本發(fā)明專利技術(shù)屬于直升機設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種直升機主尾槳功率分配計算方法，先計算直升機的主減輸入功率，再使用腳蹬位移來計算尾槳功率，然后由直升機的主減輸入功率減去尾槳功率和附件消耗功率來得到主旋翼功率。本發(fā)明專利技術(shù)可以計算直升機不同飛行狀態(tài)的主旋翼功率和尾槳功率，包括可以計算瞬時機動狀態(tài)，且計算誤差小，顯然解決了目前的計算方法只能計算直升機穩(wěn)定狀態(tài)下主旋翼功率和尾槳功率的弊端，大大提升了對直升機主旋翼功率和尾槳功率的監(jiān)控力度，并且通過獲得更多的瞬時機動狀態(tài)數(shù)據(jù)能夠進(jìn)一步提升對直升機的設(shè)計能力，還給出了主旋翼功率和尾槳功率數(shù)值超過相應(yīng)最大輸出功率的限制的異常告警方法，能夠更加有效地保障直升機的飛行安全。障直升機的飛行安全。
【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
一種直升機主尾槳功率分配計算方法
[0001]本專利技術(shù)屬于直升機設(shè)計
，涉及一種直升機的主、尾槳功率的計算方法，具體涉及了一種直升機主尾槳功率分配計算方法。
技術(shù)介紹
[0002]直升機傳動系統(tǒng)主減速器的功率限制包括主減速器最大輸入功率限制，主旋翼軸輸出功率限制，尾軸輸出功率限制。目前，直升機上均具有發(fā)動機的扭矩顯示，通過扭矩數(shù)值可以判斷主減速器是否超過最大輸入功率限制，但是國內(nèi)外的直升機顯示中尚未給出飛行過程中直升機主尾槳功率的數(shù)值。
[0003]傳統(tǒng)的直升機主尾槳功率計算方法如下：根據(jù)穩(wěn)定飛行狀態(tài)的主槳距計算主旋翼功率，根據(jù)穩(wěn)定飛行狀態(tài)的尾槳距計算尾槳功率。該方法只能計算穩(wěn)定飛行狀態(tài)的主尾槳功率。直升機飛行過程中，尾槳功率占直升機總功率的比例很小，最大不超過20％，絕大多數(shù)飛行狀態(tài)下小于10％，主旋翼功率占直升機總功率的80％以上。理論計算和參數(shù)測量都存在誤差，較小的主槳距變化都會引起主旋翼功率的較大波動，因此無法精確判斷主旋翼軸功率與主旋翼軸限制功率之間的功率余量。
技術(shù)實現(xiàn)思路
[0004]為了解決上述問題，本專利技術(shù)提供了一種直升機主尾槳功率分配計算方法，根據(jù)尾槳距計算出尾槳功率，然后由主減輸入功率減去尾槳功率得到主旋翼軸功率，該計算方法不但可以計算直升機穩(wěn)定飛行狀態(tài)的主尾槳功率，還可以計算瞬時機動狀態(tài)，且計算誤差小，如果計算出的主尾槳功率數(shù)值超過主旋翼軸或者尾輸出軸最大輸出功率的限制，則給出傳動系統(tǒng)功率異常的告警。
[0005]本專利技術(shù)的技術(shù)方案如下：
[0006]一種直升機主尾槳功率分配計算方法，先計算直升機的主減輸入功率，再使用腳蹬位移來計算尾槳功率，然后由直升機的主減輸入功率減去尾槳功率和附件消耗功率來得到主旋翼功率。
[0007]進(jìn)一步的，直升機的主減輸入功率pw
主減
的計算方法為：
[0008][0009]其中，Q實測是實測旋翼轉(zhuǎn)速，pw
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速下的主減輸入功率， Nr
實測
是實測旋翼轉(zhuǎn)速，Nr
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速即額定旋翼轉(zhuǎn)速。
[0010]進(jìn)一步的，用腳蹬位移計算尾槳功率的方法是：先由腳蹬位移計算尾槳距：再由尾槳距計算海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率：最后由海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率計算當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率。
[0011]進(jìn)一步的，用腳蹬位移wz計算尾槳距pedal的方法是：
[0012]pedal＝k
×
wz+b；
[0013]其中，k和b由直升機的尾槳距與腳蹬位移之間的對應(yīng)關(guān)系換算求得。
[0014]進(jìn)一步的，尾槳距pedal計算海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率的計算方法包括懸停計算方法和前飛計算方法，懸停和增速到最佳爬升速度Vy 前，使用懸停計算方法；向前飛行時，即速度大于等于Vy，使用前飛計算方法；
[0015]懸停計算方法是：
[0016][0017]前飛計算方法是：
[0018][0019]其中，A1、B1、C1、D1、E1、C2、D2、E2通過旋翼塔試驗或者飛行試驗獲得。
[0020]進(jìn)一步的，由海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率計算當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率pw
尾槳
的計算方法是：
[0021][0022]其中，δ是密度比，
[0023]Δ是壓力比，Δ＝(1
?
0.0065
×
Hp/288.15)
5.25588
，Hp為當(dāng)前壓力高度；
[0024]θ是溫度比，Th為當(dāng)前大氣溫度；
[0025]Nr
實測
是實測旋翼轉(zhuǎn)速，Nr
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速即額定旋翼轉(zhuǎn)速。
[0026]進(jìn)一步的，由直升機的主減輸入功率pw
主減
減去尾槳功率pw
尾漿
和附件消耗功率pw
附件
來得到主旋翼功率pw
主旋翼
的計算方法是：
[0027][0028]進(jìn)一步的，還包括計算參考旋翼轉(zhuǎn)速下的主旋翼功率進(jìn)一步的，還包括計算參考旋翼轉(zhuǎn)速下的主旋翼功率
[0029]其中，pw
主旋翼
是主旋翼功率，Nr
實測
是實測旋翼轉(zhuǎn)速，Nr
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速即額定旋翼轉(zhuǎn)速；
[0030]然后使用參考旋翼轉(zhuǎn)速下主旋翼功率與主旋翼軸限制功率進(jìn)行對比，判斷參考旋翼轉(zhuǎn)速下的主旋翼功率是否超出限制；若超出，則記錄并提出告警。
[0031]進(jìn)一步的，使用當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率計算參考旋翼轉(zhuǎn)速下尾槳功率，然后使用參考旋翼轉(zhuǎn)速下尾槳功率計算主減尾輸出功率，最后使用主減尾輸出功率與主減尾輸出限制功率進(jìn)行對比，判斷主減尾輸出功率是否超出限制；若超出，則記錄并提出告警。
[0032]進(jìn)一步的，使用當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率pw
尾槳
計算參考旋翼轉(zhuǎn)速下尾槳功率的方法是：
[0033][0034]使用參考旋翼轉(zhuǎn)速下尾槳功率計算主減尾輸出功率的方法是：
[0035][0036]其中，Nr
實測
是實測旋翼轉(zhuǎn)速，Nr
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速即額定旋翼轉(zhuǎn)速。
[0037]本專利技術(shù)的有益效果：
[0038]1、本專利技術(shù)設(shè)計的一種直升機主尾槳功率計算方法可以計算直升機不同飛行狀態(tài)的主旋翼功率和尾槳功率，包括可以計算瞬時機動狀態(tài)，且計算誤差小，顯然解決了目前的計算方法只能計算直升機穩(wěn)定狀態(tài)下主旋翼功率和尾槳功率的弊端，大大提升了對直升機主旋翼功率和尾槳功率的監(jiān)控力度，并且通過獲得更多的瞬時機動狀態(tài)數(shù)據(jù)能夠進(jìn)一步提升對直升機的設(shè)計能力。
[0039]2、本專利技術(shù)還給出了主旋翼功率和尾槳功率數(shù)值超過相應(yīng)最大輸出功率的限制的異常告警方法，具有及時、準(zhǔn)確、可靠等優(yōu)點，能夠更加有效地保障直升機的飛行安全。
具體實施方式
[0040]本部分是本專利技術(shù)的實施例，用于解釋和說明本專利技術(shù)的技術(shù)方案。在不沖突的情況下，本專利技術(shù)的實施例及實施例中的特征可以互相組合。
[0041]本專利技術(shù)的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示方向或位置關(guān)系為給予說是的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本專利技術(shù)和簡化描述，而不是指示或暗示所指裝置或與案件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本專利技術(shù)的限制。此外，術(shù)語“第一”、“第二”等僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性或隱含所指示的技術(shù)特征的數(shù)量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或隱含包括更多個該特征。在本專利技術(shù)的描述中，除非另有說明，“多個”的含義是兩個或以上。
[0042]本專利技術(shù)的本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點】
【技術(shù)特征摘要】
1.一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，先計算直升機的主減輸入功率，再使用腳蹬位移來計算尾槳功率，然后由直升機的主減輸入功率減去尾槳功率和附件消耗功率來得到主旋翼功率。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，直升機的主減輸入功率pw
主減
的計算方法為：其中，Q實測是實測旋翼轉(zhuǎn)速，pw
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速下的主減輸入功率，Nr
實測
是實測旋翼轉(zhuǎn)速，Nr
參考
是參考旋翼轉(zhuǎn)速即額定旋翼轉(zhuǎn)速。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，用腳蹬位移計算尾槳功率的方法是：先由腳蹬位移計算尾槳距：再由尾槳距計算海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率：最后由海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率計算當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，用腳蹬位移wz計算尾槳距pedal的方法是：pedal＝k
×
wz+b；其中，k和b由直升機的尾槳距與腳蹬位移之間的對應(yīng)關(guān)系換算求得。5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，尾槳距pedal計算海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率的計算方法包括懸停計算方法和前飛計算方法，懸停和增速到最佳爬升速度Vy前，使用懸停計算方法；向前飛行時，即速度大于等于Vy，使用前飛計算方法；懸停計算方法是：前飛計算方法是：其中，A1、B1、C1、D1、E1、C2、D2、E2通過旋翼塔試驗或者飛行試驗獲得。6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種直升機主尾槳功率分配計算方法，其特征在于，由海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的尾槳功率計算當(dāng)前壓力高度、大氣溫度、旋翼轉(zhuǎn)速條件下的尾槳功率pw
尾槳
的計算方法是：其中，δ是密度比，Δ是壓力比，Δ＝(1
?
0.0065
...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：張云鶴，邱良軍，徐爽，
申請(專利權(quán))人：中國直升機設(shè)計研究所，
類型：發(fā)明
國別省市：
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