直升机空气动力学-叶素理论

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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。

直升机空气动力学-第2章

cos b* » 1
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

直升机旋翼空气动力学的发展

收稿日期 > 修订日期 > " # # # @ $ $ @ " K J " # # $ @ # $ @ " %
$ 认识旋翼 OO 旋翼气动理论的发展
$ < $ 旋翼滑流理论旋翼滑流理论或动量理论的起源可追朔到 $ C
$ Q! R 世纪的船用螺旋桨的研究 P 将 E" #世纪初 D S 4 6 T
$ L C 简化的悬停旋翼自由尾迹模型B 将尾迹区分成 !
桨叶的起动过程来产生自由尾迹 ’# 4 5 V年 ! U 9 : A A W 将尾迹畸变量描述为桨叶方位角和尾迹成长角的函数 ! 并采用近远尾迹概念发展了一个快速有效的自由尾迹法 ’# 4 D L年 ! X 8 Y ? Z 8 ?在 U 9 : A A W工作的基础上建立起一套旋翼气动和动力学的综合分析程序M 并表明了动力学因素对自由尾迹分 ! [Q\ [] $ 6 C 析的重要性 B 总 ’就前飞自由尾迹求解方法而论 ! 的来说 ! 大多数自由尾迹分析采用 N 的时 > ? O @ ; 0 P 0 间步进法 ’ 近几年 ! 文B 等也在发展新的前 $ 5 S$ 4 C 飞自由尾迹空间迭代方法 ! 以改善尾迹求解的数值特性 ’ 图 $是文 B 计算的一个典型旋翼自由尾 6 ! G L C 迹和固定尾迹的对比 ’ 从图 $可以看出 ! 与固定尾迹或预定尾迹相比 ! 自由尾迹试图模拟实际尾迹形状的变化 ! 允许涡线自由地移动! 特别是考虑了尾迹对其本身的作用和桨叶与尾迹之间的 #相互干扰! 因此成为 D L年代以后旋翼尾迹分析方法的主流’

直升机空气动力学-第6章

在地效高度内超载悬停，然后转为前飞，当速度增加到有剩余功率时可转为爬升，完成起飞。
3，气垫船、地效飞行器的气动原理。
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
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。
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
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：

抓住机遇深入研究加快直升机气动设计技术的快速发展

总第155期2008年第3期直升机技术H EL I C O P T ER TE C H N I Q U ET ot al N o．155N o．32008文章编号：1673-1220(2008)03-ooi-03抓住机遇深入研究加快直升机气动设计技术的快速发展吴希明，陈平剑(中国直升机设计研究所，景德镇，333001)中图分类号：V21I．52文献标识码：Al前言直升机空气动力学是阐明直升机(主要是它的旋翼)与周围空气相互作用的空气动力现象，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学科，在直升机及其旋翼的设计中起着关键作用。

直升机空气动力学由旋翼空气动力学、机身空气动力学和干扰空气动力学三部分组成，其中旋翼空气动力学是主要部分，体现了直升机主要特点。

研究旋翼空气动力学的三大基本理论是：动量理论、叶素理论和涡流理论，分别适应于不同的研究目的。

动量理论又称滑流理论。

把旋翼简化为一个作用盘，穿过作用盘的气流是边界明显的滑流，对以滑流边界为边界的控制体应用流体力学的基本守恒定律，得出气流速度与旋翼拉力、功率之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。

叶素理论又称片条理论。

它把桨叶沿展向分成若干叶素，每个叶素的气动特性根据二元气动特性得出，再由叶素的气动特性得出桨叶及旋翼的空气动力特性，是描述旋翼气动特性与桨叶气动细节设计(平面形状、几何扭转、翼型配置等)之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。

涡流理论是将旋翼流场描述为一个涡的空问形状来进行研究，直升机的绕流场极其复杂，它受旋翼产生的复杂涡场所控制．每片桨叶都产生它自己的收稿日期：2008-06-．09尖、根和片涡。

根涡和尖涡因有限翼展三维效应而产生，而涡片主要由于附面层效应所发展。

最后的流场由所有桨叶释放的这些涡(尾迹)所充满。

2型号牵引，推动技术进步2．1飞行性能国内飞行性能专业始于20世纪60年代，对引进生产的米一4直升机资料的消化和反设计，并通过直6和直7的测仿和研制，奠定了飞行性能专业发展的基础，尤其是直6的研制，使国内走过了从风洞试验、基本性能计算到飞行试验的全过程，初步建立了一套基于动量理论的可手工计算的基本性能计算方法，初步具备了对飞行性能进行测试和数据处理的能力，获得了一套宝贵的飞行性能试飞数据。

直升机空气动力学-第0章

Helicopter Aerodynamics》
旋翼动力学国防科技重点实验室
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。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学
－－绪论实例
旋翼动力学国防科技重点实验室
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
旋翼动力学国防科技重点实验室
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
旋翼动力学国防科技重点实验室
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。

直升机空气动力学

直升机空气动力学
直升机的空气动力学是指直升机在飞行中所受到的空气力学作用，包括升力、推力、阻力和重力等。

直升机的升力是通过主旋翼产生的，而主旋翼的升力产生是由于空气在旋翼上表面和下表面的速度差引起的。

主旋翼的升力大小取决于旋翼面积、旋翼叶片的形状、旋翼转速和进气流速度等因素。

直升机的推力是由主旋翼和尾旋翼产生的，主旋翼产生的推力主要用于向上抵抗重力和向前飞行，而尾旋翼产生的推力则主要用于控制直升机的方向。

直升机的阻力由于空气阻力、摩擦阻力和惯性阻力等因素共同作用，影响着直升机的速度和耗能。

直升机的重力是由其自身质量和重力加速度决定的。

在飞行中，直升机需要产生足够的升力来抵消重力，以保持平衡和稳定。

总之，直升机的空气动力学是相当复杂和重要的，涉及众多因素和作用。

对于直升机的设计、操作和维护人员来说，了解和掌握其空气动力学原理是非常重要的。

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。

直升机的特性

直升机的特性楢林寿一与其他飞行器相比，直升机起飞着陆并不需要那么宽阔的场地。

它不仅可以垂直上升下降、在空中悬停，还可以向前后左右飞行。

利用它的这种特性，除可用于人员物资的运输、救难活动、摄影测量以及科学观测外，它还在农林水产事业等广阔的领域内活跃着。

乍一看那种活跃的情景，似乎会觉得它是近乎万能的。

但在实际使用中不得不承认，从物理方面来看其稳定范围要比普通飞机来得窄。

为此，首先来阐述一下直升机特性的概要：1.主旋翼的空气动力学特性和需用功率【图1-1】悬停时的旋翼上下的空气流动直升机进入空中悬停时，通过旋翼旋转面的空气流如【图1-1】所示。

至于作用在旋翼叶素（【图1-1】中由R1标出的A点处的桨叶剖面。

它离旋翼中心的距离为旋翼半径的70～80%。

）上的力，我想可以按【图1-1】所示的矢量来理解。

悬停中，流入旋翼旋转面的空气速度为V1,经过旋翼旋转面时被加速（+V2）,通过旋翼旋转面后不久，下洗流（down wash）速度变为V1+V2。

为能继续悬停，首先必须要有与该旋翼旋转所诱导出的下洗速度V1+V2相协调的功率，所需的这种功率称为诱导功率（Induced power）。

另外，把该旋翼旋转所产生的——在这种场合是由下洗而产生的阻力称为诱导阻力。

随着直升机水平飞行速度的增加，这个垂直方向的下洗速度V1+V2会减少，故其诱导功率也会减少。

▲涡环状态如【图1-2】所示，随着旋翼的旋转，在其边缘产生了一种环状的下洗流。

它连成像炸麻花圈那样的形状，称之为涡环。

因此，垂直方向的下洗流变得非常之大，使维持悬停所需的功率也大为增加。

【图1-2】涡环状态【图1-3】自转垂直下降时的空气流▲自转制动状态它并不是由动力装置提供动力而形成的。

它只是一种由空气动力作用而造成的旋翼像风车那样转动着的状态。

该状态如【图1-3】所示。

这是自转（后述）下降场合的问题，其他场合不存在这样一类问题。

▲地面效应【图1-4】【图1-4】地面效应当旋翼旋转产生的垂直下洗流强烈冲击地面时，由于地面的影响，下洗流的速度将比旋翼远离地面时为小。

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。

直升机英语词汇

二、直升机空气动力学1、滑流理论英文释义中文释义备注说明mome ntum theory 滑流理论vertical flight垂直飞行hover悬停in descent/vertical descent/vertical climb 下降/ 上升induced power/velocity 诱导功率/速度outflow 流出流inflow 流入流disc 桨盘streamtube 流管线flow pattern 流型steady/unstead 定常/非定常downwash/upwash 下洗流/上洗流kinetic energy 动能compressibility effect 压缩性效应tip loss叶尖损失2、叶素理论Blade Element Theory/Elementary Blade Theory 叶素理论section shape 咅U面inflow angle来流角airfoil翼型blade incidenee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：in board、mid-spa n、tip parts non-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三、前飞理论部分英文释义中文释义备注说明advanee ratio 前进比advancing side 前行桨叶retreating side 后行桨叶flapping motion 挥舞运动flapping hinge 挥舞铰flapping coefficient 挥舞系数region of reversed flow 反流区Equilibrium Equation 力平衡方程Coriolis force/moment 哥氏力/哥氏力力矩interiaforce/mome nts 惯性力restra ining force 约束力gravitati onal force/mome nts 重力/ 力矩damp ing 阻尼mecha nical damper 机械阻尼器gyroscopic moment 陀螺力矩crosscoupling 交叉耦合oscillatory bending stress振荡弯曲应力roll mome nt 滚转力矩resulta nt force/mome nt 合力/ 合力矩 A be com muni cated to B 力A传到Blead-lag hinge 摆振铰 featheri ng hinge 变距铰 oncoming stream direct ion 迎流方向refere nee pla ne 参考面separated flow 气流分离全称 :retreating blade stallblade stalling 桨尖失速全称 :advancingblade compressiblity dragriseazimuth angle 方位角 shock induced flow seperation 激波-气流分离 stallingcharacteristic 失速特性 free stream dyn amic 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 performa nee assessme nt 性能评估 helicopter performa nee calculati on 直升机性能计算ground effect 地面效应autorotati on 自转飞行high rate of climb 悬停升限 wi nd tunnel test 风洞测试patrol/loiter task 巡航飞行cruise speed 巡航速度 ceiling 绝对升限weight capability 承重能力 rate of climb 爬升率 absoluteservice ceil ing 实用升限 optimum speed 最佳速度mi nimum rate of desce nt 最小下降率最大续航时间 maximum glide dista nee 最大航行距离 maximum speed 最大速度 specific range 比航程Iongitudinal/lateral trim equation 纵向 /横向配平方程 shaft power 车由功率 powerrequirement 需用功率 induced requirement 诱导功率 stability 稳定性 static stability 静稳定 dynamicstability 动稳定in cide nee disturba nee 动稳定扰动的几种情况 forwardspeed disturba nee an gular velocity disturba neestability augme ntati on system 增稳系统maximum edura nce/loiter time maximum range 最大航行里程 dihedral acti on 上反作用 sideslip disturba neeyaw ing disturba nee。

直升机应用的物理原理

直升机应用的物理原理1. 引言直升机是一种重要的航空工具，在军事、民用及特殊领域都有广泛的应用。

直升机的飞行原理相较于固定翼飞机有所不同，本文将介绍直升机应用的物理原理。

2. 主旋翼原理直升机的主要飞行原理是通过主旋翼的旋转产生升力，从而使直升机保持在空中。

主旋翼通过改变叶片的角度和旋转速度来控制升力和推力。

2.1 主旋翼的升力产生原理主旋翼的叶片通过空气动力学原理产生升力。

当主旋翼旋转时，叶片的攻角会产生升力，类似于固定翼飞机的机翼。

2.2 叶片角度的调整通过改变主旋翼叶片的角度，直升机可以调整升力和推力。

增大叶片的攻角可以增加升力和推力，而减小叶片的攻角则会减小升力和推力。

2.3 旋转速度的调整直升机通过调整主旋翼的旋转速度来控制升力和推力。

增加旋转速度可以增加升力和推力，而减小旋转速度则会减小升力和推力。

3. 尾桨的作用直升机的尾部配备了一个尾桨，它的主要作用是平衡由主旋翼旋转产生的扭矩。

3.1 扭矩的产生由于主旋翼旋转，会产生一定的扭矩，使得直升机倾向于绕垂直轴旋转。

为了平衡这个扭矩，直升机通过尾桨产生一个反向的扭矩。

3.2 尾桨的旋转方向为了产生反向的扭矩，尾桨和主旋翼旋转方向相反。

尾桨通常位于直升机尾部，通过改变尾桨的旋转速度和角度来控制反向扭矩的大小。

4. 控制系统直升机的飞行需要一个精确的控制系统来调整主旋翼和尾桨的角度和旋转速度。

4.1 主旋翼的控制直升机通过改变主旋翼叶片的角度和旋转速度来控制升力和推力。

主旋翼的控制通常由飞行员通过操纵杆或控制器进行。

4.2 尾桨的控制尾桨的控制用于平衡主旋翼产生的扭矩。

可以通过改变尾桨的旋转速度和角度来控制扭矩的平衡。

5. 结论直升机应用的物理原理涉及主旋翼的升力产生、叶片角度调整、旋转速度调整，以及尾桨的作用和控制系统。

这些原理的理解和正确应用是直升机飞行的关键。

通过不断的研究和技术进步，直升机在各个领域的应用将会得到进一步的发展和扩展。

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

直升飞机里起飞的原理

直升飞机里起飞的原理直升飞机是一种垂直起降的飞行器，以其独特的起飞和降落方式而受到广泛关注。

直升飞机的起飞原理涉及到了多个方面的知识，包括空气动力学、力学和机械工程等。

首先，直升飞机的起飞主要依赖于两个重要的原理：空气动力学和牛顿第三定律。

在空气动力学方面，直升飞机的飞行原理与其他固定翼飞机有所不同。

直升飞机通过其旋翼产生升力来支撑自身的重量。

旋翼是呈盘状的大型旋转翼，由多个旋翼叶片组成，以旋转的方式产生升力。

当旋翼以相当高的速度旋转时，在叶片上的压力差会形成一系列升力，这些升力使得直升飞机能够悬停在空中，同时产生向上的推力。

其次，直升飞机的起飞还依赖于牛顿第三定律，即行动作与反作用作用力相等。

当旋翼快速旋转，产生升力时，升力的方向为向上，这样就形成了向下作用力的反作用力。

根据牛顿第三定律，这个反作用力会使直升飞机产生向上的推力，从而使其离开地面。

要使直升飞机起飞，需要提供足够的升力和推力。

升力由旋翼产生，而推力则由发动机提供。

直升飞机通常搭载一台或多台内燃机，通过驱动旋翼的方式提供足够的推力。

与固定翼飞机的发动机不同，直升飞机的发动机需具备低速高扭矩输出的特征，以适应在起飞和降落时对大推力的需求。

在起飞过程中，直升飞机首先将旋翼转速加快以达到足够的升力产生。

然后，通过改变旋翼叶片的攻击角度和更改对旋翼的马达扭矩输入，调整升力大小。

直升飞机在起飞时倾斜机身，以产生前向推力，从而对抗重力和空气阻力。

在直升飞机达到足够的升力后，可以开始垂直起飞。

此时，方向舵和俯仰舵通过操纵杆或操纵杆控制系统进行调整，以控制飞行器的前进、后退、向左、向右等方向的运动。

此外，刹车和螺旋桨扭矩也可以通过操纵杆来进行调整，以控制直升飞机的下降和转向。

总之，直升飞机起飞的原理主要涉及到空气动力学和牛顿第三定律。

通过旋翼产生足够的升力和发动机提供的推力，直升飞机能够脱离地面并进行垂直起飞。

通过操纵各个控制装置，直升飞机可以实现各种运动和转向，以完成航空任务。