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直升机大速度前飞时的空气动力特点

时间:2020-03-20 14:54来源:未知 作者:admin 点击:
  直升机大速度前飞时的空气动力特点
  如上所述,直升机在前飞时,前行桨叶的来流速度是旋转速度加飞行速度,而后行桨叶的来流速度是旋转速度减飞行速度,随着飞行速度的增加,前行桨叶的来流速度越来越大,而后行桨叶的来流速度则越来越小。当前进比μ>0.35,对算例直升机,相应于飞行速度V0=75.25m/s=271km/h时,前行桨叶桨尖速度约为290m/s,其马赫数M=0.85,此时在方位角90°附近区域出现局部激波,导致型阻突增;而后行桨叶一侧,靠近桨心处旋转速度的一段桨叶上出现相对气流从桨叶后缘流向前缘,即反流区。对算例直升机,当飞行速度V0=75.25m/s时,反流区范围r=1.86m,约占桨叶相对半径(r/R)=0.35,可见反流区影响之大,在反流区内桨叶的气动特性是不正常的。在方位角少270°的桨尖处,后行桨叶桨尖速度仅为140m/s,在桨叶的挥舞运动讨论中曾得出下述结论:挥舞运动若取至一阶谐波为止,则拉力力矩在所有的方位角上都不变。在小的桨尖速度下为保持拉力力矩不变,桨叶迎角必然很大,因而出现气流分离。给出在μ=0.30时整个桨盘的迎角分布,在少二210°-245°区域出现大面积的失速,图中还给出反流区和激波的范围。
  在前面求旋翼气动力时,如求旋翼的升力、后向力和侧向力,挥舞系数和摆振系数、功率等,均是按沿方位、沿半径积分求得。在积分时,没考虑激波、反流区和大面积的失速对旋翼气动力的影响,因而,随着速度的增加,所导出公式的适用性则越来越差,通常认为这些公式的适用范围为μ〈(0.30-0.35)。如果要求μ〉(0.30-0.35)时旋翼和尾桨的气动力,在工程上通常采用两种方法:
  1.修正法
  修正法即指在原导出的公式基础上进行修正的方法。修正的方法基于飞行试验、风洞试验的测试数据,通过理论分析给出经验公式或曲线。
  2.数值积分法
  数值积分法与封闭形式积分法一样均基于叶素诸力的基本方程,而数值积分法是根据当地翼剖面的气流特性采用不同的翼型数据,根据计算机有不怕繁杂、不怕重复计算的特点进行大量计算,显然,计算间隔取得越小,计算得就越准确,使用的假设就可少些。该方法的主要优点是能够利用随迎角、马赫数和雷诺数变化的二元翼型数据,其变化范围可达到旋翼上可能出现的全部范围。
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