共轴旋翼机功率计算

“XXX ”共轴双旋翼飞行器升力/功率计算报告

一、报告目的

讨论在“XXX ”定总重为50kg/60kg 时，需用功率计算方法以及功率与旋翼直径的关系。

二、计算方法

给定参考参数：

起飞重量50kg/60kg ，旋翼转速3000RPM ，参考总距8.5deg 。本机型实现悬停高度6m ，因此不考虑大气密度变化，不考虑发动机的高度特性。对于共轴双旋翼，由于上下旋翼的相互干扰，悬停时，相同发扭矩（功耗）下旋翼的升力大约是上旋翼的86%。计算需用功率时，考虑到双旋翼功率影响，总功率P=2×P 上×1.219。

参考公式如下（参考《直升机气动力手册（上卷）》P14）：

2

G G

p R

π=

T G p K p ⊥=

T F K G C f ⊥=

且 2200

1()()2F f R R ρ

ρπρ=Ω 703T

y T C C k σκ

=

10v -

=

071

4

Kx p x m k C σ=

100Ki T m J v C -

=

Kb Kb m m σσ⎛⎫= ⎪⎝⎭

K Kx Ki Kb m m m m =++

xu sj N K N f m = 且 2300

11()()752N f R R ρ

ρπρ=

⨯Ω

xu sj

xu N N ζ

=

其中，K ⊥为垂直吹风增重系数，范围在1.02~1.05之间；0ρ为标准大气密度，

ρρ是所在海拔出相对大气密度，近似为1；7y C 为升力系数，σ为桨叶实度，0T k 为拉力修正系数，范围0.95~0.98，κ为叶端损失系数；10v -

为诱导速度；Kx m 、Ki m 、Kb m 分别为型阻功率、诱阻功率和临街马赫功率（近似为0）；0p k 为型阻修正系数，取1.0~1.1；0J 为诱导功率修正系数，取值1.05~1.10；ζ为功率损失系数，常用0.8左右。

三、具体内容

本章主要讨论，不同直径下，产生相同升力（即总重一定时）的需用功率。

悬停时，升力抵消总重，给出不同直径下，上下旋翼需用功率的曲线。具体总重分配：G 上=G×(1/1.86)，G 下=G×(0.86/1.86)。

图3.1 总重50kg ，上旋翼直径-需用功率曲线

图3.2总重50kg，下旋翼直径-需用功率曲线

图3.3 总重60kg，上旋翼直径-需用功率曲线

图3.4总重60kg，下旋翼直径-需用功率曲线

此外，计算中还额外发现，随着总重的增加，极值点是向着直径增大方向移动的。

初步结论：

如图3.1、3.2所示，在总重50kg时，上旋翼在直径1.2m处所需功率最小，而下旋翼则是在1.13m左右所需功率最小。并且，假如总重增加，如图3.1、3.2、3.3以及3.4所示，最小需用功率的极值点是后移的。

因此，旋翼直径应选在1.13到1.2m之间；考虑到总重变大，则旋翼直径相对增大，假如总重减小，则需相对减小直径。

四、结论

本文用理论的方法计算了不同旋翼直径下的功率特性。虽然无法确切地获取功率的值，但可以得到以下两个结论：

（1）在一定总重下，旋翼直径在一定范围内是可以保证需用功率最小。对于50kg的飞行器，这个最有范围是1.13m到1.2m之间，并且范围随总重增减而前后移动。

（2）增加总重肯定会导致需用功率增加。

以总重50kg为例，下面给出理论计算的一些数据结果：

表4.1 计算数据