直升机空气动力学直升机特有的飞行安全性能.ppt

南京航空航天大学 Nanjing University of Aeronautics Astronautics 直升机技术研究所 Institute of Helicopter Technology 直升机空气动力学 Helicopter Aerodynamics 第七章 直升机特有的飞行安全性能 自转下滑和自转着陆 垂直下降与涡环状态 低空飞行回避区 起飞、着陆临界决策点 第一节 自转下滑和自转着落 旋翼失去发动机驱动力时，若操纵得当，可以继续旋转并产生拉力，进行匀速下滑飞行并安全着陆。 1-1 桨叶剖面的速度及迎角 下滑相对气流的垂直分量使剖面迎角 大于安装角，升力前倾。若合力垂直于 旋转面，则使旋翼匀速自转， 此时： 若迎角更大， 则合力前倾，剖面合力构成驱转力矩， 旋翼成为风车，带转尾桨及附件; 拉力使直升机匀速下滑飞行。 讨论：怎样驶顶风船？ 1-2 下降率 由功率平衡关系：考虑到下滑时机体迎风角度与平飞时有差别，取修正系数1.05以久航（经济）速度下滑，需用功率最小,得最小下降率，可使留空时间最久；以远航速度下滑，有最小下滑角，滑行最远。 讨论：自转下降率曲线与需用功率 曲线大致反对称。 1-3 自转着落 自转下滑，主要用于发动机或传动系统故障、尾桨失效时的应急 处置，是直升机必要的安全性能。在自转下滑过程中，选定着陆点。 着陆前，利用前进及旋转动能转化为拉力功，减小速度及下降率。 第一步，后拉驾驶杆，旋翼后仰，拉力增大，转速提高。减速、缓降 ； 第二步，增大桨距，拉力再增大，下降率减至最小（转速下降）； 第三步，前推杆纠正上仰姿态 并接地，刹车停住。 讨论： 为何桨叶不可太轻、 p不可太大？ 第二节 垂直下降与涡环状态 2-1 垂直下降流态 由垂直飞行滑流理论，得到 旋翼处气流合速度随升降速度 的变化是两条双曲曲线。 垂直上升及风车状态，旋翼 流场是稳定的滑流； 自悬停起至稳定自转前，这段 垂直下降中流场紊乱，滑流理 论不适用 。 悬停 上升 慢降 涡环 自转/风车 直升机垂直下降及陡降中，旋翼尾流被下降相对气流吹回，在旋翼周围形成不稳定的大气泡，旋翼的作用变为搅动该气泡内的空气，即使增大桨距也不会增大升力。 该气泡时破时合，直升机在颠簸中迅速下降，操纵失效。 若有足够高度且处置适当：放低总距加大下降率，并坚持顶杆转为前飞，有可能改出，否则即发生坠地事故。 2-2 涡环 状态的边界 涡环状态是紊乱流场，不能用已有的旋翼理论分析计算。 关键是确定涡环边界，飞行中避免陷入。 曾有数种假定及方法（ 投影为0， 尾涡被压缩），不能正确计算涡环边界。 本校研究结果： 第一步，模型试验。测定模型旋 翼在垂直下降及陡下降中拉力、 扭矩的平均值及脉动量，找出进 入涡环的关键性特征。 第二步， 建立计算方法。以试验结果为基础，修正已有的假设，建立新的涡环边界计算方法； 以国内现有的外国直升机为算例，将结果与其飞行手册中的规定（据飞行试验）对比，得到初步验证。 第三步，飞行试验。是 大风险、高难度的试验。 研制了空测及纪录设备， 改装了试验机，拟定了试验 方法。以振动纪录和试飞员 感受为依据，得到涡环边界。 飞行试验证实了理论。 理论曲线与试飞曲线平行： 飞行员能承受并改出的进入 涡环深度，比理论值更高些。