直升机的空气动力学原理

第三章直升机的空气动力学原理旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动外，旋翼的桨叶除了随直升机同作直线或曲线动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。机翼的复杂得多。旋翼（升力）系统基本概念：将发动机功率转化为飞行和操纵所需要的力的机械装置。通过加速空气产生所需要的力的机械装置。通过加速空气产生推力。其整体性能可用桨尖速度、翼型特性、实度和桨盘载荷来描述转动惯量影响直升实度和桨盘载荷来描述。转动惯量影响直升机自转性能，设计时也必须考虑。基本组成桨叶桨毂自动倾斜器尾桨基本组成：桨叶、桨毂、自动倾斜器、尾桨等。旋翼（升力）系统（续）基本参数：桨盘平面（面积）桨盘载荷桨盘平面（面积）桨盘载荷桨叶载荷桨尖马赫数和前进比进比桨叶数目惯量旋翼实度旋翼拉力旋翼前进比旋翼下洗旋翼前进比旋翼下洗旋翼诱导速度旋翼直径旋翼（升力）系统（续）旋翼类型：铰接式铰接式、半铰接式、无铰式、无轴承式无轴承式。旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）铰接式旋翼：具有挥舞铰、摆振铰和变距铰。桨叶与桨毂若完全刚性连接，则前飞时前行桨桨叶与桨毂若完全刚性连接，则前飞时前行桨叶和后行桨叶两边的升力差，使直升机出现横侧倾覆力矩，同时桨叶根部承受很大的静、动载荷。为了消除这些现象，在旋翼结构上设置了挥舞铰；为了消除因桨叶挥舞而产生的哥氏力的影响设置了摆振铰为了改变桨距从而力的影响，设置了摆振铰；为了改变桨距从而改变升力而设置了变距铰。这种型式的旋翼桨毂构造复杂重量大气动阻力大使用寿命毂构造复杂，重量大，气动阻力大，使用寿命短，制造成本和维护费用高。旋翼（升力）系统（续）半铰接式（半刚性）旋翼：只有变距铰和挥舞铰，而没有摆振铰。其构造较简单，但操纵性差。无铰式（刚性）旋翼：只有变距铰。桨叶在挥舞和摆振方向相对于桨毂是刚性连接的，桨叶的挥舞和摆振运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的弯曲弹性变形来实现的弯曲弹性变形来实现。无轴承式旋翼：无任何机械铰。桨叶的挥舞、摆振和变距运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的摆振和变距运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的弯曲、扭转弹性变形来实现。昀新发展旋翼。3.1旋翼的空气动力学特点完全刚性的直升机旋翼空气动力学非常复杂，不对称气流是造成直升机旋翼动力学和空气动力学许多问题的原因。前行桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和在高速前飞时桨尖桨叶感受着旋转速度和前飞速度之和，在高速前飞时，桨尖马赫数达到0.92～0.95。后行桨叶感受着旋转速度和前飞速度之差，它的内侧有一个反流区，因低速而使它在大迎角速度之差，它的内侧有个反流区，因低速而使它在大迎角下工作，在高速前飞时容易发生气流分离失速。升力当地阻力系数CD桨毂阻力升力当地阻力系数CD前行桨叶高速度小桨距离心力诱导速度后行桨叶机身阻力后行桨叶低速度大桨距旋翼系统运动学旋翼系统存在以下运动和运动耦合：摆振运动（减摆器和前后限动块）摆振运动（减摆器和前后限动块）挥舞运动（上、下限动块和限制器）变距运动变距运动变距-摆振不稳定性变距-挥舞不稳定性挥舞-摆振不稳定性挥舞摆振不稳定性旋翼系统动力学旋翼系统动力学振动载荷振动载荷疲劳载荷颤振颤振地面共振空中共振阵风载荷阵风载荷扭转稳定性旋翼的流场旋翼（升力）系统（续）旋翼桨叶扭转几何扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型）的弦线不在同一平面内，而相互间存在一定夹角，即桨叶各剖面具有不同安装角的桨叶布置若桨叶剖面的安装角从具有不同安装角的桨叶布置。若桨叶剖面的安装角从桨根到桨尖是逐渐减小的，则称为负扭转；若剖面安装角沿展向的变化是线性的，则称为线性扭转。旋翼桨叶几何负扭转，有利于改进悬停状态的桨叶诱导速度分布，而且在大速度前飞状态可推迟前行桨叶翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速但对于翼面局部激波的产生和延缓后行桨叶的失速；但对于自转下滑状态，桨叶的几何负扭转的影响是不利的。直升机旋翼桨叶多采用线性扭转，少数直升机采用非直升机旋翼桨叶多采用线性扭转，少数直升机采用非线性扭转，桨叶几何扭转范围一般为-8º~-14º。气动扭转气动扭转：沿旋翼桨叶的展向各剖面（翼型）的零升力线不在同一平面内，而相互间存在一的零升力线不在同平面内，而相互间存在定夹角的桨叶布局。桨叶沿展向选用不同弯度的翼型，翼弦虽在同一平面内，但零升力线不的翼型，翼弦虽在同平面内，但零升力线不在同一平面上，这种仅由于零升力迎角的不同在实质上形成的剖面迎角的相对扭转，称气动在实质上形成的剖面迎角的相对扭转，称气动扭转。其在改善悬停和前飞状态的旋翼气动性能方面与几何扭转有类似的效果。能方面与几何扭转有类似的效果桨尖涡干扰3.1.1旋翼和桨叶的运动速度使用旋翼构造轴系。坐标原点在旋翼中心。竖轴OYs沿旋翼的构造旋转轴，向上为正；纵轴OXs指向前方与速度V0在构造旋转平面（S-S平面）的投影重合。若旋翼旋转方向，定义为右旋旋翼。横轴OZs按右手规则确定（若是左旋旋翼按左手规则确定）OZ轴方向（若是左旋旋翼按左手规则确定）OZs轴方向.YsZs旋翼构造旋转平面（S—S平面）Xs旋转方向T尾桨αsV尾桨V0前进比和流入比把来流V0与旋翼的构造旋转平面（S—S平面）之间的夹角αS定义为旋翼构造迎角。平行于构造旋转平面的速度系数μ称为前进比RVScos0垂直于构造旋转平面的速度系数λ0称为轴向来流系数或流入比）R（或流入比）VSsin0RVSsin00速度系数在悬停飞行，由于V0=0，则μ=0，λ0=0。αs无意义。在垂直下降，由于V0自下而上流向旋翼，则μ≈0，在直下降由于0自下而流向旋翼则αs≈90°，λ0＞0。在垂直上升，μ≈0，αs≈-90°，λ0＜0。s0在前飞状态，直升机飞行速度越大，μ值越大，αs≈-5～10°，λ0＜0。来流从斜上方吹向旋翼。如计入旋转平面处的等效轴向诱导速度V1，则旋转的轴向气流为（V0sinαs-V1），轴向来流系数为：V0Ysλ0S-S平λ1VRVVS101sinXsαsV1平面μV0桨叶在旋转平面内的相对气流UH60黑鹰在轴流状态，桨叶的周向来流只是由桨叶旋转产生的，而分布规律为Ωr，即沿径向位置呈三角形分布，且各片桨叶相同片桨叶相同。在斜流状态，旋转平面内增加了前飞相对速度的投影V0cosαs=μΩr，这一速度分量对不同位置的各片桨V0cosαsμΩr，这速度分量对不同位置的各片桨叶影响不同。用Ψ表示桨叶所在的方位角，顺旋转方向以-Xs轴方位为桨叶在的半圆内逆旋为Ψ=0。桨叶在Ψ=0°～90°～180°的半圆内逆风旋转，在此区间的桨叶称为前行桨叶。桨叶在Ψ=180°～270°～360°的半圆内顺风旋转，在此区Ψ180270360的半圆内顺风旋转，在此区间的桨叶称为后行桨叶。桨叶在旋转平面内的相对气流应是旋转相对速度Ωr与前飞相对速度投影V0cosαs的矢量和的矢量和。旋翼旋转平面上相对气流速度在方位角Ψ处的桨叶上，径向位置r处的相对气流速度为：V0cosαs径向位置处的相对气流速度为周向分量=Ωr+μΩRsinΨ径向分量=μΩRcosΨ180°径向分量μ反流区反流区270°90°旋转前飞相对速度投影相对合速转方向Ψ=0°旋转相对速度Ωr前飞相对速度投影V0cosαs相对合速度3.1.2旋翼桨叶的铰接形式旋翼桨叶同桨毂之间装有铰链。通过铰链可使桨叶进行三种转动：1．桨叶可绕桨叶轴向铰进行转动，改变安装角（桨距）φ极限安装角φ15°旋极限安装角旋翼旋转轴旋翼桨叶平面形状平面形状平面尖削的效果是使直升机悬停时流过桨盘的气流比较均匀，桨根比较均匀，桨根弦长大于桨尖弦长，可增大桨盘内侧区域的诱导内侧区域的诱导速度，增大桨盘内侧区域的拉力，从而改善飞行品从而改善飞行品质。旋翼翼型翼型旋翼桨叶的剖面旋翼桨叶的剖面形状。对其要求包括高要求包括高升阻比、高失速迎角失速迎角、高马赫数、低变距力矩低变距力矩。桨叶结构桨叶结构大梁接头后段件（蒙皮）桨尖配重翼肋调整片蜂窝芯桨叶平衡与打锥体旋翼桨叶绕水平饺转动2.桨叶可绕水平铰转动,产生挥舞。挥舞角β在结构上受限动块限制。β在结构上受限动块限制。挥舞面旋翼旋转旋转平面旋翼旋转水平铰β°30～45°(至限动块)轴水平铰β°30～45°(至限动块)转轴4～6°（至限动块）限动块限动块4～6°（至限动块）限动块限动块旋翼桨叶绕垂直铰转动桨叶可绕垂直铰转动。其转动角ζ为后摆角或前摆角，在结构上也受限动块限制。或前摆角，在结构上也受限动块限制。垂直铰旋翼旋转旋转平面垂直铰垂直铰ζ°6～8°(至限动块)转轴垂直铰10～15°（至限动块）限动块限动块3.1.3旋翼桨叶的挥舞由于桨距周期性变化，桨叶在旋转时产生旋翼桨叶的挥舞。此时任意旋转面和挥舞面总运动轨迹将位于新的倾斜面上，新倾斜面与原旋转面倾斜一定角度，即旋转平面和自动倾斜盘面各自绕不同方位的轴转动。旋翼旋转时桨叶轴和旋翼旋转轴平面上的作用力升力Y叶重时,桨叶轴和旋翼旋转轴平面上的作用力：升力Y叶，重力G叶，挥舞惯性力J和离心力J离心力=mω2r。Y叶JJ叶L水平Y叶βG叶旋翼桨毂旋转平面水平面旋翼桨叶的挥舞对水平铰各作用力力矩之和等于零。L水平是水平铰的外伸量。铰接式旋翼的桨叶根部通过水平铰（或称挥舞铰）与旋转轴铰接式旋翼的桨叶根部通过水平铰（或称挥舞铰）与旋转轴相连，桨叶可绕水平铰嘴上下挥舞运动。桨叶轴线桨叶轴线Ys拉力桨叶在挥舞运动中偏离旋翼的构造旋转平面（S—S平面）S-S平面水平铰β构造旋转平面（SS平面）向上抬起的角度β称为桨叶挥舞角。桨叶挥舞运动所在的平重力面称为挥舞平面。挥舞平面与S-S平面相垂直。离心力旋翼锥体直升机在悬停时各片桨叶的挥舞角相同，即β=α0（α0称为旋翼锥度角），不随方位角变化。则旋翼的旋转轨迹是一个倒置圆锥，锥形轨迹称为旋翼锥体，桨尖轨迹圆是旋翼锥体的底面，称为桨尖平面（或D-D平面）.桨尖平面（D-D平面）S-S平面α0α0米-17挥舞角在垂直飞行状态，若未加周期操纵，则D-D平面平行于S-S平面，此时处于均匀挥舞状况，并不影响桨叶空气动力的对称性对称性。直升机前飞时，旋翼处于斜流状态，桨叶的相对气流及空气动力沿方位角周期变化，使得桨叶在旋转中具有周期挥气动力沿方位角周期变化，使得桨叶在旋转中具有周期挥舞运动，此时旋翼锥体（或桨尖平面）向后侧略微倾斜。挥舞角可用傅立埃级数表示：β=a0–a1cosΨ–b1sinΨ–2bi2a2cos2Ψ–b2sin2Ψ-…对于傅立埃级数中各项可表示的几何意义为：①是挥舞角中不随方位角改变的常数部分在悬停①a0是挥舞角中不随方位角改变的常数部分。在悬停姿态β=α0，α0表示旋翼锥体角的大小。后倒角②-a1cosΨ表示桨叶挥舞角的简单余弦运动部分。在Ψ=180°处达昀大值（+a1），在Ψ=0°处达昀小值（-a1），而在Ψ=90°和Ψ=270°处为零。β=-表明：桨叶在正前方βα1cosΨ°°°°α1表明：桨叶在正前方（Xs轴的正向）位置时上抬达昀高，在正后方垂达昀低这090°180°270°360°Ψ-α1Ψ=180°后方下垂达昀低，这种运动在桨尖轨迹上表现为旋翼锥体向后S-S平面β=α1Ψ=180°Ψ=0°β=-α1D-D平面左视图后视图Ψ180Ψ=90°β=0°Ψ=0°Ψ=270°β=0°表现为旋翼锥体向后倒了a1角度。此角度（即a1）称为后倒角。即1）称为后倒角侧倒角③–b1sinΨ表示桨叶挥舞角的简单正弦运动部分。它的作用是使旋翼锥体向Ψ=90°方向倾斜了b1角度。此角度（即b1）称为侧倒角。以a2﹑b2…等为振幅的各阶谐波项，可视为桨叶相对于旋翼锥体表面的高阶运动在旋翼动力学中需考虑于旋翼锥体表面的高阶运动，在旋翼动力学中需考虑。米-17桨尖平面与构造旋转平面关系通常只取一阶挥舞运动：β=a0–a1cosΨ–b1sinΨ。这样，桨叶上抬一个锥度角a0，并以此为中立位置作简谐运动。挥舞运动的