直升机空气动力学-第1章

直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室旋翼动力学国防科技重点实验室唐正飞直升机空气动力学基础第一章垂直飞行的滑流理论直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室一些悬停试验直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室视屏直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室第一节基本原理1.1旋翼怎样产生拉力旋翼向下排压空气，形成旋翼尾流，同时从上方吸入空气。气流受到旋翼作用力，被加速、增压；同时对旋翼施加反作用力，即是旋翼拉力。为知道旋翼拉力，可计算气流所受的力，二者大小相等。讨论：旋翼拉力不称做升力，概念不同：翼面升力垂直于来流速度旋翼拉力沿转轴方向，是各桨叶的合力直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室1.2滑流假定为做数学推演，须对物理现象做适当的简化假定：滑流：空气无粘性、不可压缩作用盘：旋翼是作用盘，产生稳定均布的诱导速度流管：受旋翼作用的气流形成一流管，气流无扭转诱导速度---旋翼的作用引起的速度变化（方向、大小）讨论：各项假定的适宜性：低速、常温、常规尺寸；（粘、波阻力）多叶旋转、负扭及尖削；（修正系数）流动有界面、扭速较小直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室第二节旋翼滑流计算当直升机以速度垂直上升，相对气流向下吹来。截取上游、下游各很远处两截面之间的一长段流管，周围大气压强皆为，自成平衡。由于旋翼激起诱导速度，，2.1由动量定理，单位流量的动量改变等于所受的同方向外力根据质量守恒定律，单位流量0V0P101VV202VV20()mVVF110022mVSVSVS（不计空气重力）直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室2.2由动能定理，滑流动能的改变，等于旋翼输送给滑流的功率即将动量定理的及代入上式得即旋翼在下游远处的诱导速度，等于桨盘处诱导速度的2倍.讨论：空气有粘性，动能会耗散。远处诱导速度达不到最大值约为，之后即减小，最终耗尽。222011122mVmVFV22200112mVVFV()()20()FmVV202VV212211211.6直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室2.3诱导速度与拉力系数的关系旋翼拉力以把T无量纲化，且令，得拉力系数或直升机匀速垂直上升中，T=G=常数，若V0增大，则流量增大，减小。220011()()2TFmVVVR221()2RR0VVRR11121001[]2TVVC0114()TCV直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室第三节悬停特性悬停是直升机最重要的飞行状态之一。旋翼在原地运转，空气被旋翼吸入，桨盘处的入流速度就是旋翼的诱导速度，即旋翼滑流的单位流量00V110V210mR直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室3.1悬停诱导速度由滑流受力代入，且已知，得拉力系数，悬停诱导速度常用作特性速度，如垂直上升中：1020()FmVV202VV2102TF22102TR2104TC1012TC1020011010101[()4]2VV210mR直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室3.2滑流中的速度及静压变化对于无粘、不可压流体，柏努利方程简化为旋翼上方因，得212PV常数00V220011122PVPV1上110V201012PP1上直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室旋翼下方因，，得即：旋翼上面为吸压，下面为增压，且增压值为吸压的3倍。若由桨盘上、下的静压差来计算旋翼拉力，则得，与动量分析所得结果相同。02PP110V22210()2TRPPR1下1上221221122PVPV1下2102V201032PP1下讨论：1)应用柏努利方程为何要分别针对上下两段滑流直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室3.3悬停功率理想条件下，旋翼功率仅用于产生拉力(引起诱导速度)以将无量纲化，得功率系数以代入，则得010PT221()()2RRR0P010kTmC1012TC3/2012kTmC直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室第四节旋翼滑流理论的修正4.1叶端损失系数实际旋翼，并非整个桨盘面积产生拉力：1)桨毂及叶根段（r0以内）无翼型2)桨盘上下有压差，在叶尖处会有自下而上的绕流，削弱了尖部的作用有效面积令叶端损失系数，一般r0＝(0.20~0.25)Rr1=(0.98~0.99)R悬停实际诱导速度，比理论值大一些：22210SrrR2SR}0.921012TC直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室4.2悬停效率旋翼在悬停时消耗的功率，不仅是诱导功率，还有：克服空气粘性引起的翼型阻力的能耗、克服波阻的功耗旋翼尾流有扭转运动，带走了动能诱导速度有脉动、沿桨盘不均布，诱导功率比要大些（上述功率将利用旋翼叶素理论、涡流理论计算）定义：悬停效率大多数直升机，在0.7左右。03/20012TkPCPm理想悬停功率实际悬停功率10T10T0直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室4.3悬停旋翼尾流扩散由质量守恒已知下游无限远处，滑流收缩为实际气流有粘性，流动中动能逐渐耗散1)尾流不能收缩到R2＝0.707，实际约达0.78R后开始扩散2)最大值仅能达到约，之后即减小至耗尽。2210202RR20102210.7072RRR20101.6讨论：滑流理论也称做动量理论应用的局限性直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室第五节滑流理论的工程应用5.1桨盘载荷定义桨盘载荷kg/m2旋翼单位扫掠面积所需承担的直升机重量。由悬停拉力公式及得2GpR22102TR10122pTG讨论：p不可太大，现多在25至40之间(诱导功率、机身阻力、下吹风)如Z9，p=37，，六级风1012ms/直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室5.2功率载荷定义单位马力载荷Kg/HPG－直升机设计的起飞重量，kgNM－发动机在海平面的额定功率，HP(马力)NM大部分用于驱动旋翼，约10～20%功率消耗于尾桨、附件、传动损失等旋翼可用功率N可用=功率传递系数，A－发动机高度特性当代直升机q=3~5kg/HP讨论：飞机螺旋桨，约1kg/HPMGqN()MAN0.8~0.9GqAN可用直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室5.3旋翼直径选择直升机飞行，必须由得由得在海平面，一般18～25讨论：有极限值的物理解释:能量守恒TGNP可用需用{221()G2TRRC22G1()R2TpRC2311()275TkCNARRmq可用175TkCqAmR3/2000757542TkCqpAAmqp037.5qp直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室将p与q的定义式代入，得直升机重量G一定，则需用功率与旋翼直径成反比物理解释：D大，则流量大在一定的条件下，小而诱导功率，小则诱导功率小3203325MGND/.210mR22101022TmR1031010T10讨论：1)怎样用小功率发动机制成大重量直升机2)发展趋势：p增大，2040直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室本章小结一、主要结论诱导速度拉力系数诱导功率系数悬停效率桨盘载荷与功率载荷的关系：二、应用1)总体方案设计时，初定p，D，NM2)简略分析中，估算3)其他对流场、气动干扰等的快速分析、定性分析(如尾桨用推力式)2121012TC10122p20011010101[()4]2VV2104TC3/2012kTmC3/2012TkCm037.5qp10直升机空气动力学基础－－第一章垂直飞行时的滑流理论旋翼动力学国防科技重点实验室