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中國航空飛機圖解
旋翼的空氣動力特點(1)產(chǎn)生向上的升

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中國航空飛機圖解

旋翼的空氣動力特點(1)產(chǎn)生向上的升力用來克服直升機的重力。 即使直升機的發(fā)動機空中停車時， 駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉(zhuǎn)，仍可產(chǎn)生一定升 力，減緩直升機下降趨勢。(2)產(chǎn)生向前的水平分力克服空氣阻 力使直升機前進，類似于飛機上推進器的作用(例 如螺旋槳或噴氣發(fā)動機)。(3)產(chǎn)生其他分力及力矩對直升機； 進行控制或機動飛行，類似于飛機上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉及一個槳轂組成。工作時，槳葉與空氣作相對 運動，產(chǎn)生空氣動力；槳轂則是用來連接 槳葉和旋翼軸，以轉(zhuǎn)動旋翼。槳葉一般通過鉸接方式與槳轂連接。旋翼的運動與固定翼飛機機翼的不，因為旋翼的槳葉除了隨直升機一同作直線或曲線動外，還要繞旋翼軸旋轉(zhuǎn)，因此槳葉空氣動力現(xiàn)象要比機翼的復雜得多。先來考察一下旋翼的軸向直線運動這就是直升機垂直飛行時旋翼工作的情況，它相當于飛機上螺旋槳的情況。由于兩者技術要求不同，旋翼的直徑大且轉(zhuǎn)速??；螺旋槳的直徑小而轉(zhuǎn)速大。在分析、設計上就有所區(qū)別設一旋冀，槳葉片數(shù)為k，以恒定角速度Ω 繞軸旋轉(zhuǎn)，并以速度 Vo沿旋轉(zhuǎn)軸作直線運 動。如果在想象中用一中心軸線與旋翼軸重合，而半徑為 r的圓柱面把槳葉裁開(參閱圖 2，1―3)，并將這圓柱面展開成平面，就得到槳葉剖面。 既然這時槳葉包括旋轉(zhuǎn)運動和直線運動，對于葉剖面來說，應有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋轉(zhuǎn)平面的速度(等于 Vo)， 而合速度是兩者的矢量和。顯然可以看出(如圖2．1―3)，用不同半徑的圓柱面所截出來的各個槳葉剖面，他們的合速度是不同的： 大小不同，方向也不相同。如果再考慮到由于槳葉 運動所激起的附加氣流速度(誘導速度) )，那么槳葉各個剖面與空氣之間的相對速度就更加 不同。與機翼相比較，這就是槳葉工作 條件復雜，對它的分析比較麻煩的原因所在。旋翼拉力產(chǎn)生的滑流理論現(xiàn)以直升機處于垂直上升狀態(tài)為例，應用滑流理論說明 旋翼拉力產(chǎn)生的原因。此時，將流過旋翼的空氣，或正 確地說，受到旋翼作用的氣流，整個地看做一根光滑流 管加以單獨處理。假設：空氣是理想流體，沒有粘性，也不可壓縮；旋轉(zhuǎn)著的旋冀是一個均勻作用于空 氣的無限薄的圓盤(即槳盤)，流過槳盤的氣流速度 在槳盤處各點為一常數(shù)；氣流流過旋翼沒有扭轉(zhuǎn)(即不考慮 旋翼的旋轉(zhuǎn)影響)，在正常飛行中，滑流沒有周期性的變化。根據(jù)以上假設可以作出描述旋翼在： 垂直上升狀態(tài)下滑流的物理圖像，如下圖所示，圖中選取三個滑流截面， So、 S1和 S2，在 So面，氣流速度就是直升機垂直上升速度 Vo，壓強為大氣壓Po，在 S1的上面， 氣流速度增加到V1= Vo+v1，壓強為P1上，在S1 的下面，由于流動是連續(xù)的，所以速度 仍是 V1，但壓強有了突躍Pl下＞P1上，P1下一P1上即旋翼向上的拉力。在S2面，氣流速度繼續(xù)增加至V2=Vo+v2，壓強恢復到大氣壓強Po。這里的v1是槳盤處的誘導速度。v2是下游遠處的誘導速度，也就是在均勻流場內(nèi)或靜止空氣中所引起的速度增量。對于這種現(xiàn)象，可以利用牛頓第三用動定律來解釋拉力產(chǎn)生的原因。旋翼的錐體在前面的分析中，我們假定槳葉位：槳轂旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。實際上，目前的直升機都具水平鉸。旋翼不旋轉(zhuǎn)時，槳葉受垂直 向下的本身重力的作用(如下圖左)。旋翼旋轉(zhuǎn) 時，每片葉上的作用力除自身重力外， 還有空氣動力和慣性離心力?？諝鈩恿ο蛏系姆?T)方向與重力相反，它繞水平鉸構(gòu) 成的力矩，使槳葉上揮。慣性離心力(F離心)相對 水乎鉸所形成的力矩，力求使槳葉在槳轂 旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)(如下圖右)。在懸停或垂直飛 行狀態(tài)中，這三個力矩綜合的結(jié)果，使得 槳葉保持在與槳轂旋轉(zhuǎn)平面成某一角度的位置上，翼形成一個倒立的錐體。 槳葉從槳轂 旋轉(zhuǎn)平面揚起的角度叫錐角。槳葉產(chǎn)生的拉力約為槳 葉本身重量的10一15倍，但槳葉的慣性和離心力更 大(通常約為槳葉拉力的十幾倍)，所以錐 角實際上并不大，僅有3度一5度。懸停時功率分配從能量轉(zhuǎn)換的觀點分析，直升機在懸停狀態(tài)時(如下圖) 發(fā)動機輸出的軸功率，其中約90％用于旋翼，分配給尾槳、 傳動裝置等消耗的軸功率加起來約占 10％。旋翼 所得到的90％的功率當中，旋翼型阻功率又用去20％，旋翼用于 轉(zhuǎn)變成氣流動能以產(chǎn)生拉力的誘導功率僅占70％。旋翼拉力產(chǎn)生的渦流理論根據(jù)前面所述的理論，只能宏觀地確定不同飛行狀態(tài)整個旋翼的拉力和需用功率，但 無法得知沿旋翼槳葉徑向的空氣動力載荷，無法進行旋設計。為此，必須進一步了解旋翼周圍的流場，即旋 冀槳葉作用于周圍空氣所引起的誘導速度，特別是沿槳葉的誘導速度，從而可計算槳葉各個剖面的受力分布。在理論空氣動力學中，渦流理論就是求解任一物體(不論飛機機翼或旋翼槳葉)作用于周圍空氣所引起的誘導速 度的方法。從渦流理論的觀點來看，旋翼槳葉對周圍空氣的作用， 相當于某一渦系在起作用，也就是說，旋翼的每片槳葉可 用一條(或幾條)附著渦及很多由槳葉后緣逸出的、以螺旋形在旋翼下游順流至無限遠的尾隨渦來代替。按照旋翼經(jīng)典渦流理論，對于懸停及垂直上升狀態(tài)(即軸流狀態(tài))，旋翼渦系模型就像 一個半無限長的渦拄，由一射線狀的圓形 渦盤的附著渦系及多層同心的圓柱渦面(每層渦面 由螺旋渦線所組成)的尾跡渦系兩部分所構(gòu)成。直升機旋停、垂直上升狀態(tài)的渦柱這套渦系模型完全與推進螺旋槳的情況相同。至于旋冀在前飛狀態(tài)的渦系模型，可以合 理地引伸為一個半無限長的斜向渦柱，由一圓形渦盤的附著渦系及多層斜向螺旋渦線的斜向渦面的尾跡渦系兩部分所構(gòu)成。升機前飛狀態(tài)的渦柱二、直升機的操縱特點直升機不同于固定翼飛機，一般都沒有在飛行中供操縱的專用活動舵面。這是由于在小速度飛行或懸停中，其作用也很小，因為只有當氣流速度很大時舵面或副翼才會產(chǎn)生足夠的空氣動力。 單旋翼帶尾槳的直升機主要靠旋翼和尾槳進行操縱，而雙旋翼直升機靠兩副旋翼來操 縱。由此可見，旋翼還起著飛機的艙面和副翼的作用。為了說明直升機操縱特點，先介紹直升機駕駛艙內(nèi)的操縱機構(gòu)。直升機駕駛員座艙操縱機構(gòu)及配置 直升機駕駛員座艙主要的操縱機構(gòu)是：駕駛桿(又稱周期變距桿)、腳蹬、油門總距桿。 此外還有油門調(diào)節(jié)環(huán)、直升機配平調(diào)整片開關及其他手柄。駕駛桿位于駕駛員座椅前面，通過操縱線系與旋翼的自動傾斜器連接。駕駛桿偏離中立位置表示：向前――直升機低頭并向前運動；向后――直升機抬頭并向后退；向左――直升機向左傾斜并向左側(cè)運動；向右――直升機向右傾斜并向右側(cè)運動。腳蹬位于座椅前下部，對于單旋翼 帶尾槳的直升機來說，駕駛員蹬腳蹬操 縱尾槳變距改變尾槳推(拉)力，對直升機實施航向操縱。油門總距桿通常位于駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可同時 操縱旋翼總距和發(fā)動機油門，實現(xiàn)總距和油門聯(lián)合操縱。油門調(diào)節(jié)環(huán)位于油門總距桿的端部，在不動總距油門桿的情況下，駕駛員左手擰動油門調(diào)節(jié)環(huán)可以在較小的發(fā)動機轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)調(diào) 整發(fā)動機功率。調(diào)整片操縱(又稱配平操縱)的主要原因是因為直升機在飛行中駕駛桿上的載荷，不同于飛機的舵面載荷。如果直升機旋翼使用可逆式操縱系統(tǒng)，那么駕駛桿要受周期(每一轉(zhuǎn))的 可變載荷，而且此載荷又隨著飛行狀態(tài)的改變而產(chǎn)生某些變化。為減小駕駛桿的載荷，大多 數(shù)直升機操縱系統(tǒng)中都安裝有液壓助力器。操縱液壓助力器可進行不可逆式操縱，即除了操縱系統(tǒng)的摩擦之外，旋翼不再向駕駛桿傳送任何力。為了得到飛行狀態(tài)改變時駕駛桿力變化的規(guī)律性，可在操縱系統(tǒng)中安裝縱向和橫向加載 彈簧。因為宜升機平衡發(fā)生變化(阻力及其力矩發(fā)生變化)，駕駛桿的位置便隨飛行狀態(tài)變 化而變化，連接駕駛桿的加載彈簧隨著駕駛桿位置的變化而變化時，則駕駛桿力隨著飛行速 度不同也出現(xiàn)帶有規(guī)律性的變化，這對飛行員來說是十分重要的。為消除因飛行狀態(tài)改變而產(chǎn)生的駕駛桿的彈簧載荷，可對彈簧張力進行調(diào)整，相當于飛 機上的調(diào)整片所起的調(diào)整作用，因此在直升機上通常把此種調(diào)整機構(gòu)稱為調(diào)整片，或稱作調(diào) 平機構(gòu)。彈簧張力是由調(diào)整片操縱開關或電動操縱按鈕控制的。自動傾斜器的主要零件包括：旋轉(zhuǎn)環(huán)連接槳葉拉桿，旋轉(zhuǎn)環(huán)利用滾珠軸承連接在不旋轉(zhuǎn)環(huán)上，不旋轉(zhuǎn)環(huán)壓在套環(huán)上；套環(huán)帶有橫向操縱拉桿和縱向操縱拉桿；操縱總槳距的滑筒。直升機的駕駛桿動作時，旋轉(zhuǎn)環(huán)和不旋轉(zhuǎn)環(huán)隨同套環(huán)一起向前、后、左、右傾斜或任意方向傾斜。因為旋轉(zhuǎn)環(huán)用垂直拉桿同槳葉連接，所以旋轉(zhuǎn)環(huán)的旋轉(zhuǎn)面傾斜會引起槳葉繞縱軸做周期性轉(zhuǎn)動，即旋翼每轉(zhuǎn)一周重復一次，換句話說，每一槳葉的槳距將進行周期性變化。為了解槳距的變化，應分別分析直升機的兩種飛行狀態(tài)，即垂直飛行狀態(tài)和水平飛行狀態(tài)。垂直飛行，靠改變總距來實施，換句話說，就是靠同時改變所有槳葉的迎角來實施。此時所有槳葉同時增大或減小相同的迎角，就會相應地增大或減小升力，因而直升機也會相應 地進行垂直上升或下降。操縱總距是用座艙內(nèi)駕駛員座椅左側(cè)的油門總距桿。 從下圖中看出，若上提油門總距桿，則不旋轉(zhuǎn)環(huán)和旋轉(zhuǎn)環(huán)向上抬起，各片槳葉的槳距增大，直升機上升。若下放油門總距桿，直升機則垂直下降。直升機水平飛行要使旋翼旋轉(zhuǎn)平面傾斜，使旋翼總空氣動力矢量傾斜得出水平分力。旋 轉(zhuǎn)平面傾斜是靠周，期性改變槳距得到的。這說明，旋翼每片槳葉的槳距在每一轉(zhuǎn)動周期中 (每轉(zhuǎn)一周)，先增大到某一數(shù)值，然后下降到某一最小數(shù)值，繼而反復循環(huán)。 各種方位的槳距周期性變化如下圖所示。下面考察自動傾斜器未傾斜和向前傾斜時作用于槳葉上的各力。旋翼旋轉(zhuǎn)時，每片槳葉上的作用力如下圖所示：升力 Y葉，重力G葉，揮舞慣性力和離心力J離心力。層槳的構(gòu)造同旋翼相似，不過比旋翼要簡單得多。尾槳的每一槳葉和旋翼槳葉一樣， 其旋轉(zhuǎn)鈾轉(zhuǎn)動。由于尾槳轉(zhuǎn)速很高，工作時會產(chǎn)生很大的離心力。尾槳操縱沒有自動傾斜器，也不存在周期變距問題?？康拍_蹬改變尾槳的總距來操縱尾槳。當駕駛員蹬腳蹬后，齒輪通過傳動鏈條帶動蝸桿螺帽轉(zhuǎn)動，蝸桿螺帽沿旋轉(zhuǎn)軸推動滑動操縱桿滑動(見上圖)，桿用軸承固定在三爪傳動臂上，另一端則用槽與支座 相連，以防止滑動操縱桿轉(zhuǎn)動。 三爪傳動臂隨同尾槳葉傳動，通過三個拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時轉(zhuǎn)動，此時，根據(jù)腳蹬蹬出方向和動作量大小，來增大或減小尾槳槳距。直升機操縱圖解三、直升機的反扭矩直升機飛行主要靠旅翼產(chǎn)生的拉力。當旋翼由發(fā)動機通過旋 轉(zhuǎn)軸帶動旋轉(zhuǎn)時，旋翼給空氣以作用力矩(或稱扭矩)，空氣 必然在同一時間以大小相等、方向相反的反作用 力矩作用于旋翼(或稱反扭矩)，從而再通過旋 翼將這一反作用力矩傳遞到直升機 機體上。如果不采取措施予以平衡，那么這個反作用力矩就會 使直升機逆旋翼轉(zhuǎn)動方向旋轉(zhuǎn)。旋翼的布局形式旋翼之所以會出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼軸帶動旋翼轉(zhuǎn)動工作時，空氣作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。為了平衡這個來自空氣的反作用力矩，有兩種常見的辦法，組合 形成了現(xiàn)代多種旋翼布局型式。1．單旋翼帶尾槳布局?？諝鈱π硇纬傻姆醋饔昧兀晌矘a(chǎn)生的拉力(或推力) 相對于直升機機體重心形成的偏轉(zhuǎn)力矩予以平衡如上圖的a。這種方式目前應用較廣 泛，雖然層槳工作需要消耗一部分功率，但構(gòu)造上比較簡單。2．雙旋翼式布局。由于在直升機上裝有兩副旋翼，可以是共軸式雙旋翼，也可以是縱 列式雙旋翼或者橫列式雙旋冀(含交叉雙旋翼)，通過傳動裝置使兩副旋翼彼此向相反方向 轉(zhuǎn)動，那么，空氣對其中一副旋冀的反作用力矩，正好為另一副旋翼的反作用力矩所平衡， 見圖2．1―20中的b、 c、 d、 e。直升機尾槳（作用）尾槳像一個旋轉(zhuǎn)平面垂直于旋翼轉(zhuǎn)速平面的小螺旋槳，工作時產(chǎn)生拉力(或推力)。 尾槳的作用可以概括為以下三點：1．尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)通過力臂形成偏轉(zhuǎn)力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩 (即反扭轉(zhuǎn))；2．相當于一個直升機的垂直安定面，改善直升機的方向穩(wěn)定性。而且，可以通過加大 或減小尾槳的拉力(推力)來實現(xiàn)直升機的航向操縱；3．某些直升機的尾軸向上斜置一個角度，可以提供部分升力，也可以調(diào)整直升機重心 范圍。 尾槳和旋翼的動力均來源于發(fā)動機；發(fā)動機產(chǎn)生的功率通過傳動系統(tǒng)，按需要再傳給旋翼和尾槳。尾槳的旋轉(zhuǎn)速度較高。直升機航向操縱和平衡反作用力矩，只需增加或減小尾槳拉力 (推力)，對尾槳總距操縱是通過腳蹬操縱系統(tǒng)來實現(xiàn)的。（類型）尾槳通常包括常規(guī)尾槳、涵道尾槳和無尾槳系統(tǒng)等三種類型。1．常規(guī)尾槳 這種尾槳的構(gòu)造與旋冀類似，由槳葉和槳轂組成。常見的有蹺蹺板式、萬向接頭式和鉸 接式。2．涵道層槳 這種尾槳由兩部分組成：一部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于涵道中央的轉(zhuǎn) 子。其特點是涵道尾槳直徑小、葉片數(shù)目多。涵道尾槳的推力有兩個來源：一是涵道內(nèi)空氣對 葉片的反作用推力；二是涵道唇部氣流負壓產(chǎn)生的推力。3．無尾槳系統(tǒng) 無層槳系統(tǒng)主要是用一個空氣系統(tǒng)代替常規(guī)尾槳，該系統(tǒng)由進氣口、噴氣口、壓力風 扇、帶縫尾梁等幾部分組成，如下圖所示。壓力風扇位于主減速器后面，由尾傳動軸帶動，風扇葉片的角度可調(diào)，與油門總距桿聯(lián) 動。尾梁后部有一可轉(zhuǎn)動的排氣罩與腳蹬聯(lián)動。工作時風扇使空氣增壓并沿空心的尾梁向后 流動。飛行中，一部分壓縮空氣從尾梁側(cè)面的兩道細長縫中排出，加入到旋翼下洗流中，造 成不對稱流動，使尾梁一例產(chǎn)生吸力，相當于尾部產(chǎn)生了一個側(cè)向推力以平衡旋翼的反作用 力矩(見上圖)；另一部分壓縮空氣由尾部的噴口噴出，產(chǎn)生側(cè)向報力，以實現(xiàn)航向 操縱，噴氣口面積由排氣罩的轉(zhuǎn)動控制，受駕駛員腳蹬操縱。（總結(jié)）以上各型尾槳都各有其特點： 常規(guī)尾槳技術發(fā)展比較成熟，應用廣泛，缺點是受旋男下 洗流影響，流場不穩(wěn)定，裸露在外的槳葉尖端易發(fā)生傷人或撞擊地面障礙物的事故；涵道層槳優(yōu)點是安全性好，轉(zhuǎn)于槳葉位于涵道內(nèi)，旋翼下洗流干擾、 影響較輕，且不易發(fā)生傷人接物的事故，缺點是消耗功率比較大；無尾槳系統(tǒng)的優(yōu)點是安全可靠、振動和噪聲水平低，前 飛時可以充分利用垂直尾另的作用、減小功率消耗，缺點是懸停時需要很大功率，目前已進 入實用階段。四、懸停懸停是直升機在一定高度上保持航向和對地標位置不變的狀態(tài)。直升機的這一飛行特性 不但能適應多種作業(yè)的需要，更能擴大其使用范圍。無論是高大建筑物的屋頂平臺，還是高 山峽谷的狹小平地，它均能起降自如，實施多種作業(yè)。因此懸停是直升機區(qū)別于一般固定翼 飛機的一種特有的飛行狀態(tài)。雖然某些特種飛機，例如噴口轉(zhuǎn)向飛機，也能作短時懸停，但由于它們產(chǎn)生平衡飛機重力噴口的推力面的載荷大大超過直升機旋翼的槳盤載荷，這樣不便使這類飛機在相同飛行重量的懸停需用功率比直升機的高得多，而且過大的誘導速度引起懸停狀態(tài)作業(yè)的環(huán)境條件大大惡化。此外垂直起落飛機的噴口對地面嚴重燒蝕等方面的問題限制了這類飛機的使用范圍。直升機懸停時的力及需用功率懸停時，單旋翼式直升機力的平衡如下圖所示。旋翼拉力在鉛垂面的升力分量T1與全拉的飛行重力G平衡；用于平衡反扭矩的尾槳推力T尾則等于旋翼在水平側(cè)向分力T3。即鉛垂方向：T1=平側(cè)向：T尾=T3懸停時，直升機的需用功率由尾槳和傳動等功率外加上旋冀所需功率組成，旋翼需用功 率則主要由兩部分組成：(1)旋翼產(chǎn)生拉力所付出的代價――誘導功率P誘；(2)電于空氣 的粘性旋翼旋轉(zhuǎn)時克服槳葉型阻需要耗費的功率――型阻功率P型。即P懸停=P誘+P型必須指出，旋翼的懸停需用功率，比大多數(shù)前飛狀態(tài)需用功率都大一些。這是因為懸停 時，流過槳盤的空氣質(zhì)量流量較小；根據(jù)動量定理，要產(chǎn)生同樣拉力，旋翼在懸停時的誘導 速度需更大一些，而誘導功率正比于旋翼拉力和誘導速度。所以懸停誘導功率就比平飛時的 誘導功率更大些，而型阻功率損失主要取決于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu)型。由于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu) 型很少隨飛行狀態(tài)的變化而變化，因此型阻功率隨直升機的飛行狀態(tài)變化也較小?？偟膩碚f，懸停狀態(tài)的需用功率在直升機的各種飛行狀態(tài)中是較高的。垂直上升直升機在四周有較高障礙物的狹小場地懸停起飛后無法以爬升飛行方式超越障礙物，垂直上升飛行是超越障礙物獲取飛行高度的有效方式。在上述情況下一些特殊空間和區(qū)域作 業(yè)，直升機的垂直上升性能則具有非常重要的實用價值。垂直上升時直升機的力及需用功率直升機垂直上升飛行速度稱為上升率以 Vy表示。通常直升機的垂直上升速度都不大， 機體阻力與飛行重量 G比較起來則為一個小量，可以忽略不計，因此直升機垂直上升時力 的平衡與懸停時基本相同。即鉛垂方向：T1=平側(cè)向： T尾=T3垂直上升時旋翼需用功率，主要由三部分組成：誘導功率P誘；型阻功率P型，以及旋翼上升做功的上升功率P升，即P垂升=P誘+P型+P升垂直上升與懸停狀態(tài)相比，誘導功率雖然隨上升高度的增加其值有所減小，然而隨著 Vy的增加被忽略的機體阻力的功率損耗也有所增加，這兩項大至相抵。型阻功率也可認為與懸停狀態(tài)相同。 因此在粗略分析中可以近似認為垂直上升時P誘與P型之和與懸停時的旋 翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy則隨垂直上升速度線性增加。因此垂直上升的總需用功率比懸停時的需用功率大，并且隨上升率的增加而增加。垂直下降直升機的垂直下降與垂直上升相反，利用它可以使直升機在被高大障礙物所包圍的狹小 場地著陸。由于這時旋翼的誘導速度與其運動的相對來流方向相反，流經(jīng)槳盤的兩股方向相反的氣流使旋翼流場變得更加復雜。隨著下降率的增加，當兩股氣流的速度數(shù)值十分接近時，直升機會進入不穩(wěn)定的“渦環(huán)狀態(tài)”，這時經(jīng)典的動量理論不能反映流過旋翼氣流的流 動規(guī)律，通常利用以實驗為基礎的半經(jīng)驗理論進行描述。下面重點介紹垂直下降中旋翼特有的這一物理現(xiàn)象及相關問題。垂直下降的直升機的力及需用功率垂直下降與懸停及垂直上升時力的平衡基本一樣，即鉛垂方面： T1=G 水平側(cè)面：T尾=T3垂直下降時旋奠的需用功率，類似于垂直上升，可寫成P垂降=P誘+P型+P降需用功率與垂直上升的差別主要 表現(xiàn)在兩個方面：(1)P降中的Vy 數(shù)值為負。即下降的重力做功，旋翼氣流中獲取能量。(2)在垂直下降速度較小時，P誘由于旋翼周圍的不規(guī) 則的紊亂流動使旋翼垂直下降狀態(tài)誘 導的功率增大。直升機垂直下降中，旋翼從下降中所獲取的能量，在很大的速度范圍內(nèi)，消耗到誘導功率中去了。五、直升機的前飛直升機的前飛，特別是平飛，是其最基本的一種飛行狀態(tài)。直升機作為一種運輸工具， 主要依靠前飛來完成其作業(yè)任務。為了更好地了解有關直升機前飛時的飛行特點，從無側(cè)滑 的等速直線平飛人手，有關上升率Vy不為零的前飛(上升和下降)留在下一節(jié)介紹。 直升機的水平直線飛行簡稱平飛。平飛是直升機使用最多的飛行狀態(tài)，旋翼的許多特點 在乎飛時表現(xiàn)得更為明顯。直升機平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動力特性，因此需要首 先說明這種飛行狀態(tài)下直升機的力和旋翼的需用功率。平飛時力的平衡相對于速度軸系平飛時，作用在直升機上的力主要有旋空拉力T，全機重力 G，機體的廢阻力 X身及尾槳推力T尾。前飛時速度軸系選取的原則是： X鈾指向飛行速度V方向； Y軸垂直于X軸向上為正，2軸按右手法則確定。保持直升機等速直線平飛的力的平衡條件為X軸：T2=X身Y軸： T1=GZ軸：T3約等于T尾其中 Tl， T2， T3分別為旋翼拉力在 X， Y，Z三個方向的分量。 對于單旋翼帶尾槳直升機，由于尾槳軸線通常不在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，為保持側(cè)向力矩 平衡，直升機稍帶坡度角 r，故尾槳推力與水平面之間的夾角為 y，T尾與T3方向不完全 一致，因為 y角很小，即cosr約等于1，故Z向力采用近似等號。平飛需用功率及其隨速度的變化平飛時，飛行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均無位移，在這兩個方向的分力不做功，此時旋翼的需用功率由 三部分組成：型阻功率――P型；誘導 功率――P誘；廢阻功率――P廢。其中第三項是旋翼拉力克服機身阻力所消 耗的功率。從上圖可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡機身阻力 X身。對旋翼而言，其分力T2在X軸方向以速度V作位移。顯然旋翼必須做功，P =T2V或P廢=X身V，而機身廢阻X身 在機身相對水平面姿態(tài)變化不大的情況 下，其值近似與V的平方成正比，這樣 廢阻功率P廢就可以近似認為與平飛速 度的三次方成正比，如圖中的點劃線③所示。平飛時，誘導功率為P誘=TV，其中T為旋翼拉力， vl為誘導速度。當飛行重量不變 時，近似認為旋翼拉力不變，誘導速度271隨平飛速度 V的增大而減小，因此平飛誘導功率 P誘隨平飛速度V的變化如上圖中細實線②所示。平飛型阻功率尸型則與槳葉平均迎角有關。隨平飛速度的增加其平均迎角變化不大。所以P型隨乎飛速度V的變化不大，如圖中虛線①所示。圖中的實線④為上述三項之和，即總的平飛需用功率P平需隨平飛速度的變化而變化。 它是一條馬鞍形的曲線：小速度平飛時，廢阻功率很小，但這時誘導功率很大，所以總的乎 飛需用功率仍然很大。但比懸停時要小些。在一定速度范圍內(nèi)，隨著平飛速度的增加，由于 誘導功率急劇下降，而廢阻功率的增量不大，因此總的平飛需用功率隨乎飛速度的增加呈下 降趨勢，但這種下降趨勢隨 V的增加逐漸減緩。速度繼續(xù)增加則由于廢阻功率隨平飛速度 增加急劇增加。平飛需用功率隨 V的增加在達到平飛需用功率的最低點后增加；總的平飛 需用功率隨 V的變化則呈上升趨勢，而且變得愈來愈明顯。直升機的后飛相對氣流不對稱，引起揮舞及槳葉迎角的變化直升機的側(cè)飛側(cè)飛是直升機特有的又一種飛行狀態(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛 一起是實施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側(cè)飛是在懸?；A上實施 的飛行狀態(tài)。其特點是要多注意側(cè)向力 的變化和平衡。由于直升機機體的側(cè)向 投影面積很大，機體在側(cè)飛時其空氣動 力阻力特別大，因此直升機側(cè)飛速度通 常很小。由于單旋翼帶尾槳直升機的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同。向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一例的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直 升機向后方向運動，會產(chǎn)生與水平分量反向的空氣動力阻力Z。當側(cè)力平衡時，水平分量等于尾槳推力與空氣動力 阻力之和，能保持等速向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛。向前行槳葉一例側(cè)飛時，旋翼拉 力的水平分量小于尾槳推力，在剩余尾槳推力作用下，直升機向民槳推力方向一例運動，空氣動力阻力與尾槳推力反向，當側(cè)力平衡時，保持等速向前行槳葉一側(cè)飛行。直升機的起飛直升機利用旋翼拉力從離開地面、并增速上升至一定高度的運動過程叫做起飛。直升機具有多種起飛方式，可以垂直起飛，也可以像固定翼飛機一樣滑跑起飛。具體采用何種方式起飛，必須根據(jù)場地面積的大小、大氣條件、周圍障礙物的高度和起飛重量大小等具體情況決定。垂直起飛是直升機從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。 爬升高度視周圍障礙物的高度而定。一般而言，作為起飛過程完成的離地高度約為20―30m，速度接近其經(jīng)濟速度。直升機根據(jù)不同的具體情況，可以采用兩種不同的垂直起飛方法。正常垂直起飛正常垂直起飛是指場地凈空條件 較好，直升機垂直離地約0.15―0.25 個旋翼直徑的高度，即部分利用旋翼 的地面效應，進行短暫懸停，檢查一

看看比羅里把縮的強