曝光臺 注意防騙
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槳盤固態(tài)性（DISC SOLIDITY）：所有槳葉的面積和與槳盤面積的比值，也稱旋翼實(shí)
度
揮舞（FLAPPING）：在升力的作用下槳葉繞水平關(guān)節(jié)的垂直運(yùn)動
阻尼（DRAGGING）：在阻力作用下槳葉繞垂直關(guān)節(jié)的水平運(yùn)動。也稱擺振
垂直飛行（VERTICAL FLIGHT）：直升機(jī)在垂直方向的上升和下降，由總距桿操縱
轉(zhuǎn)換飛行（TRANSLATIONAL FLIGHT）：除垂直方向以外任何方向的飛行，由周期變
距桿操縱
變距（FEATHERING）：改變槳葉角以改變槳葉攻角
升力不對稱性（DISSYMMETRY OF LIFT）：在某些飛行姿態(tài)下槳葉產(chǎn)生的升力不對稱
相位滯后（PHASE LAG）：是指當(dāng)有一個外力（改變槳葉角）作用到槳葉上時，槳葉
的揮舞效應(yīng)將沿著轉(zhuǎn)動方向滯后90º才出
現(xiàn)。這種現(xiàn)象也叫陀螺進(jìn)動性
槳葉前緣：是指整個翼型中最先與氣流相接觸的部分。
槳葉后緣：（TRAILING EDGE）是指翼型中逐漸收斂的錐形部分能使氣流流過翼型表
面產(chǎn)生流線型效應(yīng)的點(diǎn)。
翼型的弦線；是一條假想的從翼型的前緣點(diǎn)到后緣點(diǎn)的連線，它用作測量翼型角度
的基準(zhǔn)線。
攻角（ANGLE OF ATTACK）也叫迎角（ANGLE OF INCIDENCE）是指翼型的弦與相對
氣流之間的夾角。
槳葉角（PITCH）是指槳葉翼型的弦與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，也稱作變距角或
安裝角。
第1.2 節(jié)升力
1.2.1 升力的產(chǎn)生
升力產(chǎn)生的原理目前有兩種理論：當(dāng)翼型在空氣中運(yùn)動時，氣流與其接觸將改
變方向，一種理論認(rèn)為，當(dāng)氣流流過翼型上表面時氣流加速，根據(jù)伯努利（BERNOULI）
的能量守恒定律，氣流的加速將引起壓力的減小，而流過下表面的氣流則壓力增大，
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下表面的壓力大于上表面的壓力，這個壓力差將使得翼型向著壓力差的方向運(yùn)動，
這個壓力差就是升力。
另一種理論認(rèn)為，由于氣流流過翼型時的攻角為正，氣流流過下表面時將向下
反射，根據(jù)牛頓第三定律，任何一個力的作用都將產(chǎn)生一個大小相等、方向相反的
反作用力，氣流的這種向下的反射作用將產(chǎn)生一個向上的反作用力，使得翼型向上
運(yùn)動，這就是升力。
圖1-4 是對第一種理論的描述，圖1-5 是對第二種理論的描述，我們不想對這
兩種理論的對錯進(jìn)行評判，從某種意義上來說，升力的產(chǎn)生也許是上述兩種理論的
共同作用的結(jié)果。
圖1-4 伯努利原理解釋升力的產(chǎn)生圖1-5 牛頓第三定律原理解釋升力的產(chǎn)生
升力大小的計算通過下面的公式來進(jìn)行：
L=½ClρV²S
其中：
L ： 升力Cl ： 升力系數(shù)ρ ： 空氣密度
V ： 氣流速度S ： 翼型面積
升力系數(shù)Cl 是指在給定狀態(tài)下翼型能夠產(chǎn)生升力的能力，升力系數(shù)的大小主要
取決于翼型橫截面的形狀。
空氣密度ρ的測量單位是國際單位公斤/米²（Kg/cm²），用希臘字母ρ表示。
在公式中氣流速度V 是以平方的形式出現(xiàn)，也就是說，如果其他因素保持不變，
升力的大小將隨著速度的平方比而變化。
面積S 是指翼型的表面積，對于直升機(jī)槳葉來說它將是一個常數(shù)。
1.2.2 直升機(jī)翼型的選擇
1 翼型
升力是由翼型產(chǎn)生的，翼型可以有不同的形狀和尺寸，但產(chǎn)生升力的原理是一
樣的，且翼型都有彎曲的表面和逐漸收斂的后緣。
直升機(jī)主槳葉最常采用的翼型是對稱翼型，這種翼型的特點(diǎn)是上下兩部分完全
對稱，選擇用這樣翼型的原因在后面討論。
氣流
攻角
氣流
升力
升力
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在進(jìn)一步討論之前，有必要介紹一些專用術(shù)語。翼型彎曲的程度叫翼型的彎度，
所謂大彎度翼型是指一個翼型的上表面的彎曲程度遠(yuǎn)大于下表面的彎曲程度。
相對氣流是指作用在翼型上的所有產(chǎn)生升力的氣流的總和。在受力分析圖中相
對氣流通常以矢量的形式來表示，也就是說，它既有大小，也有方向。
圖1-6 和圖1-7 分別為非對稱翼型和對稱翼型。
2 直升機(jī)槳葉翼型的選擇
比較常用的直升機(jī)槳葉翼型是對稱翼型，這種翼型具有高升阻比的特點(diǎn)，即在
允許的速度范圍內(nèi)從翼根到翼尖能夠產(chǎn)生較大的升力，同時阻力較小。
但選擇對稱翼型的主要理由是它具有穩(wěn)定的壓力中心。壓力中心是指升力在翼
型弦線上的作用點(diǎn)，在固定翼飛機(jī)機(jī)翼的翼型上，隨著攻角的變化，壓力中心沿著
弦線移動，這對于固定翼飛機(jī)來說問題不大，因?yàn)樗奈惨砜商峁┛v向穩(wěn)定性。而
對于直升機(jī)的主槳葉來說則是不可接受的，因?yàn)樵谥鄙龣C(jī)上槳葉的攻角在飛行中是
在不停地變化的，壓力中心的不停移動將引起槳葉的扭轉(zhuǎn)而使槳葉應(yīng)力增加，同時
給飛行員帶來額外的操縱要求。
對稱翼型的壓力中心的作用點(diǎn)與弦線的重心和變距軸基本重合，因此隨著攻角
的變化壓力中心作用點(diǎn)位置保持基本不變，這樣可以減輕飛行員的操縱負(fù)擔(dān)。
隨著迎角增大，壓力中心向前移動。
1.2.3 主旋翼
1 主旋翼
當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)動時，每片槳葉都將產(chǎn)生升力，為了畫受力圖和受力分析的方便，我
們把每片槳葉產(chǎn)生的升力合成為一個力，這個力作用在槳葉葉尖旋轉(zhuǎn)平面的中心，
且垂直于這個平面,這個力叫做旋翼有效力，也叫旋翼總空氣動力。
圖1-9 中的主槳葉形成一個倒錐體，槳葉與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角叫做錐體
角，它的定義是槳葉的展向中心線與槳葉葉尖平面之間的夾角。
圖1-6 非對稱翼型圖1-7 對稱翼型
升力升力
旋翼有效力
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圖1-8 旋翼有效力
錐體角的大小在任何給定狀態(tài)下與下列三個因素有關(guān)：
1） 升力：升力越大，錐體角越大
2） 離心力：槳葉轉(zhuǎn)動速度越大，槳葉產(chǎn)生的離心力越大，槳葉將越遠(yuǎn)離
槳轂，因此錐體角越小
3） 直升機(jī)重量：重量越大，槳葉必須產(chǎn)生越大的升力，因此重量的增加
將增加錐體角
圖1-9 旋翼錐體角
實(shí)際上，在飛行中，直升機(jī)的重量在短時間里不會有明顯的改變，因此對錐體
角的影響不會明顯。
主槳葉是一個巨大的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量體，在實(shí)際飛行中其轉(zhuǎn)動速度基本保持不變，因
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直升機(jī)全方位講述1(2)
