直升机总体设计课程设计Z22.docx

直升机总体设计课程设计(Z22)
（0301146席华彬）

参考文献
[1].直升机总体设计，郭才根，郭士龙。航空工业出版社，1993
[2].直升机空气动力学，王适存。
[3].直升机气动力手册，第二册，国防工业出版社
[4].直升机飞行性能计算方法手册，航空工业出版社
[5].HelicopterTheoryWayneJohnson
原始参数
用途：通用运输直升机；
战技指标：
航程：大于500km；
动升限：大于4000m；
静升限：大于2500m；
最大飞行速度（海平面）：大于250km/h；
最大爬升率：大于5m/s；
确定直升机形式
该直升机总重小于2吨，属于轻型直升机。而轻型直升机普遍采用的形式有共轴式和单旋翼带尾桨。由于共轴式形式结构复杂，成本高，所以采用单旋翼带尾桨形式，从工程实践上，该形式比较成熟，成本也低。
确定总体参数
1)桨盘载荷
桨盘载荷主要影响悬停升限、垂直爬升速度、使用升限、最大爬升速度性能等。同时满足其性能后，它也影响有效载荷占总重量的比例。
Z22的桨盘载荷的选取根据统计数据，一般小型直升机的桨盘载荷都小于200。
所以Z22的桨盘载荷取170。
发动机选取
初步选择发动机艾利逊250—C30J：
额定功率；344kw
燃油消耗率：0.4kg/(kw•h)
重量效率
文献1中p78列出了若干直升机的重量效率数据，一般直升机的重量效率在0.5附近。Z22取0.5。直升机的总重可由下列公式（见文献p62公式6-1，6-2）估计：

：重量效率：有效载荷
：燃油相对重量 ：系数，涡轴式发动机一般在3.0左右
：航程(预先估计，以后在迭代计算)
翼型选取
为了简化计算，选取矩形桨叶，翼型NACA23012，桨叶负扭转-7度，桨叶宽度为：0.330m，最大升力系数为1.4（此参数估计的，因为没有资料）。
桨尖速度
桨尖速度的取值受到局部激波、失速、储备动能的影响。对于飞行速度不大的直升机一般可由下式（见文献1p68公式6-11）估计

：音速
：最大飞行速度
桨叶载荷
桨叶载荷估计考虑气流分离影响。可由下式（见文献1p68公式6-12）估计：

：常数
：海平面大气密度
：拉力修正系数
：叶端损失系数
：临界升力系数,该系数根据文献2中提供的曲线得到，然后乘上翼型的最大升力系数
旋翼实度
实度可由公式（见文献1p68公式6-13）得到

一些参数确定
=0.94叶端损失系数，桨盘载荷低时取较大值
=1.05;诱导功率修正系数，负扭转较大时取大
=0.96拉力修正系数，负扭转较大时取大
=1矩形桨叶，取1
=0.82功率传递系数
=0.9Z22为流线型机身，暂取废阻面积为0.9
=10高度时的相对密度
=0.7811;2500m处的相对密度
=0.6687;4000m高度的大气相对密度
=1.2250m处的大气密度，单位：
=0.95022500m高度的大气密度，单位：
=0.8186;4000m高度的大气密度，单位：
=6/rho0系数，除以海平面大气密度
=6/rho5系数，除以2500m高度的大气密度
=6/rho1系数，除以4000m高度的大气密度
=[0.30000.40000.50000.60000.70000.80000.90001.00001.1000]
=[0.00850.00860.00870.00900.00960.01040.01160.01320.0150]
NACA23012的升阻比曲线数据
悬停升限校核
单旋翼直升机的悬停时的旋翼需用功率可由文献1，p30公式3-8估计：
单位需用功率

其中，为直升机质量
升力系数确定见文献1，p31公式3-10

计算出2500m高度的升力系数后，由NACA230012翼型升阻曲线插值出2500m高度的阻力系数值。
2500m高度时的直升机需用功率

其中为直升机总质量
由于缺少发动机的输出功率－高度数据，2500m处发动机输出功率暂取0高度额定输出功率的80%。
比较直升机需用功率和发动机输出功率，如果发动机输出功率多于直升机需用功率，在2500m悬停没有问题。
海平面最大爬升速度
直升机的前飞需用功率可由文献1，p31公式3-9估计：
单位需用功率：

其中为单位废阻，为，为直升机质量
的确定如上9，直升机需用功率

作出0高度的需用功率－速度曲线，需用功率最小点对应经济速度，发动机输出功率除去最小需用功率后，其余功率用来爬升。
最大爬升率估算：
（：发动机高度特性系数）
最大航程
有了海平面的直升机前飞需用功率－速度曲线，见文献1，p36
直升机的有利速度确定是由通过原点的直线与需用功率－速度曲线相切的那个点对应的速度。
Z22的巡航燃油重量（直升机总载荷减去任务载荷，装备，乘员载荷）：

：直升机质量：重量效率
取用于