直升机旋翼桨毂静载荷计算
旋翼升力计算公式
旋翼升力计算公式旋翼升力的计算公式对于很多人来说可能比较陌生，但在航空航天领域，它可是至关重要的。
咱们先来说说旋翼升力是咋回事。
想象一下直升机的螺旋桨在不停地转动，那就是旋翼啦。
旋翼旋转起来能够产生升力，让直升机飞起来，就像风扇转动能带来风一样。
旋翼升力的计算公式通常涉及到多个因素，比如说空气的密度、旋翼的转速、旋翼的形状和面积等等。
一般来说，常见的计算公式是：升力 = 1/2 ×空气密度 ×旋翼转速的平方 ×旋翼面积 ×升力系数。
我给您讲讲我曾经的一次经历，就跟这旋翼升力有点关系。
有一次我去参观一个航空展览，在那里看到了一架超级酷炫的直升机模型。
旁边有个小朋友就问他爸爸：“爸爸，这直升机咋就能飞起来呢？”那位爸爸支支吾吾半天也没说清楚。
我当时就凑过去，用比较简单的方式给他解释了一下旋翼升力的原理。
小朋友似懂非懂地点点头，然后说：“那是不是转速越快，升力就越大呀？”我笑着告诉他：“小朋友，这可没那么简单，还得考虑空气密度、旋翼面积这些因素呢。
”咱们接着说这计算公式里的各个部分。
空气密度呢，就好比是一堆沙子，密度大的时候沙子堆得紧，密度小的时候就松松垮垮的。
在不同的高度和天气条件下，空气密度是会变化的。
旋翼转速就好理解啦，转得越快，一般来说产生的力量就越大。
旋翼面积呢，就像是一把扇子，扇子越大，扇出来的风可能就越强。
而升力系数呢，这个就有点复杂了，它跟旋翼的形状、角度等等都有关系。
在实际应用中，要准确计算旋翼升力可不是一件容易的事儿。
工程师们得进行大量的实验和模拟，才能确定最合适的参数，让直升机飞得又稳又安全。
比如说，在设计一款新型直升机的时候，工程师们会先根据任务需求确定大概需要多大的升力。
然后通过不断调整旋翼的转速、形状、面积等等，来找到最佳的组合。
这过程就像搭积木，一块一块地试，直到搭出最稳固、最漂亮的城堡。
而且，这旋翼升力的计算还不仅仅是在直升机上有用。
直升机旋翼桨叶载荷测量方法
97电子技术Electronic Technology电子技术与软件工程Electronic Technology & Software Engineering旋翼是直升机最重要的部件之一，是唯一的升力和拉力来源，因此旋翼载荷的精确测量显得尤为重要，直接关系到旋翼这一部件本身的寿命，关系到整个直升机的安全性、可靠性及寿命，是直升机研制过程中的一个重要环节[2]。
电阻应变式传感器精度高，测量范围广，寿命长，结构简单，频响特性好，能在恶劣的环境中工作，易于实现小型化、整体化和品种多样化等，在应力测量技术中应用中十分广泛。
基本电阻应变片的诸多优点，适合应用在测量旋翼载荷复杂多变的测量环境，本文介绍的就是某型直升机应用电阻应变片测量旋翼桨叶载荷。
1 测试原理及方案1.1 电阻应变片的工作原理电阻应变片是用于测量应变的元件，它能将机械构件上应变的变化转换为电阻值的变化。
常用的电阻应变片有箔式和丝式，由四个部分组成：（1）电阻丝( 敏感栅)，它是应变片的转换元件；（2）基底与面胶，基底是将传感器弹性体表面的应变传递到电阻丝栅上的中间介质．并起到电阻丝与弹性之间的绝缘作用，面胶起着保护电阻丝的作用；（3）粘合剂，它将电阻丝与基底粘贴在一起；（4）引出线，作为连接测量导线用[3]。
将电阻应变片粘贴在桨叶本体表面上，当桨叶在运动中变形时，电阻应变片的金属丝长度和横截面积也随之变化，阻值也发生变化。
安装有电阻应变片的直升机结构件在受到特定载荷作用时，应变片电阻相对变化△R/R 与结构的相对变形△l/l （定义为应变ε）有下述线性关系：△R/R=K o △l/l= K o ε （1）式中K o 为电阻应变片的灵敏度系数。
1.2 旋翼桨叶载荷测试原理及方案旋翼桨叶载荷的测量一般包括扭矩、挥舞弯矩、摆阵弯矩，在测试中一般使用电阻应变片组成全桥测量，可以消除热输出带来的影响。
电桥的基本任务是把反映结构应变变化的应变片电阻的变化转换成电压（电流）信号的变化，采集处理后转换为对应测点的载荷值。
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件的疲劳特性试验是评估直升机结构件耐久性和疲劳寿命的重要手段。
在进行疲劳试验之前，需要对试件所承受的载荷进行合理计算，以确保试验的真实可靠性和准确性。
本文将介绍直升机结构件疲劳特性试验载荷计算的方法。
直升机结构件平稳载荷计算方法：
平稳载荷是指直升机在正常飞行中所受到的外来载荷。
平稳载荷的计算方法一般包括以下几个步骤：
1. 飞行载荷计算：
飞行载荷是对直升机在飞行过程中所受到的外来载荷进行分析和计算。
飞行载荷的计算方法一般包括带有荷载因子的静力载荷计算和动力载荷计算。
2. 荷载谱计算：
荷载谱是对直升机在特定飞行条件下的载荷进行统计分析和计算。
荷载谱的计算方法需要根据直升机的设计要求来确定。
3. 应力峰值计算：
应力峰值是指试件在飞行过程中受到的最大载荷。
应力峰值的计算方法一般是将荷载谱与试件的响应模型进行耦合分析，得到试件受力的时域响应，然后求取应力峰值。
1. 飞行数据采集：
飞行数据的采集是通过安装各类传感器来实时采集直升机在飞行过程中的飞行参数，如速度、加速度、振动等。
2. 数据处理：
通过对采集到的飞行数据进行滤波、去噪、降采样等处理，得到平稳频域下的载荷谱数据。
3. 载荷谱计算：
根据飞行数据的统计分析，计算得到载荷谱，并对其进行验证和修正。
100kg载荷多旋翼 参数
100kg载荷多旋翼参数1 前言一套完整的共轴双旋翼无人直升机系统一般有7个系统组成，包括：直升机平台，飞控系统，动力系统，舵机系统，数据链系统，地面站系统，载荷系统。
本文主要是针对共轴双旋翼无人直升机平台的构造及设计进行了简要的阐述。
2 概述“共轴双旋翼无人直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过所谓的上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向操纵，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。
”图1 共轴双旋翼无人直升机3 共轴双旋翼无人直升机总体设计3.1 主要参数分析与选择共轴双旋翼无人直升机平台的主要参数是总体方案的设计变量，它对直升机的性能有着决定性的影响。
因此，在直升机平台总体设计的初始阶段就要严密地进行参数选择，直升机平台总体设计参数关系到平台的飞行性能，飞行品质，气动，结构等参数。
是属于顶层设计。
对平台关键性指标起着决定性作用，同时也需要结合底层细节设计的数据相互验证，反复迭代。
直升机平台的主要参数包括，直升机总重，桨盘载荷，功率载荷，旋翼实度，和桨尖速度等。
3.1.1桨盘载荷的选择及方法桨盘载荷的定义：旋翼的拉力与旋翼桨盘面积之比。
式中，p 表示桨盘载荷，G表示直升机重量，R表示旋翼半径。
p=G/(πR²)桨盘载荷应在保证直升机平台所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机平台的有效载荷在总重中所占比例最大。
在具体设计时，参考与所设计直升机相近的现有直升机平台的统计数据，根据设计的具体情况来确定，一般可以遵循以下的原则：1.直升机总重量越大，桨盘载荷也应选得越大，一方面，总重较大时，往往选取更大的能获得较高的有效载荷，另一方面，对于总重较大的直升机。
如果p选得不够大，旋翼直径就会过大，在总体布置，使用等方面将引起相应问题。
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有效载荷。
典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析
典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析
孙韬;谭剑锋;王浩文
【期刊名称】《南京航空航天大学学报》
【年(卷),期】2011(043)003
【摘要】建立了基于柔性多体动力学思想的综合气弹分析方法,以SA349/2"小羚羊"直升机为算例,对其典型飞行状态,包括一个小前进比状态,一个大前进比状态以及一个高速稳态转弯状态进行载荷计算.对于两个稳态前飞状态,采用自由尾迹模型计算诱导入流,通过配平迭代获得旋翼载荷;对于稳态转弯状态,将实测配平量作为输入量,采用Glauert线性入流模型计算诱导速度.在与试飞数据以及CAMRADⅡ计算结果的对比中,稳态前飞状态的计算结果与实测数据吻合较好,与CAMRADⅡ精度相当;对于接近飞行极限的高速转弯状态,本文计算值捕捉到了动态失速条件下旋翼载荷变化的主要特征.
【总页数】6页(P302-307)
【作者】孙韬;谭剑锋;王浩文
【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室,南京,210016;清华大学航天航空学院,北京,100084;清华大学航天航空学院,北京,100084
【正文语种】中文
【中图分类】V214.3
【相关文献】
1.利用桨叶后缘小翼运动的旋翼桨毂振动载荷优化控制 [J], 王荣;夏品奇
2.基于STM32的四旋翼飞行机器人旋翼升力系数测定 [J], 孙克勇;符秀辉;
3.基于STM32的四旋翼飞行机器人旋翼升力系数测定 [J], 孙克勇;符秀辉
4.变转速刚性旋翼振动载荷分析 [J], 袁翔; 王正峰; 熊绍海
5.旋翼干扰对共轴刚性旋翼振动载荷影响分析 [J], 余智豪;张仕明;宋彬;周云因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
螺旋桨及其拉力计算.doc
用螺距规制作螺旋桨如图（H——螺距，r——螺旋桨半径，α——桨叶角，h——木料厚度，b——木料宽度）桨叶角、螺距和螺旋桨半径的关系：tanα=H/（2π*r）；桨叶角、木料厚度和木料厚度的关系：tanα=h/b；根据上面关系得：b=2π*h*r/H。
当选定了木料厚度h和螺旋桨螺距H后，则木料宽度b 与螺旋桨半径r 成正比关系。
根据螺旋桨半径r 的取值，就可以确定距离转轴r 处的宽度b。
由此作得下图，锉削螺旋桨时，保持OA边的高度为h，OB边的高度为零，锉出的斜面角就等于螺旋桨的桨叶角α。
螺距大则浆叶角就大, 高速飞机用小浆大浆叶角低速飞机用大浆小浆叶角螺距比(螺距/直径)在0.8以下注意，在此公式中：G的单位为克力，如模型飞机质量为700克，则G为700克力；S的单位为分米2，比如机翼面积为30dm2；那么 G/S 就是翼载荷了，各位模友可以根据自己的飞机计算出来；Cy在0.2—1.2之间大概选择一下；此时的V就是要这架模型飞机离地起飞必须达到的最低速度（相对气流的速度）了，单位仍为米/秒。
螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.25）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.00025）=拉力（克）前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得：100×50×10×50²×1×0.00025=31.25公斤。
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法摘要：对直升机结构部件进行疲劳试验是检验其疲劳强度和寿命的重要手段之一。
试验载荷的合理确定对保证试验数据的准确性和可靠性起着至关重要的作用。
南昌航空大学试验计算方法研究团队通过对试验载荷计算方法的总结、分析和应用，提出了一套简单实用的计算方法。
本文介绍了该方法的主要内容，并通过算例的应用及试验验证，证明了该方法的可靠性和适用性。
Ⅰ.引言Ⅱ.试验载荷计算方法试验载荷计算方法是确定试验载荷的一个重要环节。
合理的试验载荷计算方法可以保证试验数据的准确性和可靠性。
目前，对于试验载荷的计算方法，主要存在以下几种：1.基于试验数据外推的方法这种方法是根据已有的试验数据，通过数学模型和统计分析方法，预测未来试验的载荷水平和载荷谱。
这种方法的优点是可以充分利用已有的试验数据，预测未来的载荷水平和载荷谱，并根据预测结果确定试验载荷。
但是，这种方法的缺点是外推结果可能存在一定的误差和不确定性。
2.基于经验公式的方法这种方法是根据经验公式，计算试验载荷。
这种方法的优点是简单，容易实施，但是缺点是不考虑具体试验对象的情况，可能存在一定的误差和不确定性。
3.基于有限元分析的方法4.综合方法这种方法是将以上三种方法综合起来，通过比较和分析，得出试验载荷。
这种方法的优点是综合了多种方法的优点，可以充分考虑试验对象的情况，减小误差。
根据以上方法的比较和分析，南昌航空大学研究团队提出了一种综合方法，具体步骤如下：第一步，确定试验对象的载荷特性，包括载荷水平、载荷谱和载荷频率。
第三步，根据实际试验需求和试验方法，对载荷进行模态分析和疲劳分析，确定临界载荷。
第五步，根据试验数据分析试验效果。
以上方法综合了基于经验公式、基于试验数据外推和基于有限元分析的方法，并结合实际试验需求和试验方法，确定试验载荷。
该方法简单易行，适用性广，可靠性高。
Ⅲ.算例与试验验证为了验证该方法的可靠性和适用性，南昌航空大学研究团队选取了一台直升机的某结构件进行试验，并采用该方法计算试验载荷。
螺旋桨设计计算公式
桨叶的迎角只会影响升力的大小，不会前进。
直升机前进是靠螺旋桨的旋转面向前倾斜实现的，桨叶的迎角变化，指的只是桨叶本身绕横向的轴旋转。
就是对称的两只桨，成一条直线，以这个直线为轴旋转。
迎角增大，旋转阻力增大，如果转速不变的情况下，升力就会增大，直升机上升。
飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。
飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。
由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。
旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。
引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。
空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。
所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。
这个力称为推力。
典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。
桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。
一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。
弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。
类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。
桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。
因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。
螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。
一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。
当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。
然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。
飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。
当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。
这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。
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直升机旋翼桨毂静载荷计算
在直升机飞行中，旋翼桨毂主要承受以下三种载荷的作用：气动载荷、结构载荷和悬挂件载荷。
气动载荷是由于旋翼受到气流的冲击产生的载荷。
这种载荷的大小取
决于飞行速度、旋翼尺寸、旋翼布局和旋翼的运动状态等。
静载荷计算中，需要首先确定旋翼的气动力系数，然后根据气动力系数和旋翼面积计算气
动载荷。
结构载荷是由于旋翼自身重量和其他负载产生的载荷。
旋翼桨毂必须
能够承受旋翼叶片的重量和惯性力。
静载荷计算中，需要确定旋翼叶片的
质量、惯性矩和中心重心位置，然后根据重力和惯性力计算结构载荷。
悬挂件载荷是由于直升机上吊挂载荷产生的载荷。
这些载荷包括外挂
的武器、载货箱、救援绳索等。
静载荷计算中，需要确定悬挂件的重量和
重心位置，然后根据重力计算悬挂件载荷。
静载荷计算的关键是确定载荷的大小和作用点位置。
为了准确计算载荷，需要进行大量的实验和计算。
实验方法包括在静止状态下测量各种载
荷的大小和作用点位置，计算方法包括使用数学模型和计算机仿真。
通过
实验和计算，可以得到旋翼桨毂的静态载荷和作用点位置。
静载荷计算的结果将用于直升机旋翼桨毂的设计和材料选择。
在设计
阶段，需要根据静载荷计算的结果确定旋翼桨毂的结构尺寸和强度要求。
在材料选择阶段，需要选择适合承受静载荷的材料，并进行结构强度分析
和疲劳寿命估计。
总之，直升机旋翼桨毂静载荷计算是直升机设计中的重要环节。
通过
准确计算载荷和作用点位置，可以确保旋翼桨毂的安全可靠。
在实际应用
中，还需要考虑其他因素，如动力系统和控制系统对旋翼桨毂的影响，以及环境和操作条件对旋翼桨毂的影响。
综合考虑这些因素，可以得到更加准确的旋翼桨毂静载荷计算结果，为直升机设计和运营提供可靠的依据。