直升飞机原理 旋翼的空气动力特点

直升飞机原理 旋翼的空气动力特点

(1)产生向上的升力用来克服直升机的重力。 即使直升机的发动机空中停车时， 驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升 力，减缓直升机下降趋势。

(2)产生向前的水平分力克服空气阻 力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用(例 如螺旋桨或喷气发动机)。

(3)产生其他分力及力矩对直升机； 进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作用。 旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。工作时，桨叶与空气作相对 运动，产生空气动力；桨毂则是用来连接 桨叶和旋翼轴，以转动旋翼。桨叶一般通过铰接方式与桨毂连接(如下图所示)。

旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。

先来考察一下旋翼的轴向直线运动这就是直升机垂直飞行时旋翼工作的情况，它相当于飞机上螺旋桨的情况。由于两者技术要求不同，旋翼的直径大且转速小；螺旋桨的直径小而转速大。在分析、设计上就有所区别设一旋冀，桨叶片数为k，以恒定角速度Ω 绕轴旋转，并以速度 Vo沿旋转轴作直线运 动。如果在想象中用一中心轴线与旋翼轴重合，而半径为 r的圆柱面把桨叶裁开(参阅图 2，1—3)，并将这圆柱面展开成平面，就得到桨叶剖面。 既然这时桨叶包括旋转运动和直线运动，对于叶剖面来说，应有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋转平面的速度(等于 Vo)， 而合速度是两者的矢量和。显然可以看出(如图2．1—3)，用不同半径的圆柱面所截出来的各个桨叶剖面，他们的合速度是不同的： 大小不同，方向也不相同。如果再考虑到由于桨叶 运动所激起的附加气流速度(诱导速度) )，那么桨叶各个剖面与空气之间的相对速度就更加 不同。与机翼相比较，这就是桨叶工作条件复杂，对它的分析比较麻烦的原因所在。

旋翼拉力产生的滑流理论

现以直升机处于垂直上升状态为例，应用滑流理论说明 旋翼拉力产生的原因。此时，将流过旋翼的空气，或正 确地说，受到旋翼作用的气流，整个地看做一根光滑流 管加以单 独处理。假设：

空气是理想流体，没有粘性，也不可压缩；

旋转着的旋冀是一个均匀作用于空 气的无限薄的圆盘(即桨盘)，流过桨盘的气流速度 在桨盘处各点为一常数；

气流流过旋翼没有扭转(即不考虑 旋翼的旋转影响)，在正常飞行中，滑流没有周期性的变化。

根据以上假设可以作出描述旋翼在： 垂直上升状态下滑流的物理图像，如下图所示，图中选取三个滑流截面， So、 S1和 S2，在 So面，气流速度就是直升机垂直上升速度 Vo，压强为大气压Po，在 S1的上面， 气流速度增加到V1= Vo+v1，压强为P1上，在S1 的下面，由于流动是连续的，所以速度 仍是 V1，但压强有了突跃Pl下＞P1上，P1下一P1上即旋翼向上的拉力。在S2面，气流速度继续增加至V2=Vo+v2，压强恢复到大气压强Po。

这里的v1是桨盘处的诱导速度。v2是下游远处的诱导速度，也就是在均匀流场内或静止空气中所引起的速度增量。对于这种现象，可以利用牛顿第三用动定律来解释拉力产生的 原因。

旋翼的锥体

在前面的分析中，我们假定桨叶位：桨毂旋转平面内旋转。实际上，目前的直升机都具水平铰。旋翼不旋转时，桨叶受垂直 向下的本身重力的作用(如下图左)。旋翼旋转时，每片叶上的作用力除自身重力外， 还有空气动力和惯性离心力。空气动力拉力向上的分(T)方向与重力相反，它绕水平铰构 成的力矩，使桨叶上挥。惯性离心力(F离心)相对 水乎铰所形成的力矩，力求使桨叶在桨毂 旋转平面内旋转(如下图右)。在悬停或垂直飞行状态中， 这三个力矩综合的结果，使得桨叶保持在与桨毂旋转平面成某一角度的位置上，翼形成一个倒立的锥体。 桨叶从桨毂 旋转平面扬起的角度叫锥角。桨叶产生的拉力约为桨 叶本身重量的10一15倍，但桨叶的惯性和离心力更 大(通常约为桨叶拉力的十几倍)，所以锥 角实际上并不大，仅有3度一5度。

悬停时功率分配

从能量转换的观点分析，直升机在悬停状态时(如下图) 发动机输出的轴功率，其中约90％用于旋翼，分配给尾桨、 传动装置等消耗的轴功率加起来约占 10％。旋翼 所得到的90％的功率当中，旋翼型阻功率又用去20％，旋翼用于 转变成气流动能以产生拉力的诱导功率仅占70％。

旋翼拉力产生的涡流理论

根据前面所述的理论，只能宏观地确定不同飞行状态整个旋翼的拉力和需用功率，但无法得知沿旋翼桨叶径向的空气动力载荷，无法进行旋设计。为此，必须进一步了解旋翼周围的流场，即旋冀桨叶作用于周围空气所引起的诱导速度，特别是沿桨叶的诱导速度，从而可 计算桨叶各个剖面的受力分布。

在理论空气动力学中，涡流理论就是求解任一物体(不论飞机机翼或旋翼桨叶)作用于周围空气所引起的诱导速 度的方法。从涡流理论的观点来看，旋翼桨叶对周围空气的作用， 相当于某一涡系在起作用，也就是说，旋翼的每片桨叶可 用一条(或几条)附着涡及很多由桨叶后缘逸出的、以螺旋形在旋翼下游顺流至无限远的尾随涡来代替。

按照旋翼经典涡流理论，对于悬停及垂直上升状态(即轴流状态)，旋翼涡系模型就像 一个半无限长的涡拄，由一射线状的圆形 涡盘的附着涡系及多层同心的圆柱涡面(每层涡面 由螺旋涡线所组成)的尾迹涡系两部分所构成(如下图所示)。

直升机旋

停、垂直上升状态的涡柱

这套涡系模型完全与推进螺旋桨的情况相同。至于旋冀在前飞状态的涡系模型，可以合 理地引伸为一个半无限长的斜向涡柱，由一圆形涡盘的附着涡系及多层斜向螺旋涡线的斜向 涡面的尾迹涡系两部分所构成(如下图所示)。

直升机前飞状态的涡柱

直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中供操纵的专用活动舵面。这是由于在小速度飞行或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度很大时舵面或副翼才会产生足够的空气动力。 单旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵，而双旋翼直升机靠两副旋

翼来操 纵。由此可见，旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。

为了说明直升机操纵特点，先介绍直升机驾驶舱内的操纵机构。直升机驾驶员座舱操纵机构及配置 直升机驾驶员座舱主要的操纵机构是：驾驶杆(又称周期变距杆)、脚蹬、油门 总距杆。 此外还有油门调节环、直升机配平调整片开关及其他手柄(如下图所示)。

驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操纵线系与旋翼的自动倾斜器连接。驾驶杆偏离中立位置 表示：

向前——直升机低头并向前运动；

向后——直升机抬头并向后退；

向左——直升机向左倾斜并向左侧运动；

向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。

脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼 带尾桨的直升机来说，驾驶员蹬脚蹬操 纵尾桨变距改变尾桨推(拉)力，对直升机实施航向操纵。

油门总距杆通常位于驾驶员座椅的左方，由驾驶员左手操纵，此杆可同时 操纵旋翼 总距和发动机油门，实现总距和油门联合操纵。

油门调节环位于油门总距杆的端部，在不动总距油门杆的情况下，驾驶员左手拧动油门调节环可以在较小的发动机转速范围内调 整发动机功率。

调整片操纵(又称配平操纵)的主要原因是因为直升机在飞行中驾驶杆上的载荷，不同于

飞机的舵面载荷。如果直升机旋翼使用可逆式操纵系统，那么驾驶杆要受周期(每一转)的 可变载荷，而且此载荷又随着飞行状态的改变而产生某些变化。为减小驾驶杆的载荷，大多 数直升机操纵系统中都安装有液压助力器。操纵液压助力器可进行不可逆式操纵，即除了操纵系统的摩擦之外，旋翼不再向驾驶杆传送任何力。

为了得到飞行状态改变时驾驶杆力变化的规律性，可在操纵系统中安装纵向和横向加载 弹簧。因为宜升机平衡发生变化(阻力及其力矩发生变化)，驾驶杆的位置便随飞行状态变 化而变化，连接驾驶杆的加载弹簧随着驾驶杆位置的变化而变化时，则驾驶杆力随着飞行速 度不同也出现带有规律性的变化，这对飞行员来说是十分重要的。

为消除因飞行状态改变而产生的驾驶杆的弹簧载荷，可对弹簧张力进行调整，相当于飞 机上的调整片所起的调整作用，因此在直升机上通常把此种调整机构称为调整片，或称作调 平机构。弹簧张力是由调整片操纵开关或电动操纵按钮控制的。

自动倾斜器的主要零件包括：旋转环连接桨叶拉杆，旋转环利用滚珠轴承连接在不旋转环上，不旋转环压在套环上；套环带有横向操纵拉杆和纵向操纵拉杆；操纵总桨距的滑筒。直升机的驾驶杆动作时，旋转环和不旋转环随同套环一起向前、后、左、右倾斜或任意方向倾斜。因为旋转环用垂直拉杆同桨叶连接，所以旋转环的旋转面倾斜会引起桨叶绕纵轴做周期性转动，即旋翼每转一周重复一次，换句话说，每一桨叶的桨距将进行周期性变化。为了解桨距的变化，应分别分析直升机的两种飞行状态，即垂直飞行状态和水平飞行状态。

垂直飞行，靠改变总距来实施，换句话说，就是靠同时改变所有桨叶的迎角来实施。此时所有桨叶同时增大或减小相同的迎角，就会相应地增大或减小升力，因而直升机也会相应 地进行垂直上升或下降。操纵总距是用座舱内驾驶员座椅左侧的油门总距杆。 从下图中看出，若上提油门总距杆，则不旋转环和旋转环向上抬起，各片桨叶的桨距增大，直升机上升。若下放油门总距杆，直升机则垂直下降。

直升机水平飞行要使旋翼旋转平面倾斜，使旋翼总空气动力矢量倾斜得出水平分力。旋转平面倾斜是靠周，期性改变桨距得到的。这说明，旋翼每片桨叶的桨距在每一转动周期中 (每转一周)，先增大到某一数值，然后下降到某一最小数值，继而反复循环。 各种方位的桨距周期性变化如下图所示。下面考察自动倾斜器未倾斜和向前倾斜时作用于桨叶上的各力。

旋翼旋转时，每片桨叶上的作用力如下图所示：升力 Y叶，重力G叶，挥舞惯性 力

J

层桨的构造同旋翼相似，不过比旋翼要简单得多。尾桨的每一桨叶和旋翼桨叶一样， 其旋 转铀转动。由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。和离心力J离心力。

尾桨操纵没有自动倾斜器，也不存在周期变距问题。靠蹬脚蹬改变尾桨的总距来操纵尾桨。当驾驶员蹬脚蹬后，齿轮通过传动链条带动蜗杆螺帽转动，蜗杆螺帽沿旋转轴推动滑动操纵杆滑动(见上图)，杆用轴承固定在三爪传动臂上，另一端则用槽与支座 相连，以防止滑动操纵杆转动。 三爪传动臂随同尾桨叶转动，通过三个拉杆使三片桨叶绕自身纵轴同时转动， 此时，根据脚蹬蹬出方向和动作量大小，来增大或减小尾桨桨距。

直升机操纵图解

直升机飞行主要靠旅翼产生的

拉力。当旋翼由发动机通过旋 转轴带动旋转时，旋翼给空气以作用力矩(或称扭矩)，空气 必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用 力矩作用于旋翼(或称反扭矩)，从而再通过旋翼将这一反作用力矩传递到直升机 机体上。如果不采取措施予以平衡，那么这个 反作用力矩就会 使直升机逆旋翼转动方向旋转。如右图所示。

旋翼的布局形式

旋翼之所以会出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。

为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合 形成了现代多种旋翼 布局型式，见下图。

1．单旋翼带尾桨布局。空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力(或推力) 相对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平衡如上图的a。这种方式目前应用较广 泛，虽然层 桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。

2．双旋翼式布局。由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵 列式双旋翼或者横列式双旋冀(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反方向 转动，那么，空气对其中一副旋冀的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡， 见图

2．1—20中的b、 c、 d、 e。

直升机尾桨

（作用）尾桨像一个旋转平面垂直于旋翼转速平面的小螺旋桨，工作时产生拉力(或推力)。 尾桨的作用可以概括为以下三点：

1．尾桨产生的拉力(或推力)通过力臂形成偏转力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩 (即反扭转)；

2．相当于一个直升机的垂直安定面，改善直升机的方向稳定性。而且，可以通过加大 或减小尾桨的拉力(推力)来实现直升机的航向操纵；

3．某些直升机的尾轴向上斜置一个角度，可以提供部分升力，也可以调整直升机重心 范围。 尾桨和旋翼的动力均来源于发动机；发动机产生的功率通过传动系统，按需要再传给旋翼和尾桨。

尾桨的旋转速度较高。直升机航向操纵和平衡反作用力矩，只需增加或减小尾桨拉力 (推力)，对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。

（类型）尾桨通常包括常规尾桨、涵道尾桨和无尾桨系统等三种类型。

1．常规尾桨 这种尾桨的构造与旋冀类似，由桨叶和桨毂组成。常见的有跷跷板式、万向接头式和铰 接式。

2．涵道层桨 这种尾桨由两部分组成：一部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于涵道中央的转 子。其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。涵道尾桨的推力有两个来源：一是涵道内空气对 叶片的反作用推力；二是涵道唇部气流负压产生的推力。涵道尾桨的构造如下图所示。

3．无尾桨系统 无层桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷气口、

压力风 扇、带缝尾梁等几部分组成，如下图所示。

压力风扇位于主减速器后面，由尾传动轴带动，风扇叶片的角度可调，与油门总距杆联 动。尾梁后部有一可转动的排气罩与脚蹬联动。工作时风扇使空气增压并沿空心的尾梁向后 流动。飞行中，一部分压缩空气从尾梁侧面的两道细长缝中排出，加入到旋翼下洗流中，造 成不对称流动，使尾梁一例产生吸力，相当于尾部产生了一个侧向推力以平衡旋翼的反作用 力矩(见上图)；另一部分压缩空气由尾部的喷口喷出，产生侧向报力，以实现航向 操纵，喷气口面积由排气罩的转动控制，受驾驶员脚蹬操纵。

（总结）以上各型尾桨都各有其特点： 常规尾桨技术发展比较成熟，应用广泛，缺点是受旋男下 洗流影响，流场不稳定，裸露在外的桨叶尖端易发生伤人或撞击地面障碍物的事故；涵道层桨优点是安全性好，转于桨叶位于涵道内，旋翼下洗流干扰、 影响较轻，且不易发生伤人接物的事故，缺点是消耗功率比较大；无尾桨系统的优点是安全可靠、振动和噪声水平低，前 飞时可以充分利用垂直尾另的作用、减小功率消耗，缺点是悬停时需要很大功率， 目前已进 入实用阶段。

悬停

悬停是直升机在一定高度上保持航向和对地标位置不变的状态。直升机的这一飞行特性 不但能适应多种作业的需要，更能扩大其使用范围。无论是高大建筑物的屋顶平台，还是高 山峡谷的狭小平地，它均能起降自如，实施多种作业。因此悬停是直升机区别于一般固定翼 飞机的一种特有的飞行状态。虽然某些特种飞机，例如喷口转向飞机，也能作短时悬停，但由于它们产生平衡飞机重力喷口的推力面的载荷大大超过直升机旋翼的桨盘载荷，这样不便使这类飞机在相同飞行重量的悬停需用功率比直升机的高得多，而且过大的诱导速度引起悬停状态作业的环境条件大大恶化。此外垂直起落飞机的喷口对地面严重烧蚀等方面的问题限制了这类飞机的使用范围。

直升机悬停时的力及需用功率

悬停时，单旋翼式直升机力的平衡如下图所示。旋翼拉力在铅垂面的升力分量T1与全拉的飞行重力

G

平衡；用于平衡反扭矩的尾桨推力T尾则等于旋翼在水平侧向分力T3。即

铅垂方向：T1=G

水平侧向：T尾=T3

悬停时，直升机的需用功率由尾桨和传动等功率外加上旋冀所需功率组成，旋翼需用功 率则主要由两部分组成：(1)旋翼产生拉力所付出的代价——诱导功率P诱；(2)电于空气 的粘性旋翼旋转时克服桨叶型阻需要耗费的功率——型阻功率P型。即

P悬停=P诱+P型

必须指出，旋翼的悬停需用功率，比大多数前飞状态需用功率都大一些。这是因为悬停 时，流过桨盘的空气质量流量较小；根据动量定理，要产生同样拉力，旋翼在悬停时的诱导 速度需更大一些，而诱导功率正比于旋翼拉力和诱导速度。所以悬停诱导功率就比平飞时的 诱导功率更大些，而型阻功率损失主要取决于旋翼转速和桨叶构型。由于旋翼转速和桨叶构 型很少随飞行状态的变化而变化，因此型阻功率随直升机的飞行状态变化也较小。总的来说，悬停状态的需用功率在直升机的各种飞行状态中是较高的。

垂直上升

直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物，垂直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。在上述情况下一些特殊空间和区域作 业，直升机的垂直上升性能则具有非常重要的实用价值。

垂直上升时直升机的力及需用功率

直升机垂直上升飞行速度称为上升率以 Vy表示。通常直升机的垂直上升速度都不大， 机体阻力与飞行重量 G比较起来则为一个小量，可以忽略不计，因此直升机垂直上升时力 的平衡与悬停时基本相同。即

铅垂方向：T1=G

水平侧向： T尾=T3

垂直上升时旋翼需用功率，主要由三部分组成：诱导功率P诱；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诱+P型+P升

垂直上升与悬停状态相比，诱导功率虽然随上升高度的增加其值有所减小，然而随着 Vy的增加被忽略的机体阻力的功率损耗也有所增加，这两项大至相抵。型阻功率也可认为与悬停状态相同。 因此在粗略分析中可以近似认为垂直上升时P诱与P型之和与悬停时的旋 翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy则随垂直上升速度线性增加。因此垂直上升的总需用功率比悬停时的需用功率大，并且随上升率的增加而增加。

垂直下降

直升机的垂直下降与垂直上升相反，利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小 场地着陆。由于这时旋翼的诱导速度与其运动的相对来流方向相反，流经桨盘的两股方向相反的气流使旋翼流场变得更加复杂。随着下降率的增加，当两股气流的速度数值十分接近时，直升机会进入不稳定的“涡环状态”，这时经典的动量理论不能反映流过旋翼气流的流 动规律，通常利用以实验为基础的半经验理论进行描述。下面重点介绍垂直下降中旋翼特有的这一物理现象及相关问题。

垂直下降的直升机的力及需用功率

垂直下降与悬停及垂直上升时力的平衡基本一样，即

铅垂方面： T1=G

水平侧面：T尾=T3

垂直下降时旋奠的需用功率，类似于垂直上升，可写成

P垂降=P诱+P型+P降

需用功率与垂直上升的差别主要 表现在两个方面：(1)P降中的Vy 数值为负。即下降的重力做功，旋翼气流中获取能量。(2)在垂直下降速度较小时，P诱由于旋翼周围的不规 则的紊乱流动使旋翼垂直下降状态诱 导的功率增大。直升机垂直下降中，旋翼从下降中所获取的能量，在很大的速度范围内，消耗到诱导功率中去了。

直升机的前飞

直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。直升机作为一种运输工具， 主要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑 的等速直线平飞人手，有关上升率Vy不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。 直升机的水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的许多特点 在乎飞时表现得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首 先说明 这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。

平飞时力的平衡

相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力 G，机体的废阻力 X身及尾桨推力T尾。前飞时速度轴系选取的原则是： X铀指向飞行速度V方向； Y轴垂直于X轴向上为正，2轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为(参见图2．1—43) 。

平飞时力的平衡

X轴：T2=X身

Y轴： T1=G

Z轴：T3约等于T尾

其中 Tl， T2， T3分别为旋翼拉力在 X， Y，Z三个方向的分量。 对于单旋翼带尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩 平衡，直升机稍带坡度角 r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为 y，T尾与T3方向不完全 一致，因为 y角很小， 即cosr约等于1，故Z向力采用近似等号。

平飞需用功率及其随速度的变化

平飞时，飞行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均无位移，在这两个方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由 三部分组成：型阻功率——P型；诱导 功率——P诱；废阻功率——P废。其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消 耗的功率。

从上图可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡机身阻力 X身。对旋翼而言，其分力T2在X轴方向以速度V作位移。显然旋翼必须做功，P =T2V或P废=X身V，而机身废阻X身 在机身相对水平面姿态变化不大的情况 下，其值近似与V的平方成正比，这样 废阻功

平飞需用功率随速度的变化

率P废就可以近似认为与平飞速 度的三次方成正比，如上图中的点划线③所示。

平飞时，诱导功率为P诱=TV，其中T为旋翼拉力， vl为诱导速度。当飞行重量不变 时，近似认为旋翼拉力不变，诱导速度271随平飞速度 V的增大而减小，因此平飞诱导功 率 P诱随平飞速度V的变化如上图中细实线②所示。

平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。随平飞速度的增加其平均迎角变化不大。所

以P型随乎飞速度V的变化不大，如图中虚线①所示。

图中的实线④为上述三项之和，即总的平飞需用功率P平需随平飞速度的变化而变化。 它是一条马鞍形的曲线：小速度平飞时，废阻功率很小，但这时诱导功率很大，所以总的乎 飞需用功率仍然很大。但比悬停时要小些。在一定速度范围内，随着平飞速度的增加，由于 诱导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，因此总的平飞需用功率随乎飞速度的增加呈下 降趋势，但这种下降趋势随 V的增加逐渐减缓。速度继续增加则由于废阻功率随平飞速度 增加急剧增加。平飞需用功率随 V的增加在达到平飞需用功率的最低点后增加；总的平飞 需用功率随 V的变化则呈上升趋势，而且变得愈来愈明显。

直升机的后飞

相对气流不对称，引起挥舞及桨叶迎角的变化

直升机的侧飞

侧飞是直升机特有的又一种飞行状态，它与悬停、小速度垂直飞行及后飞 一起是实施某些特殊作业不可缺少的飞行性能。一般侧飞是在悬停基础上实施 的飞行状态。其特点是要多注意侧向力 的变化和平衡。由于直升机机体的侧向 投影面积很大，机体在侧飞时其空气动 力阻力特别大，因此直升机侧飞速度通 常很小。由于单旋翼带尾桨直升机的侧 向受力是不对称的，因此左侧飞和右侧 飞受力各不相同。向后行桨叶一侧侧飞，旋翼拉力向后

行桨叶一例的水平分量大于向前行桨叶一侧的尾桨推力，直 升机向后方向运动，会产生与水平分量反向的空气动力阻力Z。当侧力平衡时，水平分量等于尾桨推力与空气动力 阻力之和，能保持等速向后行桨叶一侧侧飞。向前行桨叶一例侧飞时，旋翼拉 力的水平分量小于尾桨推力，在剩余尾桨推力作用下，直升机向民桨推力方向一例运动，空气动力阻力与尾桨推力反向，当侧力平衡时，保持等速向前行桨叶一侧飞行。

直升机的贴地飞行

由于直升机是一种能在较长时间内作超低空飞行，并能到达任何地域的空中运载飞行平台，因此为直升机的使用发展开辟了一个宽广的新领域。特别是作为军用武装直升机，采用地形跟随飞行方式，利用地形、地物作掩护，在贴近地面的高度上(一般称作一树之高)隐蔽接近攻击目标，常常能取得最佳的作战效果。技术的发展促进了军事上的变革，于是在现 代战争的军事领域里，出现了一支以直升机为其主要装备的新兴兵种——陆军航空兵。 什么是贴地飞行，迄今还没有一个统一、确定的表述。通常认为，主要有以下三种情况：即直升机在贴近地面的高度上飞行，一般离开地面不超过10米， 以不变的速度作超低空飞行；或随地形起伏作地形跟踪飞行；以及利用地形、地物作掩护以不同高度、不同速度作掠地飞行如下图所示。

在以上三种贴地飞行中，最后一种难度最大。常常被用作武装直升机的战术动作，战斗 中实用价值也较大。这种飞行要求驾驶员必须时刻准确判断直升机与地面之间的距离，并及 时改变飞行高度与速度，有时甚至要采用迅猛操纵动作，加之飞行高度很低，难以依靠机载 设备和地面设备导航，所以驾驶员工作负荷很重。

无论对直升机贴地飞行作何解释，一个共同之处就是直升机飞行贴近地面， 就要受到地面的干扰作用，于是形成了一个特殊的技术领域。该领域涉及到空气动力、飞行品质、机载 设备、结构设计、驾驶技术以及人机工程、航空医学等多个方面。国内外许多专家、研究机 构为此进行了大量研究。我国南京航空航天大学高正教授领导的小组，对直升机贴地飞行的 空气动力特性作了系统完整的研究，在理论和实验两方面都作出了重要贡献。研究表明，作 贴地飞行的直升机，受到地面的干扰后，给空气流场造成了强烈的影响，因而产生了一系列 复杂的技术问题，如下所述：

1．空气动力与飞行品质问题 直升机贴地飞行时，旋翼下洗流必然受到地面施加的气动干扰。这种干扰与直升机速度 的变化、高度的变化纠集在一起，不仅使直升机的空气动力特性发生显著变化，同时也强烈 地影响直升机的飞行品质。

2.飞行驾驶术问题 由于空气动力和飞行品质的非定常影响，驾驶动作有着特殊的要领

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