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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）（0—2）其中，，，（0—3） a 非 b 是 c 是 d 非（0—4） a 非 b非 c非 d 是（0—5）或=0.00696第一章（1—1）滑流边界如图（a）的理由是：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；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；上游无限远处，，静压与大气压相同，所以流体的渐近线为竖直线；桨盘处，气流在此被加压，流线有拐点；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；下游无限远处，压强为大气压，所以流管边界线的渐近线为竖直线。（1—2） a. b.马力c. 已知 ,而 , =0.00696所以式中（1—3）（1—4） a. 虽然，由，得，又由因而。由此可知，似乎为拉起一定会重量，R越大择要求的越小。但是，R大则全机的尺寸及结构重量都加大，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。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增大。（1—5），满载时p较大，更大些。第二章（2—1）迎角∞0.4050.262因为又（2—2）对任意点的力矩系数，若，而一般翼型的，所以，一般大于0，且越大，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.（2—4）所以，所以(2—5) =0.00696由极曲线查的，实际取所以与习题（1—2）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，则为常数，即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对于直9，，所以若无负扭转，即，则两种情况的诱导分布如下表00.30.50.71.000.0330.0470.0550.05200.0300.0430.0550.069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轴向诱导速度周向诱导速度径向诱导速度利用近似式，，则有当时，当时，，指向圆心（3—3）悬停时，桨叶环量为，式中所以，所以。（3—4）悬停时，所以第四章一．已知参数 , D=18.9M ,n=207转/分，，，翼型NACA0012（）矩形桨叶，k=6 发动机特性曲线，，二确定系数矩形桨叶，涡轮轴发动机，， ,,，，=0.01553 ，所以，所以J查图4—12由图4—12（a），对于k=4，在附近，在—之间，每增（）J减小0.01 。由图4—12（b），对于G=0.01553及，得到。因为Z-8的，所以取。三．列表计算（或变成上机计算）四．画图：及随H的变化由图可知：理论悬停升限实用悬停升限五．计算爬升时间，并画图，，取则，取相应于的中间值。，由图知，爬升到实用悬停升限的时间约为8分钟。第五章（5-1），，（5-2）后掠角沿方向角变化为沿半径的变化（纵轴上）(5-3)拉力沿半径三角形分布，则合力作用在处；均质桨叶，重力合力作用在处。离心力力矩：其中对挥舞铰取力矩平衡式：，若 ,则有代入Z-8数据(5-4)原地试车时左侧风吹来，与前飞状态相比较，相当于方位角顺转过了.此时，后倒角倒向方位，侧倾角倒向方向。合成结果，在之间抬得最高，在之间最低，即旋转椎体向右前方倾斜。（5-5）, ，所以， , (5-6)设挥舞铰偏置量为e 设，式中，即桨叶绕挥舞铰的惯性矩。式中，即桨叶绕挥舞铰的静矩。桨叶的运动方程为（5-7）非 b.非 c. 非 d.非（5-8）哥氏力矩的一般式为在）对于y-2直升机所以(5-9)为使直升机迎风悬停，一方面应克服后倒角，须向前推驾驶杆。另一方面应向后退桨叶一侧压驾驶杆以消除。若为右旋旋翼应将驾驶杆向左前方偏斜。（5-10）旋翼的挥舞比周期变距操纵滞后方位角，所以有即旋翼锥体后倒角，向后退桨