直升机空气动力学-涡流理论_机械仪表_工程科技_专业资料
直升飞机飞行原理
直升飞机飞行原理直升机是一种垂直起降的飞行器，它可以在空中悬停、向前、向后、向左、向右飞行，还可以进行定点停留、低高度飞行、复杂地形涂毒、运输货物等，是一种非常灵活多变的飞行器。
那么，直升机是如何实现这种“绕不过去”的飞行方式的呢？下面，我们来了解一下直升机的飞行原理。
一、空气动力学基础不论是飞机还是直升机，它们都要靠空气动力学来实现飞行。
空气动力学是研究空气对物体的作用的学科。
在空气中，物体移动时，空气会对其产生阻力、升力和推力等作用。
在直升机的飞行中，最主要的就是升力了。
升力是空气对直升机产生的向上的支持力，使其能够腾空而起。
而产生升力的关键，则是由于在直升机的旋转叶片上产生了一个向下的气流，这个气流将气体压缩，使其速度加快，压力降低，形成低压区。
而直升机上方的空气则形成高压区，从而产生了升力。
二、基本构造1.机身部分：直升机的主体部分，其中装置有驾驶室、乘客和货物舱、发动机等。
2.旋翼部分：直升机最重要的部分，由主旋翼和尾旋翼组成。
3.主旋翼：是直升机上的最重要的部分，主要产生升力和推进力。
它是一组大型的可旋转叶片，可以轮流地在上下、左右和前后方向调整。
4.尾旋翼：又称为方向舵，主要负责平衡和转向直升机。
5.起落架：支撑直升机在地面或者水面上的装置。
三、飞行原理我们知道，飞机在飞行中通过翼面产生升力和推力来维持飞行。
而直升机则是通过旋翼来产生升力和推力，从而可以实现垂直起降和各种方向的移动。
正常飞行时，主旋翼的旋转速度越快，升力就越大。
主旋翼在旋转时还产生了空气流，对于尾旋翼而言，这种空气流就相当于一束强劲的风，从而也可以产生升力和推力，平衡直升机并控制飞行方向。
直升机的旋翼不仅可以产生升力和推力，还可以调整飞行方向。
当主旋翼向右旋转时，直升机就会向左飞行，反之亦然。
而尾旋翼则可以扭转调整直升机的飞行方向。
在直升机的飞行过程中，由于旋翼旋转的高速气流形成较大的后向力，所以需要加装平衡重量使其平衡。
直升机的飞行原理与空气动力学基础
直升机的飞行原理一般认为，直升机技术要比固定翼飞机复杂，其发展也比固定翼飞机慢。
但随着对直升机空气动力学、直升机动力学等学科认识的不断深化和先进航空电子技术、新工艺等的应用，直升机在近年来也有了很大的发展，直升机的直线飞行最大速度的世界纪录为400．87km／h，是英国“山猫”直升机于1986年8月11日创造的。
除了创纪录飞行，直升机的一般巡航速度在250～350km／h之间，实用升限达4000～6000m，航程达400～800km。
与固定翼飞机相比，直升机存在速度小、航程短、飞行高度低、振动和噪声较大，以及由此引起的可靠性较差等问题。
直升机飞行的特点是：它能垂直起降，对起降场地没有太多的特殊要求；它能在空中悬停；能沿任意方向飞行；但飞行速度比较低，航程相对来说也比较短。
当前，直升机在民用和军用的各个领域都得到了广泛的应用。
特别是在军用方面，武装直升机在现代战争中发挥的作用越来越大。
此外，吊运大型装备的起重直升机以及侦察、救护、森林防火、空中摄影、地质勘探等多用途直升机应用也非常广泛。
2．6．1直升机旋翼的工作原理旋翼是直升机的关键部件。
它由数片(至少两片)桨叶和桨毂构成，形状像细长机翼的桨叶连接在桨毂上。
桨毂安装在旋翼轴上，旋翼轴方向接近于铅垂方向，一般由发动机带动旋转。
旋转时，桨叶与周围空气相互作用，产生气动力。
直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作都与一个机翼类似。
沿旋翼旋转方向在半径r处切一刀，其剖面形状是一个翼型，如图2—67(a)所示。
翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴的桨毂旋转平面之间的夹角称为桨叶的安装角(或桨距)，以表示，如图2—67(b)所示。
相对气流与翼弦之间的夹角为该剖面的迎角。
因此，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力R可分解为沿桨轴方向上的分量F和在旋转平面上的分量D。
F将提供悬停时需要的拉力；D产生的阻力力矩将由发动机所提供的功率来克服。
图2-67直升机旋翼的工作原理旋翼旋转所产生的拉力和阻力的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。
直升机英语词汇基础词汇和空气动力学部分
blade incidence桨叶迎角lift slop 升力线斜率blade span翼展（相对于旋翼而言）leading edge前缘trailing edge后缘blade桨叶沿半径从内向外分为三个部分：inboard、mid-span、tip partsnon-uniform flow 非均匀来流ideal twist儒氏旋翼blade mean lift coefficient平均升力系数与升力系数不是同一个概念lead-lag hinge摆振铰feathering hinge变距铰oncoming stream direction迎流方向reference plane参考面separated flow气流分离全称:retreating blade stallblade stalling桨尖失速全称:advancing blade compressiblity dragriseazimuth angle方位角shock induced flow seperation激波-气流分离stalling characteristic失速特性free stream dynamic pressure自由来流动压boundary layer附面层asymmetry/symmetry不对称/对称flow reversl气流反向horizontal tailplane水平安定面vertical fin垂直安定面lateral/longitudinal cyclic coefficient横向/纵向周期变距headwind逆风tailwind顺风四、性能计算部分：英文释义中文释义备注说明performance assessment性能评估helicopter performance calculation直升机性能计算ground effect地面效应autorotation自转飞行high rate of climb悬停升限wind tunnel test风洞测试patrol/loiter task巡航飞行cruise speed巡航速度weight capability承重能力rate of climb 爬升率absolute ceiling绝对升限service ceiling 实用升限optimum speed 最佳速度minimum rate of descent 最小下降率maximum edurance/loiter time 最大续航时间maximum glide distance最大航行距离maximum range最大航行里程maximum speed最大速度specific range比航程dihedral action上反作用longitudinal/lateral trim equation纵向/横向配平方程shaft power轴功率power requirement需用功率induced requirement诱导功率stability 稳定性static stability静稳定dynamic stability动稳定incidence disturbance动稳定扰动的几种情况forward speed disturbance angular velocity disturbancesideslip disturbance yawing disturbancestability augmentation system增稳系统。
最新2019-直升机空气动力学-涡流理论-PPT课件
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
3-2 轴向气流中的旋翼涡系构成
1）附着涡盘
你所见到的漩涡及其形成的原因
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
1-2 涡的诱导速度
讨论：三类涡系的优缺点和适用性
Helicopter Aerodynamics
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
漩涡引起周围流体的速度和压强变化
涡
涡的诱导速度用毕奥—沙瓦定理计算
速度
Y向
rr
r ds l
dv
4
l3
压强
式中 是涡元 d s 到计算点M 的矢径，
是涡的环量。
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机空气动力学
直升机空气动力学一、引言直升机是一种能够在垂直方向起降的飞行器，其独特的设计和工作原理使其在许多领域发挥着重要作用。
直升机的空气动力学是研究直升机在空气中运动和操纵的科学，深入了解直升机的空气动力学原理对于提高直升机的性能和安全性至关重要。
二、气动力学基础直升机的气动力学基础包括气动力、气动力矩和旋翼气动力分析。
气动力是指直升机在飞行中由于空气的作用而产生的力，它包括升力和阻力。
升力是使直升机产生升力的主要力量，它是由于旋翼产生的气流下垂所产生的。
阻力是直升机在飞行过程中由于空气的阻碍而产生的阻力，它是直升机前进的阻碍力量。
三、旋翼气动力学旋翼是直升机最重要的部件之一，它是直升机产生升力和推力的关键。
旋翼的气动力学研究主要包括旋翼升力的产生、旋翼阻力的产生和旋翼的空气动力特性。
旋翼升力的产生是指旋翼通过改变攻角和旋翼叶片的运动来产生升力的过程，其主要依靠气流下垂产生升力。
旋翼阻力的产生是指旋翼在运动中由于空气的阻碍而产生的阻力，其大小取决于旋翼叶片的形状和攻角。
四、直升机操纵直升机的操纵是指驾驶员通过改变旋翼的迎角和旋翼的旋转速度来改变直升机的飞行状态和方向。
直升机的操纵主要包括升降操纵、前进操纵和横向操纵。
升降操纵是指通过改变旋翼的迎角来控制直升机的上升和下降。
前进操纵是指通过改变旋翼的旋转速度和机身的倾斜角度来控制直升机的前进和后退。
横向操纵是指通过改变旋翼的迎角差和尾桨的推力来控制直升机的左右移动。
五、直升机稳定性和控制性直升机的稳定性和控制性是指直升机在飞行中保持稳定和响应驾驶员操纵指令的能力。
直升机的稳定性主要包括静态稳定性和动态稳定性。
静态稳定性是指直升机在静止状态下保持平衡的能力，它取决于直升机的几何形状和重心位置。
动态稳定性是指直升机在飞行中保持平稳和响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的气动特性和操纵系统。
直升机的控制性是指直升机在飞行中响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的操纵系统和飞行状态。
直升机空气动力学
直升机空气动力学限制直升机速度的一个重要因素是旋翼桨叶的挥舞，桨叶的惯性在不断地挥舞中增加了机械振动，铰链的磨损（或弹性元件的疲劳）使直升机的可靠性总是不如固定翼飞机。
常规直升机的柔性桨叶虽然是非常规机动成为可能，但柔性的桨叶也限制了直升机的机动性，难于像固定翼飞机一样做迅猛的滚翻、拉起、俯冲、盘旋动作，过于激烈的机动动作可能使桨叶和机体碰撞，严重危害飞行安全。
刚性桨叶的限制要小得多，采用刚性桨叶的直升机或许有这样、那样的问题，但都具有比常规直升机远为出色的机动性。
为此，刚性桨叶一直是直升机研究的一个目标。
洛克希德“夏延”的下马给刚性桨叶的发展蒙上阴影，但刚性桨叶的研究并没有就此偃旗息鼓，近来又柳暗花明的迹象。
为了大幅度提高直升机性能，美国从70 年代开始，进行了一系列直升机研究机项目。
西科斯基的“前行桨叶概念”（Advancing Blade Concept，简称ABC）在较早就获得成功。
如前所述，刚性旋翼的一个大问题是由于前飞的相对速度叠加在旋翼旋转速度引起的非对称升力，但对于刚性的共轴反转双桨来说，两边的非对称升力叠加起来，就对称了，刚性的桨叶和桨轴吸收所有的扭力，这就是ABC 可以免去挥舞铰的基本思路。
由于刚性桨叶没有挥舞，上下旋翼可以离得很近，而没有碰撞的危险。
差动式地加减上下旋翼的桨距以形成扭力差不仅形成水平方向上的转向，还由于刚性旋翼非对称升力造成横滚，进一步加速转弯过程，所以ABC 具有异乎寻常的机动性，大大超过常规直升机。
ABC 直升机有专用的推进发动机，高速平飞时，用气动舵面实现飞行控制。
采用ABC 的S-69（军用代号XH-59A）参加了LHX 竞争，但技术终究不够成熟，在悬停中低头或抬头也比较困难，落选于同出于西科斯基的常规旋翼加涵道尾桨的方案，后者最终成为RAH-66“科曼奇”，现在也下马了。
西科斯基XH-59A“前行桨叶”概念研究机，用共轴反转的刚性旋翼，既抵消扭力，又抵消非对称升力流线型的S-69 蛮俊俏的前行桨叶在无人机的大潮中得到复苏，西科斯基的Mariner/Cypher II 将前行桨叶和涵道风扇结合起来，动力从“碗边”通过传动轴传递，可以分别传递给上下旋翼，而不必用套筒轴驱动，大大简化机械设计和制造。
直升机空气动力学
直升机空气动力学一、引言直升机是一种能够在垂直方向起降、悬停和倾斜飞行的飞行器。
与固定翼飞机不同，直升机的空气动力学特性较为复杂，涉及到旋翼、机身和尾桨等多个部件的相互作用。
本文将探讨直升机的空气动力学原理以及相关的设计和优化问题。
二、直升机的空气动力学原理1. 旋翼的升力和推力直升机主要依靠旋翼产生升力和推力。
旋翼的升力是由旋翼叶片产生的，其工作原理类似于固定翼飞机的机翼。
旋翼通过改变叶片的攻角和旋转速度来调节升力大小。
同时，旋翼的旋转还能够产生推力，使直升机向前飞行。
2. 尾桨的作用直升机的尾桨主要用于平衡旋翼产生的反扭矩，并提供方向稳定力。
尾桨通过改变叶片的攻角和旋转速度来产生力矩，使直升机保持平衡。
3. 机身对空气动力学的影响直升机的机身对其空气动力学性能有着重要影响。
机身的形状和气动特性会影响直升机的阻力、升阻比和操纵性能等。
因此，在直升机设计中，需要对机身进行合理的流线型设计和气动优化。
三、直升机的设计与优化问题1. 旋翼设计与优化直升机旋翼的设计与优化是直升机空气动力学研究中的重要内容。
旋翼的设计要考虑旋翼叶片的几何形状、材料和结构等因素，以及旋翼的气动性能和噪声特性等。
在旋翼的优化中，可以通过改变旋翼的几何参数、调节旋翼叶片的攻角和旋转速度等方式，来提高直升机的升力和推力性能。
2. 尾桨设计与优化尾桨的设计与优化也是直升机空气动力学研究的重要方向。
尾桨的设计要考虑尾桨叶片的几何形状、气动性能和噪声特性等因素。
在尾桨的优化中，可以通过改变尾桨叶片的几何参数、调节尾桨叶片的攻角和旋转速度等方式，来提高直升机的稳定性和操纵性能。
3. 机身优化直升机机身的优化是为了减小阻力、提高升阻比和改善飞行操纵性能等。
机身的优化可以包括减小机身的横截面积、改善机身的流线型、优化机身的表面粗糙度等。
四、直升机空气动力学的应用领域直升机空气动力学的研究不仅对直升机的设计和优化具有重要意义，还对直升机的飞行性能、操纵性能和噪声控制等方面有着广泛的应用。
直升机旋翼空气动力学理论研究
直升机旋翼空气动力学理论研究-论文网论文摘要：旋翼空气动力学在直升机空气动力学中占有十分重要的地位，因其问题复杂，涉及的学科较多，一直吸引众多研究者的注意。
对旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论和CFD 方法进行了综合评述，并在此基础上展望了旋翼流场计算技术发展的前景。
论文关键词：直升机,旋翼,空气动力学1前言直升机具有独特的飞行性能——依靠旋翼在空中悬停、在狭小空间内垂直起降，使其成为重要的空中运输和作战平台。
旋翼既是直升机起升力作用的气动机翼部件，又是起主要操纵控制作用的气动舵面部件，这是与其它机种主要区别之所在。
而且直升机旋翼本身还具有自由度多、与其它部件气动干扰等特点，对旋翼空气动力学研究必然成为整个直升机飞行动力学研究的重中之重。
旋翼空气动力学，即研究旋翼与周围空气相互作用的空气动力现象及机理，包括对旋翼及其流场的深入了解以准确地计算旋翼空气动力特性，以及对旋翼几何外形的设计以更好地发挥其气动效能。
2旋翼气动理论的发展直升机旋翼气动载荷是直升机空气动力学计算的出发点，低频的桨叶气动载荷确定直升机的性能，中频气动载荷引起直升机振动，高频气动载荷确定直升机的外部和内部噪声水平，因而旋翼气动载荷计算是直升机空气动力学的重点研究课题之一。
根据研究方法的不同，旋翼气动理论分为滑流理论、叶素理论和涡流理论三种旋翼理论。
这三种理论各有优点又相互补充，构成了对旋翼运动认识的完整图像。
2.1旋翼的滑流理论所谓滑流，是把旋翼简单地看作一个无限薄的作用桨盘，把受旋翼作用的气流当作一根流管单独处理，进而研究桨盘对气流的作用。
其前提是空气是没有粘性的、不可压缩的理想气体；旋转着的旋翼是一个均匀作用于空气的无限薄的圆盘(桨盘)，流过桨盘的气流速度在桨盘各点处为一常数；滑流没有扭转(不计旋翼的旋转影响)，在定常飞行中，滑流没有周期性的变化。
旋翼滑流理论的起源可追朔到十九世纪的船用螺旋桨的研究。
20世纪初，Betz将动量理论扩展应用于飞机的螺旋桨上。
直升机空气动力学分析及机体设计优化
直升机空气动力学分析及机体设计优化直升机是一种利用旋翼产生升力和推力的航空器。
旋翼的扭转、上升、下降、悬停、前进、转弯等运动均需要受力支持。
因此，直升机的空气动力学研究显得尤为重要。
本文将探讨直升机的空气动力学分析及机体设计优化。
一、旋翼空气动力学原理在飞行状态，旋翼受到对流场和自由气流的影响，旋翼产生升力和推力，并耗散能量。
旋翼的升力和推力主要由两种作用产生：静止气动力和相对运动气动力。
静止气动力是指旋翼相对于空气静止不动时所受到的气动力。
相对运动气动力是指旋翼通过空气运动时所受到的气动力。
旋翼的气动力是由于旋翼运动时改变周围空气流动状态所引起的。
旋翼的空气动力学分析主要包括以下方面：气动力基本理论的研究、旋翼强迫扭转的研究、旋翼的不稳定因素分析及抑制方法的研究等。
二、直升机机体的气动特性直升机是由旋翼和机体组成的。
机体的形状、尺寸等因素对飞行性能有着重要的影响。
机体造型可以分为标准机体和气动优化机体两种。
标准机体具有外形简单、结构紧凑、动力系统优化等特点，但其空气动力学性能较差，容易发生振动、噪声等问题。
因此，在直升机设计中，气动优化机体显得尤为重要。
气动优化机体的主要设计原则是减小气动阻力，改善流场状态，降低飞行中的振动和噪声。
其关键技术包括流场分析、结构优化、气动特性测试等。
三、机体气动优化的方法机体的气动优化主要涉及到机体外形设计、进气系统设计、排气系统设计、机翼设计、尾舵设计等方面。
接下来将探讨几种常用的气动优化方法。
1. 空气动力学分析空气动力学分析是指通过构建数值模型，利用数值模拟方法进行机体流场分析。
分析空气动力学性能主要包括：飞行阻力、飞行稳定性、飞行噪声等。
2. 结构优化设计机体的结构优化设计涉及到外形设计和结构设计两个方面。
外形设计包括机体的流线型设计和深入结构的优化。
结构优化涉及到优化结构设计以减少重量。
3. 进气系统优化机体的进气系统设计能够显著影响其气动性能。
进气系统的优化包括进气口的优化，进气进流场和机体内气流的设计。
直升机空气动力学基础专业知识讲座
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机空气动力学试验
试验的重要作用
1 验证理论
理论含有假定、推理、简化
热质、 g、干扰
2 建立数据库
理论尚不能预测的问题，靠试验数据、经验公式 翼型性能手册
直升机空气动力学试验内容
?力、力矩、扭矩测量试验 如旋翼、尾桨、机身等
?诱导速度测量试验 如旋翼、尾桨、机身附近诱导速度，桨尖涡等
?表面压力测量试验 如机身表面、桨叶表面等
?噪声测量试验 如旋翼噪声、尾桨噪声等 旋翼动力学国防科技重点实验室
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—第八章 直升机空气动力学实验
重点实验室部分试验设施及试验简介
低速风洞及反扭矩试验系统 用于前飞相对气流和旋翼尾流中的直升机 部件（旋翼、尾桨、机身、尾面）气动试验；国内唯一 。
? H425 型直升机涵道尾桨改型试验 ? 直8J 直升机舰面甲板起降流场试验 ? 直升机环量控制尾梁试验 ? 剪刀式尾桨气动试验 ? 无人直升机尾面布置试验 ? ……
模型旋翼试验台
用于悬停和前飞状态旋翼气动和动力学试验研究
? 旋翼/机身气动特性试验 ? 旋翼悬停地面效应试验 ? 新型桨尖气动特性试验 ? 天平动标定方法研究 ? 旋翼气弹稳定性试验 ? 共轴双旋翼干扰特性试验 ? Z8A 直升机旋翼特性试验 ? ……
旋翼动力学国防科技重点实验室
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直升机的空气动力学原理
旋翼系统运动学
旋翼系统存在以下运动和运动耦合： 摆振运动（减摆器和前后限动块） 挥舞运动（上、下限动块和限制器） 变距运动 变距-摆振不稳定性 变距-挥舞不稳定性 挥舞-摆振不稳定性
V0 sin S 0 R
速度系数
在悬停飞行，由于V0=0，则μ=0，λ0=0。αs无意义。 在 在垂直下降，由于V 直下降 由于 0自下而上流向旋翼，则μ≈0， 自下而 流向旋翼 则 αs≈90°，λ0＞0。 在垂直上升，μ≈0，αs≈-90°，λ0＜0。 在前飞状态，直升机飞行速度越大，μ值越大，αs≈5～10°，λ0＜0。来流从斜上方吹向旋翼。 如计入旋转平面处的等效轴向诱导速度V1，则旋转的 轴向气流为（V0sinαs-V1），轴向来流系数为：
3.1 旋翼的空气动力学特点
完全刚性的直升机旋翼空气动力学非常复杂，不对称气流是 造成直升机旋翼动力学和空气动力学许多问题的原因。前行 桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和 在高速前飞时 桨尖 桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和，在高速前飞时，桨尖 马赫数达到0.92～0.95。后行桨叶感受着旋转速度和前飞 速度之差，它的内侧有 个反流区，因低速而使它在大迎角 速度之差，它的内侧有一个反流区，因低速而使它在大迎角 下工作，在高速前飞时容易发生气流分离失速。
3.1.2 旋翼桨叶的铰接形式
旋翼桨叶同桨毂之间装有铰链。通过铰链可使桨叶进 行三种转动： 1．桨叶可绕桨叶轴向铰进行转动，改变安装角（桨距） φ 极限安装角φ 极限安装角 15°
旋翼旋转轴
旋翼桨叶平面形状
平面形状 平面尖削的效果是 使直升机悬停时 流过桨盘的气流 比较均匀，桨根 弦长大于桨尖弦 长，可增大桨盘 内侧区域的诱导 速度，增大桨盘 内侧区域的拉力， 从而改善飞行品 质。
直升机空气动力学研究与应用
直升机空气动力学研究与应用随着科技的发展和工业的进步，各种交通运输方式层出不穷。
其中，直升机作为一种垂直起降的交通工具，在特定场合中展现了无可替代的优势。
然而，与航空器相比，直升机在高效性、安全性及舒适性等方面较为欠缺。
其中，直升机的空气动力学问题是其安全性和效率问题的重要解决之道。
本文就直升机空气动力学研究与应用进行探讨。
一、直升机的空气动力学背景直升机是一种主动式空气动力学系统，它通过旋转的叶片射出足量的反推力，实现垂直起降和前进飞行。
叶片的旋转运动引起了空气流的运动和改变。
叶片上的每一个部位都处于不同的运动状态。
根据伯努利原理，流速越快的流体压力越小，因此直升机叶片上空气的压力变化就是可以解释的。
在旋转过程中，由于前缘飞行器面积变化、攻角变化和空气动力学性能的复杂变化，直升机的空气动力学特性较为复杂，是一个多参数、多场的问题。
二、直升机空气动力学研究的现状目前，直升机空气动力学研究涵盖了直升机整体模型和单叶片模型两大类。
直升机整体模型研究在飞行中直升机及其周围气体的流动情况，确定各种参数的变化规律，比如来流运动参数、直升机姿态、旋转转速等。
而单叶片模型研究中，研究者通常选用单独的叶片，通过理论推导、计算机数值仿真等手段，研究其中的特定问题。
在直升机整体模型研究方面，涵盖了运动参数的流场特性及其对直升机的影响，设计了一系列得出直升机飞行性能及其优化的计算模型，发展出基于计算机仿真的直升机设计。
而在单叶片模型中，研究者对叶片和振动防控等问题进行了研究。
目前，数值计算仿真和实物实验相结合是直升机空气动力学研究的主流方式。
仿真计算更能全面地了解直升机的流体运动规律，为详细计算机分析直升机飞行特性提供了大量数据。
实物实验则通常是在仿真计算的基础上，经过试验室实验，直接获取空气动力学的基础数据。
三、直升机空气动力学研究的应用直升机空气动力学研究有很多应用。
最直接的应用是直升机性能的优化，优化后的设计使直升机在飞行中的稳定性和效率都得到大幅提升。
直升机空气动力学-第1章
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
1.2 滑流假定 为做数学推演，须对物理现象 做适当的简化假定：
➢ 滑流：空气无粘性、不可压缩
➢ 作用盘：旋翼是作用盘，产生稳定均布的诱导速度 ➢ 流管：受旋翼作用的气流形成一流管，气流无扭转ຫໍສະໝຸດ 以1 R2 (R)2
2
把 T 无量纲化，且
令
V V0 R
，
1
1 R
得拉力系数 CT 4(V0 1) 1
或
1
1 2
[V0
V02 CT ]
直升机匀速垂直上升中，T = G = 常数， 若V0增大，则流量增大，1 减小。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
截取上游、下游各很远处两截面之间的一长段流管，
周围大气压强皆为 P0 ，自成平衡。
由于旋翼激起诱导速度，V1 V0 1 ，V2 V0 2
2.1 由动量定理，单位流量的动量改变等于
所受的同方向外力
（不计空气重力）
m(V2 V0 ) F
根据质量守恒定律，单位流量
m V1S1 V0S0 V2S2
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论 直升机空气动力学基础
第一章 垂直飞行的滑流理论
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
一些悬停试验
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
直升机的空气动力学特点
旋翼的空气动力特点(1)产生向上的升力用来克服直升机的重力。
即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓直升机下降趋势。
(2)产生向前的水平分力克服空气阻力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用(例如螺旋桨或喷气发动机)。
(3)产生其他分力及力矩对直升机；进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作用。
旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。
工作时，桨叶与空气作相对运动，产生空气动力；桨毂则是用来连接桨叶和旋翼轴，以转动旋翼。
桨叶一般通过铰接方式与桨毂连接(如下图所示)。
旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。
先来考察一下旋翼的轴向直线运动这就是直升机垂直飞行时旋翼工作的情况，它相当于飞机上螺旋桨的情况。
由于两者技术要求不同，旋翼的直径大且转速小；螺旋桨的直径小而转速大。
在分析、设计上就有所区别设一旋冀，桨叶片数为k，以恒定角速度Ω绕轴旋转，并以速度 Vo沿旋转轴作直线运动。
如果在想象中用一中心轴线与旋翼轴重合，而半径为 r的圆柱面把桨叶裁开(参阅图 2，1—3)，并将这圆柱面展开成平面，就得到桨叶剖面。
既然这时桨叶包括旋转运动和直线运动，对于叶剖面来说，应有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋转平面的速度(等于 Vo)，而合速度是两者的矢量和。
显然可以看出(如图2．1—3)，用不同半径的圆柱面所截出来的各个桨叶剖面，他们的合速度是不同的：大小不同，方向也不相同。
如果再考虑到由于桨叶运动所激起的附加气流速度(诱导速度) )，那么桨叶各个剖面与空气之间的相对速度就更加不同。
与机翼相比较，这就是桨叶工作条件复杂，对它的分析比较麻烦的原因所在。
旋翼拉力产生的滑流理论现以直升机处于垂直上升状态为例，应用滑流理论说明旋翼拉力产生的原因。
此时，将流过旋翼的空气，或正确地说，受到旋翼作用的气流，整个地看做一根光滑流管加以单独处理。
直升机空气动力学-第5章-1
由 CT 4V1v1 4v1 V02 2V0v1 sin( D ) v12
2 CT 4v10
得到 v1
( v10
)2 (
V0 2 v V v ) 2( 1 )3 ( 0 ) sin( D ) ( 1 )4 1 0 v10 v10 v10 v10 V0 / v10 5 后，可 当
Vx 0 V0 Vy 0 0 vx 0 0 vy0 0
桨盘1－1截面处：
V x1 V y1 vx1 Vx1 V0 v y1 V y1 0 Vx 2 Vy 2 vx 2 Vx 2 V0 v y 2 Vy 2 0
下游2－2截面处：
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
对于最简单的矩形桨叶、诱速均布且无周期变距的旋翼，
1 3 3 CT a [( 7 Ka0 )(1 2 ) 1 ] 3 2 2
同样办法，可得 CH 及CS 基元功率系数为
dmk Wy dCT W dX dCH dCT cos W dX v1dCT (0 )dCT V dCT dCH
积分、无量纲化，如拉力系数
CT
2 1 k 1 a [Wx2 WxW y ]b dr d 0 0 2 1 k 1 1 a [ 7 ](r 2 2 ) (v0 0 )r v1s 2 r b dr 0 2 2
直升机空气动力学基础
—第五章前飞时的旋翼理论
得挥舞系数：
1 1 1 1 a0 ye [ (7 0 )(1 2 ) (v0 0 ) 2 v1s ] 4 3 3 4