南京航空航天大學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)經(jīng)典——前飛理論ppt課件

1、南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)第五章第五章 前飛時(shí)的旋翼實(shí)際前飛時(shí)的旋翼實(shí)際 在軸流形狀旋翼實(shí)

2、際在軸流形狀旋翼實(shí)際的根底上，的根底上，計(jì)入槳葉的環(huán)境和運(yùn)動(dòng)，得計(jì)入槳葉的環(huán)境和運(yùn)動(dòng)，得到前飛形狀的旋翼滑流實(shí)際、到前飛形狀的旋翼滑流實(shí)際、葉素實(shí)際和渦流實(shí)際。葉素實(shí)際和渦流實(shí)際。這些實(shí)際是直升機(jī)科技的根這些實(shí)際是直升機(jī)科技的根底。底。南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 第一節(jié)第一節(jié) 前飛滑流實(shí)際前飛滑流實(shí)際1-1 1-1 根本假定根本假定 與垂直飛行軸流形狀的假

3、定一樣。速度與垂直飛行軸流形狀的假定一樣。速度為二維。為二維。 滑流邊境仍以旋翼直徑為基準(zhǔn)：滑流邊境仍以旋翼直徑為基準(zhǔn)： 討論討論 為何不以槳盤與來流的正交面積為何不以槳盤與來流的正交面積為基準(zhǔn)？為基準(zhǔn)？ 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)1-2 誘導(dǎo)速度 速度軸系OXVYVZV和旋翼構(gòu)造軸系OXDYDZD 在速度軸系內(nèi) 上游00截面處： 槳盤11截面處： 下游2

4、2截面處：0000 xyVVV 0000 xyvv 11xyVV110110 xxyyvVVvV 22xyVV220220 xxyyvVVvV 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)根據(jù)動(dòng)量定理和動(dòng)能定理，得：根據(jù)動(dòng)量定理和動(dòng)能定理，得：結(jié)論結(jié)論 在斜流形狀，旋翼槳盤處的誘導(dǎo)速度在數(shù)值上等于在斜流形狀，旋翼槳盤處的誘導(dǎo)速度在數(shù)值上等于下游很遠(yuǎn)處的誘導(dǎo)速度的一半，在方向

5、上兩者彼此平行。下游很遠(yuǎn)處的誘導(dǎo)速度的一半，在方向上兩者彼此平行。 這一結(jié)論與軸流形狀的完全一致這一結(jié)論與軸流形狀的完全一致12121212xxyyvvvv 1212xxyyvvvv 212vv 12/VV12/vv南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)1-3 1-3 旋翼的拉力和功率旋翼的拉力和功率定常前飛時(shí)推力定常前飛時(shí)推力 升力升力 需用功率需用功率 代入代入得

6、到與軸流形狀方式一樣的式子：得到與軸流形狀方式一樣的式子：但須留意但須留意111cos()sin()cos()sin()DDyDxDTYXvvv 22011()xyxyxyXmvYmvPPPX VvYv 1 14TCVv 10()KTTmC vC 101 VVv 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 1-4 1-4 槳盤處誘導(dǎo)速度隨前飛速度減小槳盤處誘導(dǎo)速度隨前飛速

7、度減小由由 得到得到 當(dāng)當(dāng) 后，后，010101cos()()()sin()DDVvVv 22100 112sin()DVVV vv 221 1100 11442sin()TDCVvvVV vv 2104TCv 01)()sin()()(2)()(4101100310121002101vvvVvvvVvvD011010()() 10Vvvv 110vv010Vv01)()sin()()( 2)()(4101100310121002101vvvVvvvVvvD010/5Vv D可用可用 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics &

8、 Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 前飛滑流實(shí)際小結(jié)前飛滑流實(shí)際小結(jié)1，誘導(dǎo)速度及拉力的公式，方式上與軸流形狀的一樣，誘導(dǎo)速度及拉力的公式，方式上與軸流形狀的一樣 ， 但速度的合成是按向量關(guān)系但速度的合成是按向量關(guān)系 即即2，前飛中，在堅(jiān)持旋翼拉力不變的條件下，前飛中，在堅(jiān)持旋翼拉力不變的條件下， 軸向誘導(dǎo)速度隨前飛速度的增大而減小。軸向誘導(dǎo)速度隨前飛速度的增大而減小。 巡航飛行時(shí)誘導(dǎo)功率僅為懸停時(shí)巡航飛行時(shí)誘導(dǎo)功率僅為懸停時(shí) 的的 20% 以下。以下。誘導(dǎo)速度與前飛速度

9、的關(guān)系圖誘導(dǎo)速度與前飛速度的關(guān)系圖101VVv 212vv 1 14TCVv 12/vv22100112sin()DVVV vv 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 第二節(jié)第二節(jié) 前飛葉素實(shí)際前飛葉素實(shí)際2-1 槳葉剖面氣流及迎角槳葉剖面氣流及迎角 氣流速度，源自氣流速度，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

10、導(dǎo)速度旋翼誘導(dǎo)速度 0 和和r V = r 1v (r, ) 1010cossincoscos()sin()coscossinxzyWrWvWvV 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) - 9 迎角變化：迎角變化： 即使無周期變距，槳葉任一剖面的氣即使無周期變距，槳葉任一剖面的氣動(dòng)環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉(zhuǎn)一周，動(dòng)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

11、圖上的軌跡成迎角圖上的軌跡成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，容易 發(fā)生氣流分別。發(fā)生氣流分別。 槳葉揮舞是呵斥迎角變化大的主槳葉揮舞是呵斥迎角變化大的主 要緣由。迎角與速度相匹配，消除要緣由。迎角與速度相匹配，消除 了傾翻力矩。了傾翻力矩。*arctanyyxxWWWW 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technol

12、ogy直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 2-2 2-2 旋翼空氣動(dòng)力旋翼空氣動(dòng)力 同軸流形狀的處置方法一樣，同軸流形狀的處置方法一樣，把葉素的升力、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(dòng)力在槳轂中心分解為：旋翼空氣動(dòng)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(fēng)向后垂直于旋翼軸，順風(fēng)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 Mk Mk 與旋轉(zhuǎn)方向相反與旋轉(zhuǎn)方向相反dYdX、dTdQ、*cossincossindTdYdXdQdXdY 南

13、京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)cossinsincoscossinsincosssskdTdTdHdQdTdSdQdTdMdQr dTdQ、212001227001201211()()22TxxyskCaWW Wbdrdkarvrvrbdr 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astro

14、nautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)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，同樣方法，可得同樣方法，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，得方式與軸流的一樣，只是添加了拉進(jìn)功率一項(xiàng)及速度修正。方式與軸流的一樣，只是添加了拉進(jìn)功率一項(xiàng)及速度修正。2701133()(1)322TCaKa SCHC 及及10cos()kyTHTTTTHdmW dCWdXdCdCWdXv dCdCV dCdC 南京航空航天大學(xué)南京航空航天

15、大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 第三節(jié)第三節(jié) 揮舞運(yùn)動(dòng)系數(shù)揮舞運(yùn)動(dòng)系數(shù)在揮舞運(yùn)動(dòng)方程中，氣動(dòng)力矩在揮舞運(yùn)動(dòng)方程中，氣動(dòng)力矩為了解揮舞方程，把上式展開為富氏級(jí)數(shù)：為了解揮舞方程，把上式展開為富氏級(jí)數(shù)：對于最簡單的情況，對于最簡單的情況， 即即 123201()()2TxxyMR R aWW W brdr 01c1s b v v v 、 、都都是是常常數(shù)數(shù)， 則則有有：011()() cos

16、() sinTTTcTsMMMM 23207702200111()() ()(1)24111(0.025 0.008)()334TsMR Ra bvv 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程 等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應(yīng)相等。等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應(yīng)相等。知知 ，得到對應(yīng)關(guān)系式，得到對應(yīng)關(guān)系式2322171110111111()()(1)

17、(1)()242423TccMR Ra bbva 231770222110012()() ()0.03323131111(1)(1)() 423422TssMR Ra bvav 202dad 20011()()0()0TyeTcTsMaIMM 201122211()() cos() sinTTTcTsyeyedMMMMdII 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)得揮

18、舞系數(shù)：得揮舞系數(shù)： 207000211111 ()(1)()4334yesavv 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)： 留意：一些西方國家文獻(xiàn)中，洛克數(shù)不含留意：一些西方國家文獻(xiàn)中，洛克數(shù)不含1/2.1/2.討論：討論： 1 1，各系數(shù)的物了解釋，各系數(shù)的物了解釋 2 2，“變距與揮舞等效能否依然成立？變距與揮舞等效能否依然成立？ 注：當(dāng)直升機(jī)有俯仰或滾轉(zhuǎn)角速度時(shí)，旋翼還有注：當(dāng)直升機(jī)有俯仰或滾轉(zhuǎn)角速度時(shí)，旋翼還有隨動(dòng)揮舞。隨動(dòng)揮舞。2101141 ()(1)32cbav 47/2yeyea bRI 21700012222214412 ()()(1)1113231112

19、22savv a南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 第四節(jié)第四節(jié) 擺振運(yùn)動(dòng)系數(shù)擺振運(yùn)動(dòng)系數(shù) ()bjRQbjlMrldQ ()sinbjRlxbjlxlMrldF ()bjRbjlMrldF 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：()bjRgsbjgslMrldF 哥氏力力矩：哥氏力力矩：減擺器力矩：減擺器力矩：0fgslxQ

20、MMMMM力矩平衡方程為：力矩平衡方程為：導(dǎo)出各力矩的表達(dá)式，代入平衡方程，可導(dǎo)出各力矩的表達(dá)式，代入平衡方程，可得到擺振運(yùn)動(dòng)的微分方程：得到擺振運(yùn)動(dòng)的微分方程：ffdMKd 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 擺振運(yùn)動(dòng)象揮舞運(yùn)動(dòng)一樣，也是典型的簡諧振動(dòng)，激振力是科擺振運(yùn)動(dòng)象揮舞運(yùn)動(dòng)一樣，也是典型的簡諧振動(dòng)，激振力是科 氏力和氣動(dòng)阻力很小，但固有頻率僅為旋轉(zhuǎn)角頻率

21、的大約氏力和氣動(dòng)阻力很小，但固有頻率僅為旋轉(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(zhǔn)？為何不以槳盤與來流的正交面積為基準(zhǔn)？利用途置揮舞運(yùn)動(dòng)同樣的方法，利用途置揮舞運(yùn)動(dòng)同樣的方法，可解得三個(gè)擺振系數(shù)：可解得三個(gè)擺振系數(shù)：2010 10 110 10 1/2/(1)22/(1)2KbjyebjyeyebjyeyeMel Skl Sea ba bIl Sfa aa aI 2221()()2fbjyeQyeyeyeKl SdddMdId

22、IId 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 前飛葉素實(shí)際小結(jié)前飛葉素實(shí)際小結(jié)1 1，前飛中，槳葉的運(yùn)動(dòng)及氣流很復(fù)雜：，前飛中，槳葉的運(yùn)動(dòng)及氣流很復(fù)雜： 前進(jìn)、旋轉(zhuǎn)、揮舞、變距、擺振、彈性變形前進(jìn)、旋轉(zhuǎn)、揮舞、變距、擺振、彈性變形未計(jì)未計(jì) 剖面的迎角、速度及空氣動(dòng)力總在變化中。剖面的迎角、速度及空氣動(dòng)力總在變化中。2 2，由剖面的空氣動(dòng)力出發(fā)，經(jīng)積分得出旋翼，由剖面

23、的空氣動(dòng)力出發(fā)，經(jīng)積分得出旋翼的空氣動(dòng)力特性拉力、后向力、側(cè)向力、的空氣動(dòng)力特性拉力、后向力、側(cè)向力、扭矩和功率；與槳葉運(yùn)動(dòng)方程相結(jié)合，扭矩和功率；與槳葉運(yùn)動(dòng)方程相結(jié)合，得出揮舞系數(shù)和擺振系數(shù)。得出揮舞系數(shù)和擺振系數(shù)。 上述內(nèi)容，是直升機(jī)飛行性能、配平、操穩(wěn)上述內(nèi)容，是直升機(jī)飛行性能、配平、操穩(wěn)計(jì)算的前提，也是動(dòng)力學(xué)分析和構(gòu)造設(shè)計(jì)計(jì)算的前提，也是動(dòng)力學(xué)分析和構(gòu)造設(shè)計(jì)的根底知識(shí)。的根底知識(shí)。 比機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)雜比機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)雜 討論：為何不以槳盤與來流的正交面積為基討論：為何不以槳盤與來流的正交面積為基準(zhǔn)？準(zhǔn)？南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Ae

24、ronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute of Helicopter Technology直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 第四節(jié)第四節(jié) 前飛渦流實(shí)際前飛渦流實(shí)際 環(huán)量及軸向誘導(dǎo)速度分布都用富氏級(jí)數(shù)表示環(huán)量及軸向誘導(dǎo)速度分布都用富氏級(jí)數(shù)表示dxvVV01)(01 根本假定與軸流的一樣，只是渦系根本假定與軸流的一樣，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置：來處置： 渦系的傾角取為渦系的傾角取為011( , )( )( )cos( )sincsrrrr 011( , )( , )( )( )cos( )sinycsv rv rv rvrvr 南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)Nanjing University of Aeronautics & Astronautics直升機(jī)技術(shù)研究所直升機(jī)技術(shù)研究所Institute