直升机空气动力学-第7章

时间:2023-05-01 03:51:22 资料 我要投稿
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直升机空气动力学-第7章

直升机空气动力学基础

—第七章直升机特有的飞行安全性能 直升机空气动力学基础

第七章 直升机特有的飞行安全性能

旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞

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—第七章直升机特有的飞行安全性能

?自转下滑和自转着陆 ?垂直下降与涡环状态 ?低空飞行回避区 ?起飞、着陆临界决策点

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—第七章直升机特有的飞行安全性能 第一节 自转下滑和自转着落

旋翼失去发动机驱动力时,若操纵得当,可以继续旋转并产

生拉力,进行匀速下滑飞行并安全着陆。 1-1 桨叶剖面的速度及迎角 下滑相对气流的垂直分量使剖面迎角 大于安装角,升力前倾。若合力垂直于 旋转面,则使旋翼匀速自转, 此时: (? ? ? ) ? arctan Cx 若迎角更大, * Cy 则合力前倾,剖面合力构成驱转力

矩,旋翼成为风车,带转尾桨及附件; 拉力使直升机匀速下滑 飞行。 旋翼动力学国防科技重点实验室

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1-2 下降率 由功率平衡关系:

N xu ? ( N x ? Ni ? N f ) ? N ps ? N ky ? 0

75 Vy ? ? ( N x ? N i ? N f ) G

75 N 考虑到下滑时机体迎风角度与平飞时xu V y ? ?1.05 G 有差别,取修正系数1.05 75( N xu ) min (V y ) min ? ?1.05 G 以久航(经济)速度下滑,需用功率最小, Vy 得最小下降率,可使留空时间最久; ? min ? arctan( ) min V0 以远航速度下滑,有最小下滑角,滑行最远

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—第七章直升机特有的飞行安全性能

1-3 自转着落 自转下滑,主要用于发动机或传动系统故障、尾桨失效时 的应急处置,是直升机必要的安全性能。在自转下滑过程中, 选定着陆点。 着陆前,利用前进及旋转动能转化为拉力功,减小速度及 下降率。 第一步,后拉驾驶杆,旋翼后仰,拉力增大,转速提高。 减速、缓降 ; 第二步,增大桨距,拉力再增大,下降率减至最小(转速下 降); 第三步,前推杆纠正上仰姿态 并接地,刹车停住。

讨论: 为何桨叶不可太轻、 p不可太大?

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第二节 垂直下降与涡环状态

2-1 垂直下降流态 由垂直飞行滑流理论,得到

旋翼处气流合速度随升降速度 的变化是两条双曲曲线。 垂直上升及风车状态,旋翼 流场是稳定的滑流; 自悬停起至稳定自转前,这段 垂直下降中流场紊乱,滑流理 论不适用 。 旋翼动力学国防科技重点实验室

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悬停

上升

慢降

涡环

自转/风车

直升机垂直下降及陡降中,旋翼尾流被下降相对气流吹回,在 旋翼周围形成不稳定的大气泡,旋翼的作用变为搅动该气泡内 的空气,即使增大桨距也不会增大升力。 该气泡时破时合,直升机在颠簸中迅速下降,操纵失效。 若有足够高度且处置适当:放低总距加大下降率,并坚持顶杆 转为前飞,有可能改出,否则即发生坠地事故。 旋翼动力学国防科技重点实验室

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2-2 涡环 状态的边界 涡环状态是紊乱流场,不能用已有的旋翼理论分析计算。 关键是确定涡环边界,飞行中避免陷入。 曾有数种假定及方法( V1 ? 0, V0 投影为0, 尾涡被压缩),不能正确计算涡环边界。 本校研究结果: 第一步,模型试验。测定模型旋 翼在垂直下降及陡下降中拉力、 扭矩的平均值及脉动量,找出进

入涡环的关键性特征。

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第二步, 建立计算方法。以试验结果为基础,修 正已有的假设,建立新的涡环边界计算方法; 以国内现有的外国直升机为算例,将结果与其飞行 手册中的规定(据飞行试验)对比,得到初步验证。 第三步,飞行试验。是 大风险、高难度的试验。 研制了空测及纪录设备, 改装了试验机,拟定了试验 方法。以振动纪录和试飞员

感受为依据,得到涡环边界。

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飞行试验证实了理论。 理论曲线与试飞曲线平行: 飞行员能承受并改出的进入 涡环深度,比理论值更高些 速度平面分割为三个区: 安全区、警告区、危险区 应用:

为我国全部机型给出了涡环边界 方法载入“飞机设计手册” 美国海军据此研制出了“涡环告警器”

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—第七章直升机特有的飞行安全性能 第三节 低空回避区

单发直升机,飞行中若发动机意外故障停车,飞行员应: 1,尽快判断(1- 2秒内),立即操纵进入自转 2,在稳定自转下滑中,选定并进入迫降场 3,实现自转安全着陆 若飞行高度过低,则来不及完成上述过程。 若在很低的(?)高度飞行中停车,可直接落地。 近地高速飞行中若停车,直升机姿态变化大,飞行员来不 及修正就要接地,有倾翻危险。 旋翼动力学国防科技重点实验室

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每种直升机都须确定其低空回避区——高度

/速度图, 在此区内飞行时若发动机意外停车,则不能安全着陆。 回避区上边界依能安全自转着陆 而确定。其中进入段及着陆段为非定 常飞行,且与驾驶技术有关,仅能大 致估算,最终由飞行试验确定。 下边界按起落架可吸收的功量确定 (此时旋翼仍产生部分升力)。

高速区尚无可靠计算方法,按经验方法给出。

大致范围:100m,

30- 40m、40-50km/h, 3-8m, 15m、100km/h

讨论

1,正常起飞过程

2,双发直升机的回避区

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第四节 起飞、着陆两临界决策点

双发及多发直升机,若在起、落过程 中单发意直升机空气动力学-第7章外停车,依靠剩余的发动机 的功率,能否继续完成起飞/着陆,决 定于停车时刻在决策点前还是之后。 起飞:决策点前停车,须立即着陆; 之后停车,可继续完成起飞。 着陆:决策点前停车,可继续完成

着陆或复飞;之后停车须立即着陆。 起飞或着陆决策点,根据功率条件 按优化轨迹计算,为直升机提供安全指南。 旋翼动力学国防科技重点实验室

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—第七章直升机特有的飞行安全性能

是 直升机特有的、涉及飞行安全的问题——重要; 非定常空气动力学问题,仍在研究中——难。 当前依靠经验的或半经验的方法、试飞的方法解决。期待理论。 直升机的应用在迅速发展,为空气动力学提出了若干新课题, 如大机动飞行、气动干扰、气动噪声、转换旋翼等。研究工作 大有可为。 旋翼动力学国防科技重点实验室

自转着陆、涡环、低空回避区、起/落临界决策点等问题,都

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