直升机空气动力学-叶素理论

南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics第二章垂直飞行时的叶素理论1、叶素理论的基本概念2、桨叶翼型的空气动力特性3、旋翼的空气动力特性南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics第一节叶素理论的基本概念桨叶由连续布置的无限多个桨叶微段（即叶素）组成分析叶素的运动、受力情况，建立叶素的几何特性、运动特性和空气动力特性之间的关系对叶素的空气动力沿桨叶和方位角积分，得到旋翼的拉力和功率公式。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics1-1叶素的气动环境叶素坐标系oxyzoz桨叶的变距轴线ox旋转前进方向oy在翼型平面内垂直于XOZ叶素的相对气流速度w垂直上升相对速度旋转相对速度当地诱导速度0VrW1v2201()()WrVv=W++南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics1-2角度关系安装角翼弦与构造旋转平面的夹角（桨距角）来流角相对气流与构造旋转平面的夹角迎角相对气流与翼弦的夹角讨论：不可只按桨距大小推测升力或功率大小，须关注上升率及下降率对迎角的影响。0101arctanVvVvrrajb**=-南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics第二节、桨叶翼型的空气动力特性2-1旋翼桨叶的常用翼型几何特征：由上、下弧线坐标给定相对厚度最大厚度位置弯度前缘半径后缘角南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics2-2升力、阻力特性曲线升力特性曲线（失速前）气动迎角升力线斜率阻力特性曲线主要取自实验数据yCaa*0.115.7311/yaC弧度度（）（／）a¥a*yC南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics极曲线-翼型升力系数与阻力系数的关系图上的五个特征点：•型阻系数最小值•最有利状态点•最经济状态点•最大升力系数•零升阻力系数0maxmax2/3maxmin)/()/(xyxyxyxCCCCCCC南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics2-3对前缘的力矩特性曲线：若升力合力作用点在有，对任一点X若使则翼弦上距前缘的点称为翼型焦点，绕焦点的力矩不随升力变化，总等于零升力矩。mpyCxC/ppxxb0mmmyyCCCCCFx0()mxypmymmyyyCCxxCxCCCCxCC()mFyCxxCpX0mFmCC常数yCFxFxpXm-C南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics焦点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。常用翼型在低速下，翼型气动合力的作用点称为压力中心位置为是随迎角变化的。讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点处00.010.25mFCx0mmpFyyCCxxCCpx南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics2-4雷诺数的影响翼型雷诺数Re体现气流粘性对空气动力的影响，雷诺数越大，粘性的影响越小。Re对升力线斜率影响不大，对最大升力系数影响显著，Re越大Cymax越大。雷诺数影响翼型摩擦阻力。一般是型阻随雷诺数增大而减小。Re/br南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics2-5马赫数的影响马赫数M=V/a，体现气流压缩性的影响。M越大，压缩性的影响越显著。马赫数对升力特性的影响M数越大，翼型最大升力系数越小，但升力曲线斜率稍增。yCa*南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics马赫数对阻力特性的影响M数接近1时，翼型前缘产生激波，阻力突增，称阻力发散。阻力发散马赫数因迎角增大而下降。马赫数对力矩特性的影响力矩发散马赫数的确定：DDM00.02mMDCMmCM南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics讨论一翼型的适用范围有限迎角不能太大－－受限于气流分离（失速）速度不能太大－－受限于阻力和力矩突增物理实质：气流粘性和可压缩性起作用分别以Re和Ma来表征讨论二探寻、创造新翼型Cymax大大力矩小变化平缓动态特性好DDM南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics第二章垂直飞行时的叶素理论14桨叶运转转中，迎角和相对速度不断变化。希望翼型的动态特性回线范围小。南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics第三节、旋翼的空气动力特性3-1旋翼拉力和功率公式作用在叶素dr段的升力和阻力为：dX与dY的合力为dR。dR在旋翼转轴和构造平面的分力为dT和dQ，分别称为基元拉力和基元旋转阻力。221212yxdYCWbdrdXCWbdr南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics由dT和dQ可得叶素的基元扭矩dM和消耗的基元功率dP：积分并计入全部桨叶，得旋翼总拉力和功率为：cossincossindTdYdXdQdXdY****(cossin)(cossin)dMdQrdXdYrdPdQrdXdYr1010**0**0cossincossinrRrRrrTkdYkdXPkdXrkdYrbbbb=-=W+W蝌蝌南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics简化：1）积分限由r0、r1改为由0到R，采用叶端损失系数κ来修正2）除桨叶根部外，一般飞行状态下β*10o，近似地：从而有：简化为旋翼的拉力和功率为：**dTdYdXdYdQdXdY0*0RRTkdYPkdXrkdYrcossincossindTdYdXdQdXdYWr*cos101**sinVvr南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics写成无因次形式：式中：1201133*00TyKxykCCrbdrkkmCrbdrCrbdr/bbR/WWRr00//rrRVVR南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics3-2旋翼拉力系数的简化式1)矩形桨叶b为常数，定义旋翼实度2）假定翼型升力系数沿桨叶为常数，等于Cy7，则得：1122*00()TyCCrdrardr070**(0.7)rrVvrr713TyCC2kbR/Rkb/R南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics实际上，Cy沿桨叶径向是变化的，用Cy7来代表会得到偏大的拉力。可用拉力修正系数来处理：式中，KT表示拉力沿桨叶分布不均匀的影响。线性扭转的常用矩形桨叶，KT约为0.96。一般直升机的CT值多在0.01～0.02之间。把上式变一下，得：CT/σ表示单位桨叶面积的拉力系数。713TTyCKC73TTyCKC南京航空航天大学NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics直升机技术研究所InstituteofHelicopterTechnology直升机空气动力学HelicopterAerodynamics3-3旋翼功率系数的简化式采用导出拉力系数的同样方法，得出旋翼功率系数的简化式。对于矩形桨叶，为常数，用实度表示，式中第一项为型阻功率系数，第二项为有效功率系数