一种直升机尾桨距范围设计方法与流程

本发明属于直升机飞行力学设计领域，具体涉及一种直升机尾桨距范围设计方法。

背景技术：

直升机尾桨距主要作用是平衡反扭矩，同时最大尾桨距影响直升机的抗侧风能力。由于受扭矩限制，一般采取固定的尾桨距范围，但随着直升机飞行高度的增加，同时考虑高温情况，大气密度会有所下降，导致尾桨能力降低，进而直升机的抗侧风能力下降，影响直升机的高温、高原使用。现有的尾桨距是固定的，高原环境下的抗侧风能力较弱。

技术实现要素：

本发明的目的：在基本不改变尾桨原有结构，并且重量不增加的情况下，增加直升机高温、高原条件下的最大尾桨距，进而提升直升机高温、高原抗侧风能力。

本发明的技术方案：一种基于大气密度变化的直升机尾桨距范围设计方法，所述方法包括，

确定初步最大尾桨距：根据直升机平衡反扭矩要求和抗侧风要求得出尾桨距范围，确定所述初步最大尾桨距pedal1；

确定最大扭矩限制：根据得出的所述尾桨距范围得出标准大气、海平面状态下的不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0，并确定所述最大扭矩限制qmax；所述最大扭矩限制qmax包括稳态扭矩限制q稳态和瞬态扭矩限制q瞬态；

计算给定大气密度下的尾桨扭矩：根据给定大气密度ρ和所述不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0，计算得出不同尾桨距在给定大气密度下的尾桨扭矩q；

计算给定大气密度下的最大尾桨距：根据所述稳态扭矩限制q稳态和所述给定大气密度下的尾桨扭矩q，计算给定大气密度ρ条件下的最大尾桨距pedal2；

确定实际的最大尾桨距pedal：确定尾桨失速迎角对应的最大尾桨距为pedal3，结构限制的最大尾桨距为pedal4，标准大气、海平面状态下的瞬态限制扭矩q瞬态对应的最大尾桨距为pedal5，以及所述给定大气密度ρ条件下的最大尾桨距pedal2，选取pedal2、pedal3、pedal4、pedal5中的最小值为实际的最大尾桨距pedal。

进一步地，计算给定大气密度下的尾桨扭矩时的计算公式为，

q—给定大气密度状态下的尾桨扭矩，单位是n.m；

q0—标准大气、海平面状态下不同尾桨距对应的尾桨扭矩，单位是n.m；

ρ—给定大气密度，kg/m³

ρ0—标准大气、海平面状态下的大气密度，1.225kg/m³；

k—考虑马赫数影响的修正系数，一般情况下可取1，或通过试验进行修正。

进一步地，所述稳态扭矩限制是直升机正常飞行时允许使用的最大扭矩，瞬态限制扭矩是直升机飞行时不允许飞行员故意使用但因为外部环境影响短时间允许达到的最大扭矩。

进一步地，所述最大尾桨距pedal2不超过在最低温度和最高气压环境下直升机允许的瞬态扭矩限制q瞬态对应的尾桨距。

进一步地，所述最大尾桨距pedal2不超过尾桨失速迎角。

进一步地，根据得出的所述尾桨距范围，通过尾桨台试验得出标准大气、海平面状态下的不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0。

进一步地，根据所述初步最大尾桨距pedal1，通过尾桨台试验确定所述最大扭矩限制qmax。

进一步地，根据标准大气、海平面状态下的不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0，确定在瞬态限制扭矩q瞬态下的最大尾桨距pedal5。

本发明的有益效果：本发明的直升机尾桨距范围设计方法，是在不改变尾桨原有结构，并且重量不增加的情况下，提高直升机高温、高原环境下的实际最大尾桨距的使用范围，进而提升直升机高温、高原抗侧风能力。

附图说明

图1是发明直升机尾桨距范围设计结果示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图1对本发明直升机尾桨距范围设计方法做进一步详细说明。

本实施例提供的直升机尾桨距范围设计方法，包括如下步骤：

1)、根据直升机平衡反扭矩要求和抗侧风要求确定尾桨距范围，主要初步确定最大尾桨距pedal1。

2)、根据确定的尾桨距范围得出标准大气、海平面状态下的不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0，并确定最大扭矩限制qmax。最大扭矩限制应考虑直升机允许使用最低温度环境。最大扭矩限制包含稳态限制和瞬态限制，稳态限制扭矩是直升机正常飞行时允许使用的最大扭矩，瞬态限制扭矩是直升机飞行时不允许飞行员故意使用但因为外部环境等影响短时间允许达到的最大扭矩。如稳态限制扭矩为q稳态，瞬态限制扭矩为q瞬态。

根据得出的所述尾桨距范围，通过尾桨台试验得出标准大气、海平面状态下的不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0。根据所述初步最大尾桨距pedal1，通过尾桨台试验确定所述最大扭矩限制qmax。

3)、计算给定大气密度下的尾桨扭矩，

首先，计算给定大气条件下的大气密度。

标准大气、海平面的大气密度为1.225kg/m³，非标准大气条件下的大气密度由大气压力和大气温度计算得出：

δ＝(1-0.0065×hp/288.15)^5.25588(1)

ρ＝σ×ρ0(4)

其中，δ—压力比；

θ—温度比；

σ—密度比；

hp—压力高度，m；

th—大气温度，℃；

ρ—给定条件下的大气密度，kg/m³；

ρ0—标准大气、海平面时大气密度，1.225kg/m³；

其次，根据给定大气密度ρ和所述不同尾桨距对应的尾桨扭矩q0，计算得出不同尾桨距在给定大气密度下的尾桨扭矩q，计算公式为：本实施例k取值为1。

q—给定大气密度状态下的尾桨扭矩，单位是n.m；

q0—标准大气、海平面状态下不同尾桨距对应的尾桨扭矩，单位是n.m；

ρ—给定大气密度，kg/m³

ρ0—标准大气、海平面状态下的大气密度，1.225kg/m³；

k—考虑马赫数影响的修正系数，一般情况下可取1，或通过试验进行修正。

4)、计算给定大气密度下的最大尾桨距pedal2

根据不同尾桨距在给定大气密度下的尾桨扭矩q，确定在稳态扭矩限制下的最大尾桨距pedal2。具体地，可以结合稳态限制扭矩q稳态和公式(5)，通过插值计算的方法得出指定大气条件下最大尾桨距pedal2。最大尾桨距pedal2不超过尾桨失速迎角。

5)、尾桨失速迎角对应的最大尾桨距为pedal3，结构限制的最大尾桨距为pedal4，标准大气、海平面状态下的瞬态限制扭矩对应的最大尾桨距为pedal5，则最终确定的尾桨距为：

pedal＝min(pedal2,pedal3,pedal4，pedal5)(6)

本发明的技术效果：

1)、公式简单可靠，设计参数少，基本不影响原有设计流程；

2)、在增加直升机高原的抗侧风能力的前提下，基本不会带来额外重量代价；

3)、考虑了飞控控制失效情况，即使失效后也不会超过尾桨瞬态限制扭矩，保证了飞行安全。

本发明将通过简便的计算方法确定直升机尾桨距范围，从而能够提升直升机高温、高原抗侧风能力。

以某型直升机尾桨为例：

根据直升机平衡反扭矩和抗侧风要求确定最大尾桨距为24°，不超过瞬态限制扭矩的尾桨距为26°。稳态限制扭矩为4600n.m，瞬态限制扭矩为5300n.m。

假设以压力高度1000m、大气温度-40℃为基准：

根据压力比计算公式：δ＝(1-0.0065×hp/288.15)^5.25588，计算得到压力比0.887；

根据温度比计算公式：得到温度比为0.809；

根据密度比计算公式：得到密度比为1.096；

由公式计算得出的不超过稳态限制扭矩的尾桨距为27°。

结合失速迎角和结构限制，最终得到最大尾桨距为26°。