直升机前飞性能计算
直升机英语词汇
英文释义一、基础词汇1、直升机种类single-rotorhelicopter (withtailrotor)tandemrotorshelicopter side-by-siderotorshelicopter coaxialrotorshelicoptertip-drivenrotorshelicopter tiltrotorshelicopter autogyro compoundhelicopter2、常见作用力thrustliftpropulsionprofiledrag aerodynamicdragdragforcecentrifugalforce parasitedrag protuberancedragnose-down/noseupmoment 中文释义备注说明单旋翼带尾桨式直升机纵列式双旋翼直升机横列式双旋翼直升机共轴双旋翼式直升机叶尖推进式直升机倾转旋翼式飞机旋翼机复合式直升机加上coefficient，推力即相应系数，例：升力系数升力推进力跟发动机有关的型阻力气动阻力阻力离心力废阻力由于机身突起物所带来的阻力对于迎角来说，抬头为正，低头低头力矩/抬头力矩为负3、直升机的一些部件rotorshaftmainrotoraxisaftfairingfuselageauxiliarycomponents gasturbineengine pistonenginehubcontrolcolumncockpitundercarriage\landinggear enginenacelledeflectorcanopyairframepropeller旋转轴主旋翼轴尾部整流装置机身包括nose-section、机身corss-sectionshape、afterbodytaper、camber几个部分构成辅助元件燃气涡流发动机活塞式发动机桨毂驾驶杆驾驶舱可以收回的起落架retraction 起落架(轮式的是wheel，雪橇式的是skid)发动机舱变流装置座舱罩机身主要相对气动分析而言的概念螺旋桨（推进器）相对旋翼机而言articulatedrotor铰接式旋翼铰接articulation hinglessrotor无铰式旋翼4、数学概念equation等式formula 公式iterativenon-dimensionalize coefficent empiricalfactor dimensionlessquantity harmonicterms secondharmoniccontrol numericalmethod 迭代的无因次化系数经验系数无因次量各阶谐波项二阶谐波控制数值方法linearizationofsmallperturbation小扰动线性化polynomial 多项式vectorsum 矢量和displacement 位移evaluate 求⋯⋯的值5、直升机的基本参数rotordiameterrotorradiusdiscloadingfigureofmerittwist/negativecenterofgravity 桨盘直径桨盘半径单位桨盘载荷相对效率扭度/负扭重心angularvelocity chordlength spanwisewidth solidityfactor collectivepitchspanLocknumberpower-to-weightration pitchrollheadsweepbackstiffnessconingangle anglefoincidence(attack) offsetAspectratio二、直升机空气动力学1、滑流理论英文释义中文释义备注说明hover悬停角速度弦长展向宽度实度总距叶素全长洛克数功重比俯仰滚转偏航后掠角刚度刚体的:rigid锥度角迎角偏置常用在挥舞铰偏置中展弦比momentumtheory滑流理论verticalflight垂直飞行indescent/verticaldescent/verticalclimb下降/上升inducedpower/velocity诱导功率/速度outflow流出流inflow流入流disc桨盘streamtube流管线flowpattern流型steady/unstead定常/非定常downwash/upwash下洗流/上洗流kineticenergy动能compressibilityeffect压缩性效应tiploss叶尖损失2、叶素理论BladeElementTheory/ElementaryBladeTheory叶素理论sectionshape剖面inflowangle来流角airfoil翼型bladeincidenc e 桨叶迎角liftslop升力线斜率bladespan 翼展（相对于旋翼而言）leadingedg e 前缘trailingedge后缘blad e 桨叶沿半径从内向外分为三个部分：inboard、mid-span、tippartsnon-uniformflow非均匀来流idealtwi st 儒氏旋翼blademeanliftcoefficient平均升力系数与升力系数不是同一个概念3、涡流理论部分英文释义中文释义备注说明tipvortex 桨尖涡vortex-ring(state) 涡环（状态）vortex的复数vorticesturbulent-wakestate 紊流状态wakevortices 尾迹涡vortexcylinder 涡柱面trailingvortexsystem 尾迹涡系wakevortices 尾迹streamwisevortices 流向涡discrete 分离的三、前飞理论部分英文释义中文释义备注说明advancerati o 前进比advancingside前行桨叶retreatingside后行桨叶flappingmoti onreversedfl ow挥舞运动反流区flappinghinge挥舞铰flappingcoefficient挥舞系数regionofEquilibriumEquation力平衡方程force/moments惯性力Coriolisforce/moment哥氏力/哥氏力力矩interiarestrainingforce约束力gravitationalforce/moments mechanicaldamper机械阻尼器重力/力矩damping阻尼gyroscopicmoment陀螺力矩crosscoupling交叉耦合oscillatorybendingstress 振荡弯曲应力rollmomen t 滚转力矩resultantforce/moment合力/合力矩AbecommunicatedtoB力A传到Blead-laghinge摆振铰featheringhinge 变距铰oncomingstreamdirection 迎流方向referenceplane 参考面separatedflow 气流分离全称:retreatingbladestallbladestalling 桨尖失速全称:advancingbladecompressiblitydra griseazimuthangle方位角shockinducedflowseperation 激波-气流分离stallingcharacteristic 失速特性freestreamdynamicpressure 自由来流动压boundarylayer 附面层asymmetry/symmetry 不对称/对称flowreversl 气流反向horizontaltailplane 水平安定面verticalfin 垂直安定面lateral/longitudinalcycliccoefficient 横向/纵向周期变距headwind 逆风tailwind顺风四、性能计算部分：英文释义中文释义备注说明performanceassessment 性能评估helicopterperformancecalculation 直升机性能计算groundeffect 地面效应autorotation 自转飞行highrateofclimb 悬停升限windtunneltest 风洞测试patrol/loitertask 巡航飞行cruisespeed 巡航速度weightcapability 承重能力rateofclimb爬升率absoluteceiling绝对升限serviceceiling实用升限optimumspeed 最佳速度minimumrateofdescent 最小下降率maximumedurance/loitertime 最大续航时间maximumglidedistance最大航行距离maximumrange 最大航行里程maximumspeed最大速度specificrange 比航程dihedralactio n 上反作用longitudinal/lateraltrimequation 纵向/横向配平方程shaftpower轴功率power requirement 需用功率inducedrequirement 诱导功率stability 稳定性staticstability 静稳定dynamicstability动稳定incidencedisturbance 动稳定扰动的几种情况forwardspeeddisturbance angular velocitydisturbancesideslipdisturbance yawingdisturbancestabilityaugmentationsystem增稳系统。
直升机前飞性能计算
直升机前飞性能计算直升机前飛性能是指在起飛和爬升階段，直升機所展現的運動特性與性能。
直升機的前飛性能直接影響其起飛、爬升和飛行的能力和效率。
該性能主要由幾個關鍵因素決定，包括動力系統、旋翼系統、氣動系統和重量等。
以下將逐一介紹這些因素。
動力系統是直升機前飛性能的基礎。
它通常由渦輪軸發動機或活塞發動機提供動力。
渦輪軸發動機以其高功率、高效率和較小的重量而被廣泛應用。
直升機的起飛動力需求高，因此通常采用渦輪軸發動機。
動力系統的性能將直接影響直升機的起飛速度和爬升率。
旋翼系統也是直升機前飛性能的重要組成部分。
旋翼的主要功能是提供揚力並產生推力。
直升機的旋翼可分為主旋翼和尾旋翼。
主旋翼提供直升機的升力，尾旋翼用於抵消主旋翼產生的扭矩。
旋翼設計的目標是提供最大的揚力和推力，同時降低順風阻力和橫風敏感性。
旋翼的設計和旋翼葉片的幾何形狀對直升機的前飛性能有重要影響。
氣動系統對直升機前飛性能也有重要影響。
氣動系統包括機身和機翼的氣流流動，以及與旋翼交互作用的氣流。
氣動系統的設計應將氣流損失降至最低，同時提供足夠的揚力和推力。
氣動性能的改進可以通過改變機身和機翼的外形、增加機身後掠角和安裝氣體轉向裝置等手段來實現。
重量是影響直升機前飛性能的另一重要因素。
直升機的起飛和爬升性能直接受到其重量的限制。
重量越大，所需揚力和推力越多，起飛速度和爬升率就越慢。
因此，重量降低可以提高直升機的前飛性能。
降低重量的方法包括使用輕量化材料、減少機身和系統的重量以及減少燃料負載等。
除了上述因素外，直升機前飛性能還受到一些外界因素的影響。
這些因素包括高度、溫度、氣壓和相對濕度等。
例如，在高海拔地區，空氣稀薄使得直升機的揚力和動力降低，進而影響其起飛和爬升性能。
因此，在設計和操作直升機時，需要考慮這些外界因素對性能的影響。
總結起來，直升機的前飛性能是由動力系統、旋翼系統、氣動系統、重量和外界因素等多個因素共同作用而形成的。
通過適當的設計和改進，可以提高直升機的起飛速度、爬升率和飛行效率，從而增強其前飛性能。
飞机飞行性能计算
航空宇航学院
• 计算公式
pH
=
G 0.7 Ma 2 SC L
其中： pH ——计算升限高度上的大气压力 G ——升限计算所用给定重力 CL ——升限飞行升力系数
• 计算方法
航空宇航学院
1.确定升限计算重量；
2.采用逐次逼近的方法，首先假定一个升限，
3.利用图4查得 ∆CD,Re ，再利用图2、3、5查得对应速 度的 CD,0 、A、∆CD,c 值， 4.计算 CF。把这些参数代入公式求得 CL 值，如果≤0.3，
vy
=
(F
− D)v
G
⎜⎜⎝⎛1 +
v g
⋅
dv dH
⎟⎟⎠⎞
其余式与等速爬升相 同。也可以采用给定初值 的数值积分进行计算。
航空宇航学院
航程计算
技术航程——飞机沿预定航线，耗尽其可用燃油所 经过的水平距离(包括爬升、下滑段的水平距离)。 (投掉耗尽燃油的空副油箱。)
实用航程——飞机沿预定航线并留有规定的着陆余 油所能达到的水平距离。(投掉耗尽燃油的空副 油箱。)
ω = g nz2 −1 × 57.3 [(º)/s]
v
盘旋过载：
nz = L CL, pf
航空宇航学院
式中： CL ——盘旋状态飞机升力系数
( ) CL =
CF − CD,0 + ∆CD,Re + ∆CD,c
A
CL, pf ——平飞升力系数
CL, pf = G qS
• 计算方法
航空宇航学院
1.给定计算高度、计算Ma数和计算重量 。
2.着陆滑跑距离计算
航空宇航学院
lzh
=
1 2g
⎡ ⎢
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 8.1. 计算最大起飞重量
8 OPERATINGLIMITSANDRESTRICTIONS8. 操作限制和限制8.1.计算最大起飞重量地外效应垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（OGE最大悬停重量）如图8.1所示。
地效垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（ige最大悬停重量）如图8.2所示。
最大悬停重量图表显示了与着陆场压力高度和自由空气温度（FAT）相关的最大起飞重量，假设有静风、93%主旋翼转速、分离的PZU进气颗粒分离器系统（PSS）、分离的防冰系统。
图8.1.OGE最大悬停重量图（悬停高度20米）。
PZU和防结冰不工作注意。
如果安装了EGS，则将表中所示的最大重量减少300千克。
打开PZU（PSS）后，将图表中所示的最大起飞重量减少200kg。
在发动机和转子防冰系统打开的情况下，将图表中所示的最大起飞重量减少1000千克。
当安装排气IR抑制装置（7.12）时，减少图300所示的最大起飞重量。
图8.2.最大悬停重量图（悬停高度3米）。
PZU和防冰功能失效。
任何逆风都会增加最大起飞重量：5 m/s时+200 kg；10 m/s时+1200 kg。
侧风高达5 m/s会影响尾旋翼并增加发动机功率要求，从而降低性能。
在侧风高达5 m/s的情况下，最大起飞重量减少200 kg。
在更大的侧风速度下，平动升力效应变得更为主要。
尾风条件下的性能降低（热废气回流到排气系统）在模拟中没有建模。
在计算最大悬停重量的风修正值时，应考虑起飞/着陆过程中风速和风向可能发生变化。
假设最低的最大悬停重量对应可能的风的变化。
如果无法确定风况，假设4-6 m/s顺风的悬停条件较差。
228例子：:图8.2包括以下示例问题的解决方案（橙色箭头）：确定位于2300 m和+30°C脂肪高度的机场地面效应垂直起飞的最大悬停重量。
解决方案：使用图8.2中的IGE最大悬停重量图表，在所需压力高度2300 m处从左侧输入图表。
水平绘制一条线以与+30°C的所需温度相交。
典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析
典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析孙韬;谭剑锋;王浩文【摘要】建立了基于柔性多体动力学思想的综合气弹分析方法,以SA349/2"小羚羊"直升机为算例,对其典型飞行状态,包括一个小前进比状态,一个大前进比状态以及一个高速稳态转弯状态进行载荷计算.对于两个稳态前飞状态,采用自由尾迹模型计算诱导入流,通过配平迭代获得旋翼载荷;对于稳态转弯状态,将实测配平量作为输入量,采用Glauert线性入流模型计算诱导速度.在与试飞数据以及CAMRADⅡ计算结果的对比中,稳态前飞状态的计算结果与实测数据吻合较好,与CAMRADⅡ精度相当;对于接近飞行极限的高速转弯状态,本文计算值捕捉到了动态失速条件下旋翼载荷变化的主要特征.%This paper presents predictions of both the rotor airloads and structural loads using a comprehensive analysis based on flexible multibody dynamics method.Three typical flight conditions ofSA349/2 helicopter are investigated: transition speed,high speed and steady turn.For two steady forward flight conditions, free wake model and trim procedure are used.Glauert linear inflow and trim data from flight tests are used at steady turn.Calculation results are compared with measured data from flight tests and calculations obtained using CAMRAD Ⅱ.Generally, there are good agreements in forward flight conditions.For steady turn, the calculation result captures the main characteristics of rotor loads caused by dynamic stall.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2011(043)003【总页数】6页(P302-307)【关键词】直升机旋翼;综合气弹分析方法;气动载荷;结构载荷【作者】孙韬;谭剑锋;王浩文【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室,南京,210016;清华大学航天航空学院,北京,100084;清华大学航天航空学院,北京,100084【正文语种】中文【中图分类】V214.3准确地预估旋翼载荷是直升机设计领域长期面对的难题。
倾转旋翼机直升机状态前飞时系统稳定性判定的一种方法
Ｉ ｌ 页 转旋翼相直升祁状态前 时系统稳定性判定硇一种方法
上 海飞机 设计 研 究 院 罗 泰 贾大伟
［ 摘 要］ 本文 建立 了倾转旋翼飞机 直升机模式 的非线性气弹分析模 型 ， 采用数值 分析方法— —纽马克 法和牛顿一 拉 斐逊迭代 法相 结合的 方法计 算出倾 转旋翼飞机直升机状 态前飞 时系统对初 始条件 的响应 ， 通过考察 系统从初始 时刻到任 意时刻之 间的响应过 程 ，
（ 瓦）
＝
时是直升机模式 ， 口 ＝９ ０ 。 时是 飞机模式 。变形机 翼坐标系与桨毂系间
图５桨毂坐标系 、 旋转坐标系及未运动桨叶坐标系
（ ４ ） 旋转 坐标系 （ ， ＇ ， ｒ ， ） ， 对应 的单位 向量是 （ ｆ ， ， ） 。此 坐标
系原点 位于桨毂 中心处 ， 随着 桨叶转动 而改变方 向。相对于桨毂 坐标 系， 它以Ｑ 的角速度匀速转动 ， 桨叶转过 的角度为方位角 。
定， 如 图２ 所示 。
（ ６ ） 运动桨 叶坐标 系 （ ， ， ） ， 对应的单位系 ， 桨叶可 以做 刚体 的挥舞运 动、 摆 振运动和刚 体 变距 运动 ， 规定桨叶相对桨毂平 面向上 为挥舞运 动的正方向 ， 挥舞角 为 口； 规定桨 叶相对 于静态位置 向后为摆 振运 动的正方向 ， 与旋翼旋转 方 向相反 ， 摆振 角 为 ； 规定桨 叶相 对于 变距 轴抬头 为 正 ， 变 距角 为 关于挥舞角和摆振角 的描述如 图７ 所示 。
各 自由度响应时 间历程上判断 系统稳定性 。 ２ ． 倾转旋翼飞机动力学建模 本文 讨论的倾转 旋翼飞机模 型采用万 向铰式旋翼 ， 万向铰有 两个 自由度 ； 桨叶和短 舱都是 刚性 的 ， 桨叶含有 挥舞 、 摆 振和变距三个 自由 度， 短舱含 有六个 自由度 ； 机翼 采用弹性机翼 ， 只取 前三阶振型ｕ ； 机翼 和旋翼 通过短舱 的六个 自由度相 互耦合 。不 考虑短舱 的气动力 ， 旋 翼 和机翼 的气动力采用定 常气 动力模 型 。直升机模 型前飞时 ， 倾转 旋翼 飞机 的模 型如 图 １ ； 本 文建立的模 型只取单旋翼 和单 机翼 ， 机翼端 部固
直升机前飞性能计算
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
第九章 直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
CT
a
(s )o
( 60 (
CxS )0 2 105 CT )
CT
第九章 直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
第四节 需用功率
一、表达式
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
(0.017
0.1
2
)
1 2
2
]
或已知飞机重量G时：
CT
G /(1 2R2 R2 )
2
第九章 直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
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与气流分离、激波和功率限制的平飞 速度边界：
第九章 直升机的前飞性能
南京航空航天大学
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直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
飞机基本飞行性能的计算
飞行包线受到以下因素的限制：（1）动力装置稳定工作的条 件；（2）飞机结构强度和刚度条件；（3）飞行操纵和稳定性 等。 （要对最大速压和最大飞行M数加以限制）
对速压的限制 强度（悬挂接头等）；刚度（操纵效能、颤振等） M数限制 飞机操纵稳定性；进气道、压气机和涡轮的稳定性；气动 加热 允许飞行包线（飞行品质规范规定）！！
二、平飞范围的划分
第一飞行范围（正常操纵区） 纵区）
第二飞行范围（反常操
讨论：
在1和2点都满足：P P，px Y G 驾驶杆和油门不动，1点稳定，2点不稳定！！！！
分界点：最大剩余推力 Pm所ax 对应的最陡上升速度 （V接 近有利速 度 ）V ，yl 曲P线px 正斜率（有利速度 右侧V y）l 第一飞行范围； 曲线Ppx 负斜率（有利速度 左侧V）yl 第二飞行范围
nl
E G
—H —V 2单位是米，能量高度
2020/7/13
（4）定常上升到某一高度的最短上升时间 tmin
dt dH Vy
飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为：
t min
0H
V
dH
y max
图解积分法！！
n
tmin (
H
)
i1 V y max
2020/7/13
先把 Vy max 曲f (H线) 转绘成
曲1 线 f，(H)则曲线
2020/7/13
当 飞 行 M 数 超 过 临 界 Mlj 进 入 跨 音 速 范 围 （ 临 界 Mlj<M<1.2-1.3）以后C，x0由于波阻的出现 导致激增（大 致与M2－M4成正比），在某一Ｍ数（大约在Ｍ＝1.05-1.2） 达到最大，导致平飞需用推力急剧增加（大致与M4－M6成 正比）（ II区）
某型单旋翼直升机悬停性能工程计算方法及应用
航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald14某型单旋翼直升机悬停性能工程计算方法及应用①俞东锋 张裕兵 刘展志(昌河飞机工业（集团）有限责任公司 江西景德镇 333002)摘 要：直升机悬停性能决定了直升机的静升限，是直升机性能的关键指标之一，也是开展和评估H-V包线试飞等工作的前提要素。
而在实际进行加改装时，因为直升机的外形改变而引起的性能变化需要进行评估，复杂的计算机算法虽然具有一定的先进性，但在评估和近似计算时，较多采用更为实用的近似工程算法减少变量、推算性能。
本文通过某型单旋翼直升机悬停性能工程计算和拟合，介绍一种简化变量的工程算法。
关键词：直升机 悬停功率 无量纲系数中图分类号：V21 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2020)06(a)-0014-03Abstract: The hover performance determines the ceiling of helicopter, as a key indicator of helicopter, it is the precondition of the test f light of H-V envelop and so forth. Thus when evaluating the inf luence of modification that changes the outlook of helicopter, though the CFD methods may be advanced, we often use engineering calculation to simplify the procedure and reduce variates. This paper introduces an engineering calculation with less variates to gain the hover performance.Key Words: Helicopter; Hover power; Dimensionless coefficient①作者简介：俞东锋（1990，1—），男，汉族，浙江杭州人，本科，工程师，研究方向：直升机试飞管理、试飞设计与性能分析。
教8飞机参数 -回复
教8飞机参数-回复飞机参数是指衡量飞机性能和能力的一系列关键指标。
这些参数包括但不限于飞行速度、最大起飞重量、航程、燃油消耗、机身尺寸等等。
了解并掌握这些参数对于飞机设计、飞行操作和飞机的性能评估都至关重要。
在本文中，将逐步回答关于飞机参数的问题，以帮助读者更好地理解并学习有关飞机参数的知识。
一、什么是飞行速度？飞行速度是指飞机在飞行过程中相对于大气中的速度。
飞行速度可以划分为多种类型，包括但不限于起飞速度、巡航速度、最大速度等。
起飞速度是指飞机在起飞过程中达到的最小速度，而巡航速度是指飞机在飞行过程中保持的常规速度。
最大速度是指飞机可以达到的最高速度，它通常取决于飞机的设计和引擎动力。
二、最大起飞重量是什么？最大起飞重量（Maximum Takeoff Weight，MTOW）是指飞机起飞时所能承受的最大重量。
它包括飞机自身的重量、燃料重量、乘客和货物的重量等。
最大起飞重量通常是由飞机制造商根据飞机的设计和强度计算出来的。
飞机的最大起飞重量决定了其运载能力和性能，它对于飞机的运行和操作都是非常重要的参数。
三、什么是航程？航程是指飞机在单次飞行中可以飞行的最大距离。
它通常以千米或英里来衡量。
航程的计算与飞机的燃料消耗、巡航速度以及运输的负载有关。
航程也是飞机性能的一个重要衡量指标，它可以影响飞机的运输能力和航班计划。
四、燃油消耗是如何计算的？燃油消耗是指飞机在飞行过程中消耗的燃油量。
燃油消耗的计算与飞机的飞行速度、飞行高度、推力需求以及飞行时间等因素有关。
飞机制造商通常会提供关于飞机不同阶段的燃油消耗数据供使用。
燃油消耗是考虑到飞机运营成本、航程和环境影响等因素的重要指标。
五、机身尺寸对于飞机参数有何影响？机身尺寸是指飞机的长、宽和高的尺寸。
机身尺寸对于飞机的燃油消耗、有效载荷和气动性能等方面有着直接的影响。
较短的机身往往可以提供更好的机动性能和加速能力，但可能会牺牲部分有效载荷。
相比之下，较长的机身往往能提供较高的巡航速度和较大的有效载荷能力。
无人直升机悬停至前飞切换控制
近 年 来 ， 国 内外 对 无 人 直 升 机 切换 控制 进 行 了较 为深 入 地
心， Ｘ轴 在 无 人 直 升 机 对 称 平 面 内 且 指 向机 头 ， 在 对 称 平 面 Ｙ轴
研究 。文献［】 １利用模糊 逻辑方法设计 了一种模态转换控 制器 ，
较 好 地 解 决 了模 态 之 间 的 平 稳 转 换 问题 取得 了满 意 的结 果 。模 糊 控 制 在 不确 定 性 的 处 理 上 具 有较 大 的 优 势 ，但 是 模 糊 规 则 的
１ ６
无 人 直 升 机 悬停 至 前 飞切换 控 制
无人直升机悬停至前飞切换控制
Ｈｏ ｅ ｏ Ｆ ｒ ｒ ｌｉｇ Ｓ ｔ ｈ ｎ ｎ ｒ ｌｆ ｒ Ｕｎ ｎ ｅ Ｈｅｉｏ ｔ ｒ ｖ ｒ ｔ ｏ ｗａ ｄ Ｆｙｎ ｗｉ ｉｇ Ｃｏ ｔ ｏ ｍａ ｎ ｄ ｃ ｏ ｌ ｐｅ ｃ
赵 超 盛 守照 孟 新 宇 张 元
（ 南京航 空航天大学自动化学院， 江苏 南京 ２ ０ １ ） １ ０ ６
摘 要
模 态切 换 控 制 是 无 人 直 升 机 实现 全 天 候 自主 飞 行 的 关 键 ， 实现 飞 行 模 态 闯 快 速 平 稳 的 切换 是 无人 直 升机 控 制 器设 计
ｃ ｏｍｐｅ ｓ ｉ ｓ Ｆｎ ｌ ｔｅ ｆ ｓｂｉｔ ｎ ｅ ｅ ｔ ｅｎ ｓ ｅ ｅ ｉｅ ｔ ｒ ｇｈ Ｓｉ ａｔ ｎ． ｎ ａｔ ｏｎ ． ｉａｌ ｈ ｅａ ｉ ｌｙ ａ ｄ ｆ ｃ ｉ ｅ ｓ ａｒ ｖ ｒ ｉｄ ｈｏｕ ｍｕｌ ｉ ｙ， ｉ ｖ ｆ ｏ
Ｋ ｙ ｏｄ ：ｗｉ ｈｎ ｏ ｔ ｌ ｏ ｐｉ ｖ ｌｃ ｏ ｅ ｓ ｔ ｎｃ ｎｒｌ ｒｄ ｓ ｎｕ ｍａ ｎ ｄ ｈ ｌｏ ｔｒ ｅ ｗ ｒｓｓ ｔ ｉｇ ｃ ｎｒ ， ｕ ｌｇ， ｏ ｉ ｃ ｍｐ ｎ ａｉ ，ｏ ｔ ｌ ｅ ｉ ，ｎ ｎ ｅ ｅｉ ｐｅ ｃ ｏｃ ｎ ｅ ｔ ｙ ｏ ｏｅ ｇ ｃ
螺旋桨设计计算公式
桨叶的迎角只会影响升力的大小，不会前进。
直升机前进是靠螺旋桨的旋转面向前倾斜实现的，桨叶的迎角变化，指的只是桨叶本身绕横向的轴旋转。
就是对称的两只桨，成一条直线，以这个直线为轴旋转。
迎角增大，旋转阻力增大，如果转速不变的情况下，升力就会增大，直升机上升。
飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。
飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。
由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。
旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。
引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。
空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。
所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。
这个力称为推力。
典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。
桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。
一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。
弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。
类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。
桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。
因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。
螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。
一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。
当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。
然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。
飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。
当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。
这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。
无人机飞行原理-第08章 无人直升机飞行性能
8.3垂直飞行
√垂直下降
直升机在悬停的基础上做垂直下降， 首先应减小旋翼总距，减小旋翼拉力， 使拉力小于直升机重力，进行垂直下 降。此时旋翼反作用力矩减小，直升 机将向旋转方向偏转。为保持方向平 衡，必须减小尾桨拉力。同时不使直 升机出现侧向移位和滚转。
8
8.4 旋翼失速
□对于常规固定翼飞机而言，失速往往会在低速情况发生，机翼低速性能受到失速的 限制。而对于直升机而言，情况恰恰相反，失速往往在高速的情况下发生，直升机 的高速性能受到失速限制，被称为旋翼失速。
□涡环状态出现后，将会造成气流分离、低频振动、挥舞过度、周期变距的控制余度 减小、产生额外噪声以及升力减小等现象，此时驾驶杆操纵功效下降，或者根本没 有操纵功效，这是一种危险的现象。
17
8.6 涡环状态
√涡环的形成
□涡环就是强化的桨尖涡流成涡环状态的外因。
□一旦动态失速涡离开翼型后缘流向下游，会伴随升力急剧下降、阻力迅速增大、低 头俯仰力矩剧烈增大的失速或抖振现象。
10
8.4 旋翼失速
√动态失速与静态失速有本质的区别:
□动态失速的气动力变化与静态失速的不一样。动态失速情况下，气流分离和失速的 发展与静态失速机制根本不同。静态失速是在叶素迎角超过临界迎角时发生；而动 态失速是桨叶随着来流变化而产生的非稳定复杂的反应，当桨叶角随时间和方位变 化时，或处在颠簸或垂直升降等非稳定飞行状态中，非定常气动效应会促使叶素迎 角变化很大，极易引发动态失速。从某种程度上讲，动态失速使气流分离推迟，且 失速迎角变大，这意味着直升机旋翼不会丢失过多升力。
14
8.5 自转状态
√自转和涡环状态是直升机所特有的空气动力学现象，也是关系飞行安全 的重要问题。
□自转状态是一种直升机降低高度的特殊飞行状态，发动机不再向旋翼提供动力，而 是由气动力来驱动，这是直升机在发动机失效时能够安全着陆的方法。
直升机横侧稳定性试飞数据计算法
直升机横侧稳定性试飞数据计算法
秦超敏;张西
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】1998(16)1
【摘要】运用小扰动理论，通过在力矩方程中略去姿态项及横侧受扰运动方程组的线化和降阶处理，使横侧运动方程组用标准特征矩阵表示，从而转化成求解特征矩阵的特征根问题。
并利用Ｚ１１直升机操稳试飞数据，用特征矩阵法对Ｚ１１直升机横侧稳定根进行了求解，所得结果与费拉雷法比较，结果是一致的，这表明该方法正确、可靠，完全可用于直升机横侧稳定性的飞行试验研究。
【总页数】4页(P70-73)
【关键词】直升机;操稳特性;飞行品质;横侧;稳定性试飞
【作者】秦超敏;张西
【作者单位】西安飞行试验研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V212.4
【相关文献】
1.直升机速度静稳定性试飞方法及试飞技术研究 [J], 高华;王宜春;曹嘉旻
2.直升机计及诱速分布和挥扭耦合在侧风下的稳定性和操纵性 [J], 曹义华;许心钰
3.直升机拖带自由飞模型升起时的横侧不稳定性形态 [J], 晁祥林
4.直升机三轴全向大气数据系统试飞的算法修正 [J], 刘影碧;谭向军
5.某型直升机新构型尾桨抗侧风能力验证试飞 [J], 顾文标; 陈圆; 陈敏; 游洪华因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
螺旋桨设计计算公式
飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。
飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。
由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。
旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。
引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。
空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。
所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。
这个力称为推力。
典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。
桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。
一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。
弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。
类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。
桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。
因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。
螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。
一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。
当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。
然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。
飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。
当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。
这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。
为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。
因此，如图3－27中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。
空气冲击螺旋桨叶的角度就是迎角。
这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的气动压力比大气压力大，所以产生了推力。
桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。
直升机空气动力学-第5章-1
由 CT 4V1v1 4v1 V02 2V0v1 sin( D ) v12
2 CT 4v10
得到 v1
( v10
)2 (
V0 2 v V v ) 2( 1 )3 ( 0 ) sin( D ) ( 1 )4 1 0 v10 v10 v10 v10 V0 / v10 5 后，可 当
Vx 0 V0 Vy 0 0 vx 0 0 vy0 0
桨盘1－1截面处：
V x1 V y1 vx1 Vx1 V0 v y1 V y1 0 Vx 2 Vy 2 vx 2 Vx 2 V0 v y 2 Vy 2 0
下游2－2截面处：
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
对于最简单的矩形桨叶、诱速均布且无周期变距的旋翼，
1 3 3 CT a [( 7 Ka0 )(1 2 ) 1 ] 3 2 2
同样办法，可得 CH 及CS 基元功率系数为
dmk Wy dCT W dX dCH dCT cos W dX v1dCT (0 )dCT V dCT dCH
积分、无量纲化，如拉力系数
CT
2 1 k 1 a [Wx2 WxW y ]b dr d 0 0 2 1 k 1 1 a [ 7 ](r 2 2 ) (v0 0 )r v1s 2 r b dr 0 2 2
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
得挥舞系数：
1 1 1 1 a0 ye [ (7 0 )(1 2 ) (v0 0 ) 2 v1s ] 4 3 3 4
飞机气动性能计算讲解
飞机气动性能计算讲解飞机的气动性能是指飞机在空气中运动时所受到的气动力和气动力矩的性能表现。
飞机的气动性能决定了其飞行性能和操纵性能，对于飞机的设计、飞行稳定性和操纵性能的优化起着重要的作用。
飞机的气动性能主要包括气动力和气动力矩的计算。
气动力是指飞机在运动过程中由于相对于空气产生的压力差而产生的作用力，分为阻力和升力两个方向。
气动力矩则是指飞机在运动过程中由于相对于空气产生的力矩，分为俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩三个方向。
飞机的气动力和气动力矩的计算是基于空气动力学的理论和实验数据进行的。
其中，基本原理是根据牛顿第二定律和伯努利定理，结合飞机的几何结构和飞行状态参数，以及空气动力系数为桥梁进行计算。
空气动力系数是飞机气动特性的无量纲表示，可以表征飞机的几何形状和飞行状态对空气动力的影响。
那么，具体的飞机气动性能计算过程如下：1.建立飞机的气动力学模型，包括飞机的几何形状和飞行状态参数。
几何形状包括飞机的机翼、机身、尾翼等结构的几何形状参数，如翼展、展弦比等。
飞行状态参数包括飞机的速度、迎角、侧滑角等。
2.根据气动力学的基本原理，分析飞机在不同飞行状态下所受到的气动力和气动力矩的产生机理。
例如，飞机产生升力的机理是通过机翼产生气流的上下表面的压力差，而产生阻力的机理是由于飞机的阻力系数与气动状态参数之间的关系。
3.利用实验和数值模拟方法，获取飞机的气动特性数据，包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数等。
这些数据是通过风洞试验、飞行试验和计算流体动力学（CFD）模拟等手段获得的。
4.根据飞机的几何形状、飞行状态参数和空气动力系数，进行气动力和气动力矩的计算。
例如，升力的计算可以通过升力系数与动压和机翼面积的乘积来计算，阻力的计算可以通过阻力系数与动压和机翼面积的乘积来计算。
5.根据计算得到的气动力和气动力矩，进一步分析飞机的飞行性能和操纵性能。
飞行性能包括飞机的爬升率、巡航速度、最大速度等，而操纵性能包括飞机的操纵力度、敏捷性和稳定性等。
直-8垂直爬升性能计算
H V 曲线图
7
H 1/ V 曲线图
拟合二次函数为
H 40.5V 2 412.7V 1010
由 此 式 可 知 ， 理 论 升 限 约 为 1000m 代 入 V 0 . 5m / s得 到 悬 停 升 限
H 793m
由拟合函数可得
1 81 V 412.7 412.7 2 162(1010 H )
直-8 垂直爬升性能计算
011010216 胡秋野
一． 问题重述
根据已知数据，大致计算 Z-8 直升机的上升性能： 1.上升速度 V 2.悬停升限 H 3.上升时间 t
直八直升机相关资料 1. Z-8 的有关数据 旋翼翼型
NACA0012
垂直爬升时的当量阻力面积 旋翼转速
207rpm
C S 14.6m
1
二． 模型假设
1. 将直升机当作一个质点看待， 所有的力都作用于一个点， 不管力矩关系。 2. 认为直升机作“定常”运动，不考虑飞行速度变化的加速过程。 3. 计算时忽略波阻需用功率系数。 4. 其他功率损失及需用拉力不随爬升率变化。
三． 符号定义
上升速度 悬停升限 上升时间 功率传递系数 叶端损失系数 旋翼拉力系数 垂直吹风增重系数 特征剖面阻力系数 特征剖面升力系数 功率因子 旋翼角速度 发动机出轴功率 悬停需用功率 剩余功率
NM 2.562 105 H 2 0.1126H 3742
估计升限在一千米左右，故在 0 ~ 1000m 范围内每隔 50m 取点计算。
6.1.
拉力系数 CT 和悬停时功率系数 mK 的计算
根据上述公式，计算结果如下表
H (m)
CT (103 )
mK (103 )
共轴倾转旋翼性能计算方法
共轴倾转旋翼性能计算方法陆陶冶;陈仁良;曾丽芳;孔卫红【摘要】共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器.本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能.在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势.结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大.%The coaxial tilt-rotor craft is a high-speed rotorcraft along with deployable fixed-wings.A mathematical model is built for analyzing the performance of coaxial tilt-rotor in helicopter flight condition,transition condition and fixed-wings airplane flight condition.Firstly,the application of the model shows good agreement with the experiment from wind tunnel test of coaxial tilt-rotor in axial state and coaxial rotor in forward flight.Then,the method is studied by analyzing the obtained results of the variation of performance parameters,the distribution of induced velocity,the change of overlap area and interaction factor in transition condition.The calculated results show that when the tilt angle increases at constant flow,the thrust coefficient of coaxial tilt rotor decreases,the power coefficient increases first and then decreases,the overlap area and the interaction factor of upper and lower rotors both increase.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(049)003【总页数】7页(P396-402)【关键词】高速;共轴倾转旋翼;倾转过渡状态;干扰因子;性能【作者】陆陶冶;陈仁良;曾丽芳;孔卫红【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V275.1;V211.5随着直升机的应用越来越广泛，人们不仅仅满足于其突出的悬停、低空低速性能和良好的机动性，还希望有更高的飞行速度和航程。
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CH ( s ) 53.7 ( ) CT CT
o
CQ
CQ CT
( Cx S )V02 CT
( Cx S ) CT
2 cos2 ( s )
105
CH CT 10.5 CT a
( s )o 60 (
( Cx S ) 0 2 CT
CT )
物理意义：废阻功率系数和爬高功率系数。
mkf CQV0 ( Cx S )V03 mkp CGVy
波阻功率系数：
mkb mkb ( )
第九章 直升机的前飞性能
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直升机技术研究所
2
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二 旋翼诱导功率的计算
mKi CT vdx J J J 0 (1 3 2 )
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当直升机水平飞行时，θ＝0，于是：
CQ CH sin( s ) cos( s ) CT CT
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l d 3/ 2 d 3 k3 0.001( ) 1.5( ) 8.4 ( ) Ck d l l
d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。 第九章 直升机的前飞性能
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直升机空气动力学
第九章
直升机的前飞性能
航空宇航学院
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1、流线型部件的阻力
Cx C f (1 k3 )Ic
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。
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本 章 内 容
1、 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
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2、起落架的阻力
Cx Cd I c
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。
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第三节 力的平衡方程和旋翼迎角
一、力的平衡方程
Ts sin( s ) H s cos( s ) Q G sin 0 Ts cos( s ) H s sin( s ) G cos 0
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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：
CQ CH sin[( s ) ] cos[( s ) ] cos CT CT
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平飞需用功率表达式：
mK mKx mKi mKf
mKi CT vdx J 0 (1 3 2 ) 1 mKx Cx 7 K p 0 (1 5 2 ) 4
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
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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。
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。
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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
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四、尾桨需用功率 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。
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平飞需用功率与极限速度计算流程图：
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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。
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而
3CT Cy7 KT KT KT 0 (1 2 ) KT 0 0.95 ~ 1.0
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第四节 需用功率
一、表达式
CTV0 sin( s ) CHV0 cos( s ) CQV0 CGV0 sin 或 CT (0 ) CH CQV0 CGVy
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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。
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式中：
1 Q ( Cx S ) V02 2
或
CQ ( Cx S )V02
把力的平衡方程写成系数形式：
CT sin( s ) CH cos( s ) CQ CG sin CT cos( s ) CH sin( s ) CG cos
第九章 直升机的前飞性能
第一节 引言（续）