直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)-葉素理論.ppt

1、,直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué),第二章 垂直飛行時(shí)的葉素理論 1、葉素理論的基本概念 2、槳葉翼型的空氣動(dòng)力特性 3、旋翼的空氣動(dòng)力特性,第一節(jié) 葉素理論的基本概念 槳葉由連續(xù)布置的無(wú)限多個(gè)槳葉微段（即葉素）組成 分析葉素的運(yùn)動(dòng)、受力情況，建立葉素的幾何特性、運(yùn)動(dòng)特性和空氣動(dòng)力特性之間的關(guān)系 對(duì)葉素的空氣動(dòng)力沿槳葉和方位角積分，得到旋翼的拉力和功率公式。,1-1 葉素的氣動(dòng)環(huán)境 葉素坐標(biāo)系oxyz oz 槳葉的變距軸線 ox 旋轉(zhuǎn)前進(jìn)方向 oy 在翼型平面內(nèi)垂直于XOZ 葉素的相對(duì)氣流速度 w 垂直上升相對(duì)速度 旋轉(zhuǎn)相對(duì)速度 當(dāng)?shù)卣T導(dǎo)速度,1-2 角度關(guān)系 安裝角 翼弦與構(gòu)造旋轉(zhuǎn)平面的夾角（槳距角） 來(lái)流

2、角 相對(duì)氣流與構(gòu)造旋轉(zhuǎn)平面的夾角 迎角 相對(duì)氣流與翼弦的夾角 討論：不可只按槳距大小推測(cè)升力或功率大小， 須關(guān)注上升率及下降率對(duì)迎角的影響。,第二節(jié)、槳葉翼型的空氣動(dòng)力特性 2-1 旋翼槳葉的常用翼型 幾何特征： 由上、下弧線坐標(biāo)給定 相對(duì)厚度 最大厚度位置 彎度 前緣半徑 后緣角,2-2 升力、阻力特性曲線 升力特性曲線（失速前） 氣動(dòng)迎角 升力線斜率 阻力特性曲線 主要取自實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),極曲線 -翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)的關(guān)系 圖上的五個(gè)特征點(diǎn)： 型阻系數(shù)最小值 最有利狀態(tài)點(diǎn) 最經(jīng)濟(jì)狀態(tài)點(diǎn) 最大升力系數(shù) 零升阻力系數(shù),2-3 對(duì)前緣的力矩特性曲線： 若升力合力作用點(diǎn)在 有 ， 對(duì)任一點(diǎn) X 若使

3、 則 翼弦上距前緣 的點(diǎn)稱(chēng)為翼型焦點(diǎn)，繞焦點(diǎn)的力矩不隨升力變化，總等于零升力矩。,焦點(diǎn)位置是固定的，它不因迎角變化而移動(dòng)。 常用翼型在低速下， 翼型氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)稱(chēng)為壓力中心 位置為 是隨迎角變化的。 討論：槳葉的變距軸線為何一般安置在焦點(diǎn)處,2-4 雷諾數(shù)的影響 翼型雷諾數(shù) Re 體現(xiàn)氣流粘性對(duì)空氣動(dòng)力的影響，雷諾數(shù)越大，粘性的影響越小。 Re 對(duì)升力線斜率影響不大，對(duì)最大升力系數(shù)影響顯著， Re 越大 C ymax 越大。 雷諾數(shù)影響翼型摩擦阻力。一般是 型阻隨雷諾數(shù)增大而減小。,2-5 馬赫數(shù)的影響 馬赫數(shù) M= V/a ， 體現(xiàn)氣流壓縮性的影響。 M 越大，壓縮性的影響越顯著。 馬赫

4、數(shù)對(duì)升力特性的影響 M數(shù)越大， 翼型最大升力系數(shù)越小， 但升力曲線斜率稍增。,馬赫數(shù)對(duì)阻力特性的影響 M 數(shù)接近 1 時(shí)，翼型前緣 產(chǎn)生激波，阻力突增，稱(chēng) 阻力發(fā)散。 阻力發(fā)散馬赫數(shù) 因迎角增大而下降。 馬赫數(shù)對(duì)力矩特性的影響 力矩發(fā)散馬赫數(shù)的確定：,討論一翼型的適用范圍有限 迎角不能太大受限于氣流分離（失速） 速度不能太大受限于阻力和力矩突增 物理實(shí)質(zhì)：氣流粘性和可壓縮性起作用 分別以 Re 和 Ma來(lái)表征 討論二 探尋、創(chuàng)造新翼型 C ymax 大 大 力矩小變化平緩 動(dòng)態(tài)特性好,第二章 垂直飛行時(shí)的葉素理論 14槳葉運(yùn)轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)中，迎角和相對(duì)速度不斷變化。希望翼型的動(dòng)態(tài)特性回線范圍小。,第三節(jié)

5、、旋翼的空氣動(dòng)力特性 3-1 旋翼拉力和功率公式 作用在葉素dr段的升力和阻力為： dX與dY的合力為dR。 dR在旋翼轉(zhuǎn)軸和構(gòu)造平面的分力為dT和dQ， 分別稱(chēng)為基元拉力和基元旋轉(zhuǎn)阻力。,由dT 和dQ 可得 葉素的基元扭矩dM和 消耗的基元功率dP： 積分并計(jì)入全部槳葉，得 旋翼總拉力和功率為：,簡(jiǎn)化： 1）積分限由r0、r1改為由0到R，采用葉端損失系數(shù)來(lái)修正 2）除槳葉根部外，一般飛行狀態(tài)下 *10o，近似地： 從而有： 簡(jiǎn)化為 旋翼的拉力和功率為：,寫(xiě)成無(wú)因次形式： 式中：,3-2 旋翼拉力系數(shù)的簡(jiǎn)化式 1 ) 矩形槳葉 b 為常數(shù)，定義旋翼實(shí)度 2）假定翼型升力系數(shù)沿槳葉為常數(shù)，等

6、于Cy7， 則得：,實(shí)際上，Cy 沿槳葉徑向是變化的，用 Cy7 來(lái)代表 會(huì)得到偏大的拉力。可用拉力修正系數(shù)來(lái)處理： 式中，KT 表示拉力沿槳葉分布不均勻的影響。 線性扭轉(zhuǎn)的常用矩形槳葉，KT 約為0.96。 一般直升機(jī)的CT 值多在0.010.02之間。 把上式變一下，得： CT /表示單位槳葉面積的拉力系數(shù)。,3-3 旋翼功率系數(shù)的簡(jiǎn)化式 采用導(dǎo)出拉力系數(shù)的同樣方法，得出旋翼功率系數(shù)的簡(jiǎn)化式。對(duì)于矩形槳葉， 為常數(shù)，用實(shí)度表示， 式中 第一項(xiàng)為型阻功率系數(shù)， 第二項(xiàng)為有效功率系數(shù)， 第三項(xiàng)為誘導(dǎo)功率系數(shù)。,型阻功率系數(shù)： KP 為型阻功率修正系數(shù)。常用的矩形槳葉，KP 1。 對(duì)梯形槳葉，K

7、P 值隨根梢比而變化： 根梢比 ye 1 2 3 4 修正系數(shù) KP 1.0 0.94 0.91 0.88 空氣壓縮性（馬赫數(shù)）對(duì)型阻功率也有影響，須另行修正。,垂直上升消耗的有效功率系數(shù): 誘導(dǎo)功率系數(shù): 式中 J 為計(jì)及誘導(dǎo)速度不均布的修正系數(shù)。 旋翼總的需用功率為三部分之和:,第四節(jié)、儒可夫斯基旋翼 儒氏旋翼定義：誘導(dǎo)速度沿槳盤(pán)均勻分布的旋翼。此種旋翼誘導(dǎo)功率最小。 為此，須槳葉速度環(huán)量沿半徑不變（稱(chēng)為 儒氏條件）： 此時(shí)，拉力系數(shù)為：,儒氏條件建立了槳葉寬度與安裝角的關(guān)系。 由 在矩形槳葉條件下， 有 已知 由此得矩形槳葉儒氏旋翼安裝角 槳葉安裝角、來(lái)流角、迎角 沿徑向的變化如雙曲線型,討論： 旋翼槳葉通常采用線性扭轉(zhuǎn) 儒氏旋翼: 氣動(dòng)性能最好， 但是，對(duì)于不同的飛行狀態(tài)（如上升率V0不同)，最佳扭轉(zhuǎn)規(guī)律不同。例如在懸停狀態(tài)下，安裝角應(yīng)是 因而，通常采用線性扭轉(zhuǎn)， 通用性較好，又便于制造,小 結(jié) 由翼型