直升机总体设计【优制材料】

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1、直直升升机机总总体体设设计计授课教师：陈铭1相关知识本课程的要求本课程的要求l本课程的主要任务是使学生掌握直升机总体设计的特点、主本课程的主要任务是使学生掌握直升机总体设计的特点、主要内容、基本原则、主要方法和设计中的主要问题，了解现要内容、基本原则、主要方法和设计中的主要问题，了解现代直升机总体设计水平和发展趋势。代直升机总体设计水平和发展趋势。l培养学生树立正确的工程设计思想，特别是学会从全局出发，培养学生树立正确的工程设计思想，特别是学会从全局出发，具有权衡、集成、协调和综合的能力，学会与人沟通、交流具有权衡、集成、协调和综合的能力，学会与人沟通、交流和协同工作，正确处理总体设计中的各种

2、矛盾。和协同工作，正确处理总体设计中的各种矛盾。l综合运用所学知识，紧密联系实际。综合运用所学知识，紧密联系实际。2相关知识第一章第一章 绪论绪论3相关知识l直升机设计的特点：直升机设计的特点： 1）直升机设计是一门应用科学。）直升机设计是一门应用科学。 直升机总体设计是直升机设计学科的重要组成部直升机总体设计是直升机设计学科的重要组成部分。分。2 2）综合运用了一系列基础科学、应用科学和工）综合运用了一系列基础科学、应用科学和工程技术的最新成果。程技术的最新成果。4相关知识1.1 1.1 直升机设计的定义、任务和要求直升机设计的定义、任务和要求n任务：确定直升机的构型、布局、结构和其他各组成

3、部分，以保证在一定的限度内使直升机最有效地满足给定的技术要求。n要求： 1）要有明确的设计目标，在分析、综合的基础上确定新机的设计技术状态； 2）要考虑主、客观条件，处理好各种关系； 3）要有专门的设计机构，比较完善的试验、试制基地。n定义：在现实的基础上最佳地拟定“技术文件”的过程。5相关知识1.2 1.2 直升机设计的一般过程直升机设计的一般过程n直升机研制的阶段可划分为： 研制总要求论证阶段、方案论证阶段、工程设计阶段、试制与试验阶段、设计定型阶段、生产定型阶段 n按照设计任务和内容的不同及先后次序，直升机设计划分为三个阶段： 1）概念设计（Conceptural Design） 2）初

4、步设计（Preliminary Design） 3）详细设计（Detail Design）6相关知识概念设计（方案设计或总体设计）概念设计（方案设计或总体设计）主要工作内容：主要工作内容：1.气动布局方案论证 2.全机总体布局方案论证 3.全机总体结构方案论证 4.各部件和系统的方案论证 5.全机重量计算、重量分配和重心定位 6.全机配套附件和设备等成件的选择和确定，新材料和新工艺的选择和确定，对要求新研制的成件要确定技术要求和协作关系 概念设计阶段的任务是依据设计技术要求形成对所设计直升机的构思及基本概念，并拟定出能满足设计要求的初步技术方案。现代直升机设计都采用计算机辅助设计，因此，在这个

5、阶段中通常可以选择几个方案进行对比分析，经过充分论证后初步确定直升机的构型和气动布置方案。7相关知识初步设计（技术设计或打样设计）初步设计（技术设计或打样设计）主要工作内容：主要工作内容： 1. 气动方面 2. 结构设计 3. 系统设计 4. 总体布局 8相关知识详细设计（工程设计或零件设计）详细设计（工程设计或零件设计）主要工作内容：主要工作内容： 继续进行性能、操稳、气动、动力学等方面的校核性试验，利用校核试验结果和由图纸得到的重量、重心和惯量数据进行全面的性能、操稳等方面的计算，同时根据正式的外载荷进行零、部件的强度校核计算，提前进行零构件、部件的强度试验或有关的振动试验。完成全机和零部

6、件的重量、重心和惯量的计算，提交静、动力试验任务书和飞行试验任务书。完成原型机试制所需的全部图纸和技术文件完成原型机试制所需的全部图纸和技术文件 ，包括：，包括： 零件图、装配图、理论图等和直升机各部件、各系统及全机进行生产、安装、装配工作所要的全部技术文件 。9相关知识1.3 1.3 直升机总体设计工作的特点直升机总体设计工作的特点 直升机总体设计是指从概念设计到初步设计阶段进行总体方案设计的全过程，其最终目标是给出最优的新机总体方案，是直升机研制中最为重要的一个阶段。 主要特点：主要特点：1.3.1 综合与协调1.3.2 反复迭代、逐次逼近 1.3.3 创新性与科学性 随着现代科学技术的发

7、展，作为高技术产品的直升机的设计思想、设计技术和设计方法也发生了革命性的变化。另一方面，新技术也推动了航空科学技术的进步和发展，直升机新概念、新理论、新结构、新的设计原则和设计方法的应用，使得直升机设计趋于复杂化和综合化，单纯的总体设计、气动设计、结构设计、工艺设计的直升机设计概念已不能满足现代直升机研制的要求。10相关知识第二章第二章 直升机设计技术要求和评直升机设计技术要求和评价直升机设计方案的准则价直升机设计方案的准则 11相关知识直升机设计的依据：直升机设计技术要求直升机设计的依据：直升机设计技术要求 军用直升机：战术技术要求 民用直升机：使用技术要求 直升机研制必须具有明确的指导思想

8、：直升机研制必须具有明确的指导思想： 正确的研制指导思想应充分考虑有关主客观的条件，工程设计的一般规律，还应反映国家对直升机发展和应用的方针政策，各种用户的要求，以及国内外技术水平和动向等一系列情况，并进行综合分析。 错误的研制指导思想常常会将研制工作引入歧途，造成时间、财力和人力的大量浪费。 应该把确定正确的指导思想作为研制工作的首要问题来对待，并将其贯彻始终，以求达到预期目的。 12相关知识2.1 2.1 直升机设计技术要求直升机设计技术要求2.1.1 2.1.1 直升机设计技术要求的主要内容：直升机设计技术要求的主要内容：1 1、直升机的任务使命或用途、直升机的任务使命或用途 （1）任务

9、使命或用途 （2）使用环境条件2 2、主要装载情况、主要装载情况 （1）乘员组 （2）人员或货物 （3）武器 （4）特种设备13相关知识3 3主要飞行性能主要飞行性能（1）悬停升限（有地效，无地效）或垂直爬升率（2）使用升限或最大爬率（3）最大平飞速度（4）续航时间或航程（或活动半径）（5）单发停车性能（装有多台发动机的情况）。4 4其他要求其他要求 起落场地，自转着陆，水面起降，抗风抗浪，运输条件，三防，机动性，抗坠毁性，残存性，维护性等等。 5 5、典型任务剖面（表示直升机完成典型任务的飞行航线综合图）、典型任务剖面（表示直升机完成典型任务的飞行航线综合图） 图2-1 直升机的典型使用曲线

10、T0在基地起动； T1带乘员、燃油重直起飞；T2爬高到巡航高度a；T3飞行d1距离后降落，装载吨载荷；T4垂直起飞； T5飞行d2距离，无地效悬停、卸载；T6返回基地； T7带t分钟余油着陆；14相关知识技术要求的论证：技术要求的论证：1.需求（作战、使用），对军用直升机还有威协分析；2.现有装备存在的缺陷或不足；3.技术、经济可行性分析；4.提出战术技术（使用技术）要求；5.做出风险分析；6.明确研制计划与周期。15相关知识中程通用运输直升机（中程通用运输直升机（Medium-range Utility TransportMedium-range Utility Transport缩写为缩写

11、为MUTMUT） 一、定义一、定义： 1、概述 2、任务 应能完成的任务：基本任务和辅助任务二、特性：二、特性： 1、性能特性 （1）基本特性 （2）单发停车性能 （3）机动性 （4）操纵性和稳定性 （5）空气动力学特性2.1.2 2.1.2 直升机技术要求举例直升机技术要求举例16相关知识2、设计特性（1）重量（2）结构设计准则 3、可靠性4、维护性 5、可用率 6、环境条件 7、残存性和易损性 8、使用寿命 三、设计与构造：三、设计与构造：1、材料性质 2、残存性 3、标准件和材料 四、各功能区的特点：四、各功能区的特点：1、机体 2、起落装置 3、动力系统 4、仪表和领航设备 5、航空电

12、子设备 6、直升机地面移动 7、货物运输 17相关知识2.1.3 2.1.3 特殊要求举例特殊要求举例撞击部位撞击次数%旋翼桨叶62052.5旋翼轴161.4尾 桨14812.5尾 梁211.8风挡玻璃484.0机 头534.5起落架282.4机 翼20.2其他部位151.3不 详23119.5总 计1182100表表2-2 2-2 直升机被撞部位统计直升机被撞部位统计18相关知识2.2 2.2 设计规范、适航条例和设计定型设计规范、适航条例和设计定型 设计规范和适航条例：设计规范和适航条例：1、直升机设计规范和适航条例是在直升机设计实践过程中逐步形成的，它是直升机设计和使用实践的积累和总结

13、2、它是设计过程中必须遵循的指令性文件，也是直升机设计定型或适航取证验收的依据 3、内容包括设计情况、安全系数、过载、重量、重心、飞行载荷、着陆载荷、强度和刚度、动力学特性、配平特性、操纵性和稳定性、飞行品质、结构试验、飞行试验等4、它是通用性文件，在具体型号设计要适当剪裁，形成型号设计规范， 并作为型号验收的依据 19相关知识设计定型与适航审定：设计定型与适航审定：1、军用直升机的设计定型由国家组织专门的定型委员会依据研制总要求和设计规范对新机研制全过程进行审查、考核和验收，通过后颁发定型证书；2、民用直升机适航条例（CCAR-27部、CCAR-29部）是民用直升机最低安全标准 。民用直升机

14、在适航管理上实施“型号合格证（TC证）、生产许可证（PC证）和单机适航证（AC证）”三证管理，民用直升机只有在该型号获得型号合格证，单机又取得适航证后才能进入民用市场。 20相关知识2.3 2.3 评价直升机设计方案的有效性准则评价直升机设计方案的有效性准则 为了对直升机总体设计方案进行评价和优选，需要有一个评价准则；一般最通用、最普遍或最广义的有效性准则就是这种直升机所完成的有效功与为研制和使用该直升机所花费的总费用之比效费比。 当一个总体方案能满足战术（使用）技术要求时，则认为这个方案是可行的，但它不一定是最优方案。对有效性准则的一般要求：对有效性准则的一般要求：尽可能全面地反映对直升机提

15、出的各种要求；可以进行定量分析；简单明了，易于在研制阶段运用。21相关知识第一级第一级包括功能有效性准则，生产有效性准则和使用有效性准则。从完成基本任务的有效程度及其技术完善程度出发进行评价的准则是功能有效性准则； 从结构工艺性和生产条件出发进行评价的准则是生产有效性准则；从使用品质观点来评价的准则是使用有效性准则。第二级第二级是从经济性观点出发，评价一架直升机在使用时的经济性准则。第三级第三级是从经济学观点来评价一种机型在完成一定国民经济任务时的经济性准则，它是最高一级的准则。通常评价准则分为三个层次（三级）：通常评价准则分为三个层次（三级）：22相关知识这种准则一般主要反映三方面的因素：这

16、种准则一般主要反映三方面的因素：u生产率单位时间内完成的有效工作量； u重量减轻程度一般用直升机总重量，空机重量和有效载荷之间的关系来表示；u从耗油量观点来衡量直升机的经济性1 1、重量效率、重量效率定义：定义： （21） 其中: Gtl总载荷，G总重优点：优点：重量效率比较简单，可以相当明确地表示出一架直升机空机重量减轻的程度或结构完善的程度 问题：问题：在评价直升机的运输效能时，可能会引起错误一、功能有效性准则一、功能有效性准则23相关知识2 2、生产率、生产率定义：定义： （22） 式中 A完成的工作量； Gci在i航线上运输的货物重量； Li在i航线的航程； (Gc)m运输货物重量的平

17、均值； L运输货物的总航程； T完成工作量A所花费的总时间 ；24相关知识飞行生产率（飞行生产率（Z Zf f ）：）： 式中 KV表示平均飞行速度Vm与巡航速度VC之比；单位空重的飞行生产率 和单位总重的飞行生产率 ： 优点：优点：比较全面问题：问题：未反映出气动和动力装置的完善程度（24）（25）25相关知识3 3、米里准则、米里准则当量航程(Leq ):式中 Gtl总载荷，为有效载荷； Gu和燃油量Gf之和； VC直升机巡航速度； qT小时耗油量； qL公里耗油量图2-5 Leq相同的两架直升机的货运量与航程的关系26相关知识4 4、换算生产率、换算生产率式中 直升机的升阻比； 功率利用

18、系数； 旋翼的效率； Cec巡航状态的单位耗油率； Gm任务载荷。图2-6 米-6直升机换算生产率与航程的关系同时考虑了重量、气动力和动力装置的完善程度，以及总重的影响 。27相关知识1 1、劳动量、劳动量式中 N该部件中的零件数量；n零件号； kn第n个零件的难度系数，kn=110； mn第n个零件所需工种数目； Gn第n个零件的重量 ；2 2、材料利用系数、材料利用系数k k k=零件重量/毛坯重量 它与工艺方法有密切关系，反映了设计师考虑工艺性的程度 （2-9）（2-10）二、生产有效性准则二、生产有效性准则28相关知识技术维护工时比技术维护工时比 ：每飞行小时的技术维护量每飞行小时的技

19、术维护量 ： 设计时应努力改善飞行前、后的维护工作和各种定期修理、更换等工作，降低技术维护劳动量，使反映使用有效性的准则值尽可能降低，从而改善直升机的使用维护性。 （2-12）（2-11）三、使用有效性准则三、使用有效性准则29相关知识例如：例如：运输型直升机： 成本/（吨公里）或 成本/（旅客公里） （2-13） 半经验统计公式：式中 C成本； Gi部件重量（或其他特性参数）； F复杂程度系数； a,b统计分析所确定的系数；（2-14）四、直升机使用的经济有效性准则四、直升机使用的经济有效性准则30相关知识主要考虑以下内容：主要考虑以下内容：该型号技术发展远景，技术效果和生产率；新机设计、制

20、造和投入使用的周期；工业生产的可能性，技术和生产工艺发展的远景；新机生产规模和劳动量；进一步改进结构后所能达到的水平和发展趋势；结构材料的资源和远景；提供给工业部门的物力和人力的合理使用；技术装备使用条件和新机应用等方面的水平和发展远景；在技术使用范围内物力和人力资源的合理使用等。五、直升机使用的国民经济有效性五、直升机使用的国民经济有效性31相关知识 最终评价要看效费比直升机的使用效能与该直升机所花费的总费用之比 。 总费用应是研制、生产、使用和保障费用的总和，称全寿命周期费用（Lif-cycle cost）。 图2-7 全寿命周期费用的分布与决定 32相关知识2.4 2.4 直升机的使用效

21、能直升机的使用效能一、使用效能一、使用效能定义：定义：指该武器装备完成预定作战任务能力的大小。 武装直升机作战效能应包括作战能力、可用度、可靠度、保障度四个方面。 E=CADS式中： E效能； C作战能力； A可用度； D可靠度； S保障度。33相关知识图2-8 军用直升机作战效能结构 一般武装直升机作战效能可用任务能力、可用性和生存力三个关键要素来确定: EAH=PmPaPs式中 EAH武装直升机作战效能；Pm任务能力；Pa可用性；Ps生存力34相关知识RAHRAH6666作战效能的结构图作战效能的结构图35相关知识1、可比性 2、综合性 3、局限性三、使用效能评估方法三、使用效能评估方法

22、指数法评估使用效能被广泛采用，这种方法结构简单，使用方便 。例：武装直升机作战效能 C=lnB+ln(1+A1)+ln(1+A2)+ln(1+A3)+ln(1+A4)式中： B机动性指数； A1武器性能指数； A2探测设备性能指数； A3电子对抗设备性能指数； A4生存能力指数二、使用效能评估的特点二、使用效能评估的特点36相关知识序号机 型机动性能武器性能探测能力隐蔽系数装甲系数电子对抗综全作战效能1500MC4.082.800.01.051.01.02.892BO-1054.362.970.00.961.01.02.743S-342M5.173.020.00.931.01.02.824OH

23、-58C4.350.760.00.91.11.12.225AH-1S4.464.210.00.851.11.23.516AH-64-15.504.1921.780.811.21.257.837AH-645.5023.7521.780.811.21.259.728米-244.5812.554.840.751.31.26.99米-28-14.973.3013.340.781.31.26.4410米-284.9725.9913.340.781.31.28.511A-129-15.281.565.600.911.11.25.412A-1295.284.05.600.911.11.26.21表表2-3

24、2-3 武装直升机作战效能评估举例武装直升机作战效能评估举例37相关知识第三章第三章 直升机型式分析与选择直升机型式分析与选择38相关知识直升机型式按以下原则分为三类：直升机型式按以下原则分为三类：1、按平衡旋翼反扭矩的不同方式分为：单旋翼带尾桨、纵列式双旋翼、横列式双旋翼、共轴式双旋翼直升机等。2、按驱动旋翼的不同方式分为：机械驱动式、喷气驱动式直升机。3、按提供升力和拉力的不同方式分为：正常型式、带翼式和复合直升机等。直升机构型：直升机构型： 直升机型式和不同总体布局方案的总称 。39相关知识图3-1 不同型式的直升机简图40相关知识3.1 3.1 机械驱动正常型式直升机机械驱动正常型式直

25、升机一、单旋翼带尾桨式直升机一、单旋翼带尾桨式直升机特点：特点：只有一付旋翼，依靠尾桨来平衡旋翼反扭矩 优点：优点：1、技术成熟；2、结构、操纵简单；3、单机价格和使用成本较低缺点：缺点：1、尾桨和尾传动系统事故率高; 2、尾桨消耗的功率达到710% ；3、危及安全；4、振动、噪声源改进措施：改进措施：1、采用涵道尾桨、无尾桨系统 ；2、采用双旋翼直升机UH-6041相关知识二、纵列式双旋翼直升机二、纵列式双旋翼直升机特点：特点：两副旋翼沿机体纵轴前后排列，其旋转方向相反，使反扭矩相互平衡 由于大直径旋翼可能带来一系列问题，所以对重型直升机希望用两个小旋翼代替一个大旋翼，又可不带尾桨。1 1、

26、从重量方面与单旋翼直升机比较：、从重量方面与单旋翼直升机比较：1）主减速器（假设G、p、R 和发动机均相同） 单旋翼直升机：单旋翼直升机： 传动比：式中: n2为旋翼转速 CH-4742相关知识主减速器重量：纵列式直升机：纵列式直升机：传动比：主减速器重量：所以 或2）旋翼重量也可得到同样结论：3）结构重量 单旋翼： 尾梁斜梁尾桨传动系统尾桨 纵列式： 后旋翼塔协调轴中间减速器复杂的操纵系统43相关知识1）对于重型直升机（G在70008000千克以上），主减速器及旋翼重量所占比例较大，采用纵列式可以减少这些部件的重量，从而可降低结构重量；2）对于轻型直升机，旋翼及主减速器的相对重量不会很大 ，

27、对结构重量的影响不会很大，而且操纵系统重量的增加还会起一些抵消作用，因此，效果不显著； 3）纵列式直升机突出的优点是其容许的重心变化范围较大 。重量结论：重量结论：44相关知识2 2、从气动方面与单旋翼直升机比较、从气动方面与单旋翼直升机比较条件：设计参数相同，总重相同1）由于纵列式直升机前飞时前旋翼对后旋翼存在气动干扰，使其诱导功率和单旋翼直升机有很显著的不同 ；诱导功率：前旋翼诱导功率：后旋翼诱导功率：总诱导功率：所以，纵列式直升机比单旋翼式直升机增加了一个附加诱导功率，其大小决定于干扰系数 图3-2 纵列式直升机前旋翼对后旋翼的干扰作用45相关知识图3-3 ,1， 随飞行速度V的变化情况

28、图3-4 纵列式与单旋翼式直升机诱导功率的比较 2）除了诱导功率以外，旋翼的需用功率的其它部分基本相同图3-3 ,1， 随飞行速度V的变化情况46相关知识3）除旋翼功率外，还有其它功率损失单旋翼直升机：尾桨功率损失，悬停最大纵列式直升机：悬停时两旋翼有干扰，干扰会引起附加功率损失，干扰大小决定于两旋翼间的距离。机身垂直阻力大图3-5 纵列式与单旋翼式直升机需用功率的比较图3-6 假想机悬停时需用功率比较47相关知识图3-7 假想机前飞时需用功率比较图3-9 假想机巡航速度特性比较 图3-10 假想机使用升限比较 结论：结论： 1）纵列式适用于重型直升机）纵列式适用于重型直升机 2）纵列式直升机

29、飞行力学和）纵列式直升机飞行力学和 动力学问题更复杂动力学问题更复杂图3-8 假想机有效载荷和航程性能比较48相关知识三、横列式直升机三、横列式直升机与单旋翼和纵列式比较：与单旋翼和纵列式比较：1）悬停状态和垂直飞行状态，横列式机身和机翼对旋翼的气动干扰大2）前飞时两旋翼存在气动干扰，与旋翼旋转方向和旋翼间距有关3）动力学问题复杂特点：特点：两副旋翼及其动力传动系统沿机体横轴排列，旋转方向相反 米1249相关知识四、共轴式双旋翼直升机四、共轴式双旋翼直升机图3-13 单旋翼式和共轴式效率比较 Ka-5050相关知识图3-14 直升机效率与拉力系数的关系 图3-15 共轴式旋翼相互诱导系数 图3

30、-16 几种直升机尺寸比较 特点：特点：两副旋翼上下共轴安放，反向旋转，使反扭矩相互平衡 优点：优点：1）悬停效率高； 2）纵向尺寸小； 3）气动力分布对称，操纵效率高。缺点：缺点：1）前飞时有气动干扰损失； 2）传动、操纵系统复杂。51相关知识3.2 3.2 喷气驱动正常型式直升机喷气驱动正常型式直升机两种类型：两种类型：1、桨尖发动机式驱动系统 ；有冲压式、脉冲式或涡轮喷气式发动机 优点：优点：结构简单、重量轻 缺点：缺点：单位耗油率大2、压气机式（桨尖供气式）驱动系统 （冷喷气） 优点：优点：单位耗油率低，冷喷气 缺点：缺点：结构复杂、效率低结论：结论：1、喷气驱动型式在轻型直升机上采用

31、不一定合理。 2、喷气驱动型式只适合于航程或续航时间较短的情况。 52相关知识3.3 3.3 有翼式直升机及复合式直升机有翼式直升机及复合式直升机目的：目的：提高直升机的飞行速度 正常型式直升机最大飞行速度受三方面限制： 1）局部激波 2）气流分离 3）桨盘前倾 有翼式直升机：有翼式直升机：特点：特点： 在正常型式直升机上安装辅助机翼 。优点：优点： 机翼提供了一部分所需升力，从而减轻了旋翼的载荷 ，提高直升机飞行速度局限性：局限性：1）增加了结构重量； 2）垂直阻力增加； 3）桨盘前倾大。图321 大速度飞行时正常型式和有翼式直升机桨盘前倾的比较53相关知识图3-21 复合式直升机水平飞行时

32、力的作用（旋翼自转）图3-22 几种型式直升机平飞速度包线（功率限制）比较 特点：特点：不仅有机翼，还有推进装置优点：优点：1）前飞拉力由推进装置提供，桨盘前倾问题解决； 2）气动效率提高。缺点：缺点：1）结构重量增加 2）仍然存在气流分离（反流区扩大）结论：结论：1 1、两种型式都只适合于飞行速度要、两种型式都只适合于飞行速度要求较大的情况。求较大的情况。2 2、两种型式更适合航程要求较大的、两种型式更适合航程要求较大的情况。情况。复合式直升机：复合式直升机：54相关知识3.4 3.4 倾转旋翼飞行器倾转旋翼飞行器图3-24 V-22倾转旋翼机和旋翼倾转过程特点：特点：1）将直升机的优点和固

33、定翼飞 机的优点结合起来； 2）旋翼可在90范围内倾转速度可达到：速度可达到：500km/h以上航程达到：航程达到： 3000km常规直升机的最大飞行速度一般难以突破370km/h55相关知识3.5 3.5 直升机型式选择直升机型式选择1、任何一种型式的出现都主要是为了解决某一方面的问题，满足某种需要；2、喷气驱动、复合式、倾转旋翼机等都还在探索、试验阶段；3、单桨式直升机仍然是主流；4、型式选择与经验有关。56相关知识第四章第四章 直升机主要参数分析与选直升机主要参数分析与选择择57相关知识直升机主要参数直升机主要参数总体参数，是总体方案的设计变量，对方案有着决定性的影响。主要包括：主要包括

34、：直升机总重G、桨盘载荷p、功率载荷q、旋翼实度 和桨尖速度R等 1 1）桨盘载荷）桨盘载荷p旋翼的拉力（近似等于G）与旋翼桨盘面积之比2 2）功率载荷）功率载荷qP和q值可定义为：（41）（42）（43）（44）4.1 4.1 概述概述58相关知识由（43）和（44）得到：图4-1 桨盘载荷对功率载荷的影响其中：（45）（46）59相关知识3 3）旋翼实度）旋翼实度对于矩形桨叶4 4）桨尖速度）桨尖速度R R确定后，桨尖速度决定旋翼轴转速n（47）60相关知识4.2 4.2 直升机主要参数对需用功率的影响直升机主要参数对需用功率的影响引入两个参数： 桨叶载荷 全机单位废阻 以单旋翼式直升机为

35、例，由直升机空气动力学可以得出旋翼单位需用功率 （千瓦/牛）的近似表达式：1 1、悬停情况、悬停情况（48）2 2、前飞情况、前飞情况 当 ，且假定 其中 /R为桨盘处气流合速度的相对值， /R为前飞速度的相对值， /R为桨盘处等效轴向诱导速度的相对值。 61相关知识（千瓦/牛） （49）而 kp，kT，J，等系数的定义与直升机空气动力学中相同。可以看出：可以看出： 1）单位诱导功率仅受桨盘载荷p的影响，与其他参数无关。p增加时单位诱导功率也增加。当飞行速度V0增加时单位诱导功率迅速减小。随着飞行高度增加，空气相对密度减小，单位诱导功率也会增加。 2）单位型阻功率 ，决定于诸多主要参数，而这些

36、参数的影响则比较复杂。 其中 单位型阻功率； 及 单位诱导功率； 单位废阻功率。62相关知识（1 1）垂直飞行）垂直飞行 单位型阻功率决定于桨叶特征剖面处（ ）的阻升比 及桨尖速度R。阻升比 决定于翼型升力系数Cy7 (4-10) 对于一定的翼型，在一定的Cy下，阻升比最小时所对应的Cy记作Cyopt。假如Cy7正好等于Cyopt，桨叶载荷恰好等于式（4-11）所确定的pbopt，此时阻升比 达到最小值（ ）min 图4-2 Cx/Cy及Cx和Cy的关系63相关知识（2 2）前飞状态）前飞状态 1）直升机达到一定前飞速度时，后行桨叶桨尖迎角超过了翼型临界迎角时，就开始出现气流分离。一旦出现气流

37、分离式（4-10）就不再适用了。随着气流分离的出现及扩展，由于分离区翼型阻力系数的急剧加大，型阻功率就会很快增加。 图4-3 气流分离限制图4-4 Cx与M数的关系2）在前飞时还必须考虑局部激波对单位型阻功率的影响。假如前行桨叶桨尖的M数超过了临界值Mc，由于激波的出现，翼型阻力系数Cx就会急剧加大 前行桨叶桨尖M数可用下式表示 ：(4-12)64相关知识主要结论主要结论：1）随着直升机飞行速度的增加，诱导功率不断减小，废阻功率迅速增加。而由于kp的变化，型阻功率略有增加。2）桨盘载荷p只影响单位诱导功率。 图4-5 典型旋翼单位需用功率曲线图4-6 桨盘载荷p对需用功率的影响65相关知识3）

38、全机单位废阻 仅对飞行速度较大时的总需用功率有较大的影响。 4）单位型阻功率主要决定于桨尖速度R及桨叶载荷pb，它在整个飞行范围内都占有一定的比重。 图4-7 单位废阻对需用功率的影响 图4-8 气流分离对需用功率的影响 66相关知识4.3 4.3 直升机主要参数对飞行性能的影响直升机主要参数对飞行性能的影响 分析直升机主要参数与悬停升限、垂直爬行速度、使用升限、最大爬升速度、最小自转下滑速度、最大续航时间、最大航程和最大飞行速度等性能的关系。一、悬停升限一、悬停升限H HH H，垂直爬升速度，垂直爬升速度V Vyvyv 随着悬停高度的增加，单位需用功率 也会增加。但是发动机可用功率Ne却随着

39、高度增加而下降。到了某一高度，可用功率等于需用功率，这就是直升机的理论悬停升限，用HH表示67相关知识 当发动机出轴功率比直升机悬停需用功率大时，就有一部分剩余功率，于是有可能用作垂直上升飞行。 式中 功率利用系数； 海平面发动机单位额定功率； Ae发动机的高度特性系数，在海平面上为1。图4-10 悬停升限的确定 图4-11 对悬停升限的影响 (4-13)或68相关知识二、使用升限二、使用升限Hs，最大爬升速度，最大爬升速度Vymax，最小自转，最小自转下滑速度下滑速度Vymin及最大续航时间及最大续航时间Tmax 这些性能都直接决定于直升机最经济状态的需用功率最小需用功率 (4-14)(4-

40、15)(4-16) 使用升限等性能的分析与悬停升限相类似，其功率平衡关系式为 (4-17)69相关知识 由（418）可以看出，桨盘载荷p对 有较大的影响，而全机单位废阻对 的影响较小 ，是由于相应于最经济状态的飞行速度比较小，因此诱导功率及型阻功率占较大的比重，而废阻功率所占比重较小。 由式（4-9）可以求出 的近似表达式 (4-18)70相关知识三、最大航程三、最大航程Lmax 图4-12 直升机最经济及最有利飞行状态 最大航程大致决定于 相当于图4-12需用功率曲线上的最有利状态 (4-19) 最有利状态的飞行速度显然大于最经济状态的飞行速度，这时诱导功率所占比重较小，而废阻功率及型阻功率

41、所占比重较大。相应地，桨盘载荷对Lmax的影响也就较小，而全机废阻及型阻功率的影响就比较大。71相关知识四、最大飞行速度四、最大飞行速度Vmax 随着飞行速度的增加，单位需用功率不断增加。达到某一飞行速度，发动机可用功率等于需用功率，这个飞行速度就是直升机的最大飞行速度。假如略去单位诱导功率，可得Vmax的近似表达式：(4-20)72相关知识(4-21)2）对于正常型式的直升机，还必须考虑到桨盘前倾对Vmax的限制；图4-13 桨盘前倾与阻力的关系3）提高直升机最大飞行速度最有效 的措施之一是设法降低单位废阻 。 的降低不仅可以减小单位需用功率，而且可以减少桨盘前倾，对推迟气流分离也有好处。

42、注意：注意：1）在很多情况下，气流分离及局部激波对Vmax的限制更为严重；桨盘前倾角（ ）大致可用下式表达:73相关知识1）桨盘载荷p对于垂直飞行状态及最经济状态的性能影响最为显著，对于最有利状态的性能Lmax影响就不显著，而对于最大飞行速度影响很小；2）全机单位废阻 的影响正好相反，对于最大飞行速度Vmax及最大航程Lmax有显著的影响，对于经济状态影响很小，对于垂直飞行状态几乎没有影响；3）桨尖速度R及桨叶载荷pb直接影响型阻功率，对所有的飞行性能都有一定影响。此外，R及pb直接影响气流分离及局部激波的出现，往往对最大飞行速度Vmax及使用升限Hs有严重的影响。结论：结论：74相关知识4.

43、4 4.4 直升机主要参数的选择直升机主要参数的选择直升机主要参数选择的两种途径：直升机主要参数选择的两种途径：1）根据使用技术要求，采用理论与统计分析相结合的方法；2）原准设计法，即根据使用技术要求，选择一个与新研直升机性能相类似的成熟的直升机作为原准机（参考样机）。 一、直升机总重的初步确定一、直升机总重的初步确定 为了便于以后各阶段设计工作的进行，有必要先确定总重的第一次近似值，这时就只能利用统计数据及经验公式来确定。75相关知识总重G可用下式表示：(4-22) 燃油相对重量 可根据所要求的航程或续航时间来确定；在给定航程的条件下， 可按下式近似得出：(4-23) 在给定续航时间T的条件

44、下，同样也可以按照近似公式计算相对燃油重量 ：(4-24) 在某些情况，战术（使用）技术要求中也可能规定了需要的悬停续航时间，这时可按相似的公式估算 ：(4-25)76相关知识1 1、 选择桨盘载荷选择桨盘载荷p p应考虑的主要因素应考虑的主要因素1）桨盘载荷直接影响满足一定性能要求时需用功率的大小，也就是直接影响发动机的选择。2）桨盘载荷的大小严重地影响直升机有效载荷占总重的比例。二、桨盘载荷二、桨盘载荷p p的选择的选择 加大桨盘载荷p使主减速器相对重量和桨叶相对重量减小，发动机相对重量增大，燃油相对重量也略有增加，在不同总重和不同型式发动机的情况下，计算随p的变化关系，大致如图4-14的

45、曲线所示 图4-14 桨盘载荷p的关系77相关知识图4-15 悬停时的旋翼洗流3）桨盘载荷p的大小对自转下滑速度Vymin有显著的影响；4）桨盘载荷过小对于总体布置、使用以至工艺等方面都会带来不利的影响。桨盘载荷过大也会给使用上带来困难（图415）。 2 2、桨盘载荷、桨盘载荷p p上、下限的确定上、下限的确定 从以上的分析可以看出，桨盘载荷的影响是多方面的，而且又是相互矛盾的。最主要的要求仍然应该是提高直升机有效载荷对总重的比例 。 桨盘载荷选择的基本要求可归纳如下：所选择的桨盘载荷，应在保证所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机的有效载荷在总重中所占比重最大，而在总体布置、使用、工艺等方

46、面又不致引起较严重的困难。 78相关知识图4-16 pmin的确定 根据战术（使用）技术要求所规定的主要性能要求，作出需用功率 与桨盘载荷p的关系曲线，如图4-16所示。图中最左方的交点对应的p值就是桨盘载荷的最小值pmin，也就是说选择的桨盘载荷不应小于这个数值。 在某些情况下，桨盘载荷的最大值也会受到一定的限制。例如，对于单发直升机桨盘载荷的最大值往往受到自转下滑速度Vymin的限制。 对于双发或多发直升机，pmax的这个限制就不存在了。这时桨盘载荷的最大值可能受到悬停时旋翼洗流速度的限制，这个限制又往往与所设计直升机的使用条件有关。 79相关知识 在具体设计时，根据设计的具体情况来确定，

47、这时大致可在具体设计时，根据设计的具体情况来确定，这时大致可以遵循以下的原则以遵循以下的原则: : 1）直升机总重越大，桨盘载荷也应选得越大。 3）对以运输为主，而且对静、动升限有较高要求的直升机，拟选择较小的桨盘载荷。而对要求飞行速度高，机动性好、功率又比较富裕的武装直升机，则可选择较大的桨盘载荷。 图4-18 直升机桨盘载荷与总重的关系的统计数据 2）采用涡轮轴发动机时，桨盘载荷可以选得大一些，这样也可以获得较大的 。80相关知识三、桨尖速度三、桨尖速度RR及旋翼实度及旋翼实度 （或桨叶载荷（或桨叶载荷pb）的选择）的选择 在选定了R以后，根据气流分离限制就可以确定桨叶载荷pb=p/ 。由

48、R及Vmax可以得出max；由max根据直升机空气动力学理论所提供的 曲线得到 ，由R、Cylj可得到桨叶载荷pb (4-33)一般R选择区的约束如图4-19所示。图4-19 桨尖速度选择区的约束这个pb值是气流分离限制所容许的最大值。81相关知识确定了pb以后，就可以由所选定的桨盘载荷确定实度(4-34)图4-3 气流分离限制82相关知识四、桨叶片数选择四、桨叶片数选择五、发动机功率选择五、发动机功率选择 从理论上讲，直升机飞行状态的设计点应该和发动机功率状态相匹配，这样发动机和直升机才能都处于最有利工作状态。表4-1给出了直升机飞行状态与发动机功率状态的对应关系。 表表4-1 4-1 直升

49、机飞行状态与发动机直升机飞行状态与发动机功率状态的关系功率状态的关系飞行性能项目发动机工作状态最大平飞速度起飞功率状态最大巡航速度最大连续功率状态最大垂直上升率起飞功率状态最大斜爬升率最大连续功率状态有地效最大悬停高度起飞功率状态无地效最大悬停高度起飞功率状态使用升限最大连续功率状态机动飞行（最大加速）起飞功率状态机动飞行（最大减速）空中慢车状态机动飞行（最大坡度）起飞功率状态机动飞行（悬停回转）起飞功率状态机动飞行（垂直跃升）起飞功率状态机动飞行（垂直急降）空中慢车状态机动飞行（俯冲）最大连续功率状态机动飞行（改出拉起）起飞功率状态机动飞行（减速转弯）起飞功率状态83相关知识 在确定直升机的

50、需用功率时，除了旋翼的需用功率外，在确定直升机的需用功率时，除了旋翼的需用功率外，还应考虑以下功率需求和损失：还应考虑以下功率需求和损失：a.尾桨的需用功率； b.发动机的安装和进排气损失，一般说来发动机型号说明书上给出的功率是台架试车功率，装机后由于进、排气条件的变化，会产生装机损失，一般占发动机功率的36%左右； c.传动损失，主要是减速器的功率损失，约占发动机功率的24%； d.附件功率损失，包括液压泵、发电机、滑油散热器等的功率损失； e.其它损失，如防冰、除冰、红外拟抑器、发动机引气等引起的损失。84相关知识第五章第五章 直升机发动机分析与直升机发动机分析与选择选择85相关知识5.1

51、 5.1 对发动机的主要要求对发动机的主要要求表表5-1 5-1 典型的四代涡轴发动机性能比较典型的四代涡轴发动机性能比较代投产年代(20世纪)型号名称功率(kW)耗油率(kg/kwh)压比涡轮进口温度T3()重量kg功率重量比(kw/kg)适用直升机型号一代50阿都斯特 (法)T58-GE-10 （美）40410290.460.385.28.47509821541592.626.47“云雀”“SH=3”二代60阿斯泰祖 （法）T64-GE-16 （美）44120960.330.327.81395010931603282.766.39“小羚羊“ AH-56三代7080马基拉 （法）T700-G

52、E-700 （美）132411460.2920.2910.417110011992101815.26.22“超美洲豹“黑鹰”四代8090MTR-390 （欧洲）T800-LHT-800（美）RTM-322 （英、法）95889515660.2740.2760.267131514.72143214801691632415.787.16.65欧洲“虎式”RAH-66EH-101一、发动机的有效功率Nu二、发动机比重 （千克/千瓦）或功重比（千瓦/千克）三、发动机的耗油特性 （千克/（千瓦小时） 86相关知识图5-1 直升机发动机高度特性四、发动机的高度特性五、发动机的温度特性六、发动机的速度特性七

53、、发动机的启动特性八、发动机的功率反应特性 加速性九、单位横截面积的有效功率十、发动机的可靠性十一、技术维护的简易性十二、成本低，振动噪声小图5-2 发动机的温度特性图5-3 涡轮轴发动机的速度特性（千瓦/米2） 87相关知识5.2 5.2 直升机发动机特性分析与比较直升机发动机特性分析与比较5.2.1 活塞式发动机与涡轮轴发动机的比较 涡轮轴发动机的主要特点是：涡轮轴发动机的主要特点是：一、比重小或功率重量比大。二、体积小。三、涡轮轴发动机在使用上也有一系列的优点。四、涡轮轴发动机的高空特性要比活塞式好一些。 五、耗油特性。在小功率范围活塞式发动机的单位耗油率较低（0.34千克/千瓦小时以下

54、），而大功率的涡轮轴发动机单位耗油率目前已比活塞式发动机的单位耗油率低。而活塞式发动机只在部份功率状态下耗油率最低。 实际上，目前涡轮轴发动机还在不断改进中，它的比重在不断降低，单位耗油率已经很低，因此它在直升机上应用的优越性越来越显著。 88相关知识5.2.2 涡轮轴发动机中定轴涡轮和自由涡轮的比较 一、发动机与旋翼的转速特性图5-5 Cylj及Cy7随飞行速度的变化图5-4 涡轮轴发动机简图89相关知识图5-8 自由涡轮发动机相对出轴功率与相对自由涡轮转速的关系 图5-9 自由涡轮发动机功率-转速限制 图5-7 定轴涡轮发动机功率-转速限制图5-6 不同旋翼转速下相对需用功率Nrn与平飞速

55、度V的关系90相关知识图5-10 活塞式发动机外部特性曲线图5-11 发动机和旋翼特性匹配 91相关知识图5-12 旋翼转速一定和可变时 、 、 随飞行速度V的变化曲线 图5-13 旋翼变转速限制92相关知识图5-14 发动机输出功率、扭矩随转速的变化二、发动机与旋翼的转速-扭矩特性93相关知识三、对传动系统的影响四、发动机的加速性五、对多发并车的影响94相关知识5.3 5.3 发动机使用特性与直升机飞行性发动机使用特性与直升机飞行性能的匹配能的匹配 涡轮轴发动机的功率、单位耗油率、小时油耗以及表征其工作的其他参数和使用条件间的关系称为使用特性。一、节流特性和发动机的工作状态 在给定调节规律下

56、，动力涡轮功率、单位耗油率、涡轮前温度与压气机转速的关系称为节流特性，也称为油门特性。此特性是按标准状态给出的试验结果。按发动机的油门特性可以确定发动机的几种工作状态：按发动机的油门特性可以确定发动机的几种工作状态：1.小油门状态（慢车状态）发动机不掉转速、不熄火的稳定可靠工作的最小转速 。2.巡航状态在整个寿命期间内可保证连续可靠工作的最大功率。95相关知识3.额定状态 4. 起飞状态 在正常情况下，根据强度条件限制，在较短时间内发出最大功率的状态 5.应急状态 在多发动机的直升机上，为了考虑单发停车时的安全性，有时对发动机尚规定有下列两种状态。（1）最大应急状态：保持单发停车时能继续起飞或

57、降落，采用此最大应急状态，其功率可能比起飞功率大7%10%，时间不超过2.5分钟。 （2）中等应急状态：保持单发停车时能继续平飞，其功率大于额定功率，时间不超过30分钟。96相关知识二、大气温度和飞行高度变化时发动机与直升机匹配的特点 在大气温度和飞行高度变化时，直升机的需用功率Nr和发动机的可用功率Na按不同规律变化。高度增加时，需用功率不断增大，而可用功率则不断减少。当大气温度增加时，悬停时的需用功率几乎不变，而发动机的可用功率则下降很快。 1. 1. 大气温度的影响大气温度的影响 图5-15 、 、 、 、 、qGL等随大气温度变化关系 按H=0，t=15时需用功率等于可用功率来匹配的直

58、升机和发动机，在温度升高后性能大大降低。 97相关知识2. 2. 飞行高度影响飞行高度影响图5-16 、 、 、 、qGL等随高度变化关系 图5-16中给出了海平面正常条件下，按悬停起飞需用功率等于发动机起飞功率匹配 时的功率随高度变化关系。 对发动机功率增大的要求大致相近。因此，在多用途直升机上常有20%30%的功率储备，以满足这些要求。 实践中经常遇到的是在低空、温度高达40的环境条件下使用，以及在正常温度下于20003000米高空条件下使用，这两种情况98相关知识三、发动机特性参数对直升机主要性能的影响 图5-17 L、 和qGL随发动机物理参数变化关系99相关知识图5-18 有效载荷（

59、32852牛）和航程（400公里）一定时，直升机主要性能随发动机特性参数变化关系100相关知识第六章第六章 直升机重量分析直升机重量分析101相关知识6.1 6.1 直升机重量及分直升机重量及分类类 重量控制和重量分析是直升机研制过程的一个重要组成部分，也是直升机总体设计的一项重要工作。设计初始阶段对直升机及其部件的重量确定得正确与否，对以后各阶段的工作都有重要影响。如果直升机实际的重量比初始设计的值高，即所谓超重，那么将无法保证设计技术要求的实现，在性能、成本、可靠性、研制进度等方面均将出现困难。 为了方便、准确地分析对比直升机的重量特性，有效的进行重量、重心、惯性特性的计算和控制，必须进行

60、重量分类。但由于不同国家、不同单位，甚至个人因分类和定义不同对重量会产生不同的理解，因此，在具体使用重量数据时需慎重对待。 102相关知识图6-1 直升机重量分类103相关知识图6-2 美国军方的重量分类104相关知识 直升机设计过程中还常应用下列述语：直升机设计过程中还常应用下列述语：1.直升机设计飞行重量，简称设计总重；2.直升机正常飞行重量；3.直升机最大飞行重量；4.直升机部件的相对重量。105相关知识6.2 6.2 直升机重量分析方法直升机重量分析方法直升机重量分析方法主要有直升机重量分析方法主要有下列三种：下列三种：基于强度计算的分析方法 基于统计分析的重量分析方法 基于重量和参数

61、的理论分析，考虑统计数据的复合分析方法图6-3 用回归分析法建立重量公式框图 用回归分析法建立重量公式的框图如图6-3所示。106相关知识6.3 6.3 结构重量分析结构重量分析表6-1 典型直升机结构重量各部分所占比例占总重量百分比占结构重量百分比结构重量33.3100旋翼系统重量6.519.7传动系统重量7.622.8机体结构重量13.640.9操纵系统重量1.54.4起落架重量3.510.5尾翼组合体和尾桨重量0.61.7 直升机的结构重量（不包括动力装置重量）往往占总重量的30%以上。结构重量中旋翼系统、传动系统、机体结构等又占有很大比例。某一典型单旋翼式直升机（总重量约为3800千克

62、）的结构重量分配大致如表6-1。107相关知识一、传动系统 传动系统包括各减速器、传动轴、制动器。其中以主减速器重量最大，往往占整个传动系统重量的70%以上。以下只对主减速器重量进行分析。图6-4 一级减速器 根据机械零件中对齿轮设计原理的分析，可以得出小齿轮直径D1与进轴扭矩M1的关系为： （6-8） 式中 Kw为系数。 小齿轮的重量G1可近似地认为与其体积成正比 ：（6-9） 减速器的减速比为： （6-14） 108相关知识大齿轮重量G2可表示为： （6-10） 大、小齿轮重量之和就是：（6-11） 图6-5 一级减速器重量与M1及i的关系主减速器的重量Gmd就可以用下式来表示：（6-12

63、） 主减速器的进轴力矩为：（6-13） 109相关知识结论：结论：1.桨盘载荷p增加（G及R都不变），减速比i就减小，f（i）相应地也变小，这时Gmd及都降低。2.桨尖速度R增加（G和p都不变），减速比i就变小，Gmd及也都降低。3.值得特别注意的是，当直升机总重G增加（R及p一定）时，不仅主减速器重量Gmd要增加，而且主减速器重量在总重量中所占的比例 也要增加。 图6-6 主减速器相对重量 与p的关系 图6-7 主减速器相对重量 与G的关系 110相关知识二、旋翼系统 在任何情况下，桨叶的最小重量都受到一定的限制必须保证锥度角a0不大于一定的数值。由此条件所决定的桨叶重量Gb最小值可以近似地

64、用下式表示：（6-16） 或（6-17） 与传动系统类似，桨盘载荷p增加时桨叶重量Gb及 都降低；而G增加时，不仅Gb增加， 也增加。此外，R增加时，Gb及 的最小值也会有所降低。111相关知识结论：结论：1.桨盘载荷p增加会使结构重量降低。 2.桨尖速度R增加，在一定的条件下（不使型阻功率过分增加），也会使结构重量有所降低。 3.直升机总重增加时，结构重量在总重中所占的比例也相应增加，假如不采取其他措施，重量效率就会下降，这对于重型直升机是一个较严重的问题。 112相关知识第七章第七章 直升机的气动布局直升机的气动布局113相关知识 直升机的气动布局是指直升机气动外形、各部件的外形、参数及相

65、互位置的确定。其目的是使直升机具有所要求的空气动力性能飞行性能及操纵性、稳定性。因此，以前所讨论的型式选择及设计参数选择也应包括于其中。7.1 7.1 单旋翼直升机气动布局单旋翼直升机气动布局一、旋翼的布置图7-1 直升机前飞时的机身迎角旋翼轴的前倾角直升机的旋翼轴线相对机身轴线的垂线向前倾斜一个角度，称旋翼轴前倾角。旋翼中心相对于机身轴线的高度。114相关知识二、尾桨的布局及参数1 1、尾桨的布局、尾桨的布局图7-3 某直升机左右侧飞时脚蹬要求图7-4 尾桨气动布局主要参数115相关知识l旋翼尾流沿地面扩散时，在某些风的方位角下，尾桨浸入在旋翼动量流中。当尾桨底部向前旋转（即底向前）时，尾桨

66、桨盘浸入的那一部份（下部）动压增加，推力也增加。而尾桨底部向后旋转（即底向后）时则相反。如尾桨的垂直位置高，则浸入部分小，旋翼动量流的影响亦小。旋翼动量流对尾桨推力的影响见图7-5。在相同情况下，在V=37公里/小时，旋翼动量流的影响很微弱。 试验表明，旋翼动量流、旋翼桨尖涡、地面涡、尾桨涡环和试验表明，旋翼动量流、旋翼桨尖涡、地面涡、尾桨涡环和风向等，对尾桨的推力和功率有极复杂的影响。风向等，对尾桨的推力和功率有极复杂的影响。 图7-5 旋翼对尾桨推力的影响116相关知识l旋翼的桨尖涡一般在V=37公里/小时已出现，到V=65公里/小时时完全形成。旋翼桨尖涡的强度与桨盘平面的夹角、桨盘载荷、

67、桨盘离地高度等有关。l地面涡是由在地效下的旋翼尾流和风相互作用而形成的。在某些后向来风或后飞时，尾桨在此涡中工作。如尾桨旋转方向和地面涡的旋转方向相同，就会对尾桨推力和功率产生不利的影响。同样地面涡也将对平尾有影响。 l直升机向尾桨排出气流方向侧飞时，有可能使尾桨进入涡环状态，而使尾桨推力减小。尾桨布置接近旋翼桨尖时，桨叶的桨尖涡能使尾桨涡环状态减缓形成。风洞试验表明，尾桨涡环是沿尾桨旋转方向成螺旋状离开尾桨的。如果尾桨旋转方向为底部向后时，由于和桨尖涡同方向，使涡环加重，反之能减缓尾桨涡环状态。 基于上述对尾桨周围流场的了解，下面对尾桨布局进行分析基于上述对尾桨周围流场的了解，下面对尾桨布局

68、进行分析 。117相关知识 各种位置的尾桨，其推力随风向的变化如图7-8所示 图7-7 尾桨相对于旋翼的位置图7-8 尾桨位置对推力的影响 （1 1）尾桨相对于旋翼的位置）尾桨相对于旋翼的位置 尾桨相对于旋翼的位置分为低位、中位、高位和后位四种，如图7-7所示。尾桨的最佳位置是能产生最大推力而需用功率小，以及推力和功率的变化小。 118相关知识（2 2）尾桨相对于垂尾的位置）尾桨相对于垂尾的位置 尾桨一般位于垂尾一侧，按尾桨相对垂尾的位置不同可分为拉进式和推进式两种。图7-9 拉进式和推进式中位尾桨比较图7-10 尾桨间距和垂尾阻塞影响119相关知识（3 3）尾桨旋转方向）尾桨旋转方向 图7-

69、11 尾桨转向对尾桨推力影响图7-11表示尾桨转向对其推力的影响。 120相关知识2. 2. 尾桨的主要设计参数尾桨的主要设计参数 单旋翼式直升机的尾桨是用来保证航向平衡及操纵，同时还起保证所要求的航向静稳定性及角速度阻尼的作用。（1 1）尾桨直径的选择取决于下列因素）尾桨直径的选择取决于下列因素 尾桨的主要参数有，直径Dt、桨尖速度r、实度 及桨盘载荷pt。参数选择的基本原则是，在满足航向平衡、操纵及稳定性要求的前提下，使尾桨及其传动系统的重量最轻、消耗的功率最小，而且便于总体布置。l 尾桨直径大的优点有，悬停时需用功率小，航向操纵功效大，前飞时稳定性高。l 尾桨直径小的优点有，尾桨和传动系

70、统重量小，有助于解决尾沉问题，尾桨桨毂阻力小。 121相关知识 对现有直升机进行的研究表明，尾桨直径和旋翼直径之比Dt/D与旋翼桨盘载荷p存在如图7-12的关系。 图7-12 尾桨直径大小的发展趋势（2 2）尾桨桨尖速度）尾桨桨尖速度rr的选择原则与旋翼相近。的选择原则与旋翼相近。 （3 3）尾桨实度的选择，必须保证以最大速度飞行时尾桨不致出现）尾桨实度的选择，必须保证以最大速度飞行时尾桨不致出现显著的气流分离，而且必须保证直升机具有所要求的航向静显著的气流分离，而且必须保证直升机具有所要求的航向静稳定性及角速度阻尼。稳定性及角速度阻尼。 122相关知识三、水平尾面布置及参数选择 单旋翼式直升

71、机一般都带有不大的水平尾面。其主要作用是改善直升机的迎角静稳定性，从而改善纵向操纵性及稳定性。此外，对速度静稳定性也会有好的影响。 水平尾面布置及参数选择的基本原则是：满足稳定性的要求；飞行状态改变时由于尾面载荷变化引起直升机姿态的变化要小。 图7-14 水平尾面参数趋势 一些直升机平尾设计参数的数据和趋势见图7-14和表7-2。 123相关知识旋翼型式机 型总重（kg）旋翼直径(m)平尾面积(m2)Lh/R铰接式OH-6A10008.020.621.09UH-19327016.170.421.09HH-52A359016.170.671.17SH-34A500017.080.991.01SH

72、-3A773018.911.861.21S-61L864018.911.861.21SA-3211091018.912.371.23CH-371364021.963.721.22CH-54A1727021.962.421.22Mi-63909034.954.931.0AH-64665014.633.061.23A-129355411.901.570.93Z11200010.691.2630.9Z81300018.901.811.24无铰式BO-105230511.350.800.93WG-13386412.811.111.23铰接式带倾斜尾桨CH-53E2090924.1011.251.10U

73、H-60A972716.354.401.19跷跷板式206A136410.160.870.75UH-1N477314.642.180.70表表7-2 7-2 若干直升机的平尾参数表若干直升机的平尾参数表124相关知识 西科斯基公司建议按考虑旋翼桨毂力矩影响后的平尾尺寸系数Kh来选择平尾尺寸。其表达式为：图7-15 平尾尺寸因数Kh及评价值（77）式中： 根据公司经验，给出了保证高速前飞时有良好动稳定性时的评价值，如图7-15所示。 125相关知识 一般平尾的布置有下列三种型式，即高平尾（T尾或单侧平尾），低平尾和前平尾。其示意图如图7-16。 图7-16 平尾位置简图126相关知识图7-18表

74、示不同位置水平尾面对直升机纵向配平的影响。 图7-18 水平尾面位置对直升机纵向配平的影响图7-19 爬升和下降时平尾对纵向配平的影响 直升机由前飞转入爬升或自动下滑时，由于气流方向的突然变化，平尾作用于直升机的力矩也会突然变化（见图7-19），甚至于可能由于迎角过大而出现气流分离。127相关知识 大多数直升机平尾安装角都是固定的。 有些现代直升机平尾安装角是可变的，通过速度传感器、总距杆、俯仰角速度陀螺以及横向加速度计的反馈信息控制平尾安装角的变化。 YUH-60A的设计采用低平尾布置，其目的是为避免旋翼尾流在悬停和转入前飞时的不利影响，使平尾的安装角变化。 图7-20 YUH-60A平尾安

75、装角变化规律128相关知识四、垂直尾面 垂直尾面在巡航状态减小尾桨需用推力和尾桨功率消耗（在巡航状态，垂尾可提供平衡旋翼扭矩所需推力的60%或更多些），还能增加航向稳定性。 垂尾面积的选择通常依据以下原则：垂尾面积的选择通常依据以下原则： （1）在前飞时使尾桨卸载，以减小尾桨的消耗功率和需用推力，提高尾桨寿命。五、短翼布置 短翼除了悬挂武器外在前飞时会产生一定的升力，为旋翼卸载。 短翼在机身上布置时其气动中心的纵向位置应尽可能位于全机后重之后，使短翼起到安定面的作用，以增加全机纵向静稳定性。 （2）尾桨失效后保持直升机安全返航。129相关知识7.2 7.2 纵列式双旋翼直升机旋翼及尾面的布置纵

76、列式双旋翼直升机旋翼及尾面的布置一、旋翼布置 纵列式直升机旋翼的布置包括确定两旋翼的纵向间距、旋翼相对机身的高度及倾斜角。 l两旋翼间距LHB： 容许的最小值决定于保证两旋翼的桨叶没有相碰危险的条件。图7-21给出两旋翼的俯视图。 图7-21 LHB最小值的确定130相关知识由图7-19可以得出下式： （7-8） 其中: 为两个桨叶夹角的二分之一，等于/k,k是每个旋翼的桨叶片数。 为桨叶摆动幅度的二分之一，可取前后限动角之和的二分之一。 减小，两旋翼相互干扰作用增加，诱导功率会有所增加。但机身长度却可以缩短，使结构重量有所降低，机身刚度会增加。 131相关知识表表7-3 7-3 几种纵列式直

77、升机的两旋翼间距几种纵列式直升机的两旋翼间距直升机名称旋翼直径D（米）桨叶片数kCH-46DCH-47ABV-234360#15.5418.0218.2915.15232323241.301.331.301.38l 大多数纵列式直升机的旋翼轴往往前倾一个角度 ，同时后旋翼毂中心往往比前旋翼毂高出一段距离 （图7-22）图7-22 纵列式直升机旋翼轴位置132相关知识二、尾面布置 纵列式直升机的机身是航向静不稳定的，即所谓“荷兰滚”。 另外，由于旋翼及后旋翼柱的作用，整个直升机的“上反效应”往往过大（图7-23）。在前飞时，由于前旋翼对后旋翼的干扰作用，即使前后旋翼升力大致相等，后旋翼消耗的功率

78、也比前旋翼大。 图7-23 纵列式直升机的“上反效应”133相关知识图7-24 纵列式直升机的垂直尾面 图7-25 起落架整流罩 图7-26 前后旋翼扭矩分配 图7-27 反扭矩平衡 134相关知识7.3 7.3 降低直升机全机废阻降低直升机全机废阻一、直升机的废阻 随着直升机越来越广泛的应用和对其速度要求的日益提高，降低直升机全机废阻显得越来越重要。 直升机废阻主要来源于机体、起落架、旋翼桨毂等部件。表表7-4 7-4 典型直升机的任务曲线和废阻组成典型直升机的任务曲线和废阻组成机种UTTAS型AAH型任务1.8分钟地面使用2.20分钟最大连续功率3.80分钟270328公里/小时巡航4.3

79、0分钟270320公里/小时巡航返回1.8分钟地面使用2.38分钟150180公里/小时3.6分钟280公里/小时最大速度4.32分钟无地效悬停5.30分钟巡航速度返回废阻组成%机 身 26%尾 面 4%外挂支柱 /起落架 25%发动机罩 8%炮 塔 /桨 毂 30%漏泄、动量损失 5%天线、其它 2%（未计外挂物）17%6%4%22%6%8%30%5%2%135相关知识 随着直升机技术水平的不断提高，直升机的废阻也在不断降低。与早期的直升机相比，现在直升机的总废阻已降低了大约5060%。图7-28给出了直升机废阻发展水平的统计数据。 图7-28 直升机废阻的发展水平136相关知识二、直升机废

80、阻估算 直升机的废阻通常用废阻面积（或当量平板面积）fe来表示，废阻面积可以由各个部件的阻力系数计算出来。 式中：Si各部件阻力系数的计算参考面积； Cxi建立在以Si为基础上的相应各部件的阻力系数。 直升机的总废阻力为： 式中：q模型试验的速压， 。 137相关知识表表7-5 7-5 几种典型直升机部件废阻面积分配表几种典型直升机部件废阻面积分配表直升机机型OH-6AUH-1BCH-47Z11Z9AZ8A设计总量(kg)11604300150002000340013000桨盘面积（m2）51514154889.75111.78280.55机 体（m2）0.1390.4651.4960.195

81、590.544321.25020旋翼桨毂（m2）0.1110.5111.3100.383410.493781.11316起落架（m2）0.0460.2790.7340.201470.321931.51889尾 面（m2）0.090.0840.114920.108320.17372其 它（m2）0.1580.4740.474合 计（m2）0.4651.8124.0130.895381.468344.05596 把直升机的废阻与旋翼的桨盘面积联系起来，可以用下面的公式来估算直升机的废阻： 对于一般的直升机：fe=0.010.015R2 对于气动外形良好的直升机：fe=0.0040.008R2 把直

82、升机的废阻与直升机的重量联系起来，可以用下面的公式来估算直升机的废阻： 138相关知识三、直升机减阻设计 1.1.机身减阻设计机身减阻设计 机身减阻设计的重点是改善影响机身阻力的关键部位的设计，主要是机头、机身中段、后机身/尾梁的外形设计。 （1）改善机头（驾驶舱）的外形设计 图7-30 机头形状对机身阻力影响 图7-29 座舱转角半径和机身阻力关系139相关知识（2）机身中段减阻设计 图7-31 机身横截面形状对阻力的影响 图7-32 后机身收缩比对阻力影响（3）后机身/尾梁的减阻设计 l典型的压差阻力增量 和后机身收缩比 lc/de 的关系曲线如图7-32所示 140相关知识l 但是，许多

83、直升机的后机身形状是根据使用要求来设计的，而不只是按气动要求。如由于后舱门的要求，常使后机身有向上的弯度，并有横向收缩。这样在巡航迎角下不仅增大阻力，而且还增加一个向下的升力，如图7-33。而弯度引起阻力的增加可由后机身的横向收缩得到一些补偿，如图7-34所示。 图7-33 后机身弯度对阻力和升力的影响图7-34 后机身弯度对阻力的影响 141相关知识采取下列局部措施可减少后机身上弯的影响：采取下列局部措施可减少后机身上弯的影响： 在后机身安装侧板。 后机身上表面凸起。 图7-35 侧板对CH-46直升机机身阻力的影响 图7-36 后机身上表面凸起对CH-46直升机机身阻力的影响142相关知识

84、后机身下表面装扰流板。 图7-37 扰流板对阻力和升力的影响图7-38 机身后的流态和阻力 143相关知识图7-40 典型的机身阻力随迎角和形状变化关系图7-39 避免产生过大阻力的后机身上斜角区域 2.2.旋翼桨毂减阻设计旋翼桨毂减阻设计桨毂阻力占直升机总废阻的20%30%。 桨毂阻力可以通过统计数据来估算：对于常规桨毂形式 f=0.00250.005R2 （R旋翼半径）对经过整流的桨毂 f=0.0015R2144相关知识图7-41 迎角和旋翼转速对桨毂阻力的影响 影响桨毂阻力的主要因素有：影响桨毂阻力的主要因素有：（1）桨毂前视面积AD （2）桨毂整流罩 （3）桨毂与塔柱的间距如图7-43

85、所示 桨毂塔相互干扰阻力系数图7-43 桨毂机身间距对干扰阻力的影响145相关知识3.3.起落架减阻设计起落架减阻设计 轮式起落架的阻力与其型式有关，其中约50%的阻力是机轮的阻力。橇式起落架的阻力要较轮式为小。最有效的减小起落架阻力的措施是将起落架收入机体。表表7-6 7-6 起落架收放后各部分废阻百分比比较起落架收放后各部分废阻百分比比较SA341（小羚羊）SA330（美洲豹）机身和管道尾翼和尾桨毂起落架或起落架整流主减整器和发动机桨 毂2172394039661930总 计100100146相关知识第八章第八章 直升机的总体布局设计直升机的总体布局设计147相关知识直升机总体布局工作的具

86、体任务是：进行总体构型设计和协调；布置和协调各主要部件的相对位置和尺寸；具体安排直升机内部的各种装载和设备；合理布置结构承力型式，布置和协调各主要结构承力件的相对位置及其尺寸；实现直升机的气动布局和重心定位要求。 总体布局的最终结果是绘制出总体布置图、交点数据图、重量分布和重心定位图，并最后完成总体布局初期所绘制的三面图，以及说明和确定直升机初步设计方案的各种技术文件，为全机详细设计提供依据。148相关知识8.1 8.1 直升机总体布局的主要要求直升机总体布局的主要要求总体布局的主要要求是：总体布局的主要要求是：1空气动力要求；2重心定位要求；3可靠性，维修性和保障性要求；4强度、刚度、最小重

87、量要求；5工艺性要求和成本要求；6生存力的要求。对直升机生存力的要求，一般从以下四个方面来考虑：对直升机生存力的要求，一般从以下四个方面来考虑：（1）不易被发现要求雷达反射、红外线和噪声等信号较小。（2）被发现后，不易被击中具有较强的躲避机动性。（3）被击中后，不易被击落具有较强的抗弹击能力 。（4）被击落后，人员能生存具有必要的抗坠毁性。 对于民用直升机，有些要求就不必考虑。通常抗坠毁性应予考虑，其规范也可比军用直升机的要求低些。149相关知识8.2 8.2 直升机总体构型设计直升机总体构型设计直升机构型设计是直升机总体布局设计的主要内容之一。 构型设计一般按如下程序进行：1确定参考轴系；2

88、确定旋翼与机身的间距；3确定旋翼与尾桨间距；4旋翼与发动机、传动系统相对位置的确定；图8-1 旋翼与机身间距 150相关知识5按选定的起落架型式和重心范围，完成起落架在机身上的布置方案，并确定停机角、主要舱门通道位置等。 1主轴 2主减速器 3尾轴 4中间减速器 5中间轴 6尾减速器 7通风装置传动轴图8-2 旋翼与发动机、传动系统相对位置151相关知识 在以上工作的基础上，就可以初步完成直升机三面图的设计（图8-3）： 图8-3 直升机三面图152相关知识 在初步完成三面图设计的基础上，进行机身的几何外形设计，机身几何外形的设计必须满足直升机气动特性的要求。 现代直升机设计通过“电子样机”设

89、计不仅可以完成几何外形的协调任务，而且还可以通过屏幕的显示，方便地对飞机主要承力构件和各种内部装载进行协调、安排和布置，机身中的各个系统，包括一些机构的空间位置的运动协调和干涉检查也可以准确地完成。 153相关知识8.3 8.3 直升机总体布置直升机总体布置8.3.1 8.3.1 机身的布置机身的布置1 1驾驶舱布置驾驶舱布置（1）驾驶舱的位置 （2）视界 （3）驾驶员座位的布置 图8-4 驾驶员视界范围154相关知识2 2机身座舱（客舱或货舱）的布置机身座舱（客舱或货舱）的布置（1）货舱货舱的容积尺寸和形状必须满足设计技术要求所提出的各种装载要求。 （2）旅客舱旅客舱的布置既要保证旅客的安全

90、性，又要保证具有较高的经济性和尽可能的舒适性。 （3）机身座舱尺寸的确定在总体设计阶段应根据设计技术要求（战术技术要求或使用技术要求）来确定机身座舱尺寸。 机身座舱的布置主要取决于直升机的任务要求（军用、民用、客运或货运）。155相关知识图8-6 英国“山猫”直升机的座舱容积要求 图8-6是英国“山猫”（Lynx）直升机确定座舱容积时所绘制的直升机总载荷与座舱容积的关系图。 156相关知识（4）座舱布置时所考虑的保证人员生存的措施机身座舱（包括驾驶舱）主要是载人，因此在布置时必须最大限度地保证人员的生存。 当直升机坠毁时，应使机身结构通过变形来吸收一部分能量，但此时必须保证人员生存空间。 在直

91、升机坠毁时，乘员座椅应能保证人员的生存。 应急出口在机身座舱布置时，必须布置足够的应急出口来保证人员离机脱险。 157相关知识8.3.2 8.3.2 机身结构承力型式的选择和布置机身结构承力型式的选择和布置 总体布置过程中要协调考虑全机各部件的结构承力型式，决定各主要承力元件的相互位置和连接，处理全机载荷的传递和平衡等问题。 直升机的全机结构承力布置，应在满足强度和刚度要求的前提下，使机体结构重量最轻、结构工艺性好、生存力高。为此，在进行结构承力布置时，应遵循下列原则： 1在结构承力布置时，在外载荷作用处，必须布置相应的结构承力件来承受和传递载荷。图8-9 传递斜向集中力的两种布置方案158相

92、关知识图8-10 主减速器架与框的连接方案2应充分利用承力结构元件，以减轻结构重量。3对半硬壳式结构开口段的结构承力设计，必须在开口附近增加相应的纵向和横向元件，以保证载荷的合理传递。 图8-11 几个接头布置在 同一加强框上图8-12 机身开口处的加强159相关知识4应使传力路线最短、最直接。5对于有抗坠毁要求的直升机，必须在结构上采取相应的设计措施，以满足抗坠毁的设计要求。 图8-13 抗坠毁机身结构设计示意图160相关知识8.3.3 8.3.3 动力舱和动力装置的布置动力舱和动力装置的布置（1）一般应将发动机紧靠旋翼轴和主减速器布置，使得传动系统重量最轻。 （2）要认真考虑动力装置的使用

93、维护性和可靠性。（3）动力舱的位置应考虑安全防火要求。（4）对军用武装直升机，还要考虑对发动机产生的红外线能进行抑制，尽量减少被敌方发现和攻击的可能性。 动力装置包括发动机、进排气系统、燃油系统及其他系统。在布置动力舱和动力装置时，需考虑以下一些情况: 161相关知识1 1发动机和进排气系统的布置发动机和进排气系统的布置（1）活塞式发动机；（2）涡轮轴发动机。图8-14分别给出了涡轮轴发动机在直升机不同的布置方案。 162相关知识图8-14 涡轮轴发动机在直升机上的布置在总体布置时，将发动机安排在主减速器的前面、后面还是两侧，是根据不同情况，从全机重量平衡和重心定位要求来考虑的。 发动机的布置

94、在很大程度上影响进排气系统的安排。 163相关知识2 2燃油和滑油系统的布置燃油和滑油系统的布置 图8-16 燃油箱位置的布置方案一般在布置燃油箱位置时，要求燃油重心与直升机总重心尽量靠近，以减小燃油消耗对直升机总重心所产生的影响。 在布置燃油箱时，还要考虑到防火、防弹、抗坠毁性、使用维护和更换等方面的要求。 燃油箱的布置还要考虑加油口、通气系统和通气口的位置等问题。 164相关知识8.3.4 8.3.4 起落架的布置起落架的布置1 1起落架的布置型式及其选择起落架的布置型式及其选择 直升机起落架的主要型式有轮式和橇式两种。轮式起落架的布置型式主要有前轮式和尾轮式，个别直升机的起落架也有采用四

95、轮式布置的 。图8-17 直升机起落架的型式165相关知识2 2起落架主要参数的选择起落架主要参数的选择 （1）前轮式起落架 图8-18 前轮式起落架的参数166相关知识图8-19 带侧滑的着陆滑跑情况下，作用在直升机 上的载荷（略去旋翼气动力的影响） 保证直升机不发生侧向倾覆的条件是恢复力矩大于倾覆力矩，即: 为满足直升机不发生侧向倾覆的最小横向轮距为：（8-5）（8-3）167相关知识（2）尾轮式起落架 图8-20 尾轮式起落架的参数以上各参数的选择原则大致如下：以上各参数的选择原则大致如下： 前四个参数（ 、B、b、)在选择时考虑的原则与前轮式起落架基本类似。前罩角的选择，主要考虑防止直

96、升机在着陆滑跑时，因机轮刹车而可能向前翻倒的情况。 168相关知识8.4 8.4 直升机的重心定位直升机的重心定位 在进行总体布局设计时，应同时进行全机的重量计算和重心定位，以保证直升机的前后重心位置和变化范围符合要求。 8.4.1 8.4.1 直升机的重心范围直升机的重心范围 一般单旋翼式直升机所允许的重心变化范围比较窄，它受到下列条件的限制：图8-22 纵向操纵倾斜角 与平飞速度V的关系曲线1在各种飞行条件下，借助于正常的操纵，应能保证直升机的平衡。2旋翼桨叶在各种飞行状态下的挥舞量不能超过设计限制。169相关知识3桨叶、桨毂和旋翼轴的疲劳强度不能超过设计限制。4直升机的纵向稳定性应符合设

97、计要求。图8-23 直升机重心位置对迎角静稳定性的影响170相关知识8.4.2 8.4.2 直升机的重心定位直升机的重心定位为了检查直升机的重心是否符合要求，必须进行全机重心定位。 图824 直升机重心定位程序框图图8-25 直升机重心定位程序框图171相关知识第九章第九章 现代直升机总体设计技现代直升机总体设计技术的发展术的发展172相关知识9.1 9.1 直升机总体参数优化设计直升机总体参数优化设计主要依赖于统计分析或参考样机，加上设计者个人的经验和创造性思维对总体设计方案进行调整和修改，这样得到的结果与设计者个人的设计经验和设计水平有很大关系； 由于设计过程周期长、效率低，要得到一个真正

98、的最优方案几乎是不可能的。 在4.4节中介绍的直升机总体参数选择方法是依据统计数据或参考样机形成初步方案，经过反复迭代、修改得到满足设计要求的可行方案。这种传统的设计方法： 优化设计即是使实际设计问题转化为在规定的各种设计限制条件下的最优化问题，这需要通过分析，首先建立优化数学模型，然后运用最优化原理和方法，在计算机上进行自动寻优计算，选出最优的设计方案。 173相关知识9.1.1 9.1.1 直升机总体参数优化设计数学模型直升机总体参数优化设计数学模型用优化的术语可以将直升机总体设计问题表述为：用优化的术语可以将直升机总体设计问题表述为： 在设计变量空间里，求设计变量x，使得目标函数最优，并

99、满足一系列约束条件。其优化设计的数学模型为：其中： An 为设计变量空间；f(x) 为目标函数；gi(x) 为不等式约束；hj(x) 为等式约束。为设计变量；174相关知识 此数学模型表示在变量空间An内的一个矢量x，它在满足一系列约束条件下，使目标函数f(x)最小（或最大）。由于上述模型的目标函数和约束条件都是非线性函数，求解上述问题实质上是求解一个多元、有约束的非线性规划问题。 9.1.2 9.1.2 直升机总体参数优化设计的基本要素直升机总体参数优化设计的基本要素图9-1所示为直升机总体参数优化设计过程框图。 图9-1 总体参数优化设计框图一、设计变量 在优化设计过程中可以调整选择的基本

100、独立参数称为“设计变量”，设计变量代表了设计方案，确定了设计变量，就定义了一个直升机的总体方案。175相关知识二、目标函数 在优化设计过程中，在评价方案的优劣时必须要有一个评比的标准，这就是在满足约束条件下，要求方案的某一个特性为最优（最大或最小）。 三、约束条件 在直升机总体参数优化设计的过程中，设计变量的取值范围是有一定限制的，这个限制条件称为约束条件或设计约束。 约束条件按其数学表达式分成等式约束和不等式约束两种类型。 176相关知识9.1.3 9.1.3 直升机总体参数优化设计的分析模型直升机总体参数优化设计的分析模型 对总体参数优化来说，当设计参数确定以后，通过分析模型计算出直升机的

101、相关的性能、特性等，由于直升机总体参数选择涉及到性能分析、发动机分析、结构分析、动力学分析、飞行品质分析和经济性分析等，因此，分析模型十分复杂，参数也很多，一般在总体优化设计中将上述问题进行简化，得到面向设计的分析模型，以适用于参数优化设计。 9.1.4 9.1.4 优化方法优化方法 优化方法分为两大类：一类是基于导数的优化方法，即需要计算目标函数和约束条件对设计变量的导数；另一类不需要计算目标函数和约束对设计变量的导数，称为直接法。 177相关知识 直升机总体参数优化设计实质上是求解一个多元、有约束的非线性规划问题。其求解过程一般分成两步：第一步是用序列无约束最小化方法中罚函数法将有约束的非

102、线性规划问题转换成无约束非线性规划问题。第二步用优化方法中的直接法求解上述无约束的非线性规划问题。 一、用序列无约束最小化方法中罚函数法将有约束非线性规划问题转换成无约束非线性规划问题 转换方法很多，其中最简单、最有代表性的是惩罚函数法。 178相关知识构造一个新的目标函数R（x、M） 式中 为原目标函数。为与约束条件有关的惩罚项，其取值为： 式中:yk第k项性能计算值； Jk第k项约束值； Mk罚因子。 采用罚函数法处理后，将约束条件都反映在处理后的综合目标函数中，从而使有约束非线性规划问题转换成无约束的非线性规划问题。 （当x在可行域内）（当x不在可行域内）179相关知识二、用直接法求解无

103、约束多元非线性规划问题 用直接法求解多元非线性规划问题的方法很多，在直升机总体参数优化中常用的方法有“随机方向法”、“单纯形法”和“Powell法”等。 图9-3 随机方向法流程框图180相关知识三、遗传算法 遗传算法（Genetic Algorithm, GA）是生命科学与工程科学的相互交叉、相互渗透和相互促进而成的新的仿生优化算法。遗传算法基于基因和进化，是一类模拟生物界自然选择和自然遗传机制的随机化搜索算法。图9-4 遗传算法的流程框图四、参数敏感性分析 在优化求得“最优方案”后，可利用优化程序进行参数敏感性分析，即改变方案的某一个参数，其它参数保持在最优值上，以观察这一参数对性能及目标

104、函数的影响程度。 181相关知识9.1.5 9.1.5 多目标综合优化设计多目标综合优化设计 在直升机总体设计中设计要求是多方面的，不仅有各种飞行性能的要求，同时还有重量效率、飞行力学特性、动力学特性等要求，即所谓多目标优化。实际工程设计问题，大多属于这种多目标优化问题。 多目标优化问题的数学模型表示为：多目标优化问题的数学模型表示为： 在该模型中，多目标函数 f1(x)、f2(x)之间往往是相互影响，有时可能是相互矛盾的。而且，不能期望他们同时达到最优解，甚至有时还会。182相关知识 产生对立的情况，这就需要在各种目标的最优解之间进行协调，相互作出适当“让步”，以便取得整体最优方案，而这种协

105、调和让步往往带有经验性和模糊性。因此，多目标优化实质上是直升机总体综合优化设计。 多目标优化的数学方法很多，以下简要说明几种常用的方法。（1 1）线性加权法）线性加权法（2 2）主要目标法）主要目标法（3 3）评价函数法）评价函数法183相关知识9.2 9.2 多学科设计优化概述多学科设计优化概述 多学科设计优化的主要思想是在复杂系统设计的整个过程中集成各个学科（子系统）的知识，应用有效的设计优化策略和分布式计算机网络系统来组织和管理设计过程，通过充分利用各个学科（子系统）之间的相互作用所产生的协同效应，获得系统的整体最优解。并通过实现并行设计来缩短设计周期，从而使研制出的产品更具竞争力。 一

106、、多学科设计优化技术的特点1 面向设计的多学科分析；2多学科设计优化通过对整个系统的优化设计解决不同学科间的权衡问题 ；3为了减小由于采用高精度分析模型带来的过大的计算工作量，通常采用近似技术；4通过系统分解和各子系统数学模型的模块化，使计算并行化成为可能。184相关知识二、多学科设计优化问题描述多学科设计优化问题可表述为：多学科设计优化问题可表述为：三、多学科设计优化算法 多学科设计优化常用优化算法有协同优化算法和并行子空间优化算法。185相关知识1 1协同优化算法协同优化算法（Collaborative Optimization）图9-5 协同优化算法框图186相关知识2 2并行子空间优化

107、并行子空间优化（Concurrent Subspace Optimization）图9-6 基于响应面的并行子空间优化算法框图 直升机总体设计是典型的多学科设计优化问题，涉及到空气动力学、飞行力学、动力学、结构分析等多个学科。这些学科互相耦合、相互影响，需要对设计参数进行综合权衡才能获得最优的设计方案。 187相关知识9.3 9.3 数字化设计数字化设计 随着计算机辅助设计（CAD）技术的发展，设计人员可以利用实体建模软件（如CATIA）在计算机上直接对产品进行三维设计。当建立了三维数字化模型后，设计人员可以在计算机上很方便地进行后续环节的设计工作，如工程分析和仿真、部件的模拟装配、运动模拟、

108、干涉检查、数控加工编程等，从而为产品的整个寿命期内所有环节采用统一的产品信息模型奠定了基础，并由此引发了产品设计方法的一次重大变革，即数字化设计。 近年来，数字化设计技术及其应用已获得重大进展，在航空航天领域中也得到成功地应用。 188相关知识 在直升机研制中采用数字化设计技术后，设计人员可以在三维数字化模型的基础上进行数字化预装配、形成数字化样机；利用数字样机进行计算机仿真，协调评估结构和系统设计的合理性，进行干涉检查。因此，数字化设计技术的应用将直升机的总体设计、气动设计、结构设计、工艺设计等紧密融合在一起，从而减少了设计返工，提高了设计质量，有效降低了直升机的研制成本。 一、数字化产品定

109、义； 二、数字化预装配；三、并行产品定义； 四、产品数据管理。189相关知识9.4 9.4 并行工程方法并行工程方法 并行工程（Concurrent Engineering简称CE)是产品及其相关过程（包括加工和保障）的一种一体化的并行设计的系统方法。它强调综合设计，强调各专业技术人员的协同合作，强调在产品设计一开始就要考虑产品从概念设计到报废处理的全寿命周期内的各种性能要求。并行工程方法并不是指对某个专业内容的具体设计方法，而是指应用系统工程的原理和管理方法，并利用集成的计算机环境而建立起来的一种新的研制模式和工作模式并行运行方式。190相关知识1 1并行工程方法的主要特点：并行工程方法的主

110、要特点：1）综合设计 2）强调全过程人员的协同工作 3）数字化三维产品定义 2 2并行工程方法的实施的条件：并行工程方法的实施的条件：1）产品开发队伍重构2）过程重构3）协同工作环境4）数字化产品定义191相关知识9.5 9.5 直升机隐身技术概述直升机隐身技术概述 现代电子探测技术和导弹技术的发展，对武装直升机生存力构成了严重的威胁。为了适应未来战场环境，使武装直升机在战争中具有良好的生存力和作战能力，“隐身性”已成为现代武装直升机重要的战术技术指标之一。 一架直升机向敌人暴露其轨迹或其存在的信号途径是：光、声、雷达回波、红外或电磁发射波。按照探测手段，隐身技术可分为：雷达隐身、红外隐身、电

111、子隐身、可见光隐身、声学隐身技术等。 192相关知识 雷达对目标照射所产生的散射回波强度通常是用雷达散射面积RCS（Radar Cross Section）来表示，对于一定的雷达系统，RCS主要决定于目标的几何外形和材料的物理特性。因此，减小目标雷达散射面积RCS的主要措施是：（1）改善其外形设计； （2）采用雷达吸波材料。9.5.1 9.5.1 雷达隐身技术雷达隐身技术 雷达是利用无线电波发现目标并测定其位置的设备，当雷达发射的电磁波在传播过程中遇到像直升机这样的障碍物时，将产生反射和绕射。193相关知识（1）通过对机体外形设计，可以改变电磁波散射机理，将强散射源（如镜面反射）改为弱散射源（

112、如边缘绕射或尖顶绕射），从而达到降低RCS的目的。（2）目标的RCS随其外形和方位而变化，通过改变目标的外形和被照射的方向可以控制其散射方向，从而减小目标的RCS。 （3）由于角反射器在很大的方位角范围内都有很强的散射波。为了减少直升机的RCS，必须消除机体上的角反射器效应。 （4）发动机进气道和尾喷管也是强散射源，另外，进气道唇口产生的边缘散射也不容忽视。一、隐身外形设计一般采取如下措施：一般采取如下措施： 194相关知识 由美国波音/西科斯基公司研制的RAH-66侦察/攻击直升机是世界上第一个现代隐身直升机，在隐身外形设计上采取了一系列减少或消散雷达反射波的措施，其雷达散射面积比目前其它任

113、何直升机都小。其主要措施是：（1）RAH-66直升机的机头光电传感器转塔为带角平面边缘形状，有消散雷达反射波的作用；图9-8 RAH-66直升机隐身外形195相关知识二、采用雷达隐身材料 雷达隐身材料是指能够减少雷达散射面积的材料，分为雷达吸波材料和雷达透波材料。 雷达吸波材料是指材料本身具有吸收微波的功能，这种材料是通过某种物理作用将雷达波能量转化为其它形式的能量而耗散，从而减小雷达波的反射。 雷达透波材料是指材料本身对电磁波不发生作用而保持透明状态，非金属复合材料具有这种功能。（2）RAH-66减少雷达散射面的另一个设计措施是内藏式武器系统和收放式起落架。 （3）对外形隐身而言，外形设计固然重要，但加工工艺对设计思想的实现有着重要影响。 196相关知识9.5.2 9.5.2 红外隐身技术红外隐身技术 红外隐身是针对红外探测手段而言，其目的是降低被红外探测装置发现的概率，避免被红外制导武器击中，以提高直升机生存力。 直升机的红外辐射主要来源于发动机尾喷管的热辐射。在直升机上采用的红外隐身技术主要有：在直升机上采用的红外隐身技术主要有： 1）在发动机尾喷口上安装屏蔽排气装置的红外抑制器。 图9-9 红外抑制器197相关知识2）采用红外隐身涂料。 图9-10 RAH-66红外抑制与机身结构一体化198相关知识