直升机空气动力学基础
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。
空气动力学基础知识
空气动力学基础知识飞机的飞行原理第一章空气动力学基础知识一、空气的物理参数二、空气的物理性质三、大气分层四、国际标准大气五、气流特性空气是飞机的飞行介质。
随着高度的增加，空气的密度、温度、压力、音速和空气的物理参数和性质也随着变化，影响着飞机飞行中的空气动力性能、发动机的工作状态、飞机的机体结构连接间隙的变化和飞机的座舱环境的控制等。
基于上述原因，在讨论飞机的飞行原理之前，首先要对空气的物理参数和基本性质、大气的分层和国际标准大气、气流特性及气流流动的基本规律、附面层等有所了解，作为了解和掌握飞机飞行原理的基础。
一、空气的物理参数空气的密度、温度和压力是确定空气状态的三个主要参数，飞机空气动力的大小和飞机飞行性能的好坏，都与这三个参数有关。
1、空气的密度空气的密度是指单位体积内空气的质量，取决于空气分子数的多少。
即：ρ＝m/V公式中：ρ为空气的密度，单位是“千克/米3”；m为空气的质量，单位是“千克”；V为空气的体积，单位是“米3”。
空气的密度大，说明单位体积内空气的分子数多，我们称为空气稠密；空气的密度小，说明单位体积内空气的分子数少，我们称为空气稀薄。
大气的密度随高度的增加而减小。
2、空气的温度空气的温度是指空气的冷热程度。
空气温度的高低表明空气分子作不规则热运动平均速度的大小。
空气温度的高低可以用温度表（计）来测量。
空气的温度一般用“t”来表示。
我国和世界上大多数国家通常采用的是摄氏温度，单位用摄氏度（℃）表示。
西方的一些国家和地区采用的是华氏温度，单位用华氏度（℉）表示。
摄氏温度（℃）和华氏温度（℉）可以用下式进行换算：℉＝9/5℃十32℃＝(℉—32)5/9例如：0℃为32℉；15℃为59℉。
工程计算中经常采用“绝对温度”的概念，用“T”表示，单位用开氏度（oK）表示。
当空气分子停止不规则的热运动时，即分子的运动速度为零时，我们把这时的温度作为绝对温度的零度。
绝对温度（T）与摄氏温度（t）之间的关系可以用下列公式进行换算：T＝t＋273绝对温度的0oK等于摄氏温度－273℃3、空气的压力空气的压力（也称气压）是指空气的压强，即单位面积上所承受空气垂直方向的作用力。
直升机空气动力学-第4章
0 改变拉力大小 前后左右飞—操纵桨叶周期变距 1和 2 ，
改变旋翼锥体（拉力）倾斜方向和角度 航向---操纵尾桨总距，改变尾桨拉力值 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
旋翼动力学国防科技重点实验室
令： a0 a10 cos b10 sin
也代表旋锥体倾斜量：
a10 角。a10 称为旋翼后倒角。 旋翼锥体向后倾倒了
同理，桨叶在方位 900处
下垂了b10 ，在 2700 处上台 了b10 ，b10 称为侧倾角。
0 各桨叶在方位 180处都抬高 a10 度，在 00处都下垂a10 度，表明
Vr d国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
Fgs Gye g 2rG
2
d sin dt
a12 b12 2 rG (a0a1 sin a0b1 cos sin 2 a1b1 cos2 ) g 2 G ye
1s 10 1
b1s b10 2
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直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
第五节 偏置铰旋翼和无铰旋翼 5-1 偏置铰旋翼 为便于结构布置及增大桨毂力矩，挥舞铰不在旋转中心， 而是有 l 偏置量 。计算挥舞力矩时对挥舞铰（不是对旋转中 心）取矩，挥舞方程变为
4，为使旋翼向所需的方向倾斜所需的角度，令旋翼做变距
运动。变距与挥舞等效。 5，挥舞铰偏置，旋翼可产生桨毂力矩。挥舞对于吹风及操
纵的响应不再恰是共振。
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直升机空气动力学-第2章
sin b * 换b *
V0 + v1 W r
W 籛 r
dT ? dY dQ ? dX dX 谆 b* dY ?b* dY
从而有：
dT = dY cos b* - dX sin b*
dQ = dX cos b* + dY sin b*
简化为
R
旋翼的拉力和功率为：
T » k k ò dY
来流角 b * 相对气流与构造旋转平面的夹角
a * = j - b*
1 C y r W 2bdr 2 1 dX = C x r W 2bdr 2 dY =
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。 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第二章 垂直飞行时的叶素理论 第二节、桨叶翼型的空气动力特性
直升机空气动力学基础
－－第二章 垂直飞行时的叶素理论
焦点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。
常用翼型在低速下，
Cm0 ?
0.01
xF » 0.25
翼型气动合力的作用点称为压力中心 位置为
Cm - Cm0 xp = = + xF Cy Cy
xp
是随迎角变化的。
讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点处 旋翼动力学国防科技第二章 垂直飞行时的叶素理论
dT = dY cos b* - dX sin b* dQ = dX cos b* + dY sin b*
由dT 和dQ 可得 叶素的基元扭矩dM和 消耗的基元功率dP：
dM = dQ ?r (dX cos b* + dY sin b* )r
1
dP = dQ 譝 r = (dX cos b* + dY sin b* )rW
南京航空航天大学直升机空气动力学基础经典课件——前飞理论共23页文档
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
-9
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
可用 (
v1 v10
当
)( V0 v10
V0 / v10 5
)1 0
后，
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
前飞滑流理论小结
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
Institute of Helicopter Technology
1-4 桨盘处诱导速度随前飞速度减小
V0cos(D)
v1 v 10
(1)(0)v1V0sin(D)v1
V 1V 022V 0v1sin(D )v1 2
由
C T 4 V 1 v 1 4 v 1V 0 2 2 V 0 v 1 s in (D ) v 1 2
1，诱导速度及拉力的公式，形式上与轴流状态的相
同 ，v2 2v1
v1 // v2
CT 4V1v1
但速度的合成是按向量关系 V r1V r0vr1
即 V 1V 0 22 V 0v1sin (D )v1 2
2，前飞中，在保持旋翼拉力不变的条件下，
直升机空气动力学基础--课件
研究目的：建立直升机涡环危险边界的计算方法，使飞行员避 免陷入涡环。
阶段2 理论分析 在试验基础上，建立了涡环边界定义及计算方法
__
h
V~ cr
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
旋臂式模型旋翼机动飞行试验机
国际首创，获国家技术发明三等奖
直升机涡环边界试验研究 直升机贴地飞行试验 直升机盘旋试验 直升机瞬态操纵响应试验 旋翼/机翼气动干扰试验 倾转机旋翼/机翼气动干扰试验 大机动旋翼非定常气动力试验 ……
立式水洞
用于直升机、旋翼或其它模型的流场显示试验
旋翼尾迹显示试验 旋翼桨/涡干扰试验 ……
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度
~ (d) 拉力脉动幅度
阶段3 飞行试验验证 试验机：安阳航空体育运动学校的R22直升机 改装：舱外 - 前伸支架、3轴速度传感器
舱内 - 振动传感器、操作盘、计算机系统 测记：3向振动、3轴速度、试飞员感受
, 0 相等
研究阻力或功率时，须雷诺数相等 研究高速特性及桨尖，马赫数相等 关注重力作用时，弗鲁德数相等
Re b R /
M R/a Fr g / 2R
比例因子
模型与实物的各相应参数之比。三个基本（独立）的物理量一
般取：线尺寸、转速、空气密度。它们的比例因子：
一般是模型小于实物(受限于风洞或旋翼试验台的尺寸和功率）。
讨论：实验条件宜利用自准区， 如 M 0.4 ， Re 3.2x105
ห้องสมุดไป่ตู้
重点实验室部分试验设施及试验简介
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-第6章
3，气垫船、地效飞行器的气动原理。
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直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
小结
稳定飞行时，直升机上的外力平衡--计算各力，确定迎角。 稳定平飞时，需用功率由诱导、型阻、废阻三部分组成， 其总和随速度呈马鞍形变化：悬停时需用功率大，巡航飞行需 用功率小，高速飞行需要大功率。 平飞需用功率随高度而不同：悬停及低速段，因诱导功率 为主，总功率随高度增大而增加；高速段变化不显著或趋势相 反，因废阻功率及型阻功率随空气密度下降而减小。 依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，可计算出直 升机的飞行性能：最大及最小平飞速度，爬升率及爬升时间， 悬停升限及动升限，远航速度及航程，久航速度及续航时间。 但须检查：最大速度还受限于气流分离、激波及其他因素。 直升机综合性能曲线，给出上述各个飞行性能数据。 旋翼地面效应提高了直升机的悬停性能。 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
3-2 爬升性能和升限
mK可 (mK )min Vy k ps CT k ps 剩余功率可用来爬升： 修正系数，计入平飞与斜升的气动差。 不同高度、不同速度下的剩余功率不同， 可算出各高度的最大爬升率及爬升时间。
斜爬升可达的最大高度 称为动升限； 垂直爬升的最大高度 称为悬停升限。 旋翼动力学国防科技重点实验室
确定直升机的飞行性能。
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直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
第一节 力的平衡方程和旋翼迎角
稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡 1-1 力的平衡方程 旋翼力在水平面和铅垂线的投影：
直升机升力产生的原理
直升机升力产生的原理在了解直升机升力产生的原理之前，需要先了解气动力学基础。
气动力学是研究空气在物体表面流动时所产生的力的学科，它是直升机升力产生的基础。
气体在流动时会产生压力，这个压力可以分为静压和动压。
静压是气体的静止压力，动压是气体运动时产生的压力。
当气体通过一个物体表面流动时，静压和动压会相互作用，产生一个垂直于物体表面的力，这个力就是气动力。
2. 直升机主旋翼的结构和工作原理直升机的主旋翼是产生升力的关键部件。
主旋翼由旋翼桨叶、旋翼桨毂、旋翼桨轴、旋翼桨叶调角系统、旋翼桨叶挥舞系统等组成。
当直升机的发动机启动后，主旋翼开始旋转。
旋翼桨叶在旋转过程中产生了一定的动压和静压，这个压力差会产生一个垂直于旋翼桨叶的气动力，这个力就是主旋翼产生的升力。
3. 主旋翼升力产生的原理主旋翼产生的升力是由旋翼桨叶在旋转过程中产生的气动力产生的。
旋翼桨叶在旋转过程中，向前的叶片受到动压的作用，向后的叶片受到静压的作用，这个压力差使得叶片产生了一个向上的气动力，这个气动力就是主旋翼产生的升力。
此外，旋翼桨叶的形状也对升力产生有影响。
一般来说，旋翼桨叶的前缘比后缘厚，这是因为前缘受到的动压比后缘大，需要更厚的材料来保证其强度。
同时，旋翼桨叶的形状也要考虑到空气动力学的原理，以最大化升力和降低阻力。
4. 主旋翼调整升力的方法直升机的升力需要根据飞行状态进行调整。
通常来说，调整升力的方法有两种：调整旋翼桨叶的转速和调整旋翼桨叶的调角。
调整旋翼桨叶的转速是通过控制发动机的转速来实现的。
当需要增加升力时，发动机的转速会增加，旋翼桨叶的旋转速度也会增加，从而产生更多的气动力，增加升力。
调整旋翼桨叶的调角是通过旋翼桨叶调角系统来实现的。
当需要增加升力时，调整旋翼桨叶的调角可以使得旋翼桨叶受到更大的气动力，产生更多的升力。
5. 主旋翼的限制尽管主旋翼是直升机升力产生的关键部件，但是它也有一些限制。
主旋翼的升力产生是受到空气动力学原理的限制的，因此它的升力产生也有一些局限性。
直升机空气动力学-第0章
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直升机空气动力学
－－绪论
二 基本知识
直升机空气动力学是阐明直升机（主要 是它的旋翼）与周围空气相互的空气动力现
象、研究直升机在不同飞行状态下的气动载
荷、估算直升机的飞行性能和分析直升机的 飞行品质的一门科学，从而有助于直升机及 其旋翼的设计。
尾、旋翼／挂架等。
这些运动、干扰造成直升机空气动力学强烈的非 定常、非线性。
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直升机空气动力学
－－绪论 实例
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直升机空气动力学
－－绪论
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直升机空气动力学
－－绪论
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直升机空气动力学
－－绪论
直升机空气动力学的复杂性（续）
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直升机空气动力学
－－绪论
基本问题
动态失速 旋翼/机身干扰 旋翼桨/涡干扰 跨音速流 旋翼/尾桨/尾面 干扰等
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直升机空气动力学
－－绪论
运动的复杂性：直升机的运动有整体前飞、旋翼
旋转、桨叶挥舞、摆振、变距等。
气动干扰：旋翼／机身、旋翼／尾桨、旋翼／平
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直升机空气动力学
－－绪论
1、直升机的发展
竹蜻蜓－－达芬奇旋翼设想（画）－－西尔
瓦－－西科斯基VS-300(R-4)(1942)－－贝尔的贝
尔-47(1946)，完成直升机的发明、制造和使用。 其后，直升机向多用途、多形式等方向发展。 数量和技术不断提高，当今世界拥有数万架直升 机，速度达350KM/H，重量达100T以上。
直升机飞升原理
直升机飞升原理直升机是一种能够垂直起降的飞行器，其飞升的原理主要涉及到空气动力学和机械工程两个领域。
本文将从这两个方面来解析直升机的飞升原理。
一、空气动力学原理直升机的飞升主要依靠旋翼产生的升力。
旋翼是直升机的主要承载部件，它由多个叶片组成。
当直升机发动机带动旋翼旋转时，旋翼叶片在空气中产生升力，使直升机能够飞行。
旋翼产生升力的原理是通过改变叶片的攻角来改变气流对叶片的压力分布。
旋翼的攻角是指叶片与气流流向之间的夹角，攻角越大，产生的升力越大。
当旋翼叶片在运动过程中，攻角会不断变化，从而产生连续的升力，使直升机能够维持在空中。
旋翼还可以通过改变叶片的迎角来控制直升机的俯仰和横滚。
迎角是指叶片与旋翼旋转中心之间的夹角，通过改变迎角，可以改变升力的大小和方向。
二、机械工程原理除了空气动力学原理外，直升机的飞升还与机械工程原理密切相关。
直升机通过发动机带动旋翼旋转，从而产生升力和推力。
发动机的功率通过传动装置传递给旋翼，使其旋转。
传动装置通常包括主减速器、尾减速器和传动轴等部件。
主减速器用于将发动机输出的高速转速降低到旋翼所需的转速，同时也起到传递扭矩的作用。
尾减速器主要用于控制尾旋翼的转速，使直升机能够保持平衡和稳定。
传动轴将发动机的动力传递给旋翼，使其旋转。
直升机还配备了多个控制系统，包括主旋翼控制系统、尾旋翼控制系统和副翼控制系统等。
这些控制系统通过改变旋翼叶片的攻角和迎角，来控制直升机的升力、俯仰和横滚等。
总结起来，直升机的飞升原理是通过旋翼产生升力和推力，实现垂直起降和水平飞行。
空气动力学原理使旋翼产生升力，机械工程原理提供动力和传动装置，控制系统控制飞行姿态。
这些原理的协同作用使直升机能够在空中飞行，具有独特的飞行特性和应用价值。
直升机作为一种重要的航空器，广泛应用于军事、医疗、救援、物流等领域。
不断的技术创新和改进，使直升机的性能和安全性得到了很大的提升。
未来，随着科技的进步，直升机的飞升原理和设计将继续得到改进和完善，为人类带来更多的便利和效益。
直升机空气动力学基础
第一章 垂直飞行时的滑流理论 3
第一节 基本原理
1.1 旋翼怎样产生拉力 旋翼从上方吸入空气，向下排压空气，
形成旋翼尾流。 气流受到旋翼作用力，被加速、增压；
同时对旋翼施加反作用力，即是旋翼拉力。 为知道旋翼拉力，可计算气流所受的力， 二者大小相等。
如 Z9，p = 37， u10 = 12m / s ，六（九）级风
第一章 垂直飞行时的滑流理论 17
5.2 功率载荷
G
定义 单位马力载荷
q= NM
G－直升机设计的起飞重量，kg
kg/HP
NM－发动机在海平面的额定功率，HP (马力) NM 大部分用于驱动旋翼，约10～20%功率消耗于 尾桨、附件、传动损失等
直升机空气动力学基础
第一章 垂直飞行时的滑流理论 1
第一章 垂直飞行时的滑流理论
基本原理 旋翼滑流计算 悬停特性 滑流理论的修正 工程应用
第一章 垂直飞行时的滑流理论 2
直升机具有广泛用途，是因其独特的飞行性能： 能垂直升降、空中悬停 良好的低速飞行性能
来自旋翼的空气动力特性。 直升机空气动力学课程，从垂直上升及悬停中
讨论：旋翼拉力不称做升力，概念不同： 翼面升力垂直于来流速度 旋翼拉力沿转轴方向，是各桨叶的合力。
第一章 垂直飞行时的滑流理论 4
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
讨论：滑流理论应用的局限性
第一章 垂直飞行时的滑流理论 16
第五节 滑流理论的工程应用
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 ? ……
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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在航空器中，直升机可以说是最奇特的一种。
与固定翼飞机不同，直升机的升力不是由机翼产生的，而是由旋转的主旋翼和尾旋翼产生的。
因此，直升机的空气动力学理论也与固定翼飞机有着巨大的不同之处。
直升机的主旋翼将空气向下加速，产生向上的升力。
根据牛顿第三定律，产生升力的同时，也会产生一个反向的反作用力，即旋翼受到向上的空气动力作用力，因此需要用反扭力（又称副旋翼）来平衡这个反作用力。
而尾旋翼则主要用来平衡机身的旋转运动。
旋翼空气动力学基本原理旋翼空气动力学基本原理可以用劳伦兹原理来说明。
劳伦兹原理指出，当一个物体受到流体中流速为v的流线流动的作用时，其受到的力F正比于物体光滑表面上积累的涡量，即$$F=\\rho v \\Gamma$$其中，$\\rho$为空气密度，$\\Gamma$为涡量。
在直升机的旋翼上，涡量的产生是因为在旋转时，翼面上下前后的气流速度有所差异，因而产生了幅度和方向不同的旋涡。
这些旋涡在旋转的主旋翼上不断输送，部分涡量在旋翼表面积累，负责产生升力或反作用力。
另外，由于旋翼产生的气流是非均匀的，在旋转方向和迎风面的气体流动速度并不相同。
因此，旋翼在旋转时受到空气动力作用的方向也随之改变，这产生了一个称为“周期性变位”的现象。
周期性变位可能会导致旋翼振荡，从而限制了直升机的工作性能。
旋翼的气动特性旋翼的气动特性与旋翼的几何结构有密切关系。
一般而言，对于直升机旋翼来说，角度越大，相应的气动力和反作用力也越大。
但是，在某些情况下，增加旋翼的角度会导致气动不稳定，因此需要进行模型分析和实验研究。
另外，旋翼在不同的速度下也会产生不同的气动特性。
例如，在低速时，旋翼的气动负载会更大，同时也更容易发生气动失速。
而在高速时，旋翼受到的气动负载较小，但是也会受到一些困扰，如升阻比不利和超声速效应等。
旋翼模型与优化由于旋翼空气动力学的复杂性，模拟和优化旋翼设计是一个具有挑战性的任务。
直升机空气动力学基础--课件
各相似准则数相等，分别代表满足某一相似条件，如试验模 型与事物的：
S数相等——运动相似，M数相等——空气压缩性作用相似， Re数相等——空气黏性力作用相似，Fr数相等——重力场中的作 用相似，Lo数相等——质量惯性力相似，Ca数相等——弹性力相 似，等等。
除非用实物做试验，模型试验中完全相似是不可能的。
只能按试验目的选定最关键的相似准则。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼模型试验常用的相似准则
几何相似是前提：
桨毂型式及相对尺寸，如铰偏置量等
翼型及其沿径向配置
桨叶片数k、宽度
b(r ) / R ，扭度 D j ( r )，桨尖形状
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
倾转旋翼试验台
南航 “211”国家重点学科建设 “新概念 倾转旋翼飞行器综合试验系统”项目的重 要组成部分。建成了一套能够进行倾转旋 翼飞行器及未来新一代高速旋翼飞行器技 术研究的综合试验系统，拓展了实验室的 研究能力。2006年完成并通过了国家 “211”建设项目的验收。它的建成将为我 国研制倾转旋翼飞行器提供技术基础，并 为武器装备的发展提供技术支撑。
➢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
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
直升机的飞行原理与空气动力学基础
直升机的飞行原理与空气动力学基础直升机是一种可以垂直起降的飞行器，它通过旋转的主旋翼产生升力，通过尾旋翼产生反扭力，实现悬停、飞行等动作。
直升机的飞行原理和空气动力学基础主要包括旋翼的升力产生、马力的消耗以及稳定性控制等方面。
首先，直升机的飞行原理是基于伯努利定律和牛顿第三定律。
旋翼是直升机实现升力产生的重要装置，其原理与飞机的机翼相似。
旋翼上表面产生了较快的气流速度，下表面产生了较慢的气流速度，由于伯努利定律，产生了下表面的气压高于上表面，因此形成了向上的升力，从而使直升机能够在空中飞行。
其次，直升机的飞行涉及到马力的消耗。
旋翼的旋转需要马力的输入，主要是通过内燃机或者电动机转动旋翼，从而产生升力。
直升机飞行时，需要克服气流的阻力和重力的作用，因此需要马力来提供足够的推力。
在飞行过程中，直升机需要调整主旋翼叶片的迎角和旋翼的转速，以及尾旋翼的工作状态，以获得不同的飞行形态和速度。
此外，直升机的稳定性控制也是直升机飞行的重要方面。
直升机的稳定性主要通过以下几个方面来保证：1.放样。
即调整主旋翼的迎角和旋翼的转速，使得升力与重力平衡，保持飞行高度稳定。
2.塔臂平衡。
传统直升机通过塔臂实现重心的调整，通过调整塔臂长度和位置，使得直升机在飞行过程中保持稳定。
3.尾翼的设计。
尾旋翼产生的反扭力会使直升机旋转，为了抵消这个旋转力矩，需要通过尾翼进行控制。
尾翼可以变化其迎角和转动方向，以产生不同的力矩，从而控制直升机的稳定性。
总的来说，直升机的飞行原理和空气动力学基础主要涉及旋翼的升力产生、马力的消耗以及稳定性控制等方面。
通过合理地调整主旋翼和尾旋翼的工作状态和角度，以及驱动系统的输入，直升机能够实现悬停、飞行和各种飞行动作。
直升机的研究和发展对于航空事业的进步具有重要意义，它不仅广泛应用于军事领域，也被广泛运用于民用领域，如医疗救援、警务巡逻、旅游观光和货运等。
直升机空气动力学-叶素理论
Re 对升力线斜率影响不大，对最大 升力系数影响显著， Re 越大 C ymax 越大。
雷诺数影响翼型摩擦阻力。一般是 型阻随雷诺数增大而减小。
第二章 垂直飞行时的叶素理论 11
2-5马赫数的影响
Cy
马赫数 M= V/a ，
体现气流压缩性的影响。
M 越大，压缩性的影响越显著。
马赫数对升力特性的影响 M数越大， 翼型最大升力系数越小， 但升力曲线斜率稍增。
j = j 7 + D j (r - 0.7)
第二章 垂直飞行时的叶素理论 27
小结
由翼型的气动特性、相对速度和安装角，得到叶 素的空气动力，积分得出旋翼的拉力和扭矩（或功 率）。无量纲化后得拉力系数和功率（扭矩）系数
1 CT = 3 k s Cy7
1 m K = 4 KPs Cx7 + CTV0 + JCT v1
第四节、儒可夫斯基旋翼 儒氏旋翼定义：诱导速度沿桨盘均匀分布的旋翼。 此种旋翼诱导功率最小，J =1。
为此，须桨叶速度环量沿半径不变（称为
儒氏条件）： Cybr = Cy7b7(0.7) = 常数
此时，拉力系数为：
ò k K
CT = p
1
Cyr 2bdr
0
=
kk
1
p
(C
ybr
)
? 2
0.7 ks Cy7 2
线性扭转的常用矩形桨叶，KT 约为0.96。
一般直升机的CT 值多在0.01~0.02之间。
把上式变一下，得：
CT s
=
k 3
KT Cy7
C T /σ表示单位桨叶面积的拉力系数，也称做桨叶载荷。
第二章 垂直飞行时的叶素理论 21
直升机的飞行原理与空气动力学基础
12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40087kmh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250350kmh之间实用升限达40006000m航程达400800km。
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。
261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—67a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—67b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。
3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。
调节旋翼的转速和桨距都可以达到调节拉力大小的目的。
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
直升机的空气动力学原理
第三章 直升机的空气动力学原理旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，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。
旋翼（升力）系统 基本概念：将发动机功率转化为飞行和操纵 所需要的力的机械装置。
通过加速空气产生 推力。
其整体性能可用桨尖速度、翼型特性、 实度和桨盘载荷来描述。
转动惯量影响直升 机自转性能，设计时也必须考虑。
基本组成：桨叶、桨毂、自动倾斜器、尾桨 等。
旋翼（升力）系统（续） 基本参数： 桨盘平面（面积） 桨叶载荷进比 桨叶数目 旋翼实度 旋翼前进比 旋翼诱导速度桨盘载荷 桨尖马赫数和前惯量 旋翼拉力 旋翼下洗 旋翼直径旋翼（升力）系统（续） 旋翼类型： 铰接式、 半铰接式、 无铰式、 无轴承式。
旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续） 铰接式旋翼：具有挥舞铰、摆振铰和变距铰。
桨叶与桨毂若完全刚性连接，则前飞时前行桨 叶和后行桨叶两边的升力差，使直升机出现横 侧倾覆力矩，同时桨叶根部承受很大的静、动 载荷。
为了消除这些现象，在旋翼结构上设置 了挥舞铰；为了消除因桨叶挥舞而产生的哥氏 力的影响，设置了摆振铰；为了改变桨距从而 改变升力而设置了变距铰。
这种型式的旋翼桨 毂构造复杂，重量大，气动阻力大，使用寿命 短，制造成本和维护费用高。
旋翼（升力）系统（续） 半铰接式（半刚性）旋翼：只有变距铰和挥舞 铰，而没有摆振铰。
其构造较简单，但操纵性 差。
无铰式（刚性）旋翼：只有变距铰。
桨叶在挥 舞和摆振方向相对于桨毂是刚性连接的，桨叶 的挥舞和摆振运动由桨叶根部（或桨毂支臂） 的弯曲弹性变形来实现。
无轴承式旋翼：无任何机械铰。
桨叶的挥舞、 摆振和变距运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的 弯曲、扭转弹性变形来实现。
最新发展旋翼。
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。