新型橫列式直升機(jī)剛性旋翼氣動(dòng)性能分析.pdf_第1頁
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文檔簡介

1、常規(guī)直升機(jī)存在許多缺點(diǎn)，對新型直升機(jī)的研究勢在必行，而旋翼氣動(dòng)性能是發(fā)展新型直升機(jī)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，研究意義重大。
　　本文針對一種新構(gòu)型的橫列式直升機(jī)，對其優(yōu)越性及操縱方式進(jìn)行闡述，并進(jìn)行總體設(shè)計(jì)及飛行性能計(jì)算，在此基礎(chǔ)上，對其進(jìn)行旋翼氣動(dòng)性能分析。
　　本文建立了基于Weissinger-L升力面模型的直升機(jī)懸停和前飛預(yù)定尾跡模型。懸停狀態(tài)時(shí)，采用由Kocurek和Tangler建立的預(yù)定尾跡模型，針對一些單個(gè)的模型旋翼及

2、全尺寸旋翼進(jìn)行氣動(dòng)性能計(jì)算，包括環(huán)量、誘導(dǎo)速度和槳葉剖面載荷分布，旋翼拉力、功率及懸停效率，并與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗(yàn)證了模型的可靠性；前飛狀態(tài)時(shí)，應(yīng)用由Egolf和Landgrebe建立的廣義尾跡模型計(jì)算了H-34直升機(jī)槳葉剖面升力隨方位角的變化以及S-76直升機(jī)旋翼的升力和功率系數(shù)，并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，驗(yàn)證了前飛尾跡模型的可靠性。
　　在此基礎(chǔ)上，考慮雙旋翼的氣動(dòng)干擾影響，對橫列式直升機(jī)的剛性旋翼氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算，并

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