直升机空气动力学

直升机空气动力学

一、引言

直升机是一种能够在垂直方向起降的飞行器，其独特的设计和工作原理使其在许多领域发挥着重要作用。直升机的空气动力学是研究直升机在空气中运动和操纵的科学，深入了解直升机的空气动力学原理对于提高直升机的性能和安全性至关重要。

二、气动力学基础

直升机的气动力学基础包括气动力、气动力矩和旋翼气动力分析。气动力是指直升机在飞行中由于空气的作用而产生的力，它包括升力和阻力。升力是使直升机产生升力的主要力量，它是由于旋翼产生的气流下垂所产生的。阻力是直升机在飞行过程中由于空气的阻碍而产生的阻力，它是直升机前进的阻碍力量。

三、旋翼气动力学

旋翼是直升机最重要的部件之一，它是直升机产生升力和推力的关键。旋翼的气动力学研究主要包括旋翼升力的产生、旋翼阻力的产生和旋翼的空气动力特性。旋翼升力的产生是指旋翼通过改变攻角和旋翼叶片的运动来产生升力的过程，其主要依靠气流下垂产生升力。旋翼阻力的产生是指旋翼在运动中由于空气的阻碍而产生的阻力，其大小取决于旋翼叶片的形状和攻角。

四、直升机操纵 直升机的操纵是指驾驶员通过改变旋翼的迎角和旋翼的旋转速度来改变直升机的飞行状态和方向。直升机的操纵主要包括升降操纵、前进操纵和横向操纵。升降操纵是指通过改变旋翼的迎角来控制直升机的上升和下降。前进操纵是指通过改变旋翼的旋转速度和机身的倾斜角度来控制直升机的前进和后退。横向操纵是指通过改变旋翼的迎角差和尾桨的推力来控制直升机的左右移动。

五、直升机稳定性和控制性

直升机的稳定性和控制性是指直升机在飞行中保持稳定和响应驾驶员操纵指令的能力。直升机的稳定性主要包括静态稳定性和动态稳定性。静态稳定性是指直升机在静止状态下保持平衡的能力，它取决于直升机的几何形状和重心位置。动态稳定性是指直升机在飞行中保持平稳和响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的气动特性和操纵系统。直升机的控制性是指直升机在飞行中响应驾驶员操纵指令的能力，它取决于直升机的操纵系统和飞行状态。

空气动力学参数

空气动力学参数是研究飞行器在空气中运动时所受到的力学影响的重要指标。它们包括气动力、气动力矩、升力系数、阻力系数、悬停能力、飞行稳定性等。下面将逐一介绍这些参数的含义和作用。

气动力是指飞行器在飞行过程中受到的气体作用力，包括升力和阻力。升力是垂直于飞行器运动方向的力，使飞行器能够克服重力，实现升空和保持飞行姿态。阻力则是与飞行器运动方向相反的力，阻碍其前进速度。气动力的大小与飞行器的形状、速度、密度等因素有关。

气动力矩是指飞行器在飞行过程中受到的气体作用力矩，包括俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩。俯仰力矩使飞行器产生俯仰运动，偏航力矩使飞行器产生偏航运动，滚转力矩使飞行器产生滚转运动。气动力矩的大小和方向与飞行器的形状、速度、操纵方式等因素有关。

升力系数是指飞行器所受到的升力与空气密度、飞行速度和翼展面积的比值。它是评价飞行器升力性能的重要指标，可以用来比较不同飞行器的升力产生能力。升力系数的大小与飞行器的翼型、攻角、气动特性等因素密切相关。

阻力系数是指飞行器所受到的阻力与空气密度、飞行速度和参考面积的比值。它是评价飞行器阻力性能的重要指标，可以用来比较不同飞行器的阻力大小。阻力系数的大小与飞行器的形状、表面粗糙度、气动特性等因素息息相关。

悬停能力是指飞行器在空中停留的能力，通常用来评估直升机的性能。悬停能力与飞行器的升力产生能力和阻力大小有关，也与飞行器的重量和动力系统性能有关。提高飞行器的悬停能力可以增加其在特定任务中的灵活性和效率。

飞行稳定性是指飞行器在飞行过程中保持稳定的能力，包括纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性。飞行稳定性与飞行器的气动特性、重心位置、控制系统等因素相关。良好的飞行稳定性可以提高飞行器的操纵性能和飞行安全性。

在飞行器设计和性能评估中，空气动力学参数起着重要的作用。通过对这些参数的分析和计算，可以优化飞行器的设计，提高其性能和效率。同时，对于飞行器的操纵和控制，也需要充分考虑空气动力学参数的影响，以保证飞行安全和稳定性。

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11 英文释义 中文释义 备注说明

一、基础词汇

1、直升机种类

single-rotor helicopter

(with tail rotor) 单旋翼带尾桨式直升机

tandem rotors helicopter 纵列式双旋翼直升机

side-by-side rotors helicopter 横列式双旋翼直升机

coaxial rotors helicopter 共轴双旋翼式直升机

tip-driven rotors helicopter 叶尖推进式直升机

tilt rotors helicopter 倾转旋翼式飞机

autogyro 旋翼机

compound helicopter 复合式直升机

2、常见作用力

thrust 推力 加上coefficient，

即相应系数，例：升力系数

lift 升力

propulsion 推进力

跟发动机有关的

profile drag 型阻力

aerodynamic drag 气动阻力

drag force 阻力

centrifugal force 离心力

parasite drag 废阻力 路漫漫其修远兮，吾将上下而求索 -

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22 protuberance drag 由于机身突起

物所带来的阻力

nose-down/nose up moment 低头力矩/抬头力矩 对于迎角来说，抬头为正，低头为负

3、直升机的一些部件

rotor shaft 旋转轴

main rotor axis 主旋翼轴

aft 尾部

fairing 整流装置

fuselage 机身 机身包括nose-section、corss-section shape、

afterbody taper、camber几个部分构成

本文将详细介绍直升机的重要部件挥舞铰和摆振铰的原理和调试方法。

本帖将涉及大量直升机气动原理，文字叙述较多，请各位耐心阅读。

首先，我来给大家介绍下直升机的空气动力学：

我们知道直升机在移动的时候旋翼两端的升力是不同的，具体原因请看下图：

如图所示，V为直升机前进速度，W1为前行桨尖端线速度，W2为后行桨尖端线速度，当直升机前行时，前行桨速度为W1+V，后行桨速度为W2-V，由于桨叶的速度越大升力越大，就会造成左右两侧升力不同，导致造成飞机滚转。

那么如何解决这个问题呢？

1923

年意大利人 Juan de la Cierva发明了一个叫做“挥舞铰”的东西，允许桨叶在左右两侧分别向上、向下斜线运动。

在挥舞铰时，前行桨升力大，便绕挥舞铰向上挥舞；后行桨升力小，便绕挥舞铰向下挥舞，这样，不平衡的滚转力矩无法传到机身，从而避免了直升机前飞中产生滚转。

注意，这里不太容易理解，我再解释一遍，桨叶在上挥的过程中桨距角是不变的，但是相对空气的桨距角变小了，下挥同理

如图：前行桨的桨距角为角度1，箭头指向为前行桨上挥方向，那么前行桨的实际桨距角为角度1减去角度2

现在升力平衡问题解决了，但还有个问题：桨叶的周期挥舞的过程中，会在旋转平面上产生科氏力，会引起重心的周期改变，对发动机中轴和桨叶根部产生巨大的扭矩，

需要在挥舞铰之后安装摆振铰（允许桨叶前后摆动的铰链），允许桨叶在科氏力的作用下前后摆振，消除扭矩

========= ========以上理论分析完毕，现在开始实践==============================

由于besiege里没有风洞实验，我只能做一个试验车来解决

左边的装了挥舞铰，右边是普通刚性旋翼，下面用弹簧支撑，如果产生滚转力矩就能使弹簧倾斜，然后被钢筋放大

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