我的理解很簡單,我想你一定知道 直升機(jī)的螺旋槳作用,沒錯 就是旋轉(zhuǎn),然后向下產(chǎn)生風(fēng)力,進(jìn)而推動直升機(jī),但是不知道你有沒有仔細(xì)看過,直升機(jī)向前飛的時(shí)候,總是頭部向下,屁股朝上這樣的姿勢,向左向右時(shí)也有傾斜的 比如直升機(jī)懸浮時(shí) 是完全水平的,產(chǎn)生的風(fēng)力是向下的,當(dāng)直升機(jī)前傾的時(shí)候,產(chǎn)生的風(fēng)力就同時(shí)向下又向后,所以就向前飛了,其他方向同理 下面是復(fù)制的延直升機(jī)旋翼葉片的切向做剖面，可得到一個形狀，我們稱之為槳型。該形狀與機(jī)翼翼型（定義與槳型定義類似）相似，均具有較好的氣動力特征，即在與空氣的相對運(yùn)動中，能夠產(chǎn)生向上的氣動升力。與固定翼飛機(jī)不同的是，固定翼飛機(jī)是通過機(jī)翼與氣流的直線（這說法不確切，但宏觀上說，問題不大，可以這么理解）運(yùn)動產(chǎn)生上述氣動升力。而直升機(jī)是通過使旋翼做圓周運(yùn)動，產(chǎn)生上述氣動升力。該氣動升力通過旋翼的傳載將直升機(jī)拉起（飛起來）。 上面已經(jīng)提到，直升機(jī)飛起來需要旋翼的旋轉(zhuǎn)。我們知道，當(dāng)旋翼旋轉(zhuǎn)的時(shí)候，同時(shí)將對機(jī)身產(chǎn)生一個反方向旋轉(zhuǎn)的反扭矩。為平衡該反扭矩，故設(shè)置一個尾梁和一個尾槳，產(chǎn)生一個扭矩去平衡旋翼的反扭矩。 最后，直升機(jī)的旋翼，剖面應(yīng)該是一個槳型（即翼型），通常是上凸下平（或凹）。這個有現(xiàn)成的槳型手冊或槳型數(shù)據(jù)庫的。而平面形狀來說，是一個長寬比很大的矩形，在槳尖處，為避免激波的產(chǎn)生，有后掠角或彎曲。 旋翼的空氣動力特點(diǎn) (1)產(chǎn)生向上的升力用來克服直升機(jī)的重力。 即使直升機(jī)的發(fā)動機(jī)空中停車時(shí)， 駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉(zhuǎn)，仍可產(chǎn)生一定升 力，減緩直升機(jī)下降趨勢。 (2)產(chǎn)生向前的水平分力克服空氣阻 力使直升機(jī)前進(jìn)，類似于飛機(jī)上推進(jìn)器的作用(例 如螺旋槳或噴氣發(fā)動機(jī))。 (3)產(chǎn)生其他分力及力矩對直升機(jī)； 進(jìn)行控制或機(jī)動飛行，類似于飛機(jī)上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉及一個槳轂組成。工作時(shí)，槳葉與空氣作相對 運(yùn)動，產(chǎn)生空氣動力；槳轂則是用來連接 槳葉和旋翼軸，以轉(zhuǎn)動旋翼。槳葉一般通過鉸接方式與槳轂連接。 垂直上升 直升機(jī)在四周有較高障礙物的狹小場地懸停起飛后無法以爬升飛行方式超越障礙物，垂直上升飛行是超越障礙物獲取飛行高度的有效方式。在上述情況下一些特殊空間和區(qū)域作 業(yè)，直升機(jī)的垂直上升性能則具有非常重要的實(shí)用價(jià)值。 垂直上升時(shí)直升機(jī)的力及需用功率 直升機(jī)垂直上升飛行速度稱為上升率以 Vy表示。通常直升機(jī)的垂直上升速度都不大， 機(jī)體阻力與飛行重量 G比較起來則為一個小量，可以忽略不計(jì)，因此直升機(jī)垂直上升時(shí)力 的平衡與懸停時(shí)基本相同。即 鉛垂方向：T1=G 水平側(cè)向： T尾=T3 垂直上升時(shí)旋翼需用功率，主要由三部分組成：誘導(dǎo)功率P誘；型阻功率P型，以及旋翼上升做功的上升功率P升，即 P垂升=P誘+P型+P升 垂直上升與懸停狀態(tài)相比，誘導(dǎo)功率雖然隨上升高度的增加其值有所減小，然而隨著 Vy的增加被忽略的機(jī)體阻力的功率損耗也有所增加，這兩項(xiàng)大至相抵。型阻功率也可認(rèn)為與懸停狀態(tài)相同。 因此在粗略分析中可以近似認(rèn)為垂直上升時(shí)P誘與P型之和與懸停時(shí)的旋 翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy則隨垂直上升速度線性增加。因此垂直上升的總需用功率比懸停時(shí)的需用功率大，并且隨上升率的增加而增加。 垂直下降 直升機(jī)的垂直下降與垂直上升相反，利用它可以使直升機(jī)在被高大障礙物所包圍的狹小 場地著陸。由于這時(shí)旋翼的誘導(dǎo)速度與其運(yùn)動的相對來流方向相反，流經(jīng)槳盤的兩股方向相反的氣流使旋翼流場變得更加復(fù)雜。隨著下降率的增加，當(dāng)兩股氣流的速度數(shù)值十分接近時(shí)，直升機(jī)會進(jìn)入不穩(wěn)定的“渦環(huán)狀態(tài)”，這時(shí)經(jīng)典的動量理論不能反映流過旋翼氣流的流 動規(guī)律，通常利用以實(shí)驗(yàn)為基礎(chǔ)的半經(jīng)驗(yàn)理論進(jìn)行描述。下面重點(diǎn)介紹垂直下降中旋翼特有的這一物理現(xiàn)象及相關(guān)問題。 垂直下降的直升機(jī)的力及需用功率 垂直下降與懸停及垂直上升時(shí)力的平衡基本一樣，即 鉛垂方面： T1=G 水平側(cè)面：T尾=T3 垂直下降時(shí)旋奠的需用功率，類似于垂直上升，可寫成 P垂降=P誘+P型+P降 需用功率與垂直上升的差別主要 表現(xiàn)在兩個方面：(1)P降中的Vy 數(shù)值為負(fù)。即下降的重力做功，旋翼氣流中獲取能量。(2)在垂直下降速度較小時(shí)，P誘由于旋翼周圍的不規(guī) 則的紊亂流動使旋翼垂直下降狀態(tài)誘 導(dǎo)的功率增大。直升機(jī)垂直下降中，旋翼從下降中所獲取的能量，在很大的速度范圍內(nèi)，消耗到誘導(dǎo)功率中去了。 五、直升機(jī)的前飛 直升機(jī)的前飛，特別是平飛，是其最基本的一種飛行狀態(tài)。直升機(jī)作為一種運(yùn)輸工具， 主要依靠前飛來完成其作業(yè)任務(wù)。為了更好地了解有關(guān)直升機(jī)前飛時(shí)的飛行特點(diǎn)，從無側(cè)滑 的等速直線平飛人手，有關(guān)上升率Vy不為零的前飛(上升和下降)留在下一節(jié)介紹。 直升機(jī)的水平直線飛行簡稱平飛。平飛是直升機(jī)使用最多的飛行狀態(tài)，旋翼的許多特點(diǎn) 在乎飛時(shí)表現(xiàn)得更為明顯。直升機(jī)平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動力特性，因此需要首 先說明這種飛行狀態(tài)下直升機(jī)的力和旋翼的需用功率。 平飛時(shí)力的平衡 相對于速度軸系平飛時(shí)，作用在直升機(jī)上的力主要有旋空拉力T，全機(jī)重力 G，機(jī)體的廢阻力 X身及尾槳推力T尾。前飛時(shí)速度軸系選取的原則是： X鈾指向飛行速度V方向； Y軸垂直于X軸向上為正，2軸按右手法則確定。保持直升機(jī)等速直線平飛的力的平衡條件為 X軸：T2=X身 Y軸： T1=G Z軸：T3約等于T尾 其中 Tl， T2， T3分別為旋翼拉力在 X， Y，Z三個方向的分量。 對于單旋翼帶尾槳直升機(jī)，由于尾槳軸線通常不在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，為保持側(cè)向力矩 平衡，直升機(jī)稍帶坡度角 r，故尾槳推力與水平面之間的夾角為 y，T尾與T3方向不完全 一致，因?yàn)?y角很小，即cosr約等于1，故Z向力采用近似等號。 平飛需用功率及其隨速度的變化 平飛時(shí)，飛行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均無位移，在這兩個方向的分力不做功，此時(shí)旋翼的需用功率由 三部分組成：型阻功率——P型；誘導(dǎo) 功率——P誘；廢阻功率——P廢。其中第三項(xiàng)是旋翼拉力克服機(jī)身阻力所消 耗的功率。 從上圖可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡機(jī)身阻力 X身。對旋翼而言，其分力T2在X軸方向以速度V作位移。顯然旋翼必須做功，P =T2V或P廢=X身V，而機(jī)身廢阻X身 在機(jī)身相對水平面姿態(tài)變化不大的情況 下，其值近似與V的平方成正比，這樣 廢阻功率P廢就可以近似認(rèn)為與平飛速 度的三次方成正比，如圖中的點(diǎn)劃線③所示。 平飛時(shí)，誘導(dǎo)功率為P誘=TV，其中T為旋翼拉力， vl為誘導(dǎo)速度。當(dāng)飛行重量不變 時(shí)，近似認(rèn)為旋翼拉力不變，誘導(dǎo)速度271隨平飛速度 V的增大而減小，因此平飛誘導(dǎo)功率 P誘隨平飛速度V的變化如上圖中細(xì)實(shí)線②所示。 平飛型阻功率尸型則與槳葉平均迎角有關(guān)。隨平飛速度的增加其平均迎角變化不大。所以P型隨乎飛速度V的變化不大，如圖中虛線①所示。 圖中的實(shí)線④為上述三項(xiàng)之和，即總的平飛需用功率P平需隨平飛速度的變化而變化。 它是一條馬鞍形的曲線：小速度平飛時(shí)，廢阻功率很小，但這時(shí)誘導(dǎo)功率很大，所以總的乎 飛需用功率仍然很大。但比懸停時(shí)要小些。在一定速度范圍內(nèi)，隨著平飛速度的增加，由于 誘導(dǎo)功率急劇下降，而廢阻功率的增量不大，因此總的平飛需用功率隨乎飛速度的增加呈下 降趨勢，但這種下降趨勢隨 V的增加逐漸減緩。速度繼續(xù)增加則由于廢阻功率隨平飛速度 增加急劇增加。平飛需用功率隨 V的增加在達(dá)到平飛需用功率的最低點(diǎn)后增加；總的平飛 需用功率隨 V的變化則呈上升趨勢，而且變得愈來愈明顯。 直升機(jī)的后飛 相對氣流不對稱，引起揮舞及槳葉迎角的變化 直升機(jī)的側(cè)飛 側(cè)飛是直升機(jī)特有的又一種飛行狀態(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛 一起是實(shí)施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施 的飛行狀態(tài)。其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力 的變化和平衡。由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小。由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同。向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一例的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直 升機(jī)向后方向運(yùn)動，會產(chǎn)生與水平分量反向的空氣動力阻力Z。當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，水平分量等于尾槳推力與空氣動力 阻力之和，能保持等速向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛。向前行槳葉一例側(cè)飛時(shí)，旋翼拉 力的水平分量小于尾槳推力，在剩余尾槳推力作用下，直升機(jī)向民槳推力方向一例運(yùn)動，空氣動力阻力與尾槳推力反向，當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，保持等速向前行槳葉一側(cè)飛行。 直升機(jī)的起飛 直升機(jī)利用旋翼拉力從離開地面、并增速上升至一定高度的運(yùn)動過程叫做起飛。直升機(jī)具有多種起飛方式，可以垂直起飛，也可以像固定翼飛機(jī)一樣滑跑起飛。具體采用何種方式起飛，必須根據(jù)場地面積的大小、大氣條件、周圍障礙物的高度和起飛重量大小等具體情況決定。 垂直起飛是直升機(jī)從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。 爬升高度視周圍障礙物的高度而定。一般而言，作為起飛過程完成的離地高度約為20—30m，速度接近其經(jīng)濟(jì)速度。直升機(jī)根據(jù)不同的具體情況，可以采用兩種不同的垂直起飛方法。 正常垂直起飛