第二章无人直升机总体设计

单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,第二章 无人直升机总体设计,内容,无人直升机设计技术要求和评价直升机设计方案的准则,无人直升机型式分析与选择,直升机主要参数分析与选择,一、无人直升机设计技术要求和评价直升机设计方案的准则,无人直升机设计的依据：无人直升机设计技术要求,军用无人直升机：战术技术要求,民用无人直升机：使用技术要求,无人直升机研制必须具有明确的指导思想：,正确的研制指导思想应充分考虑有关主客观的条件，工程设计的一般规律，还应反映国家对直升机发展和应用的方针政策，各种用户的要求，以及国内外技术水平和动向等一系列情况，并进行综合分析。,错误的研制指导思想常常会将研制工作引入歧途，造成时间、财力和人力的大量浪费。,应该把确定正确的指导思想作为研制工作的首要问题来对待，并将其贯彻始终，以求达到预期目的。,1.1 无人直升机设计技术要求,无人直升机系统因无人直升机的任务不同而不同,1.1.1 设计技术要求的主要内容：,1、任务使命或用途,（1）任务使命或用途,（2）使用环境条件,2、主要装载情况,（1）武器,（2）特种设备,（3）任务载荷,3主要飞行性能,（1）悬停升限（有地效，无地效）或垂直爬升率,（2）使用升限或最大爬率,（3）最大平飞速度,（4）续航时间或航程（或活动半径）,（5）单发停车性能（装有多台发动机的情况）。,4、典型任务剖面（表示无人直升机完成典型任务的飞行航线综合图）,图2-1 直升机的典型使用曲线,T,0,在基地起动；,T,1,带载荷、燃油重直起飞；,T,2,爬高到巡航高度a；,T,3,飞行d1距离后降落，任务1；,T,4,垂直起飞；,T,5,飞行d2距离，无地效悬停、任务2；,T,6,返回基地；,T,7,带t分钟余油着陆；,5重量最大起飞重量、正常起飞重量、空机重量、燃油重量、最大任务载荷等,6、几何尺寸全机尺寸、旋翼直径、高度等,7、飞行姿态平稳度俯仰角、滚转角、偏航角平稳度,8、航迹控制精度无人机定位导航精度、航迹控制精度,9、目标定位精度对侦查无人直升机要提出目标定位精度或者校射精度等特殊要求,10、控制半径地面测控与信息传输设备与无人直升机之间进行测控和信息传输的最大距离。,11、环境适应性参照gjb-150的规定气候环境、力学环境、生物环境、其他特殊要求,12、可靠性与维修性GJB368A，GJB450A，GJB2547等无人机的可靠性与维修性要求,可用性-起飞准备时间、再次起飞时间、准备撤收时间,可靠性-基本可靠性和任务可靠度。基本可靠性为：平均故障时间。任务可靠度：根据无人机任务剖面确定任务可靠度。,维修性-无人机系统的平均修复时间不大于规定值,耐久性-无人机机体寿命和动力装置首翻期,软件可靠性-按照相应的国军标保证软件可靠性，GJB347，GJB438A，GJB439，GJB1267，GJB2787，等。,13、保障性考虑无人机的二级维修基层级（系统的功能自检、性能测试、故障诊断）、基地级,14、安全性无人直升机系统的操作安全,15、隐身性与目标特性视觉隐身，雷达隐身，红外隐身，声隐身,16其他要求,起落场地，自转着陆，水面起降，抗风抗浪，运输条件，三防，机动性等等。,技术要求的论证：,需求（作战、使用），对军用无人直升机还有威协分析；,现有装备存在的缺陷或不足；,技术、经济可行性分析；,提出战术技术（使用技术）要求；,做出风险分析；,明确研制计划与周期。,小型无人直升机small unmanned helicopter,一、定义,：,1、概述,2、任务,应能完成的任务：基本任务和辅助任务,二、特性：,1、性能特性,（1）基本特性,（2）停车性能,（3）机动性,（4）操纵性和稳定性,（5）空气动力学特性,1.1.2 (无人直升机技术要求),2、设计特性,（1）重量,（2）结构设计准则,3、可靠性,4、维护性,5、可用率,6、环境条件,7、残存性和易损性,8、使用寿命,三、设计与构造：,1、材料性质,2、残存性,3、标准件和材料,四、各功能区的特点：,1、机体,2、起落装置,3、动力系统,4、仪表和导航设备,5、航空电子设备,6、直升机地面移动,7、货物运输,1.1.3 特殊要求举例,撞击部位,撞击次数,%,旋翼桨叶,620,52.5,旋翼轴,16,1.4,尾 桨,148,12.5,尾 梁,21,1.8,风挡玻璃,48,4.0,机 头,53,4.5,起落架,28,2.4,机 翼,2,0.2,其他部位,15,1.3,不 详,231,19.5,总 计,1182,100,表2-2 直升机被撞部位统计,1.2 设计规范和设计定型,设计规范：,1、无人直升机设计规范是在无人直升机设计实践过程中逐步形成的，它是无人直升机设计和使用实践的积累和总结,2、它是设计过程中必须遵循的指令性文件，也是直升机设计定型或生产定型、验收的依据,3、内容包括设计情况、安全系数、过载、重量、重心、飞行载荷、着陆载荷、强度和刚度、动力学特性、配平特性、操纵性和稳定性、飞行品质、结构试验、飞行试验等,4、它是通用性文件，在具体型号设计要适当剪裁，形成型号设计规范， 并作为型号验收的依据,设计定型：,无人直升机的设计定型由,专门,组织的定型委员会依据研制总要求和设计规范对新机研制全过程进行审查、考核和验收，通过后颁发定型证书；,生产定型：,经过设计定型或技术鉴定后的无人直升机系统，新产品生产还可能会有一定的更改，特别是工艺改进，改进后的无人直升机系统进入小批量生产。首批生成的无人直升机，经检验、试飞、工艺质量审查、确认其符合批量生产标准，质量稳定可靠后，生产定型，转入批生产。,1.3 评价无人直升机设计方案的有效性准则,为了对无人直升机总体设计方案进行评价和优选，需要有一个评价准则；一般最通用、最普遍或最广义的有效性准则就是这种直升机所完成的有效功与为研制和使用该直升机所花费的总费用之比效费比。,当一个总体方案能满足战术（使用）技术要求时，则认为这个方案是可行的，但它不一定是最优方案。,对有效性准则的一般要求：,尽可能全面地反映对直升机提出的各种要求；,可以进行定量分析；,简单明了，易于在研制阶段运用。,第一级,包括功能有效性准则，生产有效性准则和使用有效性准则。,从完成基本任务的有效程度及其技术完善程度出发进行评价的准则是功能有效性准则；（生产率、重量效率、任务效能）,从结构工艺性和生产条件出发进行评价的准则是生产有效性准则；（劳动量、材料利用系数等）,从使用品质观点来评价的准则是使用有效性准则。（技术维护工时比、每小时技术维护工作量）,第二级,是从经济性观点出发，评价一架直升机在使用时的经济性准则。（全寿命周期费用、效,-,费比）,第三级,是从经济学观点来评价一种机型在完成一定国民经济任务时的经济性准则，它是最高一级的准则。,通常评价准则分为三个层次（三级）：,无人直升机系统寿命周期费用构成与概念：,*无人直升机项目的全寿命期是指从项目需求调查、项目可行性论证、方案论证、生产制造、使用和产品支援以及到寿命后报废处置整个从项目产生到终结的全过程。,*无人直升机项目全寿命周期内各阶段发生的费用(LCC)总和，称为无人直升机项目的全寿命周期费用。有四个部分组成：,论证、研制、试验和鉴定费用,C,RDTE,生产采购费用,C,ACQ,包括制造费用,C,MAN,制造商利润,C,PRO,使用费用,C,OPS,用户在使用期间发生的费用,处置费用,C,DISP,无人直升机报废后的处置费用,LCC=,C,RDTE,+ C,MAN,+ C,PRO,+ C,OPS,+ C,DISP,无人直升机系统寿命周期费用分析的目的：,LCC分析是一种对资源分配进行决策的系统分析方法，主要用于评价不同备选无人直升机方案、备选生产流程、备选保障方式。主要目的是：,1、长期计划，也就是合理分配军费以及主要武器系统的投资,2、根据实力轻重缓急安排项目,3、某一项目的投标方案选择,4、对正在实施的无人直升机项目进行控制,5、在无人直升机使用保障阶段，对各种后勤方案进行比较,6、更换新的无人机及设备，研制新无人机,无人直升机系统寿命周期费用分析的程序：,LCC分析程序因不同的应用情况而变化，通常采用全寿命费用分析模型来估算和比较各种备选方案。对于具体的无人直升机要做专门具体的分析，以便适合于要解决的问题，全寿命费用分析的过程是反复进行的，分析技术可以应用于全寿命周期的任意阶段。,无人直升机系统效费设计：,费用效能权衡分析应当是所有武器装备研制中的一个固有组成部分，他的目的是对不同的研制方案进行分析，比较，从中选择出费用效能最好的设计方案，防止设计人员根据以往的经验一开始就进行单方案设计的倾向，可以避免设计人员单方面追求性能而忽略系统效能，或者注意了效能忽视了全寿命周期费用。效费权衡分析的前提是：,1、必须存在两种以上的方案,2、有明确的任务和目标,3、有可供使用的、合理的效能模型和费用模型,4、供权衡分析用的数据应当基本可信,效能,定义：,指该武器装备完成预定作战任务能力的大小。,无人直升机的效能,无人直升机作战效能应包括任务能力、可用度、可靠度、保障度四个方面。,E=CADS,式中： E效能；,C任务能力；,A可用度；,D可靠度；,S保障度。,1、可比性,2、综合性,3、局限性,效能评估方法,指数法评估使用效能被广泛采用，这种方法结构简单，使用方便 。,例：无人直升机任务效能,C,=ln,B,+ln(1+,A,1,)+ln(1+,A,2,)+ln(1+,A,3,)+ln(1+,A,4,),式中：,B,机动性指数；,A,1,武器性能指数；,A,2,探测设备性能指数；,A,3,电子对抗设备性能指数；,A,4,生存能力指数,效能评估的特点,无人直升机系统效费分析的基本程序：,确定任务和目标,系统描述,建立假设，给定效能和费用的约束条件,效能分析,拟定系统备选方案,全寿命费用分析,建立决策准则集者决策空间,分析风险和不确定性,评价与反馈,输出结果,权衡备选方案,根据前面的分析可见，单从费用角度看，费用越低越好，得出无人直升机越简单越好。从效能角度看，效能越高越好，得出无人直升机越先进越复杂越好的结论。,因此二者明显具有片面性，因为无人直升机越简单，效能越低，失去了实际意义。无人直升机效能越高，费用急剧增加，造成经费的不必要浪费，影响部队的整体优化配置。,因此必须从无人直升机全寿命周期费用和效能两个方面考虑问题，因此引入效费比的概念：单位无人直升机全寿命周期费用所获得的无人直升机效能,无人直升机效费比,M=,E,ALCC,1、效能不变，降低费用,2、费用不变，提高效能,3、提高效能，降低费用,4、显著提高效能，费用略有增加,5、费用显著降低、效能略有下降,不同情况下需要采取不同的途径提高无人直升机的效费比,提高无人直升机效费比途径,M=,E,ALCC,主要考虑以下内容：,该型号技术发展远景，技术效果和生产率；,新机设计、制造和投入使用的周期；,工业生产的可能性，技术和生产工艺发展的远景；,新机生产规模和劳动量；,进一步改进结构后所能达到的水平和发展趋势；,结构材料的资源和远景；,提供给工业部门的物力和人力的合理使用；,技术装备使用条件和新机应用等方面的水平和发展远景；,在技术使用范围内物力和人力资源的合理使用等。,直升机使用的国民经济有效性,二、 无人直升机型式分析与选择,直升机型式按以下原则分为三类：,1、按平衡旋翼反扭矩的不同方式分为：单旋翼带尾桨、纵列式双旋翼、横列式双旋翼、共轴式双旋翼直升机等。,2、按驱动旋翼的不同方式分为：机械驱动式、喷气驱动式直升机。,3、按提供升力和拉力的不同方式分为：正常型式、带翼式和复合直升机等。,直升机构型：,直升机型式和不同总体布局方案的总称 。,图3-1 不同型式的直升机简图,2.1 机械驱动正常型式直升机,一、单旋翼带尾桨式直升机,特点：,只有一付旋翼，依靠尾桨来平衡旋翼反扭矩,优点：,1、技术成熟；,2、结构、操纵简单；,3、单机价格和使用成本较低,缺点：,1、尾桨和尾传动系统事故率高;,2、尾桨消耗的功率达到710% ；,3、危及安全；,4、振动、噪声源,改进措施：,1、采用涵道尾桨、无尾桨系统 ；,2、采用双旋翼直升机,二、纵列式双旋翼直升机,特点：,两副旋翼沿机体纵轴前后排列，其旋转方向相反，使反扭矩相互平衡,由于大直径旋翼可能带来一系列问题，所以对重型直升机希望用两个小旋翼代替一个大旋翼，又可不带尾桨。,1、从重量方面与单旋翼直升机比较：,1）主减速器（假设,G、p、R,和发动机均相同）,单旋翼直升机：,传动比：,式中:,n,2,为旋翼转速,CH-47,主减速器重量：,纵列式直升机：,传动比：,主减速器重量：,所以 或,2）旋翼重量也可得到同样结论：,3）结构重量,单旋翼： 尾梁斜梁尾桨传动系统尾桨,纵列式： 后旋翼塔协调轴中间减速器复杂的操纵系统,1）对于重型直升机（,G,在70008000千克以上），主减速器及旋翼重量所占比例较大，采用纵列式可以减少这些部件的重量，从而可降低结构重量；,2）对于轻型直升机，旋翼及主减速器的相对重量不会很大 ，对结构重量的影响不会很大，而且操纵系统重量的增加还会起一些抵消作用，因此，效果不显著；,3）纵列式直升机突出的优点是其容许的重心变化范围较大 。,重量结论：,2、从气动方面与单旋翼直升机比较,条件：设计参数相同，总重相同,1）由于纵列式直升机前飞时前旋翼对后旋翼存在气动干扰，使其诱导功率和单旋翼直升机有很显著的不同 ；,诱导功率：,前旋翼诱导功率：,后旋翼诱导功率：,总诱导功率：,所以，纵列式直升机比单旋翼式直升机增加了一个附加诱导功率，其大小决定于干扰系数,图3-2 纵列式直升机前旋翼对后旋翼的干扰作用,图3-3 ,1,， 随飞行速度,V,的变化情况,图3-4 纵列式与单旋翼式直升机诱导功率的比较,2）除了诱导功率以外，旋翼的需用功率的其它部分基本相同,3）除旋翼功率外，还有其它功率损失,单旋翼直升机：尾桨功率损失，悬停最大,纵列式直升机：,悬停时两旋翼有干扰，干扰会引起附加功率损失，干扰大小决定于两旋翼间的距离。,机身垂直阻力大,图3-5 纵列式与单旋翼式直升机需用功率的比较,图3-6 假想机悬停时需用功率比较,图3-7 假想机前飞时需用功率比较,图3-9 假想机巡航速度特性比较,图3-10 假想机使用升限比较,结论：,1）纵列式适用于重型直升机,2）纵列式直升机飞行力学和,动力学问题更复杂,图3-8 假想机有效载荷和航程性能比较,三、横列式直升机,与单旋翼和纵列式比较：,1）悬停状态和垂直飞行状态，横列式机身和机翼对旋翼的气动干扰大,2）前飞时两旋翼存在气动干扰，与旋翼旋转方向和旋翼间距有关,3）动力学问题复杂,特点：,两副旋翼及其动力传动系统沿机体横轴排列，旋转方向相反,米12,四、共轴式双旋翼直升机,图3-13 单旋翼式和共轴式效率比较,Ka-50,加拿大：Guardian,俄罗斯：ka-137,美国：QH-50,图3-14 直升机效率与拉力系数的关系,图3-15 共轴式旋翼相互诱导系数,图3-16 几种直升机尺寸比较,特点：,两副旋翼上下共轴安放，反向旋转，使反扭矩相互平衡,优点：,1）悬停效率高；,2）纵向尺寸小；,3）气动力分布对称，操纵效率高。,缺点：,1）前飞时有气动干扰损失；,2）传动、操纵系统复杂。,2.2 喷气驱动正常型式直升机,两种类型：,1、桨尖发动机式驱动系统 ；有冲压式、脉冲式或涡轮喷气式发动机,优点：,结构简单、重量轻,缺点：,单位耗油率大,2、压气机式（桨尖供气式）驱动系统 （冷喷气）,优点：,单位耗油率低，冷喷气,缺点：,结构复杂、效率低,结论：,1、喷气驱动型式在轻型直升机上采用不一定合理。,2、喷气驱动型式只适合于航程或续航时间较短的情况。,2.3 有翼式直升机及复合式直升机,目的：,提高直升机的飞行速度,正常型式直升机最大飞行速度受三方面限制：,1）局部激波,2）气流分离,3）桨盘前倾,有翼式直升机：,特点：,在正常型式直升机上安装辅助机翼 。,优点：,机翼提供了一部分所需升力，从而减轻了旋翼的载荷 ，提高直升机飞行速度,局限性：,1）增加了结构重量；,2）垂直阻力增加；,3）桨盘前倾大。,图321 大速度飞行时正常型式和有翼式直升机桨盘前倾的比较,图3-21 复合式直升机水平飞行时力的作用（旋翼自转）,图3-22 几种型式直升机平飞速度包线（功率限制）比较,特点：,不仅有机翼，还有推进装置,优点：,1）前飞拉力由推进装置提供，桨盘前倾问题解决；,2）气动效率提高。,缺点：,1）结构重量增加,2）仍然存在气流分离（反流区扩大）,结论：,1、两种型式都只适合于飞行速度要求较大的情况。,2、两种型式更适合航程要求较大的情况。,复合式直升机：,2.4 倾转旋翼飞行器,图3-24 V-22倾转旋翼机和旋翼倾转过程,特点：,1）将直升机的优点和固定翼飞 机的优点结合起来；,2）旋翼可在90范围内倾转,速度可达到：,500km/h以上,航程达到：,3000km,常规直升机的最大飞行速度一般难以突破370km/h,2.5 直升机型式选择,1、任何一种型式的出现都主要是为了解决某一方面的问题，满足某种需要；,2、喷气驱动、复合式、倾转旋翼机等都还在探索、试验阶段；,3、单桨式直升机仍然是主流；,4、型式选择与经验有关。,三、 直升机主要参数分析与选择,直升机主要参数,总体参数，是总体方案的设计变量，对方案有着决定性的影响。,主要包括：,直升机总重,G,、桨盘载荷,p,、功率载荷,q,、旋翼实度 和桨尖速度,R,等,1）桨盘载荷,p,旋翼的拉力（近似等于,G,）与旋翼桨盘面积之比,2）功率载荷,q,P,和,q,值可定义为：,（1）,（2）,（3）,（4）,3.1 概述,由（3）和（4）得到：,图4-1 桨盘载荷对功率载荷的影响,其中：,（5）,（6）,3）旋翼实度,对于矩形桨叶,4）桨尖速度,R,R,确定后，桨尖速度决定旋翼轴转速,n,（7）,3.2 直升机主要参数对需用功率的影响,引入两个参数：,桨叶载荷 全机单位废阻,以单旋翼式直升机为例，由直升机空气动力学可以得出旋翼单位需用功率 （千瓦/牛）的近似表达式：,1、悬停情况,（,8）,2、前飞情况,当 ，且假定,其中 /,R,为桨盘处气流合速度的相对值，,/,R,为前飞速度的相对值，,/,R,为桨盘处等效轴向诱导速度的相对值。,单位型阻功率；,单位诱导功率；,单位废阻功率。,（千瓦/牛）,（9）,而,k,p,，,k,T,，,J,，,等系数的定义与直升机空气动力学中相同。,可以看出：,1）单位诱导功率仅受桨盘载荷,p,的影响，与其他参数无关。,p,增加时单位诱导功率也增加。当飞行速度,V,0,增加时单位诱导功率迅速减小。随着飞行高度增加，空气相对密度减小，单位诱导功率也会增加。,2）单位型阻功率 ，决定于诸多主要参数，而这些参数的影响则比较复杂。,其中,对于一定的翼型，在一定的,C,y,下，阻升比最小时所对应的,C,y,记作,C,yopt,。假如,C,y,7,正好等于,C,yopt,，桨叶载荷恰好等于式（11）所确定的,p,bopt,，此时阻升比 达到最小值（ ）,min,（1）垂直飞行,单位型阻功率决定于桨叶特征剖面处（r=0.7 R）的阻升比 及桨尖速度,R,。阻升比 决定于翼型升力系数,C,y,7,(10),图2,C,x,/,C,y,及,C,x,和,C,y,的关系,（11）,（2）前飞状态,1）直升机达到一定前飞速度时，后行桨叶桨尖迎角超过了翼型临界迎角时，就开始出现气流分离。一旦出现气流分离式（10）就不再适用了。随着气流分离的出现及扩展，由于分离区翼型阻力系数的急剧加大，型阻功率就会很快增加。,图3 气流分离限制,图4,C,x,与,M,数的关系,2）在前飞时还必须考虑局部激波对单位型阻功率的影响。假如前行桨叶桨尖的,M,数超过了临界值,Mc,，由于激波的出现，翼型阻力系数,C,x,就会急剧加大,前行桨叶桨尖,M,数可用下式表示 ：,(12,),主要结论,：,1）随着直升机飞行速度的增加，诱导功率不断减小，废阻功率迅速增加。而由于,k,p,的变化，型阻功率略有增加。,2）桨盘载荷p只影响单位诱导功率。,图5 典型旋翼单位需用功率曲线,图6 桨盘载荷,p,对需用功率的影响,3）全机单位废阻 仅对飞行速度较大时的总需用功率有较大的影响。,4）单位型阻功率主要决定于桨尖速度,R,及桨叶载荷,p,b,，它在整个飞行范围内都占有一定的比重。,图7 单位废阻对需用功率的影响,图8 气流分离对需用功率的影响,3.3 直升机主要参数对飞行性能的影响,分析直升机主要参数与悬停升限、垂直爬行速度、使用升限、最大爬升速度、最小自转下滑速度、最大续航时间、最大航程和最大飞行速度等性能的关系。,一、悬停升限H,H,，垂直爬升速度V,yv,随着悬停高度的增加，单位需用功率 也会增加。但是发动机可用功率,Ne,却随着高度增加而下降。到了某一高度，可用功率等于需用功率，这就是直升机的理论悬停升限，用H,H,表示,当发动机出轴功率比直升机悬停需用功率大时，就有一部分剩余功率，于是有可能用作垂直上升飞行。,式中,功率利用系数；,海平面发动机单位额定功率；,A,e,发动机的高度特性系数，在海平面上为1。,图10 悬停升限的确定,图11 对悬停升限的影响,(13),或,二、使用升限,Hs,，最大爬升速度,V,ymax,，最小自转下滑速度,V,ymin,及最大续航时间,T,max,这些性能都直接决定于直升机最经济状态的需用功率最小需用功率,(14),(15),(16),使用升限等性能的分析与悬停升限相类似，其功率平衡关系式为,(17),由（18）可以看出，桨盘载荷p对 有较大的影响，而全机单位废阻对 的影响较小 ，是由于相应于最经济状态的飞行速度比较小，因此诱导功率及型阻功率占较大的比重，而废阻功率所占比重较小。,由式（9）可以求出 的近似表达式,(18),三、最大航程,L,max,图12 直升机最经济及最有利飞行状态,最大航程大致决定于 相当于图12需用功率曲线上的最有利状态,(19),最有利状态的飞行速度显然大于最经济状态的飞行速度，这时诱导功率所占比重较小，而废阻功率,及型阻功率所占比重较大。相应地，桨盘载荷对,L,max,的影响也就较小，而全机废阻及型阻功率的影响就比较大。,四、最大飞行速度,V,max,随着飞行速度的增加，单位需用功率不断增加。达到某一飞行速度，发动机可用功率等于需用功率，这个飞行速度就是直升机的最大飞行速度。假如略去单位诱导功率，可得,V,max,的近似表达式：,(20),桨盘前倾角（ ）大致可用下式表达:,(21),2）对于正常型式的直升机，还必须考虑到桨盘前倾对Vmax的限制；,图13 桨盘前倾与阻力的关系,3）提高直升机最大飞行速度最有效,的措施之一是设法降低单位废阻 。 的降低不仅可以减小单位需用功率，而且可以减少桨盘前倾，对推迟气流分离也有好处。,注意：,1）在很多情况下，气流分离及局部激波对Vmax的限制更为严重；,1）桨盘载荷p对于垂直飞行状态及最经济状态的性能影响最为显著，对于最有利状态的性能,L,max,影响就不显著，而对于最大飞行速度影响很小；,2）全机单位废阻 的影响正好相反，对于最大飞行速度,V,max,及最大航程,L,max,有显著的影响，对于经济状态影响很小，对于垂直飞行状态几乎没有影响；,3）桨尖速度,R,及 桨叶载荷,p,b,直接影响型阻功率，对所有的飞行性能都有一定影响。此外，,R,及,p,b,直接影响气流分离及局部激波的出现，往往对最大飞行速度,V,max,及使用升限Hs有严重的影响。,结论：,3.4 直升机主要参数的选择,直升机主要参数选择的两种途径：,1）根据使用技术要求，采用理论与统计分析相结合的方法；,2）原准设计法，即根据使用技术要求，选择一个与新研直升机性能相类似的成熟的直升机作为原准机（参考样机）。,一、直升机总重的初步确定,为了便于以后各阶段设计工作的进行，有必要先确定总重的第一次近似值，这时就只能利用统计数据及经验公式来确定。,总重,G,可用下式表示：,(22),燃油相对重量 可根据所要求的航程或续航时间来确定；在给定航程的条件下， 可按下式近似得出：,(23),在给定续航时间T的条件下，同样也可以按照近似公式计算相对燃油重量,：,(24),在某些情况，战术（使用）技术要求中也可能规定了需要的悬停续航时间，这时可按相似的公式估算 ：,(25),1、 选择桨盘载荷p应考虑的主要因素,1）桨盘载荷直接影响满足一定性能要求时需用功率的大小，也就是直接影响发动机的选择。,2）桨盘载荷的大小严重地影响直升机有效载荷占总重的比例。,二、桨盘载荷p的选择,加大桨盘载荷p使主减速器相对重量和桨叶相对重量减小，发动机相对重量增大，燃油相对重量也略有增加，在不同总重和不同型式发动机的情况下，计算随p的变化关系，大致如图14的曲线所示,图14 桨盘载荷,p,的关系,图15 悬停时的旋翼洗流,3）桨盘载荷,p,的大小对自转下滑速度,V,ymin,有显著的影响；,4）桨盘载荷过小对于总体布置、使用以至工艺等方面都会带来不利的影响。桨盘载荷过大也会给使用上带来困难（图15）。,2、桨盘载荷,p,上、下限的确定,从以上的分析可以看出，桨盘载荷的影响是多方面的，而且又是相互矛盾的。最主要的要求仍然应该是提高直升机有效载荷对总重的比例 。,桨盘载荷选择的基本要求可归纳如下：所选择的桨盘载荷，应在保证所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机的有效载荷在总重中所占比重最大，而在总体布置、使用、工艺等方面又不致引起较严重的困难。,图16,p,min,的确定,根据战术（使用）技术要求所规定的主要性能要求，作出需用功率 与桨盘载荷,p,的关系曲线，如图16所示。图中最左方的交点对应的,p,值就是桨盘载荷的最小值,p,min,，也就是说选择的桨盘载荷不应小于这个数值。,在某些情况下，桨盘载荷的最大值也会受到一定的限制。例如，对于单发直升机桨盘载荷的最大值往往受到自转下滑速度,V,ymin,的限制。,对于双发或多发直升机，,p,max,的这个限制就不存在了。这时桨盘载荷的最大值可能受到悬停时旋翼洗流速度的限制，这个限制又往往与所设计直升机的使用条件有关。,在具体设计时，根据设计的具体情况来确定，这时大致可以遵循以下的原则:,1）直升机总重越大，桨盘载荷也应选得越大。,3）对以运输为主，而且对静、动升限有较高要求的直升机，拟选择较小的桨盘载荷。而对要求飞行速度高，机动性好、功率又比较富裕的武装直升机，则可选择较大的桨盘载荷。,图18 直升机桨盘载荷与总重的关系的统计数据,2）采用涡轮轴发动机时，桨盘载荷可以选得大一些，这样也可以获得较大的 。,三、桨尖速度R及旋翼实度,（或桨叶载荷,p,b,）的选择,在选定了,R,以后，根据气流分离限制就可以确定桨叶载荷,p,b,=p/,。由,R,及,V,max,可以得出,max,；由,max,根据直升机空气动力学理论所提供的 曲线得到 ，由,R、C,ylj,可得到桨叶载荷,p,b,(33),一般,R,选择区的约束如图19所示。,图19 桨尖速度选择区的约束,这个,p,b,值是气流分离限制所容许的最大值。,确定了,p,b,以后，就可以由所选定的桨盘载荷确定实度,(34),图3 气流分离限制,四、桨叶片数选择,五、发动机功率选择,从理论上讲，直升机飞行状态的设计点应该和发动机功率状态相匹配，这样发动机和直升机才能都处于最有利工作状态。表1给出了直升机飞行状态与发动机功率状态的对应关系。,表1 直升机飞行状态与发动机功率状态的关系,飞行性能项目,发动机工作状态,最大平飞速度,起飞功率状态,最大巡航速度,最大连续功率状态,最大垂直上升率,起飞功率状态,最大斜爬升率,最大连续功率状态,有地效最大悬停高度,起飞功率状态,无地效最大悬停高度,起飞功率状态,使用升限,最大连续功率状态,机动飞行（最大加速）,起飞功率状态,机动飞行（最大减速）,空中慢车状态,机动飞行（最大坡度）,起飞功率状态,机动飞行（悬停回转）,起飞功率状态,机动飞行（垂直跃升）,起飞功率状态,机动飞行（垂直急降）,空中慢车状态,机动飞行（俯冲）,最大连续功率状态,机动飞行（改出拉起）,起飞功率状态,机动飞行（减速转弯）,起飞功率状态,在确定直升机的需用功率时，除了旋翼的需用功率外，还应考虑以下功率需求和损失：,尾桨的需用功率；,发动机的安装和进排气损失，一般说来发动机型号说明书上给出的功率是台架试车功率，装机后由于进、排气条件的变化，会产生装机损失，一般占发动机功率的,36%,左右；,传动损失，主要是减速器的功率损失，约占发动机功率的,24%,；,附件功率损失，包括液压泵、发电机、滑油散热器等的功率损失；,其它损失，如防冰、除冰、红外拟抑器、发动机引气等引起的损失。,