1、直升機總體設計直升機總體設計授課教師：陳銘本課程的要求本課程的要求l本課程的主要任務是使學生掌握直升機總體設計的特點、主本課程的主要任務是使學生掌握直升機總體設計的特點、主要內容、基本原則、主要方法和設計中的主要問題，了解現要內容、基本原則、主要方法和設計中的主要問題，了解現代直升機總體設計水平和發展趨勢。代直升機總體設計水平和發展趨勢。l培養學生樹立正確的工程設計思想，特別是學會從全局出發，培養學生樹立正確的工程設計思想，特別是學會從全局出發，具有權衡、集成、協調和綜合的能力，學會與人溝通、交流具有權衡、集成、協調和綜合的能力，學會與人溝通、交流和協同工作，正確處理總體設計中的各種矛盾。和協

2、同工作，正確處理總體設計中的各種矛盾。l綜合運用所學知識，緊密聯系實際。綜合運用所學知識，緊密聯系實際。第一章第一章 緒論緒論l直升機設計的特點：直升機設計的特點： 1）直升機設計是一門應用科學。）直升機設計是一門應用科學。 直升機總體設計是直升機設計學科的重要組成部分。直升機總體設計是直升機設計學科的重要組成部分。 2 2）綜合運用了一系列基礎科學、應用科學和工）綜合運用了一系列基礎科學、應用科學和工程技術的最新成果。程技術的最新成果。1.1 1.1 直升機設計的定義、任務和要求直升機設計的定義、任務和要求n任務：確定直升機的構型、布局、結構和其他各組成部分，以保證在一定的限度內使直升機最有

3、效地滿足給定的技術要求。n要求： 1）要有明確的設計目標，在分析、綜合的基礎上確定新機的設計技術狀態； 2）要考慮主、客觀條件，處理好各種關系； 3）要有專門的設計機構，比較完善的試驗、試制基地。n定義：在現實的基礎上最佳地擬定“技術文件”的過程。1.2 1.2 直升機設計的一般過程直升機設計的一般過程n直升機研制的階段可劃分為： 研制總要求論證階段、方案論證階段、工程設計階段、試制與試驗階段、設計定型階段、生產定型階段 n 按照設計任務和內容的不同及先后次序，直升機設計劃分為三個階段： 1）概念設計（Conceptural Design） 2）初步設計（Preliminary Design）

4、 3）詳細設計（Detail Design）概念設計（方案設計或總體設計）概念設計（方案設計或總體設計）主要工作內容：主要工作內容：1. 氣動布局方案論證 2. 全機總體布局方案論證 3. 全機總體結構方案論證 4. 各部件和系統的方案論證 5. 全機重量計算、重量分配和重心定位 6. 全機配套附件和設備等成件的選擇和確定，新材料和新工藝的選擇和確定，對要求新研制的成件要確定技術要求和協作關系 概念設計階段的任務是依據設計技術要求形成對所設計直升機的構思及基本概念，并擬定出能滿足設計要求的初步技術方案。現代直升機設計都采用計算機輔助設計，因此，在這個階段中通?？梢赃x擇幾個方案進行對比分析，經過

5、充分論證后初步確定直升機的構型和氣動布置方案。初步設計（技術設計或打樣設計）初步設計（技術設計或打樣設計）主要工作內容：主要工作內容： 1. 氣動方面 2. 結構設計 3. 系統設計 4. 總體布局 詳細設計（工程設計或零件設計）詳細設計（工程設計或零件設計）主要工作內容：主要工作內容： 繼續進行性能、操穩、氣動、動力學等方面的校核性試驗，利用校核試驗結果和由圖紙得到的重量、重心和慣量數據進行全面的性能、操穩等方面的計算，同時根據正式的外載荷進行零、部件的強度校核計算，提前進行零構件、部件的強度試驗或有關的振動試驗。完成全機和零部件的重量、重心和慣量的計算，提交靜、動力試驗任務書和飛行試驗任務

6、書。完成原型機試制所需的全部圖紙和技術文件完成原型機試制所需的全部圖紙和技術文件 ，包括：，包括： 零件圖、裝配圖、理論圖等和直升機各部件、各系統及全機進行生產、安裝、裝配工作所要的全部技術文件 。1.3 1.3 直升機總體設計工作的特點直升機總體設計工作的特點 直升機總體設計是指從概念設計到初步設計階段進行總體方案設計的全過程，其最終目標是給出最優的新機總體方案，是直升機研制中最為重要的一個階段。 主要特點：主要特點：1.3.1 綜合與協調1.3.2 反復迭代、逐次逼近 1.3.3 創新性與科學性 隨著現代科學技術的發展，作為高技術產品的直升機的設計思想、設計技術和設計方法也發生了革命性的變

7、化。另一方面，新技術也推動了航空科學技術的進步和發展，直升機新概念、新理論、新結構、新的設計原則和設計方法的應用，使得直升機設計趨于復雜化和綜合化，單純的總體設計、氣動設計、結構設計、工藝設計的直升機設計概念已不能滿足現代直升機研制的要求。第二章第二章 直升機設計技術要求和評直升機設計技術要求和評價直升機設計方案的準則價直升機設計方案的準則 直升機設計的依據：直升機設計技術要求直升機設計的依據：直升機設計技術要求 軍用直升機：戰術技術要求 民用直升機：使用技術要求 直升機研制必須具有明確的指導思想：直升機研制必須具有明確的指導思想： 正確的研制指導思想應充分考慮有關主客觀的條件，工程設計的一般

8、規律，還應反映國家對直升機發展和應用的方針政策，各種用戶的要求，以及國內外技術水平和動向等一系列情況，并進行綜合分析。 錯誤的研制指導思想常常會將研制工作引入歧途，造成時間、財力和人力的大量浪費。 應該把確定正確的指導思想作為研制工作的首要問題來對待，并將其貫徹始終，以求達到預期目的。 2.1 2.1 直升機設計技術要求直升機設計技術要求2.1.1 2.1.1 直升機設計技術要求的主要內容：直升機設計技術要求的主要內容：1 1、直升機的任務使命或用途、直升機的任務使命或用途 （1）任務使命或用途 （2）使用環境條件2 2、主要裝載情況、主要裝載情況 （1）乘員組 （2）人員或貨物 （3）武器

9、（4）特種設備3 3主要飛行性能主要飛行性能（1）懸停升限（有地效，無地效）或垂直爬升率（2）使用升限或最大爬率（3）最大平飛速度（4）續航時間或航程（或活動半徑）（5）單發停車性能（裝有多臺發動機的情況）。4 4其他要求其他要求 起落場地，自轉著陸，水面起降，抗風抗浪，運輸條件，三防，機動性，抗墜毀性，殘存性，維護性等等。 5 5、典型任務剖面（表示直升機完成典型任務的飛行航線綜合圖）、典型任務剖面（表示直升機完成典型任務的飛行航線綜合圖） 圖2-1 直升機的典型使用曲線T0在基地起動； T1帶乘員、燃油重直起飛；T2爬高到巡航高度a；T3飛行d1距離后降落，裝載噸載荷；T4垂直起飛； T5

10、飛行d2距離，無地效懸停、卸載；T6返回基地； T7帶t分鐘余油著陸； 技術要求的論證：技術要求的論證：1.需求（作戰、使用），對軍用直升機還有威協分析；2.現有裝備存在的缺陷或不足；3.技術、經濟可行性分析；4.提出戰術技術（使用技術）要求；5.做出風險分析；6.明確研制計劃與周期。中程通用運輸直升機（中程通用運輸直升機（Medium-range Utility TransportMedium-range Utility Transport縮寫為縮寫為MUTMUT） 一、定義一、定義： 1、概述 2、任務 應能完成的任務：基本任務和輔助任務二、特性：二、特性： 1、性能特性 （1）基本特性

11、（2）單發停車性能 （3）機動性 （4）操縱性和穩定性 （5）空氣動力學特性2.1.2 2.1.2 直升機技術要求舉例直升機技術要求舉例2、設計特性（1）重量（2）結構設計準則 3、可靠性4、維護性 5、可用率 6、環境條件 7、殘存性和易損性 8、使用壽命 三、設計與構造：三、設計與構造：1、材料性質 2、殘存性 3、標準件和材料 四、各功能區的特點：四、各功能區的特點：1、機體 2、起落裝置 3、動力系統 4、儀表和領航設備 5、航空電子設備 6、直升機地面移動 7、貨物運輸 2.1.3 2.1.3 特殊要求舉例特殊要求舉例撞擊部位撞擊次數%旋翼槳葉62052.5旋翼軸161.4尾 槳14

12、812.5尾 梁211.8風擋玻璃484.0機 頭534.5起落架282.4機 翼20.2其他部位151.3不 詳23119.5總 計1182100表表2-2 2-2 直升機被撞部位統計直升機被撞部位統計2.2 2.2 設計規范、適航條例和設計定型設計規范、適航條例和設計定型 設計規范和適航條例：設計規范和適航條例：1、直升機設計規范和適航條例是在直升機設計實踐過程中逐步形成的，它是直升機設計和使用實踐的積累和總結 2、它是設計過程中必須遵循的指令性文件，也是直升機設計定型或適航取證驗收的依據 3、內容包括設計情況、安全系數、過載、重量、重心、飛行載荷、著陸載荷、強度和剛度、動力學特性、配平特

13、性、操縱性和穩定性、飛行品質、結構試驗、飛行試驗等4、它是通用性文件，在具體型號設計要適當剪裁，形成型號設計規范， 并作為型號驗收的依據 設計定型與適航審定：設計定型與適航審定：1、軍用直升機的設計定型由國家組織專門的定型委員會依據研制總要求和設計規范對新機研制全過程進行審查、考核和驗收，通過后頒發定型證書；2、民用直升機適航條例（CCAR-27部、CCAR-29部）是民用直升機最低安全標準 。民用直升機在適航管理上實施“型號合格證（TC證）、生產許可證（PC證）和單機適航證（AC證）”三證管理，民用直升機只有在該型號獲得型號合格證，單機又取得適航證后才能進入民用市場。 2.3 2.3 評價直

14、升機設計方案的有效性準則評價直升機設計方案的有效性準則 為了對直升機總體設計方案進行評價和優選，需要有一個評價準則；一般最通用、最普遍或最廣義的有效性準則就是這種直升機所完成的有效功與為研制和使用該直升機所花費的總費用之比效費比。 當一個總體方案能滿足戰術（使用）技術要求時，則認為這個方案是可行的，但它不一定是最優方案。對有效性準則的一般要求：對有效性準則的一般要求：盡可能全面地反映對直升機提出的各種要求；可以進行定量分析；簡單明了，易于在研制階段運用。第一級第一級包括功能有效性準則，生產有效性準則和使用有效性準則。從完成基本任務的有效程度及其技術完善程度出發進行評價的準則是功能有效性準則；

15、從結構工藝性和生產條件出發進行評價的準則是生產有效性準則；從使用品質觀點來評價的準則是使用有效性準則。第二級第二級是從經濟性觀點出發，評價一架直升機在使用時的經濟性準則。第三級第三級是從經濟學觀點來評價一種機型在完成一定國民經濟任務時的經濟性準則，它是最高一級的準則。通常評價準則分為三個層次（三級）：通常評價準則分為三個層次（三級）：這種準則一般主要反映三方面的因素：這種準則一般主要反映三方面的因素：u生產率單位時間內完成的有效工作量； u重量減輕程度一般用直升機總重量，空機重量和有效載荷之間的關系來表示；u從耗油量觀點來衡量直升機的經濟性1 1、重量效率、重量效率定義：定義： （21） 其中

16、: Gtl總載荷，G總重優點：優點：重量效率比較簡單，可以相當明確地表示出一架直升機空機重量減輕的程度或結構完善的程度 問題：問題：在評價直升機的運輸效能時，可能會引起錯誤GGGGGGGtlem一、功能有效性準則一、功能有效性準則2 2、生產率、生產率定義：定義： （22） 式中 A完成的工作量； Gci在i航線上運輸的貨物重量； Li在i航線的航程； (Gc)m運輸貨物重量的平均值； L運輸貨物的總航程； T完成工作量A所花費的總時間 ；TLGTLGTAZmCici)(stmtlrfTTTTT飛行生產率（飛行生產率（Z Zf f ）：）： 式中 KV表示平均飛行速度Vm與巡航速度VC之比；單

17、位空重的飛行生產率 和單位總重的飛行生產率 ： 優點：優點：比較全面問題：問題：未反映出氣動和動力裝置的完善程度CVmCmmCfmCffVKGVGTLGTAZ)()(/)(/GZZGZZftfcmfcmf)()(cmfZ )(tfZ)(（24）（25）3 3、米里準則、米里準則當量航程(Leq ):式中 Gtl總載荷，為有效載荷； Gu和燃油量Gf之和； VC直升機巡航速度； qT小時耗油量； qL公里耗油量LtlTCtleqqGqVGL圖2-5 Leq相同的兩架直升機的貨運量與航程的關系4 4、換算生產率、換算生產率式中 直升機的升阻比； 功率利用系數； 旋翼的效率； Cec巡航狀態的單位耗

18、油率； Gm任務載荷。Z) 82(27. 0)27. 0/(/ )(/ )(/)(2eccmVVeccVmLcVmLtfGCVGKKKKCGVKGGqGVKGGqZZXYK 圖2-6 米-6直升機換算生產率與航程的關系同時考慮了重量、氣動力和動力裝置的完善程度，以及總重的影響 。1 1、勞動量、勞動量式中 N該部件中的零件數量；n零件號； kn第n個零件的難度系數，kn=110； mn第n個零件所需工種數目； Gn第n個零件的重量 ；2 2、材料利用系數、材料利用系數k k k=零件重量/毛坯重量 它與工藝方法有密切關系，反映了設計師考慮工藝性的程度 41nnnNnGmk（2-9）（2-10）

19、二、生產有效性準則二、生產有效性準則技術維護工時比技術維護工時比 ：每飛行小時的技術維護量每飛行小時的技術維護量 ： 設計時應努力改善飛行前、后的維護工作和各種定期修理、更換等工作，降低技術維護勞動量，使反映使用有效性的準則值盡可能降低，從而改善直升機的使用維護性。 制造總工時技術維護總工時技術維護工時比 飛行小時數技術維護總人時數量每飛行小時的技術維護（2-12）（2-11）三、使用有效性準則三、使用有效性準則例如：例如：運輸型直升機： 成本/（噸公里）或 成本/（旅客公里） （2-13） 半經驗統計公式：式中 C成本； Gi部件重量（或其他特性參數）； F復雜程度系數； a,b統計分析所確

20、定的系數；FaGCbi（2-14）四、直升機使用的經濟有效性準則四、直升機使用的經濟有效性準則主要考慮以下內容：主要考慮以下內容：該型號技術發展遠景，技術效果和生產率；新機設計、制造和投入使用的周期；工業生產的可能性，技術和生產工藝發展的遠景；新機生產規模和勞動量；進一步改進結構后所能達到的水平和發展趨勢；結構材料的資源和遠景；提供給工業部門的物力和人力的合理使用；技術裝備使用條件和新機應用等方面的水平和發展遠景；在技術使用范圍內物力和人力資源的合理使用等。五、直升機使用的國民經濟有效性五、直升機使用的國民經濟有效性 最終評價要看效費比直升機的使用效能與該直升機所花費的總費用之比 。 總費用應

21、是研制、生產、使用和保障費用的總和，稱全壽命周期費用（Lif-cycle cost）。 圖2-7 全壽命周期費用的分布與決定 2.4 2.4 直升機的使用效能直升機的使用效能一、使用效能一、使用效能定義：定義：指該武器裝備完成預定作戰任務能力的大小。 武裝直升機作戰效能應包括作戰能力、可用度、可靠度、保障度四個方面。 E=CADS式中： E效能； C作戰能力； A可用度； D可靠度； S保障度。圖2-8 軍用直升機作戰效能結構 一般武裝直升機作戰效能可用任務能力、可用性和生存力三個關鍵要素來確定: EAH=PmPaPs式中 EAH武裝直升機作戰效能；Pm任務能力；Pa可用性；Ps生存力RAHR

22、AH6666作戰效能的結構圖作戰效能的結構圖1、可比性 2、綜合性 3、局限性三、使用效能評估方法三、使用效能評估方法 指數法評估使用效能被廣泛采用，這種方法結構簡單，使用方便 。例：武裝直升機作戰效能 C=lnB+ln(1+A1)+ln(1+A2)+ln(1+A3)+ln(1+A4)式中： B機動性指數； A1武器性能指數； A2探測設備性能指數； A3電子對抗設備性能指數； A4生存能力指數二、使用效能評估的特點二、使用效能評估的特點序號機 型機動性能武器性能探測能力隱蔽系數裝甲系數電子對抗綜全作戰效能1500MC4.082.800.01.051.01.02.892BO-1054.362.

23、970.00.961.01.02.743S-342M5.173.020.00.931.01.02.824OH-58C4.350.760.00.91.11.12.225AH-1S4.464.210.00.851.11.23.516AH-64-15.504.1921.780.811.21.257.837AH-645.5023.7521.780.811.21.259.728米-244.5812.554.840.751.31.26.99米-28-14.973.3013.340.781.31.26.4410米-284.9725.9913.340.781.31.28.511A-129-15.281.565

24、.600.911.11.25.412A-1295.284.05.600.911.11.26.21表表2-3 2-3 武裝直升機作戰效能評估舉例武裝直升機作戰效能評估舉例第三章第三章 直升機型式分析與選擇直升機型式分析與選擇直升機型式按以下原則分為三類：直升機型式按以下原則分為三類：1、按平衡旋翼反扭矩的不同方式分為：單旋翼帶尾槳、縱列式雙旋翼、橫列式雙旋翼、共軸式雙旋翼直升機等。2、按驅動旋翼的不同方式分為：機械驅動式、噴氣驅動式直升機。3、按提供升力和拉力的不同方式分為：正常型式、帶翼式和復合直升機等。直升機構型：直升機構型： 直升機型式和不同總體布局方案的總稱 。圖3-1 不同型式的直升機

25、簡圖3.1 3.1 機械驅動正常型式直升機機械驅動正常型式直升機一、單旋翼帶尾槳式直升機一、單旋翼帶尾槳式直升機特點：特點：只有一付旋翼，依靠尾槳來平衡旋翼反扭矩 優點：優點：1、技術成熟；2、結構、操縱簡單；3、單機價格和使用成本較低缺點：缺點：1、尾槳和尾傳動系統事故率高; 2、尾槳消耗的功率達到710% ；3、危及安全；4、振動、噪聲源改進措施：改進措施：1、采用涵道尾槳、無尾槳系統 ；2、采用雙旋翼直升機UH-60二、縱列式雙旋翼直升機二、縱列式雙旋翼直升機特點：特點：兩副旋翼沿機體縱軸前后排列，其旋轉方向相反，使反扭矩相互平衡 由于大直徑旋翼可能帶來一系列問題，所以對重型直升機希望用

26、兩個小旋翼代替一個大旋翼，又可不帶尾槳。1 1、從重量方面與單旋翼直升機比較：、從重量方面與單旋翼直升機比較：1）主減速器（假設G、p、R 和發動機均相同） 單旋翼直升機：單旋翼直升機： 傳動比：pGRnRRnnnieee30302式中: n2為旋翼轉速 CH-47主減速器重量：縱列式直升機：縱列式直升機：傳動比：主減速器重量：所以 或2/ ii )2/(2)(11ifMifMGmd)(1ifMGmdmdmdGG2mdmdGG22）旋翼重量也可得到同樣結論：旋旋GG23）結構重量 單旋翼： 尾梁斜梁尾槳傳動系統尾槳 縱列式： 后旋翼塔協調軸中間減速器復雜的操縱系統1）對于重型直升機（G在700

27、08000千克以上），主減速器及旋翼重量所占比例較大，采用縱列式可以減少這些部件的重量，從而可降低結構重量；2）對于輕型直升機，旋翼及主減速器的相對重量不會很大 ，對結構重量的影響不會很大，而且操縱系統重量的增加還會起一些抵消作用，因此，效果不顯著； 3）縱列式直升機突出的優點是其容許的重心變化范圍較大 。重量結論：重量結論：2 2、從氣動方面與單旋翼直升機比較、從氣動方面與單旋翼直升機比較條件：設計參數相同，總重相同1）由于縱列式直升機前飛時前旋翼對后旋翼存在氣動干擾，使其誘導功率和單旋翼直升機有很顯著的不同 ；誘導功率：11GTNi前旋翼誘導功率：后旋翼誘導功率：總誘導功率：2/1GNif

28、)(2111tibGN1121tibifiGGNNN所以，縱列式直升機比單旋翼式直升機增加了一個附加誘導功率，其大小決定于干擾系數 t圖3-2 縱列式直升機前旋翼對后旋翼的干擾作用圖3-3 ,1， 隨飛行速度V的變化情況圖3-4 縱列式與單旋翼式直升機誘導功率的比較 2）除了誘導功率以外，旋翼的需用功率的其它部分基本相同圖3-3 ,1， 隨飛行速度V的變化情況t1t3）除旋翼功率外，還有其它功率損失單旋翼直升機：尾槳功率損失，懸停最大縱列式直升機：懸停時兩旋翼有干擾，干擾會引起附加功率損失，干擾大小決定于兩旋翼間的距離。機身垂直阻力大圖3-5 縱列式與單旋翼式直升機需用功率的比較圖3-6 假想

29、機懸停時需用功率比較圖3-7 假想機前飛時需用功率比較圖3-9 假想機巡航速度特性比較 圖3-10 假想機使用升限比較 結論：結論： 1）縱列式適用于重型直升機）縱列式適用于重型直升機 2）縱列式直升機飛行力學和）縱列式直升機飛行力學和 動力學問題更復雜動力學問題更復雜圖3-8 假想機有效載荷和航程性能比較三、橫列式直升機三、橫列式直升機與單旋翼和縱列式比較：與單旋翼和縱列式比較：1）懸停狀態和垂直飛行狀態，橫列式機身和機翼對旋翼的氣動干擾大2）前飛時兩旋翼存在氣動干擾，與旋翼旋轉方向和旋翼間距有關3）動力學問題復雜特點：特點：兩副旋翼及其動力傳動系統沿機體橫軸排列，旋轉方向相反 米12四、共

30、軸式雙旋翼直升機四、共軸式雙旋翼直升機圖3-13 單旋翼式和共軸式效率比較 Ka-50圖3-14 直升機效率與拉力系數的關系 圖3-15 共軸式旋翼相互誘導系數 圖3-16 幾種直升機尺寸比較 特點：特點：兩副旋翼上下共軸安放，反向旋轉，使反扭矩相互平衡 優點：優點：1）懸停效率高； 2）縱向尺寸小； 3）氣動力分布對稱，操縱效率高。缺點：缺點：1）前飛時有氣動干擾損失； 2）傳動、操縱系統復雜。3.2 3.2 噴氣驅動正常型式直升機噴氣驅動正常型式直升機兩種類型：兩種類型：1、槳尖發動機式驅動系統 ；有沖壓式、脈沖式或渦輪噴氣式發動機 優點：優點：結構簡單、重量輕 缺點：缺點：單位耗油率大2

31、、壓氣機式（槳尖供氣式）驅動系統 （冷噴氣） 優點：優點：單位耗油率低，冷噴氣 缺點：缺點：結構復雜、效率低結論：結論：1、噴氣驅動型式在輕型直升機上采用不一定合理。 2、噴氣驅動型式只適合于航程或續航時間較短的情況。 3.3 3.3 有翼式直升機及復合式直升機有翼式直升機及復合式直升機目的：目的：提高直升機的飛行速度 正常型式直升機最大飛行速度受三方面限制： 1）局部激波 2）氣流分離 3）槳盤前傾 有翼式直升機：有翼式直升機：特點：特點： 在正常型式直升機上安裝輔助機翼 。優點：優點： 機翼提供了一部分所需升力，從而減輕了旋翼的載荷 ，提高直升機飛行速度局限性：局限性：1）增加了結構重量；

32、 2）垂直阻力增加； 3）槳盤前傾大。圖321 大速度飛行時正常型式和有翼式直升機槳盤前傾的比較圖3-21 復合式直升機水平飛行時力的作用（旋翼自轉）圖3-22 幾種型式直升機平飛速度包線（功率限制）比較 特點：特點：不僅有機翼，還有推進裝置優點：優點：1）前飛拉力由推進裝置提供，槳盤前傾問題解決； 2）氣動效率提高。缺點：缺點：1）結構重量增加 2）仍然存在氣流分離（反流區擴大）結論：結論：1 1、兩種型式都只適合于飛行速度要、兩種型式都只適合于飛行速度要求較大的情況。求較大的情況。2 2、兩種型式更適合航程要求較大的、兩種型式更適合航程要求較大的情況。情況。復合式直升機：復合式直升機：3.

33、4 3.4 傾轉旋翼飛行器傾轉旋翼飛行器圖3-24 V-22傾轉旋翼機和旋翼傾轉過程特點：特點：1）將直升機的優點和固定翼飛 機的優點結合起來； 2）旋翼可在90范圍內傾轉速度可達到：速度可達到：500km/h以上航程達到：航程達到： 3000km 常規直升機的最大飛行速度一般難以突破370km/h3.5 3.5 直升機型式選擇直升機型式選擇1、任何一種型式的出現都主要是為了解決某一方面的問題，滿足某種需要；2、噴氣驅動、復合式、傾轉旋翼機等都還在探索、試驗階段；3、單槳式直升機仍然是主流；4、型式選擇與經驗有關。第四章第四章 直升機主要參數分析與選直升機主要參數分析與選擇擇直升機主要參數直升

34、機主要參數總體參數，是總體方案的設計變量，對方案有著決定性的影響。主要包括：主要包括：直升機總重G、槳盤載荷p、功率載荷q、旋翼實度 和槳尖速度R等 1 1）槳盤載荷）槳盤載荷p旋翼的拉力（近似等于G）與旋翼槳盤面積之比2 2）功率載荷）功率載荷qP和q值可定義為：2RGp)0(/eNGq 2)(21RCpT)(1000RmCAqkT（41）（42）（43）（44）4.1 4.1 概述概述由（43）和（44）得到：00025.156521000AApq圖4-1 槳盤載荷對功率載荷的影響其中：02/30/21kTmC（45）（46）kTmCApq2/3210002dRrbk3 3）旋翼實度）旋翼

35、實度對于矩形槳葉Rkb4 4）槳尖速度）槳尖速度R R確定后，槳尖速度決定旋翼軸轉速n（47）4.2 4.2 直升機主要參數對需用功率的影響直升機主要參數對需用功率的影響引入兩個參數： 槳葉載荷 全機單位廢阻/ppbGSCCxx 以單旋翼式直升機為例，由直升機空氣動力學可以得出旋翼單位需用功率 （千瓦/牛）的近似表達式：1 1、懸停情況、懸停情況GNNrr/pJRCCkkNyxTpr25.15651)(10004377ipryxNNpBRCCB2771)(（48）2 2、前飛情況、前飛情況 當 ，且假定1 . 0001VVVdx 其中 /R為槳盤處氣流合速度的相對值， /R為前飛速度的相對值，

36、 /R為槳盤處等效軸向誘導速度的相對值。 11VV 00VVdxdx3007721000225. 124501100043VCpVJRCCkkNxyxTprpaiprNNN（千瓦/牛） （49）而 kp，kT，J，等系數的定義與直升機空氣動力學中相同?？梢钥闯觯嚎梢钥闯觯?1）單位誘導功率僅受槳盤載荷p的影響，與其他參數無關。p增加時單位誘導功率也增加。當飛行速度V0增加時單位誘導功率迅速減小。隨著飛行高度增加，空氣相對密度減小，單位誘導功率也會增加。 2）單位型阻功率 ，決定于諸多主要參數，而這些參數的影響則比較復雜。 GNNprpr/iNGNNii/GNNpapa/771/yxprCRCB

37、N其中 單位型阻功率； 及 單位誘導功率； 單位廢阻功率。（1 1）垂直飛行）垂直飛行 單位型阻功率決定于槳葉特征剖面處（ ）的阻升比 及槳尖速度R。阻升比 決定于翼型升力系數Cy7 7 . 0r77/yxCC77/yxCC20207)()(RkpARkpACTbTy(4-10) 對于一定的翼型，在一定的Cy下，阻升比最小時所對應的Cy記作Cyopt。假如Cy7正好等于Cyopt，槳葉載荷恰好等于式（4-11）所確定的pbopt，此時阻升比 達到最小值（ ）min 77/yxCCyxCC /圖4-2 Cx/Cy及Cx和Cy的關系（2 2）前飛狀態）前飛狀態 1）直升機達到一定前飛速度時，后行槳

38、葉槳尖迎角超過了翼型臨界迎角時，就開始出現氣流分離。一旦出現氣流分離式（4-10）就不再適用了。隨著氣流分離的出現及擴展，由于分離區翼型阻力系數的急劇加大，型阻功率就會很快增加。 圖4-3 氣流分離限制圖4-4 Cx與M數的關系2）在前飛時還必須考慮局部激波對單位型阻功率的影響。假如前行槳葉槳尖的M數超過了臨界值Mc，由于激波的出現，翼型阻力系數Cx就會急劇加大 前行槳葉槳尖M數可用下式表示 ：saRVM0(4-12)主要結論主要結論：1）隨著直升機飛行速度的增加，誘導功率不斷減小，廢阻功率迅速增加。而由于kp的變化，型阻功率略有增加。2）槳盤載荷p只影響單位誘導功率。 圖4-5 典型旋翼單位

39、需用功率曲線圖4-6 槳盤載荷p對需用功率的影響3）全機單位廢阻 僅對飛行速度較大時的總需用功率有較大的影響。 4）單位型阻功率主要決定于槳尖速度R及槳葉載荷pb，它在整個飛行范圍內都占有一定的比重。 圖4-7 單位廢阻對需用功率的影響 圖4-8 氣流分離對需用功率的影響 xC4.3 4.3 直升機主要參數對飛行性能的影響直升機主要參數對飛行性能的影響 分析直升機主要參數與懸停升限、垂直爬行速度、使用升限、最大爬升速度、最小自轉下滑速度、最大續航時間、最大航程和最大飛行速度等性能的關系。一、懸停升限一、懸停升限H HH H，垂直爬升速度，垂直爬升速度V Vyvyv 隨著懸停高度的增加，單位需用

40、功率 也會增加。但是發動機可用功率Ne卻隨著高度增加而下降。到了某一高度，可用功率等于需用功率，這就是直升機的理論懸停升限，用HH表示rN 當發動機出軸功率比直升機懸停需用功率大時，就有一部分剩余功率，于是有可能用作垂直上升飛行。 式中 功率利用系數； 海平面發動機單位額定功率； Ae發動機的高度特性系數，在海平面上為1。圖4-10 懸停升限的確定 圖4-11 對懸停升限的影響 )0(1eerNANG)0(1eerNAN (4-13)或rN)0(eN二、使用升限二、使用升限Hs，最大爬升速度，最大爬升速度Vymax，最小自，最小自轉下滑速度轉下滑速度Vymin及最大續航時間及最大續航時間Tma

41、x 這些性能都直接決定于直升機最經濟狀態的需用功率最小需用功率 minrN)(1000min)0(maxreeyNNAVminmin1000ryNVminmaxrefNCGT(4-14)(4-15)(4-16) 使用升限等性能的分析與懸停升限相類似，其功率平衡關系式為 )0(min1eerNAN(4-17) 由（418）可以看出，槳盤載荷p對 有較大的影響，而全機單位廢阻對 的影響較小 ，是由于相應于最經濟狀態的飛行速度比較小，因此誘導功率及型阻功率占較大的比重，而廢阻功率所占比重較小。 minrNminrN由式（4-9）可以求出 的近似表達式 minrNppCBNNxprr4/14min)(

42、4-18)三、最大航程三、最大航程Lmax 圖4-12 直升機最經濟及最有利飛行狀態 最大航程大致決定于 相當于圖4-12需用功率曲線上的最有利狀態 min)/(VNrminmax)/(VNCGLref(4-19) 最有利狀態的飛行速度顯然大于最經濟狀態的飛行速度，這時誘導功率所占比重較小，而廢阻功率及型阻功率所占比重較大。相應地，槳盤載荷對Lmax的影響也就較小，而全機廢阻及型阻功率的影響就比較大。四、最大飛行速度四、最大飛行速度Vmax 隨著飛行速度的增加，單位需用功率不斷增加。達到某一飛行速度，發動機可用功率等于需用功率，這個飛行速度就是直升機的最大飛行速度。假如略去單位誘導功率，可得V

43、max的近似表達式：33)0(maxxpreeCBNNAV(4-20)(4-21)2）對于正常型式的直升機，還必須考慮到槳盤前傾對Vmax的限制；圖4-13 槳盤前傾與阻力的關系23 .35)(VCxrdrd3）提高直升機最大飛行速度最有效 的措施之一是設法降低單位廢阻 。 的降低不僅可以減小單位需用功率，而且可以減少槳盤前傾，對推遲氣流分離也有好處。 xCxC注意：注意：1）在很多情況下，氣流分離及局部激波對Vmax的限制更為嚴重； 槳盤前傾角（ ）大致可用下式表達:1）槳盤載荷p對于垂直飛行狀態及最經濟狀態的性能影響最為顯著，對于最有利狀態的性能Lmax影響就不顯著，而對于最大飛行速度影響

44、很??；2）全機單位廢阻 的影響正好相反，對于最大飛行速度Vmax及最大航程Lmax有顯著的影響，對于經濟狀態影響很小，對于垂直飛行狀態幾乎沒有影響；3）槳尖速度R及槳葉載荷pb直接影響型阻功率，對所有的飛行性能都有一定影響。此外，R及pb直接影響氣流分離及局部激波的出現，往往對最大飛行速度Vmax及使用升限Hs有嚴重的影響。xC結論：結論：xC4.4 4.4 直升機主要參數的選擇直升機主要參數的選擇直升機主要參數選擇的兩種途徑：直升機主要參數選擇的兩種途徑：1）根據使用技術要求，采用理論與統計分析相結合的方法；2）原準設計法，即根據使用技術要求，選擇一個與新研直升機性能相類似的成熟的直升機作為

45、原準機（參考樣機）。 一、直升機總重的初步確定一、直升機總重的初步確定 為了便于以后各階段設計工作的進行，有必要先確定總重的第一次近似值，這時就只能利用統計數據及經驗公式來確定。總重G可用下式表示：fuGGGG(4-22) 燃油相對重量 可根據所要求的航程或續航時間來確定；在給定航程的條件下， 可按下式近似得出：LAGf410(4-23)fGfG 在給定續航時間T的條件下，同樣也可以按照近似公式計算相對燃油重量 ：pBTGf(4-24) 在某些情況，戰術（使用）技術要求中也可能規定了需要的懸停續航時間，這時可按相似的公式估算 ：pTBGf(4-25)fGfG1 1、 選擇槳盤載荷選擇槳盤載荷p

46、 p應考慮的主要因素應考慮的主要因素1）槳盤載荷直接影響滿足一定性能要求時需用功率的大小，也就是直接影響發動機的選擇。2）槳盤載荷的大小嚴重地影響直升機有效載荷占總重的比例。二、槳盤載荷二、槳盤載荷p p的選擇的選擇 加大槳盤載荷p使主減速器相對重量和槳葉相對重量減小，發動機相對重量增大，燃油相對重量也略有增加，在不同總重和不同型式發動機的情況下，計算隨p的變化關系，大致如圖4-14的曲線所示 圖4-14 槳盤載荷p的關系iG圖4-15 懸停時的旋翼洗流3）槳盤載荷p的大小對自轉下滑速度Vymin有顯著的影響；4）槳盤載荷過小對于總體布置、使用以至工藝等方面都會帶來不利的影響。槳盤載荷過大也會

47、給使用上帶來困難（圖415）。 2 2、槳盤載荷、槳盤載荷p p上、下限的確定上、下限的確定 從以上的分析可以看出，槳盤載荷的影響是多方面的，而且又是相互矛盾的。最主要的要求仍然應該是提高直升機有效載荷對總重的比例 。 槳盤載荷選擇的基本要求可歸納如下：所選擇的槳盤載荷，應在保證所要求的有效載荷及性能的前提下，使直升機的有效載荷在總重中所占比重最大，而在總體布置、使用、工藝等方面又不致引起較嚴重的困難。 uG圖4-16 pmin的確定 根據戰術（使用）技術要求所規定的主要性能要求，作出需用功率 與槳盤載荷p的關系曲線，如圖4-16所示。圖中最左方的交點對應的p值就是槳盤載荷的最小值pmin，也

48、就是說選擇的槳盤載荷不應小于這個數值。 )/(GNNrere 在某些情況下，槳盤載荷的最大值也會受到一定的限制。例如，對于單發直升機槳盤載荷的最大值往往受到自轉下滑速度Vymin的限制。 對于雙發或多發直升機，pmax的這個限制就不存在了。這時槳盤載荷的最大值可能受到懸停時旋翼洗流速度的限制，這個限制又往往與所設計直升機的使用條件有關。 在具體設計時，根據設計的具體情況來確定，這時大致可以在具體設計時，根據設計的具體情況來確定，這時大致可以遵循以下的原則遵循以下的原則: : 1）直升機總重越大，槳盤載荷也應選得越大。 uG3）對以運輸為主，而且對靜、動升限有較高要求的直升機，擬選擇較小的槳盤載

49、荷。而對要求飛行速度高，機動性好、功率又比較富裕的武裝直升機，則可選擇較大的槳盤載荷。 圖4-18 直升機槳盤載荷與總重的關系的統計數據 2）采用渦輪軸發動機時，槳盤載荷可以選得大一些，這樣也可以獲得較大的 。三、槳尖速度三、槳尖速度RR及旋翼實度及旋翼實度 （或槳葉載荷（或槳葉載荷pb）的選擇）的選擇 在選定了R以后，根據氣流分離限制就可以確定槳葉載荷pb=p/ 。由R及Vmax可以得出max；由max根據直升機空氣動力學理論所提供的 曲線得到 ，由R、Cylj可得到槳葉載荷pb )(fCyljyljC02)(ACRkpyljTb(4-33) 一般R選擇區的約束如圖4-19所示。圖4-19

50、槳尖速度選擇區的約束這個pb值是氣流分離限制所容許的最大值。確定了pb以后，就可以由所選定的槳盤載荷確定實度bpp/(4-34)圖4-3 氣流分離限制四、槳葉片數選擇四、槳葉片數選擇五、發動機功率選擇五、發動機功率選擇 從理論上講，直升機飛行狀態的設計點應該和發動機功率狀態相匹配，這樣發動機和直升機才能都處于最有利工作狀態。表4-1給出了直升機飛行狀態與發動機功率狀態的對應關系。 表表4-1 4-1 直升機飛行狀態與發動機功直升機飛行狀態與發動機功率狀態的關系率狀態的關系飛行性能項目發動機工作狀態最大平飛速度起飛功率狀態最大巡航速度最大連續功率狀態最大垂直上升率起飛功率狀態最大斜爬升率最大連續

51、功率狀態有地效最大懸停高度起飛功率狀態無地效最大懸停高度起飛功率狀態使用升限最大連續功率狀態機動飛行（最大加速）起飛功率狀態機動飛行（最大減速）空中慢車狀態機動飛行（最大坡度）起飛功率狀態機動飛行（懸?；剞D）起飛功率狀態機動飛行（垂直躍升）起飛功率狀態機動飛行（垂直急降）空中慢車狀態機動飛行（俯沖）最大連續功率狀態機動飛行（改出拉起）起飛功率狀態機動飛行（減速轉彎）起飛功率狀態 在確定直升機的需用功率時，除了旋翼的需用功率外，還在確定直升機的需用功率時，除了旋翼的需用功率外，還應考慮以下功率需求和損失：應考慮以下功率需求和損失：a. 尾槳的需用功率； b. 發動機的安裝和進排氣損失，一般說來發

52、動機型號說明書上給出的功率是臺架試車功率，裝機后由于進、排氣條件的變化，會產生裝機損失，一般占發動機功率的36%左右； c. 傳動損失，主要是減速器的功率損失，約占發動機功率的24%； d.附件功率損失，包括液壓泵、發電機、滑油散熱器等的功率損失； e. 其它損失，如防冰、除冰、紅外擬抑器、發動機引氣等引起的損失。 第五章第五章 直升機發動機分析與直升機發動機分析與選擇選擇5.1 5.1 對發動機的主要要求對發動機的主要要求表表5-1 5-1 典型的四代渦軸發動機性能比較典型的四代渦軸發動機性能比較代投產年代(20世紀)型號名稱功率(kW)耗油率(kg/kwh)壓比渦輪進口溫度T3()重量kg

53、功率重量比(kw/kg)適用直升機型號一代50阿都斯特 (法)T58-GE-10 （美）40410290.460.385.28.47509821541592.626.47“云雀”“SH=3”二代60阿斯泰祖 （法）T64-GE-16 （美）44120960.330.327.81395010931603282.766.39“小羚羊“ AH-56三代7080馬基拉 （法）T700-GE-700 （美）132411460.2920.2910.417110011992101815.26.22“超美洲豹“黑鷹”四代8090MTR-390 （歐洲）T800-LHT-800（美）RTM-322 （英、法）9

54、5889515660.2740.2760.267131514.72143214801691632415.787.16.65歐洲“虎式”RAH-66EH-101一、發動機的有效功率Nu二、發動機比重 （千克/千瓦）或功重比（千瓦/千克）三、發動機的耗油特性 （千克/（千瓦小時） eeC圖5-1 直升機發動機高度特性四、發動機的高度特性五、發動機的溫度特性六、發動機的速度特性七、發動機的啟動特性八、發動機的功率反應特性 加速性九、單位橫截面積的有效功率十、發動機的可靠性十一、技術維護的簡易性十二、成本低，振動噪聲小圖5-2 發動機的溫度特性圖5-3 渦輪軸發動機的速度特性max/ SNNuc（千瓦

55、/米2） 5.2 5.2 直升機發動機特性分析與比較直升機發動機特性分析與比較5.2.1 活塞式發動機與渦輪軸發動機的比較 渦輪軸發動機的主要特點是：渦輪軸發動機的主要特點是：一、比重小或功率重量比大。二、體積小。三、渦輪軸發動機在使用上也有一系列的優點。四、渦輪軸發動機的高空特性要比活塞式好一些。 五、耗油特性。在小功率范圍活塞式發動機的單位耗油率較低（0.34千克/千瓦小時以下），而大功率的渦輪軸發動機單位耗油率目前已比活塞式發動機的單位耗油率低。而活塞式發動機只在部份功率狀態下耗油率最低。 實際上，目前渦輪軸發動機還在不斷改進中，它的比重在不斷降低，單位耗油率已經很低，因此它在直升機上應

56、用的優越性越來越顯著。 5.2.2 渦輪軸發動機中定軸渦輪和自由渦輪的比較 一、發動機與旋翼的轉速特性圖5-5 Cylj及Cy7隨飛行速度的變化圖5-4 渦輪軸發動機簡圖圖5-8 自由渦輪發動機相對出軸功率與相對自由渦輪轉速的關系 圖5-9 自由渦輪發動機功率-轉速限制 圖5-7 定軸渦輪發動機功率-轉速限制圖5-6 不同旋翼轉速下相對需用功率Nrn與平飛速度V的關系圖5-10 活塞式發動機外部特性曲線圖5-11 發動機和旋翼特性匹配 圖5-12 旋翼轉速一定和可變時 、 、 隨飛行速度V的變化曲線 aNNTqLq圖5-13 旋翼變轉速限制圖5-14 發動機輸出功率、扭矩隨轉速的變化二、發動機

57、與旋翼的轉速-扭矩特性三、對傳動系統的影響四、發動機的加速性五、對多發并車的影響5.3 5.3 發動機使用特性與直升機飛行性能發動機使用特性與直升機飛行性能的匹配的匹配 渦輪軸發動機的功率、單位耗油率、小時油耗以及表征其工作的其他參數和使用條件間的關系稱為使用特性。一、節流特性和發動機的工作狀態 在給定調節規律下，動力渦輪功率、單位耗油率、渦輪前溫度與壓氣機轉速的關系稱為節流特性，也稱為油門特性。此特性是按標準狀態給出的試驗結果。按發動機的油門特性可以確定發動機的幾種工作狀態：按發動機的油門特性可以確定發動機的幾種工作狀態：1.小油門狀態（慢車狀態）發動機不掉轉速、不熄火的穩定可靠工作的最小轉

58、速 。2.巡航狀態在整個壽命期間內可保證連續可靠工作的最大功率。3. 額定狀態 4. 起飛狀態 在正常情況下，根據強度條件限制，在較短時間內發出最大功率的狀態 5.應急狀態 在多發動機的直升機上，為了考慮單發停車時的安全性，有時對發動機尚規定有下列兩種狀態。（1）最大應急狀態：保持單發停車時能繼續起飛或降落，采用此最大應急狀態，其功率可能比起飛功率大7%10%，時間不超過2.5分鐘。 （2）中等應急狀態：保持單發停車時能繼續平飛，其功率大于額定功率，時間不超過30分鐘。二、大氣溫度和飛行高度變化時發動機與直升機匹配的特點 在大氣溫度和飛行高度變化時，直升機的需用功率Nr和發動機的可用功率Na按

59、不同規律變化。高度增加時，需用功率不斷增大，而可用功率則不斷減少。當大氣溫度增加時，懸停時的需用功率幾乎不變，而發動機的可用功率則下降很快。 1. 1. 大氣溫度的影響大氣溫度的影響 圖5-15 、 、 、 、 、qGL等隨大氣溫度變化關系 rNNaNNtGuGfLG 按H=0，t=15時需用功率等于可用功率來匹配的直升機和發動機，在溫度升高后性能大大降低。 2. 2. 飛行高度影響飛行高度影響圖5-16 、 、 、 、qGL等隨高度變化關系rNNaNNHGuGfLG 圖5-16中給出了海平面正常條件下，按懸停起飛需用功率等于發動機起飛功率匹配 時的功率隨高度變化關系。 )0 . 1(aNN對

60、發動機功率增大的要求大致相近。因此，在多用途直升機上常有20%30%的功率儲備，以滿足這些要求。 實踐中經常遇到的是在低空、溫度高達40的環境條件下使用，以及在正常溫度下于20003000米高空條件下使用，這兩種情況三、發動機特性參數對直升機主要性能的影響 圖5-17 L、 和qGL隨發動機物理參數變化關系uG圖5-18 有效載荷（32852牛）和航程（400公里）一定時，直升機主要性能隨發動機特性參數變化關系第六章第六章 直升機重量分析直升機重量分析6.1 6.1 直升機重量及分類直升機重量及分類 重量控制和重量分析是直升機研制過程的一個重要組成部分，也是直升機總體設計的一項重要工作。設計初