發(fā)布時(shí)間：2025-01-14 16:04

　　 單旋翼帶尾槳直升機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力通常受限于尾槳距上限,本文通過分析機(jī)身的橫向氣動(dòng)特性,主要包含橫向偏航力矩系數(shù)和橫向阻力系數(shù)對(duì)直升機(jī)抗側(cè)風(fēng)能力的影響;得出橫向偏航力矩系數(shù)對(duì)直升機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力有顯著影響,并給出降低橫向偏航力矩的部分措施以提高直升機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力。

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

圖1側(cè)風(fēng)下尾槳距的計(jì)算結(jié)果與試飛結(jié)果對(duì)比曲線

中國科技信息2020年第5期·CHINASCIENCEANDTECHNOLOGYINFORMATIONMar.2019-30-◎航空航天變量之間的尺度差異大，導(dǎo)致求解困難.經(jīng)過大量的對(duì)比計(jì)算，本文最終選定了定步長的Newton－Raphson法，這種方法具有求解速度快、模型適應(yīng)性....

圖6不同橫向阻力系數(shù)下總距隨側(cè)風(fēng)速度的變化關(guān)系

s，機(jī)身偏航力矩系數(shù)為0.32的最大抗側(cè)風(fēng)能力為26m/s。同時(shí)由圖5可以看出，降低機(jī)身橫向偏航力矩系數(shù)可有效降低直升機(jī)在側(cè)風(fēng)條件下的需用功率。因此在設(shè)計(jì)直升機(jī)過程中，為提高直升機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力，可以通過調(diào)整光機(jī)身的橫向氣動(dòng)特性如降低旋翼中心后部的橫向阻力面積和阻力系數(shù)，或在尾梁上....

圖5不同偏航力矩下直升機(jī)需用功率隨側(cè)風(fēng)速度的變化關(guān)系

距相同，補(bǔ)償相同側(cè)風(fēng)引起的氣動(dòng)迎角損失相同，偏航力矩為0.65的尾槳距要比偏航力矩為0.32的尾槳距大。當(dāng)側(cè)風(fēng)速度為20m/s時(shí)，尾槳距分別為22.3°和19.0°，尾槳拉力分別為1100N和810N，尾槳產(chǎn)生的航向力矩差值為1682Nm，機(jī)身偏航力矩M=1/2ρ*v2*m*L*....

圖4不同偏航力矩下尾槳拉力隨側(cè)風(fēng)速度的變化關(guān)系

對(duì)抗側(cè)風(fēng)能力的影響分析抗側(cè)風(fēng)能力限制主要為尾槳距極限。在抗側(cè)風(fēng)過程中，直升機(jī)平衡所需的尾槳距由三部分構(gòu)成，一是平衡旋翼的反扭矩，二是平衡機(jī)身偏航力矩，三是補(bǔ)償側(cè)風(fēng)引起的氣動(dòng)迎角損失。橫向阻力系數(shù)主要影響旋翼總距，橫向偏航力矩系數(shù)主要影響機(jī)身偏航力矩。橫向偏航力矩系數(shù)（±90°側(cè)滑....

本文編號(hào)：4026854