2019年整理直升機空氣動力學習題集

1、直升機空氣動力學習題集緒論(0-1)(0-2)試計算Z-8直升機的旋翼實度b、槳尖速度Q R和海平面標準大氣條件下的槳尖 數(shù)。Z-9直升機的旋翼槳葉為線性負扭轉(zhuǎn)。試畫出以槳距 7=11。作懸停飛行的槳葉上r=(0-3)a)b)c )d)(0-4)a )b)c)d) (0-5)(0.291.0 ) 一段的剖面安裝角分布。關(guān)于反扭矩的是非題：尾槳拉力用以平衡發(fā)動機的反扭矩，所以尾槳的位置要比發(fā)動機高。 尾槳拉力用以平衡旋翼的反扭矩，所以尾槳位置距旋翼軸很遠。雙旋翼直升機的兩付旋翼總是彼此反向旋轉(zhuǎn)的。 尾槳沒有反扭矩。關(guān)于旋翼參數(shù)的是非題： 旋翼的半徑就是槳葉的長度。 測量槳葉的根部寬度及尖部寬度，

2、就可以得到槳葉的根梢比。 測量槳葉的根部及尖部之間的傾斜角之差，就得到槳葉的扭度。 臺式電風扇實度接近 1。()(1-1)(1-2)a)b)c)(1-3)()假定Y-2直升機在某飛行狀態(tài)下，旋翼拉力T=1200公斤，試計算其CT值。(海平面標準大氣)第一章論證在垂直上升狀態(tài)旋翼的滑流形狀是圖(5) - (1>)假定Y-2直升機在垂直飛行狀態(tài)發(fā)動機的功率有84%專遞給旋翼，且懸停時懸疑的型阻功率為誘導功率的一半，槳端損失系數(shù)K =0.92 ;求在海平面標準大氣條件下懸停時槳盤外的誘導速度；求在海平面標準大氣條件下懸停時的誘導功率、相對效率和直升機的單位馬力載荷；若以V)=(1/3)v 10

3、的速度作垂直爬升，此時槳盤處的誘導速度多大？誘導功率多大？若型阻功率與懸停時相同，旋翼消耗的總功率多大？上題中，若飛行重量增大20%除增大槳距外保持其他條件及型阻功率不變，那么其懸停誘導功率及相對效率將是多大？(1-4)既然q厲等于某一有限值。那么a)b)是否可以認為，只要把旋翼直徑做得很大，就可以用很小功率的發(fā)動機做成重型直升機？直升機的發(fā)展趨勢為什么是 P趨向增大？(1-5)試根據(jù)n0的定義導出n。與槳盤載荷p的關(guān)系。假定型阻功率與P無關(guān)，同一架機在滿載及輕載時，哪種情況下 n0更大些?第二章(2-1)某翼型的a 0 = -1.2，Cmn = -0.02，応 =0.238，試將正確數(shù)據(jù)填入

4、下表中的空格。迎角aCmC mFXp-1.207(2-2)(2-3)a)b)c)d)如果把槳葉的變距操縱軸定在槳葉剖面的中點，當駕駛員向上提總距時，手感操縱 力會如何變化？關(guān)于翼型特性的選擇題：翼型的升力垂直于（翼弦、中線、相對氣流）；翼型失速后就變得（沒有速度、沒有升力、升力減?。?；翼型的氣動力矩指的是對于（前緣、壓力中心、重心） ； 翼型的Re數(shù)越大，則（Cx,Cy,Cymax）越大；(2-4)Y-2直升機在海平面標準大氣壓條件下懸停時，總距*7= 9 ;假定槳盤處誘導速度均勻分布，且取K =0.92，求槳葉特征剖面（r=0.7）處的單位長度上的升力載荷（dy/dr）。（中間結(jié)果 Vdx=

5、8.15m/s）dx(2-5)利用葉素理論計算Y-2直升機以Vc=2.7米、秒垂直爬升時旋翼的需用功率，并將計算結(jié)果與（1-2）題之C）相比較，指出差別的原因。（計算時取瓷=0.92，Kp =1.0，J=1.18, K=0.96，海平面標準大氣條件，中間結(jié)果CT =0.00696）(2-6)如果要求儒式槳葉的剖面升力系數(shù)為常數(shù)，那么槳葉的平面形狀（寬度沿半徑的變 化規(guī)律）應是怎樣的？(2-7)試根據(jù)滑流-葉素組合理論計算 Z-9直升機在懸停時的旋翼誘導速度沿半徑的分布。 如果槳葉無負扭轉(zhuǎn)（=0）,其誘導速度分布怎樣？將上述兩種分布畫在同一圖上 進行比較，指出二者的不同。 （為簡化、取忙=1 ）

6、。第三章(3-1)(3-2)用渦系來代表旋翼，兩者在什么方面的作用是等價的？示意地畫出儒氏槳在懸停狀態(tài)下槳盤平面處的軸向、徑向和周向誘導速度沿半徑的 分布規(guī)律。(3-3)Y-2直升機懸停時槳距* 7= 9，若取瓷=0.92,a)求縮減系數(shù)B;（中間結(jié)果 Vdx=°.°435）；b)此時槳葉的環(huán)量 r M（r ）和實際迎角a M（r ）沿槳葉的分布;c)旋翼的拉力修正系數(shù) KT和誘導速度修正系數(shù) J 0。(3-4)計算Y-2槳葉對于懸停狀態(tài)的最優(yōu)負扭度（可以利用上題的有關(guān)數(shù)據(jù)如B 等）。第四章大作業(yè)：計算Z-8直升機的垂直爬升性能 補充資料1. Z-8的有關(guān)數(shù)據(jù)旋翼葉型NAC

7、A 0012垂直爬升時的當量阻力面積刀CxS=14.6米2轉(zhuǎn)/分Z =0.84三臺透默川C發(fā)動機0=1.895 米旋翼轉(zhuǎn)速207功率傳遞系數(shù) 發(fā)動機 根部 r2. 三臺透默川C發(fā)動機最大連續(xù)狀態(tài)功率曲線?！?210辦公室”編國防工業(yè)出版社3. 其他數(shù)據(jù)，可參閱“直升機氣動手冊”第一、第二冊,1978年5月（中間結(jié)果 C 疋0.012，計算時建議取 J=1.18 ）第五章(5-1)Z-9直升機巡航速度 V0=250公里/小時，作水平飛行，此時旋翼迎角a o=-50,求旋(5-2)(5-3)翼的前進比卩、流入比入0和旋翼反流區(qū)面積。計及槳葉的徑向速度分量時，槳葉在旋轉(zhuǎn)中相當于具有變化的后（前）掠角

8、。試寫 出該后（前）掠角的表達式，并說明該角隨方位角及徑向位置r的變化規(guī)律。Z-8直升機的旋翼槳葉每片重109公斤，質(zhì)量均勻分布。假定懸停時槳葉升力分布如圖所示的三角形分布，求旋翼的錐度角aooX(5-4)(5-5)a)b)c)d) (5-6) (5-7)a)b)c)d) (5-8)某直升機的旋翼為右旋式（前進槳葉在右側(cè)） 左側(cè)風吹來，旋翼椎體會怎樣傾斜？ 已知某直升機在水平飛行時 a 0=60, 寫出揮舞角3的一階表達式； 算出揮舞角最大及最小處的方位角； 算出揮舞速度最大及最小處的方位角； 3 max和3 min二者所在方位角之差，當該機在地面作原地試車時突然有0 0a i=-3 ,b 1

9、=1 ,W =?試導出偏置鉸式旋翼的揮舞運動微分方程應為課本 關(guān)于無鉸旋翼的是非題： 無鉸旋翼因沒有揮舞鉸，所以槳葉沒有揮舞運動。 無鉸旋翼因沒有擺振鉸，所以槳葉沒有擺振運動。 在無鉸旋翼的等效鉸（當量鉸）處彎矩等于零。(5-13)式。式中 £ =?無鉸旋翼的一階揮舞運動的固有角頻率等于旋轉(zhuǎn)角頻率Y-2直升機的旋翼槳葉每片重Gye=36公斤，質(zhì)量均勻分布。在某飛行狀態(tài)下a0=0.1弧度，a1=0.06弧度，,b 1=0.03弧度。如果沒有擺振鉸，在=270°處的槳葉根部將承受多大的哥氏力彎矩？（5-9）為使直升機迎風懸停，應在什么方向操縱駕駛桿？（5-10）某一中心鉸式直升

10、機在地面試車時，若操縱駕駛桿使旋翼槳距變化為 0 = 0 cCOSp + 0 sSIN e試寫出旋翼椎體的傾斜方向和角度。（5-11）尾槳槳葉一般具有較大的揮舞調(diào)節(jié)系數(shù)（例如K=1）,試討論其原因。第六章V0=30米/秒，旋翼迎角 a 0=-100,在 £ 2=10.80。求槳盤處的誘導速度 V1及（6-1）某旋翼在風洞中作吹風實驗。已知風洞的風速后方遠處測得滑流速度V=31.6米/秒，下洗角滑流下洗角£ 1。（6-2） Y-2直升機在 H=1000米高空作水平飛行，飛行速度V0=90公里/小時，槳盤迎角a =-7.5 0。求此時的誘導功率，并計算該功率與在同一高度懸停時的

11、誘導功率之s比。(6-3)直升機以速度V6作水平飛行，槳盤迎角為（-a ），旋翼拉力系數(shù)為Ct。假定滑流s速度近似地等于 V）值，僅是方向偏轉(zhuǎn)了一個下洗角£ 2,求證£ 2=sin(6-4)(6-5)a)b)c)d)如果以V0= V1作垂直下降（a d=900）,則由課本（6-23 ）式會得到什么結(jié)果？試分析 其原因。選擇題：直升機在水平前飛狀態(tài)，與懸停狀態(tài)相比，其 通過旋翼的氣體質(zhì)量流量（更大，更小，相同，為零） 旋翼的誘導功率（更大，更小，相同，為零） 每片槳葉的揮舞幅度（更大，更小，相同，為零） 揮舞運動消耗的功率（更大，更小，相同，為零）第七章(7-1)(7-2)前

12、飛時旋翼槳葉的剖面迎角隨方位角而變化的主要原因有哪些？既然迎角變化劇 烈，為什么對揮舞角的槳葉升力力矩能夠保持不變？假定前飛時槳盤處的誘導速度分布自前往后直線增大，即V1（r嚴）=Vdx（1+arCos屮）(7-4)(7-5)(7-6)此時旋翼側(cè)傾角 b1大致如課本上圖7-9的虛線所示。試從物理實質(zhì)上說明為何與誘 導速度均勻分布情況的b1（實線所示）不同。某直升機的旋翼軸前傾50。當該機以V0=140公里/小時作水平飛行時，機身姿態(tài)恰好水平，且槳尖平面恰好垂直于旋翼軸。求此時的周期變距操縱量參數(shù)為：Q R=210米/秒， 舞調(diào)節(jié)系數(shù)K=0, K =0.92 在上題情況下，利用課本（ d卩G7。

13、試做驗證計算。某直升機在懸停時旋翼錐角度為a 0，槳葉后擺角為e。若此時直升機改為以角速度3X作原地滾轉(zhuǎn)，試將上述兩種狀態(tài)下的旋翼揮舞角及擺振角填入表中。（假定無周Ct=0.012, d =0.07，槳葉洛克數(shù) 丫 =4,，槳盤上誘導速度均勻分布）7-34 ）及（7-35 ）式進行計算應得到0 1及0 2 （有關(guān) 旋翼中心鉸式且揮也 0,及 Ch=(1/2)期變距操縱）懸停原地滾轉(zhuǎn) 3 x(V 0=0)a 0a 0a 1b1e。e0e1f 1第八章(8-1)已知槳葉附著渦的環(huán)量為匚宀斤柴I1爭Sin屮試求槳葉轉(zhuǎn)過一個微小角度e過程中所逸出的脫體渦的環(huán)量 ir屮和沿槳葉展向 r段所逸出尾隨渦的環(huán)

14、量。(8-2 )r有一剛硬的兩葉螺旋槳（不能揮舞），無扭變，無變距操縱。槳葉相對寬度4=0.1 ,以槳距° 7=100、槳盤迎角a =00在風洞中作卩=0.2的吹風試驗。假定槳盤處的S誘導速度分布為v/r,屮)= 0.03(1+2ArCos屮)a)試求其槳葉環(huán)量分布r，屮）及槳葉在橫向位置（"=90°及270°）時的升力載荷分布 dy/dr,此處 dy =dy/ (1/2 )皿 R R) jb)若螺旋槳中心裝一揮舞鉸，在上述狀態(tài)下產(chǎn)生a 0=0, a 1=0.06 , 4=0.02的揮舞,C）將上述兩種載荷分布畫在同一圖上并進行比較, 揮舞運動。說明直升

15、機旋翼為什么必須允許作(8-3)若要求Z-9直升機以V）=280公里/小時用a =-150作水平飛行，已知槳葉無翼型s部分0=0.28，假定KtO=0.98，翼型最大升力系數(shù) C ymax=1.47，試檢查是否超過失(8-4)速界限。若槳葉環(huán)量分布如（8-1 ）題，且拉力修正系數(shù)定義為112 兀 fr ） -Kt=327.0- N 于 Wx別 dr丿(9-1)a)b)C)試導出Kt與卩的關(guān)系式。第九章某直升機重量為 G=7000公斤，旋翼直徑 D=21米，旋翼轉(zhuǎn)速n=180轉(zhuǎn)/分,實度d =0.051。在高度H=1000米以巡航速度 V0=120公里/小時平飛，若近似地取 卩=V0,廢阻系數(shù)S

16、 Cx§ =°.°1，且已知旋翼軸前傾角 5=5，求廢阻力和廢阻功率旋翼迎角a機身迎角ash并分析旋翼軸前傾安裝有什么好處。(9-2)某直升機以最大巡航速度平飛。已知Q R=200米/秒，a s=-150旋翼翼型為NACA0012（其最大升力系數(shù)Cymax=1.26），a)如圖所示，旋翼槳盤上有三處區(qū)域升力不正常，試指出各自不正常的原因;b)此時飛行速度多大?5-C）若槳盤上迎角分布用下式近似表示:C y7。-1-rs in 屮C (r,屮)=C 7x0.7x浪 試計算此時的Cy'Cy70.7-卩 r+Asi n 屮(9-3)a)b)c)d)(9-4)(9

17、-5)附圖所示為某機在某高度的平飛功率特性，找出公率限制的最大平飛速度 Vmax及最小平飛速度 Vmin,找出相對于航時最久及航程最遠的平飛速度V時V程，找出爬升速度最大的飛行速度 V升,如果在以Vmax飛行時發(fā)動機突然熄火， 若要滑翔距離盡可能遠， 滑？某直升機具有足夠的富裕功率， 但最大飛行速度受到氣流分離及空氣壓縮性的限制。 如果增加一片槳葉（保持直升機總重不變），是否可以提高最大飛行速度？為什么? 前飛性能計算（大作業(yè)）應該以多大速度下一、原始數(shù)據(jù)起飛重量： 旋翼參數(shù)：a)b)G=1200公斤D=10 米，Q =38(1/ 秒)，d =0.05 , K =0.93 , Kt =0.96

18、 , Kpo=1.0 ,Jo=1.O7 ,C）翼型為NACA 0012,ymax=1.2 °全機廢阻系數(shù)zcxS =0.01200.100.150.200.250.30Z0.8200.8380.8430.8500.8540.856d)e)油量：油箱容積106升，燃油比重丫 =0.7公斤/升 功率傳遞系數(shù)：H （千米）01234567NK馬力）260258255253237210185183f）發(fā)動機特性：耗油率 Ce=0.22公斤/馬力小時，高度特性:二、計算內(nèi)容平飛特性（包括由功率、氣流分離或激波限制的極限速度）a)b)爬升特性，各高度的（/y ）及爬升時間（一次近似值）V y m

19、axc)續(xù)航特性tmax、Lmax （按H=1000米計算）d)e)自轉(zhuǎn)特性，各高度的最小下降率及最小滑角按a、b計算結(jié)果，畫出綜合性能曲線， 并給出實際動升限及爬升到該高度所需 的時間。第十章（10-1）由滑流理論得知，懸停旋翼的拉力即誘導速度越大則拉力越大；在地面效應中懸停時，保持拉力相同但誘導速度卻較 小，怎樣解釋這種不同？(10-2)(10-3)(10-4)已知Y-2直升機在無地效懸停時垂直吹風增重系數(shù)K丄=1.02.。若以同樣功率離地1.5米懸停（此時旋翼離地 4.1米，機身離地2.1米）可以增裝多少公斤載重? 垂直飛行各狀態(tài)中，什么狀態(tài)需用誘導功率最大？如果型阻功率保持不變，什么

20、狀態(tài)總的需用功率最大？什么狀態(tài)總的需用功率最??？若把以理想自轉(zhuǎn)作垂直下降的旋翼看作是不透氣的圓形平板，迎風平板的阻力系數(shù)取C X =1.28，試導出其穩(wěn)定下降率與槳盤載荷的關(guān)系為V =1.25jp7T(10-5)(10-5)選擇題：穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑的尾槳拉力，與水平飛行時的尾槳拉力相比較，a）大?。ㄏ嗟龋螅。゜）方向（相等，更大，更?。┰谀男┣闆r下須作自轉(zhuǎn)飛行？自轉(zhuǎn)時怎樣控制旋翼的轉(zhuǎn)速？自轉(zhuǎn)著落前應有哪些 必要的操縱動作？第十一章(11-1)(11-2)(11-3)(11-4)A、B、提高Z-8直升機飛行速度的措施之一，是將其旋翼槳尖處改為高速翼型。為研究 旋翼槳尖對其性能的影響，擬在試驗

21、段截面積為6X8米的風洞中進行吹風試驗,試對比風洞試驗段的擴張錐角與擴壓段的擴張錐角，二者的作用及大小有何不同?利用模型旋翼試驗臺及風洞，可以進行哪些空氣動力學方面的試驗研究？ 對于下列兩種不同的研究項目前飛時有旋翼氣流干擾情況情況下的廢阻力；前飛時旋翼槳葉的動載荷在設(shè)計模型及試驗臺時，各應從下列十項中選擇哪幾種？(1)純氣動相似模型旋翼(2)氣動彈性相似的模型旋翼(3)簡化的機身模型(4)詳盡的機身模型(5)旋翼自轉(zhuǎn)及剎車機構(gòu)(6)機身靜力天平(7)旋翼靜力天平(8)集流環(huán)及動態(tài)測試設(shè)備(9)載荷監(jiān)控（安全）系統(tǒng)(10)數(shù)據(jù)適時處理系統(tǒng)第十二章(12-1) 某直升機重G=1600公斤，重心在旋翼軸線上，槳轂重心距重心的高度y=1.5 米,揮舞鉸外伸量1 hj =0.2米，揮舞調(diào)節(jié)系數(shù)K=0,懸停時錐度角懸停轉(zhuǎn)入前飛，駕駛員前推駕駛桿。若駕駛桿把手每移動1a