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直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)第五章前飛時(shí)的旋翼理論旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室唐正飛在軸流狀態(tài)旋翼理論的基礎(chǔ)上,計(jì)入槳葉的環(huán)境和運(yùn)動(dòng),得到前飛狀態(tài)的旋翼滑流理論、葉素理論和渦流理論。這些理論是直升機(jī)科技的基礎(chǔ)。
第一節(jié)前飛滑流理論1-1基本假定與垂直飛行(軸流)狀態(tài)的假定相同。速度為二維。滑流邊界仍以旋翼直徑為基準(zhǔn):
討論:為何不以槳盤與來流的正交面積為基準(zhǔn)?1-2
誘導(dǎo)速度
速度軸系OXVYVZV和旋翼構(gòu)造軸系OXDYDZD
在速度軸系內(nèi)
上游0-0截面處:
槳盤1-1截面處:
下游2-2截面處:根據(jù)動(dòng)量定理和動(dòng)能定理,得:結(jié)論:
在斜流狀態(tài),旋翼槳盤處的誘導(dǎo)速度在數(shù)值上等于下游很遠(yuǎn)處的誘導(dǎo)速度的一半,在方向上兩者彼此平行。
這一結(jié)論與軸流狀態(tài)的完全一致。1-3
旋翼的拉力和功率定常前飛時(shí)推力
升力
需用功率
代入得到與軸流狀態(tài)形式相同的式子:但須注意
1-4槳盤處誘導(dǎo)速度隨前飛速度減小由
得到
當(dāng)
后,可用
前飛滑流理論小結(jié)1,誘導(dǎo)速度及拉力的公式,形式上與軸流狀態(tài)的相同,但速度的合成是按向量關(guān)系即2,前飛中,在保持旋翼拉力不變的條件下,軸向誘導(dǎo)速度隨前飛速度的增大而減小。巡航飛行時(shí)誘導(dǎo)功率僅為懸停時(shí)的20%以下。誘導(dǎo)速度與前飛速度的關(guān)系圖
第二節(jié)前飛葉素理論2-1槳葉剖面氣流及迎角氣流速度,源自:飛行相對(duì)流速旋轉(zhuǎn)相對(duì)速度揮舞相對(duì)速度旋翼誘導(dǎo)速度
迎角變化:
即使無周期變距,槳葉任一剖面的氣動(dòng)環(huán)境總是在周期性變化。每旋轉(zhuǎn)一周,在速度—迎角圖上的軌跡成8字形。
槳盤平面上的剖面迎角分布很不
均勻,后行槳葉一側(cè)迎角大,容易
發(fā)生氣流分離。
槳葉揮舞是造成迎角變化大的主
要原因。迎角與速度相匹配,消除
了傾翻力矩。
2-2旋翼空氣動(dòng)力
同軸流狀態(tài)的處理方法一樣,把葉素的升力、阻力轉(zhuǎn)換為旋翼的基元拉力和旋轉(zhuǎn)阻力
旋翼空氣動(dòng)力在槳轂中心分解為:
拉力T沿旋翼軸,向上
后向力H垂直于旋翼軸,順風(fēng)向后
側(cè)向力S
指向方位角90度方向
反扭矩Mk與旋轉(zhuǎn)方向相反
依據(jù)槳葉揮舞角和所在的方位角,旋翼各基元力由
構(gòu)成積分、無量綱化,如拉力系數(shù)對(duì)于最簡(jiǎn)單的矩形槳葉、誘速均布且無周期變距的旋翼,同樣辦法,可得基元功率系數(shù)為經(jīng)簡(jiǎn)化,得形式與軸流的相同,只是增加了拉進(jìn)功率一項(xiàng)及速度修正。
第三節(jié)揮舞運(yùn)動(dòng)系數(shù)在揮舞運(yùn)動(dòng)方程中,氣動(dòng)力矩為了解揮舞方程,把上式展開為富氏級(jí)數(shù):對(duì)于最簡(jiǎn)單的情況,即
代入揮舞運(yùn)動(dòng)方程等式兩側(cè)的同階諧波系數(shù)應(yīng)相等。已知
,得到對(duì)應(yīng)關(guān)系式得揮舞系數(shù):式中槳葉質(zhì)量特性系數(shù)(洛克數(shù)):
注意:一些西方國家文獻(xiàn)中,洛克數(shù)不含2討論:1,各系數(shù)的物理解釋
2,“變距與揮舞等效”是否依然成立?
注:當(dāng)直升機(jī)有俯仰或滾轉(zhuǎn)角速度時(shí),旋翼還有隨動(dòng)揮舞。
第四節(jié)擺振運(yùn)動(dòng)系數(shù)空氣阻力力矩:離心力力矩:慣性力力矩:哥氏力力矩:減擺器力矩力矩平衡方程為:
導(dǎo)出各力矩的表達(dá)式,代入平衡方程,可得到擺振運(yùn)動(dòng)的微分方程:擺振運(yùn)動(dòng)象揮舞運(yùn)動(dòng)一樣,也是典型的簡(jiǎn)諧振動(dòng),激振力是科氏力和氣動(dòng)阻力(很?。?,但固有頻率僅為旋轉(zhuǎn)角頻率的大約一半。
槳葉后退角是旋翼反扭矩
與離心力矩平衡的結(jié)果。擺
振幅值取決于科氏力。利用處理揮舞運(yùn)動(dòng)同樣的方法,可解得三個(gè)擺振系數(shù):
前飛葉素理論小結(jié)1,前飛中,槳葉的運(yùn)動(dòng)及氣流很復(fù)雜:
前進(jìn)、旋轉(zhuǎn)、揮舞、變距、擺振、彈性變形(未計(jì))
剖面的迎角、速度及空氣動(dòng)力總在變化中。2,由剖面的空氣動(dòng)力出發(fā),經(jīng)積分得出旋翼的空氣動(dòng)力特性(拉力、后向力、側(cè)向力、扭矩和功率);與槳葉運(yùn)動(dòng)方程相結(jié)合,得出揮舞系數(shù)和擺振系數(shù)。
上述內(nèi)容,是直升機(jī)飛行性能、配平、操穩(wěn)計(jì)算的前提,也是動(dòng)力學(xué)分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)知識(shí)。
第四節(jié)前飛渦流理論基本假定與軸流的相同,只是渦系延伸方向按槳盤平面處的合速度方向來處理:
渦系的傾角取為環(huán)量及軸向誘導(dǎo)速度分布都用富氏級(jí)數(shù)表示:根據(jù)王適存廣義渦流理論,可以得出各階系數(shù)的解析式。僅為解釋物理概念,做許多簡(jiǎn)化后,得
旋翼環(huán)量分布一般為:
槳盤上升力系數(shù)分布為:
可見,后行槳葉會(huì)因速度增大而失速加劇
前飛旋翼理論小結(jié)1,旋翼流量仍以槳盤面積計(jì)算,軸向誘導(dǎo)速度仍保持及
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