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直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)-第7章
直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)
—第七章直升機(jī)特有的飛行安全性能 直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)
第七章 直升機(jī)特有的飛行安全性能
旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 唐正飛
旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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—第七章直升機(jī)特有的飛行安全性能
?自轉(zhuǎn)下滑和自轉(zhuǎn)著陸 ?垂直下降與渦環(huán)狀態(tài) ?低空飛行回避區(qū) ?起飛、著陸臨界決策點(diǎn)
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—第七章直升機(jī)特有的飛行安全性能 第一節(jié) 自轉(zhuǎn)下滑和自轉(zhuǎn)著落
旋翼失去發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)力時(shí)，若操縱得當(dāng)，可以繼續(xù)旋轉(zhuǎn)并產(chǎn)
生拉力，進(jìn)行勻速下滑飛行并安全著陸。 1-1 槳葉剖面的速度及迎角 下滑相對氣流的垂直分量使剖面迎角 大于安裝角，升力前傾。若合力垂直于 旋轉(zhuǎn)面，則使旋翼勻速自轉(zhuǎn)， 此時(shí)： (? ? ? ) ? arctan Cx 若迎角更大， * Cy 則合力前傾，剖面合力構(gòu)成驅(qū)轉(zhuǎn)力
矩，旋翼成為風(fēng)車，帶轉(zhuǎn)尾槳及附件; 拉力使直升機(jī)勻速下滑 飛行。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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1-2 下降率 由功率平衡關(guān)系：
N xu ? ( N x ? Ni ? N f ) ? N ps ? N ky ? 0
75 Vy ? ? ( N x ? N i ? N f ) G
75 N 考慮到下滑時(shí)機(jī)體迎風(fēng)角度與平飛時(shí)xu V y ? ?1.05 G 有差別，取修正系數(shù)1.05 75( N xu ) min (V y ) min ? ?1.05 G 以久航（經(jīng)濟(jì)）速度下滑，需用功率最小， Vy 得最小下降率，可使留空時(shí)間最久； ? min ? arctan( ) min V0 以遠(yuǎn)航速度下滑，有最小下滑角，滑行最遠(yuǎn)
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1-3 自轉(zhuǎn)著落 自轉(zhuǎn)下滑，主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)或傳動(dòng)系統(tǒng)故障、尾槳失效時(shí) 的應(yīng)急處置，是直升機(jī)必要的安全性能。在自轉(zhuǎn)下滑過程中， 選定著陸點(diǎn)。 著陸前，利用前進(jìn)及旋轉(zhuǎn)動(dòng)能轉(zhuǎn)化為拉力功，減小速度及 下降率。 第一步，后拉駕駛桿，旋翼后仰，拉力增大，轉(zhuǎn)速提高。 減速、緩降 ； 第二步，增大槳距，拉力再增大，下降率減至最小（轉(zhuǎn)速下 降）； 第三步，前推桿糾正上仰姿態(tài) 并接地，剎車停住。
討論： 為何槳葉不可太輕、 p不可太大？
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第二節(jié) 垂直下降與渦環(huán)狀態(tài)
2-1 垂直下降流態(tài) 由垂直飛行滑流理論，得到
旋翼處氣流合速度隨升降速度 的變化是兩條雙曲曲線。 垂直上升及風(fēng)車狀態(tài)，旋翼 流場是穩(wěn)定的滑流； 自懸停起至穩(wěn)定自轉(zhuǎn)前，這段 垂直下降中流場紊亂，滑流理 論不適用 。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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懸停
上升
慢降
渦環(huán)
自轉(zhuǎn)/風(fēng)車
直升機(jī)垂直下降及陡降中，旋翼尾流被下降相對氣流吹回，在 旋翼周圍形成不穩(wěn)定的大氣泡，旋翼的作用變?yōu)閿噭?dòng)該氣泡內(nèi) 的空氣，即使增大槳距也不會(huì)增大升力。 該氣泡時(shí)破時(shí)合，直升機(jī)在顛簸中迅速下降，操縱失效。 若有足夠高度且處置適當(dāng)：放低總距加大下降率，并堅(jiān)持頂桿 轉(zhuǎn)為前飛，有可能改出，否則即發(fā)生墜地事故。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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2-2 渦環(huán) 狀態(tài)的邊界 渦環(huán)狀態(tài)是紊亂流場，不能用已有的旋翼理論分析計(jì)算。 關(guān)鍵是確定渦環(huán)邊界，飛行中避免陷入。 曾有數(shù)種假定及方法（ V1 ? 0, V0 投影為0， 尾渦被壓縮），不能正確計(jì)算渦環(huán)邊界。 本校研究結(jié)果： 第一步，模型試驗(yàn)。測定模型旋 翼在垂直下降及陡下降中拉力、 扭矩的平均值及脈動(dòng)量，找出進(jìn)
入渦環(huán)的關(guān)鍵性特征。
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第二步， 建立計(jì)算方法。以試驗(yàn)結(jié)果為基礎(chǔ)，修 正已有的假設(shè)，建立新的渦環(huán)邊界計(jì)算方法； 以國內(nèi)現(xiàn)有的外國直升機(jī)為算例，將結(jié)果與其飛行 手冊中的規(guī)定（據(jù)飛行試驗(yàn)）對比，得到初步驗(yàn)證。 第三步，飛行試驗(yàn)。是 大風(fēng)險(xiǎn)、高難度的試驗(yàn)。 研制了空測及紀(jì)錄設(shè)備， 改裝了試驗(yàn)機(jī)，擬定了試驗(yàn) 方法。以振動(dòng)紀(jì)錄和試飛員
感受為依據(jù)，得到渦環(huán)邊界。
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飛行試驗(yàn)證實(shí)了理論。 理論曲線與試飛曲線平行： 飛行員能承受并改出的進(jìn)入 渦環(huán)深度，比理論值更高些 速度平面分割為三個(gè)區(qū)： 安全區(qū)、警告區(qū)、危險(xiǎn)區(qū) 應(yīng)用：
為我國全部機(jī)型給出了渦環(huán)邊界 方法載入“飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊” 美國海軍據(jù)此研制出了“渦環(huán)告警器”
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—第七章直升機(jī)特有的飛行安全性能 第三節(jié) 低空回避區(qū)
單發(fā)直升機(jī)，飛行中若發(fā)動(dòng)機(jī)意外故障停車，飛行員應(yīng)： 1，盡快判斷（1- 2秒內(nèi)），立即操縱進(jìn)入自轉(zhuǎn) 2，在穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑中，選定并進(jìn)入迫降場 3，實(shí)現(xiàn)自轉(zhuǎn)安全著陸 若飛行高度過低，則來不及完成上述過程。 若在很低的（？）高度飛行中停車，可直接落地。 近地高速飛行中若停車，直升機(jī)姿態(tài)變化大，飛行員來不 及修正就要接地，有傾翻危險(xiǎn)。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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每種直升機(jī)都須確定其低空回避區(qū)——高度
/速度圖， 在此區(qū)內(nèi)飛行時(shí)若發(fā)動(dòng)機(jī)意外停車，則不能安全著陸。 回避區(qū)上邊界依能安全自轉(zhuǎn)著陸 而確定。其中進(jìn)入段及著陸段為非定 常飛行，且與駕駛技術(shù)有關(guān)，僅能大 致估算，最終由飛行試驗(yàn)確定。 下邊界按起落架可吸收的功量確定 （此時(shí)旋翼仍產(chǎn)生部分升力）。
高速區(qū)尚無可靠計(jì)算方法，按經(jīng)驗(yàn)方法給出。
大致范圍：100m,
30- 40m、40-50km/h, 3-8m, 15m、100km/h
討論
1，正常起飛過程
2，雙發(fā)直升機(jī)的回避區(qū)
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第四節(jié) 起飛、著陸兩臨界決策點(diǎn)
雙發(fā)及多發(fā)直升機(jī)，若在起、落過程 中單發(fā)意直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)-第7章外停車，依靠剩余的發(fā)動(dòng)機(jī) 的功率，能否繼續(xù)完成起飛/著陸，決 定于停車時(shí)刻在決策點(diǎn)前還是之后。 起飛：決策點(diǎn)前停車，須立即著陸； 之后停車，可繼續(xù)完成起飛。 著陸：決策點(diǎn)前停車，可繼續(xù)完成
著陸或復(fù)飛；之后停車須立即著陸。 起飛或著陸決策點(diǎn)，根據(jù)功率條件 按優(yōu)化軌跡計(jì)算，為直升機(jī)提供安全指南。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
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小
是 直升機(jī)特有的、涉及飛行安全的問題——重要； 非定�？諝鈩�(dòng)力學(xué)問題，仍在研究中——難。 當(dāng)前依靠經(jīng)驗(yàn)的或半經(jīng)驗(yàn)的方法、試飛的方法解決。期待理論。 直升機(jī)的應(yīng)用在迅速發(fā)展，為空氣動(dòng)力學(xué)提出了若干新課題， 如大機(jī)動(dòng)飛行、氣動(dòng)干擾、氣動(dòng)噪聲、轉(zhuǎn)換旋翼等。研究工作 大有可為。 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室
結(jié)
自轉(zhuǎn)著陸、渦環(huán)、低空回避區(qū)、起/落臨界決策點(diǎn)等問題，都
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