1、 “XXX”共轴双旋翼飞行器升力/功率计算报告一、报告目的讨论在“XXX”定总重为 50kg/60kg 时，需用功率计算方法以及功率与旋翼直径的关系。二、计算方法给定参考参数：起飞重量 50kg/60kg，旋翼转速 3000RPM，参考总距 8.5deg。本机型实现悬停高度6m，因此不考虑大气密度变化，不考虑发动机的高度特性。对于共轴双旋翼，由于上下旋翼的相互干扰，悬停时，相同发扭矩（功耗）下旋翼的升力大约是上旋翼的 86%。计算需用功率时，考虑到双旋翼功率影响，总功率 P=2P 上1.219。参考公式如下（参考直升机气动力手册（上卷） P14）：2GpRTK且 TFCf201()()f703
2、TyCk102Tv074KxpxmkC1iTJvKbKxibm且 xusjNfA 2301()()75NfRxusjNA其中， 为垂直吹风增重系数，范围在 1.021.05 之间； 为标准大气密度， 是K 00所在海拔出相对大气密度，近似为 1； 为升力系数， 为桨叶实度， 为拉力修正系7yC0Tk数，范围 0.950.98， 为叶端损失系数； 为诱导速度； 、 、 分别为型阻10vKxmiKb功率、诱阻功率和临街马赫功率（近似为 0） ； 为型阻修正系数，取 1.01.1； 为诱pk0J导功率修正系数，取值 1.051.10； 为功率损失系数，常用 0.8 左右。三、具体内容本章主要讨论，不
3、同直径下，产生相同升力（即总重一定时）的需用功率。悬停时，升力抵消总重，给出不同直径下，上下旋翼需用功率的曲线。具体总重分配：G 上=G(1/1.86)，G 下=G(0.86/1.86)。图 3.1 总重 50kg，上旋翼直径- 需用功率曲线图 3.2 总重 50kg，下旋翼直径-需用功率曲线图 3.3 总重 60kg，上旋翼直径-需用功率曲线图 3.4 总重 60kg，下旋翼直径-需用功率曲线此外，计算中还额外发现，随着总重的增加，极值点是向着直径增大方向移动的。初步结论：如图 3.1、3.2 所示，在总重 50kg 时，上旋翼在直径 1.2m 处所需功率最小，而下旋翼则是在 1.13m 左
4、右所需功率最小。并且，假如总重增加，如图 3.1、3.2、3.3 以及 3.4 所示，最小需用功率的极值点是后移的。因此，旋翼直径应选在 1.13 到 1.2m 之间；考虑到总重变大，则旋翼直径相对增大，假如总重减小，则需相对减小直径。四、结论本文用理论的方法计算了不同旋翼直径下的功率特性。虽然无法确切地获取功率的值，但可以得到以下两个结论：（1）在一定总重下，旋翼直径在一定范围内是可以保证需用功率最小。对于 50kg 的飞行器，这个最有范围是 1.13m 到 1.2m 之间，并且范围随总重增减而前后移动。（2）增加总重肯定会导致需用功率增加。以总重 50kg 为例，下面给出理论计算的一些数据结果：表 4.1 计算数据损失系数直径 D=1m D=1.2m D=1.3m D=1.4m=0.84时 P /kw 10.54 10.01 10.38 11.13=0.8时 P /kw 11.06 10.50 10.90 11.69表中， 为共轴双旋翼功率损失系数。
