飞需用功率的组成旋翼的型阻功率；旋翼的诱导功率；直升机的废组功率；尾桨需用功率；其它需用功率。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第二节直升机需用功率的计算一旋翼型阻功率的计算第九章直升机的前飞性能72014(14.65)KxPxPPmKCKK式中KP0为悬停时型阻功率修正系数，其值在1.05～1.10，对光滑平面取小值。Cx7可通过Cx7与Cy7的极线求出。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第九章直升机的前飞性能而72003(1)0.95~1.0TyTTTTCCKKKKKT0为旋翼拉力修正系数，对－8º，KT0取小值。式中CT为：2770022111[()()()3221(0.0170.1)]2TdxkCabv2221/()2TCGRR或已知飞机重量G时：南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology二旋翼诱导功率的计算第九章直升机的前飞性能20(13)KiTdxmCvJJJ式中J0为悬停时诱导功率修正系数，其值在1.05～1.10，对－＝5°取小值。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology三直升机废阻功率的计算第九章直升机的前飞性能201()2xQCSV式中Cx和S为直升机上各迎风构件的阻力系数及迎风面积。其工程估算方法如下：废组功率等于废阻力与前飞速度的乘积：kfkfqMQVmCV或式中阻力Q为：南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology1、流线型部件的阻力第九章直升机的前飞性能式中：Cf为平板紊流附面层的摩擦阻力系数，与Re和表面粗糙度有关。如图示。3(1)xfcCCkI南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnologyd为圆形机身的直径，l为有效长度，Ck表示迎风剖面形状的影响，剖面为圆形时取为0，非圆则取0.05。Ic为相互干扰，由实验测定。也可取大于1.2的值。对于尾面、短翼等，k3取值如下图示。3/233k0.001()1.5()8.4()Clddkdll第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology2、起落架的阻力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，柱形构件取0.3～0.5，机轮取0.3。xdcCCI第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第九章直升机的前飞性能3、桨毂的阻力桨毂的阻力占全机废阻的四分之一，可根据右图确定。尾桨毂的阻力约为旋翼桨毂的四分之一左右。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology4、其他废阻力机体上的突出物，如天线、航标灯等；流经各个散热器、减速器、发动机的冷却用空气流的动量损失等。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology四、尾桨需用功率第九章直升机的前飞性能尾桨的需用功率包括两部分，一部分是型阻功率，另一部分为诱导功率，它们的计算方法与计算旋翼的型阻和诱导功率的方法相同。不过，对涵道尾桨，有专门的计算公式，具体计算时请参照相关资料。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第三节力的平衡方程和旋翼迎角一、力的平衡方程sin()cos()sin0cos()sin()cos0ssssssssTHQGTHG22001()()2xQxQCSVCCSV或式中：把力的平衡方程写成系数形式：sin()cos()sincos()sin()cosTsHsQGTsHsGCCCCCCC第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology二、旋翼迎角方程把力的平衡方程分别乘cosθ和sinθ，消去重力系数：sin[()]cos[()]cosQHssTTCCCC第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology当直升机水平飞行时，θ＝0，于是：sin()cos()QHssTTCCCC()53.7()QoHsTTCCCC2202()()cos()QxxTTTsCCSVCSCCC10.5HTTCCCa20()()60(105)xoTsTCSCC第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第四节需用功率一、表达式物理意义：废阻功率系数和爬高功率系数。000000sin()cos()sin()TsHsQGTHQGyCVCVCVCVCCCVCV或300()kfQxkpGymCVCSVmCV波阻功率系数：()kbkbmm第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology平飞需用功率表达式：KKxKiKfmmmm20270(13)1(15)4KiTdxKxxpmCvJmCK平飞需用功率随前飞速度的变化趋势。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第五节功率限制的平飞极限速度平飞极限速度：发动机可用功率与平飞需用功率曲线的交点。如图示。第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology平飞需用功率与极限速度计算流程图：第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第六节气流分离和激波对最大飞行速度的限制风洞试验失速限制图：桨叶失速限制与结构疲劳限制第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology与气流分离确定的最大升力限制的平飞速度边界：激波限制的平飞速度边界：第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第九章直升机的前飞性能与气流分离、激波和功率限制的平飞速度边界：南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第七节爬升性能爬升速度：TKKhypsyCmmkVmin)(理论升限与实用升限：第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology最大剩余功率的计算：斜向爬升、垂直爬升和平飞性能图：第九章直升机的前飞性能南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology第八节续航性能续航性能：指续航时间和航程。由可用燃油量与耗油率确定。0(/)ryryhe