直升机空气动力学基础
直升飞机飞行原理
直升飞机飞行原理直升机是一种垂直起降的飞行器，它可以在空中悬停、向前、向后、向左、向右飞行，还可以进行定点停留、低高度飞行、复杂地形涂毒、运输货物等，是一种非常灵活多变的飞行器。
那么，直升机是如何实现这种“绕不过去”的飞行方式的呢？下面，我们来了解一下直升机的飞行原理。
一、空气动力学基础不论是飞机还是直升机，它们都要靠空气动力学来实现飞行。
空气动力学是研究空气对物体的作用的学科。
在空气中，物体移动时，空气会对其产生阻力、升力和推力等作用。
在直升机的飞行中，最主要的就是升力了。
升力是空气对直升机产生的向上的支持力，使其能够腾空而起。
而产生升力的关键，则是由于在直升机的旋转叶片上产生了一个向下的气流，这个气流将气体压缩，使其速度加快，压力降低，形成低压区。
而直升机上方的空气则形成高压区，从而产生了升力。
二、基本构造1.机身部分：直升机的主体部分，其中装置有驾驶室、乘客和货物舱、发动机等。
2.旋翼部分：直升机最重要的部分，由主旋翼和尾旋翼组成。
3.主旋翼：是直升机上的最重要的部分，主要产生升力和推进力。
它是一组大型的可旋转叶片，可以轮流地在上下、左右和前后方向调整。
4.尾旋翼：又称为方向舵，主要负责平衡和转向直升机。
5.起落架：支撑直升机在地面或者水面上的装置。
三、飞行原理我们知道，飞机在飞行中通过翼面产生升力和推力来维持飞行。
而直升机则是通过旋翼来产生升力和推力，从而可以实现垂直起降和各种方向的移动。
正常飞行时，主旋翼的旋转速度越快，升力就越大。
主旋翼在旋转时还产生了空气流，对于尾旋翼而言，这种空气流就相当于一束强劲的风，从而也可以产生升力和推力，平衡直升机并控制飞行方向。
直升机的旋翼不仅可以产生升力和推力，还可以调整飞行方向。
当主旋翼向右旋转时，直升机就会向左飞行，反之亦然。
而尾旋翼则可以扭转调整直升机的飞行方向。
在直升机的飞行过程中，由于旋翼旋转的高速气流形成较大的后向力，所以需要加装平衡重量使其平衡。
空气动力学基础知识
空气动力学基础知识飞机的飞行原理第一章空气动力学基础知识一、空气的物理参数二、空气的物理性质三、大气分层四、国际标准大气五、气流特性空气是飞机的飞行介质。
随着高度的增加，空气的密度、温度、压力、音速和空气的物理参数和性质也随着变化，影响着飞机飞行中的空气动力性能、发动机的工作状态、飞机的机体结构连接间隙的变化和飞机的座舱环境的控制等。
基于上述原因，在讨论飞机的飞行原理之前，首先要对空气的物理参数和基本性质、大气的分层和国际标准大气、气流特性及气流流动的基本规律、附面层等有所了解，作为了解和掌握飞机飞行原理的基础。
一、空气的物理参数空气的密度、温度和压力是确定空气状态的三个主要参数，飞机空气动力的大小和飞机飞行性能的好坏，都与这三个参数有关。
1、空气的密度空气的密度是指单位体积内空气的质量，取决于空气分子数的多少。
即：ρ＝m/V公式中：ρ为空气的密度，单位是“千克/米3”；m为空气的质量，单位是“千克”；V为空气的体积，单位是“米3”。
空气的密度大，说明单位体积内空气的分子数多，我们称为空气稠密；空气的密度小，说明单位体积内空气的分子数少，我们称为空气稀薄。
大气的密度随高度的增加而减小。
2、空气的温度空气的温度是指空气的冷热程度。
空气温度的高低表明空气分子作不规则热运动平均速度的大小。
空气温度的高低可以用温度表（计）来测量。
空气的温度一般用“t”来表示。
我国和世界上大多数国家通常采用的是摄氏温度，单位用摄氏度（℃）表示。
西方的一些国家和地区采用的是华氏温度，单位用华氏度（℉）表示。
摄氏温度（℃）和华氏温度（℉）可以用下式进行换算：℉＝9/5℃十32℃＝(℉—32)5/9例如：0℃为32℉；15℃为59℉。
工程计算中经常采用“绝对温度”的概念，用“T”表示，单位用开氏度（oK）表示。
当空气分子停止不规则的热运动时，即分子的运动速度为零时，我们把这时的温度作为绝对温度的零度。
绝对温度（T）与摄氏温度（t）之间的关系可以用下列公式进行换算：T＝t＋273绝对温度的0oK等于摄氏温度－273℃3、空气的压力空气的压力（也称气压）是指空气的压强，即单位面积上所承受空气垂直方向的作用力。
直升机空气动力学-第4章
0 改变拉力大小 前后左右飞—操纵桨叶周期变距 1和 2 ，
改变旋翼锥体（拉力）倾斜方向和角度 航向---操纵尾桨总距，改变尾桨拉力值 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
旋翼动力学国防科技重点实验室
令： a0 a10 cos b10 sin
也代表旋锥体倾斜量：
a10 角。a10 称为旋翼后倒角。 旋翼锥体向后倾倒了
同理，桨叶在方位 900处
下垂了b10 ，在 2700 处上台 了b10 ，b10 称为侧倾角。
0 各桨叶在方位 180处都抬高 a10 度，在 00处都下垂a10 度，表明
Vr d国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
Fgs Gye g 2rG
2
d sin dt
a12 b12 2 rG (a0a1 sin a0b1 cos sin 2 a1b1 cos2 ) g 2 G ye
1s 10 1
b1s b10 2
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
第五节 偏置铰旋翼和无铰旋翼 5-1 偏置铰旋翼 为便于结构布置及增大桨毂力矩，挥舞铰不在旋转中心， 而是有 l 偏置量 。计算挥舞力矩时对挥舞铰（不是对旋转中 心）取矩，挥舞方程变为
4，为使旋翼向所需的方向倾斜所需的角度，令旋翼做变距
运动。变距与挥舞等效。 5，挥舞铰偏置，旋翼可产生桨毂力矩。挥舞对于吹风及操
纵的响应不再恰是共振。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学-第2章
sin b * 换b *
V0 + v1 W r
W 籛 r
dT ? dY dQ ? dX dX 谆 b* dY ?b* dY
从而有：
dT = dY cos b* - dX sin b*
dQ = dX cos b* + dY sin b*
简化为
R
旋翼的拉力和功率为：
T » k k ò dY
来流角 b * 相对气流与构造旋转平面的夹角
a * = j - b*
1 C y r W 2bdr 2 1 dX = C x r W 2bdr 2 dY =
讨论：不可只按桨距大小推测升 力或功率大小， 须关注上升率 及下降率对迎角的影响。 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第二章 垂直飞行时的叶素理论 第二节、桨叶翼型的空气动力特性
直升机空气动力学基础
－－第二章 垂直飞行时的叶素理论
焦点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。
常用翼型在低速下，
Cm0 ?
0.01
xF » 0.25
翼型气动合力的作用点称为压力中心 位置为
Cm - Cm0 xp = = + xF Cy Cy
xp
是随迎角变化的。
讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点处 旋翼动力学国防科技第二章 垂直飞行时的叶素理论
dT = dY cos b* - dX sin b* dQ = dX cos b* + dY sin b*
由dT 和dQ 可得 叶素的基元扭矩dM和 消耗的基元功率dP：
dM = dQ ?r (dX cos b* + dY sin b* )r
1
dP = dQ 譝 r = (dX cos b* + dY sin b* )rW
南京航空航天大学直升机空气动力学基础经典课件——前飞理论共23页文档
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
-9
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
可用 (
v1 v10
当
)( V0 v10
V0 / v10 5
)1 0
后，
Helicopter Aerodynamics
直升机空气动力学
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
前飞滑流理论小结
直升机技术研究所
Institute of Helicopter Technology
Institute of Helicopter Technology
1-4 桨盘处诱导速度随前飞速度减小
V0cos(D)
v1 v 10
(1)(0)v1V0sin(D)v1
V 1V 022V 0v1sin(D )v1 2
由
C T 4 V 1 v 1 4 v 1V 0 2 2 V 0 v 1 s in (D ) v 1 2
1，诱导速度及拉力的公式，形式上与轴流状态的相
同 ，v2 2v1
v1 // v2
CT 4V1v1
但速度的合成是按向量关系 V r1V r0vr1
即 V 1V 0 22 V 0v1sin (D )v1 2
2，前飞中，在保持旋翼拉力不变的条件下，
直升机空气动力学基础--课件
研究目的：建立直升机涡环危险边界的计算方法，使飞行员避 免陷入涡环。
阶段2 理论分析 在试验基础上，建立了涡环边界定义及计算方法
__
h
V~ cr
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
旋臂式模型旋翼机动飞行试验机
国际首创，获国家技术发明三等奖
直升机涡环边界试验研究 直升机贴地飞行试验 直升机盘旋试验 直升机瞬态操纵响应试验 旋翼/机翼气动干扰试验 倾转机旋翼/机翼气动干扰试验 大机动旋翼非定常气动力试验 ……
立式水洞
用于直升机、旋翼或其它模型的流场显示试验
旋翼尾迹显示试验 旋翼桨/涡干扰试验 ……
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度
~ (d) 拉力脉动幅度
阶段3 飞行试验验证 试验机：安阳航空体育运动学校的R22直升机 改装：舱外 - 前伸支架、3轴速度传感器
舱内 - 振动传感器、操作盘、计算机系统 测记：3向振动、3轴速度、试飞员感受
, 0 相等
研究阻力或功率时，须雷诺数相等 研究高速特性及桨尖，马赫数相等 关注重力作用时，弗鲁德数相等
Re b R /
M R/a Fr g / 2R
比例因子
模型与实物的各相应参数之比。三个基本（独立）的物理量一
般取：线尺寸、转速、空气密度。它们的比例因子：
一般是模型小于实物(受限于风洞或旋翼试验台的尺寸和功率）。
讨论：实验条件宜利用自准区， 如 M 0.4 ， Re 3.2x105
ห้องสมุดไป่ตู้
重点实验室部分试验设施及试验简介
直升机空气动力学
直升机空气动力学一、引言直升机是一种能够在垂直方向起降的飞行器，其独特的设计和工作原理使其在许多领域发挥着重要作用。
直升机的空气动力学是研究直升机在空气中运动和操纵的科学，深入了解直升机的空气动力学原理对于提高直升机的性能和安全性至关重要。
二、气动力学基础直升机的气动力学基础包括气动力、气动力矩和旋翼气动力分析。
气动力是指直升机在飞行中由于空气的作用而产生的力，它包括升力和阻力。
升力是使直升机产生升力的主要力量，它是由于旋翼产生的气流下垂所产生的。
阻力是直升机在飞行过程中由于空气的阻碍而产生的阻力，它是直升机前进的阻碍力量。
三、旋翼气动力学旋翼是直升机最重要的部件之一，它是直升机产生升力和推力的关键。
旋翼的气动力学研究主要包括旋翼升力的产生、旋翼阻力的产生和旋翼的空气动力特性。
旋翼升力的产生是指旋翼通过改变攻角和旋翼叶片的运动来产生升力的过程，其主要依靠气流下垂产生升力。
旋翼阻力的产生是指旋翼在运动中由于空气的阻碍而产生的阻力，其大小取决于旋翼叶片的形状和攻角。
四、直升机操纵直升机的操纵是指驾驶员通过改变旋翼的迎角和旋翼的旋转速度来改变直升机的飞行状态和方向。
直升机的操纵主要包括升降操纵、前进操纵和横向操纵。
升降操纵是指通过改变旋翼的迎角来控制直升机的上升和下降。
前进操纵是指通过改变旋翼的旋转速度和机身的倾斜角度来控制直升机的前进和后退。
横向操纵是指通过改变旋翼的迎角差和尾桨的推力来控制直升机的左右移动。
五、直升机稳定性和控制性直升机的稳定性和控制性是指直升机在飞行中保持稳定和响应驾驶员操纵指令的能力。
直升机的稳定性主要包括静态稳定性和动态稳定性。
静态稳定性是指直升机在静止状态下保持平衡的能力，它取决于直升机的几何形状和重心位置。
动态稳定性是指直升机在飞行中保持平稳和响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的气动特性和操纵系统。
直升机的控制性是指直升机在飞行中响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的操纵系统和飞行状态。
直升机空气动力学-第6章
3，气垫船、地效飞行器的气动原理。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
小结
稳定飞行时，直升机上的外力平衡--计算各力，确定迎角。 稳定平飞时，需用功率由诱导、型阻、废阻三部分组成， 其总和随速度呈马鞍形变化：悬停时需用功率大，巡航飞行需 用功率小，高速飞行需要大功率。 平飞需用功率随高度而不同：悬停及低速段，因诱导功率 为主，总功率随高度增大而增加；高速段变化不显著或趋势相 反，因废阻功率及型阻功率随空气密度下降而减小。 依据平飞需用功率与发动机可用功率的关系，可计算出直 升机的飞行性能：最大及最小平飞速度，爬升率及爬升时间， 悬停升限及动升限，远航速度及航程，久航速度及续航时间。 但须检查：最大速度还受限于气流分离、激波及其他因素。 直升机综合性能曲线，给出上述各个飞行性能数据。 旋翼地面效应提高了直升机的悬停性能。 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
3-2 爬升性能和升限
mK可 (mK )min Vy k ps CT k ps 剩余功率可用来爬升： 修正系数，计入平飞与斜升的气动差。 不同高度、不同速度下的剩余功率不同， 可算出各高度的最大爬升率及爬升时间。
斜爬升可达的最大高度 称为动升限； 垂直爬升的最大高度 称为悬停升限。 旋翼动力学国防科技重点实验室
确定直升机的飞行性能。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第六章直升机的需用功率和飞行性能
第一节 力的平衡方程和旋翼迎角
稳定（配平）飞行：力平衡，功率平衡 1-1 力的平衡方程 旋翼力在水平面和铅垂线的投影：