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1、,直升机空气动力学,第五章 前飞时的旋翼理论 在轴流状态旋翼理论的基础上，计入桨叶的环境和运动，得到前飞状态的旋翼滑流理论、叶素理论和涡流理论。这些理论是直升机科技的基础。,第一节 前飞滑流理论1-1 基本假定 与垂直飞行（轴流）状态的假定相同。速度为二维。滑流边界仍以旋翼直径为基准：讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,1-2 诱导速度 速度轴系OXVYVZV和旋翼构造轴系OXDYDZD 在速度轴系内 上游00截面处：桨盘11截面处：下游22截面处：,根据动量定理和动能定理，得：结论 在斜流状态，旋翼桨盘处的诱导速度在数值上等于下游很远处的诱导速度的一半，在方向上两者彼此平行。这一结论
2、与轴流状态的完全一致,1-3 旋翼的拉力和功率定常前飞时推力 升力 需用功率 代入得到与轴流状态形式相同的式子：但须注意,1-4 桨盘处诱导速度随前飞速度减小由 得到 当 后，,可用,前飞滑流理论小结1，诱导速度及拉力的公式，形式上与轴流状态的相同，但速度的合成是按向量关系 即2，前飞中，在保持旋翼拉力不变的条件下，轴向诱导速度随前飞速度的增大而减小。巡航飞行时诱导功率仅为悬停时 的 20%以下。诱导速度与前飞速度的关系图,第二节 前飞叶素理论2-1 桨叶剖面气流及迎角 气流速度，源自:飞行相对流速 旋转相对速度 挥舞相对速度 旋翼诱导速度,-9,迎角变化：即使无周期变距，桨叶任一剖面的气动环
3、境总是在周期性变化。每旋转一周，在速度迎角图上的轨迹成8字形。桨盘平面上的剖面迎角分布很不 均匀，后行桨叶一侧迎角大，容易 发生气流分离。桨叶挥舞是造成迎角变化大的主 要原因。迎角与速度相匹配，消除 了倾翻力矩。,2-2 旋翼空气动力 同轴流状态的处理方法一样，把叶素的升力、阻力 转换为旋翼的基元拉力和旋转阻力旋翼空气动力在桨毂中心分解为：拉力 T 沿旋翼轴，向上 后向力H 垂直于旋翼轴，顺风向后 侧向力 S 指向方位角90度方向 反扭矩 Mk 与旋转方向相反,依据桨叶挥舞角和所在的方位角，旋翼各基元力由 构成积分、无量纲化，如拉力系数,对于最简单的矩形桨叶、诱速均布且无周期变距的旋翼，同样办
4、法，可得基元功率系数为经简化，得形式与轴流的相同，只是增加了拉进功率一项及速度修正。,第三节 挥舞运动系数在挥舞运动方程中，气动力矩为了解挥舞方程，把上式展开为富氏级数：对于最简单的情况，即,代入挥舞运动方程 等式两侧的同阶谐波系数应相等。已知，得到对应关系式,得挥舞系数：,式中 桨叶质量特性系数（洛克数）：注意：一些西方国家文献中，洛克数不含1/2.讨论：1，各系数的物理解释 2，“变距与挥舞等效”是否依然成立？注：当直升机有俯仰或滚转角速度时，旋翼还有随动挥舞。,第四节 摆振运动系数,空气阻力力矩：离心力力矩：惯性力力矩：,哥氏力力矩：减摆器力矩：,力矩平衡方程为：,导出各力矩的表达式，代
5、入平衡方程，可得到摆振运动的微分方程：,摆振运动象挥舞运动一样，也是典型的简谐振动，激振力是科 氏力和气动阻力（很小），但固有频率仅为旋转角频率的大约一半。桨叶后退角是旋翼反扭矩 与离心力矩平衡的结果。摆 振幅值取决于科氏力。讨论 为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,利用处理挥舞运动同样的方法，可解得三个摆振系数：,前飞叶素理论小结1，前飞中，桨叶的运动及气流很复杂：前进、旋转、挥舞、变距、摆振、弹性变形（未计）剖面的迎角、速度及空气动力总在变化中。2，由剖面的空气动力出发，经积分得出旋翼的空气动力特性（拉力、后向力、侧向力、扭矩和功率）；与桨叶运动方程相结合，得出挥舞系数和摆振系数。上述内
6、容，是直升机飞行性能、配平、操稳计算的前提，也是动力学分析和结构设计的基础知识。比机翼空气动力学复杂 讨论：为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,第四节 前飞涡流理论 环量及轴向诱导速度分布都用富氏级数表示,基本假定与轴流的相同，只是涡系延伸方向按桨盘平面处的合速度方向来处理：涡系的倾角取为,根据王适存广义涡流理论，可以得出各阶系数的解析式。仅为解释物理概念，做许多简化后，得旋翼环量分布一般为：桨盘上升力系数分布为：可见，后行桨叶会因速度增大而失速加剧,前飞旋翼理论小结1，旋翼流量仍以桨盘面积计算，轴向诱导速度 仍保持 及。随着飞行速度的增大，诱导速度及诱导功率因流量增大而减小。2，桨叶各剖面的速度、迎角和空气动力都是时变的。据此可计算桨叶的挥舞系数及摆振系数，以及旋翼的空气动力。3，桨叶挥舞及诱导速度分布不均，致使后行桨叶剖面迎角远大于平均值。后行桨叶发生气流分离（失速）是限制直升机飞行速度的主要障碍之一。讨论：为何不以桨盘与来流的正交面积为基准？,
