直升機空氣動力學-第5章-1

直升機空氣動力學第五章前飛時的旋翼理論旋翼動力學國防科技重點實驗室唐正飛在軸流狀態(tài)旋翼理論的基礎上，計入槳葉的環(huán)境和運動，得到前飛狀態(tài)的旋翼滑流理論、葉素理論和渦流理論。這些理論是直升機科技的基礎。

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?；鬟吔缛砸孕碇睆綖榛鶞剩?/p>

討論：為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？1-2

誘導速度

速度軸系OXVYVZV和旋翼構造軸系OXDYDZD

在速度軸系內

上游0－0截面處：

槳盤1－1截面處：

下游2－2截面處：根據動量定理和動能定理，得：結論：

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

這一結論與軸流狀態(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槳盤處誘導速度隨前飛速度減小由

得到

當

后，可用

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

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:飛行相對流速旋轉相對速度揮舞相對速度旋翼誘導速度

迎角變化：

即使無周期變距，槳葉任一剖面的氣動環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉一周，在速度—迎角圖上的軌跡成8字形。

槳盤平面上的剖面迎角分布很不

均勻，后行槳葉一側迎角大，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旋翼空氣動力

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

旋翼空氣動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，順風向后

側向力S

指向方位角90度方向

反扭矩Mk與旋轉方向相反

依據槳葉揮舞角和所在的方位角，旋翼各基元力由

構成積分、無量綱化，如拉力系數對于最簡單的矩形槳葉、誘速均布且無周期變距的旋翼，同樣辦法，可得基元功率系數為經簡化，得形式與軸流的相同，只是增加了拉進功率一項及速度修正。

第三節(jié)揮舞運動系數在揮舞運動方程中，氣動力矩為了解揮舞方程，把上式展開為富氏級數：對于最簡單的情況，即

代入揮舞運動方程等式兩側的同階諧波系數應相等。已知

，得到對應關系式得揮舞系數：式中槳葉質量特性系數（洛克數）：

注意：一些西方國家文獻中，洛克數不含2討論：1，各系數的物理解釋

2，“變距與揮舞等效”是否依然成立？

注：當直升機有俯仰或滾轉角速度時，旋翼還有隨動揮舞。

第四節(jié)擺振運動系數空氣阻力力矩：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：

導出各力矩的表達式，代入平衡方程，可得到擺振運動的微分方程：擺振運動象揮舞運動一樣，也是典型的簡諧振動，激振力是科氏力和氣動阻力（很?。逃蓄l率僅為旋轉角頻率的大約一半。

槳葉后退角是旋翼反扭矩

與離心力矩平衡的結果。擺

振幅值取決于科氏力。利用處理揮舞運動同樣的方法，可解得三個擺振系數：

前飛葉素理論小結1，前飛中，槳葉的運動及氣流很復雜：

前進、旋轉、揮舞、變距、擺振、彈性變形（未計）

剖面的迎角、速度及空氣動力總在變化中。2，由剖面的空氣動力出發(fā)，經積分得出旋翼的空氣動力特性（拉力、后向力、側向力、扭矩和功率）；與槳葉運動方程相結合，得出揮舞系數和擺振系數。

上述內容，是直升機飛行性能、配平、操穩(wěn)計算的前提，也是動力學分析和結構設計的基礎知識。

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平面處的合速度方向來處理：

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

旋翼環(huán)量分布一般為：

槳盤上升力系數分布為：

可見，后行槳葉會因速度增大而失速加劇

前飛旋翼理論小結1，旋翼流量仍以槳盤面積計算，軸向誘導速度仍保持及