為探討升推力裝置對常規(guī)復(fù)合式直升機(jī)的飛行性能影響,建立了一種復(fù)合式直升機(jī)性能分析模型。以加裝機(jī)翼和螺旋槳的UH-60A直升機(jī)為樣例,探討了機(jī)翼和螺旋槳參數(shù)、升推力分配對全機(jī)性能的影響機(jī)理。結(jié)果表明:低速時,機(jī)翼和螺旋槳效率低,加裝機(jī)翼和螺旋槳會降低全機(jī)升阻比;螺旋槳轉(zhuǎn)速越高或槳葉負(fù)扭越大,導(dǎo)致螺旋槳的型阻功率越大,升阻比降低越明顯。高速時,機(jī)翼和螺旋槳效率增加,螺旋槳承擔(dān)絕大部分推力、機(jī)翼承擔(dān)大部分升力,并降低旋翼轉(zhuǎn)速,為旋翼卸載,降低了旋翼誘導(dǎo)和型阻功率,顯著提升了全機(jī)性能;升阻比隨升推力分配分別先增加后降低。300 km/h時,100%、90%、85%和80%旋翼轉(zhuǎn)速時,對升推力進(jìn)行優(yōu)化分配后,將基準(zhǔn)直升機(jī)的升阻比分別提升了4.0%、21.33%、27.0%和30.6%。 

【文章來源】：航空動力學(xué)報. 2020,35(11)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

葉素速度分量和所受氣動力

Q mr = Ν b 2π ∫ 0 2π ∫ e R r dF x dψ ??? (8) Μ x mr = Ν b 2π ∫ 0 2π ∫ e R r dF z sin?ψ?dψ ??? (9) Μ y mr =- Ν b 2π ∫ 0 2π ∫ e R r dF z cos?ψ?dψ ??? (10)根據(jù)槳葉慣性力、離心力和氣動力對揮舞鉸力矩平衡迭代至揮舞響應(yīng)收斂,得到穩(wěn)態(tài)旋翼槳轂力和力矩。

α m (θ m )=artan[ -w(θ m ) V ∞ ]= ∑ m=1 Μ m A m sin(m?θ m ) sin?θ m ??? (12)式中V∞為來流速度,w(θm)為機(jī)翼誘導(dǎo)速度。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號：3420893