第四章--直升机性能

第四章直升机性能直升机的飞行性能是对直升机提出的使用技术要求的主要内容之一。飞行性能参数的计算是根据直升机的构造﹑旋翼运动参数及发动机性能来确定。直升机飞行性能的最后确定要通过性能试飞作出鉴定。直升机飞行特点与性能直升机飞行性能分垂直飞行性能和前飞性能两类。垂直飞行性能指在定常状态（力和力矩都处于平衡的、无加速度运动的状态）时不同高度的爬升率（上升速度）和爬升率为零的理论静升限（悬停升限），以及爬升率为0.5米/秒时的实用升限。由于近地面有地面效应，在确定悬停升限时应说明有无地面效应。直升机前飞性能直升机前飞性能包括（1）定常平飞性能：指在不同高度的巡航速度（经济速度）、有利速度和最大速度；（2）续航性能：不同高度的最大续航时间和最大航程；（3）定常爬升（高）性能：不同高度的最大爬升率（爬升时的垂直速度分量）、理论动升限（带有平飞速度的最大高度）和实用动升限；（4）定常自转下滑性能：不同高度的最小下滑率和最小下滑角。估算直升机飞行性能估算直升机飞行性能的基础是旋翼的空气动力合力与直升机的重量和机体受到的空气动力之间力的平衡，旋翼的可用功率与需用功率之间功率的平衡。旋翼的可用功率是发动机的出轴功率减去传动装置等的功率损失后输给旋翼的功率。旋翼的需用功率包括克服旋翼型阻和诱导阻力的功率、克服机体废阻的功率和用于直升机爬高的功率。估算直升机飞行性能当平飞速度增大时，旋翼型阻功率基本不变，仅在大速度时由于激波损失而变大，旋翼诱导功率由大变小，机体废阻功率由小急剧变大。平飞时旋翼的需用功率在小速度时较大，在中速时较小，在大速度时又很大。可用功率减去平飞需用功率后的剩余功率基本上都能用于直升机爬高。性能计算依据原则性能计算只考虑对定常飞行状态，依据两项原则：①力的平衡：作用在直升机上的各力集中在重心，并且合力为零。②功率平衡：旋翼需用功率与发动机可以输送到旋翼上的功率相等。除了发动机功率限制外，直升机的飞行性能还受到后行桨叶发生气流分离及前行桨叶上出现激波的限制。在性能计算中，不仅要保证力的平衡，同时要保证能量的平衡。在任何定常飞行状态中需用功率必须等于可用功率。4.1航空发动机特性以机械方式驱动螺旋桨的航空发动机通常分为两类:活塞式发动机和涡轮式发动机。涡轮式发动机又分为两种:定轴（单轴）涡轮发动机和自由（双轴）涡轮发动机。活塞式发动机主要优点在于“单位耗油率”Ce（公斤/小时.马力）低。Ce=0.2～0.25缺点为“重量马力比”Gfdj/NM（公斤/马力）大。涡轮式发动机与其恰相反。单位耗油率为活塞式的1.5倍；重量马力比为1/10～1/4，仅为活塞式的1/3。航空发动机特性航空发动机特性通常指发动机的出轴马力NM与转速n，飞行高度H和飞行速度V0的关系。在一定高度一定速度下NM=f（n）称为发动机的外部特性曲线；在一定转速一定速度下NM=f（H）称为发动机的高度特性曲线；在一定高度一定转速下NM=f（V0）称为发动机的速度特性曲线。几种常用的发动机功率额定功率：发动机处于正常工作时的设计规定的功率。最大功率：发动机允许短时超载（如5分钟）的功率，用于起飞或其他状态，大于额定功率（约为额定的功率的110%）。巡航功率：发动机可以长期运转﹑耗油率最低的功率，用于巡航状态，通常小于额定的功率（约为额定的功率的80%）。功率对转速的关系曲线定轴涡轮发动机的功率对转速的关系曲线,自由涡轮发动机的功率对转速的关系曲线。定轴涡轮发动机的稳定工作状态是在很窄的转速范围内（图中实线所示）NMNMnn00旋翼等桨距线旋翼等桨距线燃气涡轮等转速线定轴涡轮发动机的功率曲线自由涡轮发动机的功率曲线发动机高度特性涡轮发动机以A=NM/NM0为发动机高度特性。随着高度增高，空气密度减小，出轴马力降低。涡轮发动机的速度增压特性，随着飞行速度的增加而功率有所提高。发动机传给直升机旋翼的可用功率等于出轴马力乘以功率传递系数：NKy=NMζζ值一般随飞行速度而略有变化。涡轮发动机的额定功率和额定转速，一般为它的巡航功率和巡航转速。HA（V＞0）A（V=0）ρ/ρ0A，ρ/ρ01.0功率系数发动机的出轴功率不可能全部输给旋翼，其中一部分功率消耗于驱动尾桨﹑冷却风扇﹑泵及各种附件，还要克服传动系统中的摩擦等中间损失。故可能输给旋翼的功率，只是发动机出轴功率的一部分。用功率传动系数ζ表示（百分比）：ζ=旋翼可用功率发动机出轴功率（即直升机可用功率）ζ值随速度而变化，大约为0.84～0.88。可用功率系数为：式中NM为发动机功率。ζ=旋翼可用功率发动机出轴功率（即直升机可用功率）ζμ0.90.850.800.10.20.30.4装涡轮发动机装活塞发动机32)(2175RRNNMKy4.2悬停性能悬停是直升机在一定高度上保持航向和对地标位置不变的状态。悬停是直升机区别于一般固定翼飞机的一种特有的飞行状态。虽然某些特种飞机，例如喷口转向飞机，也能作短时悬停，但由于它们产生平衡飞机重力喷口的推力面的载荷大大超过直升机旋翼的桨盘载荷，这样不便使这类飞机在相同飞行重量的悬停需用功率比直升机的高得多，而且过大的诱导速度引起悬停状态作业的环境条件大大恶化。此外垂直起落飞机的喷口对地面严重烧蚀等方面的问题限制了这类飞机的使用范围。4.2.1直升机悬停时的力的平衡悬停时，单旋翼式直升机力的平衡。旋翼拉力在铅垂面的升力分量T1与全拉的飞行重力G平衡；用于平衡反扭矩的尾桨推力T尾则等于旋翼在水平侧向分力T3。即铅垂方向：T1=G水平侧向：T尾=T3悬停状态旋翼拉力悬停时旋翼桨叶任一剖面的速度和迎角在各方位都是不变的。在桨叶不同的剖面上产生不同数值的空气动力。如果把沿桨叶的全部空气动力相加，即可得到合力。旋翼拉力式中cT为旋翼拉力系数，可用平均系数cy平均表示。取决于悬停状态时的桨距。在一定高度上悬停,拉力由总距φ和旋翼转速n(转/分)来确定。为使拉力等于直升机重量，或是增大桨距，或是增大转速。22)(21RRcTTCy平均10.5Cy平均cT0.010.005cT4.2.2直升机悬停时的需用功率直升机垂直上升时的功率平衡：N可用=N需用式中N可用为旋翼的可用功率，马力；N需用为旋翼的需用功率，马力。旋翼的可用功率：N可用=ζNM=ζANM0式中ζ为功率传递系数；A=NM/NM0为发动机高度特性；NM0为海平面发动机的额定出轴马力。旋翼的悬停需用功率悬停时，直升机的需用功率由尾桨和传动等功率外加上旋冀所需功率组成，旋翼需用功率则主要由两部分组成：(1)旋翼产生拉力所付出的代价——诱导功率N诱；(2)电于空气的粘性旋翼旋转时克服桨叶型阻需要耗费的功率——型阻功率N型。即N悬停=N诱+N型即：旋翼的悬停需用功率：N需用=式中为功率系数。077)(41VCCbkkmmmTxpKyxKxK22)(21751RRmK1114vVVCmTK旋翼的扭转力矩旋翼的扭转力矩扭转力矩系数mkp取决于桨叶迎风阻力系数,即取决于桨叶迎角,也即取决于旋翼的总桨距。mkp=mkp型阻+mkp诱阻随着桨距φ增大，扭转力矩系数增大主要是诱导阻力增大RRRmMkpkp22)(2mkp0.00060.00050.00040.00030.00020.0001024681012φ°mkpmkp诱导mkp型阻4.3直升机垂直上升性能垂直上升是直升机起飞的基本方式。直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物，垂直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。垂直上升性能包括:①上升速度V0；②悬停升限H（上升的极限高度）；③上升时间t（上升至一定高度需用的时间）。此外还需考虑不同高度的旋翼总距Ф7。直升机的垂直上升性能主要取决于直升机本身的气动特性，重量特性和航空发动机的特性。还与外界条件（如气温，气压湿度等）有关。4.3.1垂直上升时直升机的力的平衡直升机起飞时，必须使直升机从静止状态增速后转入定常上升状态，并进行爬高，此时拉力除了克服重量和废阻力外，还要克服惯性力J。T=R=Y垂直上升时的旋翼旋转平面GQJT尾桨垂直上升时力的平衡起飞时为增大拉力，或增大旋翼转速，或增大总桨距，或同时增大旋翼转速和总桨距。直升机垂直上升飞行速度称为上升率以Vy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，因此直升机垂直上升时力的平衡与悬停时基本相同。即铅垂方向：T=G+Q水平侧向：T尾=T3全机的废阻：式中ΣCxS为除旋翼外的机身等无升力部件的阻力系数与各自相应的特征面积之总和。20021VCxSQ拉力系数无量纲形式：CT=CG+CQ式中拉力系数：重力系数：废阻系数：相对废阻系数：22)(21RRTCT222)(16)(21RPRRGCG20202)(VxCRVRCxSCQ2RCxSCx4.3.2垂直上升时直升机的需用功率直升机垂直上升时的功率平衡：N可用=N需用式中N可用为旋翼的可用功率，马力；N需用为旋翼的需用功率，马力。旋翼的可用功率：N可用=ζNM=ζANM0式中ζ为功率传递系数；A=NM/NM0为发动机高度特性；NM0为海平面发动机的额定出轴马力。垂直上升时旋翼需用功率垂直上升时旋翼需用功率，主要由三部分组成：诱导功率N诱；型阻功率N型，以及旋翼上升做功的上升功率N升，即N垂升=N诱+N型+N升即：垂直上升与悬停状态相比，诱导功率虽然随上升高度的增加其值有所减小，然而随着Vy的增加被忽略的机体阻力的功率损耗也有所增加，这两项大至相抵。型阻功率也可认为与悬停状态相同。因此在粗略分析中可以近似认为垂直上升时N诱与N型之和与悬停时的旋翼需用功率相等。然而上升功率N升=T1Vy则随垂直上升速度线性增加。因此垂直上升的总需用功率比悬停时的需用功率大，并且随上升率的增加而增加。4.3.3悬停升限和垂直上升时间上升率由悬停时所需功率的剩余可用功率ΔN来确定。剩余功率可视为用于直升机爬高的功率旋翼拉力每秒所做的功。马力悬停升限为直升机垂直上升的极限高度，即垂直上升速度等于零时对应的高度。当Vy=0时的升限为理论升限。当Vy=0.5m/s时的升限为实用升限。75yVTN理论升限实际升限冬季标准条件下夏季H（m）H静0.51234567Vym/s直升机两种升限静升限垂直飞行所能上升的高度；动升限倾斜飞行所能上升的高度，而动升限总是高于静升限。在离地上升到计算高度前,上升率略有增大。在计算高度以上，发动机功率下降，故上升率随之减小。随高度的变化在H静高度上，上升率等于零，因为发动机的全部功率都用于直升机在这一高度上悬停。垂直上升时间指直升机垂直上升到某一高度所需用的时间。设在时间间隔dt内，直升机以V0垂直上升dH高度，且V0随H高度而变化的，则：dH=V0dt可得上升到某一高度所需用的时间为：dHVtH00)1(4.4垂直下降性能直升机的垂直下降与垂直上升相反，利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小场地着陆。由于这时旋翼的诱导速度与其运动的相对来流方向相反，流经桨盘的两股方向相反的气流使旋翼流场变得更加复杂。随着下降率的增加，当两股气流的速度数值十分接近时，直升机会进入不稳定的“涡环状态”，这时经典的动量理论不能反映流过旋翼气流的流动规律，通常利用以实验为基础的半经验理论进行描述。4.4.1垂直下降的直升机的力的平衡垂直下降是直升机着陆的基本方式。垂直下降状态同直升机其他飞行状态不同。在垂直下降时迎面气流不是从上而下，而是自下而上流向旋翼旋转平面，因而出现逆向气流吹向旋翼。在下降时，由发动机带动旋转的旋翼把流动的空气以u的速度自上而下吸入，并以2u的速度向下排压。这时在旋转平面下方有两股相反方向的气流——诱导气流和迎面气流批彼此相遇。这时沿着旋翼周围形成了涡流，此涡流称为涡环。涡环状态在垂