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
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直升机空气动力学 课件
《直升机空气动力学》南京航空航天大学“直升机空气动力学”课程组学时数：43几点要求：❑上课认真做笔记❑课后认真看书❑作业认真完成教材：❑王适存主编，《直升机空气动力学》，航空专业教材编审组出版，1985参考文献：❑[美]R.普劳蒂著，高正等译，《直升机性能及稳定性和操纵性》，航空工业出版社，1990年❑W.Z. Stepniewski and C. N. Keys, Rotary-Wing Aerodynamics, Dover Publications,Inc.，1981绪论南京航空航天大学《直升机空气动力学》课程组©本课程性质描述直升机（主要是它的旋翼）与周围空气相互作用的空气动力现象、阐明空气动力分析的理论、研究直升机不同飞行状态下的流场和气动载荷、估算直升机飞行性能、进行直升机尤其是旋翼气动设计的一门科学。
本章内容1.本课程基本内容；2.旋翼的功用和直升机的飞行特点；3.旋翼的基本参数；4.旋翼参数无因次化。
一. 本课程基本内容1.直升机研制的主要环节2.空气动力学在直升机技术中的地位❑气动在直升机研制中占重要地位❑总体设计、部件设计、气动载荷计算、性能计算、飞行品质分析、流场分析、噪声分析、气动试验等许多工作均与气动相关。
3.本课程的基本内容❑旋翼气动理论❑气动性能分析❑流场和气动载荷分析❑试验技术二. 旋翼的功用和直升机的飞行特点旋翼是直升机的关键部件构造：数片桨叶＋桨毂桨毂：连接旋翼轴和桨叶，可铰接的或固接的桨叶：2-7片1. 旋翼的功用✓产生拉力——克服重量✓产生向前的水平分力——使直升机前进✓产生其他分力和力矩——使直升机保持平衡或进行机动飞行2. 直升机分类按构造型式分类❑单旋翼式❑共轴双旋翼式❑纵列双旋翼式❑横列双旋翼式倾转双旋翼式单旋翼式——尾桨平衡旋翼反扭矩S-92共轴双旋翼式Coaxial纵列双旋翼式Tandam倾转双旋翼式Tiltrotor3. 直升机的飞行特点旋翼的运动（以垂直飞行为例）：旋翼一面绕自身的旋翼轴旋转，一面随直升机一起向上运动。
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
大
前飞旋翼理论小结
1，旋翼流量仍以桨盘面积计算，轴向诱导速度 仍
保持 v2 2v1 及 v1 // v2 。随着飞行速度
的增大，诱导速度及诱导功率因流量增大而减小。 2，桨叶各剖面的速度、迎角和空气动力都是时变的。
据此可计算桨叶的挥舞系数及摆振系数，以及旋 翼的空气动力。 3，桨叶挥舞及诱导速度分布不均，致使后行桨叶剖 面迎角远大于平均值。后行桨叶发生气流分离 （失速）是限制直升机飞行速度的主要障碍之一。
k
a
1 0
[
7
](r
2
1 2
2 ) (v0
0 )r
1 2
v1s
2r
bdr
对于最简单的矩形桨叶、诱速均布且无周期变距的旋翼，
CT
1 3
a
[(7
Ka0 )(1
3 2
2)
3 2
1
]
同样办法，可得 基元功率系数为
CH 及CS
dmk WydCT WdX dCH dCT cos WdX v1dCT (0 )dCT V dCT dCH
1-2 诱导速度
速度轴系OXVYVZV和旋翼构造轴系OXDYDZD 在速度轴系内
上游0－0截面处：
Vx0 V0 Vy0 0
vx0 0 vy0 0
桨盘1－1截面处：
Vx1
vx1 Vx1 V0
Vy1
vy1 Vy1 0
下游2－2截面处： Vx2
Vy2
vx2 Vx2 V0 vy2 Vy2 0
但须注意
V1 V0 v1
1-4 桨盘处诱导速度随前飞速度减小
V0 cos(D ) (1 ) (0 ) v1 V0 sin(D ) v1
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。
空气动力学基础-课件
平飞中，可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞 行状态中，则不可以采用这种判断方式。
第二章 第 13 页
●水平飞行、上升、下降时的迎角
上升
第二章 第 14 页
平飞
下降
●迎角探测装置
第二章 第 15 页
2.1.4 流线和流线谱
空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。 流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的 速度与曲线在该点的切线重合。对于定常流，流线是 流体微团流动的路线。
第二章 第 21 页
2.1.5 连续性定理
流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的 流体质量相等。
质量守恒定律是连续性定理的基础。
第二章 第 22 页
●连续性定理
1
A1,v1
2 A2,v2
单位时间内流过截面1的流体体积为 v 1 A 1
单位时间内流过截面1的流体质量为1 v1 A1
同理，单位时间内流过截面2的流体质量为 2 v2 A2
则根据质量守恒定律可得：
1v1A 12v2A 2 即 v1A 1v2A 2C 常 数
结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。
第二章 第 23 页
河水在河道窄的地方流
●日常的生活中的连续性定理 得快，河道宽的地方流
得慢 山谷里的风通常比平原大
高楼大厦之间的对流 通常比空旷地带大
第二章 第 24 页
1 2
v2
PP0
上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。
第二章 第 26 页
●伯努利定理
1 2
v2
PP0
1 2
v 2—动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压
力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。
第二章 第 13 页
●水平飞行、上升、下降时的迎角
上升
第二章 第 14 页
平飞
下降
●迎角探测装置
第二章 第 15 页
2.1.4 流线和流线谱
空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。 流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的 速度与曲线在该点的切线重合。对于定常流，流线是 流体微团流动的路线。
第二章 第 21 页
2.1.5 连续性定理
流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的 流体质量相等。
质量守恒定律是连续性定理的基础。
第二章 第 22 页
●连续性定理
1
A1,v1
2 A2,v2
单位时间内流过截面1的流体体积为 v 1 A 1
单位时间内流过截面1的流体质量为1 v1 A1
同理，单位时间内流过截面2的流体质量为 2 v2 A2
则根据质量守恒定律可得：
1v1A 12v2A 2 即 v1A 1v2A 2C 常 数
结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。
第二章 第 23 页
河水在河道窄的地方流
●日常的生活中的连续性定理 得快，河道宽的地方流
得慢 山谷里的风通常比平原大
高楼大厦之间的对流 通常比空旷地带大
第二章 第 24 页
1 2
v2
PP0
上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。
第二章 第 26 页
●伯努利定理
1 2
v2
PP0
1 2
v 2—动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压
力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。
直升机空气动力学前飞理论介绍
旋翼构造轴系OXsYsZs
ZS
在前行桨叶一侧：
右旋旋翼： Z S 指向右方 左旋旋翼： Z S 指向左方
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
2 d b M b = - W2 I ye dy 2
重力力矩 M G很小且是常数，不计；升力力矩暂不详列，得： 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
MT + MG + MLX + Mb = 0
式中： 离心力力矩
M LX = I ye =
ò
R
R
0
mdr W2 r ?r b
- b W2 I ye
ò
0
mr 2dr
挥舞惯性力矩
Mb = -
ò
R
0
mdr 鬃 r b r = - b I ye
2 d 2b 2 d b b= 2 =W dt dy 2
y = Wt
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 桨叶的相对气流 前飞时桨叶相对气流图
《空气动力学与飞行原理》空气动力学 ppt课件
f
g对称翼型，常用于尾翼 h i超音速菱形翼型
j超音速双弧形翼型
ppt课件
17
2.机翼平面形状和参数
机翼平面形状
机翼平面形状是飞机处于 水平状态时，机翼在水平 面上的投影形状
（a）矩形；（b）梯形； （c）椭圆形；
（d）后掠翼； （e）（f）和（g）为三角
形和双三角形。
ppt课件
加大安装角叫“内洗” (Wash in) ，通过调整外撑轩的长 度减小安装角叫“ 外洗” (Wash out) 上反角ψ、下反角-ψ 机翼底面与垂直机体立轴平面之间的夹角
ppt课件
21
纵向上反角 机翼安装角与水平尾翼安装角缘下偏。
ppt课件
22
称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管 扩张。
ppt课件
7
体积流量
Q Av
质量流量
qm Av
ppt课件
8
2.2 流体流动的基本规律
2.2.1 连续方程
连续方程是质量守恒定律在流体定常流动中的应用。 连续方程：
1 A1v1 2 A2v2 3 A3v3 ...
当气流流过机翼表面时，由于气流的方向和机翼所采用的翼 型，在机翼表面形成的流管就像图2 - 5 中所示的那样变细或 变粗，流体中的压力能和功能之间发生转变，在机翼表面形 成不同的压力分布，从而产生升力。
ppt课件
13
2.3 机体几何外形和参数
2. 3.1 机翼的几何外形和参数
机翼翼型 机翼平面形状 机翼相对机身的安装位置
定常流
如果流体微团流过时的流动参数——速度、压力、温度、密 度等不随时间变化，这种流动就称为定常流，这种流场被称 为定常流场。
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。
南京航空航天大学 空气动力学课件第一章
流体力学的基本任务
流体力学是研究流体与周围物体存在相 对运动时的运动规律和力的作用的科学 研究对象：与物体相对运动流体 探寻流体运动的基本规律 研究流体与固体之间的相互作用 应用流体力学规律解决工程技术问题 预测流体力学新的发展方向
第一章 流体力学的基础知识
Claude-Louis Navier (1785 –1836)
Sir George Gabriel Stokes Osborne Reynolds 1st Baronet FRS (1842–1912) (1819–1903)
Nikolai Y. Zhukovsky (1847 –1921)
Martin Wilhelm Kutt (1867-1944)
理论分析方法
流动的模型化——问题的抽象表达
找出主要因素，忽略次要因素
控制方程的建立与解算 后处理和分析 有助于揭示问题的内在规律 未计及因素的修正 仅适用于简单问题
数值计算方法
求解方法多样化
有限差分(FDM)、有限元(FEM)、有限体积 方法(FVM)、谱方法
流体的密度
流体微团 在连续介质的前提下流场中任取一点B
dv dm 微团体积 微团质量
其密度为
dm lim dv0 dv
流体的压强
气体分子在碰撞或穿过取定的表面时， 单位面积上所产生的法向力
dA 微团面积元的大小
该点压强为 dF p lim dA0 dA
dF
dA一侧的法向力
主要研究方法
飞机的飞行原理--空气动力学基本知识 ppt课件
PPT课件 21
4、电离层（暖层、热层）
电离层位于中间层之上，顶界离地面大约 800公里。 电离层的特点： 1）空气温度随着高度的增加而急剧增加， 气温可以增加到400 ℃以上（最高可达1000 ℃ 以上）。 2）空气具有很大的导电性，空气已经被 电离，主要是带负电的电离子。 3）空气可以吸收、反射或折射无线电波。 4）空气极为稀薄，占整个大气的1/亿. 这层空气主要有人造卫星、宇宙飞船飞行。
PPT课件 16
对流层的特点： 1）气流随高度升高而降低 在对流层中．由于空气受热的直接来源不是太阳，而 是地面，太阳放射出的能量，大部分被地面吸收，空气是 被太阳晒热的地面而烤热的，所以越靠近地面，空气温度 就越高。在中纬度地区，随着高度的增加，空气温度从15 ℃降低到11公里高时的－56.5 ℃。 2）风向、风速经常变化 由于太阳对地面的照射程度不一，加之地球表面地形、 地貌的不同，地面各地区空气气温和密度不相同，气压也 不相等，即使同一地区，气温、气压也常会发生变化，使 大气产生对流现象，形成风，且风向、风速也会经常变化。 3）空气上下对流激烈 地面各处的温度不同，受热多的空气膨胀而上升，受 热少的空气冷却而下降，就形成了空气的上下对流。
PPT课件 17
4）有云、雨、雾、雪等天气现象 地球表面的海洋、江河中的水由于太阳照射而不断蒸 发，使大气中常常聚集着各种形态的水蒸气，在空中形成 了“积雨云”，随着季节的变化，就会形成云、雨、雾、 雪、雹和打雷、闪电等天气现象。 5）空气的组成成分一定 对流层中几乎包含了全部大气质量的3/4，主要是由于 地球引力作用的结果。 由于对流层具有以上特点，会给飞机的飞行带来很大 影响。在高空飞行时，气温低，容易引起飞机结冰，温度 变化还会引起飞机各金属部件收缩，改变机件间隙，甚至 影响飞机正常工作。上下对流空气会使飞机颠簸，既不便 于操纵，又使飞机受力增大。
4、电离层（暖层、热层）
电离层位于中间层之上，顶界离地面大约 800公里。 电离层的特点： 1）空气温度随着高度的增加而急剧增加， 气温可以增加到400 ℃以上（最高可达1000 ℃ 以上）。 2）空气具有很大的导电性，空气已经被 电离，主要是带负电的电离子。 3）空气可以吸收、反射或折射无线电波。 4）空气极为稀薄，占整个大气的1/亿. 这层空气主要有人造卫星、宇宙飞船飞行。
PPT课件 16
对流层的特点： 1）气流随高度升高而降低 在对流层中．由于空气受热的直接来源不是太阳，而 是地面，太阳放射出的能量，大部分被地面吸收，空气是 被太阳晒热的地面而烤热的，所以越靠近地面，空气温度 就越高。在中纬度地区，随着高度的增加，空气温度从15 ℃降低到11公里高时的－56.5 ℃。 2）风向、风速经常变化 由于太阳对地面的照射程度不一，加之地球表面地形、 地貌的不同，地面各地区空气气温和密度不相同，气压也 不相等，即使同一地区，气温、气压也常会发生变化，使 大气产生对流现象，形成风，且风向、风速也会经常变化。 3）空气上下对流激烈 地面各处的温度不同，受热多的空气膨胀而上升，受 热少的空气冷却而下降，就形成了空气的上下对流。
PPT课件 17
4）有云、雨、雾、雪等天气现象 地球表面的海洋、江河中的水由于太阳照射而不断蒸 发，使大气中常常聚集着各种形态的水蒸气，在空中形成 了“积雨云”，随着季节的变化，就会形成云、雨、雾、 雪、雹和打雷、闪电等天气现象。 5）空气的组成成分一定 对流层中几乎包含了全部大气质量的3/4，主要是由于 地球引力作用的结果。 由于对流层具有以上特点，会给飞机的飞行带来很大 影响。在高空飞行时，气温低，容易引起飞机结冰，温度 变化还会引起飞机各金属部件收缩，改变机件间隙，甚至 影响飞机正常工作。上下对流空气会使飞机颠簸，既不便 于操纵，又使飞机受力增大。
直升机空气动力学基础--课件
同类事物、几何相似、运动相似、边界条件相似、对应点的 同名物理量同比例。
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：
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
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
《飞行原理空气动力》PPT课件
航程
飞机在无风和不加油的条件下，连续飞行耗尽 可用燃油时飞行的水平距离
航时
飞机耗尽可用燃油时能持续飞行的时间。
28
起飞
起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑-离地爬升到安全高度（飞机高于起飞表面10.7 米—CCAR-25）为止的全过程。
主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和 起飞距离。
影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气 条件（密度、风向等）、离地时的迎角、增 升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬 升角的选择等。
18
3.4 巡航飞行
飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等 于重力、推力等于阻力。
平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞 所需的升力（等于重量）对应的飞行速度。
平飞速度
1
平飞 （2W / CL S）2
19
影响平飞所需速度的因素： 飞机重量：重量愈大所需速度愈高。 升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小
如果着陆重量过大或机场温度较高或在海拔较高 的机场着陆，都会造成接地速度过大，使飞机接 地时受到较大的地面撞击力，损坏起落架和机体 受力结构；也会使着陆滑跑距离过长，导致飞机 冲出跑道的事故发生。
着陆时的重量不能超过规定的着陆重量。 在不超过临界迎角和护尾迎角的条件下，接地迎
角应取最大值，增升增阻的后缘襟翼在着陆时要 放下最大的角度，以最大限度的增加升力系数减 小接地速度
最大正过载表示飞机承受的气动升力指向 机体立轴的正向并达到最大；
最大最负过载表示飞机承受的气动升力指 向机体立轴的反向并达到最大；
最大速度表示此时飞机的载荷或升力不一 定最大，但机翼表面的局部气动载荷很大， 压力中心靠后，考验机翼结构局部强度的 严重受载情况。
27
巡航飞行
巡航速度
飞机在无风和不加油的条件下，连续飞行耗尽 可用燃油时飞行的水平距离
航时
飞机耗尽可用燃油时能持续飞行的时间。
28
起飞
起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑-离地爬升到安全高度（飞机高于起飞表面10.7 米—CCAR-25）为止的全过程。
主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和 起飞距离。
影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气 条件（密度、风向等）、离地时的迎角、增 升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬 升角的选择等。
18
3.4 巡航飞行
飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等 于重力、推力等于阻力。
平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞 所需的升力（等于重量）对应的飞行速度。
平飞速度
1
平飞 （2W / CL S）2
19
影响平飞所需速度的因素： 飞机重量：重量愈大所需速度愈高。 升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小
如果着陆重量过大或机场温度较高或在海拔较高 的机场着陆，都会造成接地速度过大，使飞机接 地时受到较大的地面撞击力，损坏起落架和机体 受力结构；也会使着陆滑跑距离过长，导致飞机 冲出跑道的事故发生。
着陆时的重量不能超过规定的着陆重量。 在不超过临界迎角和护尾迎角的条件下，接地迎
角应取最大值，增升增阻的后缘襟翼在着陆时要 放下最大的角度，以最大限度的增加升力系数减 小接地速度
最大正过载表示飞机承受的气动升力指向 机体立轴的正向并达到最大；
最大最负过载表示飞机承受的气动升力指 向机体立轴的反向并达到最大；
最大速度表示此时飞机的载荷或升力不一 定最大，但机翼表面的局部气动载荷很大， 压力中心靠后，考验机翼结构局部强度的 严重受载情况。
27
巡航飞行
巡航速度
直升机空气动力学基础共24页PPT
直升机空气动力学基础
16、人民应该为法律而战斗，就像为 了城墙 而战斗 一样。 ——赫 拉克利 特 17、人类对于不公正的行为加以指责 ，并非 因为他 们愿意 做出这 种行为 ，而是 惟恐自 己会成 为这种 行为的 牺牲者 。—— 柏拉图 18、制定法律法令，就是为了不让强 者做什 么事都 横行霸 道。— —奥维 德 19、法律是社会的习惯和思想的结晶 。—— 托·伍·威尔逊 20、人们嘴上挂着的法律，其真实含 义是财 富。— —爱献 生
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
16、人民应该为法律而战斗，就像为 了城墙 而战斗 一样。 ——赫 拉克利 特 17、人类对于不公正的行为加以指责 ，并非 因为他 们愿意 做出这 种行为 ，而是 惟恐自 己会成 为这种 行为的 牺牲者 。—— 柏拉图 18、制定法律法令，就是为了不让强 者做什 么事都 横行霸 道。— —奥维 德 19、法律是社会的习惯和思想的结晶 。—— 托·伍·威尔逊 20、人们嘴上挂着的法律，其真实含 义是财 富。— —爱献 生
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
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Wx rcossin Wz coscos(v10)sin Wy (v10)cosV cossin
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，
轴向诱导速度随前飞速度的增大而减小。
巡航飞行时诱导功率仅为悬停时
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
第一节
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
前飞滑流理论
1-1 基本假定 与垂直飞行（轴流）状态的假定相同。速度为二维。 滑流边界仍以旋翼直径为基准：
的 20% 以下。
诱导速度与前飞速度的关系图 Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
第二节 前飞叶素理论
2-1 桨叶剖面气流及迎角 气流速度，源自: 飞行相对流速 和 0 旋转相对速度 r 挥舞相对速度V = r& 旋翼诱导速度 v1(r, )
讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
1-2 诱导速度
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
迎角变化：* *
*
arctan Wy Wx
Wy Wx
即使无周期变距，桨叶任一剖面的气
动环境总是在周期性变化。每旋转一周，
在速度—迎角图上的轨迹成8字形。
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
1-3 旋翼的拉力和功率
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
定常前飞时推力 Xm&vx2 升力 Ym&vy2
需用功率 PPx Py X(V0 vx1)Yvy1
vx2 Vx2 V0 vy2 Vy2 0
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
根据动量定理和动能定理，得：
1 v x1 2 v x2
1 v y1 2 v y2
v x1 v x2 v y1 v y2
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
第五章 前飞时的旋翼理论
在轴流状态旋翼理论的基础上， 计入桨叶的环境和运动，得到前飞状态的 旋翼滑流理论、叶素理论和涡流理论。 这些理论是直升机科技的基础。
代入 TYcos(D)Xsin(D) v1vy1cos(D)vx1sin(D)
得到与轴流状态形式相同的式子：
CT 4V1v1
m KC Tv1C T(0)
但须注意
V r1V r0vr1
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
直升机技术研究所
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
CT 4v120 得到
D
(v v 1 1)0 2(v V 1 0)0 2 2 (v v 1 1)0 3 (v V 1 0)0 si n D )( (v v 1 1)0 4 1 0
V0 v10)0 3 (v V 1 0)0 si n D )( (v v 1 1)0 4 1 0
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
v1 // v2
v2 2v1
V1 //V2
结论 在斜流状态，旋翼桨盘处的诱导速度在数值上等于下游 很远处的诱导速度的一半，在方向上两者彼此平行。 这一结论与轴流状态的完全一致
Helicopter Aerodynamics
速度轴系OXVYVZV和旋翼构造轴系OXDYDZD 在速度轴系内
上游0－0截面处：
V x0 V 0 V y0 0
v x0 0 v y0 0
桨盘1－1截面处：
V x1
vx1 Vx1 V0
V y1
v y1 V y1 0
下游2－2截面处： V x 2
V y2
Helicopter Aerodynamics
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可用 (
v1 v10
当
)( V0 v10
V0 / v10 5
)1 0
后，
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前飞滑流理论小结
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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，
轴向诱导速度随前飞速度的增大而减小。
巡航飞行时诱导功率仅为悬停时
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第一节
直升机技术研究所
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前飞滑流理论
1-1 基本假定 与垂直飞行（轴流）状态的假定相同。速度为二维。 滑流边界仍以旋翼直径为基准：
的 20% 以下。
诱导速度与前飞速度的关系图 Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
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第二节 前飞叶素理论
2-1 桨叶剖面气流及迎角 气流速度，源自: 飞行相对流速 和 0 旋转相对速度 r 挥舞相对速度V = r& 旋翼诱导速度 v1(r, )
讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？
Helicopter Aerodynamics
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1-2 诱导速度
直升机技术研究所
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迎角变化：* *
*
arctan Wy Wx
Wy Wx
即使无周期变距，桨叶任一剖面的气
动环境总是在周期性变化。每旋转一周，
在速度—迎角图上的轨迹成8字形。
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1-3 旋翼的拉力和功率
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定常前飞时推力 Xm&vx2 升力 Ym&vy2
需用功率 PPx Py X(V0 vx1)Yvy1
vx2 Vx2 V0 vy2 Vy2 0
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根据动量定理和动能定理，得：
1 v x1 2 v x2
1 v y1 2 v y2
v x1 v x2 v y1 v y2
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第五章 前飞时的旋翼理论
在轴流状态旋翼理论的基础上， 计入桨叶的环境和运动，得到前飞状态的 旋翼滑流理论、叶素理论和涡流理论。 这些理论是直升机科技的基础。
代入 TYcos(D)Xsin(D) v1vy1cos(D)vx1sin(D)
得到与轴流状态形式相同的式子：
CT 4V1v1
m KC Tv1C T(0)
但须注意
V r1V r0vr1
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
直升机技术研究所
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CT 4v120 得到
D
(v v 1 1)0 2(v V 1 0)0 2 2 (v v 1 1)0 3 (v V 1 0)0 si n D )( (v v 1 1)0 4 1 0
V0 v10)0 3 (v V 1 0)0 si n D )( (v v 1 1)0 4 1 0
直升机技术研究所
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v1 // v2
v2 2v1
V1 //V2
结论 在斜流状态，旋翼桨盘处的诱导速度在数值上等于下游 很远处的诱导速度的一半，在方向上两者彼此平行。 这一结论与轴流状态的完全一致
Helicopter Aerodynamics
速度轴系OXVYVZV和旋翼构造轴系OXDYDZD 在速度轴系内
上游0－0截面处：
V x0 V 0 V y0 0
v x0 0 v y0 0
桨盘1－1截面处：
V x1
vx1 Vx1 V0
V y1
v y1 V y1 0
下游2－2截面处： V x 2
V y2
Helicopter Aerodynamics