文档介绍：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
直升机空气动力学基础
第四章前飞时旋翼桨叶工作原理
旋翼动力学国防科技重点实验室唐正飞
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
旋翼和桨叶的相对气流
桨叶的挥舞运动
桨叶的摆振运动
桨叶的变距运动及旋翼操纵原理
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—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
前飞特征:
旋翼处于斜流状态:
桨盘迎角不等于 0
s 90
旋翼构造轴系OXsYsZs
ZS 在前行桨叶一侧:
右旋旋翼: ZS 指向右方
左旋旋翼: 指向左方
ZS
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—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
第一节旋翼和桨叶的相对气流
1-1 旋翼的相对气流
平行于构造平面的速度系数,
前进比: V cos
 0 s
R
垂直于构造平面的速度系数,
流入比: V sin
 0 s
0 R
讨论: 各飞行状态下旋翼构造迎角、前进比和入流比
(悬停飞行、垂直飞行、平飞)
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—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
1-2 桨叶的相对气流
前飞时桨叶相对气流图
方位角、前行桨叶、后行桨叶
桨叶剖面的相对气流速度:来自
旋转、前进、诱速、桨叶挥舞
r + Rsin
周向分量Vt = 
径向分量Vr= Rcos
Vy
轴向分量= 01vr
反流区
范围:Vt = r + Rsin 0
r - Rsin,只在后行一侧,是直径为R的圆。
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第二节桨叶的吹风挥舞运动
2-1 挥舞铰—容许桨叶上下挥舞
气流不对称桨叶升力不对称
形成侧翻力矩及根部大弯矩
设置挥舞铰桨叶随升力增减而

上下挥舞速度 r使剖面迎角变化
桨叶升力趋于均衡消除了侧翻力矩
挥舞铰处弯矩为0 。
挥舞引起桨叶剖面的迎角改变:r 
Vt
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2-2 挥舞运动方程
计入挥舞惯性力,写出力矩平衡方程:
MT  M G  M LX  M  0
式中:
R
2 2
离心力力矩 M LX  mdr r r I ye
0
R
2
I ye  mr dr
0
R 
挥舞惯性力矩 M  mdr rr I ye
0
d 2  d 2  d 2
2 t M 2I
dt2 d 2  ye d 2
重力力矩 M很小且是常数,不计;升力力矩暂不详列,得:G
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2 2
d  1 d  2 1
2  2 MT 2  MT
d I ye 或 dt I ye
与质量-弹簧-阻尼系统方程相对比
c K
x x x  F
可得出结论: m m
1,挥舞运动是典型的周期性振动
激振力矩是空气动力力矩,离心力矩
是恢复力矩,阻尼力矩含在气动力矩中。
方程的解可写为
a0  a 10cos  b 10 sin  a 20 cos2  b 20 sin 2 
高阶项量值很小,可只取到一阶为止。
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2 挥舞固有频率正是旋翼的旋转角频率,因而一阶挥舞是
对于一阶空气动力谐波的共振(因阻尼很大,不发散)。
3 挥舞运动消除了旋翼倾翻力矩
将挥舞角表达式代入挥舞运动方程,
a0  a 10cos  b 10 sin 
得
2 2
d  d  2 1
22对比 M 得
2 a0  2 T
dt dt I ye
2
MT a0 I ye
此式表明,桨叶的升力力矩不随方位角变化,旋转中保持常值。
挥舞运动自动消除了气流不对称引起的旋翼侧倾力矩。
讨论:气动力矩是常值,怎么会是激振力
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