2022年旋翼升力的产生定义 .pdf
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1、2 1 旋翼升力的产生和变化升力是空气动力,是支托直升机在空中飞行的力量。飞行员操纵直升机、改变飞行状态,通常是通过改变升力的大小及方向来完成的。因此,掌握升力的产生的原因及变化规律非常重要。1.1 升力产生的原因研究升力和产生和变化,要根据桨叶翼型的流谱来定性地分析。翼型的流谱主要取决于翼型的形状和旋翼在气流中的相关位置,这个相关位置用桨叶迎角来表示。1.1.1 迎角的概念桨叶迎角是指桨叶翼弦与相对气流合速度的夹角,用“”表示。如图 1-所示。图-1 桨叶迎角迎角有正负之分。相对气流方向指向桨叶下表面时,迎角为正;相对气流方向反指向桨叶上表面时,迎角为负;相对气流方向与翼弦平行时,迎角为零。
2、1.1.2 升力产生的原因翼型不同或迎角不同,则翼型的流谱也会不同。现以空气流过具有一定正迎角的双凸形翼型为例,根据翼型流谱来定性地说明旋翼升力产生的原因。如图-1 所示,空气流到翼型前缘后,分成上下两段,分别沿翼型上下表面流过。由于翼型有一定的正迎角,上表面较凸出,所以翼型上表面的名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 1 页,共 18 页 - - - - - - - - - 3 流线弯曲较大、流管变细;下表面流管变粗。根据一维定常流动的连续方程P V A=m 秒( 千克/
3、 秒)和伯努利方程 P+1/2? V2Pgh=常数可以得之,在翼型上表面,流管变细(A 减少),则流速 V就要加快,压力 P 减速少;下表面的流管粗,则流速减速慢,压力P 增大。于是,翼型上下表面出现压力差。 翼型上下表面出现压力差. 翼型上下表面垂直于相对气流方向压力差的总和就是翼型的升力(Y翼)。为了便于研究,规定升力的方向始终于相对气流的方向垂直。1.2 升力公式前面我们了解到了升力主生的原因,为了深入地研究旋翼的基本特性、还需要来定量地给升力一个公式。图2 叶素上的压力分布现以单位展长的旋翼为例,来推导升力公式。假设迎角和翼型一定,则旋翼桨叶的流谱也一定。设桨叶前缘相对气流速度为V、压
4、力为 P、上下表面在 dx 截面处的相结气流速度度分别为V上、V下,压力分别为 P上、P下。如图-2 所示。根据伯努利方程有上表面 P + 1/2 ? V= P上 + 1/2 ? V上则P上= P上P = 1/2 ? V2(1-V2上/V2) (1)名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 2 页,共 18 页 - - - - - - - - - 4 下表面 P + 1/2 ? V2 = P下+ 1/2 ? V下2则P下= P下P = 1/2 ? V2(1-V下2/V2) (2
5、)在这里我们先引入一个压力系数p, 它是指剩余压力与远前方气流动压的比值。设翼面某点的气流动压力流动压为Px,则压力系数 Px=(PxP)1/2 ? v2 = P1/2 ? V2(3)根据伯努利方程有 Px+1/2Vx2=P+1/2V2则P=1/2(V2Vx2) (4)将上式代入式( 3)可以得到 Px=1Vx2/V2(5)把式( 5)与式( 1)、( 3)比较得P上=1/2V2 P上(6)P下=1/2V2 P下(7)我们在单位展长的桨叶叶素上沿弦向取微段ds,该微段上表面弧长为ds上,下表面的弧长为ds下,它们的切线与 x 轴的夹角分别为 上下。如图3,叶素上的参数及其受力分析。图3叶素分析
6、图则作用在该微段上垂直于翼弦的力为P下ds下cos下P上ds上cos上若桨叶迎角为 ,那么,作用在该微会上的升力为名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 3 页,共 18 页 - - - - - - - - - 5 dY1=(P下ds下cos下P上ds上cos上)cosa (8)式中 ds下 ds上 dx,所以单位展长桨叶升力为Y (P下cos下P上cos上)cosa dx =1/2 V2 (p下cos下P上cos上)cosa dx =1/2 V2b (P下cos下P上cos
7、上)cosa dx/b令(P下cos下P上cos上)cosa dx/b=Cy1(9)Cy1是该旋翼翼型的升力系数,那么,单位展长桨叶升力可以写为 Y1Cy11/2. v2b1 (10)式中 b.1 是单位展长的桨叶面积,所以,直升机旋翼升力可仿此写成 Y=Cy1/2.p v2S (11)该式即直升机的旋翼升力公式。Cy为升力系数, S为桨叶的总面积。1.3 影响升力的因素由升力公式可以看出,升力的大小与升力系数、相对气流动压、桨叶面积成正比。而升力系数数的大小数点又取决于迎角和翼型。所以,影响升力的因素有迎角、翼型、桨叶面积和相对气流动压等。为了于说明,在分析每个因素对升力的影响时,假设其他因
8、素不变。1.3.1 迎角对升力的影响图-4 不同迎角的压力分布在一定迎角范围内,增大迎角,桨叶升力增大(图-4a) 。因为随着迎角名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 4 页,共 18 页 - - - - - - - - - 6 的增大,桨叶上表面流线会更加弯曲,流管会更为收缩,流速加快,压力不断减速小,而下表面气流更加受阻,流管越来越粗,流速不断减速小,压力不断增大。所以,升力随迎角增大而增大。当迎角增大到某一值时,升力系数达到最大,这时所对应的迎角叫临界迎角( 图-4b
9、) 。迎角超过临界值后,再继续增大,升力系数反而减速小图-4C) 。因为这时,涡流区迅速扩大,气流分离点迅速前移,上表面空气不能紧贴桨叶表面流动,流线变粗,流速减慢,压力迅速增大。虽然下表面流管承迎角增大进一步变粗,流速继续减慢,压力增大,但这时上表面压力差减速少,升力随之减速小。1.3.2 翼型对升力的影响翼型不同,流谱则不同,压力分布也全不同。其字母条件不变时,产生的升力也会不同。1.3.3 桨叶盛面积对升力的影响由于力公式可知,升力与桨叶面积成正比,面积越大,升力越大。1.3.4 相对气流对升力的影响由升力公式可知,升力与相对气流动压成正比,与相对气翼转速的平方成正比。在实际飞行中,通常
10、用大旋翼转速的方法来增大相对气流速度。综上可知,由于直于升机的桨叶面积是相对固定的,那么在飞行中,改变桨叶迎角和旋翼转速是改变直升机升力最有效的方法,飞行中主要就是采取这两种方法。2 拉力的产生及变化旋翼是一个能量转换机构,它把发动机通过旋翼轴传来的旋转动能换成旋翼的拉力。旋翼拉力的原理与升力的产生原理基本相同。名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 5 页,共 18 页 - - - - - - - - - 7 根据风洞实验测出的同一翼型直升机各迎角下的升力系数,画出该翼型直
11、升机升力系数随迎角变化关系的曲线,它可以确切地反映升力系数与锓角的关系数。实验测出的三种不同翼型直升机的升力曲线。根据升力系数曲线,所可以得也两个基本参数。图-5 升力系数曲线图零升力迎角 ( 0) ,即升力系数为零时的桨叶迎角。对于不同翼型的桨叶来说,升力系数为零时,所对应的桨叶锓角不一定为零。零升锓角的值主要是由桨叶翼型决定的,对于同一种翼型来说,零升迎角是一个固定的参数。升力系数曲线斜率 (Cy ),是指增加单位迎角的升力系数增量。根据风洞实验得,但对于不同种翼型来说,在小迎角与迎角成骊性关系。2.1.2 迎角与升力系数的关系为了用迎角来表示升力系数,在小迎角范围骨,假设某种翼型直升机的
12、零升迎角为 ,升力系数曲线斜率为 (Cy) ,旋翼工作时的桨叶迎角为 ,可以得到升力系数为名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 6 页,共 18 页 - - - - - - - - - 8 Cy = Cy( -0) (12)式中( -0) 为桨叶有效迎角 , 由于零升迎角相对与桨叶迎角较小, 一般在计算中可以忽略不考虑. 则 Cy = Cy(13)2.2 拉力的产生现以直升机悬停状态为例 , 从一个叶素入手不来分析旋翼拉力的产生.图-6 叶素分析图取一个叶素 , 它距旋翼轴
13、的距离为r ,叶至少的弦长为b,则叶素的面积为 ds=b dr,叶素的桨叶安装角为r,诱导速度产生的来流角为r,则桨叶转动时的有效迎角为 = r- r,流经它的相对气流速度为V=r ,如图-6 所示。将这些参数及式( 13)代入升力公式 Y=Cy1/2V2S 可以得出这个叶素上的升力为 dY=Cy( r- r)1/2 ( r)2bdr (14)式中r- r为这个叶素的有效迎角。由图可知, V1=rtg r,由于 通常不大,则上式可写为r=V1/ r (15)由上式可知,越靠近旋翼轴的叶素,来流角越大;越靠近桨尖的叶素,来流角越小。设桨尖处的来流角为R.。则有R=V1/ R (16)比较式( 1
14、5)和( 16),可以得到r=RR/r(17)名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 7 页,共 18 页 - - - - - - - - - 9 由上式可以看出,来流角是因叶素沿径向位置的不同而不断变化的。如果桨叶的安装角不变,那么,桨叶切面迎角也将随之变化。迎角变化范围过大,会影响桨叶的空气动力性能。因此,一般对桨叶采取人工扭转的方法,使桨叶跟部的安装角大于桨叶尖部,从而减小迎角的变化范围。对于理想的扭转,安装角具有与式(17)类似的规律,即r = R R/r(18)将式
15、( 18)代入式( 14), 可以得到这个叶素上的升力为 dY = Cy( R- R)R/r 1/2 ( r)2bdr (19)则, 一片桨叶上的升力为 Y叶 =R0 Cy( R- R) R/r 1/2 ( r)2bdr (20)积分后有 Y叶 = Cy( R- R)1/2 2Rb1/2R2(21)必须说明 , 桨叶升力 Y叶是垂直于相对气流方向的。而对于直升机具有实际意义的是升力在桨轴方向的分力T 叶.T叶就是一片桨叶产生的拉力。 如图 6 所示。则 T叶=Y叶cos通常来说 很小,可以认为 cos =1,即 T叶 Y叶桨叶沿径向各个叶素产生的拉力大小是不一样的。一般来说,越接近桨尖,相对气
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