直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)-前飛理論介紹

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)第四章第四章 前飛時(shí)旋翼槳葉的工作原理前飛時(shí)旋翼槳葉的工作原理1

2、.1. 旋翼和槳葉的相對(duì)氣流旋翼和槳葉的相對(duì)氣流2.2. 槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)3.3. 槳葉的擺振運(yùn)動(dòng)槳葉的擺振運(yùn)動(dòng)4.4. 槳葉的變距運(yùn)動(dòng)及旋翼操縱原理槳葉的變距運(yùn)動(dòng)及旋翼操縱原理南京航空航天大學(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)旋翼處于斜流狀態(tài)：旋翼處于斜流狀態(tài)：槳盤迎角槳盤迎角 不等于不等于 旋翼構(gòu)造軸系旋翼構(gòu)造軸系OXOXs sY Ys sZ Zs s 在前行槳葉

3、一側(cè)：在前行槳葉一側(cè)： 右旋旋翼：右旋旋翼： 指向右方指向右方 左旋旋翼：左旋旋翼： 指向左方指向左方 090sa aSZSZSZ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) 旋翼和槳葉的相對(duì)氣流旋翼和槳葉的相對(duì)氣流1-1 1-1 旋翼的相對(duì)氣流旋翼的相對(duì)氣流 平行于構(gòu)造平面的速度系數(shù)平行于構(gòu)造平面的速度系數(shù)，前進(jìn)比前進(jìn)比： 垂直于構(gòu)造平面的速度系數(shù)，垂直于構(gòu)造

4、平面的速度系數(shù)，流入比流入比： 討論：各飛行狀態(tài)下旋翼構(gòu)造迎角、前進(jìn)比和入流比討論：各飛行狀態(tài)下旋翼構(gòu)造迎角、前進(jìn)比和入流比 （懸停飛行、垂直飛行、平飛）（懸停飛行、垂直飛行、平飛）0cossVRa am m= =W WRVssin00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 1-2 槳葉的相對(duì)氣流槳葉的相對(duì)氣流 前飛時(shí)槳葉相對(duì)氣流圖前飛時(shí)槳葉相對(duì)氣流圖 方位角、

5、前行槳葉、后行槳葉方位角、前行槳葉、后行槳葉 槳葉剖面的相對(duì)氣流速度：來自槳葉剖面的相對(duì)氣流速度：來自 旋轉(zhuǎn)、前進(jìn)、誘速、槳葉揮舞旋轉(zhuǎn)、前進(jìn)、誘速、槳葉揮舞周向分量周向分量 r + r + R Rsinsin 徑向分量徑向分量 R Rcoscos 軸向分量軸向分量 r + r + R Rsinsin 反流區(qū)反流區(qū)范圍范圍：0 0 r r - - R Rsinsin ，只在后行一側(cè)，是直徑為只在后行一側(cè)，是直徑為 R R的圓的圓。tVyVrV01vr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

6、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) 槳葉的吹風(fēng)揮舞運(yùn)動(dòng)槳葉的吹風(fēng)揮舞運(yùn)動(dòng) 2-1 2-1 揮舞鉸揮舞鉸容許槳葉上下?lián)]舞容許槳葉上下?lián)]舞 氣流不對(duì)稱氣流不對(duì)稱 槳葉升力不對(duì)稱槳葉升力不對(duì)稱 形成側(cè)翻力矩及根部大彎矩形成側(cè)翻力矩及根部大彎矩 設(shè)置設(shè)置揮舞鉸揮舞鉸 槳葉隨升力增減而槳葉隨升力增減而 上下?lián)]舞上下?lián)]舞速度速度 使剖面迎角變化使剖面迎角變化 槳葉升力趨于均衡槳葉升力趨于均衡消除了消除了側(cè)翻力矩側(cè)翻力矩 揮舞鉸處彎矩為揮舞鉸處彎矩為0 。 揮舞引起槳葉剖面的迎角改變：揮舞引起槳葉剖面的迎角改

7、變：r trV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) 2-2 2-2 揮舞運(yùn)動(dòng)方程揮舞運(yùn)動(dòng)方程計(jì)入揮舞慣性力，寫出力矩平衡方程：計(jì)入揮舞慣性力，寫出力矩平衡方程：式中：式中： 離心力力矩離心力力矩 揮舞慣性力矩?fù)]舞慣性力矩 重力力矩重力力矩 很小且是常數(shù)，不計(jì)；升力力矩暫不詳列，得：很小且是常數(shù)，不計(jì)；升力力矩暫不詳列，得：0TGLXMMMMb b+ + + += =

8、22020RLXyeRyeMmdrr rIImr drb bb b= = - -W W = = - -W W= = 022222RyeMmdr rrIdddtdb bb bb bb bb bb by y= = - -鬃鬃= = - -= = = W W 222yedMIdb bb by y= = - - W WGM ty y= = W W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

9、氣動(dòng)力學(xué) 或或與質(zhì)量與質(zhì)量-彈簧彈簧-阻尼系統(tǒng)方程相對(duì)比阻尼系統(tǒng)方程相對(duì)比 可得出結(jié)論：可得出結(jié)論：1, 1,揮舞運(yùn)動(dòng)是典型的周期性振動(dòng)揮舞運(yùn)動(dòng)是典型的周期性振動(dòng)激振力矩是空氣動(dòng)力力矩，離心力矩激振力矩是空氣動(dòng)力力矩，離心力矩是恢復(fù)力矩是恢復(fù)力矩，阻尼力矩含在氣動(dòng)力矩中阻尼力矩含在氣動(dòng)力矩中。方程的解可寫為方程的解可寫為 高階項(xiàng)量值很小，可只取到一階為止。高階項(xiàng)量值很小，可只取到一階為止。2221TyedMdIb bb by y+ += =W WcKxxxFmm+ + += = 2221TyedMdtIb bb b+ + W W= =010102020cossincos2sin2aababb

10、by yy yy yy y= =- - - - -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)2揮舞固有頻率正是旋翼的旋轉(zhuǎn)角頻率揮舞固有頻率正是旋翼的旋轉(zhuǎn)角頻率，因而一階揮舞是，因而一階揮舞是 對(duì)于一階空氣動(dòng)力諧波的對(duì)于一階空氣動(dòng)力諧波的共振共振（因阻尼很大，不發(fā)散）。（因阻尼很大，不發(fā)散）。3 3 揮舞運(yùn)動(dòng)消除了旋翼傾翻力矩?fù)]舞運(yùn)動(dòng)消除了旋翼傾翻力矩 將揮舞角表達(dá)式將揮舞

11、角表達(dá)式 代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程，代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程， 得得 對(duì)比對(duì)比 得得 此式表明此式表明，槳葉的升力力矩不隨方位角變化槳葉的升力力矩不隨方位角變化，旋轉(zhuǎn)中保持常值。，旋轉(zhuǎn)中保持常值。揮舞運(yùn)動(dòng)自動(dòng)消除了氣流不對(duì)稱引起的旋翼側(cè)傾力矩。揮舞運(yùn)動(dòng)自動(dòng)消除了氣流不對(duì)稱引起的旋翼側(cè)傾力矩。 討論：氣動(dòng)力矩是常值，怎么會(huì)是激振力？討論：氣動(dòng)力矩是常值，怎么會(huì)是激振力？dadt22202 TyeMaI20 aab01010cossin TyedMdtI2221 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

12、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) 2-3 2-3 揮舞運(yùn)動(dòng)的幾何圖象揮舞運(yùn)動(dòng)的幾何圖象 揮舞角表達(dá)式中揮舞角表達(dá)式中 錐度角錐度角 是常數(shù)項(xiàng)，與方位角無關(guān)，是常數(shù)項(xiàng)，與方位角無關(guān)，表示各片槳葉向上抬起相同表示各片槳葉向上抬起相同的角度，形成倒錐軌跡，稱為的角度，形成倒錐軌跡，稱為 旋翼錐體。旋翼錐體。0a0a0aaab01010cossin 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In

13、stitute 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) 后倒角后倒角 和側(cè)傾角和側(cè)傾角 令：令： 表示槳葉在不同方位角處的揮舞角變化，表示槳葉在不同方位角處的揮舞角變化， 也代表旋錐體傾斜量：也代表旋錐體傾斜量： 各槳葉在方位各槳葉在方位 處都抬高處都抬高 度，在度，在 處都下垂處都下垂 度，度，表明旋翼錐體向后傾倒了表明旋翼錐體向后傾倒了 角。角。 稱為旋翼稱為旋翼后倒角后倒角。同理，槳葉在方位同理，槳葉在方位 處處下垂了下垂了 ，在，在 處上臺(tái)處上臺(tái)了了 ， 稱為稱為側(cè)傾角側(cè)傾角。01800010a10baab01010cossin 10a10a1

14、0a10a10b090027010b10b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) 2-4 2-4 揮舞系數(shù)的物理意義揮舞系數(shù)的物理意義錐度角錐度角 取決于槳葉升力、重力和離心力各力矩中的常量部分的平取決于槳葉升力、重力和離心力各力矩中的常量部分的平衡。衡。軸流狀態(tài)如懸停時(shí)無斜吹風(fēng)，軸流狀態(tài)如懸停時(shí)無斜吹風(fēng)， 后倒角后倒角 旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)周向氣流旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)周向氣流 r +

15、Rsin 左右不對(duì)稱引起的揮舞。左右不對(duì)稱引起的揮舞。 揮舞相對(duì)速度形成迎角補(bǔ)償揮舞相對(duì)速度形成迎角補(bǔ)償 與氣流速度相結(jié)合，使升力力矩保持不變。與氣流速度相結(jié)合，使升力力矩保持不變。 tVarctanTrV01010cossinaab0a10a0a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) 側(cè)傾角側(cè)傾角 錐度角錐度角 以及以及旋翼誘導(dǎo)速度旋翼誘導(dǎo)速度 分布分布前小后大，前

16、小后大，引引起起 前后槳葉的剖面迎角不對(duì)稱，前后槳葉的剖面迎角不對(duì)稱，造成旋翼錐體向造成旋翼錐體向方位角方位角 一側(cè)傾倒一側(cè)傾倒 度。度。1v10b10a09010b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) 討論：討論：吹風(fēng)揮舞的相位吹風(fēng)揮舞的相位旋翼槳盤處旋翼槳盤處 流速流速左右左右不對(duì)稱，不對(duì)稱， 引起旋翼縱向揮舞引起旋翼縱向揮舞-后倒角后倒角剖面迎角剖面迎角前后前

17、后不對(duì)稱，不對(duì)稱， 引起旋翼橫向揮舞引起旋翼橫向揮舞-側(cè)傾角側(cè)傾角如何理解這種如何理解這種 的的相位差相位差？10a10b090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)第三節(jié)第三節(jié) 槳葉的擺振運(yùn)動(dòng)槳葉的擺振運(yùn)動(dòng) 槳葉上下?lián)]舞時(shí)，其槳葉上下?lián)]舞時(shí)，其質(zhì)心至旋轉(zhuǎn)中心的距離質(zhì)心至旋轉(zhuǎn)中心的距離周期性周期性改變，會(huì)在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)產(chǎn)生科氏力，在槳根引起很大的改變，會(huì)在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)產(chǎn)生

18、科氏力，在槳根引起很大的交變彎矩。交變彎矩。 在槳根設(shè)置在槳根設(shè)置擺振鉸擺振鉸，容許槳葉在科氏力作用下前后，容許槳葉在科氏力作用下前后擺振，消除了交變彎矩。擺振，消除了交變彎矩。rGGddVrrdtdt(cos )sin yegsrGFVg2 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)方程：擺振運(yùn)動(dòng)方程： 討論：擺振鉸能否設(shè)置在旋翼中心？討論：擺振鉸能否設(shè)置在旋

19、翼中心？eef011cossin yegsGyeGGdFrgdtGabra aa ba bg222110 10 11 12sin2(sincossin2cos2 )2 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) 槳葉的變距運(yùn)動(dòng)槳葉的變距運(yùn)動(dòng)通過自動(dòng)傾斜器和變距鉸，使旋翼槳葉槳距通過自動(dòng)傾斜器和變距鉸，使旋翼槳葉槳距周期改變：周期改變：槳葉的升力隨之改變槳葉的

20、升力隨之改變。 4-1 4-1 直升機(jī)的飛行操縱直升機(jī)的飛行操縱 升降升降-操縱旋翼總槳距操縱旋翼總槳距 ， 改變拉力大小改變拉力大小 前后左右飛前后左右飛操縱槳葉周期變距操縱槳葉周期變距 和和 ， 改變旋翼錐體（拉力）傾斜方向和角度改變旋翼錐體（拉力）傾斜方向和角度 航向航向-操縱尾槳總距，改變尾槳拉力值操縱尾槳總距，改變尾槳拉力值012012sincos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

21、機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 4 -2 變距與揮舞等效變距與揮舞等效 變距引起周期揮舞，使旋翼錐體傾斜。變距引起周期揮舞，使旋翼錐體傾斜。 周期變距改變了槳葉原先的升力，引起新的揮舞運(yùn)動(dòng)。周期變距改變了槳葉原先的升力，引起新的揮舞運(yùn)動(dòng)。 槳葉將在一個(gè)新的軌跡面上穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)，相對(duì)該平面不再有槳葉將在一個(gè)新的軌跡面上穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)，相對(duì)該平面不再有周期變距，即新的槳尖軌跡平面與操縱平面平行：周期變距，即新的槳尖軌跡平面與操縱平面平行： 周期變距操縱引起同等大小的揮舞周期變距操縱引起同等大小的揮舞-變距與揮舞等效。變距與揮舞等效。 周期變距操縱周期變距操縱 引起的揮舞角響應(yīng)，比操縱輸入滯后引起的揮舞角響應(yīng)，

22、比操縱輸入滯后 ： 引起的揮舞為引起的揮舞為前飛時(shí)，依靠前飛時(shí)，依靠操縱揮舞操縱揮舞克服吹風(fēng)揮舞，并使旋翼錐體（拉力）克服吹風(fēng)揮舞，并使旋翼錐體（拉力）向所需要的方向傾斜，合成的揮舞角是：向所需要的方向傾斜，合成的揮舞角是： 09012sincos 12cossin 1s1011s102aabb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) 第五節(jié)第五節(jié) 偏置鉸旋翼和無鉸旋翼

23、偏置鉸旋翼和無鉸旋翼 5-1 偏置鉸旋翼偏置鉸旋翼 為便于結(jié)構(gòu)布置及增大槳轂力矩，揮舞鉸不在旋轉(zhuǎn)中心，而為便于結(jié)構(gòu)布置及增大槳轂力矩，揮舞鉸不在旋轉(zhuǎn)中心，而是有偏置量是有偏置量 。計(jì)算揮舞力矩時(shí)對(duì)揮舞鉸（不是對(duì)旋轉(zhuǎn)中心）。計(jì)算揮舞力矩時(shí)對(duì)揮舞鉸（不是對(duì)旋轉(zhuǎn)中心）取矩，揮舞方程變?yōu)槿【?，揮舞方程變?yōu)?式中式中 ，多在多在（3-5）% 偏置鉸旋翼的揮舞固有頻率略高于旋轉(zhuǎn)角頻率偏置鉸旋翼的揮舞固有頻率略高于旋轉(zhuǎn)角頻率 ，對(duì)于吹風(fēng)，對(duì)于吹風(fēng)及操縱的響應(yīng)不再恰好是共振，滯后略小于及操縱的響應(yīng)不再恰好是共振，滯后略小于 。 對(duì)旋翼的空氣動(dòng)力特性無顯著影響，但會(huì)產(chǎn)生對(duì)旋翼的空氣動(dòng)力特性無顯著影響，但會(huì)產(chǎn)生槳

24、轂力矩，槳轂力矩，對(duì)直升機(jī)的平衡及操縱性與穩(wěn)定性有重要作用。對(duì)直升機(jī)的平衡及操縱性與穩(wěn)定性有重要作用。TyeMIdd2221)1 (/ l R090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)5-2 無鉸式旋翼無鉸式旋翼 無揮舞鉸，槳葉以無揮舞鉸，槳葉以自身的柔性自身的柔性或槳轂中的或槳轂中的柔性元件柔性元件實(shí)實(shí)現(xiàn)揮舞運(yùn)動(dòng)。現(xiàn)揮舞運(yùn)動(dòng)。 槳轂結(jié)構(gòu)及維護(hù)工作大為簡化，改善了旋翼性能。槳轂結(jié)構(gòu)及維護(hù)工作大為簡化，改善了旋翼性能。 數(shù)學(xué)分析方法：把無鉸式旋翼當(dāng)作有數(shù)學(xué)分析方法：把無鉸式旋翼當(dāng)作有偏置量、