直升机空气动力学-涡流理论

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现代直升机旋翼空气动力学

现代直升机旋翼空气动力学•目录：•第1章绪论1.1空气动力学的内容1.1.1定义1.1.2研究问题的类型1.2空气动力学的研究工具1.2.1解析工具1.2.2计算工具1.2.3实验工具1.3直升机概况1.3.1发展简述1.3.2直升机分类1.4直升机空气动力学发展概况1.4.1经典空气动力学理论1.4.2基于CFD技术的旋翼流场模拟1.4.3旋翼计算声学简介1.4.4旋翼/机身等多部件的气动干扰简介1.5旋翼基本参数介绍参考文献第2章旋翼动量理论2.1引言2.2垂直飞行时的动量理论2.2.1垂直上升状态2.2.2悬停状态2.2.3垂直下降状态2.2.4诱导速度普遍规律2.3前飞时的动量理论2.3.1平飞状态2.3.2爬升和下滑状态2.3.3诱导速度普遍规律参考文献第3章旋翼叶素理论3.1引言3.2桨叶翼型3.2.1桨叶翼型几何参数3.2.2桨叶翼型空气动力学特性3.2.3桨叶翼型设计3.3垂直飞行时的叶素理论3.3.1旋翼拉力和功率的微分形式3.3.2旋翼拉力和功率的积分形式3.3.3旋翼拉力的近似解析式3.3.4旋翼功率的近似解析式3.3.5完善系数3.4基于叶素-环量理论的拉力系数3.5基于叶素-动量组合理论的拉力系数3.6前飞时的叶素理论3.6.1旋翼拉力和功率的积分形式3.6.2旋翼拉力和功率的近似解析式3.6.3旋翼功率的一般表达式参考文献第4章旋翼涡流理论4.1引言4.2基本概念4.2.1Kelvin定理4.2.2Helmholtz定律4.2.3Biot-Savart定律4.2.4涡与环量4.3垂直飞行时的涡流理论4.3.1儒氏旋翼涡系模型4.3.2儒氏旋翼诱导速度4.3.3非儒氏旋翼涡系模型4.3.4非儒氏旋翼诱导速度4.4前飞时的涡流理论4.4.1旋翼涡系模型4.4.2旋翼诱导速度4.4.3桨叶附着涡环量的求解参考文献第5章旋翼自由尾流分析技术5.1引言5.2涡动力学基础5.3自由涡系模型5.3.1旋翼桨叶涡系模型5.3.2旋翼尾迹模型5.3.3旋翼桨尖涡模型5.3.4涡核扩散模型5.4桨叶附着涡环量求解5.5远尾迹涡丝控制方程5.6远尾迹涡丝控制方程的求解5.6.1远尾迹周期边界条件5.6.2PIPC松弛迭代法求解过程5.7自由尾迹/面元法的耦合模型算例5.7.1求解方法5.7.2涡/面干扰5.7.3算例分析参考文献第6章旋翼CFD理论基础知识6.1引言6.2适合旋翼的流体力学控制方程组6.2.1连续性方程6.2.2动量方程6.2.3能量方程6.2.4控制方程的选择形式6.3控制方程的离散化6.3.1有限差分法（FDM）6.3.2有限体积法（FVM）6.4网格生成简介6.4.1椭圆网格生成实例6.4.2多区重叠网格（嵌套网格）简介6.5结论参考文献第7章旋翼N-S方程SIMPLE数值模拟方法7.1引言7.2SIMPLE算法7.2.1交错网格技术7.2.2SIMPLE算法基本假设7.2.3SIMPLE算法基本步骤7.2.4SIMPLE算法的简单算例7.3SIMPLER算法简介7.4代数方程组的求解7.5前飞旋翼湍流场的数值模拟算例7.5.1流场控制方程7.5.2动量源项7.5.3算例方案描述7.5.4前飞流场分析7.5.5前飞性能预测7.6垂直下降旋翼湍流场的数值模拟算例7.6.1桨盘压差源项计算7.6.2垂直下降算例方案描述7.6.3模型旋翼悬停算例验证7.6.4垂直下降算例流场分析7.6.5垂直下降性能预测7.7斜下降旋翼湍流场的数值模拟算例7.7.1计算模型及方法7.7.2旋翼升阻气动特性7.7.3单片桨叶压力场随周期的变化7.7.4孤立旋翼流场分析7.7.5旋翼/机身组合流场分析参考文献第8章旋翼TVD数值模拟方法8.1引言8.2TVD格式的概念和性质8.2.1TVD的概念8.2.2TVD的性质8.3TVD格式的构造8.3.1一阶TVD格式8.3.2二阶TVD格式8.3.3高阶TVD格式简介8.4对一维和多维方程组的推广8.4.1一维方程组的推广8.4.2多维方程组的推广8.5算例：旋翼流场Euler方程Jameson/TVD数值模拟8.5.1主控方程8.5.2数值方法8.5.3结果分析参考文献第9章旋翼绕流N-S方程数值计算方法9.1引言9.2Jameson格式9.2.1标量人工粘性的中心差分方法9.2.2各向异性的人工粘性9.2.3矩阵人工粘性模型9.3TVD格式9.3.1TVD的概念9.3.2单调格式、保单调格式和TVD性质的充分条件9.3.3显式一阶TVD格式举例9.4一种Jameson/TVD混合格式9.4.1N-S方程和通量修正法9.4.2旋翼流场N-S方程Jameson/TVD数值模拟方法9.5Jameson格式与其他格式9.5.1积分形式下的旋翼流动控制方程9.5.2空间离散格式9.5.3悬停旋翼流动的数值模拟9.5.4前飞旋翼流动的数值模拟参考文献第10章旋翼洗流和旋翼/机身/发动机耦合流场分析10.1引言10.2旋翼洗流分析10.3旋翼/机身干扰流场10.3.1"作用盘"假设10.3.2N-S方程直接模拟10.4旋翼/机身/发动机耦合流场10.5旋翼/机身/柱体耦合流场10.5.1旋翼/机身耦合流场10.5.2机身/柱体耦合流场参考文献第11章旋翼计算声学基础11.1引言11.2Ffowcs Williams-Hawkings方程和Kirchhoff理论11.2.1Ffowcs Williams-Hawkings方程11.2.2Kirchhoff理论11.3两种方法的比较11.4桨涡干扰噪声的模拟11.5计算流体力学方法参考文献习题与思考题附录彩图页。

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。

直升机的空气动力学原理

直升机的空气动力学原理直升机的升力产生主要依靠主旋翼产生的升力，主旋翼又由主旋翼桨叶和发动机组成。

主旋翼桨叶一般采用三片叶片，通过主轴旋转，在空气中产生升力。

主旋翼桨叶在运动过程中，相对于直升机机身而言，具有迎风运动和顺风返流运动。

主旋翼桨叶迎风运动时，椭圆形的桨叶在进入迎风段时，攻角较大，形成向上的升力。

在桨叶前半部，流速较大，产生的升力大；桨叶后半部流速减小，升力减小。

此时，通过调节桨叶的攻角和旋转速度，使得桨叶的合力与重力平衡，从而实现直升机的悬停。

主旋翼桨叶顺风返流运动时，桨叶相对于机身运动速度逐渐增大，攻角减小。

在桨叶前半部，流速变小，产生的升力减小；桨叶后半部流速增加，升力增加。

此时，通过调节桨叶的攻角和旋转速度，使得升力与飞机的质量平衡，实现直升机的前进飞行。

此外，直升机的侧倾和横滚运动也是通过调节主旋翼桨叶的迎风运动和顺风返流运动来实现的。

侧倾运动是通过改变主旋翼桨叶的迎风运动时的攻角大小和方向，使得主旋翼桨叶产生侧向的力矩，从而使直升机发生侧倾运动。

横滚运动是通过改变主旋翼桨叶的迎风运动和顺风返流运动的相对大小，使得主旋翼桨叶的升力中心发生移动，从而使直升机发生横滚运动。

除了主旋翼的升力产生外，直升机还利用尾旋翼产生的反扭矩以及水平尾翼产生的水平稳定力来保持平稳飞行。

尾旋翼通过产生方向相反的旋转力矩，抵消主旋翼产生的旋转力矩，从而保持直升机的平衡。

水平尾翼通过产生向下的力来平衡主旋翼产生的俯仰力矩，从而保持直升机的水平稳定。

总结一下，直升机的空气动力学原理主要是通过主旋翼桨叶的旋转运动产生升力，通过调节桨叶的攻角和旋转速度来控制升力的大小和方向，从而实现直升机的悬停、垂直起降和平稳飞行。

同时，借助尾旋翼和水平尾翼产生的力矩和稳定力来保持直升机的平衡和稳定。

直升机的空气动力学原理是复杂且精细的，对于设计和控制直升机的飞行具有重要意义。

空气动力学中的涡流控制技术

空气动力学中的涡流控制技术在如今的工程技术领域中，空气动力学是一项备受瞩目的技术。

它主要研究气体在机械的运动中所产生的物理现象。

这是一个非常广泛的领域，其应用范围涉及到飞行器、汽车、船舶、建筑物和风力发电机等众多领域。

其中，涡流控制技术是一项迅速发展的技术，能够大大提高飞行器的性能，并减少部分气动噪声。

空气动力学中的涡流控制技术主要是利用高速气流的控制以改变流体的方向和性质。

通过调整气流的速度和方向，可以使得气体分离的边界被移动或消除，减少涡流的形成，从而减少气体的阻力和噪声。

在涡流控制技术中，活动无人机和固定翼人工飞鸟是两种非常重要的应用之一。

活动无人机通过降低气动噪声和推进效率来提高自主飞行的能力。

固定翼人工飞鸟则可以通过增加机翼的升力和降低阻力来改善飞行性能。

涡流控制技术的主要手段是利用高速气流对气体的流动进行控制。

通过在翼面上设置微小的细小喷口，可以向上或向下喷射高速的气流，从而改变气流的速度和方向。

这种喷流可以控制气体的分离，从而减小阻力和波动，有效提高飞行器的性能。

此外，涡流控制技术还可以通过其他手段来实现。

例如，通过在翼面上插入控制表面可以调整气流的方向和速度，从而扰动涡流的形成，达到降低噪声和提高飞行性能的目的。

通过这些手段，飞行器的空气动力学性能可以得到很大的提升，从而大大增加其实用价值。

总之，空气动力学中的涡流控制技术是一项非常重要的技术，对航天、军事、民用等领域都具有重要的意义。

它的进一步发展将有助于提高飞行器的性能和可靠性，为航空工业的发展做出更大的贡献。

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。

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。

直升机的空气动力学原理

直升机的空气动力学原理直升机是一种垂直起降的航空器，它通过一对主旋翼产生升力并完成飞行任务。

直升机的空气动力学原理是基于主旋翼的气动力学原理和力的平衡原理。

首先，我们需要了解主旋翼的结构和工作原理。

主旋翼由多个旋翼叶片、轴、旋翼毂和旋翼桨毂组成。

当发动机驱动主旋翼旋转时，旋翼叶片产生的升力和推力将使直升机空中悬停或飞行。

1.升力产生原理：主旋翼在旋转时产生升力，其主要原理是叶片运动和旋转产生了一个称为“高压面”和“低压面”的气流差，从而产生升力。

在主旋翼系中，上升气流经过整个叶片，从而减小了上升气流的速度和增大了气流的压力，形成了一个相对较高的压力区域。

而下降气流则经过叶片的上表面，增加了下降气流的速度和减小了气流的压力，形成了一个相对较低的压力区域。

这种压力差使得叶片产生了向上的力，即升力。

2.推力产生原理：主旋翼在旋转时产生的升力和推力对直升机的升力平衡和前进提供了动力。

在主旋翼上部安装有一个称为“高反扭矩”的尾旋翼，它以相反的旋转方向旋转，并且通过拉力杆与主旋翼连在一起。

当主旋翼产生的升力增加时，尾旋翼也会产生相应的反扭矩，以抵消主旋翼产生的扭矩。

这样，直升机就可以保持平衡。

3.平衡产生原理：在直升机的飞行中，通过控制旋翼角度和尾旋翼的推力来实现平衡。

调整主旋翼的迎角可以改变产生的升力和推力，从而改变直升机的高度和俯仰角。

调整尾旋翼的推力可以平衡主旋翼产生的扭矩，以及控制航向和横滚。

4.操纵产生原理：直升机通过改变主旋翼和尾旋翼的角度和推力，以及改变机身的姿态来实现操纵。

通过控制旋翼叶片的迎角，可以改变主旋翼的升力和推力大小，从而实现向上、向下、向前、向后移动。

通过调整尾旋翼的推力，可以控制直升机的航向。

而调整机身的姿态则可以实现横滚和俯仰的控制。

总结起来，直升机的空气动力学原理主要是基于主旋翼的升力和推力产生以及力的平衡原理。

通过控制旋翼叶片的角度和推力，以及调整尾旋翼的推力和机身的姿态，直升机可以在空中悬停、升降和飞行，实现机动操纵和飞行任务的完成。

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。

飞机机翼上的涡流现象分析

飞机机翼上的涡流现象分析飞机机翼上的涡流现象是飞行中的一种常见现象，涡流的产生和演变对于飞机的气动性能具有重要影响。

本文将对飞机机翼上涡流现象进行分析，并探讨其对飞行性能的影响。

涡流是一种在流体中产生的旋转流动，常常形成环状或螺旋状的流场结构。

飞机机翼上的涡流现象通常由以下几个因素引起：机翼上表面的气动力、升力和阻力分布、机翼形状、机翼上表面的扰动和扭转等。

当高速气流经过机翼表面时，会产生一个向下的气动力，即升力。

而机翼的形状和扰动会使气流产生扭转，从而形成涡流。

涡流的产生对飞机的气动性能有着重要影响，不仅会影响机翼表面的压力分布，还会对飞机的升力和阻力产生影响。

涡流对飞机性能的影响主要体现在以下几个方面。

首先，涡流的产生会改变机翼表面的压力分布。

当高速气流通过机翼上表面时，处于上表面的气流速度较快，气流会加速，并减小靠近翼尖的剪切力。

而在下表面，气流速度较慢，气流会减速，并增加靠近机翼跟部的剪切力。

由此产生的压差会导致涡流的形成。

涡流的存在会使机翼表面的压力分布不均匀，这会影响到飞机的升力和阻力。

因此，准确理解和控制涡流现象对于保证飞机的气动性能至关重要。

其次，涡流会影响飞机的升力和阻力。

涡流的存在会改变机翼的升力分布，并增加阻力。

涡流产生的削弱危险区域的速度流体靠近机翼表面，导致升力的减少，同时增加了阻力的产生。

这些影响会导致飞机的飞行性能下降，如降低升力和增加阻力。

因此，飞行员在驾驶飞机过程中需要及时掌握和适应涡流的存在，并采取相应的措施进行飞行操纵和调整，以保证飞机的安全和稳定飞行。

最后，涡流还会对飞机的操纵性产生影响。

涡流的存在会引起飞机的气动力瞬变，导致飞机的姿态和稳定性变化。

尤其是在垂直方向的涡流，即所谓的空气湍流或尾迹涡流，会对飞机尾部和后掠翼产生扰动，对飞行员的操纵产生一定的影响。

飞行员需要根据涡流的存在和强度进行相应的操纵调整，并保持良好的飞行姿态，以确保飞机的稳定性和操纵性。

直升机空气动力学-第1章

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
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

直升机升力桨的综合涡流理论

变化的，所以升力桨附近的气动特性和流场是不断变化的，升
力桨置于变化的流场中．会产生涡流现象。升力桨涡流理论从广义上说，包含两个部分。第一个部分是桨叶涡系的分析，也就是如何处理桨叶涡系问题。在过去固定翼中，解决这个问题的办法比较简单，只需要用一条升力线来代替桨叶就行了，而对
直升机在如今的国家中占有重要地位，国家不断的重视和加强直升机的研究工作。直升机升力桨的涡流理论是设计出
叶涡系两个模型理论。在桨盘涡系的模型中。为了使尾迹涡线能够在圆柱形面上连续分布，可以将升力桨假设成一个大桨盘，该桨盘具有无限个桨叶片。在桨叶涡系的模型中，升力桨是假设为一定数量的桨叶．由此产生的尾迹的延伸方向跟流速等
５１９０００）
摘
要：随着经济发展，直升机的研究也得到了大家的重视。本文讨论分析了直升机升力桨的综合涡流理论，重点包括固定尾
迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论以及自由尾迹的现代涡流理论。
关键词：直升机；升力桨；涡流理论中图分类号：Ｖ２１１文献标识码：Ａ文章编号：１００３ — ５１６８（２０１３）２３ — ０１１６ — ０ｌ
时间步进法。在自由尾迹进行求解的过程中．会遇到数值不稳定的问题。前期的科学家通过引入人工数值阻尼或者采用非拉格朗日方式来描述尾迹节点这在一定程度上改善了数值的不稳定性，但是求解的计算量比较大，不适合现实的计算研究工

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