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第三章直升机的空气动力学原理第三章直升机的空气动力学原理旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，因为旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，因为 旋翼的桨叶除了随直升机旋翼的桨叶除了随直升机一一同作直线或曲线动外同作直线或曲线动外，，旋翼的桨叶除了随直升机同作直线或曲线动外旋翼的桨叶除了随直升机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 机翼的复杂得多机翼的复杂得多机翼的复杂得多机翼的复杂得多旋翼（升力）系统旋翼（升力）系统 基本概念：将发动机功率转化为飞行和操纵基本概念：将发动机功率转化为飞行和操纵 所需要的力的机械装置所需要的力的机械装置通过加速空气产生通过加速空气产生所需要的力的机械装置所需要的力的机械装置通过加速空气产生通过加速空气产生 推力其整体性能可用桨尖速度、翼型特性、推力其整体性能可用桨尖速度、翼型特性、 实度和桨盘载荷来描述实度和桨盘载荷来描述转动惯量影响直升转动惯量影响直升实度和桨盘载荷来描述实度和桨盘载荷来描述转动惯量影响直升转动惯量影响直升 机自转性能，设计时也必须考虑机自转性能，设计时也必须考虑 基本组成基本组成桨叶桨叶桨毂桨毂自动倾斜器自动倾斜器尾桨尾桨 基本组成基本组成：：桨叶桨叶、、桨毂桨毂、、自动倾斜器自动倾斜器、、尾桨尾桨 等。

等旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续） 基本参数：基本参数： 桨盘平面桨盘平面（（面积面积））桨盘载荷桨盘载荷桨盘平面桨盘平面（（面积面积））桨盘载荷桨盘载荷 桨叶载荷桨尖马赫数和前桨叶载荷桨尖马赫数和前 进比进比进比进比 桨叶数目惯量桨叶数目惯量 旋翼实度旋翼拉力旋翼实度旋翼拉力 旋翼前进比旋翼前进比旋翼下洗旋翼下洗旋翼前进比旋翼前进比旋翼下洗旋翼下洗 旋翼诱导速度旋翼直径旋翼诱导速度旋翼直径旋翼（升力）系统（续） 旋翼类型：旋翼类型：  铰接式铰接式 铰接式铰接式、、  半铰接式、半铰接式、  无铰式、无铰式、  无轴承式无轴承式 无轴承式无轴承式旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续） 铰接式旋翼：具有挥舞铰、摆振铰和变距铰铰接式旋翼：具有挥舞铰、摆振铰和变距铰  桨叶与桨毂若完全刚性连接桨叶与桨毂若完全刚性连接，，则前飞时前行桨则前飞时前行桨 桨叶与桨毂若完全刚性连接桨叶与桨毂若完全刚性连接，，则前飞时前行桨则前飞时前行桨 叶和后行桨叶两边的升力差，使直升机出现横 侧倾覆力矩，同时桨叶根部承受很大的静、动叶和后行桨叶两边的升力差，使直升机出现横 侧倾覆力矩，同时桨叶根部承受很大的静、动 载荷。

为了消除这些现象，在旋翼结构上设置 了挥舞铰；为了消除因桨叶挥舞而产生的哥氏载荷为了消除这些现象，在旋翼结构上设置 了挥舞铰；为了消除因桨叶挥舞而产生的哥氏 力的影响力的影响设置了摆振铰设置了摆振铰为了改变桨距从而为了改变桨距从而力的影响力的影响，，设置了摆振铰设置了摆振铰；；为了改变桨距从而为了改变桨距从而 改变升力而设置了变距铰这种型式的旋翼桨改变升力而设置了变距铰这种型式的旋翼桨 毂构造复杂毂构造复杂重量大重量大气动阻力大气动阻力大使用寿命使用寿命毂构造复杂毂构造复杂，，重量大重量大，，气动阻力大气动阻力大，，使用寿命使用寿命 短，制造成本和维护费用高短，制造成本和维护费用高旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续） 半铰接式（半刚性）旋翼：只有变距铰和挥舞 铰，而没有摆振铰其构造较简单，但操纵性半铰接式（半刚性）旋翼：只有变距铰和挥舞 铰，而没有摆振铰其构造较简单，但操纵性 差  无铰式（刚性）旋翼：只有变距铰桨叶在挥无铰式（刚性）旋翼：只有变距铰桨叶在挥 舞和摆振方向相对于桨毂是刚性连接的，桨叶 的挥舞和摆振运动由桨叶根部（或桨毂支臂）舞和摆振方向相对于桨毂是刚性连接的，桨叶 的挥舞和摆振运动由桨叶根部（或桨毂支臂） 的弯曲弹性变形来实现的弯曲弹性变形来实现的弯曲弹性变形来实现的弯曲弹性变形来实现。

 无轴承式旋翼：无任何机械铰桨叶的挥舞、无轴承式旋翼：无任何机械铰桨叶的挥舞、 摆振和变距运动由桨叶根部摆振和变距运动由桨叶根部（（或桨毂支臂或桨毂支臂））的的摆振和变距运动由桨叶根部摆振和变距运动由桨叶根部（（或桨毂支臂或桨毂支臂））的的 弯曲、扭转弹性变形来实现最新发展旋翼弯曲、扭转弹性变形来实现最新发展旋翼3.1 旋翼的空气动力学特点旋翼的空气动力学特点 完全刚性的直升机旋翼空气动力学非常复杂，不对称气流是 造成直升机旋翼动力学和空气动力学许多问题的原因前行完全刚性的直升机旋翼空气动力学非常复杂，不对称气流是 造成直升机旋翼动力学和空气动力学许多问题的原因前行 桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和在高速前飞时在高速前飞时桨尖桨尖桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和，，在高速前飞时在高速前飞时，，桨尖桨尖 马赫数达到马赫数达到0.92～～0.95后行桨叶感受着旋转速度和前飞后行桨叶感受着旋转速度和前飞 速度之差速度之差，，它的内侧有它的内侧有一一个反流区个反流区，，因低速而使它在大迎角因低速而使它在大迎角速度之差速度之差，，它的内侧有个反流区它的内侧有个反流区，，因低速而使它在大迎角因低速而使它在大迎角 下工作，在高速前飞时容易发生气流分离失速。

下工作，在高速前飞时容易发生气流分离失速升力升力当地阻力系数当地阻力系数CD桨毂阻力升力桨毂阻力升力当地阻力系数当地阻力系数CD前行桨叶 高速度小桨距前行桨叶 高速度小桨距离心力诱导速度离心力诱导速度后行桨叶后行桨叶机身阻力机身阻力后行桨叶后行桨叶 低速度大桨距低速度大桨距旋翼系统运动学旋翼系统运动学 旋翼系统存在以下运动和运动耦合：旋翼系统存在以下运动和运动耦合： 摆振运动摆振运动（（减摆器和前后限动块减摆器和前后限动块））摆振运动摆振运动（（减摆器和前后限动块减摆器和前后限动块）） 挥舞运动（上、下限动块和限制器）挥舞运动（上、下限动块和限制器） 变距运动变距运动变距运动变距运动 变距变距-摆振不稳定性摆振不稳定性 变距变距-挥舞不稳定性挥舞不稳定性 挥舞挥舞-摆振不稳定性摆振不稳定性挥舞挥舞 摆振不稳定性摆振不稳定性旋翼系统动力学旋翼系统动力学 旋翼系统动力学旋翼系统动力学 振动载荷振动载荷振动载荷振动载荷 疲劳载荷疲劳载荷 颤振颤振颤振颤振 地面共振地面共振 空中共振空中共振 阵风载荷阵风载荷阵风载荷阵风载荷 扭转稳定性扭转稳定性旋翼的流场旋翼的流场旋翼（升力）系统（续）旋翼桨叶扭转旋翼桨叶扭转几何扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型）的弦线不在 同一平面内，而相互间存在一定夹角，即桨叶各剖面几何扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型）的弦线不在 同一平面内，而相互间存在一定夹角，即桨叶各剖面 具有不同安装角的桨叶布置具有不同安装角的桨叶布置若桨叶剖面的安装角从若桨叶剖面的安装角从具有不同安装角的桨叶布置具有不同安装角的桨叶布置。

若桨叶剖面的安装角从若桨叶剖面的安装角从 桨根到桨尖是逐渐减小的，则称为负扭转；若剖面安 装角沿展向的变化是线性的，则称为线性扭转桨根到桨尖是逐渐减小的，则称为负扭转；若剖面安 装角沿展向的变化是线性的，则称为线性扭转  旋翼桨叶几何负扭转，有利于改进悬停状态的桨叶诱 导速度分布，而且在大速度前飞状态可推迟前行桨叶旋翼桨叶几何负扭转，有利于改进悬停状态的桨叶诱 导速度分布，而且在大速度前飞状态可推迟前行桨叶 翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速但对于但对于翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速；；但对于但对于 自转下滑状态，桨叶的几何负扭转的影响是不利的自转下滑状态，桨叶的几何负扭转的影响是不利的  直升机旋翼桨叶多采用线性扭转直升机旋翼桨叶多采用线性扭转，，少数直升机采用非少数直升机采用非 直升机旋翼桨叶多采用线性扭转直升机旋翼桨叶多采用线性扭转，，少数直升机采用非少数直升机采用非 线性扭转，桨叶几何扭转范围一般为线性扭转，桨叶几何扭转范围一般为-8º~-14º气动扭转气动扭转 气动扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型）气动扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型） 的零升力线不在同的零升力线不在同一一平面内平面内，，而相互间存在而相互间存在一一的零升力线不在同平面内的零升力线不在同平面内，，而相互间存在而相互间存在 定夹角的桨叶布局。

桨叶沿展向选用不同弯度定夹角的桨叶布局桨叶沿展向选用不同弯度 的翼型的翼型，，翼弦虽在同翼弦虽在同一一平面内平面内，，但零升力线不但零升力线不的翼型的翼型，，翼弦虽在同平面内翼弦虽在同平面内，，但零升力线不但零升力线不 在同一平面上，这种仅由于零升力迎角的不同在同一平面上，这种仅由于零升力迎角的不同 在实质上形成的剖面迎角的相对扭转在实质上形成的剖面迎角的相对扭转，，称气动称气动在实质上形成的剖面迎角的相对扭转在实质上形成的剖面迎角的相对扭转，，称气动称气动 扭转其在改善悬停和前飞状态的旋翼气动性扭转其在改善悬停和前飞状态的旋翼气动性 能方面与几何扭转有类似的效果能方面与几何扭转有类似的效果能方面与几何扭转有类似的效果能方面与几何扭转有类似的效果桨尖涡干扰桨尖涡干扰3.1.1 旋翼和桨叶的运动速度旋翼和桨叶的运动速度 使用使用旋翼构造轴系旋翼构造轴系坐标原点在旋翼中心坐标原点在旋翼中心竖轴OYs沿 旋翼的构造旋转轴，向上为正；纵轴沿 旋翼的构造旋转轴，向上为正；纵轴OXs指向前方与速指向前方与速 度度V0在构造旋转平面（在构造旋转平面（S-S平面）的投影重合若旋翼 旋转方向，定义为右旋旋翼。

横轴平面）的投影重合若旋翼 旋转方向，定义为右旋旋翼横轴OZs按右手规则确定按右手规则确定 （（若是左旋旋翼按左手规则确定若是左旋旋翼按左手规则确定））OZ 轴方向轴方向（（若是左旋旋翼按左手规则确定若是左旋旋翼按左手规则确定））OZs轴方向轴方向. YsZs旋翼构造旋转平面（旋翼构造旋转平面（S—S平面）平面）Xs旋转方向旋转方向T尾桨尾桨ααsV尾桨尾桨V0前进比和流入比前进比和流入比 把来流把来流V0与旋翼的构造旋转平面（与旋翼的构造旋转平面（S—S平面）之间的 夹角平面）之间的 夹角αS定义为旋翼构造迎角平行于构造旋转平面的定义为旋翼构造迎角平行于构造旋转平面的 速度系数速度系数μ称为称为前进比前进比RVS cos0 垂直于构造旋转平面的速度系数垂直于构造旋转平面的速度系数λ0称为轴向来流系数称为轴向来流系数 或或流入比流入比））R（（或或流入比流入比））VSsin0 RVS sin0 0速度系数速度系数 在悬停飞行，由于V在悬停飞行，由于V0 0=0，则μ=0，λ=0，则μ=0，λ0 0=0αs s无意义  在在垂垂直下降直下降，，由于由于V V0 0自下而自下而上上流向旋翼流向旋翼，，则则μ≈0，μ≈0，在直下降在直下降由于由于0 0自下而流向旋翼自下而流向旋翼则则 ααs s≈90°，λ≈90°，λ0 0＞0。

＞0  在垂直上升，μ≈0，α在垂直上升，μ≈0，αs s≈-90°，λ≈-90°，λ0 0＜0s s0 0  在前飞状态，直升机飞行速度越大，μ值越大，α在前飞状态，直升机飞行速度越大，μ值越大，αs s≈- 5～10°，λ≈- 5～10°，λ0 0＜0来流从斜上方吹向旋翼来流从斜上方吹向旋翼  如计入旋转平面处的等效轴向诱导速度V1，则旋转的 轴向气流为（V0sinαs-V1），轴向如计入旋转平面处的等效轴向诱导速度V1，则旋转的 轴向气流为（V0sinαs-V1），轴向来流系数来流系数为：为：V0Ysλλ0S- S 平平。