南京航空航天大學直升機空氣動力學基礎經(jīng)典課件——前飛理論

1、南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第五章第五章 前飛時的旋翼理論前飛時的旋翼理論 在軸流狀態(tài)旋

2、翼理論的基礎上，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。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 。這 些 理 論 是 直 升 機 科 技 的 基 礎 。 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第一節(jié)第一節(jié) 前飛滑流理論前飛

3、滑流理論 1-1 1-1 基本假定基本假定 與垂直飛行（軸流）狀態(tài)的假定相同。速度為二維。與垂直飛行（軸流）狀態(tài)的假定相同。速度為二維。 滑流邊界仍以滑流邊界仍以旋翼直徑旋翼直徑為基準為基準： 討論討論 為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？ 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 1-2 誘導速度誘導速度 速度軸系OXVYVZV和旋

4、翼構(gòu)造軸系OXDYDZD 在速度軸系內(nèi)在速度軸系內(nèi) 上游上游0 00 0截面處截面處： 槳盤槳盤1 11 1截面處截面處： 下游下游2 22 2截面處截面處： 00 0 0 x y VV V 0 0 0 0 x y v v 1 1 x y V V 110 11 0 xx yy vVV vV 2 2 x y V V 220 22 0 xx yy vVV vV 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升

5、機空氣動力學直升機空氣動力學 根據(jù)動量定理和動能定理，得根據(jù)動量定理和動能定理，得： 結(jié)論 在斜流狀態(tài)，旋翼槳盤處的誘導速度在數(shù)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(jié)論與軸流狀態(tài)的完全一致 12 12 1 2 1 2 xx yy vv vv 12 12 xx yy vv vv 21 2vv 12 /VV 12 /vv 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力

6、學直升機空氣動力學 1-31-3 旋翼的拉力和功率旋翼的拉力和功率 定常前飛時推力定常前飛時推力 升力升力 需用功率需用功率 代入代入 得到與軸流狀態(tài)形式相同的式子得到與軸流狀態(tài)形式相同的式子： 但須注意但須注意 111 cos()sin() cos()sin() DD yDxD TYX vvv 2 2 011 () x y xyxy Xmv Ymv PPPX VvYv 1 1 4 T CVv 10 () KTT mC vC 101 VVv 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機

7、技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 1-4 1-4 槳盤處誘導速度隨前飛速度減小槳盤處誘導速度隨前飛速度減小 由由 得到得到 當當 后后， 0 10101 cos() ()()sin() D D V vVv 22 100 11 2sin() D VVV vv 22 1 1100 11 442sin() TD CVvvVV vv 2 10 4 T Cv 01)()sin()()(2)()( 4 10 1 10 0 3 10 1 2 10 0 2 10 1 v v v V v v v V v v D 01 1010 (

8、)() 10 Vv vv 1 10 v v 0 10 V v 01)()sin()()( 2)()( 4 10 1 10 0 3 10 1 2 10 0 2 10 1 v v v V v v v V v v D 010 /5Vv D 可用可用 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 前飛滑流理論小結(jié)前飛滑流理論小結(jié) 1 1，誘導速度及拉力的公式，形式上與軸流狀態(tài)的相，

9、誘導速度及拉力的公式，形式上與軸流狀態(tài)的相 同同 ， 但但速度的合成是按向量速度的合成是按向量關(guān)系關(guān)系 即即 2 2，前飛中，在前飛中，在保持旋翼拉力不變保持旋翼拉力不變的條件下，的條件下， 軸向誘導速度隨前飛速度的增大而減小。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巡航飛行時誘導功率僅為懸停時 的的 20% 20% 以下。以下。 誘導速度與前飛速度的關(guān)系圖誘導速度與前飛速度的關(guān)系圖 101 VVv 21 2vv 1 1 4 T CVv 12 /vv 22 10011 2sin() D VVV vv 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing Universit

10、y of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第二節(jié)第二節(jié) 前飛葉素理論前飛葉素理論 2-1 2-1 槳葉剖面氣流及迎角槳葉剖面氣流及迎角 氣流速度氣流速度，源自，源自: : 飛行相對流速飛行相對流速 旋轉(zhuǎn)相對速度旋轉(zhuǎn)相對速度 揮舞相對速度揮舞相對速度 旋翼誘導速度旋翼誘導速度 0 和和 r V = r 1 v (r, ) 10 10 cossin coscos()sin ()coscossin x z y Wr Wv WvV 南京航空航天

11、大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 - 9 迎角變化迎角變化： 即使無周期變距，即使無周期變距，槳葉任一剖面的氣槳葉任一剖面的氣 動環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉(zhuǎn)一周，動環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉(zhuǎn)一周， 在速度在速度迎角圖上的軌跡成迎角圖上的軌跡成8 8字形字形。 槳盤平面上的剖面迎角分布很不槳盤平面上的剖面迎角分布很不 均勻，后行槳葉一側(cè)迎角大，容易均勻，后行槳葉一側(cè)迎角大

12、，容易 發(fā)生氣流分離。發(fā)生氣流分離。 槳葉揮舞是造成迎角變化大的主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，消除要原因。迎角與速度相匹配，消除 了傾翻力矩。了傾翻力矩。 * * arctan yy xx WW WW 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 2-2 2-2 旋翼空氣動力旋翼空氣動力 同軸流狀態(tài)的處理方法一樣，同軸流狀態(tài)的處理方法一樣， 把葉

13、素的升力、阻力把葉素的升力、阻力 轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)換 為旋翼的基元拉力和旋轉(zhuǎn)阻力為旋翼的基元拉力和旋轉(zhuǎn)阻力 旋翼空氣動力在槳轂中心分解為旋翼空氣動力在槳轂中心分解為： 拉力拉力 T T 沿旋翼軸，向上沿旋翼軸，向上 后向力后向力H H 垂直于旋翼軸，順風向后垂直于旋翼軸，順風向后 側(cè)向力側(cè)向力 S S 指向方位角指向方位角9090度方向度方向 反扭矩反扭矩 M Mk k 與旋轉(zhuǎn)方向相反 與旋轉(zhuǎn)方向相反 dYdX、 dTdQ、 * * cossin cossin dTdYdX dQdXdY 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astro

14、nautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 cos sinsincos cossinsin cos s s s k dTdT dHdQdT dSdQdT dMdQr dTdQ、 21 2 00 1 22 70012 0 1 2 11 ()() 22 Txxy s k CaWW Wbdrd k arvrvrbdr 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Insti

15、tute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 對于最簡單的矩形槳葉、誘速均布且無周期變距的旋翼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，可得同樣辦法，可得 基元功率系數(shù)為基元功率系數(shù)為 經(jīng)簡化，得經(jīng)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形式與軸流的相同，只是增加了拉進功率一項及速度修正。 2 701 133 ()(1) 322 T CaKa S C H C 及及 10 cos () kyTHT TTTH dmW dCWdXdCdC WdXv dCdCV dCdC 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanj

16、ing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第三節(jié)第三節(jié) 揮舞運動系數(shù)揮舞運動系數(shù) 在揮舞運動方程中，氣動力矩在揮舞運動方程中，氣動力矩 為了解揮舞方程，為了解揮舞方程，把上式展開為富氏級數(shù)把上式展開為富氏級數(shù)： 對于最簡單的情況，對于最簡單的情況， 即即 1 232 0 1 ()() 2 Txxy MR R aWW W brdr 01c1s b v v v 、 、都都是是常常數(shù)數(shù)， 則則有有： 011 ()()

17、 cos() sin TTTcTs MMMM 232 0770 2 2001 11 ()() ()(1) 24 111 (0.025 0.008)() 334 T s MR Ra b vv 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 代入揮舞運動方程代入揮舞運動方程 等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應相等。等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應相等。 已知已知 ，得到對應關(guān)系式得到對應關(guān)系式 2

18、322 171110 111111 ()()(1)(1)() 242423 Tcc MR Ra bbva 23 1770 22 21100 12 ()() ()0.033 23 131111 (1)(1)() 423422 Ts s MR Ra b vav 2 02 d a d 2 00 1 1 () ()0 ()0 Tye Tc Ts MaI M M 2 011222 11 ()() cos() sin TTTcTs yeye d MMMM dII 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研

19、究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 得揮舞系數(shù)得揮舞系數(shù)： 2 0700021 1111 ()(1)() 4334 yes avv 式中式中 槳葉質(zhì)量特性系數(shù)（洛克數(shù)）槳葉質(zhì)量特性系數(shù)（洛克數(shù)）： 注意：一些西方國家文獻中，洛克數(shù)不含1/2. 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：當直升機有俯仰或滾轉(zhuǎn)角速度時，旋翼還有隨動揮舞。 2 1011 41 ()(1) 32 c bav 4 7 /2 yeye a bRI 2 1700012 222 214412 ()()(1)

20、111 323 111 222 s avv a 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第四節(jié)第四節(jié) 擺振運動系數(shù)擺振運動系數(shù) () bj R Qbj l MrldQ ()sin bj R lxbjlx l MrldF () bj R bj l MrldF 空氣阻力力矩空氣阻力力矩： 離心力力矩：離心力力矩： 慣性力力矩：慣性力力矩： () bj R gsbjgs l

21、 MrldF 哥氏力力矩：哥氏力力矩： 減擺器力矩：減擺器力矩： 0 fgslxQ MMMMM 力矩平衡方程為：力矩平衡方程為： 導出各力矩的表達式，代入平衡方程，可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：得到擺振運動的微分方程： ff d MK d 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 擺振運動象揮舞運動一樣，也是典型的簡諧振動，激振力是科擺

22、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?。?，但固有頻率僅為旋轉(zhuǎn)角頻率的大約氏力和氣動阻力（很?。逃蓄l率僅為旋轉(zhuǎn)角頻率的大約 一半。一半。 槳葉后退角是旋翼反扭矩槳葉后退角是旋翼反扭矩 與離心力矩平衡的結(jié)果。擺與離心力矩平衡的結(jié)果。擺 振幅值取決于科氏力振幅值取決于科氏力。 討論討論 為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？ 利用處理揮舞運動同樣的方法，利用處理揮舞運動同樣的方法， 可解得三個擺振系數(shù)：可解得三個擺振系數(shù)： 2 0 10 10 1 10 10 1 / 2/(1)2 2/(1)2 K bjye bjye ye

23、bjye ye M el S k l S ea ba b I l S fa aa a I 2 22 1 ()()2 fbjye Q yeyeye Kl S ddd M dIdIId 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 前飛葉素理論小結(jié) 1，前飛中，槳葉的運動及氣流很復雜： 前進、旋轉(zhuǎn)、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，

24、由剖面的空氣動力出發(fā)，經(jīng)積分得出旋翼的空氣動 力特性（拉力、后向力、側(cè)向力、扭矩和功率）； 與槳葉運動方程相結(jié)合，得出揮舞系數(shù)和擺振系數(shù)。 上述內(nèi)容，是直升機飛行性能、配平、操穩(wěn)計算的 前提，也是動力學分析和結(jié)構(gòu)設計的基礎知識。 比機翼空氣動力學復雜 討論：為何不以槳盤與來流的正交面積為基準討論：為何不以槳盤與來流的正交面積為基準？ 南京航空航天大學南京航空航天大學 Nanjing University of Aeronautics & Astronautics 直升機技術(shù)研究所直升機技術(shù)研究所 Institute of Helicopter Technology 直升機空氣動力學直升機空氣動力學 第四節(jié)第四節(jié) 前飛渦流理論前飛渦流理論 環(huán)量及軸向誘導速度分布都用富氏級數(shù)表示環(huán)量及軸向誘導速度分布都用富氏級數(shù)表示 dx vVV 01 )( 01 基本假定與軸流的相同，只是渦系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延伸方向按槳盤平面處的合速度方向 來處理：來處理： 渦系的傾角取為渦系的傾角取為 011 ( , )( )( )cos( )sin cs