直升机的前飞

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直升机前飞性能计算

直升机前飞性能计算直升机前飛性能是指在起飛和爬升階段，直升機所展現的運動特性與性能。

直升機的前飛性能直接影響其起飛、爬升和飛行的能力和效率。

該性能主要由幾個關鍵因素決定，包括動力系統、旋翼系統、氣動系統和重量等。

以下將逐一介紹這些因素。

動力系統是直升機前飛性能的基礎。

它通常由渦輪軸發動機或活塞發動機提供動力。

渦輪軸發動機以其高功率、高效率和較小的重量而被廣泛應用。

直升機的起飛動力需求高，因此通常采用渦輪軸發動機。

動力系統的性能將直接影響直升機的起飛速度和爬升率。

旋翼系統也是直升機前飛性能的重要組成部分。

旋翼的主要功能是提供揚力並產生推力。

直升機的旋翼可分為主旋翼和尾旋翼。

主旋翼提供直升機的升力，尾旋翼用於抵消主旋翼產生的扭矩。

旋翼設計的目標是提供最大的揚力和推力，同時降低順風阻力和橫風敏感性。

旋翼的設計和旋翼葉片的幾何形狀對直升機的前飛性能有重要影響。

氣動系統對直升機前飛性能也有重要影響。

氣動系統包括機身和機翼的氣流流動，以及與旋翼交互作用的氣流。

氣動系統的設計應將氣流損失降至最低，同時提供足夠的揚力和推力。

氣動性能的改進可以通過改變機身和機翼的外形、增加機身後掠角和安裝氣體轉向裝置等手段來實現。

重量是影響直升機前飛性能的另一重要因素。

直升機的起飛和爬升性能直接受到其重量的限制。

重量越大，所需揚力和推力越多，起飛速度和爬升率就越慢。

因此，重量降低可以提高直升機的前飛性能。

降低重量的方法包括使用輕量化材料、減少機身和系統的重量以及減少燃料負載等。

除了上述因素外，直升機前飛性能還受到一些外界因素的影響。

這些因素包括高度、溫度、氣壓和相對濕度等。

例如，在高海拔地區，空氣稀薄使得直升機的揚力和動力降低，進而影響其起飛和爬升性能。

因此，在設計和操作直升機時，需要考慮這些外界因素對性能的影響。

總結起來，直升機的前飛性能是由動力系統、旋翼系統、氣動系統、重量和外界因素等多個因素共同作用而形成的。

通過適當的設計和改進，可以提高直升機的起飛速度、爬升率和飛行效率，從而增強其前飛性能。

直升机前飞性能计算

度、桨叶上发生气流分离和空气压缩性的影响。
第九章直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
第一节引言（续）
三、前飞需用功率的组成 ➢ 旋翼的型阻功率； ➢ 旋翼的诱导功率； ➢ 直升机的废组功率； ➢ 尾桨需用功率； ➢ 其它需用功率。
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
四、尾桨需用功率
尾桨的需用功率包括两部分，一部分是型阻功率，另一部分为诱导功率，它们的计算方法与计算旋翼的型阻和诱导功率的方法相同。不过，对涵道尾桨，有专门的计算公式，具体计算时请参照相关资料。
第九章直升机的前飞性能
式中： Q (
Cx
S
)
1 2
V02
或
CQ ( CxS )V02
把力的平衡方程写成系数形式：
CT sin(s ) CH cos(s ) CQ CG sin CT cos(s ) CH sin(s ) CG cos
第九章直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
二旋翼诱导功率的计算
mKi CT vdx J
J J0 (1 3 2 )
式中J0 为悬停时诱导功率修正系数，其值在 1.05～1.10，对－<＝5°取小值。
第九章直升机的前飞性能
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所

直升机空气动力学-第4章

4-1 直升机的飞行操纵升降---操纵旋翼总桨距，
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
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
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。
旋翼动力学国防科技重点实验室

倾转旋翼机直升机状态前飞时系统稳定性判定的一种方法

科技信息
Ｉｌ页转旋翼相直升祁状态前时系统稳定性判定硇一种方法
上海飞机设计研究院罗泰贾大伟
［摘要］本文建立了倾转旋翼飞机直升机模式的非线性气弹分析模型，采用数值分析方法— —纽马克法和牛顿一拉斐逊迭代法相结合的方法计算出倾转旋翼飞机直升机状态前飞时系统对初始条件的响应，通过考察系统从初始时刻到任意时刻之间的响应过程，
（瓦）
＝
时是直升机模式，口＝９０。时是飞机模式。变形机翼坐标系与桨毂系间
图５桨毂坐标系、旋转坐标系及未运动桨叶坐标系
（４）旋转坐标系（，＇，ｒ，），对应的单位向量是（ｆ，，）。此坐标
系原点位于桨毂中心处，随着桨叶转动而改变方向。相对于桨毂坐标系，它以Ｑ的角速度匀速转动，桨叶转过的角度为方位角。
定，如图２所示。
（６）运动桨叶坐标系（，，），对应的单位系，桨叶可以做刚体的挥舞运动、摆振运动和刚体变距运动，规定桨叶相对桨毂平面向上为挥舞运动的正方向，挥舞角为口；规定桨叶相对于静态位置向后为摆振运动的正方向，与旋翼旋转方向相反，摆振角为；规定桨叶相对于变距轴抬头为正，变距角为关于挥舞角和摆振角的描述如图７所示。
各自由度响应时间历程上判断系统稳定性。２．倾转旋翼飞机动力学建模本文讨论的倾转旋翼飞机模型采用万向铰式旋翼，万向铰有两个自由度；桨叶和短舱都是刚性的，桨叶含有挥舞、摆振和变距三个自由度，短舱含有六个自由度；机翼采用弹性机翼，只取前三阶振型ｕ；机翼和旋翼通过短舱的六个自由度相互耦合。不考虑短舱的气动力，旋翼和机翼的气动力采用定常气动力模型。直升机模型前飞时，倾转旋翼飞机的模型如图１；本文建立的模型只取单旋翼和单机翼，机翼端部固

直升机的起飞方法

5.1直升机的起飞方法通常，直升机在垂直离地2~3米后稍作悬停，则转入斜爬升前飞。

在有风情况下，直升机是迎风起飞，这是因为，根据相对运动原理，相当于直升机以风速飞行。

如上述，直升机需用功率随前飞速度的增加而快速减小，迎风起飞，发动机剩余功率更多些，爬升速度更大些，起飞更安全。

此外，迎风起飞直升机的稳定性要好一些。

由于直升机常常要在其它运输工具不能去的地方执行任务，其起飞环境可能相当复杂，所以，应视起飞场地面积大小和场地周围有无障碍物、大气条件、起飞场地高度和飞行重量的不同，一句话，应视剩余功率的多少，而采用不同的起飞方法。

主要的起飞方法有：A.正常起飞直升机对准风向停在场地上，启动发动机，飞行员加大油门、提总距，直升机垂直离地2~3米悬停，飞行员略作检查之后，则推杆前飞、爬升。

正常起飞飞行航迹如图5-1所示。

如果因场地原因，在起飞前直升机又不能对正风向，那么飞行员不得不在侧风或顺风情况下起飞，此时就要考虑侧风或顺风的影响。

——侧风起飞以右旋旋翼为例，若在右侧风下起飞，由于机身横截面大，机身阻力大，和迎面来风相比，直升机需用功率要大一些；同时，尾桨处在相当于旋翼垂直爬升的状态，尾桨需用功率大，整个直升机需用功率又增大。

这就意味着发动机剩余功率小。

此外，在风的作用下，旋翼顺风的方向倒，即吹风挥舞，为克服此挥舞，飞行员要向右压杆；为平衡侧风产生的向左阻力，旋翼还需右压杆，产生向右分力，使操纵变得复杂化。

如果风速和风向不稳定，尾桨的推力也在变，为保持航向和横向平衡，要对尾桨和横向操纵随时进行修正，使得操纵更加复杂。

因此，直升机应尽量避免在侧风下起飞。

-----顺风起飞在顺风悬停时，直升机后带杆，风越大则后带杆量越大；若重心靠前，为克服旋翼升力垂直分量对重心所产生的低头力矩，则后带杆量还要大一些。

在从悬停转前飞的过程中，纵向操纵经历从后带杆到前推杆的过程。

后来风，直升机的稳定性比较差。

直升机允许的最大后带杆量决定了起飞时的最大顺风风速。

直升飞机制造原理及优缺点讲义

直升飞机制造原理及优缺点讲义一、直升机与普通飞机区别及飞行复杂原理：不可否认，直升机和飞机有些共同点。

比如，都是飞行在大气层中，都重于空气，都是应用空气动力的飞行器，但直升机有诸多独有特性。

〔1〕直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼发生升力，而直升机是靠它头上的桨叶〔螺旋桨〕旋转发生升力。

〔2〕直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发起机、起落装置和操纵机构等局部组成。

依据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。

〔3〕单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼发生的反作用力矩和控制直升机的转弯。

〔4〕直升机最显眼的中央是头上窄长的大刀式的旋翼，普通由2～5片桨叶组成一副，由1～2台发起机带动，其主要作用：经过高速的旋转对大气施加向下的庞大的力，然后应用大气的反作用力〔相当与直升飞机遭到大气向上的力〕使飞机可以颠簸的悬在空中。

二、平衡剖析〔对单旋翼式〕：〔1〕直升飞机的大螺旋桨旋转发生升力平衡重力。

直升飞机的桨叶大约有2—3米长，普通有5叶组成。

普通飞机是靠翅膀发生升力下降的，而直升飞机是靠螺旋桨转动，拨动空气发生升力的。

直升飞机下降时，螺旋桨越转越快，发生的升力也越来越大，当升力比飞机的重量还大时，飞机就下降了。

在飞行中飞行员调理高度时，就只需经过改动大螺旋桨旋转的速度就可以了。

〔2〕直升飞机的横向动摇。

由于直升飞机假设只要大螺旋桨旋，那么依据动量守衡，机身就也会旋转，因此直升飞机就必需要一个可以阻止机身旋转的装置。

而飞机尾部正面的小型螺旋桨就是起到这个作用，飞机的左转、右转或坚持动摇航向都是靠它来完成的。

同时为了不使尾桨碰到旋翼，就必需把直升飞机的机身加长，所以，直升飞机有一个像蜻蜓式的长尾巴。

三、能量方式剖析。

依据能量守恒定律可知：能量既不会消逝，也不会无事生非，它只能从一种方式转化成为另一种方式。

在低速活动的空气中，参与转换的能量只要压力能和动能。

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

3
前飞速度过高引起失速
当前飞速度过高时，主旋翼可能会出现集群失速现象，引起机体失速，需要采取相应的措施。
前飞实验与仿真
风洞实验
风洞实验可以在模拟真实飞行条件下进行前飞性能测试，对直升机的气动特性进行研究。
仿真模拟
利用计算机软件进行前飞性能的仿真模拟，可以更快更精确地对直升机的性能进行评估。
前飞力矩与力矩平衡
前飞速度对直升机的力矩平衡和稳定性都有影响，需要进行详细的分析和计算。
常见前飞问题
1
前飞速度变化对气动性能的影响
前飞速度的变化会带来空气动力性能的变化，需要了解并合理调整。
2
纵向和横向的前飞速度分布
纵向前飞速度分布会影响直升机的机身姿态和稳定性，横向前飞速度分布会影响直升机的横向稳定性。
3 前飞的应用
前飞理论为直升机的设计、改进和优化提供了可靠的基础。
4 前飞的局限性
前飞理论不能完全描述直升机在各种特殊情况下的空气动力学行为。
常见直升机动力学模型
主旋翼模型
主旋翼是直升机最关键的部件之一，使用旋翼运动方程和控制方程来建立模型。
尾旋翼模型
尾旋翼主要用于控制直升机的方向，模型中需要考虑旋翼的旋转速度和方向。
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
前飞理论是直升机空气动力学中的重要组成部分，掌握前飞理论对于深入了解直升机的空气动力学设计和运行具有重要意义。
Байду номын сангаас
前飞理论概述
1 什么是前飞
前飞是指直升机在向前飞行的状态下受到的空气动力荷载和控制特性。
2 为什么需要学习前飞
掌握前飞理论可以帮助我们更好地理解直升机在空中的运行状态和飞行特性。

遥控直升机向前飞的原理

遥控直升机向前飞的原理
遥控直升机向前飞的原理是通过改变机身姿态和旋翼的转速来产生向前推进的力量。

具体来说，以下是遥控直升机前进的原理步骤：
1.倾斜机身姿态：遥控直升机通常有一个称为倾斜轴的操纵杆，操纵杆向前推动会倾斜整个机身向前倾斜。

这个动作将改变旋翼面的角度，使其向前推动产生水平推力。

同时，通过倾斜轴向前推动，机身的重心会偏向前方，使整个直升机产生前进的动量。

2.调整旋翼的转速：在倾斜机身姿态的同时，还需要调整旋翼的转速。

一般来说，前进飞行时，操纵杆向前推动会自动增加旋翼的转速。

提高旋翼转速可以增加产生的升力和前进推力。

3.前进飞行的稳定性：为了保持直升机前进飞行的稳定性，通常还需要通过改变尾浆的角度来产生适当的反扭力。

尾浆可以根据飞行员的操作向左或向右倾斜，以产生平衡旋转力矩的作用。

综上所述，通过倾斜机身姿态、调整旋翼转速和调整尾浆角度，遥控直升机可以向前飞行。

直升飞机飞行向前的原理

直升飞机飞行向前的原理
直升飞机飞行向前的原理基于两个主要的原理：旋翼推力和机身姿态调整。

首先，旋翼推力是直升飞机向前飞行的主要动力源。

直升机的旋翼通过改变旋翼叶片的角度和旋转速度来产生升力，并通过调整旋翼的总体推力来控制飞行方向。

在前进飞行时，直升机将旋翼产生的推力分成两个部分：升力和推力。

升力是垂直向上的力量，支撑直升机的重量。

推力是由旋转旋翼产生的水平向前的力量。

通过调整旋翼的倾斜角度和转速，直升飞机可以控制这两个力量的比例，从而实现向前飞行。

其次，机身姿态的调整对于直升飞机向前飞行也非常重要。

直升机可以通过改变机身的倾斜角度，即前倾或后倾，来改变飞行方向。

当直升飞机向前飞行时，它需要倾斜机身以产生一个称为气动阻力的侧向力。

这个侧向力可以抵消旋翼产生的侧向推力，从而使直升机向前飞行。

综上所述，直升机通过旋翼推力和机身姿态的调整来实现向前飞行。

旋翼推力提供了主要的动力，而机身姿态的调整则是调整飞行方向的手段。

这些原理协同作用，使直升机能够在空中实现平稳、灵活的向前飞行。

直升机几个特殊问题的飞行原理

桨不能正常工作 , 无法起到它应有的作用造成尾桨失效的原
因有气动原因 , 机械原因 , 也有飞行环境原因通常所说的尾桨失效一般包括三种情况 :尾桨涡环尾桨效能降低和尾桨机
械故障
目前对这种故障人们有了较丰厚的经验积累和一定
在飞行中 , 一旦尾桨失去控制 , 也就是操纵失效 ,
旋翼不再产生反作用力矩 , 直升机保证安全是没有问题的这就要求飞行员一是飞行中警惕性要高 , 一旦发现由此问题立即保持好规定的速度飞回机场 , 二是以这样大的速度滑跑着陆 , 并在着陆后立即关闭发动机这在实践中正反面大的教训都有据报道 , 美国的一架黑鹰直升机在发现空中尾桨操纵失效后 ,
问题 , 使旋翼各桨叶不能旋转在同一个平面时 , 会出现涡环状
面积过小 , 一旦发动机在空中停车 , 飞行员必须及时弃机跳伞
以求生存 , 这也是不得已的办法
人 , 所以飞行员在任何情况下都不能离机的直接坠落吗, 答案是 :不会
下降
那么 , 一旦直升机
态
在这种状态下 , 旋翼向下拨动的空气速度减缓 , 旋翼拉力
速 , 这在苏联和我国都曾发生过这种情况如果在空中发生被称为自激振动 , 又被称为空中共振 , 其后果将是灾难性的三是由于旋翼的陀螺进动性引起的这主要是直升机在
陀螺进动 ! 生地面滑行时 , 如果地面不平 , 下坡时等于给了直升机一个向下的外力 , 上坡时等于给了直升机一个向上的外力原理告诉我们 , 旋转的旋翼这个大陀螺受到外力后会向外力的

直升机飞行原理

直升机飞行原理1.绪论本文的内容主要着重于飞行原理的介绍。

首先介绍简单的旋翼切面原理，其次则为动量理论（momentum theory）及旋翼元素理论（blade element theory）。

于翼切面原理中介绍翼切面如何产生升力，以及相对的阻力及翻转力矩；而动量理论介绍旋旋翼的简单物理数学模式，及其相关的理论基础；最后旋翼元素理论则较详细的解释翼片如何产生升力、阻力及所消耗的功率。

了解直旋翼如何产生飞行时所需的推力及所消耗的功率后，将有助于更深入的了解下一章对于直升机飞行的功能与操控的介绍。

2 旋翼切面原理当一个人乘坐于前进中的车子里，把手伸出窗外，手掌张开且向上倾斜时，手臂将感受到有往后和往上移动的倾向，而且其倾向大小又与手掌倾斜的角度大小成正比，另外当手掌倾角大于某一角度时，往上移动的倾向急速地消失且往后移动的倾向遽然升高。

此种现象可作如下的解释，当一物体相对于空气有前进的速度时，空气作用于此物体上的力量可分为两个分量：一为垂直于自由流（free stream）方向的分量，另一为沿着自由流方向的分量，前者为升力而后者则为阻力。

而手掌的仰角高于某一特定的角度时，升力会急速的随着仰角的增加而下降，且阻力遽然地上升，而此一特定的角度亦则随着物体形状的不同改变。

对于旋翼切面亦然，当旋翼切面相对于空气移动时，其升力及阻力的大小与物体相对于自由流的动压力和旋翼片面积的乘积成正比，其升力和阻力的比例系数称为升力系数（lift coefficient，）及阻力系数（drag coefficient，），此二系数随着物体形状的不同改变且和翼切面的攻角（angle of attack）大小成正比，图 3.2.1 为一典型旋翼切面升力系数（）对攻角（）的函数图。

当攻角并非很大时，旋翼切面的升力系数与攻角成线性关系，，其中为升力线斜率，在此范围内，空气很平顺的流过翼切面的表面。

飞行器家族中的“铁蜻蜓”

直升机是如何飞起来的？◎直-20战术通用直升机推力（尾螺旋桨）主螺旋桨旋转方向升力重力推力9航空博物馆复杂的旋翼系统直升机的飞行原理看似简单，但是要控制它平稳飞行却是十分复杂的，需要我们了解直升机的旋翼系统是如何工作的。

在讲旋翼之前，有一个专业名词我们必须要了解，那就是“桨距”。

从生活中，你可以观察到电风扇、吹风机、电脑散热器的风扇上，每个叶片都是倾斜一定角度的，这样当风扇转动起来时才能够使空气向着一个方向流动，叶片和风扇旋转平面之间的角度，就叫作桨距角。

早期飞机的螺旋桨都是活塞发动机驱动的，桨距也是固定的。

到了二战期间，为了提升战斗机的性能，设计师将机头的螺旋桨设计成变距桨——螺旋桨的转速是不变的，增加桨距会增加螺旋桨的推力，反之会降低螺旋桨的推力，这样更便于飞行员控制飞机的动力。

而直升机的旋翼使用的就是一种更加复杂的变距桨。

◎直升机的桨毂（gǔ），是各个桨叶安装、结合的部位变距摇臂不动环防扭臂变距拉杆扭力臂操纵连杆动环◎“野马”战斗　机的变距桨◎桨距示意图10◎变距旋翼是这样工作的大部分直升机的结构大同小异，螺旋桨都是一大一小——机身上面有个大大的主桨，尾部还有个小小的尾桨，而且有一些尾桨是藏在洞里的。

也有些直升机长相奇特，它们有的前后两个都是主桨，纵列排列；有的两个主桨摞起来，反向旋转，尾部也没有尾桨，这都是为什么呢？长相奇特的直升机◎美国C H-46“海骑士”运输直升机◎直升机向前倾斜的原理12咱们首先来了解尾桨存在的意义。

大部分直升机都有尾桨，但是尾桨并不能产生升力，那它有什么用呢？前面讲过，螺旋桨在空气中旋转产生升力，同时空气会给螺旋桨一个阻力。

螺旋桨受到的空气阻力被转化为了扭矩，这是一种“使物体旋转”的驱动力，扭矩沿着螺旋桨中间的轴传送给了机身。

如果螺旋桨向左转，直升机的机身就会跟着向右转。

显然，这样直升机没办法飞行。

所以，设计师在离旋翼较远的地方安装了一个小小的尾桨，尾桨旋转会产生一个力矩，正好能够抵消机身旋转的力矩，直升机才能直线飞行。

直升机方向原理

直升机方向原理
直升机方向原理主要通过改变主旋翼的旋转速度和角度来控制飞行方向。

主旋翼是直升机的主要升力来源，也是控制机体前进、后退、左右移动和转向的关键部件。

首先是俯仰运动，即机身的上下倾斜运动。

当直升机希望向前飞行时，它会将主旋翼的旋转方向向前倾斜，产生向前的推力。

想要向后飞行，则将旋转方向倾斜向后。

这个倾斜角度称为俯仰角，由俯仰运动的控制杆调节。

其次是横滚运动，即机身的左右倾斜运动。

当直升机需要向左飞行时，它会将主旋翼的某一侧向上倾斜，产生向左的推力。

向右飞行则相反，将旋转方向倾斜向右。

这个倾斜角度称为横滚角，由横滚运动的控制杆调节。

然后是偏航运动，即机身的旋转运动。

直升机的偏航运动是通过尾旋翼来实现的。

尾旋翼产生的推力可以改变机体的方向，使其旋转。

当直升机需要向左旋转时，尾旋翼产生的推力向右，反之亦然。

偏航角度则由偏航运动的控制板调节。

简而言之，通过主旋翼的倾斜角度和旋转速度的调节，以及尾旋翼推力的改变，直升机可以实现前进、后退、向左、向右移动以及旋转的飞行方向控制。

这些控制机制配合使用，可以使直升机在空中具有较好的机动性和操控性。

直升机向前飞行原理

直升机向前飞行原理
直升机向前飞行的原理是由主旋翼和尾旋翼的协同作用实现的。

主旋翼是直升机飞行的主要推力来源，它通常由一组由发动机驱动的旋转桨叶组成，这些桨叶以相同的速度沿着旋转中心线旋转。

主旋翼通过改变旋转的角度和速度来产生升力和推力，使直升机向前移动。

当主旋翼转动时，其旋转桨叶产生升力。

升力的大小取决于桨叶的角度和速度，以及桨叶受到的气流速度和密度。

通过改变桨叶的角度，可以调整产生的升力大小。

通常情况下，旋翼的前半部分的角度比后半部分的角度小，以提供向前的倾斜力量。

为了防止直升机在旋转过程中产生自身的旋转力矩，需要通过尾旋翼来平衡。

尾旋翼通常位于直升机尾部，它的旋转方向与主旋翼相反。

尾旋翼产生的推力可以使直升机绕垂直轴旋转，锁定在一个平衡状态上。

为了使直升机前进，飞行员需要通过收缩主旋翼的速度控制杆来减小升力，然后通过俯仰控制杆来调整机身的倾斜角度。

这样，直升机就可以倾斜向前飞行。

同时，通过扭转控制杆来调整尾旋翼的角度，以保持平衡。

总之，直升机向前飞行的原理是通过调节主旋翼和尾旋翼的协同作用，通过改变旋转桨叶的角度和速度来产生升力和推力，使直升机实现向前移动。

直升机飞行原理

直升机飞⾏原理旋翼的空⽓动⼒特点直升机是⼀种由⼀个或多个⽔平旋转的旋翼提供向上升⼒和推进⼒⽽进⾏飞⾏的航空器。

直升机具有⼤多数固定翼航空器所不具备的垂直升降、悬停、⼩速度向前或向后飞⾏的特点。

这些特点使得直升机在很多场合⼤显⾝⼿。

直升机与飞机相⽐，其弱点是速度低、耗油量较⾼、航程较短。

(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。

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

直升机前飞原理

直升机的前飞原理时间：2010-06-20 04:44 来源：作者:直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。

直升机作为一种运输工具，主要依靠前飞来完成其作业任务。

为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑的等速直线平飞人手，有关上升率Vy不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。

直升机的水平直线飞行简称平飞。

平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的许多特点在乎飞时表现得更为明显。

直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。

平飞时力的平衡相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力G，机体的废阻力X身及尾桨推力T尾。

前飞时速度轴系选取的原则是：X铀指向飞行速度V方向；Y轴垂直于X轴向上为正，2轴按右手法则确定。

保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为(参见图2．1—43) 。

平飞时力的平衡X轴：T2=X身Y轴：T1=GZ轴：T3约等于T尾其中Tl，T2，T3分别为旋翼拉力在X，Y，Z三个方向的分量。

对于单旋翼带尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩平衡，直升机稍带坡度角r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为y，T尾与T3方向不完全一致，因为y角很小，即cosr约等于1，故Z向力采用近似等号。

平飞需用功率及其随速度的变化平飞时，飞行速度垂直分量Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均无位移，在这两个方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由三部分组成：型阻功率——P型；诱导功率——P 诱；废阻功率——P废。

其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消耗的功率。

从上图可以看出，旋翼拉力的第二分力T2可平衡机身阻力X身。

对旋翼而言，其分力T2在X轴方向以速度V作位移。

显然旋翼必须做功，P =T2V或P废=X身V，而机身废阻X身在机身相对水平面姿态变化不大的情况下，其值近似与V的平方成正比，这样废阻功平飞需用功率随速度的变化率P废就可以近似认为与平飞速度的三次方成正比，如上图中的点划线③所示。

直升机往前飞的原理

直升机往前飞的原理
“滴—滴—滴—”，一阵刺耳的声音从一个黑色的东西里传出来。

哦，原来是直升机。

在我们身边，有很多人喜欢用直升机来作交通工具，因为它既方便又快捷。

当我们开车堵在路上时，坐在车里的人就可以透过车窗欣赏外面美丽的风景，如果是坐直升机的话就更方便了。

一天，我和爸爸去买东西，走到超市门口时，看见很多人都在排队买东西，我和爸爸也想去看看是怎么回事。

我和爸爸排在了队伍的前面。

轮到我买东西了，我一边拿着单子一边走向卖东西的地方。

这时我看见有一架直升机停在那里，于是我就问旁边的叔叔：“叔叔，这架直升机为什么停在那里呀？”叔叔笑着对我说：“因为这架直升机是专门用来做交通工具的呀！它不能当交通工具用，只能做交通工具。

”听到这里，我有点不明白了。

于是就问叔叔：“那这架直升机是怎么飞起来的呢？”叔叔告诉我：“这架直升机是靠旋翼产生的空气动力使它往前飞起来的。

”
—— 1 —1 —。

无人机应用基础 3.3直升机-直升机典型飞行状态

3.3直升机-直升机典型飞行状态一、起飞直升机利用旋翼拉力从离开地面、并增速上升至一定高度的运动过程叫做起飞。

直升机具有多种起飞方式，可以垂直起飞，也可以像固定翼一样滑跑起飞，需根据场地面积大小、大气条件、周围障碍物的高度和起飞重量等具体情况决定。

（1）正常垂直起飞正常垂直起飞是指场地净空条件较好时，直升机从垂直离地到一定高度上悬停，然后按一定的轨迹爬升增速的过程，爬升高度视周围障碍物的高度而定。

对Z-3而言，作为起飞过程完成的离地高度为20m，经济速度为15m/s，过程如图错误!文档中没有指定样式的文字。

-1 Z-3的起飞和爬升。

在这个过程中，直升机旋翼的需用功率的变化很大。

在速度从零增速至经济速度的范围内，直升机的受力状态变化很大，对操纵动作的协调性要求也很高，因此一般由自动驾驶（内控）来完成。

图错误!文档中没有指定样式的文字。

-1 Z-3的起飞和爬升（2）超越障碍物起飞这种起飞方式是在场地周围有一定高度的障碍，并且场地比较狭小时采用。

与正常垂直起飞方式不同的是，垂直离地的悬停高度增高了，如果周围障碍物的高度为h，起飞悬停高度应不小于（h+10m），以保证直升机能安全超越障碍。

悬停高度的增加也就意味着无法利用地面效应以及旋翼需用功率的增大。

利用这种方式起飞时，为了在增速过程中不致掉高度，要求发动机有部分剩余功率，以保证起飞安全。

为保证安全，Z-3对于悬停高度有一定限制。

（3）滑跑起飞当直升机的载重量过大或者机场标高及其他气象条件使直升机无法垂直起飞时，它可以像固定翼飞机那样采用滑跑方式起飞，省去了垂直离地和近地悬停这两个阶段，而分成地面滑跑增速和空中增速两个阶段进行。

直升机增速至一定速度后，由于旋翼需用功率的减小，就有足够的功率来增加旋翼的拉力，克服重力升空。

随着飞行速度进一步增加，旋翼需用功率进一步下降，这时直升机就有部分剩余功率用来爬升和增速，完成整个起飞过程。

Z-3目前还未见使用过滑跑起飞和着陆。