直升机空气动力学-前飞理论-21

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。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？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0－0截面处：桨盘1－1截面处：下游2－2截面处：0000xyVVV0000xyvv11xyVV110110xxyyvVVvV22xyVV220220xxyyvVVvV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。这一结论与轴流状态的完全一致12121212xxyyvvvv1212xxyyvvvv212vv12//VV12//vv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HelicopterAerodynamics1-3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111cos()sin()cos()sin()DDyDxDTYXvvv22011()xyxyxyXmvYmvPPPXVvYv114TCVv10()KTTmCvC101VVv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HelicopterAerodynamics1-4桨盘处诱导速度随前飞速度减小由得到当后，010101cos()()()sin()DDVvVv22100112sin()DVVVvv221110011442sin()TDCVvvVVvv2104TCv01)()sin()()(2)()(4101100310121002101vvvVvvvVvvD011010()()10Vvvv110vv010Vv01)()sin()()(2)()(4101100310121002101vvvVvvvVvvD010/5VvD可用南京航空航天大学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101VVv212vv114TCVv12//vv22100112sin()DVVVvv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0和rV=r1v(r,)1010cossincoscos()sin()coscossinxzyWrWvWvV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-9迎角变化：即使无周期变距，桨叶任一剖面的气动环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。***arctanyyxx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dYdX、dTdQ、****cossincossindTdYdXdQdXdY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cossinsincoscossinsincosssskdTdTdHdQdTdSdQdTdMdQrdTdQ、212001227001201[]211[]()()22TxxyskCa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。2701133[()(1)]322TCaKaSCHC及10cos()kyTHTTTTHdmWdCWdXdCdCWdXvdCdCVdCdC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123201()()2TxxyMRRa01c1sbvvv、、、都是常数，则有：011()()cos()sinTTTcTsMMMM23207702200111()()[()(1)24111(0.0250.008)()]334TsMRRabvv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2322171110111111()()[(1)(1)()]242423TccMRRabbva231770222110012()()[()0.03323131111(1)(1)()]423422TssMRRabvav202dad20011()()0()0TyeTcTsMaIMM201122211()()cos()sinTTTcTsyeyedMMMMdII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得挥舞系数：207000211111[()(1)()]4334yesavv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。2101141[()(1)]32cbav47/2yeyeabRI21700012222214412[()()](1)111323111222savva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第四节摆振运动系数()bjRQbjlMrldQ()sinbjRlxbjlxlMrldF()bjRbjlMrldF空气阻力力矩：离心力力矩：惯性力力矩：()bjRgsbjgslMrldF哥氏力力矩：减摆器力矩：0fgslxQMMMMM力矩平衡方程为：导出各力矩的表达式，代入平衡方程，可得到摆振运动的微分方程：ffdMKd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