無人直升機總體設計課件

1、第二章 無人直升機總體設計內(nèi)容無人直升機設計技術要求和評價直升機設計方案的準則無人直升機型式分析與選擇直升機主要參數(shù)分析與選擇一、無人直升機設計技術要求和評價直升機設計方案的準則 無人直升機設計的依據(jù)：無人直升機設計技術要求 軍用無人直升機：戰(zhàn)術技術要求 民用無人直升機：使用技術要求 無人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，工程設計的一般規(guī)律，還應反映國家對直升機發(fā)展和應用的方針政策，各種用戶的要求，以及國內(nèi)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

2、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。 1.1 無人直升機設計技術要求無人直升機系統(tǒng)因無人直升機的任務不同而不同1.1.1 設計技術要求的主要內(nèi)容：1、任務使命或用途 （1）任務使命或用途 （2）使用環(huán)境條件2、主要裝載情況 （1）武器 （2）特種設備 （3）任務載荷 3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(xù)航時間或航程（或活動半徑）（5）單發(fā)停車性能（裝有多臺發(fā)動機的情況）。4、典型任務剖面（表示無人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

3、載荷、燃油重直起飛；T2爬高到巡航高度a；T3飛行d1距離后降落，任務1；T4垂直起飛； T5飛行d2距離，無地效懸停、任務2；T6返回基地； T7帶t分鐘余油著陸； 技術要求的論證：需求（作戰(zhàn)、使用），對軍用無人直升機還有威協(xié)分析；現(xiàn)有裝備存在的缺陷或不足；技術、經(jīng)濟可行性分析；提出戰(zhàn)術技術（使用技術）要求；做出風險分析；明確研制計劃與周期。小型無人直升機small unmanned helicopter 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： 1、性能特性 （1）基本特性 （2）停車性能 （3）機動性 （4）操縱性和穩(wěn)定性 （5）空氣動力學特性1.1.

4、2 (無人直升機技術要求)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(huán)境條件 7、殘存性和易損性 8、使用壽命 三、設計與構造：1、材料性質(zhì) 2、殘存性 3、標準件和材料 四、各功能區(qū)的特點：1、機體 2、起落裝置 3、動力系統(tǒng) 4、儀表和導航設備 5、航空電子設備 6、直升機地面移動 7、貨物運輸 1.1.3 特殊要求舉例撞擊部位撞擊次數(shù)%旋翼槳葉62052.5旋翼軸161.4尾 槳14812.5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2-2 直升機被撞部

5、位統(tǒng)計1.2 設計規(guī)范和設計定型 設計規(guī)范：1、無人直升機設計規(guī)范是在無人直升機設計實踐過程中逐步形成的，它是無人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生產(chǎn)定型、驗收的依據(jù) 3、內(nèi)容包括設計情況、安全系數(shù)、過載、重量、重心、飛行載荷、著陸載荷、強度和剛度、動力學特性、配平特性、操縱性和穩(wěn)定性、飛行品質(zhì)、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(guī)范， 并作為型號驗收的依據(jù) 設計定型：無人直升機的設計定型由專門組織的定型委員會依據(jù)研制總要求和設計規(guī)范對新機研制全過程進行審查、考核和驗收，通過后頒發(fā)定型證書

6、；生產(chǎn)定型：經(jīng)過設計定型或技術鑒定后的無人直升機系統(tǒng)，新產(chǎn)品生產(chǎn)還可能會有一定的更改，特別是工藝改進，改進后的無人直升機系統(tǒng)進入小批量生產(chǎn)。首批生成的無人直升機，經(jīng)檢驗、試飛、工藝質(zhì)量審查、確認其符合批量生產(chǎn)標準，質(zhì)量穩(wěn)定可靠后，生產(chǎn)定型，轉(zhuǎn)入批生產(chǎn)。 1.3 評價無人直升機設計方案的有效性準則 為了對無人直升機總體設計方案進行評價和優(yōu)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(zhàn)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(yōu)方案。對有效性準則的一般要求：盡可能全

7、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。第一級包括功能有效性準則，生產(chǎn)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(fā)進行評價的準則是功能有效性準則；（生產(chǎn)率、重量效率、任務效能）從結構工藝性和生產(chǎn)條件出發(fā)進行評價的準則是生產(chǎn)有效性準則；（勞動量、材料利用系數(shù)等）從使用品質(zhì)觀點來評價的準則是使用有效性準則。（技術維護工時比、每小時技術維護工作量）第二級是從經(jīng)濟性觀點出發(fā)，評價一架直升機在使用時的經(jīng)濟性準則。（全壽命周期費用、效-費比）第三級是從經(jīng)濟學觀點來評價一種機型在完成一定國民經(jīng)濟任務時的經(jīng)濟性準則，它是最高一級的準則。通常評

8、價準則分為三個層次（三級）：無人直升機系統(tǒng)壽命周期費用構成與概念：*無人直升機項目的全壽命期是指從項目需求調(diào)查、項目可行性論證、方案論證、生產(chǎn)制造、使用和產(chǎn)品支援以及到壽命后報廢處置整個從項目產(chǎn)生到終結的全過程。*無人直升機項目全壽命周期內(nèi)各階段發(fā)生的費用(LCC)總和，稱為無人直升機項目的全壽命周期費用。有四個部分組成：論證、研制、試驗和鑒定費用CRDTE生產(chǎn)采購費用CACQ包括制造費用CMAN制造商利潤CPRO使用費用COPS用戶在使用期間發(fā)生的費用處置費用CDISP無人直升機報廢后的處置費用LCC= CRDTE+ CMAN+ CPRO+ COPS+ CDISP無人直升機系統(tǒng)壽命周期費用分

9、析的目的：LCC分析是一種對資源分配進行決策的系統(tǒng)分析方法，主要用于評價不同備選無人直升機方案、備選生產(chǎn)流程、備選保障方式。主要目的是：1、長期計劃，也就是合理分配軍費以及主要武器系統(tǒng)的投資2、根據(jù)實力輕重緩急安排項目3、某一項目的投標方案選擇4、對正在實施的無人直升機項目進行控制5、在無人直升機使用保障階段，對各種后勤方案進行比較6、更換新的無人機及設備，研制新無人機無人直升機系統(tǒng)壽命周期費用分析的程序：LCC分析程序因不同的應用情況而變化，通常采用全壽命費用分析模型來估算和比較各種備選方案。對于具體的無人直升機要做專門具體的分析，以便適合于要解決的問題，全壽命費用分析的過程是反復進行的，分

10、析技術可以應用于全壽命周期的任意階段。無人直升機系統(tǒng)效費設計：費用效能權衡分析應當是所有武器裝備研制中的一個固有組成部分，他的目的是對不同的研制方案進行分析，比較，從中選擇出費用效能最好的設計方案，防止設計人員根據(jù)以往的經(jīng)驗一開始就進行單方案設計的傾向，可以避免設計人員單方面追求性能而忽略系統(tǒng)效能，或者注意了效能忽視了全壽命周期費用。效費權衡分析的前提是：1、必須存在兩種以上的方案2、有明確的任務和目標3、有可供使用的、合理的效能模型和費用模型4、供權衡分析用的數(shù)據(jù)應當基本可信效能定義：指該武器裝備完成預定作戰(zhàn)任務能力的大小。 無人直升機的效能 無人直升機作戰(zhàn)效能應包括任務能力、可用度、可靠度

11、、保障度四個方面。 E=CADS式中： E效能； C任務能力； A可用度； D可靠度； S保障度。1、可比性 2、綜合性 3、局限性效能評估方法 指數(shù)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：無人直升機任務效能 C=lnB+ln(1+A1)+ln(1+A2)+ln(1+A3)+ln(1+A4)式中： B機動性指數(shù)； A1武器性能指數(shù)； A2探測設備性能指數(shù)； A3電子對抗設備性能指數(shù)； A4生存能力指數(shù)效能評估的特點無人直升機系統(tǒng)效費分析的基本程序：確定任務和目標系統(tǒng)描述建立假設，給定效能和費用的約束條件效能分析擬定系統(tǒng)備選方案全壽命費用分析建立決策準則集者決策空間分析風險和

12、不確定性評價與反饋輸出結果權衡備選方案根據(jù)前面的分析可見，單從費用角度看，費用越低越好，得出無人直升機越簡單越好。從效能角度看，效能越高越好，得出無人直升機越先進越復雜越好的結論。因此二者明顯具有片面性，因為無人直升機越簡單，效能越低，失去了實際意義。無人直升機效能越高，費用急劇增加，造成經(jīng)費的不必要浪費，影響部隊的整體優(yōu)化配置。因此必須從無人直升機全壽命周期費用和效能兩個方面考慮問題，因此引入效費比的概念：單位無人直升機全壽命周期費用所獲得的無人直升機效能無人直升機效費比M=EALCC1、效能不變，降低費用2、費用不變，提高效能3、提高效能，降低費用4、顯著提高效能，費用略有增加5、費用顯著

13、降低、效能略有下降不同情況下需要采取不同的途徑提高無人直升機的效費比提高無人直升機效費比途徑M=EALCC主要考慮以下內(nèi)容：該型號技術發(fā)展遠景，技術效果和生產(chǎn)率；新機設計、制造和投入使用的周期；工業(yè)生產(chǎn)的可能性，技術和生產(chǎn)工藝發(fā)展的遠景；新機生產(chǎn)規(guī)模和勞動量；進一步改進結構后所能達到的水平和發(fā)展趨勢；結構材料的資源和遠景；提供給工業(yè)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(fā)展遠景；在技術使用范圍內(nèi)物力和人力資源的合理使用等。直升機使用的國民經(jīng)濟有效性二、 無人直升機型式分析與選擇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

14、旋翼、橫列式雙旋翼、共軸式雙旋翼直升機等。2、按驅(qū)動旋翼的不同方式分為：機械驅(qū)動式、噴氣驅(qū)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 不同型式的直升機簡圖2.1 機械驅(qū)動正常型式直升機一、單旋翼帶尾槳式直升機特點：只有一付旋翼，依靠尾槳來平衡旋翼反扭矩 優(yōu)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：1、尾槳和尾傳動系統(tǒng)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：1、采用涵道尾槳、無尾槳系統(tǒng) ；2、采用雙旋翼直升機二、縱列式雙旋翼直

15、升機特點：兩副旋翼沿機體縱軸前后排列，其旋轉(zhuǎn)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兩個小旋翼代替一個大旋翼，又可不帶尾槳。1、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(fā)動機均相同） 單旋翼直升機： 傳動比：式中: n2為旋翼轉(zhuǎn)速 CH-47主減速器重量：縱列式直升機：傳動比：主減速器重量：所以 或2）旋翼重量也可得到同樣結論：3）結構重量 單旋翼： 尾梁斜梁尾槳傳動系統(tǒng)尾槳 縱列式： 后旋翼塔協(xié)調(diào)軸中間減速器復雜的操縱系統(tǒng)1）對于重型直升機（G在70008000千克以上），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

16、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(tǒng)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(yōu)點是其容許的重心變化范圍較大 。重量結論：2、從氣動方面與單旋翼直升機比較條件：設計參數(shù)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：前旋翼誘導功率：后旋翼誘導功率：總誘導功率：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(shù) 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

17、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3）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： 1）縱列式適用于重型直升機 2）縱列式直升機飛行力學和 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

18、式直升機與單旋翼和縱列式比較：1）懸停狀態(tài)和垂直飛行狀態(tài)，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(zhuǎn)方向和旋翼間距有關3）動力學問題復雜特點：兩副旋翼及其動力傳動系統(tǒng)沿機體橫軸排列，旋轉(zhuǎn)方向相反 米12四、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加拿大：Guardian俄羅斯：ka-137美國：QH-50 圖3-14 直升機效率與拉力系數(shù)的關系 圖3-15 共軸式旋翼相互誘導系數(shù) 圖3-16 幾種直升機尺寸比較 特點：兩副旋翼上下共軸安放，反向旋轉(zhuǎn)，使反扭矩相互平衡 優(yōu)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

19、高。缺點：1）前飛時有氣動干擾損失； 2）傳動、操縱系統(tǒng)復雜。2.2 噴氣驅(qū)動正常型式直升機兩種類型：1、槳尖發(fā)動機式驅(qū)動系統(tǒng) ；有沖壓式、脈沖式或渦輪噴氣式發(fā)動機 優(yōu)點：結構簡單、重量輕 缺點：單位耗油率大2、壓氣機式（槳尖供氣式）驅(qū)動系統(tǒng) （冷噴氣） 優(yōu)點：單位耗油率低，冷噴氣 缺點：結構復雜、效率低結論：1、噴氣驅(qū)動型式在輕型直升機上采用不一定合理。 2、噴氣驅(qū)動型式只適合于航程或續(xù)航時間較短的情況。 2.3 有翼式直升機及復合式直升機目的：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：特點： 在正常型式直升機上安

20、裝輔助機翼 。優(yōu)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：1）增加了結構重量； 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(zhuǎn)）圖3-22 幾種型式直升機平飛速度包線（功率限制）比較 特點：不僅有機翼，還有推進裝置優(yōu)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：1）結構重量增加 2）仍然存在氣流分離（反流區(qū)擴大）結論：1、兩種型式都只適合于飛行速度要求較大的情況。2、兩種型式更適合航程要求較大的情況。復合式直升機：2.4 傾轉(zhuǎn)

21、旋翼飛行器圖3-24 V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機和旋翼傾轉(zhuǎn)過程特點：1）將直升機的優(yōu)點和固定翼飛 機的優(yōu)點結合起來； 2）旋翼可在90范圍內(nèi)傾轉(zhuǎn)速度可達到：500km/h以上航程達到： 3000km 常規(guī)直升機的最大飛行速度一般難以突破370km/h2.5 直升機型式選擇1、任何一種型式的出現(xiàn)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(qū)動、復合式、傾轉(zhuǎn)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(jīng)驗有關。三、 直升機主要參數(shù)分析與選擇直升機主要參數(shù)總體參數(shù)，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：直升機總重G、槳盤載荷p、功率載荷q、旋翼實度 和

22、槳尖速度R等 1）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）功率載荷qP和q值可定義為：（1）（2）（3）（4）3.1 概述由（3）和（4）得到：圖4-1 槳盤載荷對功率載荷的影響其中：（5）（6）3）旋翼實度對于矩形槳葉4）槳尖速度R R確定后，槳尖速度決定旋翼軸轉(zhuǎn)速n（7）3.2 直升機主要參數(shù)對需用功率的影響引入兩個參數(shù)： 槳葉載荷 全機單位廢阻 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、懸停情況（8）2、前飛情況 當 ，且假定 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， /R為槳盤處等效軸向誘導速

23、度的相對值。 單位型阻功率； 單位誘導功率； 單位廢阻功率。（千瓦/牛） （9）而 kp，kT，J，等系數(shù)的定義與直升機空氣動力學中相同?？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(shù)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(shù)，而這些參數(shù)的影響則比較復雜。 其中 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（11）所確定的pbopt，此時阻升比 達到最小值（ ）min （1）

24、垂直飛行 單位型阻功率決定于槳葉特征剖面處（r=0.7 R）的阻升比 及槳尖速度R。阻升比 決定于翼型升力系數(shù)Cy7 (10)圖2 Cx/Cy及Cx和Cy的關系（11）（2）前飛狀態(tài) 1）直升機達到一定前飛速度時，后行槳葉槳尖迎角超過了翼型臨界迎角時，就開始出現(xiàn)氣流分離。一旦出現(xiàn)氣流分離式（10）就不再適用了。隨著氣流分離的出現(xiàn)及擴展，由于分離區(qū)翼型阻力系數(shù)的急劇加大，型阻功率就會很快增加。 圖3 氣流分離限制圖4 Cx與M數(shù)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(shù)超過了臨界值Mc，由于激波的出現(xiàn)，翼型阻力系數(shù)Cx就會急劇加大 前行槳葉槳尖M數(shù)可用下式表

25、示 ：(12)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5 典型旋翼單位需用功率曲線圖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(nèi)都占有一定的比重。 圖7 單位廢阻對需用功率的影響 圖8 氣流分離對需用功率的影響 3.3 直升機主要參數(shù)對飛行性能的影響 分析直升機主要參數(shù)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(zhuǎn)下滑速度、最大續(xù)航時間、最大航程和最大飛行

26、速度等性能的關系。一、懸停升限HH，垂直爬升速度Vyv 隨著懸停高度的增加，單位需用功率 也會增加。但是發(fā)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 當發(fā)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(shù)； 海平面發(fā)動機單位額定功率； Ae發(fā)動機的高度特性系數(shù)，在海平面上為1。圖10 懸停升限的確定 圖11 對懸停升限的影響 (13)或二、使用升限Hs，最大爬升速度Vymax，最小自轉(zhuǎn)下滑速度Vymin及最大續(xù)航時間Tmax 這些性能都直接決定于直升機最經(jīng)濟狀態(tài)的需用功

27、率最小需用功率 (14)(15)(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 (17) 由（18）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(jīng)濟狀態(tài)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。 由式（9）可以求出 的近似表達式 (18)三、最大航程Lmax 圖12 直升機最經(jīng)濟及最有利飛行狀態(tài) 最大航程大致決定于 相當于圖12需用功率曲線上的最有利狀態(tài) (19) 最有利狀態(tài)的飛行速度顯然大于最經(jīng)濟狀態(tài)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

28、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(fā)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Vmax的近似表達式：(20) 槳盤前傾角（ ）大致可用下式表達:(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13 槳盤前傾與阻力的關系3）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。 注意：1）在很多情況下，氣流分離及局部激波對Vmax的限

29、制更為嚴重；1）槳盤載荷p對于垂直飛行狀態(tài)及最經(jīng)濟狀態(tài)的性能影響最為顯著，對于最有利狀態(tài)的性能Lmax影響就不顯著，而對于最大飛行速度影響很??；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(jīng)濟狀態(tài)影響很小，對于垂直飛行狀態(tài)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(xiàn)，往往對最大飛行速度Vmax及使用升限Hs有嚴重的影響。結論：3.4 直升機主要參數(shù)的選擇直升機主要參數(shù)選擇的兩種途徑：1）根據(jù)使用技術要求，采用理論與統(tǒng)計分析相結合的方法；2）原準設計法，

30、即根據(jù)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原準機（參考樣機）。 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(tǒng)計數(shù)據(jù)及經(jīng)驗公式來確定?？傊谿可用下式表示：(22) 燃油相對重量 可根據(jù)所要求的航程或續(xù)航時間來確定；在給定航程的條件下， 可按下式近似得出：(23) 在給定續(xù)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 ：(24) 在某些情況，戰(zhàn)術（使用）技術要求中也可能規(guī)定了需要的懸停續(xù)航時間，這時可按相似的公式估算 ：(25)1、 選擇槳盤載荷p應考慮的主要因素1）槳盤載荷直接影響滿足一定性能要

31、求時需用功率的大小，也就是直接影響發(fā)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p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(fā)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(fā)動機的情況下，計算隨p的變化關系，大致如圖14的曲線所示 圖14 槳盤載荷p的關系圖15 懸停時的旋翼洗流3）槳盤載荷p的大小對自轉(zhuǎn)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。槳盤載荷過大也會給使用上帶來困難（圖15）。 2、槳盤載荷p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，

32、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。 圖16 pmin的確定 根據(jù)戰(zhàn)術（使用）技術要求所規(guī)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，也就是說選擇的槳盤載荷不應小于這個數(shù)值。 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(fā)直升機槳盤載荷的最大值往往受到自轉(zhuǎn)下滑速度Vymin的限制。 對