直升机空气动力学-直升机技术研究所

直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
直升机特有的飞行安全性能
自转下滑和自转着陆
垂直下降与涡环状态
低空飞行回避区 起飞、着陆临界决策点
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
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1-1 叶素的气动环境
叶素坐标系oxyz oz 桨叶的变距轴线
ox 旋转前进方向
oy 在翼型平面内垂直于XOZ 叶素的相对气流速度 w 垂直上升相对速度 V0 旋转相对速度
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第二章 垂直飞行时的叶素理论
1、叶素理论的基本概念
1-3 自转着落
自转下滑，主要用于发动机或传动系统故障、尾桨失效时的应急 处臵，是直升机必要的安全性能。在自转下滑过程中，选定着陆 点。 着陆前，利用前进及旋转动能转化为拉力功，减小速度及 下降率。第一步，后拉驾驶杆，旋翼后仰，拉力增大，转速提高。 减速、缓降 ； 第二步，增大桨距，拉力再增大，下降率减至最 小（转速下降）； 第三步， 前推杆纠正上仰姿态
第一节 叶素理论的基本概念
桨叶由连续布置的无限多个桨叶微段（即叶素） 组成 分析叶素的运动、受力情况，建立叶素的几何 特性、运动特性和空气动力特性之间的关系

对叶素的空气动力沿桨叶和方位角积分，得到
旋翼的拉力和功率公式。
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在此区内飞行时若发动机意外停车，则不能安全着陆。 回避区上边界依能安全自转着陆 而确定。其中进入段及着陆段为非定 常飞行，且与驾驶技术有关，仅能大 致估算，最终由飞行试验确定。 下边界按起落架可吸收的功量确定 （此时旋翼仍产生部分升力）。
高速区尚无可靠计算方法，按经验方法给出。
大致范围：100m,
30- 40m、40-50km/h, 3-8m, 15m、100km/h
安全区、警告区、危险区 应用：
为我国全部机型给出了涡环边界 方法载入“飞机设计手册”， 美国 海军据此研制出了“涡环告警器”
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Wr
当地诱导速度 v1 Helicopter Aerodynamics
W=
(W r ) 2 + (V0 + v1 ) 2
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第四节 起飞、着陆两临界决策点
双发及多发直升机，若在起、落过
程中单发意外停车，依靠剩余的发动机 的功率，能否继续完成起飞/着陆，决定 于停车时刻在决策点前还是之后。 起飞：决策点前停车，须立即着陆； 之后停车，可继续完成起飞。 着陆：决策点前停车，可继续完成 着陆或复飞；之后停车须立即着陆。 起飞或着陆决策点，根据功率条件 按优化轨迹计算，为直升机提供安全指南。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
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第二步， 建立计算方法。以试验结果为基础，修 正已有的假设，建立新的涡环边界计算方法；
以国内现有的外国直升机为算例，将结果与其飞行
手册中的规定（据飞行试验）对比，得到初步验证。 第三步，飞行试验。是 大风险、高难度的试验。 研制了空测及纪录设备， 改装了试验机，拟定了试验 方法。以振动纪录和试飞员 感受为依据，得到涡环边界。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
2、桨er Aerodynamics
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每种直升机都须确定其低空回避区——高度/速度图，
75 Vy ( N x N i N f ) G
考虑到下滑时机体迎风角度与平飞时 有差别，取修正系数1.05
V y 1.05
75 N xu G
75( N xu ) min G
以久航（经济）速度下滑，需用功率最小， 得最小下降率，可使留空时间最久； 以远航速度下滑，有最小下滑角，滑行最远。 讨论：自转下降率曲线与需用功率曲线大致反 对称； VX Vy 都太大。
1-2
角度关系
翼弦与构造旋转平面的夹角（桨距角） 相对气流与构造旋转平面的夹角
安装角 来流角
迎角

相对气流与翼弦的夹角
V0 v1 V0 v1 r r
arctan
a * = j - b*
讨论：不可只按桨距大小推测升力或功率大小， 须关注上升率及下降率对迎角的影响。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
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2-2 涡环 状态的边界
涡环状态是紊乱流场，不能用已有的旋翼理论分析计算。 关键是确定涡环边界，飞行中避免陷入。
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飞行试验证实了理论。
理论曲线与试飞曲线平行： 飞行员能承受并改出的进入
涡环深度，比理论值更高些。
速度平面分割为三个区：
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第一节 自转下滑和自转着落
旋翼失去发动机驱动力时，若操纵得当，可以继续旋转并
产生拉力，进行匀速下滑飞行并安全着陆。
1-1 桨叶剖面的速度及迎角 下滑相对气流的垂直分量使剖面迎角
大于安装角，升力前倾。若合力垂直于
旋转面，则使旋翼匀速自转， 此时： 若迎角更大， Cx (* ) arctan C y 则合力前倾，剖面合力构成驱转矩， 旋翼成为风车，带转尾桨及附件; 拉力使直升机匀速下滑飞行。 讨论： Helicopter Aerodynamics 怎样驶顶风船？ 直升机空气动力学
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1-2 下降率
由功率平衡关系：
Nxu ( Nx Ni N f ) N ps Nky 0
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小结
自转着陆、涡环、低空回避区、起/落临界决策点等问题，都是
直升机特有的、涉及飞行安全的问题——重要； 非定常空气动力学问题，仍在研究中——难。 当前依靠经验的或半经验的方法、试飞的方法解决。期待理论。 直升机的应用在迅速发展，为空气动力学提出了若干新课题， 如大机动飞行、气动干扰、气动噪声、转换旋翼等。研究工 作大 有可为。
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第三节 低空回避区
单发直升机，飞行中若发动机意外故障停车，飞行员应： 1，尽快判断（1- 2秒内），立即操纵进入自转 2，在稳定自转下滑中，选定并进入迫降场 3，实现自转安全着陆 若飞行高度过低，则来不及完成上述过程。 若在很低的（？）高度飞行中停车，可直接落地。 近地高速飞行中若停车，直升机姿态变化大，飞行员来 不及修正就要接地，有倾翻危险。
第二节 垂直下降与涡环状态
2-1 垂直下降流态 由垂直飞行滑流理论，得到
旋翼处气流合速度随升降速度
的变化是两条双曲曲线。 垂直上升及风车状态，旋翼 流场是稳定的滑流； 自悬停起至稳定自转前，这段 垂直下降中流场紊乱，滑流理 论不适用 。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
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悬停
上升
慢降
涡环
自转/风车
直升机垂直下降及陡降中，旋翼尾流被下降相对气流吹回，在
旋翼周围形成不稳定的大气泡，旋翼的作用变为搅动该气泡内 的空气，即使增大桨距也不会增大升力。 该气泡时破时合，直升机在颠簸中迅速下降，操纵失效。 若有足够高度且处臵适当：放低总距加大下降率，并坚持顶杆 转为前飞，有可能改出，否则即发生坠地事故。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
讨论 1，正常起飞过程
2，双发直升机的回避区
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V1 0,V0 投影为0， 曾有数种假定及方法（
尾涡被压缩），不能正确计算涡环边界。 本校研究结果：
第一步，模型试验。测定模型旋
翼在垂直下降及陡下降中拉力、 扭矩的平均值及脉动量，找出进 入涡环的关键性特征。 Helicopter Aerodynamics 直升机空气动力学
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并接地，刹车停住。
讨论： 为何桨叶不可太轻、 p不可太大？
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(Vy ) min 1.05
V min arctan( y ) min V0
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