直升机前飞性能计算

英文释义一、基础词汇1、直升机种类single-rotorhelicopter (withtailrotor)tandemrotorshelicopter side-by-siderotorshelicopter coaxialrotorshelicoptertip-drivenrotorshelicopter tiltrotorshelicopter autogyro compoundhelicopter2、常见作用力thrustliftpropulsionprofiledrag aerodynamicdragdragforcecentrifugalforce parasitedrag protuberancedragnose-down/noseupmoment 中文释义备注说明单旋翼带尾桨式直升机纵列式双旋翼直升机横列式双旋翼直升机共轴双旋翼式直升机叶尖推进式直升机倾转旋翼式飞机旋翼机复合式直升机加上coefficient，推力即相应系数，例：升力系数升力推进力跟发动机有关的型阻力气动阻力阻力离心力废阻力由于机身突起物所带来的阻力对于迎角来说，抬头为正，低头低头力矩/抬头力矩为负3、直升机的一些部件rotorshaftmainrotoraxisaftfairingfuselageauxiliarycomponents gasturbineengine pistonenginehubcontrolcolumncockpitundercarriage\landinggear enginenacelledeflectorcanopyairframepropeller旋转轴主旋翼轴尾部整流装置机身包括nose-section、机身corss-sectionshape、afterbodytaper、camber几个部分构成辅助元件燃气涡流发动机活塞式发动机桨毂驾驶杆驾驶舱可以收回的起落架retraction 起落架(轮式的是wheel，雪橇式的是skid)发动机舱变流装置座舱罩机身主要相对气动分析而言的概念螺旋桨（推进器）相对旋翼机而言articulatedrotor铰接式旋翼铰接articulation hinglessrotor无铰式旋翼4、数学概念equation等式formula 公式iterativenon-dimensionalize coefficent empiricalfactor dimensionlessquantity harmonicterms secondharmoniccontrol numericalmethod 迭代的无因次化系数经验系数无因次量各阶谐波项二阶谐波控制数值方法linearizationofsmallperturbation小扰动线性化polynomial 多项式vectorsum 矢量和displacement 位移evaluate 求⋯⋯的值5、直升机的基本参数rotordiameterrotorradiusdiscloadingfigureofmerittwist/negativecenterofgravity 桨盘直径桨盘半径单位桨盘载荷相对效率扭度/负扭重心angularvelocity chordlength spanwisewidth solidityfactor collectivepitchspanLocknumberpower-to-weightration pitchrollheadsweepbackstiffnessconingangle anglefoincidence(attack) offsetAspectratio二、直升机空气动力学1、滑流理论英文释义中文释义备注说明hover悬停角速度弦长展向宽度实度总距叶素全长洛克数功重比俯仰滚转偏航后掠角刚度刚体的:rigid锥度角迎角偏置常用在挥舞铰偏置中展弦比momentumtheory滑流理论verticalflight垂直飞行indescent/verticaldescent/verticalclimb下降/上升inducedpower/velocity诱导功率/速度outflow流出流inflow流入流disc桨盘streamtube流管线flowpattern流型steady/unstead定常/非定常downwash/upwash下洗流/上洗流kineticenergy动能compressibilityeffect压缩性效应tiploss叶尖损失2、叶素理论BladeElementTheory/ElementaryBladeTheory叶素理论sectionshape剖面inflowangle来流角airfoil翼型bladeincidenc e 桨叶迎角liftslop升力线斜率bladespan 翼展（相对于旋翼而言）leadingedg e 前缘trailingedge后缘blad e 桨叶沿半径从内向外分为三个部分：inboard、mid-span、tippartsnon-uniformflow非均匀来流idealtwi st 儒氏旋翼blademeanliftcoefficient平均升力系数与升力系数不是同一个概念3、涡流理论部分英文释义中文释义备注说明tipvortex 桨尖涡vortex-ring(state) 涡环（状态）vortex的复数vorticesturbulent-wakestate 紊流状态wakevortices 尾迹涡vortexcylinder 涡柱面trailingvortexsystem 尾迹涡系wakevortices 尾迹streamwisevortices 流向涡discrete 分离的三、前飞理论部分英文释义中文释义备注说明advancerati o 前进比advancingside前行桨叶retreatingside后行桨叶flappingmoti onreversedfl ow挥舞运动反流区flappinghinge挥舞铰flappingcoefficient挥舞系数regionofEquilibriumEquation力平衡方程force/moments惯性力Coriolisforce/moment哥氏力/哥氏力力矩interiarestrainingforce约束力gravitationalforce/moments mechanicaldamper机械阻尼器重力/力矩damping阻尼gyroscopicmoment陀螺力矩crosscoupling交叉耦合oscillatorybendingstress 振荡弯曲应力rollmomen t 滚转力矩resultantforce/moment合力/合力矩AbecommunicatedtoB力A传到Blead-laghinge摆振铰featheringhinge 变距铰oncomingstreamdirection 迎流方向referenceplane 参考面separatedflow 气流分离全称:retreatingbladestallbladestalling 桨尖失速全称:advancingbladecompressiblitydra griseazimuthangle方位角shockinducedflowseperation 激波-气流分离stallingcharacteristic 失速特性freestreamdynamicpressure 自由来流动压boundarylayer 附面层asymmetry/symmetry 不对称/对称flowreversl 气流反向horizontaltailplane 水平安定面verticalfin 垂直安定面lateral/longitudinalcycliccoefficient 横向/纵向周期变距headwind 逆风tailwind顺风四、性能计算部分：英文释义中文释义备注说明performanceassessment 性能评估helicopterperformancecalculation 直升机性能计算groundeffect 地面效应autorotation 自转飞行highrateofclimb 悬停升限windtunneltest 风洞测试patrol/loitertask 巡航飞行cruisespeed 巡航速度weightcapability 承重能力rateofclimb爬升率absoluteceiling绝对升限serviceceiling实用升限optimumspeed 最佳速度minimumrateofdescent 最小下降率maximumedurance/loitertime 最大续航时间maximumglidedistance最大航行距离maximumrange 最大航行里程maximumspeed最大速度specificrange 比航程dihedralactio n 上反作用longitudinal/lateraltrimequation 纵向/横向配平方程shaftpower轴功率power requirement 需用功率inducedrequirement 诱导功率stability 稳定性staticstability 静稳定dynamicstability动稳定incidencedisturbance 动稳定扰动的几种情况forwardspeeddisturbance angular velocitydisturbancesideslipdisturbance yawingdisturbancestabilityaugmentationsystem增稳系统。

直升机前飞性能计算直升机前飛性能是指在起飛和爬升階段，直升機所展現的運動特性與性能。

直升機的前飛性能直接影響其起飛、爬升和飛行的能力和效率。

該性能主要由幾個關鍵因素決定，包括動力系統、旋翼系統、氣動系統和重量等。

以下將逐一介紹這些因素。

動力系統是直升機前飛性能的基礎。

它通常由渦輪軸發動機或活塞發動機提供動力。

渦輪軸發動機以其高功率、高效率和較小的重量而被廣泛應用。

直升機的起飛動力需求高，因此通常采用渦輪軸發動機。

動力系統的性能將直接影響直升機的起飛速度和爬升率。

旋翼系統也是直升機前飛性能的重要組成部分。

旋翼的主要功能是提供揚力並產生推力。

直升機的旋翼可分為主旋翼和尾旋翼。

主旋翼提供直升機的升力，尾旋翼用於抵消主旋翼產生的扭矩。

旋翼設計的目標是提供最大的揚力和推力，同時降低順風阻力和橫風敏感性。

旋翼的設計和旋翼葉片的幾何形狀對直升機的前飛性能有重要影響。

氣動系統對直升機前飛性能也有重要影響。

氣動系統包括機身和機翼的氣流流動，以及與旋翼交互作用的氣流。

氣動系統的設計應將氣流損失降至最低，同時提供足夠的揚力和推力。

氣動性能的改進可以通過改變機身和機翼的外形、增加機身後掠角和安裝氣體轉向裝置等手段來實現。

重量是影響直升機前飛性能的另一重要因素。

直升機的起飛和爬升性能直接受到其重量的限制。

重量越大，所需揚力和推力越多，起飛速度和爬升率就越慢。

因此，重量降低可以提高直升機的前飛性能。

降低重量的方法包括使用輕量化材料、減少機身和系統的重量以及減少燃料負載等。

除了上述因素外，直升機前飛性能還受到一些外界因素的影響。

這些因素包括高度、溫度、氣壓和相對濕度等。

例如，在高海拔地區，空氣稀薄使得直升機的揚力和動力降低，進而影響其起飛和爬升性能。

因此，在設計和操作直升機時，需要考慮這些外界因素對性能的影響。

總結起來，直升機的前飛性能是由動力系統、旋翼系統、氣動系統、重量和外界因素等多個因素共同作用而形成的。

通過適當的設計和改進，可以提高直升機的起飛速度、爬升率和飛行效率，從而增強其前飛性能。

8 OPERATINGLIMITSANDRESTRICTIONS8. 操作限制和限制8.1.计算最大起飞重量地外效应垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（OGE最大悬停重量）如图8.1所示。

地效垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（ige最大悬停重量）如图8.2所示。

最大悬停重量图表显示了与着陆场压力高度和自由空气温度（FAT）相关的最大起飞重量，假设有静风、93%主旋翼转速、分离的PZU进气颗粒分离器系统（PSS）、分离的防冰系统。

图8.1.OGE最大悬停重量图（悬停高度20米）。

PZU和防结冰不工作注意。

如果安装了EGS，则将表中所示的最大重量减少300千克。

打开PZU（PSS）后，将图表中所示的最大起飞重量减少200kg。

在发动机和转子防冰系统打开的情况下，将图表中所示的最大起飞重量减少1000千克。

当安装排气IR抑制装置（7.12）时，减少图300所示的最大起飞重量。

图8.2.最大悬停重量图（悬停高度3米）。

PZU和防冰功能失效。

任何逆风都会增加最大起飞重量：5 m/s时+200 kg；10 m/s时+1200 kg。

侧风高达5 m/s会影响尾旋翼并增加发动机功率要求，从而降低性能。

在侧风高达5 m/s的情况下，最大起飞重量减少200 kg。

在更大的侧风速度下，平动升力效应变得更为主要。

尾风条件下的性能降低（热废气回流到排气系统）在模拟中没有建模。

在计算最大悬停重量的风修正值时，应考虑起飞/着陆过程中风速和风向可能发生变化。

假设最低的最大悬停重量对应可能的风的变化。

如果无法确定风况，假设4-6 m/s顺风的悬停条件较差。

228例子：:图8.2包括以下示例问题的解决方案（橙色箭头）：确定位于2300 m和+30°C脂肪高度的机场地面效应垂直起飞的最大悬停重量。

解决方案：使用图8.2中的IGE最大悬停重量图表，在所需压力高度2300 m处从左侧输入图表。

水平绘制一条线以与+30°C的所需温度相交。

典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析孙韬;谭剑锋;王浩文【摘要】建立了基于柔性多体动力学思想的综合气弹分析方法,以SA349/2"小羚羊"直升机为算例,对其典型飞行状态,包括一个小前进比状态,一个大前进比状态以及一个高速稳态转弯状态进行载荷计算.对于两个稳态前飞状态,采用自由尾迹模型计算诱导入流,通过配平迭代获得旋翼载荷;对于稳态转弯状态,将实测配平量作为输入量,采用Glauert线性入流模型计算诱导速度.在与试飞数据以及CAMRADⅡ计算结果的对比中,稳态前飞状态的计算结果与实测数据吻合较好,与CAMRADⅡ精度相当;对于接近飞行极限的高速转弯状态,本文计算值捕捉到了动态失速条件下旋翼载荷变化的主要特征.%This paper presents predictions of both the rotor airloads and structural loads using a comprehensive analysis based on flexible multibody dynamics method.Three typical flight conditions ofSA349/2 helicopter are investigated: transition speed,high speed and steady turn.For two steady forward flight conditions, free wake model and trim procedure are used.Glauert linear inflow and trim data from flight tests are used at steady turn.Calculation results are compared with measured data from flight tests and calculations obtained using CAMRAD Ⅱ.Generally, there are good agreements in forward flight conditions.For steady turn, the calculation result captures the main characteristics of rotor loads caused by dynamic stall.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2011(043)003【总页数】6页(P302-307)【关键词】直升机旋翼;综合气弹分析方法;气动载荷;结构载荷【作者】孙韬;谭剑锋;王浩文【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室,南京,210016;清华大学航天航空学院,北京,100084;清华大学航天航空学院,北京,100084【正文语种】中文【中图分类】V214.3准确地预估旋翼载荷是直升机设计领域长期面对的难题。

航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald14某型单旋翼直升机悬停性能工程计算方法及应用①俞东锋 张裕兵 刘展志(昌河飞机工业（集团）有限责任公司 江西景德镇 333002)摘 要：直升机悬停性能决定了直升机的静升限，是直升机性能的关键指标之一，也是开展和评估H-V包线试飞等工作的前提要素。

而在实际进行加改装时，因为直升机的外形改变而引起的性能变化需要进行评估，复杂的计算机算法虽然具有一定的先进性，但在评估和近似计算时，较多采用更为实用的近似工程算法减少变量、推算性能。

本文通过某型单旋翼直升机悬停性能工程计算和拟合，介绍一种简化变量的工程算法。

关键词：直升机 悬停功率 无量纲系数中图分类号：V21 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2020)06(a)-0014-03Abstract: The hover performance determines the ceiling of helicopter, as a key indicator of helicopter, it is the precondition of the test f light of H-V envelop and so forth. Thus when evaluating the inf luence of modification that changes the outlook of helicopter, though the CFD methods may be advanced, we often use engineering calculation to simplify the procedure and reduce variates. This paper introduces an engineering calculation with less variates to gain the hover performance.Key Words: Helicopter; Hover power; Dimensionless coefficient①作者简介：俞东锋（1990，1—），男，汉族，浙江杭州人，本科，工程师，研究方向：直升机试飞管理、试飞设计与性能分析。

教8飞机参数-回复飞机参数是指衡量飞机性能和能力的一系列关键指标。

这些参数包括但不限于飞行速度、最大起飞重量、航程、燃油消耗、机身尺寸等等。

了解并掌握这些参数对于飞机设计、飞行操作和飞机的性能评估都至关重要。

在本文中，将逐步回答关于飞机参数的问题，以帮助读者更好地理解并学习有关飞机参数的知识。

一、什么是飞行速度？飞行速度是指飞机在飞行过程中相对于大气中的速度。

飞行速度可以划分为多种类型，包括但不限于起飞速度、巡航速度、最大速度等。

起飞速度是指飞机在起飞过程中达到的最小速度，而巡航速度是指飞机在飞行过程中保持的常规速度。

最大速度是指飞机可以达到的最高速度，它通常取决于飞机的设计和引擎动力。

二、最大起飞重量是什么？最大起飞重量（Maximum Takeoff Weight，MTOW）是指飞机起飞时所能承受的最大重量。

它包括飞机自身的重量、燃料重量、乘客和货物的重量等。

最大起飞重量通常是由飞机制造商根据飞机的设计和强度计算出来的。

飞机的最大起飞重量决定了其运载能力和性能，它对于飞机的运行和操作都是非常重要的参数。

三、什么是航程？航程是指飞机在单次飞行中可以飞行的最大距离。

它通常以千米或英里来衡量。

航程的计算与飞机的燃料消耗、巡航速度以及运输的负载有关。

航程也是飞机性能的一个重要衡量指标，它可以影响飞机的运输能力和航班计划。

四、燃油消耗是如何计算的？燃油消耗是指飞机在飞行过程中消耗的燃油量。

燃油消耗的计算与飞机的飞行速度、飞行高度、推力需求以及飞行时间等因素有关。

飞机制造商通常会提供关于飞机不同阶段的燃油消耗数据供使用。

燃油消耗是考虑到飞机运营成本、航程和环境影响等因素的重要指标。

五、机身尺寸对于飞机参数有何影响？机身尺寸是指飞机的长、宽和高的尺寸。

机身尺寸对于飞机的燃油消耗、有效载荷和气动性能等方面有着直接的影响。

较短的机身往往可以提供更好的机动性能和加速能力，但可能会牺牲部分有效载荷。

相比之下，较长的机身往往能提供较高的巡航速度和较大的有效载荷能力。