Z9直升机旋翼固有特性分析
第十八届（2002）全国直升机年会论文
Z9直升机旋翼固有特性分析
张亚军1向锦武2黄树春1
（1 哈尔滨飞机工业集团航空产品开发部 2 北京航空航天大学）摘要：本文根据Z9直升机旋翼频率匹配器的已有数据建立了一个线性分析
模型，给出了其刚度阻尼与振动频率的关系，在此基础上计算了操纵量和振
动频率对桨叶根部约束刚度和阻尼的影响。最后计算了旋翼的固有频率，为
保证桨叶振动频率与根部约束刚度相对应，本文采用了迭代法。
1 引言
谈到旋翼固有特性，就必然要分析桨叶根部的约束情况，而在直升机上广泛使用的粘弹减摆器是桨叶根部的约束的重要部件，粘弹减摆器的刚度特性对旋翼固有频率有着决定性的影响。它的阻尼特性则对旋翼颤振、直升机空中共振和直升机地面共振稳定性有着决定性的影响。因此，对粘弹减摆器刚度阻尼特性的分析就显得很重要。
国外对粘弹减摆器刚度阻尼特性进行了深入的分析，并把这些分析结果应用到直升机的稳定性分析上。
人造橡胶在直升机旋翼摆振阻尼器上的应用研究开始于上个世纪七十年代中期1，从那时起这种材料的刚度和阻尼的非线性特性引起了人们的注意。Felker F.等人进行了双频激励下的粘弹阻尼器的刚度阻尼特性试验2，根据试验结果给出了非线性经验公式，在时域上建立了阻尼器分析模型，这篇文章的另一个值得关注的做法是采用迭代
法计算桨叶响应和摆振模态阻尼，并把它用到Bell412的动力学分析上。Bir G.S.等人将Felker F.建立的模型加到UMARC中，采用有限元法对Bell412旋翼进行了气弹分析，分析中模拟了Bell412旋翼的多传力路径的结构特点，并探讨了旋翼转速、前进比和拉力水平对系统稳定性的影响3。
Gandgi F.等人给出了粘弹阻尼器的一个非线性分析模型4，即与Klevin链（弹簧和阻尼器的并联结构）串联的弹簧是非线性的，并研究了粘弹阻尼器的这一非线性分析模型对悬停时刚性桨叶直升机的气动机械稳定性和前飞状态旋翼摆振稳定性5的影响。前一个研究发现粘弹阻尼器使地面共振和悬停时的空中共振的后退型模态更稳定，在后一个研究中阻尼器稳态响应连同桨叶和机身的响应一同解出，用Floqent 原理判定在推进配平情况下旋翼的挥摆稳定性，这一研究发现摆振阻尼随桨盘载荷而下降和静态应变偏置对粘弹阻尼器的特性有影响。在发现粘弹阻尼器在小振幅时阻尼剧减的现象后，Gandgi F.改进了原有的分析模型6。
波音公司开发了一种摩擦阻尼器模型来模拟粘弹阻尼器，认为阻尼器弹簧力和阻尼力分别是线性化的存贮模量和损失因子的函数，这一模型被用于计算RAH-66的操纵品质和气动伺服弹性稳定性7。
近来一些关于粘弹阻尼器的研究则是建立在内摩擦位移场的基础上1,7,8，这种方法的物理意义比较明确，具有精确模拟材料特性的潜力，能够导出时域方程，并易于借助气弹分析中普遍采用的有限元法求解。Smith E.C.等人把这一方法应用在于直升机旋翼气弹响应响应和稳定性分析中1。
国内对直升机旋翼粘弹阻尼器的特性和它对旋翼的影响也进行了一些研究9-13，但
没有对Z9直升机旋翼频率匹配器（即粘弹阻尼器）进行比较深入的研究。由于我们的实测工作做得很少，无法进行复杂的分析工作，当然也就更提不上模型创新的问题。
本文根据Z9直升机旋翼频率匹配器（即粘弹阻尼器）的测量结果和标准粘弹固体系统的分析模型，用最小二乘法确定了频率匹配器的三个参数，根据这三个参数给出了频率匹配器刚度和阻尼随频率变化的曲线。考虑到频率匹配器在实际工作中随变距轴转动以及桨叶根部的约束实际上是频率匹配器、柔性支臂、夹板和弹性球轴承的串并联的结果这样一个结构特点，本文给出了带有变距操纵的桨叶根部约束刚度和约束阻尼的表达式。最后把由此获得的桨叶根部约束刚度应用到旋翼固有频率的分析上。在这一分析中，把频率匹配器到弹性球轴承这一段简化成刚度比较低的梁单元，用迭代法保证频率匹配器的刚度所对应的频率与桨叶振动频率一致。
2 频率匹配器分析模型
频率匹配器在摆振方向上可看做是标准粘弹固体，简化成由两个弹簧K 1和K 2与阻尼C 构成的分析模型，如图1所示，按弹簧串并联的关系处理这个模型，可以得到频率匹配器复刚度的实部'
K 和虚部'
'K ：
()()
()
2
2
21
2
22
2
2
21
22222122221ω
ω
ωω??+?++??++???+?=
'C K C K K K
C K K K C K K K
()()
2
2
21
2
22
22
2
1
122221ω
ω
ω
ω??+?++?????+?=
''C K C K K
K C K C K K K
()s rad /:ω
15
30
45
60
75
90
105
120
135
150
165
180
195
020
406080100120140160180200220240
260
频率（rad/sec)
daN /mm
阻尼K"
刚度K
这里的K 1、和K 2和C 均为常值，用最小二乘法确定了这三个参数的值，实验数据见表下，处理后可以得到如下结果：
mm daN K /93.2371= mm daN K /48.922= mm s daN C /65.21?=
由此可以得到频率匹配器刚度阻尼随频率变化的曲线，如图2所示。
3 桨叶根部约束刚度和约束刚度
在频率匹配器的摆振方向与柔性支臂的摆振方向一致时，可以认为桨叶根部的挥舞与摆振没有耦合，挥舞刚度和摆振刚度的计算可以分别单独进行，在有操纵量的情况下，由于频率匹配器随夹板转动，在频率匹配器的摆振方向不再与柔性支臂的摆振方向一致，这时频率匹配器摆振运动会影响到柔性支臂的挥舞运动，即此时桨叶根部的挥舞与摆振存在着耦合。挥舞刚度和摆振刚度的计算也就不能再分别单独进行了。本文根据力、位移及坐标变换的关系给出了这种情况下桨叶根部约束刚度和约束刚度。
在频率匹配器局部坐标系下有
???
? ????????=???? ??w v K K F F zP yP z y 0
0 把这一表达式用柔性支臂局部坐标系下频率匹配器的力和位移有：
???
? ??''?????
?=???? ??''w v T K K F F T zP yP
z y 0
0 由此可得
???
? ??''??????=?
??? ??''w v T K K T F F zP yP
T z y 00
也就是说，在柔性支臂局部坐标系下频率匹配器的刚度表达式变为
T K K T K zP yP T
P ?
?
?
???=00 事实上，频率匹配器的刚度是复刚度，可简单写成：
p p P K i K K '?+'=
众所周知，Z9机桨叶根部约束可简化为如图3所示的弹簧串并联关系，仍然可按弹簧串并联所处理的处理办法计算，只是这里的不是单一的数，而是矩阵。频率匹配器K P 与柔性支臂K Z 串联，弹性球轴承K Q 与夹板K J (刚度很大) 串联, 然后再把这两个串联结构并联起来，可得到如下桨叶根部约束总的复刚度矩阵表达式：
(
)
(
)
[
]?''+'?''?++''+'?'=---1
2
21
1
2
2P P P
Z P P P
K K K i K K K K K 总
()[
]()
[]{}
1
2
12
2
2
11
22----''+'
?''++''+'?'P
P
P
Z
P P P K K K K K K K
Q K +??235.01000
K 总表达式是在桨毂坐标系下给出的，其刚度和阻尼随频率和操纵量的变化规律如图4 ～ 图7所示。可以看出，操纵量对桨叶根部的挥舞约束刚度影响很小，对摆振刚度和挥摆耦合刚度有很大的影理
解。这些刚度都是在桨毂坐标系上给出的，可以想到，如果在夹板坐标系下给出，各
刚度随操纵量的变化会大出许多。图7所示的阻尼是在夹板坐标系下给出的，所以仅在摆振方向上有值，且受操纵量的影响很小，这一点比较容易。如果在桨毂坐标系下给出，则其随操纵量的变化会大很大，而且在挥舞向和耦合向上都有值。此时的阻尼器的阻尼作用不仅影响摆振运动，而且影响挥舞运动。而且其作用随着操纵量的变化而变化，这一点在响应和稳定性分析中是值得注意的。
4 旋翼固有频率的计算
由于Z9机旋翼桨叶的根部约束虽然不是集中于一点，但由于夹板具有很大的刚度，桨叶的刚体运动仍然是绕弹性球轴承进行，所以把所有的根部约束都放在弹性球轴承处，把夹板这一段简化成刚度比较高的梁单元。
图4. 桨叶根部挥舞刚度随频率的变化曲线
图5. 桨叶根部摆振刚度随频率的变化曲线
图7. 桨叶根部阻尼随频率的变化曲线(夹板坐标系）
图6. 桨叶根部挥摆耦 合 刚度随频率的变化曲线
由上面的推导可知，由于频率匹配器的存在，振动频率影响到桨叶根部约束刚度，而桨叶根部约束刚度又决定了桨叶的固有振动频率，而真实的固有振动频率所对应的桨叶根部约束刚度，应该与在此频率下通过上述方法获得的桨叶根部约束刚度一致。这一目的只能通过迭代法来达到。迭代过程如下：
1 ()初始Hz K K 3,1=??←'''ω 8 总特征值分析
K ????←'1
ω 2
K K K '''??←,总 9 K '???←'刚度计算
2ω
3 总特征值分析
K ????←1ω 10 2
1ωω'-'='F 4 K '???←刚度计算2ω 11 ()H F F DF /-'=
5
21ωω-=F 12 DF F K /-='?
6 H K K K +'='??←'' 13 K K K '?+'??←''
7 K K K '''??←,总 14 K K K '''??←,总
回到第3步，继续计算，直至3
'10-
个特征值的计算。
本文用中等变形梁理论
14
来模拟桨叶，认为桨叶是承受挥舞弯曲、摆振弯曲、弹
性扭转和轴向拉伸变形的弹性梁，用Harmitilon 原理导出桨叶的运动方程，采用有限元法对旋翼系统进行简化
15
，桨叶被划分成20个梁单元，每个梁单元具有15个自由
度；计入张力中心和质心与弹性轴不重合的影响。桨叶的运动量相对于夹板坐标系给出。首先采用准线性化方法计算出无气动力状态下桨叶的静平衡位置，在此基础上计算桨叶的特征值和特征向量。
下表给出了额定转速下不同操纵量时的前几阶固有频率，从计算结果中可以看出，操纵量的变化对一阶挥舞固有频率影响很小，以至于取五位有效数字仍显示不出差别。
主要原因在于随着操纵量对桨叶根部挥舞刚度的影响比较小。操纵量的变化对其他各阶固有频率都有一些影响，这里有三个原因：其一，很显然，桨叶根部某一方向上的刚度不仅决定了它所对应的这阶固有频率（不考虑耦合），而且对该一方向上的其他各阶固有频率也有影响；其二，由图 4 ～图6，可以看出，由于频率匹配器的存在和本文采用的迭代法，各阶固有频率所对应的桨叶根部约束刚度是不同的，其三，这里的挥舞与摆振是在夹板坐标系下定义的，根部挥舞运动和摆振运动对在夹板坐标系下桨叶的运动影响存在着耦合。操纵量的变化对一阶摆振固有频率的影响的相对量是比较大的。
从振型上可以看出，随操纵量的加大，一阶挥舞和一阶摆振的振型在挥舞和摆振上的耦合都比较大，这些与前面的分析是一致的。而在一阶摆振频率下的挥舞量受操纵量的影响更大，在操纵量为达到350时，挥舞量已经超过了摆振量，这时的一阶摆振频率已经变为一阶挥舞频率。
18
9
9（法）
15
20
35
若桨叶的挥摆运动量相对于桨毂旋转坐标系给出，则一阶挥舞和一阶摆振的挥摆运动耦合会明显下降，但其他各阶振动频率下的挥摆运动耦合会明显提高。
参考文献
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认识遥控直升机的旋翼头
认识遥控直升机的旋翼头 遥控直升机可说是所有遥控模型里头最为复杂的一个项目，各细节的关连性更是环环相扣，其中最复杂的结构莫过於旋翼头的设计，旋翼头也是性能的主要取决性，本章针对於主旋翼结构对性能的影响作深入的分析，直升机迷们不可错过！ 决定性能的旋翼头 决定遥控直升机机体特性的几个要素里项，旋翼头所占的比例相当高。要如何分辨机体特性呢?遥控直升机不像飞机一样，可以从外形上直接分辨出特级机、练习机、象真机，直升机可就不一样了，同样的旋翼头，经过不同的设定与调整，可以让性能有截然不同的表现，就算是相同的直升机，也可以安稳的适合初学者，也可以灵活的对应3D飞行，旋翼头的变化可说是相当大的。相信有许多直升机模友们从直升机的种类，即使不曾亲身试飞过，就可以大约知道飞行的特征，对直升机性能的推断依据多半也是来自于旋翼头的造型设计，但是相信也有更多的朋友们对旋翼头的性能会有著『为什么不一样』的想法?但是想要深入研究，却又被复杂的结构打败。这一次我们就来说明一下关於旋翼头的性能取决做一个研究。 决定性能的四大要素 1、三角补偿角 2、贝尔希拉比率 3、修正率 4、避震橡胶 这四个要素的搭配，可决定大多数直升机的性格。实际上有人测试过，将J牌的旋翼头装在H牌的直升机上面，整体飞行起来的感觉就会比较接近於J牌的感觉。 一、三角补正角 一般玩家可以比较简单变更的一项。请参考图一，以目前市面上多数韵．型态多半是主旋翼夹片球头臂在主旋翼後方(三角补正角为正角度)，接著要注意的是夹片球头的部分(图二) ，当夹片球头臂太短的时候，三角补偿角便会增加，当主旋翼高转速运转时执行动作，整体旋翼面的倾斜会使的旋翼夹片会受到三角补偿角的影响增大螺距角度，使的直升机的反应迅速加快执行动作，虽然这样可以增加机体的灵活度，但是你也会同时发现直升机变的更加难以操纵，因为既使是简单的停悬动作，只要风轻轻的吹向旋翼面，直升机主旋翼会做出些微的摆荡运动，但是很容易因为三角补偿角的关系而自行产生螺距角度的变化，造成直升机会出现类似打舵的现象，因此会变的难以控制。
7第七章 飞机飞行操纵系统
第七章飞机飞行操纵系统 飞行操纵系统是用于供飞行员操纵飞机的副翼、升降舵、方向舵和其它可动舵面，从而实现飞机的横向、纵向、航向运动。 7.1简单机械操纵系统 7.1.1 飞行操纵系统的工作原理 飞行操纵系统通常包括主操纵系统和辅助操纵系统两部分。主操纵系统用来操纵方向舵、副翼、升降舵。辅助操纵系统用来操纵水平安定面、调整片等。 在主操纵系统中，飞行员手、脚直接操纵的部分，称为中央操纵机构（或称座舱操纵机构），它是由手操纵机构和脚操纵机构所组成。将操纵机构的动作传到舵面的部分，叫做传动机构（或称为传动装置）。传动机构是由传动杆、摇臂、钢索、滑轮等组成。 1、飞机的纵向操纵 飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶盘前、后运动控制升降舵来实现的。在飞行中向后拉杆，机头应向上仰；向前推杆，机头应下俯。 2、飞机的横向操纵 飞机的横向操纵系统是通过操纵驾驶杆或驾驶盘左、右运动或转动控制副翼来实现的，在飞行中，向左压杆或逆时针方向旋转驾驶盘，飞机应向左横滚；向右压杆或顺时针方向旋转驾驶盘，飞机应向右横滚。 3、飞机的航向操纵 飞机的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现的。在飞行中蹬右脚蹬，机头应向右偏转，蹬左脚蹬，机头应向左偏转。 7.1.2 中央操纵机构的构造和工作原理 飞机主操纵系统是由中央操纵机构和传动系统两大部分组成。中央操纵机构由手操纵机构和脚操纵机构所组成。 一、手操纵机构 手操纵机构一般分为驾驶杆式和驾驶盘式等两种。 图7-1表示一种驾驶杆式手操纵机构。 驾驶杆式手操纵机构虽然要操纵两个舵面——升降舵和副翼，但两者不会互相干扰。也就是说，单独操纵某一舵面时，另一舵面既不随之偏转，也不妨碍被操纵舵面的动作。 图7-2表示一种驾驶盘式手操纵机构。 二、脚操纵机构 脚操纵机构有脚蹬平放式和脚蹬立放式两种。
浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势
空版不知道是不是也包含直升机，在陆版的介绍看到包括陆航……但好歹直升机也飞的，就强插空版了…… 对直升机而言，重要的部件太多了，但旋翼无疑会被放在首位。直升机的升力，前飞、滚转、俯仰的操纵力，都需要靠旋翼实现。早期直升机采用铰接式旋翼，结构是机器复杂的，动部件太多，寿命不长，可靠性不高，维护性极差，……比较有代表的，CH53，有张“鬼斧”给的图，足见其复杂。 技术贴：浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势！AH-66隐形直升机
后来转而坐弹性轴承，来代替过去的金属铰链，黑鹰是比较有代表性的。此外球柔、星形柔性等也就随之出现，海豚是星形柔性桨毂，EC155是球柔。这些旋翼还是大大简化了结构，寿命已经很不错。 UH60
但这些旋翼还不够简单，毕竟还有好多的轴承，于是有人想到用弹性变形来实现轴承的功能。无铰式旋翼就来了。山猫，Bo105，两个最具代表性。一个是消除耦合，一个是利用挥摆耦合，两个分别代表了两种设计思路。 山猫 Bo105
无铰式旋翼用弹性变形来代替铰链，可以预想，桨叶挥舞时对桨毂的力矩就很大，比铰接式大得多。所以这种旋翼直升机机体的响应很灵敏，于是有人想到了武装直升机，武直是需要反应更灵敏一些的。不过无铰式的初衷和最大好处是简化结构，灵敏不是其最大的功效，毕竟太灵敏--->一阶挥舞频率更高--->交叉导数更大--->驾驶员感觉的交叉耦合更大--->更难控制姿态--->飞行员说好累。 无铰式比起CH53那种已经极大简化了，不过这还不够，无铰式旋翼还有变距轴承，所以终极的目标是无轴承旋翼。EC135、MD900，Bell430、AH1Z这些都是，连倭奴的OH1、鹅毛的Ansat也都是。其实不难发现，这累机，重量不大，这是和目前的材料技术有关。做太大，桨毂尺寸大，弹性变形实现挥摆扭，载荷太高，寿命就得下来了。 看看具体的结构，喜欢用EC135说事儿： EC135
大展弦比柔性机翼气动特性分析
大展弦比柔性机翼气动特性分析 高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼，但其容易受到气动荷载的影响，使大展弦比柔性机翼出现不同程度的弯曲和扭转变形，这将直接影响飞机的飞行性能，不利于飞机安全飞行。所以，有效分析飞机大展弦比柔性机翼气动特性是非常必要的。文章将基于大展弦比机翼气动弹性理论，就气动载荷作用下大展弦比柔性机翼气动弹性变形对机翼气动特性的影响进行分析，进而探究如何优化大展弦比柔性机翼气动特性。 标签：大展弦比柔性机翼；气动特性；静气动弹性 随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行[1]。所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。 1 大展弦比机翼气动弹性理论说明 1.1 考虑几何非线性的结构振动分析 大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为： F（u）-R=0 注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。 为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即： 注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。 基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即： 注：B表示为结构应变矩阵。 由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：
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发一套最完整的直升机原理（绝对完整，绝对精华） 这是我找到的最完整，最系统介绍直升机的原理及发展史的文章。转到这里，送给论坛里喜欢飞行，向往蓝天的朋友！！ 自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。在莱特兄弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“ 喷火 ”战斗机和 Me 109 战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减，连简易跑道也是高速公路等级的。现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日益成为现代空军的致命的软肋。为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。 自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。所谓“机翼前行”，实际上就是机翼和空气形成相对速度。既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起落的基本原理。
中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/ 达·芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑 旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。多才多艺的达·芬奇在15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。1796 年，英国人George C ayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的1842 年，英国人W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有9 公斤重的模型直升机。1878 年，意大利人Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有3.5 公斤重的模型直升机。1880 年，美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人Paul C ornu 在1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90 转，发动机是一台24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。
飞机飞行性能-稳定和操纵
2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵 2.4.1 机体坐标轴系 研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。这些坐标系都是三维正交右手系。为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机体坐标轴系作为参考坐标系。 图 2.4.1 机体 坐标轴系 机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点O位于飞机的质心，纵轴x位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴y垂直于飞机参考面指向右方，竖轴z在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图2.4.1所示。 飞机绕机体横轴oy的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴ox和竖轴oz的移动，是发生在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴ox 的转动（称为滚转运动）和沿横轴oy的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴oz的转动（称为偏航运动）称为方向运动。
2.4.2飞机的飞行性能和机动飞行 讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力G、动力装置的推力T、升力L和阻力D，如图2.4.2所示。在等速直线飞行时，这些力是平衡的。图中为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。当航迹速度 位于过原点的水平面之上时，为正。为发动安装角，为飞行迎角。发动安装角通常很小，近似认为=0。 飞机等速直线飞行的轨迹不外有3种情况：等速直线爬升(＞0)、等速直线平飞(=0)和等速直线下滑(＜0)。这3种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、平飞性能和下滑性能。 图2.4.2 作用在飞机上的力图2.4.3 爬升率 飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。下面分别予以简要介绍。 等速直线飞行性能 在等速直线飞行时，飞行迎角较小，近似认为=0。 水平等速直线飞行性能保持飞机等速直线平飞的条件是：动力装置提供的推力等于飞机的迎面阻力，飞机的升力等于飞机的重量。这其中认为发动机安装角及迎角α都很小。在图2.4.2中令=0，则有
国内外无人直升机的发展现状及应用分析
国内外无人直升机的发展现状及应用分析 在无人机里有一种特殊的无人直升机，它是指由无线电遥控飞行或自主控制飞行的无人驾驶、不载人的垂直起落旋翼飞行器。它依靠发动机驱动旋翼产生升力和操纵力，能垂直起落、空中悬停，能向任何一个方向灵活飞行。真正意义上的无人直升机以长航时、多任务、稳定性等为标志，与时下一些航模性质的无人机根本不在一个量级上。 无人直升机的多功能特性 无人直升机无论在现代战争还是经济建设、日常生活中都具有独特作用。以民用为例，无人直升机具有成本相对较低、无人员伤亡风险、生存能力强、机动性能好、使用方便等优势，广泛应用于包括：航空拍摄、航空摄影、地质地貌测绘、森林防火、地震调查、边境巡逻、应急救灾、禁毒、反恐、警用侦查巡逻、治安监控、消防航拍侦查、通信中继、城市规划等多个领域。近年来，无人机在民用市场的潜在需求也将逐步显现，我国民用无人机将进入快速发展期。 国外无人直升机的发展 无人直升机研制始于上世纪50年代初，美国、英国、德国等国家率先对无人直升机进行研究。当时美国为加强反潜搜索能力以应对前苏联庞大的潜艇威胁开始无人直升机研制，委托“螺旋动力”公司为美海军研发了第一架无人直升机——QH-50，该机为遥控无人直升机，先后交付近800架。上世纪70年代，美国陆军使用其改进型QH-50D在越南战场上执行战场侦察和炮兵目标观测任务，由于该机为遥控直升机，使用不甚方便，失事率也非常高，美军无奈于70年代末期取消了QH-50的订货计划，其任务使命由无人机代替，无人直升机在美国的研制呈萧条趋势。 在经历了试用、萧条、复苏之后，上世纪80至90年代，无人直升机的发展呈现出百家齐放的特点，出现了各种气动外形的无人直升机。国外无人直升机逐渐步入加速发展时期。上世纪90年代中后期，美国无人直升机研制呈迅猛发展趋势，各大直升机公司纷纷介入，也带动了全球无人直升机的研制热潮。2005年8月，美军颁布2005～2030年《无人机系统路线图》，该路线图表明美军今后将大力开发无人直升机，可以预见美军无人直升机的研制将步入正轨并快速发展，这也正是美国各大直升机公司纷纷涌入无人直升机领域的主要原因。无人直升机作为一种重要武器装备，其研制任务已由美国各大直升机公司全面接管，小公司承担无人直升机研制的时代在美国将一去不复返。 纵观历史，国外无人直升机发展趋势在创新构型、提升任务载荷和续航能力之外还具有其他特征。一是以信息支援任务为中心，作战任务进一步扩展，最终形成侦察、攻击任务综合一体化的无人直升机；二是无人机系统研制由“以平台为中心”向“以任务为中心”转变，充分考虑作战使用的特殊要求；三是不断提高智能化水平和自主飞行控制能力，具备故障隔离/排除故障、自动航路规划等智能控制能力；四是具备执行多任务的作战能力；五是采用钛合金、复合材料、模块化设计等新材料和新技术。
直升机旋翼头工作原理
解读直升机旋翼头的奥秘 遥控直升机可说是所有遥控模型里头最为复杂的一个项目，各细节的关连性更是环环相扣，其中最复杂的结构莫过於旋翼头的设计，旋翼头也是性能的主要取决性，本章针对於主旋翼结构对性能的影响作深入的分析，直升机迷们不可错过！ 决定性能的旋翼头 决定遥控直升机机体特性的几个要素里项，旋翼头所占的比例相当高。要如何分辨机体特性呢?遥控直升机不像飞机一样，可以从外形上直接分辨出特级机、练习机、象真机，直升机可就不一样了，同样的旋翼头，经过不同的设定与调整，可以让性能有截然不同的表现，就算是相同的直升机，也可以安稳的适合初学者，也可以灵活的对应3D飞行，旋翼头的变化可说是相当大的。相信有许多直升机模友们从直升机的种类，即使不曾亲身试飞过，就可以大约知道飞行的特征，对直升机性能的推断依据多半也是来自于旋翼头的造型设计，但是相信也有更多的朋友们对旋翼头的性能会有著『为什么不一样』的想法?但是想要深入研究，却又被复杂的结构打败。这一次我们就来说明一下关於旋翼头的性能取决做一个研究。 决定性能的四大要素 1、三角补偿角 2、贝尔希拉比率 3、修正率 4、避震橡胶 这四个要素的搭配，可决定大多数直升机的性格。实际上有人测试过，将J牌的旋翼头装在H牌的直升机上面，整体飞行起来的感觉就会比较接近於J牌的感觉。 一、三角补正角 一般玩家可以比较简单变更的一项。请参考图一，以目前市面上多数韵．型态多半是主旋翼夹片球头臂在主旋翼後方(三角补正角为正角度)，接著要注意的是夹片球头的部分(图二) ，当夹片球头臂太短的时候，三角补偿角便会增加，当主旋翼高转速运转时执行动作，整体旋翼面的倾斜会使的旋翼夹片会受到三角补偿角的影响增大螺距角度，使的直升机的反应迅速加快执行动作，虽然这样可以增加机体的灵活度，但是你也会同时发现直升机变的更加难以操纵，因为既使是简单的停悬动作，只要风轻轻的吹向旋翼面，直升机主旋翼会做出些微的摆荡运动，但是很容易因为三角补偿角的关系而自行产生螺距角度的变化，造成直升机会出现类似打舵的现象，因此会变的难以控制。 以主旋翼相同的旋转方向来说（顺时针) ，三角补正角的正数值(+)越大，机体越灵敏，但也越不安定。三角补正角负数值(-)越大则越安定，但反应也越迟钝。然而要获得一个折衷的办法，就是让三角补正角度为0度，三角补正角为0度的直升机最好掌握而且不失灵活度。而调整三角补正角的方式也很简单，只需要加长旋翼夹片上的球头长度就可以了，但是要注意旋翼夹片的强度喔!如果是塑胶品的话，建议用新品来改装，免得发生断裂的危险。 每一家厂牌的直升机旋翼头的支点不太一样，以遥控直升机为例，大约有五种型式的旋翼头，所以先确定好支点旋翼头的种类的位置，再来做相关的测量。这样才能够有效的发挥三角补正角的效果。
直升机飞行原理(图解)
飞行原理（图解） 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。 直升机主旋翼反扭力的示意图 没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆
时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。 抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右
直升机技术现状及发展趋势分析
直升机技术现状及发展趋势分析 【摘要】较其他飞行器不同，直升机具有空中悬停、垂直起降及低速机动等特点，因而在军事、搜救等多个领域均有重要的应用，是衡量一个国家综合实力的标志之一。本文重点就当前国内外直升机技术现状进行了分析，并针对未来直升机技术的发展趋势进行了展望。 【关键词】直升机技术；现状；发展趋势 纵观直升机技术的多年发展历史，自第一代到第四代直升机，各项性能指标的进步均得益于直升机技术的快速发展和进步，直升机各项技术的进步又离不开材料、加工、制造工艺技术的创新和发展。如今，直升机经典技术已发展成熟，为了满足特定使用需求，要求设计人员必须树立严谨的设计理念，掌握现代化先进设计技术，充分考虑到设计、制造、管理、成本等各方面因素，逐步提高我国直升机技术水平。 1.直升机技术现状分析 目前，全球直升机正处在一个快速发展阶段，军用及民用直升机市场需求，极大地推动了直升机技术的逐步发展和提高。为了满足军事作战需求，要求直升机具有多种作战功能，满足军事战术的需求；而在民用领域方面，直升机也有重要的应用，需要满足市场需求，同时最大限度地降低成本，因此，在研制新型直升机时，应关注装备的改进。就全球直升机技术而言，主要具有如下特点：（1）总气动设计技术日趋精细化、综合化与集成化，具有满足客户各方面需求的总体设计能力；（2）新一代旋翼系统技术全面实现了视情维护，直升机桨叶拥有无限寿命；（3）综合隐身技术大幅提高，新隐身材料及设计技术有了新进展，有效减小了直升机的红外、雷达、目视及声学特征，满足了直升机的生存性能；（4）直升机机体结构日趋模块化，极大地简化了机体结构，有效减少了各种零部件的数量，有助于维修及维护工作的开展；（5）关键部位采用了复合材料，极大地提升了其适坠性与抗击性能，延长了机体寿命；（6）发动机技术油耗越来越低，功重比日趋增大，并装备了现代化监控、数控及状态监控系统，提高了其有效载重，有助于在高温高原环境下使用；（7）现代化航电系统及设备的应用，满足了信息共享、多路传输等需求，加之现代化夜视传感器的应用，使得直升机全天候作战水平大幅提高；（8）新型高速设计技术满足了直升机高速飞行及各项作战任务的需求。 虽然经多年发展，我国直升机设计、制造、试飞、试验等硬件水平已经达到中上水平，具有一定的研发、生产技术基础。但由于产业总集成效果差，产业支撑技术基础薄弱，还未形成成熟的自主研发技术体系，设计水平及技术含量不高。对于直升机产品而言，我国直升机行业已形成了以AC310、311、312、313、352等为代表的谱系，但是，在30吨以上的重型直升机方面几乎仍为空白，在应对重大自然灾害时仍需借助国外先进重型直升机完成救助任务，国产直升机技术水平亟待提升。此外，目前我国能够在高温、高原环境下工作的直升机很少，必须
图解直升机原理
图解直升机原理之一－－－涡轮轴发动机工作 原理 航空涡轮轴发动机 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为X H—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件，涡轴发动机典型结构如下图所示。
进气装置 由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在3 50km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的
通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外(见下图)。 压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空 气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变，从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的
歼10气动布局特点及战斗性能分析
国产歼10双座型战斗教练机
静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨 歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高
图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很
直升机操控原理
第六章 直升机的操纵原理
直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中 供操纵的专用活动舵面。这是由于在小速度飞行 或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度 很大时舵面或副翼才会产生足够的空气动力。单 旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵， 而双旋翼直升机靠两副旋翼来操纵。由此可见， 旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。
直升机操纵原理
旋翼不仅提供升力同时也是直升机的主要操 纵面。
总距操纵杆：通过自动倾斜器改变旋翼桨叶 总距，控制直升机的升降运动。提杆，增大 总距，升力增大，直升机上升；压杆，减小 总距，直升机下降。
周期变距操纵杆：操纵周期变距操纵杆，使 自动倾斜器相应的倾斜，从而使桨叶的桨距 作每周一次的周期改变，造成旋翼拉力矢量 按相应的方向倾斜，达到控制直升机的前、 后（左、右）和俯仰（或横滚）运动。
直升机操纵原理
脚蹬：控制尾桨，实现航向操纵。 尾桨：平衡旋翼反扭矩、航向操纵。 垂尾：增加航向稳定性。 平尾：增加俯仰稳定性。
直升机操纵原理（续）
6.1 直升机操纵特点
直升机驾驶员座舱 操纵机构及配置直 升机驾驶员座舱主 要的操纵机构是： 驾驶杆(又称周期 变距杆)、脚蹬、 油门总距杆。此外 还有油门调节环、 直升机配平调整片 开关及其他手柄.
驾驶杆和脚蹬
驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操纵线系与旋翼 的自动倾斜器连接。驾驶杆偏离中立位置表示：
向前——直升机低头并向前运动； 向后——直升机抬头并向后退； 向左——直升机向左倾斜并向左侧运动； 向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。 脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼带尾桨的直升机
来说，驾驶员蹬脚蹬操纵尾桨变距改变尾桨推(拉) 力，对直升机实施航向操纵。
直升机空气动力学现状和发展趋势
直升机空气动力学现状 二级学院：航空维修工程学院 班级：航修六班 学号：14504604 姓名：李达伦 日期：2015年6月30日
直升机空气动力学现状 （航修六班14504604 李达伦） 摘要：直升机空气动力学是直升机技术研究及型号研制的基础性学科和先进学 科，本文概述了国外的直升机气动理论与方法研究、基于气动理论和方法的应用基础研究、直升机气动试验技术的研究现状。 关键词：空气动力学；直升机 Abstract：Aerodynamics of helicopter is a helicopter technological research and model development of basic disciplines and advanced subject. This paper summarizes the foreign helicopters gas dynamic theory and method of research, based on the aerodynamic theory and methods of applied basic research, helicopter aerodynamic test technology research status. Key word：Air dynamics; helicopter 1 前言 飞行器的设计和研制必须以其空气动力学为主要依据，这是飞行器研制区别 于其它武器平台的典型特征。直升机以旋翼作为主要的升力面、推力面和操纵面， 这种独特的构型和旋翼驱动方式，更使其气动特征具有复杂的非定常特征，其气 动分析和设计技术固定翼飞行器更具挑战性。 直升机气动研究是指认识直升机与空气之间作用规律、解释直升机飞行原 理、获取提升直升机飞行能力和效率的新知识、新原理、新方法的研究活动，其 主要任务是获得直升机的空气动力学特性[1]。由于直升机气动特征性直接决定了 型号飞行性能、振动特性、噪声水平，且是结构设计、寿命评估等的直接依据， 因此直升机气动研究是直升机技术研究的重要方面，更是型号研制的基础。尤其 是要实现舒适、安全、便利、快捷的直升机型号研制目标，直升机空气动力学将 体现其核心推动作用。 2 内容和范围 直升机空气动力学专业发展涵盖的内容和范围主要有直升机气动理论与方 法的研究、基于气动原理的应用基础研究以及气动特性试验研究三大内容。 直升机气动理论与方法的研究重点关注旋翼与周围空气相互作用现象及机 理的分析模型和方法，通过对气动理论和方法的研究，实现对直升机及其流场的 深入了解，以准确地计算其空气动力学特性。 气动应用研究是指基于气动理论和方法，以直升机研制为目标所展开的应用 基础研究，涵盖气动特性、气动弹性、气动噪声、结冰模拟、流动控制等应用领
直升机飞行原理
直升机与旋翼机的飞行原理 直升机的飞行原理 1. 概况 与普通飞机相比，直升机不仅在外形上，而且在飞行原理上都有所不同。一般来讲它没有固定的机翼和尾翼，主要靠旋翼来产生气动力。这里所说的气动力既包括使机体悬停和举升的升力，也包括使机体向前后左右各个方向运动的驱动力。直升机旋翼的桨叶剖面由翼型构成，叶片平面形状细长，相当于一个大展弦比的梯形机翼，当它以一定迎角和速度相对于空气运动时，就产生了气动力。桨叶片的数量随着直升机的起飞重量而有所不同。重型直升机的起飞重量在20t以上，桨叶的数目通常为六片左右；而轻、小型直升机，起飞重量在以下，一般只有两片桨叶。 直升机飞行的特点是： (1) 它能垂直起降，对起降场地要求较低； (2) 能够在空中悬停。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势； (3) 可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。 2. 直升机旋翼的工作原理 直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作类同于一个机翼。旋翼的截面形状是一个翼型，如图所示。翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴平面(称为桨毂旋转平面)之间的夹角称为桨叶的安装角，以表示，有时简称安装角或桨距。各片桨叶的桨距的平均值称为旋翼的总距。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为2o~14o。
气流V 与翼弦之间的夹角即为该剖面的迎角。显然，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力在桨轴方向上的分量将提供悬停时需要的升力；在旋转平面上的分量产生的阻力将由发动机所提供的功率来克服。 旋翼旋转时将产生一个反作用力矩，使直升机机身向旋翼旋转的反方向旋转。前面提到过，为了克服飞行力矩，产生了多种不同的结构形式，如单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等。对于最常见的单桨式，需要靠尾桨旋转产生的拉力来平衡反作用力矩，维持机头的方向。使用脚蹬来调节尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现直升机机头转向(转弯)操纵。 3. 直升机旋翼的操纵 直升机的飞行控制与飞机的飞行控制不同，直升机的飞行控制是通过直升机旋翼的倾斜实现的。直升机的控制可分为垂直控制、方向控制、横向控制和纵向控制等，而控制的方式都是通过旋翼实现的，具体来说就是通过旋翼桨毂朝相应的方向倾斜，从而产生该方向上的升力的水平分量达到控制飞行方向的目的。 直升机体放在地面时，旋翼受其本身重力作用而下垂。发动机开车后，旋翼开始旋转，桨叶向上抬，直观地看，形成一个倒立的锥体，称为旋翼锥体，同时在桨叶上产生向上的升力。随着旋翼转速的增加，升力逐渐增大。当升力超过重力时，直升机即铅垂上升(图；若升力与重力平衡，则悬停于空中；若升力小于重力，则向下降落。 旋转旋翼桨叶所产生的拉力和需要克服阻力产生的阻力力矩的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。从原理上讲，调节转速和桨距都可以调节拉力的大小。但是 桨毂旋转面 桨毂旋转轴线 前缘 后缘 b ? α V 图 直升机的旋翼 (a) (b)
世界直升机发展史
世界直升机发展史 Document serial number【UU89WT-UU98YT-UU8CB-UUUT-UUT108】
世界直升机之最最大的直升机——米-26 米-26是世界上最大的现役直升机，其最大起飞重量为56吨，有效载重为20吨，空重为最大起飞重量的50%。旋翼有8片桨叶，是世界上桨叶最多的单旋翼直升机。 最早的直升机——FW-61 世界上第一架直升机出现于1936年，由德国科学家福克设计，被称为FW-61 。这是世界上第一架能够在空中盘旋的直升机。 最早的武装直升机——AH-1G 世界上第一种专用武装直升机是美国的AH-1G，绰号“休伊眼镜蛇”。该直升机由美国贝尔公司研制，主要用于为运输直升机护航和火力支援。1967年在越南战场首次投入使用。 最早的客运直升机——S-51 世界上最早把直升机作为客运业务的是英国，1950年英国把仿制的S-51直升机用在加的夫和利物浦的航线上，正是运送第一批旅客。 最快的直升机——“山猫” 1986年改进的“山猫”直升机创造了速度为千米/小时的绝对世界纪录。“山猫”可执行舰载反潜、攻击海面舰只、搜索和救援等海军任务；也可执行攻击、侦察、指挥、联络、货物和部队运送等陆军任务。 飞得最高的直升机——SA315B
SA315B具有良好的高原性能，1969年在喜马拉雅山飞行表演期间，SA315B载2名驾驶员和140千克燃油，创下了在7500米高度起飞着陆的世界记录。1972年6月21日，该机在法国创造了12442米的直升机飞行绝对高度记录。 最“冷”的直升机——RAH-66 RAH-66“科曼奇”是美国研制的双座侦察/攻击、空战直升机，也是世界上第一种隐身直升机，RAH-66是一种最“冷”的直升机，它是把红外抑制技术综合运用到机体设计中的第一种直升机。 直升机最多的城市——圣保罗 世界上直升机最多的城市是圣保罗，该市拥有直升机达540架，停机坪220个。圣保罗已成为世界上增长最快的私人直升机市场，圣保罗正在筹建一座可以起降120架直升机的大型直升机机场。 直升机的跨越发展期 创建时间：2012年09月10日点击量：456 在过去的几十年里，世界直升机制造业迅猛发展。世界几大直升机公司为了抢占直升机市场份额而不断地进行竞争，直升机技术在竞争中得到了发展。由于在直升机设计上不断采用新结构、新材料和新工艺，所以直升机的性能得以不断地提高。 目前，直升机进入跨越发展期。新构型相继涌现，新技术不断发展，直升机在军民用领域应用日益广泛。为适应全球市场和用户不断增长的需求，许多着名的直升机科研、制造机构进行了重组，形成了一批具有强大竞争力的新的工业集团，世界直升机产业格局发生了重大变化。直升机研究、设计和制造新模式不断出现，大量新产品相继投放市场。例如，俄罗斯政府合并直升机工业，把直升机工
歼-10气动布局特点及战斗性能分析
歼-10气动布局特点及战斗性能分析 歼-10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab-37“雷”、JAS-39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高 图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼-10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼-9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼-10上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F-4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS-1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此， 无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很多。(2)鸭式布局配平问题不好解决。一般情况下。鸭翼的负荷要比尾翼大，往往为尾翼的3～4倍。因为把鸭翼放到前面，全机焦点随之前移，重心也需向前调整。这样鸭翼
飞机性能
第一章绪论 1.飞机的重量定义. 1)最大起飞重量:飞机松开刹车进行起飞滑跑的最大允许重量. 2)最大滑行重量:在最大起飞重量的基础上增加一部分滑行用的油料. 3)最大着陆重量:又称最大落地重量,取决于飞机结构强度及起落架承受冲击的 能力. 4)最大无燃油重量:指燃油烧尽\无燃油时的最大允许飞机结构重量. 5)营运空机重量:除了业务载重和燃料以外的飞机重量. 6)基本空重:制造厂商的空机重量 2.飞机的高度定义. ●绝对高度:飞机所在位置到平均海平面的垂直距离. ●相对高度:飞机所在位置到机场跑道地面的垂直距离. ●真实高度:飞机所在位置到其正下方地面的垂直距离. ●标准气压高度:以国际标准大气压强P0=1013mb的气压面为基准(ISA datum),按标准大气的气压递减率测量的高度. 3.飞机速度的定义. 1)仪表指示空速V I 2)指示空速V i 3)校正空速V c 4)当量空速V e 5)真实空速V T 6)地速V g 4.升力系数与迎角的关系 C L=(a-a0)C a L 5.机翼的升力特性 机翼的升力特性主要反映在升力系数上,对于几何形状一定的机翼,升力系数是迎角,气流雷诺数及马赫数的函数,其中最主要因素是迎角. 图P19 6.机翼的升力和阻力计算公式:P 18 7.发动机特性 发动机特性指发动机的主要性能参数----推力FN与耗油率sfc随发动机的工作条件变化而变化的特性.包括转速特性\速度特性和高度特性. 8.涡轮喷气发动机的转速特性P 24 9.涡轮风扇发动机的特性P 25 第二章飞机的起飞性能 1.起飞过程的几个参考速度: 1)失速速度Vs:飞机维持水平直线等速飞行的最小速度. 2)最小离地速度Vmu:保证 3)最小操纵速度Vmc G:保证飞机尾部不触地的情况下安全地抬头和离地\并