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1、 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。1.1
2、.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/秒)和伯努利方程 P+1/2V2Pgh=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
3、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 + 1/2V= P上 + 1/2V上则 P上 = P上P = 1/2V2(1-V2上/V2) （1）下表面P + 1/2V2 = P下
4、 + 1/2V下2则 P下 = P下P = 1/2V2(1-V下2/V2) （2）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)1/2v2 = P1/2V2 （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
5、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
6、/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)。因为随着迎角的增大，桨叶上表面流线会更加弯曲，流管会更
7、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)。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
8、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。2.1 桨叶迎角与升力系数之间的关系2.1.1升力系数曲线根据风洞实验测出的同一翼型直升机
9、各迎角下的升力系数，画出该翼型直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。如图-5所示，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
10、迎角范围骨，假设某种翼型直升机的零升迎角为，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 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,它距旋翼轴的距离为r，叶至少的弦长为b，则叶素的面积为ds=bdr，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
11、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=rtgr，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（15）和（16），可以得到 r=RR/r （17）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
12、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（18）代入式（14）,可以得到这个叶素上的升力为 dY = Cy( R-R)R/r1/2(r)2bdr （19）则,一片桨叶上的升力为 Y叶 =R0 Cy( R-R)R/r1/2(r)2bdr （20）积分后有 Y叶 = Cy( R-R)1/22Rb1/2R2 （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，相对气流速度越大，产生的拉力就越大。但是由于桨叶理想得人工扭转，通常桨叶拉力的着烽点大多在位于7075%R处的桨叶切面上，认为桨叶拉力的着力点在桨叶的特征切面处。 分析一片桨叶的情形如上所言。对于有K片桨叶的直升机，其总的旋
