直升机空气动力学-前飞性能1.

第二节 平飞需用功率
mK mKi mKx mKf
诱导功率 mKi CT vdx J0 (1 3 2 )
等效诱导速度随飞行速度迅速减小
型阻功率
mKx

1 4
Cx7
K p0 (1 5 2 )
随飞行速度略有增加
废阻功率 mkf CQV0 ( CxS )V03
与速度的3次方成正比
悬停需用功率大，是因为诱导
功率大。随速度增加，诱导功率迅
速减小，总功率下降。
阻力正比于 V02 ，因而废阻功 率正比于 V03，使高速飞行的需用 功率很大。
可用功率与需用功率之差值，
可用于爬升。
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高度较大处，直升机无力悬停，更 不能垂直上升。
讨论：高度增大，为何需用功率会增大？
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南京航空航天大第学六章 直升机的需用功率和飞行性能 - 8直升机技术研究所
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2.气流分离、激波 限制 高速飞行时，前行桨叶外端会发生激波；
后行桨叶会气流分离。 造成振动、反操纵、需用功率突增，
不可飞行。
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3. 其他限制 主减速器主轴交变弯矩 操纵机构运动范围 姿态、视界、稳定性(后飞）等 讨论 仅增大旋翼转速， 两条限制线将怎样移动？ 直升机空气动力学
飞行速度越大，旋翼前倾越大 ---- 必须。
讨论 旋翼轴为何设计有构造前倾角？（Z-9 4 度）
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4-3 地面效应的实际应用 1，地效内悬停升限（也称做有地效升限）
是直升机的主要飞行性能之一。直升机利用地面效应，能够 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。 2，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 剩余功率时可转为爬升，完成起飞。 3，气垫船、地效飞行器的气动原理。
约占总阻力的1/4。
阻力不易估算，尤其干扰效应。依靠吹风试验。
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综合性能曲线
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第四节 地面效应
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第三节 基本飞行性能
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3-1 平飞最大及最小速度 1.功率限制 发动机可用功率、直升机平飞需用
功率都随飞行高度（空气密度）及大 气条件（气温、湿度）而不同。
高度增大，则需用功率增大(高速段 除外），而发动机功率下降。两条曲 线的交点，决定了极限速度。
Lm a x

Ce
Gry (Nxu /V0
) m in
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qh
qkm 直升机空气动力学
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3-3 续航性能
续航性能：续航时间---最久留空时间
航程—最大飞行距离
由燃油量、耗油率、飞行速度确定。
航时
t
dGry
qh
航程 L
dGry
qKM
最低小时耗油率在久航（经济）速度附
近，
以此速度飞行最经济； 最低公里耗油率在远航
tmax

Ce
Gry (N xu )min
（有利）速度附近，以 此速度飞得最远。
1-3 废阻力
不产生升力的部件的阻力。
1，流线型部件的阻力： 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， 与Re和表面粗糙度有关。
2，非流线型构件的阻力： 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。
3，其他阻力： 突出物、缝隙、内流（散热通道）等
一般直升机，旋翼桨毂、起落架、机体三部分的阻力，各
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3-2 爬升性能和升限
剩余功率可用来爬升：Vy

k ps
mK可
(mK CT
)min
k ps 修正系数，计入平飞与斜升的气动差别。
以此计算旋翼在地效条件下的轴向诱导速度。
在地效中悬停时的诱速分布
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]

CH CT
cos[(s )
]

CQ CT
cos
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直升机水平飞行时，θ＝0， S 即构造旋转面倾角，
sin(s )

CH CT
cos(s )

CQ CT
经简化，得
(s )o

57.3(CQ CT

CH CT
)
或
(s )o

60
( (
CxS )0 2 105CT )
CT

可见， 阻力系数越大，旋翼须前倾越大，--- 不利；
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小结
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稳定飞行时，直升机上的外力平衡--计算各力，确定迎角。
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直升机近地面悬停或慢飞时，旋翼产生同样拉力所需
的功率较小，或旋翼以同等功率能产生更大的拉力。
4-1 地面效应的物理解释 地面阻挡了旋翼尾流，使之不
能自由膨胀加速，桨盘处的等效 诱导速度也因之减小。 由滑流理论：旋翼的诱导功率减小 由叶素理论：诱速减小使剖面升力的后倾角度减小，同等迎角
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第一节 力的平衡方程和旋翼迎角
稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡
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第六章 直升机的需用功率
和飞行性能
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 和随速度呈马鞍形变化；需用功率也随飞行高度而不 同。 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。
1-1 力的平衡方程
旋翼力在水平面和铅垂线的投影：
T sin(s ) H cos(s ) Q G sin 0 T cos(s ) H sin(s ) G cos 0
1-2 旋翼迎角 由上两式消去重力项，并改写为系数形式，得角度
方程：
sin[(s )
不同高度、不同速度下的剩余功率不同， 可算出各高度的最大爬升率及爬升时间。
斜爬升可达的最大高度 称为动升限； 垂直爬升的最大高度 称为悬停升限。
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稳定平飞时，需用功率由诱导、型阻、废阻三部分组成，其
总和随速度呈马鞍形变化：悬停时需用功率大，巡航飞行需用
功率小，高速飞行需要大功率。
平飞需用功率随高度而不同：悬停及低速段，因诱导功率为
主，总功率随高度增大而增加；高速段变化不显著或趋势相反，
因废阻功率及型阻功率随空气密度下降而减小。
依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，可计算出直升
一定功率下，在地面效应中悬停时旋翼的拉力
计算曲线
飞行试验数据
h/D
旋翼地面效应随飞行速度增大而迅速减小、消失。
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机的飞行性能：最大及最小平飞速度，爬升率及爬升时间，悬
停升限及动升限，远航速度及航程，久航速度及续航时间。但
须检查：最大速度还受限于气流分离、激波及其他因素。
直升机综合性能曲线，给出上述各个飞行性能数据。
旋翼地面效应提高了直升机的悬停性能。
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下诱导阻力减小，降低了所需的驱转扭矩。
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4-2 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，
注意：平飞总功率随速度的变化呈马鞍形。
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Байду номын сангаасInstitute of Helicopter Technology
功率曲线有极小值，以此速度飞行消耗功率最小；