直升机空气动力学基础--课件 PPT
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863-705项目 国防基础科研课题 重点实验室基金课题
直升机飞行特性与动力学综合试验系统
可模拟模型旋翼的六自由度 运动，为研究直升机机动飞 行条件下的旋翼气动和动力 学特性创造了条件。该试验 系统的建成提升了我室在直 升机空气动力学、飞行力学 和动力学方面的综合科研能 力，也为发展和试验新一代 旋翼飞行器提供了先进的试 验手段。
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。
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 ……
南航 “高新工程”项目和 “211”国家重点学科建设项目 的重要组成部分。风洞提速改造， 最大风速由原来的30m/s提高到 50m/s。
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 Dj (r) ，桨尖形状
运动相似： S = V0 / WR
相等，即 , 0 相等
直升机空气动力学基础
第八章 直升机空气动力学实验
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
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
3 探索新领域、新问题
认识源自实践（经历——观察——主动试验）
得到 KR2KW/ Kg = 1
如果是在常规大气（非增压风洞）中试验，则 Kg = 1
模型与实物 Re
数相等的条件是
K
2 R
K
W
=
1
KW =
1/
K
2 R
若用 1/10 的缩比模型，则转速要增大到100 倍，难实施。
2 若要模型与实物的 M = WR / a 数相等，则须 KWKR = 1
KW = 1/ KR 即模型与实物的 WR 相等，可行。
863-705项目
国防基础科研课题
重点实验室基金课题
改造后的风洞示意图
综合试验系统 的安装位置
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 ……
居里镭、梦
讨论：正确认识理论与实践的关系 纠正重理论轻实践的偏向
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
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
美国 1982～1997年15 年中 直升机涡环事故共 42 起。
我国 1999年 Z-8 在三亚坠地事故 2000年长沙 Bell206 坠入湘江 台湾警用 SA365 落水失事
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
3，若要模型与实物的 Fr 籛g / 2R 数相等，则须 KW = 1/ KR
讨论：实验条件宜利用自准区， 如 M £ 0.4 ， Re ³ 3.2x105
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 。
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）。
线尺寸比例因子
KR £ 1
转速比例因子
KW = W模型 / W实际
空气密度比例因子 Kr = r 试验 / r 实际 ， 若试验在常规大气
中（非变密度风洞中）进行，则 Kr = 1
。
其他物理量的比例因子，都可由此三个导出。
旋翼试验常用的有：
1 若要模型与实物的 Re 数相等，即 (bWr / g )模型 =（bWr/g )实物
动力学相似,相似准则根据试验目的选定：
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 = bWR / g
M = WR / a Fr = g / W2R
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：
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。
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 ……
实验室现有测试设备
PIV 三维激光粒子测速系统 LMS 激光测振系统 高精度压强测试系统 旋翼六自由度数据测试系统 ┅┅
涡环状态边界
直升机垂直下降或陡下降时， 旋翼尾流被阻，形成紊乱环流包围旋翼， 使直升机失控，在颠簸振荡中快速坠落。
__
h
V~ Leabharlann Baidur
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度
直升机飞行特性与动力学综合试验系统
可模拟模型旋翼的六自由度 运动，为研究直升机机动飞 行条件下的旋翼气动和动力 学特性创造了条件。该试验 系统的建成提升了我室在直 升机空气动力学、飞行力学 和动力学方面的综合科研能 力，也为发展和试验新一代 旋翼飞行器提供了先进的试 验手段。
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。
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 ……
南航 “高新工程”项目和 “211”国家重点学科建设项目 的重要组成部分。风洞提速改造， 最大风速由原来的30m/s提高到 50m/s。
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 Dj (r) ，桨尖形状
运动相似： S = V0 / WR
相等，即 , 0 相等
直升机空气动力学基础
第八章 直升机空气动力学实验
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
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
3 探索新领域、新问题
认识源自实践（经历——观察——主动试验）
得到 KR2KW/ Kg = 1
如果是在常规大气（非增压风洞）中试验，则 Kg = 1
模型与实物 Re
数相等的条件是
K
2 R
K
W
=
1
KW =
1/
K
2 R
若用 1/10 的缩比模型，则转速要增大到100 倍，难实施。
2 若要模型与实物的 M = WR / a 数相等，则须 KWKR = 1
KW = 1/ KR 即模型与实物的 WR 相等，可行。
863-705项目
国防基础科研课题
重点实验室基金课题
改造后的风洞示意图
综合试验系统 的安装位置
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 ……
居里镭、梦
讨论：正确认识理论与实践的关系 纠正重理论轻实践的偏向
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
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
美国 1982～1997年15 年中 直升机涡环事故共 42 起。
我国 1999年 Z-8 在三亚坠地事故 2000年长沙 Bell206 坠入湘江 台湾警用 SA365 落水失事
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
3，若要模型与实物的 Fr 籛g / 2R 数相等，则须 KW = 1/ KR
讨论：实验条件宜利用自准区， 如 M £ 0.4 ， Re ³ 3.2x105
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 。
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）。
线尺寸比例因子
KR £ 1
转速比例因子
KW = W模型 / W实际
空气密度比例因子 Kr = r 试验 / r 实际 ， 若试验在常规大气
中（非变密度风洞中）进行，则 Kr = 1
。
其他物理量的比例因子，都可由此三个导出。
旋翼试验常用的有：
1 若要模型与实物的 Re 数相等，即 (bWr / g )模型 =（bWr/g )实物
动力学相似,相似准则根据试验目的选定：
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 = bWR / g
M = WR / a Fr = g / W2R
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：
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。
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 ……
实验室现有测试设备
PIV 三维激光粒子测速系统 LMS 激光测振系统 高精度压强测试系统 旋翼六自由度数据测试系统 ┅┅
涡环状态边界
直升机垂直下降或陡下降时， 旋翼尾流被阻，形成紊乱环流包围旋翼， 使直升机失控，在颠簸振荡中快速坠落。
__
h
V~ Leabharlann Baidur
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度