直升机机身外形对气动特性的影响
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析无轴承旋翼直升机是一种新型飞行器，其特点是采用无轴承设计的旋翼系统，以减少转子系统的重量和故障率。
这种设计也带来了一些新的挑战，特别是在气动机械稳定性方面。
在本文中，我们将对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性进行分析，探讨其特点和挑战，并提出一些解决方案。
无轴承旋翼直升机采用了无轴承设计的旋翼系统，其主要特点包括：1.减少旋翼系统的重量。
传统的旋翼系统需要使用轴承来支撑旋翼的转动，而无轴承设计则可减少旋翼系统的重量，提高飞行性能。
2.减少旋翼系统的故障率。
轴承是旋翼系统的重要部件，其故障往往会导致飞行器的失效。
采用无轴承设计可减少旋翼系统的故障率，提高飞行安全性。
无轴承设计也带来了一些新的挑战，特别是在气动机械稳定性方面。
1.转子的动态特性。
无轴承设计使得旋翼系统的动态特性发生了变化，其振动和失稳特性可能与传统设计不同，需要重新进行分析和研究。
2.旋翼与机身的耦合。
无轴承设计可能导致旋翼与机身之间的耦合性更强，旋翼系统的振动和失稳可能会对机身产生更大的影响，需要对其进行深入分析。
这些挑战使得无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性分析变得更加复杂和困难，需要采用新的方法和技术来解决。
针对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性挑战，我们可以采用以下方法和技术进行解决：1.多物理场仿真模拟。
采用多物理场仿真模拟技术，对无轴承旋翼直升机的动态特性和空气动力学特性进行分析，找出其振动和失稳的机制和特点。
2.模型试验验证。
设计合适的模型试验方案，对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性进行验证，获取真实的数据和情况，验证仿真模拟结果的准确性。
3.结构优化设计。
针对无轴承旋翼直升机的动态特性和空气动力学特性的变化，进行结构优化设计，使得飞行器更加稳定和安全。
4.控制系统设计。
设计合适的控制系统，对无轴承旋翼直升机进行主动控制，提高其飞行器的稳定性和操纵性。
通过以上方法和技术的应用，可以有效地解决无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性挑战，提高飞行器的稳定性和安全性。
直升机横向气动特性对抗侧风能力的影响分析
λ = µz −ω
动量理论下的尾桨拉力系数：
系数 t 可以按照下面的公式计算：
其中 B 是桨尖损失系数，
，那么尾桨拉力为：
是由于垂尾和尾梁存在而引起的阻塞效应，它因前飞 速度增大而呈平方级的迅速减小，达到临界速度时尾桨和垂 尾之间的干扰接近恒值。可以用公式描述如下：
这里 为临界速度，bt1和bt2 是来源于实验的经验常数。 机身气动力特性由风洞实验获得。 直升机飞行动力学方程采用《直升机飞行力学》导出的 直升机在空中的一般运动方程组，见如下形式：
航空航天◎
DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2020.05.007
可实现度
可替代度
影响力
真实度
行业关联度
直升机横向气动特性对抗侧风能力的影响分析
单旋翼带尾桨直升机的抗侧风能力通常受限于尾桨距上限，本文通 过分析机身的横向气动特性，主要包含横向偏航力矩系数和横向阻力系 数对直升机抗侧风能力的影响；得出横向偏航力矩系数对直升机的抗侧 风能力有显著影响，并给出降低横向偏航力矩的部分措施以提高直升机 的抗侧风能力。
图偏航力矩下尾桨拉力随侧风速度的变化关系
图 2 不同偏航力矩下总距随侧风速度的变化关系
图 5 不同偏航力矩下直升机需用功率随侧风速度的变化关系
图 3 不同偏航力矩下尾桨距随侧风速度的变化关系
图 6 不同横向阻力系数下总距随侧风速度的变化关系
抗侧风能力限制主要为尾桨距极限。在抗侧风过程中， 直升机平衡所需的尾桨距由三部分构成，一是平衡旋翼的反 扭矩，二是平衡机身偏航力矩，三是补偿侧风引起的气动迎 角损失。横向阻力系数主要影响旋翼总距，横向偏航力矩系 数主要影响机身偏航力矩。
横向偏航力矩系数（±90°侧滑角的偏航力矩 系数）对抗侧风能力的影响
直升机机身气动特性对飞行品质影响
中国科技信息2021年第8期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2021
-40-◎航空航天
采用三种CFD计算方法对直升机的机身模型进行了计算，得到了三组机身气动特性数据，并用风洞试验结果和CFD计算结果进行飞行品质计算，包括配平、稳定性、操纵性，分析机身气动特性对直升机飞行品质的影响。在直升机设计涉及的学科中，机身的气动设计是基础也是重要的一环，直接影响整个直升机的飞行性能和飞行品质，对直升机飞行安全、飞行效率与经济性等都具有决定性的影响。鉴于空气动力学问题本身的复杂性和求解难度，直升机机身气动设计主要是依赖于风洞试验并结合设计人员的工程经验，风洞试验一直都是提供机身气动力数据以及指导直升机设计的主要手段，但是风洞试验花费时间长，经济代价高，因此在20世纪80年代后数值模拟方法开始越来越受到重视。例如美国波音公司在研制波音787客机中广泛采用了CFD数值模拟技术。由于国内直升机型号较多，产生了大量机身气动设计需求，CFD方法相对风洞试验可以较快提供机身气动特性，因此，面对众多型号采用CFD计算机身气动特性代替风洞试验的现状，有必要开展机身气动特性对飞行品质的影响研究。国外对机身气动特性开展了一些研究。在风洞试验方面，在1979年，Freeman和Mineck就对典型的ROBIN机身进行了一些风洞试验，并且得到了不带旋翼状态下的该机身部分剖面的压力数据，该机身与实际的机身形状较为相似，多次被用作为研究对象。2000年，Mineck等人在NASA兰利亚音速风洞中对ROBIN机身开展了较深入的吹风试验研究，获得了该机身在不同前进比、拉力系数条件下定常及紊态变化下的机身压力分布。在数值计算方面，Berry和Bettschart使用了三种不同的CFD方法对直升机的旋翼/机身干扰流场进行了数值模拟计算并和风洞试验结果进行了行业曲线linkindustryappraisementDOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2021.08.010可替代度影响力可实现度行业关联度真实度比较。计算结果表明，对定常的压力分布预测的结果较好。Costes和Collercandy等人使用基于N-S方程的不同方法对直升机机身表面阻力进行了计算，计算结果表明大部分计算方法可以较精确地得到机身表面的压力分布，但是对机身摩擦阻力的计算差异较大。国内对机身气动特性上也开展了一些工作。1996年，郭才根和徐国华等人进行了不同的细长比下的“雨滴形”机身的风洞试验，获取了多状态机身的阻力系数曲线。2007年，叶靓和徐广等人使用CFD软件，计算并分析了直升机机身周边的流场，计算了ROBIN机身附件的流场，并与风洞试验结果进行了对比。检验了数值模拟的准确性。2014年，李杰对不同构型机身的气动特性进行了CFD计算，并对此进行了风洞试验对比，对雷诺数效应的阻力系数进行了修正。
气动外形对航空器空气动力学性能的影响分析
气动外形对航空器空气动力学性能的影响分析气动外形是指飞行器在飞行中受到空气流动影响时所呈现的外部形态特征，对于航空器的空气动力学性能具有重要的影响。
气动外形设计是航空器设计中至关重要的一环，不同的气动外形设计将直接影响航空器的飞行性能、安全性和经济性。
因此，深入研究气动外形对航空器空气动力学性能的影响，对于提高航空器的整体性能具有重要意义。
首先，气动外形对航空器的气动效应具有直接影响。
气动效应是指飞行器在运动中受到空气的作用而产生的力和力矩。
气动效应直接决定了飞行器的飞行状态和稳定性，而气动外形则是影响气动效应的关键因素之一。
一个合理的气动外形设计可以减小空气的阻力，提高升力系数，减小气动干扰等，从而提高航空器的飞行效率，减小燃料消耗，延长航程。
其次，气动外形还影响着航空器的气动稳定性。
气动稳定性是指飞行器在飞行过程中保持稳定飞行状态的能力。
一个良好的气动外形设计可以使飞行器在受到外部扰动时能够及时做出反应，保持稳定的飞行姿态，防止失速、失速等危险情况发生。
而一个不合理的气动外形设计将导致飞行器在飞行中出现不稳定现象，增加飞行员的操作难度，降低飞行安全性。
此外，气动外形还对航空器的飞行性能有着直接影响。
飞行性能是指航空器在飞行中所表现出来的性能指标，包括速度、升限、爬升率、续航能力等。
一个合理的气动外形设计可以有效地改善飞行器的飞行性能，提高速度和爬升率，延长续航能力，使飞行器具有更好的航程和作战能力。
而一个不合理的气动外形设计将导致飞行器性能下降，无法满足飞行任务的要求。
梳理一下本文的重点，我们可以发现，气动外形对航空器空气动力学性能的影响是十分显著的。
通过合理的气动外形设计，可以改善航空器的飞行性能、提高飞行安全性、降低燃料消耗，从而提高航空器的整体性能。
因此，在航空器设计中，必须重视气动外形的设计，深入研究气动外形对航空器空气动力学性能的影响，不断优化设计，提升航空器的综合性能水平。
只有这样，才能使我国的航空器制造业不断发展，保持在全球市场中的竞争力。
13高速直升机旋翼气动特性分析-张昆(8)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文高速直升机旋翼气动特性分析张昆史勇杰徐国华招启军(南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016)摘要：桨叶的气动外形对直升机旋翼的气动特性有着显著的影响。
本文首先对X2高速直升机的桨叶气动外形进行了研究，然后基于运动嵌套网格技术生成了一套由桨叶贴体网格和背景网格组成的旋翼网格系统，并基于Euler方程发展了一套适用于旋翼前飞气动特性计算的CFD方法，最后，以AH-1G/OLS模型旋翼为算例，通过计算结果与试验结果的对比验证了本文发展的CFD方法是有效的，在此基础上，将该方法应用于高速直升机的旋翼气动特性分析，并得出了一些有意义的结论。
关键词：高速直升机; 旋翼; 气动特性1 引言由于受前行桨叶气流压缩和后行桨叶气流分离限制，常规直升机的最大飞行速度通常只有300km/h左右，这无法让其执行那些对飞行速度有较高要求的任务，所以飞行速度低的局限性限制了它的进一步应用[1]。
高速直升机作为一种新型飞行器，能够兼备常规直升机的悬停、垂直起降和固定翼飞机的高速飞行等优点，因此在民用上，尤其在军事上，它将发挥常规直升机不可替代的作用。
旋翼作为直升机的主要升力面和控制面，它的气动特性直接影响着直升机的总体飞行特性，而桨叶的气动外形又会对旋翼的气动特性产生显著的影响，因此，桨叶的气动外形设计是直升机设计的重中之重。
与常规直升机相比，高速直升机由于要考虑高速飞行，所以需要采用不同于常规直升机的桨叶气动外形设计。
国外关于高速直升机桨叶气动外形的研究很少，仅Ashish Bagai对Sikorsky 公司的X2高速直升机[2]的桨叶气动外形设计进行了简单介绍；国内有关桨叶气动外形的研究较多，但仅停留在常规直升机的桨叶气动外形设计上，到目前为止，针对高速直升机的桨叶气动外形研究尚未开展。
为此，本文首先以X2高速直升机为研究对象，对高速直升机的桨叶气动外形进行了研究，然后基于CFD方法分析了高前进比旋翼的气动特性。
飞行器气动性能的优化设计方法
飞行器气动性能的优化设计方法 在航空航天领域，飞行器的气动性能优化设计一直是至关重要的研究课题。良好的气动性能不仅能够提高飞行器的飞行效率、增加航程，还能增强其稳定性和操控性，从而保障飞行安全。本文将深入探讨飞行器气动性能的优化设计方法，旨在为相关领域的研究和实践提供有益的参考。
一、气动性能优化设计的基础理论 飞行器的气动性能主要取决于其外形和周围气流的相互作用。空气动力学的基本原理，如伯努利定律、连续性方程等，为理解和分析飞行器的气动力提供了理论依据。
伯努利定律指出，在流速快的地方压力低，流速慢的地方压力高。这一原理在飞行器机翼的设计中起着关键作用，通过合理设计机翼的形状，使气流在上方流速快、下方流速慢，从而产生升力。
连续性方程则表明，在不可压缩流体的流动中，通过同一流管各横截面的质量流量相等。这对于分析飞行器周围气流的流动情况以及计算气动力的大小具有重要意义。
二、优化设计的目标与约束 在进行飞行器气动性能优化设计时，首先需要明确优化的目标和面临的约束条件。 常见的优化目标包括： 1、 提高升力系数，以增加飞行器的承载能力和飞行高度。 2、 减小阻力系数，降低飞行中的能量消耗，提高飞行效率和航程。 3、 改善稳定性和操控性，使飞行器在飞行过程中能够更稳定地保持姿态，并易于驾驶员或自动驾驶系统的控制。
约束条件可能包括： 1、 结构强度和重量限制，确保飞行器的结构能够承受气动力和自身重量，同时不超过规定的重量上限。
2、 几何尺寸限制，例如机翼的长度、宽度和机身的直径等，需要符合制造和存放的实际要求。
3、 飞行速度和高度范围的限制，以适应不同的任务需求和飞行环境。
三、优化设计的方法 1、 试验设计方法 试验设计是通过系统地改变设计变量的值，进行大量的风洞试验或飞行试验，以获取不同设计方案的气动性能数据。常见的试验设计方法包括全因子试验、部分因子试验和响应面法等。
全因子试验可以全面考察设计变量对气动性能的影响，但试验次数往往较多，成本较高。部分因子试验则通过选择部分因子水平组合进行试验，在减少试验次数的同时仍能获得较为全面的信息。响应面法通过建立设计变量与气动性能之间的数学模型，从而能够快速预测不同设计方案的性能，并进行优化。
飞机机电设备维修《高速飞机气动外形的特点》
高速飞机气动外形的特点亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。
所以，为了提高亚音速飞机的飞行速度，就必须提高飞机的临界马赫数，使飞机的飞行速度尽量向音速靠近，这种飞机就称为高亚音速飞机。
对于要进行超音速飞行的飞机，在气动外形设计上要改善飞机的跨音速空气动力特性，减小波阻，使之能很快通过跨音速区域进入超音速飞行。
所以，高速飞机气动外形变化的主要目的就是提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。
1采用薄翼型高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小〔即比较扁平的〕、最大厚度点位置向后移，X大约为50%的薄翼型。
c从式〔2-5〕可以知道，飞机的升力与升力系数C L和飞行速度的平方成正比。
低亚音速飞机的飞行速度比较小，为了得到足够的升力，一般采用相对厚度、相对弯度比较大，最大厚度点靠前，X大约30%的翼型，如图2-42所示，这种翼型可c以使气流很快加速到最大速度，在低速飞行时得到比较大的升力系数C L。
图3-42 低速翼型对于高速飞机来说，飞行速度大，为了得到足够的升力并不需要大的升力系数C L，而是要提高临界马赫数和减小波阻。
翼型的相对厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，速度增量就越小，可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。
另外，进入跨音速飞行后，产生的激波波阻会随着翼型相对厚度的增加而增大，所以，采用薄翼型对减小跨音速飞行的波阻也是非常有利的。
在前面讲到的为了保持层流附面层而采用的层流翼型〔见图3-21〕，前缘半径比较小，最大厚度的位置靠后，X约为c40%~50%，上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦，对提高临界马赫数也有作用。
所以层流翼型比较适合高亚音速飞行，是高亚音速飞机采用教多大的翼型。
对提高临界马赫数有效并在跨音速区域中有较好空气动力特性的翼型是超临界翼型。
这种翼型有较大的前缘半径，上翼面比较平坦，后部略向下弯〔见图3-43〔b〕〕。
因为上翼面比较平坦，气流加速比较缓慢，所以他的临界马赫数比较大。
空气动力学特性对飞机气动性能的影响研究
空气动力学特性对飞机气动性能的影响研究随着现代航空技术的发展，飞机的气动性能成为了最重要的设计指标之一。
而空气动力学特性是影响飞机气动性能的重要因素之一。
本文将围绕着空气动力学特性对飞机气动性能的影响开展研究。
一、空气动力学特性的定义与分类空气动力学特性指的是影响飞机在空气中运动的因素，主要包括气动力学基本特性、气动外形、气动细节、气动参数等等。
在这些特性中，气动力学基本特性包括了气动力、阻力、升力和侧力等基本力学特性。
而气动外形则是指飞机在外形上的一些设计特点，比如机翼、尾翼等等。
气动细节则是指在气动外形基础上的细节设计，比如边界层控制、多元点效应等等。
而气动参数则是对这些特性的具体量化描述。
二、空气动力学特性对飞机气动性能的影响空气动力学特性对飞机的气动性能具有重要的影响。
首先，在气动外形和气动细节设计上的特定特性会大幅影响到飞机的速度、马赫数等性能。
其次，在气动参数的改变下，飞机的升阻比、进气道效率、推力和推力比等性能也会发生很大的变化。
最后，气动力学基本特性在飞行中的作用也是至关重要的，它会影响到飞机的轨迹、飞行姿态等方面。
三、空气动力学特性在飞机设计中的应用在飞机的设计过程中，应该充分考虑到空气动力学特性的影响。
首先在气动外形上的设计应该优先考虑到飞机的气动稳定性和流线型外形，也就是所谓的减阻设计。
其次，在细节设计方面，可以通过调整边界层控制、风管设计等方式来改善气动特性。
而在气动参数的设计方面，应该着重考虑到飞机的速度性能和升降特性，以及其他飞行要求。
最后，在气动力学基本特性的控制方面，则要求在飞行控制系统中建立准确的数学模型，确保飞行轨迹的精确控制。
四、空气动力学特性在融合设计中的发展随着学科交叉和技术融合的深入发展，在未来的飞机设计中，空气动力学特性的影响将更加深入。
比如结构、材料、控制等方面的研究也将加强，以实现更为准确的气动性能。
同时，在气动力学的基础研究上，也可能会出现更为微观和复杂的研究方向，如流场模拟、数值计算等等。