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1、直升机空气动力学习题解答南京航空学院一九九零年六月绪论（0 1）=60.5418.92=0.109=2602=2(207或 212)60 18.92=204.8209.8=1340204.8209.8= 0.6020.617（0 2）=7+(0.7)=1110(0.7)=1810其中， =0.7 7=11， =0.29 根 =15.1， =0.1 尖 =8（0 3）a 非 b 是 c 是 d 非（0 4）a 非 b 非 c 非 d 是（0 5）= 122()2= 1200120.12552(2358605)2或 =0.00696= 12009.81121.22552(2358605)2第一章（
2、1 1）滑流边界如图（a）的理由是：1. 空气被吸向旋翼时逐渐加速，因流量保持为常数，所以流管收缩；2. 加速过程中静压逐渐减小，且总低于流管以外的大气静压强。内外压差使气体微团受到向内的法向力（向心力） ，所以流线向内凹；3. 上游无限远处， ，静压与大气压相同，所以流体=0的渐近线为竖直线；4. 桨盘处，气流在此被加压，流线有拐点；5. 气流经旋翼加压后，将逐渐加速，所以流管收缩；又因滑流内静压高于外界大气压，因而流管边界线向外凹；6. 下游无限远处， 压强为大气压，所以流管边=0+20界线的渐近线为竖直线。（1 2）a. 10 = 22= 1200(20.125520.92)= 8.15
3、b.0= 10=22=1200 1200(20.125520.92)马力 =130.40=00+0.50=23=66.7%=0=1200260=4.6公斤 马 力c. 1=0.5(0+20+)已知 ,而 ,0=1310 10=12=0.00696= 122()2所以 10=120.006960.92=0.04351 =12（ 0.04353 +（ 0.04353） 2+0.006960.92） = 0.0368=1=12000.0368187=110马 力=+0+式中 0=120=65.2马 力=1310=43.5马 力=110+65.2+43.5=218.7马 力（1 3）=1.20= (2
4、2)=1.2320=171.4马 力0= 00+0=72%（1 4） a. 虽然，由 ，得 ，又由 因而=常数 1 =0。由此可知，似乎为拉起一定会重量，R 越大择032要求的 越小。但是，R 大则全机的尺寸及结构重量都加0大，G 中所包含的有用载荷减小并不合算。而且当 R 过大时，结构重量与 成正比，反而会有 。23 012此外，这里只记及了需用诱导功率，未计其他功率损失，如型阻功率，该功率是随 R 增大的。所以，P 只能小到一定程度，q 不能太大。b. 发展趋势是 P 增大，因为 R 小到结构重量小，尺寸小。发动机的进步提供了这种可能性。由于有了马力重量比得的发动机，可以不太在乎需用功率的
5、增大。（1 5）10=2 =2，满载时 p 较大， 更大些。0= 1010+= 11+232 0第二章（2 1）迎角 1.2 0.02 0.02 0 0.049 0.02 0.4057 0.215 0.02 0.262因为 =0=0(0) =0.020.2380.1(+1.2)又=0+= 0.020.1（ +1.2） +0.238= 0.2+1.2+0.238（2 2）对任意点的力矩系数，若 ，而一般翼型的=0+() =12，所以 ，一般大于 0，且 越大，14 12=0+14 抬头力矩越大，驾驶员会感到总桨距变轻甚至自动向上抬起。（2 3）a. 相对气流 b.升力减小 c.前缘 d. e.
6、（2 4）=1221227=(7)=0.7=131.2/= 22=8.15/所以 ，所以7=5.73（957.38.15131.2） =0.544=150/(25)=0+147=0.00696= 122()20=0=2.7187=0.0144=12(0+02+)=0.0369由极曲线查的 ，7=3=0.484 7=0.0098实际取 =0.0118所以 =0.0005479=122（ ） 3=1.77104=236马 力与习题（12）比较，236 大于 218.7，得值较大的原因是：1.计入了诱导速度分布不均影响（J=1.18 大于 1）2.实际计算了型阻功率。（2 6）儒氏桨叶 ，若 为常数
7、，则 为常数，即=常数 宽度沿半径按双曲线规律变化。（2 7）由叶素滑流组合理论，悬停时的诱导速度分布为近似的()=16+ (16)2+8 =5.7=7+（ 0.7） =3+70.7+（ 0.7）对于直 9， =3800120.125(11.92)(234960)2= 0.0116，所以7=0.2740.175()=0.029+ 0.000854+0.0585（ 0.2740.1752）若无负扭转，即 ，=0 =0.1513则 ()=0.029+ 0.000854+0.00882两种情况的诱导分布如下表（ ）0 0.3 0.5 0.7 1.010 0 0.033 0.047 0.055 0.0
8、520 0 0.030 0.043 0.055 0.069由此可见，桨叶负扭转可使诱导速度分布趋向比较均匀，而无负扭转时，桨尖附近诱导速度更大。第三章（3 1）转翼产生拉力，本质上是对空气施加作用，产生诱导速度从而得到空气的反作用力。如果选取适当的涡系，使涡系产生的诱导速度与旋翼的相同，则该涡系就可以代表旋翼。因此说，涡系在产生诱导速度方面与旋翼等价。（3 2）儒氏旋翼悬停时桨盘平面处的诱导速度分布为a. 轴向诱导速度=4b. 周向诱导速度=4c. 径向诱导速度 =4112 11+12(1+2)(1)2利用近似式， ，则有2= 1+1 2= 1+2（ 1+） 2 =411 1+22 （ 1+2
9、121）当 时，0 =0当 时， 1 ，指向圆心 2即 1=410=0.0157诱导功率1=1=()1=3567=47.6马 力功率比110=110=34.7%(6-3)各速度之间的角度关系如图由正弦定理 22= 290+()由于 ，表明 很小，即飞行速度相当大，可用近似20 2式，代入上式有1=402=22()=210()=202()2=1202()（6-4）将 ， 代入（6-23）式中，有0=1 =90（ 110） 42（ 110） 4+（ 110） 41=0即-1=0 ，为矛盾式，不能成立。原因在于，此状态下的旋翼附近无均匀滑流存在，滑流理论失去基础据该理论导出的（6-23 ）式不适用于
10、此状态。（6-5）a.更大 b.更小 c.更大 d.为零第七章（7-1）前飞时桨叶剖面迎角随方位变化的原因主要有四：1. 周期变距操纵造成桨距的变化；2. 周向气流速度 的周期变化；3. 桨叶挥舞运动引起的 的变化；4. 诱导速度分布不均匀。桨叶绕挥舞铰的升力矩为=00122式中 ，因而 沿方=+0() 2位角而变化。迎角 的变化补偿 的变化，从而保持0 2沿方位角不变。（7-2）由题中假定，知 ，即诱导速度前小后大。1=如图所示。已知 ，1=+43(0+1)/(1+122)即 使 增大。11物理解释是，桨叶在 时，因 的存在而使=0 1增大，即此处来流角 大，剖面迎角 小，桨叶向 下挥舞，待旋转到 位置时挥到最低；而在=90位置时， 小，因而 小 大桨叶向上挥舞，=180 待旋转到 时抬到高位。这样 就增大了 角。=270 1 1当 较小时，诱导速度 较大，因而 也较大， 1对 对的影响较大；在 较大时， 都小，对 的1 1 1影响也就很小了。（7-4）由于桨盘垂直于旋翼轴，因而知旋翼的吹风挥舞恰好被操纵挥舞所抵消，即 1=0 1=0而1=10+2(1+221122)10+21=101 所以 1=10 2=10由题中所给参数，得， =
