曝光臺(tái) 注意防騙
網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者
槳盤(pán)固態(tài)性（DISC SOLIDITY）：所有槳葉的面積和與槳盤(pán)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(dòng)
阻尼（DRAGGING）：在阻力作用下槳葉繞垂直關(guān)節(jié)的水平運(yùn)動(dòng)。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(duì)稱性（DISSYMMETRY OF LIFT）：在某些飛行姿態(tài)下槳葉產(chǎn)生的升力不對(duì)稱
相位滯后（PHASE LAG）：是指當(dāng)有一個(gè)外力（改變槳葉角）作用到槳葉上時(shí)，槳葉
的揮舞效應(yīng)將沿著轉(zhuǎn)動(dòng)方向滯后90º才出
現(xiàn)。這種現(xiàn)象也叫陀螺進(jìn)動(dòng)性
槳葉前緣：是指整個(gè)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(guò)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(cè)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(duì)
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(dòng)時(shí)，氣流與其接觸將改
變方向，一種理論認(rèn)為，當(dāng)氣流流過(guò)翼型上表面時(shí)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(guò)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(gè)壓力差將使得翼型向著壓力差的方向運(yùn)動(dòng)，
這個(gè)壓力差就是升力。
另一種理論認(rèn)為，由于氣流流過(guò)翼型時(shí)的攻角為正，氣流流過(guò)下表面時(shí)將向下
反射，根據(jù)牛頓第三定律，任何一個(gè)力的作用都將產(chǎn)生一個(gè)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(gè)向上的反作用力，使得翼型向上
運(yùn)動(dòng)，這就是升力。
圖1-4 是對(duì)第一種理論的描述，圖1-5 是對(duì)第二種理論的描述，我們不想對(duì)這
兩種理論的對(duì)錯(cuò)進(jìn)行評(píng)判，從某種意義上來(lái)說(shuō)，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(jì)算通過(guò)下面的公式來(lái)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(cè)量單位是國(guó)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(shuō)，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(duì)于直升機(jī)槳葉來(lái)說(shuō)它將是一個(gè)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(duì)稱翼型，這種翼型的特點(diǎn)是上下兩部分完全
對(duì)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(yǔ)。翼型彎曲的程度叫翼型的彎度，
所謂大彎度翼型是指一個(gè)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(duì)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(duì)氣流通常以矢量的形式來(lái)表示，也就是說(shuō)，它既有大小，也有方向。
圖1-6 和圖1-7 分別為非對(duì)稱翼型和對(duì)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(duì)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(shí)阻力較小。
但選擇對(duì)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(dòng)，這對(duì)于固定翼飛機(jī)來(lái)說(shuō)問(wèn)題不大，因?yàn)樗奈惨砜商峁┛v向穩(wěn)定性。而
對(duì)于直升機(jī)的主槳葉來(lái)說(shuō)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(dòng)將引起槳葉的扭轉(zhuǎn)而使槳葉應(yīng)力增加，同時(shí)
給飛行員帶來(lái)額外的操縱要求。
對(duì)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(dòng)。
1.2.3 主旋翼
1 主旋翼
當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，每片槳葉都將產(chǎn)生升力，為了畫(huà)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(gè)力，這個(gè)力作用在槳葉葉尖旋轉(zhuǎn)平面的中心，
且垂直于這個(gè)平面,這個(gè)力叫做旋翼有效力，也叫旋翼總空氣動(dòng)力。
圖1-9 中的主槳葉形成一個(gè)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(duì)稱翼型圖1-7 對(duì)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(gè)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(dòng)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(shí)間里不會(huì)有明顯的改變，因此對(duì)錐體
角的影響不會(huì)明顯。
主槳葉是一個(gè)巨大的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量體，在實(shí)際飛行中其轉(zhuǎn)動(dòng)速度基本保持不變，因
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直升機(jī)全方位講述1(2)
