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.ppt

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,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,直升机空气动力学,Helicopter,,Aerodynamics,,,直升机空气动力学,,,,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第一节 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,：,,,,,,,,讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,,,,1-2,,诱导速度,,,速度轴系,OX,V,Y,V,Z,V,和旋翼构造轴系,OX,D,Y,D,Z,D,,,,在速度轴系内,,,上游,0,－,0,截面处,：,,,,,桨盘,1,－,1,截面处,：,,,,,下游,2,－,2,截面处,：,,根据动量定理和动能定理，得,：,,,,,,,,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,,1-3,,旋翼的拉力和功率,,定常前飞时推力,,,升力,,,需用功率,,,代入,,,得到与轴流状态形式相同的式子,：,,,,但须注意,,,1-4,桨盘处诱导速度随前飞速度减小,,,,,由,,,,,得到,,,,,当,,后,，,,可用,,,前飞滑流理论小结,,1,，诱导速度及拉力的公式，形式上与轴流状态的相同,，,,,,但,速度的合成是按向量,关系,,,即,,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,,的,20%,以下诱导速度与前飞速度的关系图,,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,,旋转相对速度,,挥舞相对速度,,旋翼诱导速度,,,,,,,- 9,,迎角变化,：,,,,,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,桨盘平面上的剖面迎角分布很不,,均匀，后行桨叶一侧迎角大，容易,,发生气流分离桨叶挥舞是造成迎角变化大的主,,要原因迎角与速度相匹配，消除,,了倾翻力矩2-2,旋翼空气动力,,,同轴流状态的处理方法一样，,,把叶素的升力、阻力 转换,,为旋翼的基元拉力和旋转阻力,,旋翼空气动力在桨毂中心分解为,：,,,,拉力,T,,沿旋翼轴，向上,,,后向力,H,垂直于旋翼轴，顺风向后,,侧向力,S,指向方位角,90,度方向,,,反扭矩,M,k,与旋转方向相反,,依据桨叶挥舞角和所在的方位角，,,旋翼各基元力由 构成,,,,,积分、无量纲化，如拉力系数,,,对于最简单的矩形桨叶、诱速均布且无周期变距的旋翼,，,,,,同样办法，可得,,基元功率系数为,,,,经简化，得,,,形式与轴流的相同，只是增加了拉进功率一项及速度修正,。

第三节 挥舞运动系数,,在挥舞运动方程中，气动力矩,,,,为了解挥舞方程，,把上式展开为富氏级数,：,,,,对于最简单的情况， 即,,,,,,,,,,,代入挥舞运动方程,,,,等式两侧的同阶谐波系数应相等已知,，,得到对应关系式,,,得挥舞系数,：,,,,,,,,式中,桨叶质量特性系数（洛克数）,：,,,注意：一些西方国家文献中，洛克数不含,1/,2.,,讨论：,1,，各系数的物理解释,,,2,，,“,变距与挥舞等效,”,是否依然成立？,,,注：当直升机有俯仰或滚转角速度时，旋翼还有随动挥舞第四节 摆振运动系数,,,,,,,,,,,,,空气阻力力矩,：,,,离心力力矩：,,,惯性力力矩：,哥氏力力矩：,,,减摆器力矩：,,力矩平衡方程为：,,导出各力矩的表达式，代入平衡方程，可得到摆振运动的微分方程：,,摆振运动象挥舞运动一样，也是典型的简谐振动，激振力是科,,氏力和气动阻力（很小），但固有频率仅为旋转角频率的大约一半桨叶后退角是旋翼反扭矩,,与离心力矩平衡的结果摆,,振幅值取决于科氏力,讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,利用处理挥舞运动同样的方法，,,可解得三个摆振系数：,,,前飞叶素理论小结,,1,，前飞中，桨叶的运动及气流很复杂：,,,,前进、旋转、挥舞、变距、摆振、弹性变形（未计）,,,剖面的迎角、速度及空气动力总在变化中。

2,，由剖面的空气动力出发，经积分得出旋翼的空气动力特性,（拉力、后向力、侧向力、扭矩和功率）,；,与桨叶运动方程相结合，得出,挥舞系数和摆振系数,上述内容，是直升机飞行性能、配平、操稳计算的前提，也是动力学分析和结构设计的基础知识比机翼空气动力学复杂,,,讨论：为何不以桨盘与来流的正交面积为基准,？,,第四节 前飞涡流理论,,,,,,,,,环量及轴向诱导速度分布都用富氏级数表示,,基本假定与轴流的相同，只是涡系,,延伸方向按桨盘平面处的合速度方向,,来处理：,,,,涡系的倾角取为,根据王适存广义涡流理论，可以得出各阶系数的解析式仅为解释物理概念，做许多简化后，得,旋翼环量分布一般为：,,,,桨盘上升力系数分布为：,,,,,可见，后行桨叶会因速度增大而失速加剧,,,,,,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 及 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,讨论： 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,。