直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)-第5章-1

直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)第五章前飛時(shí)的旋翼理論旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室唐正飛在軸流狀態(tài)旋翼理論的基礎(chǔ)上，計(jì)入槳葉的環(huán)境和運(yùn)動(dòng)，得到前飛狀態(tài)的旋翼滑流理論、葉素理論和渦流理論。這些理論是直升機(jī)科技的基礎(chǔ)。

第一節(jié)前飛滑流理論1-1基本假定與垂直飛行（軸流）狀態(tài)的假定相同。速度為二維。滑流邊界仍以旋翼直徑為基準(zhǔn)：

討論：為何不以槳盤(pán)與來(lái)流的正交面積為基準(zhǔn)？1-2

誘導(dǎo)速度

速度軸系OXVYVZV和旋翼構(gòu)造軸系OXDYDZD

在速度軸系內(nèi)

上游0－0截面處：

槳盤(pán)1－1截面處：

下游2－2截面處：根據(jù)動(dòng)量定理和動(dòng)能定理，得：結(jié)論：

在斜流狀態(tài)，旋翼槳盤(pán)處的誘導(dǎo)速度在數(shù)值上等于下游很遠(yuǎn)處的誘導(dǎo)速度的一半，在方向上兩者彼此平行。

這一結(jié)論與軸流狀態(tài)的完全一致。1-3

旋翼的拉力和功率定常前飛時(shí)推力

升力

需用功率

代入得到與軸流狀態(tài)形式相同的式子：但須注意

1-4槳盤(pán)處誘導(dǎo)速度隨前飛速度減小由

得到

當(dāng)

后，可用

前飛滑流理論小結(jié)1，誘導(dǎo)速度及拉力的公式，形式上與軸流狀態(tài)的相同，但速度的合成是按向量關(guān)系即2，前飛中，在保持旋翼拉力不變的條件下，軸向誘導(dǎo)速度隨前飛速度的增大而減小。巡航飛行時(shí)誘導(dǎo)功率僅為懸停時(shí)的20%以下。誘導(dǎo)速度與前飛速度的關(guān)系圖

第二節(jié)前飛葉素理論2-1槳葉剖面氣流及迎角氣流速度，源自:飛行相對(duì)流速旋轉(zhuǎn)相對(duì)速度揮舞相對(duì)速度旋翼誘導(dǎo)速度

迎角變化：

即使無(wú)周期變距，槳葉任一剖面的氣動(dòng)環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉(zhuǎn)一周，在速度—迎角圖上的軌跡成8字形。

槳盤(pán)平面上的剖面迎角分布很不

均勻，后行槳葉一側(cè)迎角大，容易

發(fā)生氣流分離。

槳葉揮舞是造成迎角變化大的主

要原因。迎角與速度相匹配，消除

了傾翻力矩。

2-2旋翼空氣動(dòng)力

同軸流狀態(tài)的處理方法一樣，把葉素的升力、阻力轉(zhuǎn)換為旋翼的基元拉力和旋轉(zhuǎn)阻力

旋翼空氣動(dòng)力在槳轂中心分解為：

拉力T沿旋翼軸，向上

后向力H垂直于旋翼軸，順風(fēng)向后

側(cè)向力S

指向方位角90度方向

反扭矩Mk與旋轉(zhuǎn)方向相反

依據(jù)槳葉揮舞角和所在的方位角，旋翼各基元力由

構(gòu)成積分、無(wú)量綱化，如拉力系數(shù)對(duì)于最簡(jiǎn)單的矩形槳葉、誘速均布且無(wú)周期變距的旋翼，同樣辦法，可得基元功率系數(shù)為經(jīng)簡(jiǎn)化，得形式與軸流的相同，只是增加了拉進(jìn)功率一項(xiàng)及速度修正。

第三節(jié)揮舞運(yùn)動(dòng)系數(shù)在揮舞運(yùn)動(dòng)方程中，氣動(dòng)力矩為了解揮舞方程，把上式展開(kāi)為富氏級(jí)數(shù)：對(duì)于最簡(jiǎn)單的情況，即

代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應(yīng)相等。已知

，得到對(duì)應(yīng)關(guān)系式得揮舞系數(shù)：式中槳葉質(zhì)量特性系數(shù)（洛克數(shù)）：

注意：一些西方國(guó)家文獻(xiàn)中，洛克數(shù)不含2討論：1，各系數(shù)的物理解釋

2，“變距與揮舞等效”是否依然成立？

注：當(dāng)直升機(jī)有俯仰或滾轉(zhuǎn)角速度時(shí)，旋翼還有隨動(dòng)揮舞。

第四節(jié)擺振運(yùn)動(dòng)系數(shù)空氣阻力力矩：離心力力矩：慣性力力矩：哥氏力力矩：減擺器力矩力矩平衡方程為：

導(dǎo)出各力矩的表達(dá)式，代入平衡方程，可得到擺振運(yùn)動(dòng)的微分方程：擺振運(yùn)動(dòng)象揮舞運(yùn)動(dòng)一樣，也是典型的簡(jiǎn)諧振動(dòng)，激振力是科氏力和氣動(dòng)阻力（很?。?，但固有頻率僅為旋轉(zhuǎn)角頻率的大約一半。

槳葉后退角是旋翼反扭矩

與離心力矩平衡的結(jié)果。擺

振幅值取決于科氏力。利用處理?yè)]舞運(yùn)動(dòng)同樣的方法，可解得三個(gè)擺振系數(shù)：

前飛葉素理論小結(jié)1，前飛中，槳葉的運(yùn)動(dòng)及氣流很復(fù)雜：

前進(jìn)、旋轉(zhuǎn)、揮舞、變距、擺振、彈性變形（未計(jì)）

剖面的迎角、速度及空氣動(dòng)力總在變化中。2，由剖面的空氣動(dòng)力出發(fā)，經(jīng)積分得出旋翼的空氣動(dòng)力特性（拉力、后向力、側(cè)向力、扭矩和功率）；與槳葉運(yùn)動(dòng)方程相結(jié)合，得出揮舞系數(shù)和擺振系數(shù)。

上述內(nèi)容，是直升機(jī)飛行性能、配平、操穩(wěn)計(jì)算的前提，也是動(dòng)力學(xué)分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)知識(shí)。

第四節(jié)前飛渦流理論基本假定與軸流的相同，只是渦系延伸方向按槳盤(pán)平面處的合速度方向來(lái)處理：

渦系的傾角取為環(huán)量及軸向誘導(dǎo)速度分布都用富氏級(jí)數(shù)表示：根據(jù)王適存廣義渦流理論，可以得出各階系數(shù)的解析式。僅為解釋物理概念，做許多簡(jiǎn)化后，得

旋翼環(huán)量分布一般為：

槳盤(pán)上升力系數(shù)分布為：

可見(jiàn)，后行槳葉會(huì)因速度增大而失速加劇

前飛旋翼理論小結(jié)1，旋翼流量仍以槳盤(pán)面積計(jì)算，軸向誘導(dǎo)速度仍保持及