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直升飞机原理旋翼的空气动力特点直升机是一种能够垂直起降并在空中悬停、前后左右移动的飞行器。
其独特的飞行原理主要依赖于旋翼的空气动力特点。
下面将详细介绍直升机的原理以及旋翼的空气动力特点。
直升机通过旋翼的旋转以产生升力，使飞机能够在空中悬停或垂直起降。
旋翼是直升机的核心部件，位于机身的顶部，并通过主轴与发动机相连接。
旋翼主要由主叶片、副叶片和旋转机构等组成。
旋翼的空气动力特点可以通过以下几个方面解释：1.升力产生：旋翼的旋转可以使空气流动并产生升力。
主叶片的弯曲形状和扭矩可以利用空气动力学原理，产生一个向上的升力矢量。
通过调整旋翼的转速、叶片角度和导流片等参数，直升机可以控制升力的大小和方向。
2.推力产生：除了产生升力，旋翼还可以产生一个向前推进的推力。
通过改变旋翼的叶片角度，可以调整旋翼对空气的作用力，并产生一个向前方向的推力，从而让直升机能够在空中前后移动。
3.反作用力：旋转的旋翼会产生一个反作用力，此力与升力和推力成正比。
为了平衡这一反作用力，直升机通常会配备一个尾旋翼来产生一个与旋转方向相反的力矩，从而保持飞行器的平衡和稳定性。
4.旋翼受力：旋翼在飞行过程中会遇到不同的气流条件和空气动力特性。
例如，主叶片的前缘受到气流的较大冲击，产生了主气流，而后缘则受到较小的气流冲击，产生了副气流。
这些气流与叶片的扭转角度和动作有关，会对旋翼的受力和升力产生影响。
总之，直升机的飞行原理主要依赖于旋翼的空气动力特点。
通过利用旋翼产生的升力和推力以及对反作用力的平衡，直升机能够垂直起降、悬停和前后左右移动。
旋翼的叶片形状、扭转角度、转速等参数的调整，对直升机的飞行性能和稳定性也有重要影响。
这种独特的设计使得直升机在特定场合和任务中具有独特的优势和应用价值。
旋翼的空气动力特点(1)产生向上的升力用来克服直升机的重力。
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，减缓直升机下降趋势。
(2)产生向前的水平分力克服空气阻力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用(例如螺旋桨或喷气发动机)。
(3)产生其他分力及力矩对直升机；进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作用。
旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。
工作时，桨叶与空气作相对运动，产生空气动力；桨毂则是用来连接桨叶和旋翼轴，以转动旋翼。
桨叶一般通过铰接方式与桨毂连接。
旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不，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。
先来考察一下旋翼的轴向直线运动这就是直升机垂直飞行时旋翼工作的情况，它相当于飞机上螺旋桨的情况。
由于两者技术要求不同，旋翼的直径大且转速小；螺旋桨的直径小而转速大。
在分析、设计上就有所区别设一旋冀，桨叶片数为k，以恒定角速度Ω 绕轴旋转，并以速度Vo沿旋转轴作直线运动。
如果在想象中用一中心轴线与旋翼轴重合，而半径为r的圆柱面把桨叶裁开(参阅图2，1—3)，并将这圆柱面展开成平面，就得到桨叶剖面。
既然这时桨叶包括旋转运动和直线运动，对于叶剖面来说，应有用向速度(等于Ωr)和垂直于旋转平面的速度(等于Vo)，而合速度是两者的矢量和。
显然可以看出(如图2．1—3)，用不同半径的圆柱面所截出来的各个桨叶剖面，他们的合速度是不同的：大小不同，方向也不相同。
如果再考虑到由于桨叶运动所激起的附加气流速度(诱导速度) )，那么桨叶各个剖面与空气之间的相对速度就更加不同。
与机翼相比较，这就是桨叶工作条件复杂，对它的分析比较麻烦的原因所在。
旋翼拉力产生的滑流理论现以直升机处于垂直上升状态为例，应用滑流理论说明旋翼拉力产生的原因。
此时，将流过旋翼的空气，或正确地说，受到旋翼作用的气流，整个地看做一根光滑流管加以单独处理。
空气动力学研究在风电工程中的应用1. 引言空气动力学研究作为风电工程领域的重要组成部分，对于风力发电机组的设计与运行优化起到了关键作用。
本文将介绍空气动力学研究在风电工程中的应用，包括风力发电机组的结构分析、风电场布局及风能资源评估等方面。
2. 风力发电机组的结构分析2.1 风力发电机组的主要部件风力发电机组是由塔架、机舱和叶轮等几个主要部件组成。
其中，叶轮是将风能转化为机械能的关键部件，其叶片的设计对于发电效率的提高至关重要。
空气动力学研究通过对叶片的气动特性进行分析，可以优化叶片的设计，提高发电机组的性能。
2.2 叶片的气动特性分析叶片在风力作用下产生升力和阻力，当风速增加时，叶片受到的气动力也相应增加。
空气动力学研究通过风洞实验和数值模拟等方法，可以对叶片的气动特性进行详细分析。
根据研究结果，可以调整叶片的形状和角度，降低阻力，提高发电机组的效率。
2.3 风力发电机组的结构优化基于空气动力学研究的成果，可以对风力发电机组的整体结构进行优化。
通过改变塔架的高度和形状，可以减小发电机组受到的风阻力，提高稳定性。
同时，优化机舱的布局和材料选择，可以降低风力对机舱的影响，减少噪音和振动。
3. 风电场布局3.1 风电场布局的重要性风电场的布局直接影响发电量和运行效益。
良好的风电场布局可以最大程度地利用风能资源，提高风力发电的效率。
空气动力学研究通过对风场的风速分布、气流分层和湍流特性等进行分析，帮助确定合理的风电场布局方案。
3.2 风电场布局的方法空气动力学研究通过数学模型和计算方法对风电场进行布局优化。
首先，利用气象数据和风能资源评估结果，确定潜在的风力发电区域。
然后，根据地理和环境因素，结合风能的时空分布特点，确定适合的风电机组布局方案，以最大程度地提高发电效率。
3.3 风电场布局的考虑因素在风电场布局过程中，需要考虑多种因素。
首先是土地的利用和管理情况，包括地形、交通和环保等因素。
其次是风能资源的分布情况，需要根据不同地区的风能条件进行分析和评估。
微型直升机旋翼的气动力计算
微型直升机是一种小型无人机，它需要能够准确计算旋翼气动力才能保证飞行稳定性和机动性。
旋翼气动力计算是微型直升机设计中十分关键的一项技术。
首先，进行微型直升机旋翼的气动力计算需要了解旋翼的基本结构和工作原理。
旋翼是微型直升机的主要升力来源，它由多个叶片组成，通过快速旋转产生提升力。
在旋翼运动过程中，空气会受到压力和阻力等力的作用，这些力会影响旋翼的运动轨迹和角速度。
接下来，需要建立旋翼气动力模型。
旋翼气动力模型可以分为绕流理论模型和计算流体力学模型两种。
绕流理论模型是基于物理现象的理论分析，可以非常准确地预测旋翼的气动力。
而计算流体力学模型是通过建立数值模型来模拟空气流动过程的，相对较为简单但精度相对较低。
然后，需要选择适当的数值方法进行模拟计算。
目前常用的数值方法有有限元法、有限体积法和边界元法等，不同方法的精度和计算速度也不同。
一般来说，需要根据旋翼气动力模型的性质来选择合适的数值方法。
最后，进行旋翼气动力计算，得到旋翼在不同条件下的气动力数据。
这些数据可以用于微型直升机的设计和仿真，以验证设计方案的可行性和性能。
总之，微型直升机旋翼的气动力计算是一项十分重要的技术，它能够为微型直升机的设计和运行提供重要的理论依据和数据支持。
随着科技的不断发展，相信旋翼气动力计算技术也会不断得到进步和完善。
作者： 金浩 岳明凯
作者机构： 沈阳理工大学装备工程学院,辽宁沈阳110168
出版物刊名： 辽宁高职学报
页码： 67-68页
主题词： 引信 冗余保险 第二环境力 涡轮保险机构
摘要：本实验主要是利用空气动力作为解除保险的原动力对M-6引信进行冗余保险改进。
因该引信配用的弹丸为非旋弹,不能利用自身旋转的离心力作为解除保险的第二环境力,单一的后坐力又不能实现冗余保险。
空气动力作为一种取之不尽的新型能源在各领域已得到了广泛应用。
本设计采用内置式涡轮保险机构,利用弹丸在空气中运动产生的高速气流驱动涡轮叶片旋转产生的离心力来解除保险,使引信达到设计要求。
某型号引信后坐保险机构设计及试验研究作者：胡鹏程多学武张文广李小勇张成成来源：《中国军转民》 2017年第10期1. 引言引信中的后坐保险机构是利用后坐力来作为解保环境力的保险机构，同时需保证跌落过程的安全性。
该种机构主要适用于两种发射环境：①高过载环境，利用高过载实现解保，此时过载大于跌落过载，从而保证安全性；②长时间的低过载环境，利用长时间的低过载实现解保，此时利用解保时间大于跌落时间保证安全性。
为了有效地利用发射环境作为后坐保险的条件，后坐保险设计成了引信设计的关键点与难点。
某型号单兵火箭弹，发射过载17g，但发射过载的持续时间仅为50ms，且可利用空间非常狭小。
因此，在这种小空间实现低过载短时间解保具有严峻的挑战。
本文对现有后坐保险的适用条件进行了分析，并在此基础上设计了一种适于狭小空间内低过载、短时间的发射条件的解保机构。
2. 传统的后坐保险机构后坐保险机构靠后坐力解除保险，分为直线运动式保险机构和惯性制动式保险机构（非直线运动式）两种。
直线运动式保险机构适用于直线解除保险系数（K 值一般为几万克）很大的发射环境，如加农炮与榴弹炮。
分为单行程的和双行程的保险机构。
单行程保险机构往往在膛内就解除保险，一般只用作辅助保险，主要起平时保险作用。
双行程保险机构需经过下沉和上升的往返运动后才能解除保险，解除保险时间较长，能保证膛内安全，适用于高过载弹药引信。
惯性制动式保险机构适用于直线解除保险系数（K 值一般在20 ～ 200g 之间）较小的发射环境，如火箭弹与无座力炮弹等。
此种条件发射过载一般小于跌落过载，采用直线式保险机构很难解决安全与可靠解除保险之间的矛盾，但是发射过载的持续时间较长（一般为几秒），而跌落过载的时间较短，惯性制动式保险机构就是利用这种差别来解决安全与可靠解除保险的矛盾而设计的。
3. 结构设计及原理某型号单兵火箭弹，发射过载17g，但发射过载的持续时间仅为50ms，且可利用空间非常狭小（?11×20）。
旋翼式空气动力保险机构在迫1—甲引信中的应用设计摘要迫击炮为滑膛炮，在所配用弹种的引信保险机构设计中，可利用的环境力只有后坐力，国军标GJB373A明确规定引信必须具有两套独立的保险机构，其中每一个都能防止引信意外解除保险和因引信原因使弹药意外爆炸，而且这两个保险装置应从不同的具体环境获得启动力。
本设计采用旋翼式空气动力保险机构对迫1-甲引信进行改进设计，寻求除了后坐力外的第二环境力作为引信保险机构的源动力，旨在为众多引信领域科研工作者提供设计思路。
关键词滑膛炮；保险机构；旋翼式；第二环境力0引言在整个引信系统中，保险机构是非常重要的组成部分，保险机构是保证引信的隔爆机构、点火机构以及引信的内含能量在非战斗状态下出去安全状态，当战斗部出炮口后在某一弹道点的位置时，引信依靠保险机构的相关部件起作用而解除保险，从安全状态转变为待发状态，这就是引信解除保险的过程。
抗战时期和国内战争时期，由于战争的急促行和兵工技术水平等诸多因素的限制，设计制造的引信质量上有很多缺陷，近些年，兵工部门对产品的设计提出了很多新的要求，如国军标GJB373A明确规定引信必须具有冗余保险，即单个引信必须具有两套独立的保险机构，其中每一个机构都能防止引信意外解除保险和因引信原因使弹药意外爆炸，而且这两个保险装置应从不同的具体环境获得启动力。
引信的保险机构的启动力主要依靠内含能源或环境能源。
所说的内含能源，是设计引信的时候就附带的启动力能源，如储能电源、火药动力机、拉压簧等零件或部件；环境能源是指可以在战斗部发射瞬间或飞行过程中升温、升压或产生加速度等外界环境与弹药系统作用产生的能源。
迫击炮属于滑膛炮，所以其炮弹的稳定方式只能是尾翼稳定，弹丸飞行过程中非旋或微旋，导致迫击炮弹在引信保险机构设计方面可利用的环境力非常有限，通常只有弹丸在发射瞬间的后坐力作为解除保险的源动力，因此，许多迫击炮弹都没有达到国军标GJB373A的规定，这就给引信的设计和使用带来了许多安全隐患。
综上所述，为非旋弹和微旋弹寻求第二环境力应用在引信保险机构的设计中显得十分重要和迫切，利用弹丸在空气中飞行时产生的空气动力作为第二环境力应用在引信保险机构设计中将会使得非旋弹和微旋弹引信的设计更加安全和合理，同时也会使引信满足国军标GJB373A的要求。
2迫1-甲引信结构特点和作用原理2.1迫1-甲引信的结构迫1-甲引信属于隔爆雷管型引信，主要配用在60mm迫击炮和82mm迫击炮杀伤榴弹上，采用零号装药发射时其炮弹的最大过载系数为1135。
迫1-甲引信的基型引信结构原理如图1所示：2.2迫1-甲引信的作用原理如图1所示，在非战斗状态时，引信最前端为一保险帽6，在发射过程之前，炮手需拔运输保险销2，摘除保险帽6，否则，很容易使得引信对作用目标失效。
在迫1-甲引信中击针有着双重的作用，它的作用之一是作为被保险零件，作用之二是在平时状态下限制雷管座的运动。
在非战斗状态时，击针8插在雷管座5的盲孔内，这样就使雷管座处于安全隔离位置。
平时在运输或勤务处理时，某些时候弹丸落地或倾倒，其下落过程中的力使惯性筒9（带蛇形槽）在向下微运动的同时做径向转动，然而，这个下落过程中的力（惯性力）存在的时间很短且很小，使得惯性筒9要开始运动的初期，这个惯性力已经作用完毕并消失。
由于导向销14与蛇形槽壁的摩擦、惯性筒的转动、尤其是曲折槽壁与导向销之间的摩擦力，将会促使惯性筒所获得的力在曲折槽初始运动前期就已经完全消失，惯性筒在弹簧弹力作用下很快被恢复到初始位置，这时，引信并没有因为弹丸落地或倾倒而解除保险，处于安全状态。
迫-1甲引信在发射过程中，由于发射后坐力作用时间较长且力很大，将会促使惯性筒9下移到位，使得上钢珠从惯性筒内壁裸露出来并被释放出来。
在弹丸出炮口后在某一弹道位置时，后坐力显著减小并逐渐消失，弹丸只能考惯性力前进，此时，惯性筒弹簧将惯性筒向上顶起并运动到位，同时拖动击针座向上运动，在惯性筒与击针系统运动的过程中，惯性筒上移露出支座11两端的下钢珠孔，下钢珠4被释放出来，此时，击针尖在上拉过程中从雷管座中滑块的盲孔中抽出，击针头部在向上运动过程中被盖箔1挡住，击针从盲孔中抽出后，滑块在弹簧的作用下想中间运动到位，使得击针尖和雷管孔对正，这时，引信真正处于待发状态。
3迫-1甲引信缺陷迫-1甲引信由于其结构简单，使用起来也比较方便，但是其在使用过程中有诸多方面的不足，其中主要的缺陷就是迫1-甲引信的在弹着的时候其触发灵敏度较低。
这是由于该引信为了保证在非战斗状态下运输和勤务处理时候得安全性，惯性筒弹簧不能设计的抗力太小，否则会在运输或勤务处理的时候提前解除保险造成弹丸早炸，虽然惯性筒和惯性筒弹簧在解除保险后成为了多余的零件，但是作用目标后的反作用里同样需要克服它的惯性力才能成功触发火帽和雷管，因此大大降低了触发灵敏度。
另外，迫1-甲引信的炮口保险距离过短，只有1m～3m，战斗部发射出炮膛后的某一弹道点位置，引信即开始解除保险，击针尖从雷管座滑块的盲孔中抽出后，击针尖便与雷管对正，传爆序列即构成。
击针在惯性筒弹簧作用下向上运动的过程中，最后被盖箔挡住，盖箔有时候受到迎面的空气阻力作用下将会对击针座施加一个反作用力，这个反作用力会使得击针被反弹回来戳击对正的雷管，从而引发迫-1甲引信有时会出现炮口早炸的情况。
迫1-甲引信解除保险后击针与盖箔直接接触的设计，虽然提高了引信的触发灵敏度，但是也导致了其发生炮口炸的可能性。
另外，在勤务处理中一旦惯性筒下移到位，引信就处于待发状态，该引信在待发状态下极易因为空气中的悬浮颗粒和迎面的空气动力作用在击针座上引起弹丸炮口炸甚至炮膛内早炸，严重影响了该引信的安全性。
1997年GJB373A-97《引信安全性设计准则》中明确规定：引信的设计必须满足冗余保险的要求，然而迫-1甲引信只具有单一环境力的保险机构，只能靠后坐力作为环境力解除所设计的保险机构，并不满足该标准的要求。
针对这一问题，我们急需设计出新的保险机构与原保险机构的有机结合以提高其安全性，达到国军标的要求。
4迫-1甲引信改进方案利用空气动力原理解除保险的保险机构一般有活塞式、旋翼式、涡轮式、薄片式等设计方案，针对迫1-甲引信的结构特点，本设计采用独创的离心销式旋翼机构是较为合理的一种改进设计方法。
该机构主要特点是设计利用旋翼产生的离心力解除保险，通过结构设计使迫-1甲引信达到冗余保险的要求，而且这种空气动力能源为免费能源，这样更符合了设计的经济特性。
4.1旋翼式空气动力机构选择迫击炮弹装弹方式和内、外弹道的特点，给引信设计带来了诸多障碍，国内外众多引信设计工作者长期以来一直试图寻找一种性能比较完善，成本比较低廉的迫击炮弹引信，这种努力突出表现在炮击炮弹引信的更新换代迅速。
美国在五十年代大量使用M52引信，六十年代就更新换代成了带有没有反力的钟表机构M525引信，七十年代则用带有空气动力延迟机构的M717引信系列，多用途引信在炮击炮弹上使用，将使迫击炮弹的一些传统设计思想得到改变。
迫-1甲引信的解除保险机构只有靠发射时单一的后坐力，没有实现双环境保险，这也是迫-1甲引信的致命不足，由于没有达到GJB373A-97《引信安全性设计准则》中规定，对其实施改进设计，利用弹丸在空气中飞行时受到空气的阻力作为源动力，设计结构合理的保险机构使其达到冗余保险的要求。
空气动力保险机构是利用弹丸在飞行过程中相对气流的作用而进行工作的保险机构，对初速低的弹中，如迫击炮弹、火箭弹、航弹等来说，对弹道性能方面的影响极其微小，可以忽略不计。
在设计此类的保险机构时，除满足一般的安全与可靠解除保险的要求之外，还要特别加一条，就是在机构上应尽量减少对弹道性能的影响。
这种保险机构由于和直线惯性力无关，因此可以用在值很小的弹药上，特别在迫击炮弹和火箭弹等非旋或微旋弹上有很大的使用价值。
气动力保险机构可分为空气动力保险机构和燃气动力保险机构。
其中燃气动力保险机构是利用发射时的火药气体作为源动力，对于迫1甲引信的设计空间等局限，势必会造成改进后的引信结构极其复杂，在此不加选择。
而空气动力保险机构还可分为活塞式空气动力保险机构、旋翼式和涡轮式空气动力保险机构。
旋翼式空气动力保险机构是利用弹丸飞行中迎面气流的作用使旋翼旋转而解除保险的保险机构。
它只适用于亚音速飞行的引信。
结合迫-1甲引信的具体结构特性，选择了离心销式旋翼空气动力保险机构。
4.2方案设计如图2所示：发射时，后坐力作用时间较长，足以使惯性筒下移运动到位，保证上钢珠掉出。
出炮口后，惯性筒在弹簧抗力作用下向上运动并抵住击针头，使击针的锥面将钢珠挤出钢珠孔，这时，改进前的引信下钢珠脱落解除保险，击针上移抵住保险冒；而改进后的引信由于离心销（5）的作用卡住击针头，使击针不能上移至保险冒。
当出炮口后，固定在轴套（2）上的旋翼叶片（6）带动整个旋翼机构开始旋转，由于在定位旋转销（4）的作用下，旋翼机构不会旋掉而脱离引信。
当旋转到一定转速后，离心销在离心力的作用下向后压缩离心弹簧（3），离心销有效甩开，此时击针头在弹簧抗力作用下向上运动并抵住顶帽（1），同时，击针尖离开雷管座孔，雷管座在锥簧的作用下向左平移到位，雷管与击针对正，引信处于待发状态，由此设计起到了延期解除保险的作用。
5结论经振动实验、锤击实验、爆炸实验显示，改进后的引信满足了以下条件：1）运输和勤务处理时的安全性：改进后的引信装入金属匣中在振动机上2小时，落高为100m测试运输和勤务处理时的安全性，在此实验环境中引信未解除保险，保证了平时安全状态；2）炮口保险距离和解保可靠性测定：采用60mm迫击炮填沙弹丸对改进的引信进行模拟发射实验结果显示，改进后的引信炮口保险距离为6m～8m，较原引信的1m～3m的炮口保险距离有大幅提升；旋翼在41毫秒时释放击针头，虽然此旋翼不旋掉，但其质量相对与弹丸很小，不影响原弹丸的弹道系数，其空气动力参数，都不改变。
由结果我们可以看出，此旋翼式气动力保险机构设计使得改进前的迫-1甲引信存在的一些缺陷得到改善，符合当前《引信设计安全准则》中的引信要具有冗余保险机构的原则。
它不仅提高了引信勤务处理中的安全性，由于旋翼离心销在有效甩开前，击针不能刺发雷管，从而不能解除保险，大幅提高了引信的炮口保险距离，兼之使用空气作为环境能，提高了引信经济性。
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