直升机空气动力学新进展课件.pptx

1、直升机空气动力学新进展第一部分直升机空气动力学基础 第二部分高等直升机空气动力学第一部分：直升机空气动力学基础第一部分：直升机空气动力学基础直升机空气直升机空气动力动力学学特点特点与与研究研究方方法法垂直飞行的垂直飞行的滑流滑流理理论论垂直飞行的垂直飞行的叶素理论理论叶素理论理论前飞时旋翼前飞时旋翼桨叶桨叶工工作原理作原理前飞时的旋前飞时的旋翼理论翼理论直升机的需直升机的需用功率和飞用功率和飞行行性能性能直升机特有直升机特有的飞的飞行行安全安全性性能能 基本基本概概念念直直升升机机空空气气动动力力学学特特点点直直升升机机空空气气动动力力学学研研究究方法方法第一章直升机空气动力学特点 和研究方法

2、 基基本本概概念念1 直直升升机机旋旋翼提供翼提供升升力力发发动机直动机直接接驱动驱动旋翼旋翼直直 升升 机机 结结 构构机载设备燃油箱起落架机身减速器旋翼桨毂倾斜器发动机尾桨传动装置直直升机构升机构型型直直升机构升机构型型（续（续）直升机空气直升机空气动力学研动力学研 究的基本问究的基本问题是题是直直升机升机（主主 要是它的旋要是它的旋翼）翼）与与它它周周围围的的 空气相互作空气相互作用的用的物物理规理规律律。 其目的是要其目的是要估算估算直直升机升机在在不不 同飞行状态同飞行状态下下旋旋翼翼桨叶桨叶的的升升 力和阻力，力和阻力，这两这两个个量决量决定定了了 直升机给直升机给定定前飞速度或前

3、飞速度或悬悬停停 状态下状态下的拉的拉力和力和功功率。率。2 直直升升机空机空气气动力动力学学二二、直升直升机机空气空气动动力学力学特特点：点：复复杂性杂性与航天比较与航天比较高速高速在大气层中时间短在大气层中时间短低速低速一直在大气层中工作一直在大气层中工作干扰大、气干扰大、气动环动环境境复杂复杂、控制难控制难与固定翼飞与固定翼飞机比较机比较高速高速气动环境均匀、准定常气动环境均匀、准定常低速低速气动环境不均匀、非定常气动环境不均匀、非定常桨叶相对气桨叶相对气流速流速度度（大（大小小与方与方向向）旋旋翼桨叶翼桨叶气气动环境动环境分分析析桨叶迎角分桨叶迎角分布（布（半半径与径与方方位角）位角）

4、旋旋翼气动翼气动环环境分境分析析挥舞铰、摆挥舞铰、摆振铰振铰、变距轴变距轴基本问题基本问题动态失速动态失速旋翼旋翼/机身干扰机身干扰 旋翼桨旋翼桨/涡干扰涡干扰 跨音速流跨音速流旋翼旋翼/尾尾桨桨/尾面尾面干扰等干扰等运动的复杂运动的复杂性性：直直升机升机的的运动运动有有整体整体前前飞、飞、旋旋翼翼 旋转、桨叶旋转、桨叶挥舞挥舞、摆振摆振、变距变距等等。气动干扰气动干扰：旋翼旋翼机身机身、旋翼旋翼尾桨尾桨、旋翼旋翼平平 尾、旋翼尾、旋翼挂架挂架等等。这些运动、这些运动、干扰干扰造造成直成直升升机空机空气气动力动力学学强烈强烈的的非非 定常、非线定常、非线性性。实例实例直升机空气动力学的复杂性（

5、续）直升机空气动力学的复杂性（续）三三 直直升升机空机空气气动力动力学学的研的研究究方方法法动动量量（滑（滑流流）、）、叶叶素、素、涡涡流理流理论论；计算计算流流体动体动力力学学（CFD）；）；试验试验方方法法。滑滑流流理论理论的的基本基本原理原理旋旋翼翼滑流滑流的的计计算算旋旋翼翼的悬的悬停停特特性性 旋翼旋翼滑滑流理流理论论的修的修正正 滑滑流流理论理论的的工程工程应应用用第二章垂直飞行的滑流理论一一、滑滑流流（动动量量或或作作用用盘盘）理理论论的的基基本本 原理原理旋翼悬停尾流旋翼悬停尾流 的特点：的特点：漏斗形圆柱漏斗形圆柱有较明显的有较明显的 边界边界1.1 旋翼怎样产生拉力旋翼怎样

6、产生拉力旋翼向下排压空气，形成旋翼尾流，旋翼向下排压空气，形成旋翼尾流， 同时从上方吸入空气。同时从上方吸入空气。气流受到旋翼作用力，被加速、增压；气流受到旋翼作用力，被加速、增压；同时对旋翼施加反作用力，即是旋翼拉力。同时对旋翼施加反作用力，即是旋翼拉力。为知道旋为知道旋翼拉翼拉力，可计力，可计算气算气流所受的流所受的力，力， 二者大小二者大小相相等等。讨论：旋讨论：旋翼拉翼拉力不称做力不称做升力升力，概念不，概念不同：同： 翼面升力翼面升力垂垂直直于来流速于来流速度度旋翼拉力旋翼拉力沿转沿转轴方向，轴方向，是各是各桨叶的合桨叶的合力力1.2 滑流假定滑流假定为做数学推演，须对物理现象为做数

7、学推演，须对物理现象 做适当的简做适当的简化假定：化假定：滑滑流流：空空气气无粘无粘性性、不不可压可压缩缩作作用用盘盘：旋旋翼是翼是作作用用盘盘，产，产生生稳稳定定均布均布的的诱诱导导速速度度流流管管：受受旋旋翼作翼作用用的的气气流形流形成成一一流流管，管，气气流流无无扭扭转转诱导速诱导速度度-旋翼的旋翼的作作用引起的用引起的速度速度变化（方变化（方向、向、大小大小） 讨论：讨论：各各项假定的项假定的适宜适宜性性：低低速、常温速、常温、常、常规尺规尺寸寸 ；（粘、波阻粘、波阻力）力） 多多叶叶旋旋转转、负扭负扭及尖削；（及尖削；（修修正系正系数数）流流动有界面动有界面、扭速、扭速较较小小二、二

8、、旋旋翼滑翼滑流流计计算算垂直上升，相对气流向下吹来。垂直上升，相对气流向下吹来。截取上游、下游各很远处两截面之间的一长段流截取上游、下游各很远处两截面之间的一长段流管，管，周围大气压强皆周围大气压强皆为为，自成平衡。，自成平衡。2.1 由由动量定理动量定理，单位流量的动量改变等于单位流量的动量改变等于根据质量守恒定律，单位流量根据质量守恒定律，单位流量当直升机以速当直升机以速度度 V0P0由于旋翼激起诱导速度由于旋翼激起诱导速度，V1 V0 1，V2 V0 2m(V2 V0 ) Fm V1S1 V0S0 V2S2所受的同方向外力所受的同方向外力（不计空（不计空气重气重力力）2.2 由由动能定

9、理动能定理，滑流动能的改变，等于旋翼输送给，滑流动能的改变，等于旋翼输送给滑滑流的功率流的功率代入上式代入上式得得，等于桨盘处，等于桨盘处讨论：讨论：空气有粘性，动能会耗散。远处诱导速度 达不到最大值约为201221 mV 2 1 mV 2 FV200121 m(V 2 V 2 ) F (V )F m(V2 V0 )即即将动量定理将动量定理的的及及V2 V0 22 21即即 旋翼在下游远处的诱导速旋翼在下游远处的诱导速度度2诱导速诱导速度度 1的的2倍倍.211.61，之后即减小，最终耗尽。2.3 诱导速度与拉力系数的关系诱导速度与拉力系数的关系旋翼拉力旋翼拉力以以 令令把把 T 无量纲化，且

10、无量纲化，且，得拉力系数得拉力系数或或220011T F m(V V ) (V ) R 221 R2 (R)20V VR 11直升机匀速垂直上升中直升机匀速垂直上升中，T = G = 常数，常数， 若若V0增大，则流量增大增大，则流量增大，1减小。减小。102 1 V V 2 C 0TRCT 4(V0 1 ) 1三、三、悬悬停停特特性性旋旋翼的诱翼的诱导导速速度度，即，即 旋旋翼滑流翼滑流的的单位流单位流量量悬悬停是直停是直升升机最重机最重要要的飞行的飞行状状态之态之一一。 旋旋翼在原翼在原地地运转运转， V0 0空空气被旋气被旋翼翼吸入，吸入，桨桨盘处盘处的的入入流速度流速度就就是是V1 1

11、0210m R3.1悬悬停停诱诱导速导速度度由滑流受力由滑流受力得得拉力系数拉力系数常用作特性速度，如垂直上升中：常用作特性速度，如垂直上升中：10F m(V2 V0 )代代入入V2 V0 2 ， 且已且已知知2 210，2210T 2 R 2T10C 410TC，悬停诱导速，悬停诱导速度度 121021101010 1 V0 ( V0 )2 4210T Fm R3.2滑流中的速滑流中的速度度及及静压静压变变化化对于无粘、不可压流体对于无粘、不可压流体，柏努利方程柏努利方程简化简化为为旋翼上方旋翼上方因因2P 1 V 2 常数22011122VP V P 01上V0 0，V1 10得得2101

12、2P P 1上0旋翼下方旋翼下方，因因 得得即：即：旋翼上面为吸压，下面为增压，且增压值为吸压旋翼上面为吸压，下面为增压，且增压值为吸压的的 3倍。倍。若由桨盘上、下的静压差来计算旋翼拉力，则若由桨盘上、下的静压差来计算旋翼拉力，则得得，与动量分析所得结，与动量分析所得结果相同。果相同。P2 P0，V1 10222T R (P P ) R 21下1上10221221122PV P V1下210V 221032P1下 P0 讨论讨论：1)应用柏努利方程为何要分别针对上下 两段滑流3.3悬停功率悬停功率理理想条件想条件下下，旋翼，旋翼功功率仅用率仅用于于产生拉产生拉力力(引引起起诱诱导导速速度度)

13、无无量量纲纲化化，得得功率系功率系数数以以代入，则得代入，则得P0 T102以以1 R2 (R)2 (R)将将0Pmk 0 CT1010TC 122k 0Tm 1 C 3/ 2四、四、旋旋翼翼滑滑流流理理论论的的修修正正4.1 叶端损失系数叶端损失系数实际旋翼，并非整个桨盘面积产生拉力：实际旋翼，并非整个桨盘面积产生拉力： 1)桨毂及叶根段桨毂及叶根段（r0以内）以内）无翼型无翼型2)桨盘上下有压差，在叶尖处会有自桨盘上下有压差，在叶尖处会有自 下而上下而上的的绕绕流流，削弱了尖部的作用，削弱了尖部的作用有效面积有效面积令令叶端损失系数叶端损失系数一一般般 r0(0.20 0.25)Rr1=

14、(0.98 0.99)R悬停实际诱导速度，比理论值大一些：悬停实际诱导速度，比理论值大一些：2221S r r R0， S R2 0.9210 1CT24.2悬悬停效停效率率旋翼在悬停时消耗的功率，不仅是诱导功率旋翼在悬停时消耗的功率，不仅是诱导功率，还有：，还有： 克服克服空气粘性空气粘性引起的翼型阻力的能耗、克服波阻的功引起的翼型阻力的能耗、克服波阻的功耗耗 旋翼尾流有旋翼尾流有扭转运动扭转运动，带走了动能，带走了动能 诱导速度诱导速度有有脉动脉动、沿桨、沿桨盘盘不均布不均布，诱导功率比，诱导功率比要大些（上述功率将利用旋翼叶素理论、涡流理论计算）要大些（上述功率将利用旋翼叶素理论、涡流理

15、论计算） 定义：定义：悬停效率悬停效率大多数直升机，大多数直升机，0 T1 C3/ 20 理想悬停功率P 0实际悬停功率P2 mkT10T10在在00.7左右。左右。4.3 悬停旋翼尾流扩散悬停旋翼尾流扩散下游无限远处，滑流收缩为下游无限远处，滑流收缩为实际气流有粘性，流动中实际气流有粘性，流动中动能逐渐耗散动能逐渐耗散 1)尾流不能收缩尾流不能收缩到到 R20.707，实际约实际约达达 0.78 R 后开始扩散后开始扩散，之后即减小，之后即减小至耗尽。至耗尽。2210202 R R由质量守恒由质量守恒已已知知20 2101R2 2 R 0.707R202)最大值仅能达到最大值仅能达到约约1.

16、610讨论：滑流理论也称做动量理论 应用的局限性五、五、滑滑流理流理论论的工的工程程应应用用5.1 桨盘载荷桨盘载荷定定义义桨盘载荷桨盘载荷kg/m2旋翼单位扫掠面积所需承担的直升机重量。旋翼单位扫掠面积所需承担的直升机重量。及及得得G R2p 2210R 由悬停拉力公由悬停拉力公式式T 210 1p22T G讨论：p不可太大，现多在25至40 之间 (诱导功率、机身阻力、下吹风)如 Z9，p = 37，10 12m / s，六级风5.2功率载荷功率载荷定定义义单位马力载荷单位马力载荷Kg/HPG直升直升机机设计的起飞重量设计的起飞重量，kgNM 发发动动机在海平面的额定功率机在海平面的额定功

17、率，HP( 马马力力)NM大部分用于驱动旋翼，约1020%功率消耗于尾桨、附件、传动损失等旋翼可用功率功率传递系数，A发发动机高度动机高度特性特性当代直升机q = 35讨论：飞机螺旋桨，约 1 kg/HPNMq GN可可用用 = ( ANM ) 0.8 0.9Gq Akg/HPN可用5.3 旋翼直径选择旋翼直径选择直升机飞行，必须直升机飞行，必须由由由由得得一一般般 1825讨论：讨论：有极限值的物理解有极限值的物理解释释: 能量守恒能量守恒N可用 P需用得得 T G2212T R (R) C G22 G 12T R p (R) C231 1 75kq2N ACT R (R) m 可用q 75

18、 A CT 1 mkR754C3/ 20q p AT75mk02 A0 在海平面在海平面，qp 37.50q p将将 p 与与 q 的定义式代入，得的定义式代入，得直升机重量直升机重量G 一定，则一定，则需用功率与旋翼直径成反比需用功率与旋翼直径成反比物理解释：物理解释：D 大，则流量大，则流量大大在在0MG3/ 2 33.25 N D210m R221010T m 2 2 R 一定的条件下一定的条件下，10小小31010而诱导功而诱导功率率T 10，小则诱导功率小小则诱导功率小讨论讨论： 1)怎样用小功率发动机制成大重量直升怎样用小功率发动机制成大重量直升机机 2)发展趋势：发展趋势：p增大

19、增大， 2 0 4 0 叶素叶素理理论论的的基基本概念本概念 桨叶桨叶翼翼型的型的空空气动气动力力特特性性 旋翼旋翼的的空气空气动动力特力特性性第三章垂直飞行的叶素理论一一、叶素叶素理理论的论的基基本概念本概念桨桨叶由连叶由连续续布置的布置的无无限多个限多个桨桨叶微段叶微段（即叶素即叶素） 组成组成分分析叶素析叶素的的运动、运动、受受力情况力情况，建立叶建立叶素素的几的几何何 特特性、运性、运动动特性和特性和空空气动力气动力特特性之间性之间的的关关系系对对叶素的叶素的空空气动力气动力沿沿桨叶和桨叶和方方位角积位角积分分，得，得到到 旋旋翼的拉翼的拉力力 和和功功率率公式公式。1-1 叶素的气动

20、环境叶素的气动环境 叶素坐标叶素坐标系系oxyzoz 桨叶的变距轴线桨叶的变距轴线 ox 旋旋转前进方向转前进方向oy 在翼型平面内垂直在翼型平面内垂直于于X O Z叶素的相对气流速叶素的相对气流速度度w垂直上升相对速度垂直上升相对速度旋转相对速度旋转相对速度 当地诱导速度当地诱导速度V0W r1vW =(Wr)2 + (V + v )201相对气流与翼弦的夹角相对气流与翼弦的夹角讨论：不可只按桨距大小推测升力或功率大小，讨论：不可只按桨距大小推测升力或功率大小， 须关注上升率及下降率对迎角的影响。须关注上升率及下降率对迎角的影响。1-2角度关系角度关系安装安装角角翼弦与构造旋转平面的夹角（桨

21、距角）翼弦与构造旋转平面的夹角（桨距角） 来流来流角角b *相对气流与构造旋转平面的夹角相对气流与构造旋转平面的夹角*b = arctan V0 + v1 ? V0 + v1W rW ra * = j - b*迎迎角角a *二、二、桨桨叶翼叶翼型型的空的空气气动力动力特性特性2-1旋翼桨叶的常用翼型旋翼桨叶的常用翼型几何特征：由上、下弧线坐标给定相对厚度最大厚度位置 弯度前缘半径 后缘角2-2升力、阻升力、阻力力特特性曲性曲线线升力特性曲线（失速前）升力特性曲线（失速前）气动迎角气动迎角 升力线斜率升力线斜率Cy = a? aa = Ca 换0.（1 1 / 度） 5.731（1弧度）y阻力特

22、性曲线阻力特性曲线主要取自实验数据主要取自实验数据a *aa *yC 最有利状态点最有利状态点 最经济状态点最经济状态点 最大升力系最大升力系数数Cy max 零升阻力系零升阻力系数数Cx 0(C3/ 2 / C )yx max(Cy / Cx )max极极曲曲线线 -翼翼型型升升力力系数与系数与阻阻力系数力系数的的关关系系图上的五个特征点：图上的五个特征点：型阻系数最小型阻系数最小值值 Cx min2-3 对前缘的力矩特性曲线：对前缘的力矩特性曲线：若升力合力作用点在若升力合力作用点在有有，对任一对任一点点X若使若使则则Cm = - xp ?Cyxp = xp / bmm0yyC = C+

23、Cm ?C C翼弦上距前翼弦上距前缘缘xF的点称的点称为为翼型焦点翼型焦点，绕焦点的力矩不随，绕焦点的力矩不随 升力变化，升力变化，总等于总等于零升力零升力矩矩。m0yyyCmx = - Cy (xp - x ) = Cm + x ?Cy= C+ Cm ?Cx ?C CFyx = (- Cm ) = x CX pCmF = Cm0 = 常数CyxFxFX pm- C位置位置为为 是随迎角变化的。是随迎角变化的。讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点讨论：桨叶的变距轴线为何一般安置在焦点处处焦焦点点位置是固定的，它不因迎角变化而移动。位置是固定的，它不因迎角变化而移动。 常用翼型在低速下，常用翼

24、型在低速下，Cm0 ?0.01xF 0.25翼型气动合力的作用点称翼型气动合力的作用点称为为压力中心压力中心CyCyC- C xp = - m =m0 + xFxp2-4 雷诺数的影响雷诺数的影响翼型雷诺数翼型雷诺数Re 体现气流粘性对空气动力的影响，体现气流粘性对空气动力的影响，雷诺数越大，粘性的影响越小。雷诺数越大，粘性的影响越小。Re 对升力线斜率影响不大，对最大对升力线斜率影响不大，对最大升力系数影响显著升力系数影响显著， Re 越越大大 C ymax 越大。越大。雷诺数影响翼型摩擦阻力。一般是雷诺数影响翼型摩擦阻力。一般是 型阻型阻随雷诺数增大而减小。随雷诺数增大而减小。Re = V

25、b / g2-5马赫数的影响马赫数的影响马赫马赫数数M= V/a ，体现气流压缩性的影响。体现气流压缩性的影响。M 越大，压缩性的影响越显著。越大，压缩性的影响越显著。马赫数对升力特性的影响马赫数对升力特性的影响M数越大，数越大，翼型最翼型最大大升力系数越小，升力系数越小，但升力曲线斜率稍增但升力曲线斜率稍增。Cya *马赫数对阻力特性的影响马赫数对阻力特性的影响M数接数接近近 1 时，翼型前缘时，翼型前缘 产生激波，阻力突增，称产生激波，阻力突增，称 阻力发散。阻力发散。阻力发散马赫数阻力发散马赫数 因迎角增大而下降。因迎角增大而下降。马赫数对力矩特性的影响马赫数对力矩特性的影响 力矩发散马

26、赫数的确定：力矩发散马赫数的确定：M DD0.02Cm0 ? MMDCmM讨论一讨论一翼型的适用范围有翼型的适用范围有限限迎角不能太大受限于气流分离（失速）迎角不能太大受限于气流分离（失速）速度不能太大受限于阻力和力矩突增速度不能太大受限于阻力和力矩突增 物理实质：气流粘性和可压缩性起作用物理实质：气流粘性和可压缩性起作用分别分别以以 Re 和和 Ma来表征来表征讨论二讨论二探寻、创造新翼型探寻、创造新翼型C y max 大大大大力矩小变化平缓力矩小变化平缓 动态特性好动态特性好M DD三、三、旋旋翼的翼的空空气动气动力力特特性性3.1 旋旋翼翼拉拉力和功力和功率率公公式式作用在叶素作用在叶素

27、dr段的升力和阻力为：段的升力和阻力为：dX与与dY的合力的合力为为dR。dR在旋翼转轴和构造平面的分力在旋翼转轴和构造平面的分力为为dT和和d Q ， 分别称为基元拉力和基元旋转阻力。分别称为基元拉力和基元旋转阻力。22yxdY = 1 C rW 2bdrdX = 1 C rW 2bdr由由dT和和d Q可得可得叶素的基元扭矩叶素的基元扭矩d M 和和 消耗的基元功率消耗的基元功率dP：积分并计入全部桨叶，得积分并计入全部桨叶，得 旋翼总拉力和功率为：旋翼总拉力和功率为：dT = dY cos b* - dX sin b*dQ = dX cos b* + dY sin b*dM = dQ?r

28、(dX cos b* + dY sin b*)rdP = dQ譝 r= (dX cos b* + dY sin b* )rW0r1Rr00Rr1r0dX sin b*dY sin b*rWT = k 蝌dY cos b* - kP = k 蝌dX cos b*rW+ k简化：简化：1积分限由积分限由r0、r1改为由改为由0到到R，采用叶端损失系，采用叶端损失系数数来修正来修正2除桨叶根部外，一般飞行状态除桨叶根部外，一般飞行状态下下* r当 r r1y4p Vv = -kGW 当 r r2桨桨盘盘平面内平面内的的径向和径向和周周向诱导向诱导速速度度1圆筒圆筒涡面的诱导速度涡面的诱导速度在直角在

29、直角坐标系内，诱导速度坐标系内，诱导速度沿沿x、z轴方轴方向的分量为向的分量为转换为转换为周向周向 ( )和径和径向向 (r)分量分量dvy= dvx sin y + dvz cos ydvr = dvx cos y + dvz sin yxzdv (lzdsy lydsz )4 l34 l3dv (lydsx lxdsy )代代入入 及及 ds 的投影的投影11r0y08p 2l38p 2l3得得： dv =kG dq - l cos(f - y ) +r Wsin(y - q) ydyVdv =kG dq l sin(f - y )-r Wcos(y - q) ydyV00rl2V1l0l

30、2V1l0y8p 28p 2第一步第一步，沿筒面母线（，沿筒面母线（对对dy ) 积分积分，得：，得：D v =kGdq - l0 cos(f - y ) +r Wsin(y - q)D v =kGdq l0 sin(f - y ) -r Wcos(y - q)第二步第二步，沿方，沿方位位角角积分，并注意到：积分，并注意到：式中式中K、E 分别分别为第一和为第一和第第二类二类椭椭圆积圆积分分其中其中模模数数0l2r12p r - r cos(y - q)dq = 1(当r r ) 或 0 （当r r当 r 9 deg9 deg 6 degCT悬停状悬停状态态 旋翼总旋翼总距距快速增大或减快速增

31、大或减小小 3M x (N-m)0.20.40.60.800-0.5-1-1.5-2-2.5-0.20.51.33deg/rev000.67deg/rev0.44deg/revM x (N-m)0.20.40.60.8000.500-0.5-1-1.5-2-2.5-0.2Time (sec)Time (sec)( a ) = 0.0( b ) = 0.02671.33deg/rev 0.67deg/rev 0.44deg/revM x (N-m)0.20.40.60.800-0.5-1-1.5-2-2.5-0.20.51.33deg/rev000.67deg/rev0.44deg/revM x

32、 (N-m)0.60.8000.500-0.5-1-1.5-2-2.5-0.20.20.4Time (sec)Time (sec)( c ) = 0.04( d ) = 0.053快速侧向周期变距引起的滚转力快速侧向周期变距引起的滚转力矩矩（实测值）（实测值）1.33deg/rev 0.67deg/rev 0.44deg/res050510风 速(m/s)1015202515 升力(kg)仰角(度)035高速直升机概念研究高速直升机概念研究属当前国际研究热点属当前国际研究热点 设计技术研究设计技术研究 原理试验研究原理试验研究 参数影响研究参数影响研究尾迹流场实验尾迹流场实验旋旋翼翼桨尖桨尖涡

33、涡的的PIV测测量量方法方法示示意意PIV测量设备测量设备尾尾迹迹涡涡显显示与示与测测量量尾尾迹迹涡涡显显示示尾尾迹迹涡涡显显示与示与测测量量数数据据处理处理旋翼桨叶动态失速测量旋翼桨叶动态失速测量旋旋翼翼桨叶桨叶动动态失态失速速实验实验模模型型拉拉力力系系数数理论理论与与实验实验比比较较表面表面压强压强理理论与论与实实验比较验比较旋旋翼翼转速转速与与拉力拉力系系数关数关系系曲线曲线迎迎角角与俯与俯仰仰力矩力矩关关系曲线系曲线迎迎角角与拉与拉力力系数系数关关系曲线系曲线汽汽车车外壳外壳表表面压面压强强分布分布飞飞行行器表器表面面压强压强分分布布数数据据处理处理压压敏敏涂料涂料和和温敏温敏涂涂料测料测量量数据处数据处理理7 微微型型旋旋翼翼飞行飞行器器气动气动测测量量谢谢