直升机空气动力学-叶素理论

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现代直升机旋翼空气动力学

现代直升机旋翼空气动力学•目录：•第1章绪论1.1空气动力学的内容1.1.1定义1.1.2研究问题的类型1.2空气动力学的研究工具1.2.1解析工具1.2.2计算工具1.2.3实验工具1.3直升机概况1.3.1发展简述1.3.2直升机分类1.4直升机空气动力学发展概况1.4.1经典空气动力学理论1.4.2基于CFD技术的旋翼流场模拟1.4.3旋翼计算声学简介1.4.4旋翼/机身等多部件的气动干扰简介1.5旋翼基本参数介绍参考文献第2章旋翼动量理论2.1引言2.2垂直飞行时的动量理论2.2.1垂直上升状态2.2.2悬停状态2.2.3垂直下降状态2.2.4诱导速度普遍规律2.3前飞时的动量理论2.3.1平飞状态2.3.2爬升和下滑状态2.3.3诱导速度普遍规律参考文献第3章旋翼叶素理论3.1引言3.2桨叶翼型3.2.1桨叶翼型几何参数3.2.2桨叶翼型空气动力学特性3.2.3桨叶翼型设计3.3垂直飞行时的叶素理论3.3.1旋翼拉力和功率的微分形式3.3.2旋翼拉力和功率的积分形式3.3.3旋翼拉力的近似解析式3.3.4旋翼功率的近似解析式3.3.5完善系数3.4基于叶素-环量理论的拉力系数3.5基于叶素-动量组合理论的拉力系数3.6前飞时的叶素理论3.6.1旋翼拉力和功率的积分形式3.6.2旋翼拉力和功率的近似解析式3.6.3旋翼功率的一般表达式参考文献第4章旋翼涡流理论4.1引言4.2基本概念4.2.1Kelvin定理4.2.2Helmholtz定律4.2.3Biot-Savart定律4.2.4涡与环量4.3垂直飞行时的涡流理论4.3.1儒氏旋翼涡系模型4.3.2儒氏旋翼诱导速度4.3.3非儒氏旋翼涡系模型4.3.4非儒氏旋翼诱导速度4.4前飞时的涡流理论4.4.1旋翼涡系模型4.4.2旋翼诱导速度4.4.3桨叶附着涡环量的求解参考文献第5章旋翼自由尾流分析技术5.1引言5.2涡动力学基础5.3自由涡系模型5.3.1旋翼桨叶涡系模型5.3.2旋翼尾迹模型5.3.3旋翼桨尖涡模型5.3.4涡核扩散模型5.4桨叶附着涡环量求解5.5远尾迹涡丝控制方程5.6远尾迹涡丝控制方程的求解5.6.1远尾迹周期边界条件5.6.2PIPC松弛迭代法求解过程5.7自由尾迹/面元法的耦合模型算例5.7.1求解方法5.7.2涡/面干扰5.7.3算例分析参考文献第6章旋翼CFD理论基础知识6.1引言6.2适合旋翼的流体力学控制方程组6.2.1连续性方程6.2.2动量方程6.2.3能量方程6.2.4控制方程的选择形式6.3控制方程的离散化6.3.1有限差分法（FDM）6.3.2有限体积法（FVM）6.4网格生成简介6.4.1椭圆网格生成实例6.4.2多区重叠网格（嵌套网格）简介6.5结论参考文献第7章旋翼N-S方程SIMPLE数值模拟方法7.1引言7.2SIMPLE算法7.2.1交错网格技术7.2.2SIMPLE算法基本假设7.2.3SIMPLE算法基本步骤7.2.4SIMPLE算法的简单算例7.3SIMPLER算法简介7.4代数方程组的求解7.5前飞旋翼湍流场的数值模拟算例7.5.1流场控制方程7.5.2动量源项7.5.3算例方案描述7.5.4前飞流场分析7.5.5前飞性能预测7.6垂直下降旋翼湍流场的数值模拟算例7.6.1桨盘压差源项计算7.6.2垂直下降算例方案描述7.6.3模型旋翼悬停算例验证7.6.4垂直下降算例流场分析7.6.5垂直下降性能预测7.7斜下降旋翼湍流场的数值模拟算例7.7.1计算模型及方法7.7.2旋翼升阻气动特性7.7.3单片桨叶压力场随周期的变化7.7.4孤立旋翼流场分析7.7.5旋翼/机身组合流场分析参考文献第8章旋翼TVD数值模拟方法8.1引言8.2TVD格式的概念和性质8.2.1TVD的概念8.2.2TVD的性质8.3TVD格式的构造8.3.1一阶TVD格式8.3.2二阶TVD格式8.3.3高阶TVD格式简介8.4对一维和多维方程组的推广8.4.1一维方程组的推广8.4.2多维方程组的推广8.5算例：旋翼流场Euler方程Jameson/TVD数值模拟8.5.1主控方程8.5.2数值方法8.5.3结果分析参考文献第9章旋翼绕流N-S方程数值计算方法9.1引言9.2Jameson格式9.2.1标量人工粘性的中心差分方法9.2.2各向异性的人工粘性9.2.3矩阵人工粘性模型9.3TVD格式9.3.1TVD的概念9.3.2单调格式、保单调格式和TVD性质的充分条件9.3.3显式一阶TVD格式举例9.4一种Jameson/TVD混合格式9.4.1N-S方程和通量修正法9.4.2旋翼流场N-S方程Jameson/TVD数值模拟方法9.5Jameson格式与其他格式9.5.1积分形式下的旋翼流动控制方程9.5.2空间离散格式9.5.3悬停旋翼流动的数值模拟9.5.4前飞旋翼流动的数值模拟参考文献第10章旋翼洗流和旋翼/机身/发动机耦合流场分析10.1引言10.2旋翼洗流分析10.3旋翼/机身干扰流场10.3.1"作用盘"假设10.3.2N-S方程直接模拟10.4旋翼/机身/发动机耦合流场10.5旋翼/机身/柱体耦合流场10.5.1旋翼/机身耦合流场10.5.2机身/柱体耦合流场参考文献第11章旋翼计算声学基础11.1引言11.2Ffowcs Williams-Hawkings方程和Kirchhoff理论11.2.1Ffowcs Williams-Hawkings方程11.2.2Kirchhoff理论11.3两种方法的比较11.4桨涡干扰噪声的模拟11.5计算流体力学方法参考文献习题与思考题附录彩图页。

直升机的空气动力学原理

第三章直升机的空气动力学原理旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。

旋翼（升力）系统 基本概念：将发动机功率转化为飞行和操纵所需要的力的机械装置。

通过加速空气产生推力。

其整体性能可用桨尖速度、翼型特性、实度和桨盘载荷来描述。

转动惯量影响直升机自转性能，设计时也必须考虑。

 基本组成：桨叶、桨毂、自动倾斜器、尾桨等。

旋翼（升力）系统（续） 基本参数：桨盘平面（面积）桨叶载荷进比桨叶数目旋翼实度旋翼前进比旋翼诱导速度桨盘载荷桨尖马赫数和前惯量旋翼拉力旋翼下洗旋翼直径旋翼（升力）系统（续） 旋翼类型：  铰接式、  半铰接式、  无铰式、  无轴承式。

旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续）旋翼（升力）系统（续） 铰接式旋翼：具有挥舞铰、摆振铰和变距铰。

 桨叶与桨毂若完全刚性连接，则前飞时前行桨叶和后行桨叶两边的升力差，使直升机出现横侧倾覆力矩，同时桨叶根部承受很大的静、动载荷。

为了消除这些现象，在旋翼结构上设置了挥舞铰；为了消除因桨叶挥舞而产生的哥氏力的影响，设置了摆振铰；为了改变桨距从而改变升力而设置了变距铰。

这种型式的旋翼桨毂构造复杂，重量大，气动阻力大，使用寿命短，制造成本和维护费用高。

旋翼（升力）系统（续） 半铰接式（半刚性）旋翼：只有变距铰和挥舞铰，而没有摆振铰。

其构造较简单，但操纵性差。

 无铰式（刚性）旋翼：只有变距铰。

桨叶在挥舞和摆振方向相对于桨毂是刚性连接的，桨叶的挥舞和摆振运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的弯曲弹性变形来实现。

 无轴承式旋翼：无任何机械铰。

桨叶的挥舞、摆振和变距运动由桨叶根部（或桨毂支臂）的弯曲、扭转弹性变形来实现。

直升机空气动力学-第2章

cos b* » 1
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

直升机旋翼空气动力学的发展

收稿日期 > 修订日期 > " # # # @ $ $ @ " K J " # # $ @ # $ @ " %
$ 认识旋翼 OO 旋翼气动理论的发展
$ < $ 旋翼滑流理论旋翼滑流理论或动量理论的起源可追朔到 $ C
$ Q! R 世纪的船用螺旋桨的研究 P 将 E" #世纪初 D S 4 6 T
$ L C 简化的悬停旋翼自由尾迹模型B 将尾迹区分成 !
桨叶的起动过程来产生自由尾迹 ’# 4 5 V年 ! U 9 : A A W 将尾迹畸变量描述为桨叶方位角和尾迹成长角的函数 ! 并采用近远尾迹概念发展了一个快速有效的自由尾迹法 ’# 4 D L年 ! X 8 Y ? Z 8 ?在 U 9 : A A W工作的基础上建立起一套旋翼气动和动力学的综合分析程序M 并表明了动力学因素对自由尾迹分 ! [Q\ [] $ 6 C 析的重要性 B 总 ’就前飞自由尾迹求解方法而论 ! 的来说 ! 大多数自由尾迹分析采用 N 的时 > ? O @ ; 0 P 0 间步进法 ’ 近几年 ! 文B 等也在发展新的前 $ 5 S$ 4 C 飞自由尾迹空间迭代方法 ! 以改善尾迹求解的数值特性 ’ 图 $是文 B 计算的一个典型旋翼自由尾 6 ! G L C 迹和固定尾迹的对比 ’ 从图 $可以看出 ! 与固定尾迹或预定尾迹相比 ! 自由尾迹试图模拟实际尾迹形状的变化 ! 允许涡线自由地移动! 特别是考虑了尾迹对其本身的作用和桨叶与尾迹之间的 #相互干扰! 因此成为 D L年代以后旋翼尾迹分析方法的主流’

直升机空气动力学-第6章

在地效高度内超载悬停，然后转为前飞，当速度增加到有剩余功率时可转为爬升，完成起飞。
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：

抓住机遇深入研究加快直升机气动设计技术的快速发展

总第155期2008年第3期直升机技术H EL I C O P T ER TE C H N I Q U ET ot al N o．155N o．32008文章编号：1673-1220(2008)03-ooi-03抓住机遇深入研究加快直升机气动设计技术的快速发展吴希明，陈平剑(中国直升机设计研究所，景德镇，333001)中图分类号：V21I．52文献标识码：Al前言直升机空气动力学是阐明直升机(主要是它的旋翼)与周围空气相互作用的空气动力现象，研究直升机在不同飞行状态下的气动载荷、估算直升机的飞行性能和分析直升机的飞行品质的一门学科，在直升机及其旋翼的设计中起着关键作用。

直升机空气动力学由旋翼空气动力学、机身空气动力学和干扰空气动力学三部分组成，其中旋翼空气动力学是主要部分，体现了直升机主要特点。

研究旋翼空气动力学的三大基本理论是：动量理论、叶素理论和涡流理论，分别适应于不同的研究目的。

动量理论又称滑流理论。

把旋翼简化为一个作用盘，穿过作用盘的气流是边界明显的滑流，对以滑流边界为边界的控制体应用流体力学的基本守恒定律，得出气流速度与旋翼拉力、功率之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。

叶素理论又称片条理论。

它把桨叶沿展向分成若干叶素，每个叶素的气动特性根据二元气动特性得出，再由叶素的气动特性得出桨叶及旋翼的空气动力特性，是描述旋翼气动特性与桨叶气动细节设计(平面形状、几何扭转、翼型配置等)之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。

涡流理论是将旋翼流场描述为一个涡的空问形状来进行研究，直升机的绕流场极其复杂，它受旋翼产生的复杂涡场所控制．每片桨叶都产生它自己的收稿日期：2008-06-．09尖、根和片涡。

根涡和尖涡因有限翼展三维效应而产生，而涡片主要由于附面层效应所发展。

最后的流场由所有桨叶释放的这些涡(尾迹)所充满。

2型号牵引，推动技术进步2．1飞行性能国内飞行性能专业始于20世纪60年代，对引进生产的米一4直升机资料的消化和反设计，并通过直6和直7的测仿和研制，奠定了飞行性能专业发展的基础，尤其是直6的研制，使国内走过了从风洞试验、基本性能计算到飞行试验的全过程，初步建立了一套基于动量理论的可手工计算的基本性能计算方法，初步具备了对飞行性能进行测试和数据处理的能力，获得了一套宝贵的飞行性能试飞数据。

直升机空气动力学-第0章

Helicopter Aerodynamics》
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学
－－绪论
二基本知识
直升机空气动力学是阐明直升机（主要是它的旋翼）与周围空气相互的空气动力现
象、研究直升机在不同飞行状态下的气动载
荷、估算直升机的飞行性能和分析直升机的飞行品质的一门科学，从而有助于直升机及其旋翼的设计。
尾、旋翼／挂架等。
这些运动、干扰造成直升机空气动力学强烈的非定常、非线性。
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直升机空气动力学
－－绪论实例
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直升机空气动力学
－－绪论
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直升机空气动力学
－－绪论
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直升机空气动力学
－－绪论
直升机空气动力学的复杂性（续）
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学
－－绪论
基本问题
动态失速旋翼/机身干扰旋翼桨/涡干扰跨音速流旋翼/尾桨/尾面干扰等
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学
－－绪论
运动的复杂性：直升机的运动有整体前飞、旋翼
旋转、桨叶挥舞、摆振、变距等。
气动干扰：旋翼／机身、旋翼／尾桨、旋翼／平
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直升机空气动力学
－－绪论
1、直升机的发展
竹蜻蜓－－达芬奇旋翼设想（画）－－西尔
瓦－－西科斯基VS-300(R-4)(1942)－－贝尔的贝
尔-47(1946)，完成直升机的发明、制造和使用。其后，直升机向多用途、多形式等方向发展。数量和技术不断提高，当今世界拥有数万架直升机，速度达350KM/H，重量达100T以上。

直升机空气动力学

直升机空气动力学
直升机的空气动力学是指直升机在飞行中所受到的空气力学作用，包括升力、推力、阻力和重力等。

直升机的升力是通过主旋翼产生的，而主旋翼的升力产生是由于空气在旋翼上表面和下表面的速度差引起的。

主旋翼的升力大小取决于旋翼面积、旋翼叶片的形状、旋翼转速和进气流速度等因素。

直升机的推力是由主旋翼和尾旋翼产生的，主旋翼产生的推力主要用于向上抵抗重力和向前飞行，而尾旋翼产生的推力则主要用于控制直升机的方向。

直升机的阻力由于空气阻力、摩擦阻力和惯性阻力等因素共同作用，影响着直升机的速度和耗能。

直升机的重力是由其自身质量和重力加速度决定的。

在飞行中，直升机需要产生足够的升力来抵消重力，以保持平衡和稳定。

总之，直升机的空气动力学是相当复杂和重要的，涉及众多因素和作用。

对于直升机的设计、操作和维护人员来说，了解和掌握其空气动力学原理是非常重要的。

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马赫数对力矩特性的影响力矩发散马赫数的确定：
Cm0 • MMD 0.02
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Cm
M
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2-2 升力、阻力特性曲线
升力特性曲线（失速前）
C y a
a* a¥
气动迎角升力线斜率
Cy
a Cy 0.（1 1/ 度） 5.731（1／弧度）
阻力特性曲线主要取自实验数据
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2-4 雷诺数的影响
翼型雷诺数 Re b r /
Re 体现气流粘性对空气动力的影响，雷诺数越大，粘性的影响越小。
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3-2 旋翼拉力系数的简化式
1 ) 矩形桨叶 b 为常数，定义旋翼实度 kbR / R2 kb / R
CT
1 0
C
y
r
2dr

1 0
a
(

*
)r
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2-5 马赫数的影响
马赫数 M= V/a ，体现气流压缩性的影响。 M 越大，压缩性的影响越显著。
马赫数对升力特性的影响 M数越大，翼型最大升力系数越小，但升力曲线斜率稍增。
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第二节、桨叶翼型的空气动力特性
2-1 旋翼桨叶的常用翼型
几何特征：由上、下弧线坐标给定
相对厚度最大厚度位置弯度前缘半径后缘角
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Re 对升力线斜率影响不大，对最大升力系数影响显著， Re 越大 C ymax 越大。
雷诺数影响翼型摩擦阻力。一般是型阻随雷诺数增大而减小。
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R
P k dX r k0 dY * r
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若使

Cm0

Cm C y
Cy

x
Cy
xxFF
Xp
x

(
Cm C y
)

xF
则 CmF Cm0 常数
翼弦上距前缘 xF 的点称为翼型焦点，绕焦点的力矩不随
升力变化，总等于零升力矩。
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1-1 叶素的气动环境
叶素坐标系oxyz oz 桨叶的变距轴线 ox 旋转前进方向 oy 在翼型平面内垂直于XOZ
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• 最有利状态点 (Cy / Cx )max
• 最经济状态点
(C
3 y
/
2
/
Cx
)max
• 最大升力系数 Cymax
• 零升阻力系数 Cx0
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作用在叶素dr段的升力和阻力为：
dY

1 2
C
y
W
2bdr
dX

1 2
Cx W
2bdr
dX与dY的合力为dR。 dR在旋翼转轴和构造平面的分力为dT和dQ，分别称为基元拉力和基元旋转阻力。
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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。
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简化：
1）积分限由r0、r1改为由0到R，采用叶端损失系数κ来修正 2）除桨叶根部外，一般飞行状态下 β*<10o，近似地：
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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
xp
Cm Cy

Cm0 Cy

xF
是随迎角变化的。
xp
讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点处
2-3 对前缘的力矩特性曲线：
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Cm

Cm0

Cm C y
Cy
- Cm
Cy
若升力合力作用点在 X p 有 Cm xp Cy ， xp xp / b
对任一点 X Cmx C y ( xp x) Cm x C y
dP dQ r (dX cos * dY sin *) r
蝌积分并计入全部桨叶，得
r1
R
旋翼总拉力和功率为： T = k r0 dY cos b* - k 0 dX sin b*
蝌R
r1
P = k dX cos b*rW+ k dY sin b*rW
0
r0
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1-2 角度关系
安装角
来流角
迎角
翼弦与构造旋转平面的夹角（桨距角）相对气流与构造旋转平面的夹角相对气流与翼弦的夹角

arctan V0 v1 r
V0 v1 r
a* = j - b*
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第一节叶素理论的基本概念
➢ 桨叶由连续布置的无限多个桨叶微段（即叶素）组成
➢ 分析叶素的运动、受力情况，建立叶素的几何特性、运动特性和空气动力特性之间的关系 ➢ 对叶素的空气动力沿桨叶和方位角积分，得到旋翼的拉力和功率公式。
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Cy
a*
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马赫数对阻力特性的影响 M 数接近 1 时，翼型前缘产生激波，阻力突增，称阻力发散。阻力发散马赫数 MDD 因迎角增大而下降。
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叶素的相对气流速度 w
垂直上升相对速度 V0 旋转相对速度 Wr 当地诱导速度 v1
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W = (Wr)2 + (V0 + v1)2 直升机空气动力学
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小。
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