(1)產(chǎn)生向上的升力用來克服直升機的重力。　即使直升機的發(fā)動機空中停車時， 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 力使直升機前進，類似于飛機上推進器的作用(例 如螺旋槳或噴氣發(fā)動機)。

　　(3)產(chǎn)生其他分力及力矩對直升機； 進行控制或機動飛行，類似于飛機上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉及一個槳轂組成。工作時，槳葉與空氣作相對 運動，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(如下圖所示)。

　　旋翼的運動與固定翼飛機機翼的不，因為旋翼的槳葉除了隨直升機一同作直線或曲線動外，還要繞旋翼軸旋轉(zhuǎn)，因此槳葉空氣動力現(xiàn)象要比機翼的復雜得多。

　　先來考察一下旋翼的軸向直線運動這就是直升機垂直飛行時旋翼工作的情況，它相當于飛機上螺旋槳的情況。由于兩者技術要求不同，旋翼的直徑大且轉(zhuǎn)速小；螺旋槳的直徑小而轉(zhuǎn)速大。在分析、設計上就有所區(qū)別設一旋冀，槳葉片數(shù)為k，以恒定角速度Ω 繞軸旋轉(zhuǎn)，并以速度 Vo沿旋轉(zhuǎn)軸作直線運 動。如果在想象中用一中心軸線與旋翼軸重合，而半徑為 r的圓柱面把槳葉裁開(參閱圖 2，1—3)，并將這圓柱面展開成平面，就得到槳葉剖面。 既然這時槳葉包括旋轉(zhuǎn)運動和直線運動，對于葉剖面來說，應有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋轉(zhuǎn)平面的速度(等于 Vo)， 而合速度是兩者的矢量和。顯然可以看出(如圖2．1—3)，用不同半徑的圓柱面所截出來的各個槳葉剖面，他們的合速度是不同的： 大小不同，方向也不相同。如果再考慮到由于槳葉 運動所激起的附加氣流速度(誘導速度) )，那么槳葉各個剖面與空氣之間的相對速度就更加 不同。與機翼相比較，這就是槳葉工作 條件復雜，對它的分析比較麻煩的原因所在。

旋翼拉力產(chǎn)生的滑流理論

　　現(xiàn)以直升機處于垂直上升狀態(tài)為例，應用滑流理論說明 旋翼拉力產(chǎn)生的原因。此時，將流過旋翼的空氣，或正 確地說，受到旋翼作用的氣流，整個地看做一根光滑流 管加以單獨處理。假設：

　　◉空氣是理想流體，沒有粘性，也不可壓縮；

　　◉旋轉(zhuǎn)著的旋冀是一個均勻作用于空 氣的無限薄的圓盤(即槳盤)，流過槳盤的氣流速度 在槳盤處各點為一常數(shù)；

　　◉氣流流過旋翼沒有扭轉(zhuǎn)(即不考慮 旋翼的旋轉(zhuǎn)影響)，在正常飛行中，滑流沒有周期性的變化。

　　根據(jù)以上假設可以作出描述旋翼在： 垂直上升狀態(tài)下滑流的物理圖像，如下圖所示，圖中選取三個滑流截面， So、 S1和 S2，在 So面，氣流速度就是直升機垂直上升速度 Vo，壓強為大氣壓Po，在 S1的上面， 氣流速度增加到V1= Vo+v1，壓強為P1上，在S1 的下面，由于流動是連續(xù)的，所以速度 仍是 V1，但壓強有了突躍Pl下＞P1上，P1下一P1上即旋翼向上的拉力。在S2面，氣流速度繼續(xù)增加至V2=Vo+v2，壓強恢復到大氣壓強Po。

　　這里的v1是槳盤處的誘導速度。v2是下游遠處的誘導速度，也就是在均勻流場內(nèi)或靜止空氣中所引起的速度增量。對于這種現(xiàn)象，可以利用牛頓第三用動定律來解釋拉力產(chǎn)生的原因。

旋翼的錐體

　　在前面的分析中，我們假定槳葉位：槳轂旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。實際上，目前的直升機都具水平鉸。旋翼不旋轉(zhuǎn)時，槳葉受垂直 向下的本身重力的作用(如下圖左)。旋翼旋轉(zhuǎn) 時，每片葉上的作用力除自身重力外， 還有空氣動力和慣性離心力。空氣動力拉力向上的分(T)方向與重力相反，它繞水平鉸構 成的力矩，使槳葉上揮。慣性離心力(F離心)相對 水乎鉸所形成的力矩，力求使槳葉在槳轂 旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)(如下圖右)。在懸停或垂直飛 行狀態(tài)中，這三個力矩綜合的結(jié)果，使得 槳葉保持在與槳轂旋轉(zhuǎn)平面成某一角度的位置上，翼形成一個倒立的錐體。　槳葉從槳轂 旋轉(zhuǎn)平面揚起的角度叫錐角。槳葉產(chǎn)生的拉力約為槳 葉本身重量的10一15倍，但槳葉的慣性和離心力更 大(通常約為槳葉拉力的十幾倍)，所以錐 角實際上并不大，僅有3度一5度。

懸停時功率分配

　　從能量轉(zhuǎn)換的觀點分析，直升機在懸停狀態(tài)時(如下圖) 發(fā)動機輸出的軸功率，其中約90％用于旋翼，分配給尾槳、 傳動裝置等消耗的軸功率加起來約占 10％。旋翼 所得到的90％的功率當中，旋翼型阻功率又用去20％，旋翼用于 轉(zhuǎn)變成氣流動能以產(chǎn)生拉力的誘導功率僅占70％。

旋翼拉力產(chǎn)生的渦流理論

　　根據(jù)前面所述的理論，只能宏觀地確定不同飛行狀態(tài)整個旋翼的拉力和需用功率，但 無法得知沿旋翼槳葉徑向的空氣動力載荷，無法進行旋設計。為此，必須進一步了解旋翼周圍的流場，即旋 冀槳葉作用于周圍空氣所引起的誘導速度，特別是沿槳葉的誘導速度，從而可計算槳葉各個剖面的受力分布。

　　 在理論空氣動力學中，渦流理論就是求解任一物體(不論飛機機翼或旋翼槳葉)作用于周圍空氣所引起的誘導速 度的方法。從渦流理論的觀點來看，旋翼槳葉對周圍空氣的作用， 相當于某一渦系在起作用，也就是說，旋翼的每片槳葉可 用一條(或幾條)附著渦及很多由槳葉后緣逸出的、以螺旋形在旋翼下游順流至無限遠的尾隨渦來代替。

　　 按照旋翼經(jīng)典渦流理論，對于懸停及垂直上升狀態(tài)(即軸流狀態(tài))，旋翼渦系模型就像 一個半無限長的渦拄，由一射線狀的圓形 渦盤的附著渦系及多層同心的圓柱渦面(每層渦面 由螺旋渦線所組成)的尾跡渦系兩部分所構成(如下圖所示)。

　　直升機旋停、垂直上升狀態(tài)的渦柱

　　這套渦系模型完全與推進螺旋槳的情況相同。至于旋冀在前飛狀態(tài)的渦系模型，可以合 理地引伸為一個半無限長的斜向渦柱，由一圓形渦盤的附著渦系及多層斜向螺旋渦線的斜向渦面的尾跡渦系兩部分所構成(如下圖所示)。

直升機前飛狀態(tài)的渦柱