ISO 5224:2021
(Main)Rotorcrafts – Flight dynamics – Vocabulary
Rotorcrafts – Flight dynamics – Vocabulary
This document defines terms used in the field of rotorcrafts flight dynamics and aerodynamics, for example, rotorcraft design documents, with regard to rotorcrafts geometry and dynamic characteristics.
Giravions – Dynamique de vol – Vocabulaire
General Information
Buy Standard
Standards Content (Sample)
INTERNATIONAL ISO
STANDARD 5224
First edition
2021-11
Rotorcrafts – Flight dynamics –
Vocabulary
Giravions – Dynamique de vol – Vocabulaire
Reference number
ISO 5224:2021(E)
© ISO 2021
---------------------- Page: 1 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
COPYRIGHT PROTECTED DOCUMENT
© ISO 2021
All rights reserved. Unless otherwise specified, or required in the context of its implementation, no part of this publication may
be reproduced or utilized otherwise in any form or by any means, electronic or mechanical, including photocopying, or posting on
the internet or an intranet, without prior written permission. Permission can be requested from either ISO at the address below
or ISO’s member body in the country of the requester.
ISO copyright office
CP 401 • Ch. de Blandonnet 8
CH-1214 Vernier, Geneva
Phone: +41 22 749 01 11
Email: copyright@iso.org
Website: www.iso.org
Published in Switzerland
ii
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 2 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
Contents Page
Foreword .iv
1 Scope . 1
2 Normative references . 1
3 Terms and definitions . 1
3.1 Basic definitions and classification . 1
3.2 Basic elements . 3
3.3 Coordinate axis and planes . 6
3.4 Angles . 8
3.5 Geometry . 10
3.6 Dynamic characteristic .12
3.7 Forces and moments . 14
3.8 Performance .15
3.9 Flight quality (according to ADS–33-PRF). 17
Bibliography .23
iii
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 3 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
Foreword
ISO (the International Organization for Standardization) is a worldwide federation of national standards
bodies (ISO member bodies). The work of preparing International Standards is normally carried out
through ISO technical committees. Each member body interested in a subject for which a technical
committee has been established has the right to be represented on that committee. International
organizations, governmental and non-governmental, in liaison with ISO, also take part in the work.
ISO collaborates closely with the International Electrotechnical Commission (IEC) on all matters of
electrotechnical standardization.
The procedures used to develop this document and those intended for its further maintenance are
described in the ISO/IEC Directives, Part 1. In particular, the different approval criteria needed for the
different types of ISO documents should be noted. This document was drafted in accordance with the
editorial rules of the ISO/IEC Directives, Part 2 (see www.iso.org/directives).
Attention is drawn to the possibility that some of the elements of this document may be the subject of
patent rights. ISO shall not be held responsible for identifying any or all such patent rights. Details of
any patent rights identified during the development of the document will be in the Introduction and/or
on the ISO list of patent declarations received (see www.iso.org/patents).
Any trade name used in this document is information given for the convenience of users and does not
constitute an endorsement.
For an explanation of the voluntary nature of standards, the meaning of ISO specific terms and
expressions related to conformity assessment, as well as information about ISO's adherence to
the World Trade Organization (WTO) principles in the Technical Barriers to Trade (TBT), see
www.iso.org/iso/foreword.html.
This document was prepared by Technical Committee ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles,
Subcommittee SC 8, Aerospace terminology.
Any feedback or questions on this document should be directed to the user’s national standards body. A
complete listing of these bodies can be found at www.iso.org/members.html.
iv
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 4 ----------------------
INTERNATIONAL STANDARD ISO 5224:2021(E)
Rotorcrafts – Flight dynamics – Vocabulary
1 Scope
This document defines terms used in the field of rotorcrafts flight dynamics and aerodynamics,
for example, rotorcraft design documents, with regard to rotorcrafts geometry and dynamic
characteristics.
2 Normative references
There are no normative references in this document.
3 Terms and definitions
ISO and IEC maintain terminology databases for use in standardization at the following addresses:
— ISO Online browsing platform: available at https:// www .iso .org/ obp
— IEC Electropedia: available at https:// www .electropedia .org/
3.1 Basic definitions and classification
3.1.1
rotorcraft
rotary wing aircraft
heavier-than-air aircraft that depends principally for its support in flight on the aerodynamical
generated by one or more rotors
3.1.2
helicopter
rotorcraft (3.1.1) that primarily depends on engine driven rotors for motion at all stage of flight
3.1.3
gyroplane
autogyro
gyrocopter
rotaplane
rotorcraft (3.1.1) whose rotors are not engine-driven, except for initial starting, but are made to rotate
by action of the air when the rotorcraft is moving; and whose means of propulsion, consisting usually of
conventional propellers, is independent of the rotor system
3.1.4
gyrodyne
compound helicopter
compound gyroplane
rotorcraft (3.1.1) with a rotor system that is normally driven by its engine for takeoff, hovering and
landing like a helicopter (3.1.2), and has an additional propulsion system that is independent of the
rotor system
1
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 5 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.1.5
convertiplane
aircraft which uses rotor power for vertical takeoff and landing (vtol) and converts to fixed-wing lift in
normal flight
Note 1 to entry: Convertiplanes may be divided into two broad classes, based on whether the rotor is fixed as in
a helicopter (3.1.2) or tilts to provide thrust in forward flight, as a proprotor. a proprotor may be in a tilt rotor or
tilt wing configuration.
3.1.6
tiltrotor aircraft
rotorcraft (3.1.1) which generates lift and propulsion by way of one or more tiltable (rotating) powered
propellers, or proprotors, mounted on rotating engine pods or nacelles usually at the ends of a fixed
wing
Note 1 to entry: Orientation of wings is fixed. For vertical flight, the rotors are angled so the plane of rotation is
horizontal.
3.1.7
tiltwing aircraft
aircraft with a wing that is horizontal for conventional forward flight and rotates up for vertical takeoff
and landing
3.1.8
helicopter configuration
combination of features, defining main rotor (3.2.1) system, anti-torque system (for single rotor
helicopter (3.1.9)), flight control system
3.1.9
single rotor helicopter
helicopter (3.1.2) with one (main) rotor that provides lift and propulsive force
Note 1 to entry: Single rotor helicopters may be divides into four or more types depending of anti-torque system:
— with tail rotor (3.2.2) (classic configuration);
— with fenestrone (3.2.25);
— with notar (3.2.26) (no tail rotor) system;
— tip jets (3.2.24) (no anti-torque system required).
3.1.10
dual rotor helicopter
twin-rotor helicopter
helicopter (3.1.2) with two counter-rotating main rotors (3.2.1) rotors
3.1.11
tandem rotors helicopter
dual rotor helicopter (3.1.10) with two horizontal main rotors (3.2.1) assemblies mounted one behind
the other
3.1.12
side-by-side rotors
transverse rotors helicopter
dual rotor helicopter (3.1.10) with a set of counter-rotating main rotors (3.2.1) assemblies which are
located in the same plane side-by-side on the helicopter (3.1.2) and where the stagger (3.5.15) is greater
than the diameter of the disk
2
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 6 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.1.13
coaxial rotors helicopter
dual rotor helicopter (3.1.10) with a pair of counter-rotating main rotors (3.2.1) mounted one above the
other on the same shaft and turning in opposite directions
3.1.14
intermeshing rotors helicopter
synchropter
dual rotor helicopter (3.1.10) with a set of two counter-rotating main rotors (3.2.1) with each rotor mast
mounted on the helicopter (3.1.2) with a slight angle to the other so that the blades (3.2.5) intermesh
without colliding
3.1.15
multicopter
multirotor
rotorcraft (3.1.1) with more than two rotors that provide lift
3.1.16
quadcopter
quadrocopter
quadrotor
multicopter (3.1.15) that is lifted and propelled by four rotors
3.1.17
hexacopter
multicopter (3.1.15) that is lifted and propelled by six rotors
3.1.18
octocopter
multicopter (3.1.15) that is lifted and propelled by eight rotors
3.2 Basic elements
3.2.1
main rotor
combination of a rotary wing and a control system that generates the aerodynamic lift force that
supports the weight of the helicopter (3.1.2), and the thrust that counteracts aerodynamic drag in
forward flight
3.2.2
tail rotor
smaller rotor mounted so that it rotates vertically or near-vertically at the end of the tail of a traditional
single rotor helicopter (3.1.9) to compensate main rotor (3.2.1) torque moment
3.2.3
main rotor hub
toe unit for the rotor blades (3.2.5) attachment to rotor shaft
Note 1 to entry: The hub is located at the top of the mast.
3.2.4
hinge
mechanism that holds the blades (3.2.5) proper to the hub and allows free angular motion with zero
moment transfer
3.2.5
blade
main working unit of rotor working as rotating wing which provides lift due to rotation about rotor
shaft axis
3
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 7 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.2.6
horizontal hinge
flapping hinge
hinge (3.2.4) which allows the blade (3.2.5) to move up and down with respect to the plane of rotor
rotation
Note 1 to entry: This movement is called flapping.
3.2.7
vertical hinge
lead-lag hinge
drag hinge
hinge (3.2.4) which allows the blade (3.2.5) to move back and forth in the plane of rotor rotation
Note 1 to entry: This movement is called lead-lag, dragging, or hunting.
3.2.8
axial hinge
feathering hinge
hinge (3.2.4) along the feathering (3.2.32) axis of blade (3.2.5) that allows to change the pitch of rotor
blades due to pilot input to the collective or cyclic control
3.2.9
articulated rotor
rotor system with each blade (3.2.5) attached to the rotor hub through a series of hinges (3.2.4)
(horizontal and (or) vertical) that let the blade move independently of the others
3.2.10
fully articulated rotor
rotor system with each blade (3.2.5) attached to the rotor hub through a series of hinges (3.2.4)
(horizontal and vertical) that let the blade move independently of the others
Note 1 to entry: The blades in this case are allowed to flap, and lead or lag independently of each other.
3.2.11
hingeless rotor
rotor with no actual mechanical hinges (3.2.4) that achieves flapping and lead-lag motion by elastically
flexing
3.2.12
rotor with separated hinges
rotor system for which the distances of horizontal hinge (3.2.6) from the rotor hub isn’t equal to zero
3.2.13
rotor with joined hinges
fully articulated rotor (3.2.10) system for which the horizontal hinge (3.2.6) and vertical hinge (3.2.7) are
located at the same distances from the rotor hub
3.2.14
rigid rotor
rotor system in which the blades (3.2.5) accommodate flapping and lead-lag motions by bending the
elastic elements at the corner part of blade without horizontal hinge (3.2.6) and vertical hinge (3.2.7)
3.2.15
semirigid rotor
teetering
seesaw
rotor system normally composed of two blades (3.2.5) that meet just under a common flapping or
teetering hinge (3.2.4) perpendicular to rotor shaft axis and mounted at the top of rotor shaft
4
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 8 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.2.16
semi-articulated rotor
rotor in which the blade (3.2.5) is attached to hub by two hinges (3.2.4) instead of three (without
horizontal hinge (3.2.6) or vertical hinge (3.2.7))
3.2.17
rotor head with universal joint
gimballed rotor hub tilts with respect to the rotor shaft to accommodate blade (3.2.5) flapping or which
tilts the blades (rotor disk) creating a force that pulls the autogiro in the direction of the tilt
3.2.18
swashplate
device that translates input via the helicopter (3.1.2) flight controls into motion of the main rotor (3.2.1)
blades (3.2.5)
Note 1 to entry: A swashplate is used to transmit three of the pilot's commands from the non-rotating fuselage to
the rotating rotor hub and main rotor blades.
3.2.19
blade element
spanwise piece of the blade (3.2.5)
Note 1 to entry: A blade element has a spanwise dimension of any length (usually an elementary spanwise length).
3.2.20
blade tip
part of rotor blade (3.2.5) which is the most distant from rotor axis
3.2.21
blade root
part of the blade (3.2.5) that attaches to the blade grip (3.2.22)
3.2.22
blade grip
blade fork
part of the hub assembly to which the rotor blades (3.2.5) are attached
3.2.23
external point of rotor blade
crossing point of rotor blade axis (3.3.9) with the plane tangential to surface of blade tip (3.2.20) and
perpendicular to blade (3.2.5) axis
3.2.24
tip jets
rotor system which is driven by jet nozzles at the tip of rotor blades (3.2.5) powered by ram-jets, pulse-
jets, or rockets or by high pressure air provided by a compressor
3.2.25
fenestrone
fan-in-tail
ducted fan
protected tail rotor (3.2.2) of a helicopter (3.1.2) operating like a rotor mounted within a cylindrical
shroud or duct
3.2.26
notar
air-blowing system to compensate main rotor (3.2.1) torque moment
5
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 9 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.2.27
interleaving rotors
two rotor disks which are located in the same horizontal plane and where the stagger (3.5.15) is greater
than the radius of the disk, but less the diameter of the disk
3.2.28
intermeshing rotors
two rotor disks which are located in different planes and where the stagger (3.5.15) is less than the
radius of the disk
3.2.29
bearringless rotor
hingeless rotor (3.2.11) wherein the feathering (3.2.32) bearing is replaced by a torsionally soft elastic
element
3.2.30
advancing blade
blade (3.2.5) moving in the same direction as the helicopter (3.1.2)
3.2.31
retreating blade
blade (3.2.5), located in a semicircular part of the rotor disk, in which the blade direction is opposite to
the direction of flight
3.2.32
blade feather
feathering
rotation of the blade (3.2.5) around the spanwise (pitch change) axis
3.3 Coordinate axis and planes
3.3.1
helicopter body axis coordinate system
right rectangular system of the coordinates which has been rigidly connected with a fuselage. the
origin o is the centre of mass of a fuselage
1
Note 1 to entry: The longitudinal axis (O X ) is directed to a helicopter (3.1.2) nose perpendicular to a shaft of the
1 1
main rotor (3.2.1).
Note 2 to entry: The normal axis (Z Y ) is directed parallel to a shaft of the main rotor and points downwards.
1 1
Note 3 to entry: The transverse axis (O Z ) is completing system.
1 1
3.3.2
longitudinal axis of helicopter body axis
axis (O X ) which is directed to a helicopter (3.1.2) nose perpendicular to a shaft of the main rotor (3.2.1)
1 1
3.3.3
normal axis of helicopter body axis
axis (O Y ) which is directed parallel to a shaft of the main rotor (3.2.1) and points downwards
1 1
3.3.4
transverse axis of helicopter body axis
axis (O Z ) which completes the system
1 1
6
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 10 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.3.5
stability axis coordinate system
hub-wind axis
rectangular coordinate system, with origin in a point of intersection of an axis of rotor rotation with
the plane of main rotor (3.2.1), having the normal axis (O Y ) parallel to axis of the main rotor rotation,
h h
directions of longitudinal axis (O X ) and transverse axis (O Z ) are defined by the direction of the air
h h h h
speed vector projection to the plane of rotation of a main rotor
3.3.6
longitudinal axis of stability coordinate system
longitudinal axis (O X ) which is perpendicular to rotor rotation axis (3.3.10) and having the same
h h
direction as the rotor air speed vector projection to the plane of rotation of a main rotor (3.2.1)
3.3.7
normal axis of stability coordinate system
normal axis (O Y ) coinciding with the axis of rotor rotation and having opposite direction as direction
h h
of lift
3.3.8
transverse axis of stability coordinate system
transverse axis (O Z ) which is perpendicular to the plane formed by (O X ) and (O Y ) axis and
h h h h h h
directed to forward moving blade (3.2.5)
3.3.9
rotor blade axis
straight line around which the angular orientation of blade (3.2.5) cross-section is changed due to
influence of actuator of rotor control system
3.3.10
rotor rotation axis
geometric axis of main rotor (3.2.1) shaft or bearing, rotor being rotating around this axis
3.3.11
rotor rotation plane
plane perpendicular to rotor rotation axis (3.3.10), forming by rotated blade (3.2.5) axis with zero
flapping angle
3.3.12
blade rotation plane
plane parallel to the tip path plane through the hub centre
3.3.13
hub plane
plane perpendicular to the shaft axis through the centre of the hub
3.3.14
tip pass plane
TPP
no-flapping plane
plane containing flight path of blade tips (3.2.20) at their rotation around shaft axis
3.3.15
tip path axis
disc axis
axis perpendicular to the plane through the blade tips (3.2.20) and, for zero offset horizontal hinges
(3.2.6), which is therefore the axis of no flapping
3.3.16
no-feathering axis
axis relative to which the cyclic feathering (3.2.32) vanishes the axis through the centre of the hub and
perpendicular to the swash plates
7
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 11 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.3.17
control axis plane
plane of the rotor wherein there is no cyclic feathering (3.2.32) (i.e. the plane of the swash plate)
3.3.18
hub axis coordinate system
coordinate system O X Y Z used to determine the rotor aerodynamic loads and rotor blades (3.2.5)
s s s s
flapping due to controls and body angular rates
Note 1 to entry: The origin O of axes is at centre of rotor hub. The normal axis (O Y ) points downwards and aligns
s s s
with the rotor shaft. The longitudinal axis (O X ) points toward the nose of helicopter (3.1.2) and is perpendicular
s s
to axis O Y . The transverse axis (O Z ) points to the right side.
s s s s
3.3.19
blade section common plane axis system
right rectangular coordinate system, with origin O in a point of intersection of blade (3.2.5) pitch axis
BS
and in-plane blade section
Note 1 to entry: The longitudinal axis (O X ), which is in the in-plane blade section, parallel to the formed
BS BS
rotation plane, points to leading edge of blade section airfoil (3.5.11). The transverse axis (O Z ), which is
BS BS
coincident with blade pitch axis, points to blade tip (3.2.20). The normal axis (O Y ), which is in the in-plane
BS BS
blade section, points upwards.
3.4 Angles
3.4.1
blade azimuth angle
ψ
angle of blade (3.2.5) axis rotation measured in a plane normal to the shaft of the main rotor (3.2.1)
Note 1 to entry: Blade azimuth angle is zero when the blade is over the tail.
Note 2 to entry: Blade azimuth angle is positive in the direction of rotation.
Note 3 to entry: ψ is the azimuth (angle) of the i-th blade.
i
3.4.2
blade flapping angle
blade flap angle
β
angle between a line drawn along the span of the blade (3.2.5) and a plane normal to the shaft axis
Note 1 to entry: Blade flapping angle is positive when the blade tip (3.2.20) is higher than the blade cuff.
Note 2 to entry: β is the flapping angle of the i-th blade.
i
3.4.3
blade coning
upward sweep of rotor blades (3.2.5) as a result of lift and centrifugal force
3.4.4
blade lag-lead angle
ξ
angle of rotation of an axis of the blade (3.2.5) around axis of the vertical hinge (3.2.7) (or the line
equivalent to this axis in case of the blade mounting the elastic unit), measured from the plane passing
through the axis of main rotor (3.2.1) rotation and an axis of the blade at β = 0
Note 1 to entry: Blade lag-lead angle is positive in case of the blade axis deviation in the direction opposite to
main rotor rotation.
Note 2 to entry: ξ is the lead-lag angle of the i-th blade.
i
8
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 12 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.4.5
blade pitch angle
θ
angle between the chord line of the rotor blade (3.2.5) and the reference plane of the main rotor (3.2.1)
hub or the rotor plane of rotation
Note 1 to entry: θ is the lead-lag angle of the i-th blade.
i
Note 2 to entry: Blade pitch is positive when the leading edge is up.
3.4.6
rotor angle of attack
α
Н
angle between a vector of main rotor (3.2.1) air speed and the rotor plane
of rotation
Note 1 to entry: Rotor angle of attack is positive if the projection of air speed to a normal axis is negative.
3.4.7
collective pitch angle
longitudinal cyclic pitch angle
lateral cyclic pitch angle
θ
0
θ
1C
θ
1S
average value and the first harmonic cosine and sine components of blade pitch angles (3.4.5) as function
of blade azimuth angle (3.4.1)
3.4.8
mast angle
α
T
tilt angle calculated with respect to the vertical axis on the ground
3.4.9
angle between rotors axis
inclination of one main rotor (3.2.1) shaft with respect to another main rotor shaft for intermeshing and
transverse dual rotor helicopter (3.1.10)
3.4.10
pitch of the blade element
blade element pitch angle
θ
r
angle between blade chord (3.5.9) and rotor plane of rotation (at the radius r)
3.4.11
pitch of the main rotor
blade incidence angle
θ
0,7
pitch of the blade element (3.4.10) at a relative radius (3.5.7) of ,r = 07
3.4.12
geometric twist of the blade
difference of the pitch of the blade elements (3.4.10) of the main rotor (3.2.1) with respect to the pitch of
the blade element at a relative radius (3.5.7) of r = 07,
3.4.13
collective pitch
part of a helicopter’s (3.1.2) control system wherein all blades (3.2.5) change pitch simultaneously by
the same amount
9
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 13 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.4.14
cyclic pitch
part of a helicopter’s (3.1.2) control system wherein the blades (3.2.5) change pitch in a sinusoidal
fashion as they traverse around the rotor azimuth, each blade having the same amount of such pitch
change when it reaches any given rotor azimuth
3.5 Geometry
3.5.1
radius of the main rotor
R
radius of the circle swept out by the blade tips (3.2.20)
3.5.2
diameter of the main rotor
D
diameter of the circle swept out by the blade tips (3.2.20)
Note 1 to entry: D = 2 * R.
3.5.3
radius of the tail rotor
R
TR
radius of the circle swept out by the tail rotor (3.2.2) blade tips (3.2.20)
3.5.4
diameter of the tail rotor
D
TR
diameter of the circle swept out by the tail rotor (3.2.2) blade tips (3.2.20)
Note 1 to entry: D = 2 * R .
TR TR
3.5.5
rotor disk area
F
H
area covered by rotor blades (3.2.5) at its rotation at β = ξ = 0
3.5.6
radius of rotor blade section
r
distance from rotor axis to blade (3.2.5) cross-section by plane perpendicular to blade axis at β = ξ = 0
Note 1 to entry: r is the radial location, measured from the centre of rotation (r = 0) to the blade tip (3.2.20)
(r = R).
3.5.7
relative radius
r
r
ratio of the radius of a blade element (3.2.19) to the radius of the rotor (r =)
R
3.5.8
blade cross-section chord
b
straight line joining the leading edge of blade (3.2.5) cross-section with its trailing edge
Note 1 to entry: Blade cross-section at fixed radius is designated by a subscript, for example, b is the blade
0,7
cross-section at relative radius (3.5.7) r = 0,7 .
10
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 14 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.5.9
blade chord
blade (3.2.5) width, that is, local dimension perpendicular to blade radius
3.5.10
blade span
length of a blade (3.2.5) from its tip to its root
3.5.11
airfoil
shape of a cross-section of a rotor blade (3.2.5)
3.5.12
rotor solidity ratio
σ
zb⋅
b0,7
ratio of the lifting area of the blades (3.2.5) to the area of the rotor(s), σ = , where z is the
b
π⋅R
number of blades of the rotor
3.5.13
rotor blade horizontal hinge offset
L
g
distance between horizontal blade (3.2.5) hinge (3.2.4) axis and rotor axis
3.5.14
rotor blade vertical hinge offset
L
v
distance between vertical blade (3.2.5) hinge (3.2.4) axis and rotor axis
3.5.15
stagger
stagger distance
d
s
horizontal centre-to-centre distance between two rotor disks
Note 1 to entry: It is applicable to intermeshing, interleaving, side-by-side, tandem and quad helicopters (3.1.2).
3.5.16
overlap ratio
percentage of the overlapped area to that of the total area of the two rotor disks (for dual rotor
interference)
3.5.17
pitch-flap coupling
automatic kinematic pitch change caused by flapping motion, as results from the delta-three hinge
(3.2.4)
3.5.18
aspect ratio
ratio of the blade (3.2.5) radius to the average blade chord (3.5.9) length
3.5.19
thickness ratio
ratio of maximum thickness to airfoil (3.5.11) chord
3.5.20
taper ratio
ratio of the chord length at the tip of blade (3.2.5) to the chord length at the root of blade
11
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 15 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.6 Dynamic characteristic
3.6.1
disc loading
ratio of weight of helicopter (3.1.2) to the total main rotor (3.2.1) disc area
3.6.2
blade flap and pitch static moments of inertia
S
β
S
ξ
static moment of inertia of main rotor (3.2.1) blade (3.2.5) and other assembled units, flapping with
blade:
— around horizontal hinge (3.2.6);
— around vertical hinge (3.2.7)
3.6.3
blade flap and pitch moments of inertia
I
β
I
ξ
moment of inertia of main rotor (3.2.1) blade (3.2.5) and other assembled units, flapping with blade:
— around horizontal hinge (3.2.6);
— around vertical hinge (3.2.7)
3.6.4
main rotor moment of inertia
I
ω
total inertia moment of all blades (3.2.5) and other rotating units, connected with blades, referred to
main rotor (3.2.1) axis of rotation
3.6.5
lock’s inertia number
γ
ratio of the aerodynamic and inertial forces on the aerodynamic and inertial forces acting on an
articulated rotor (3.2.9) blade (3.2.5)
4
ρ⋅⋅ca ⋅R
0
γ =
I
β
where
a is the derivative of aerodynamics load factor of blade with respect to blade angle of attack;
0
c is the rotor blade chord (3.5.9);
ρ is the air density
3.6.6
main rotor airspeed
VH
speed of centre O of stability system with reference to free air
H
12
© ISO 2021 – All rights reserved
---------------------- Page: 16 ----------------------
ISO 5224:2021(E)
3.6.7
main rotor speed
rotor RPM
Ω
MR
ω
H
angular speed of main rotor (3.2.1) rotation around rotor axis with respect to helicopter (3.1.2) fuselage
Note 1 to entry: RPM stands for revolution per minute.
3.6.8
blade tip speed
tip speed
average speed of blade tip (3.2.20) motion due to rotor rotation at β = ξ = 0
3.6.9
inflow
downward component of air velocity through and perpendicular to the rotor disk
3.6.10
rotor induced velocity
v
i
increment of the air velocity component along the rotor axis at the rotor disc induced by the lift of the
blades (3.2.5)
3.6.11
total inflow velocity
sum of the component of helicopter (3.1.2) velocity normal to the plane of the rotor disk and induced
velocity
Vv⋅+sinα
HH i
3.6.12
advance ratio
tip speed ratio
μ
non-dimensional forward speed, which is the ratio of component of helicopter (3.1.2) vel
...
МЕЖДУНАРОДНЫЙ
ISO
СТАНДАРТ
5224
Первое издание
2021-11
Винтокрылые летательные аппараты.
Динамика полета. Терминология
Rotorcrafts – Flight dynamics – Vocabulary
Ответственность за подготовку русской версии несет GOST R
(Российская Федерация) в соответствии со статьей 18.1 Устава ISO
Ссылочный номер
ISO 5224:2021(R)
©
ISO 2021
---------------------- Page: 1 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
ДОКУМЕНТ ЗАЩИЩЕН АВТОРСКИМ ПРАВОМ
© ISO 2021
Все права сохраняются. Если не указано иное, никакую часть настоящей публикации нельзя копировать или использовать в
какой-либо форме или каким-либо электронным или механическим способом, включая фотокопии и микрофильмы, без
предварительного письменного согласия. Согласие можно запросить в ISO по указанному ниже адресу или у комитета-члена ISO
в стране, обращающейся с запросом.
ISO copyright office
CP 401 • Ch. de Blandonnet 8
CH-1214 Vernier,Geneva
Phone: +41 22 749 01 11
Email: copyright@iso.org
Website: www.iso.org
Опубликовано в Швейцарии
ii © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 2 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
Содержание Страница
Предисловие . iv
1 Область применения. 1
2 Нормативные ссылки . 1
3 Термины и определения . 1
3.1 Основные определения и классификация . 1
3.2 Основные элементы . 4
3.3 Оси координат и плоскости . 7
3.4 Углы . 10
3.5 Геометрические характеристики . 12
3.6 Динамические характеристики. 14
3.7 Силы и моменты . 17
3.8 Летно-технические характеристики . 19
3.9 Пилотажные характеристики (согласно ADS–33-PRF) . 21
Библиография . 28
© ISO 2021 — Все права сохраняются iii
---------------------- Page: 3 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
Предисловие
Международная организация по стандартизации (ISO) является всемирной федерацией национальных
организаций по стандартизации (комитетов-членов ISO). Разработка международных стандартов
обычно осуществляется техническими комитетами ISO. Каждый комитет-член, заинтересованный в
деятельности, для которой был создан технический комитет, имеет право быть представленным в
этом комитете. Международные правительственные и неправительственные организации, имеющие
связи с ISO, также принимают участие в работах. ISO осуществляет тесное сотрудничество с
Международной электротехнической комиссией (IEC) по всем вопросам стандартизации в области
электротехники.
Процедуры, используемые для разработки настоящего документа и предназначенные для его
дальнейшего поддержания, указаны в Директивах ISO/IEC, часть 1. В особенности следует отметить,
что для различных типов документов ISO необходимы разные критерии для утверждения. Настоящий
документ был разработан в соответствии с редакционными правилами Директив ISO/IEC, часть 2.
(см. www.iso.org/directives)
Следует иметь в виду, что, возможно, некоторые элементы настоящего международного стандарта
могут быть объектом патентных прав. ISO не несет ответственность за определение некоторых или
всех таких патентных прав. Подробные сведения о любых патентных правах, идентифицированных
при разработке документа, должны содержаться в Введении и/или в перечне полученных патентов ISO
(см. www.iso.org/patents)
Любое фирменное наименование в настоящем документе является информацией, предоставляемой
для удобства пользователей, и не носит рекомендательный характер.
Для разъяснения добровольного характера стандартов, значения конкретных терминов и выражений
ISO, связанных с оценкой соответствия, а также информации о приверженности ISO принципам
Всемирной торговой организации (WTO) в технических барьерах в торговле (TBT) см. следующую
ссылку URL: www.iso.org/iso/foreword.html.
Этот документ подготовлен Техническим комитетом ИСО/ТК 20 «Авиационные и космические
аппараты» подкомитетом ПК 8 «Авиакосмическая терминология».
Любые отзывы или вопросы по этому документу следует направлять в национальный орган по
стандартизации пользователя. Полный список национальных органов можно найти по адресу
www.iso.org/members.html.
iv © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 4 ----------------------
МЕЖДУНАРОДНЫЙ СТАНДАРТ ISO 5224:2021(R)
Винтокрылые летательные аппараты. Динамика полета.
Терминология
1 Область применения
Настоящий стандарт определяет термины, используемые в области динамики полета и аэродинамики
винтокрылых летательных аппаратов, например, проектные документы винтокрылых летательных
аппаратов, в отношении геометрических и динамических характеристик винтокрылых летательных
аппаратов.
2 Нормативные ссылки
В данном стандарте отсутствуют нормативные ссылки.
3 Термины и определения
ISO и IEC поддерживают терминологическую базу данных для использования в стандартизации по
следующим адресам:
— ISO Online browsing platform: доступно по адресу: http://www.iso.org/obp
— IEC Electropedia: доступно по адресу: http://www.electropedia.org/
3.1 Основные определения и классификация
3.1.1
винтокрылый
винтокрылый летательный аппарат
rotorcraft
rotary wing aircraft
летательный аппарат тяжелее воздуха, полёт которого, главным образом, осуществляется за счет
подъёмной силы, создаваемой одним или несколькими несущими винтами
3.1.2
вертолет
helicopter
винтокрылый летательный аппарат(3.1.1) у которого подъёмная сила и тяга на всех режимах
полёта создаются одним или двумя несущими винтами, приводимыми во вращение двигателем
3.1.3
автожир
gyroplane
autogyro
gyrocopter
rotaplane
винтокрылый летательный аппарат (3.1.1) винты которого не приводятся в действие двигателем, за
исключением начального запуска, но вращаются под действием воздуха при движении винтокрылого
летательного аппарата; и двигательная система которого, состоит обычно из простых пропеллеров,
независимо от винтовой системы
© ISO 2021 — Все права сохраняются 1
---------------------- Page: 5 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.1.4
винтокрыл
gyrodyne
compound helicopter
compound gyroplane
винтокрылый летательный аппарат (3.1.1) с винтовой системой, которая обычно приводится в
движение двигателем для взлета, зависания и посадки, как у вертолета (3.1.2), и имеет
дополнительную двигательную систему, независимую от винтовой системы
3.1.5
конвертоплан
convertiplane
летательный аппарат с поворотными винтами, которые на взлёте и при посадке работают как подъёмные, а в
горизонтальном полёте — как тянущие
Примечание 1 к записи: Конвертоплан может быть разделен на два класса в зависимости от того, закреплен
ли несущий винт, как в вертолете (3.1.2), или наклоняется для обеспечения тяги в прямом полете, как
пропеллер. Пропеллер может быть выполнен в конфигурации с поворотными винтами или с винтовым крылом.
3.1.6
конвертоплан с поворотными винтами
tiltrotor aircraft
винтокрылый летательный аппарат (3.1.1) с поворотными винтовыми или винтокольцевыми
движителями, обеспечивающими подъемную силу на взлете и посадке и пропульсивную силу в
горизонтальном полете, при этом угол установки крыла не меняется.
Примечание 1 к записи: Ориентация крыльев фиксирована. Для вертикального полета винты расположены
под углом так, чтобы плоскость вращения была горизонтальной.
3.1.7
конвертоплан с поворотным крылом
tiltwing aircraft
летательный аппарат с горизонтальным крылом для обычного прямого полета и вращающимся вверх
для вертикального взлета и посадки
3.1.8
схема вертолета
helicopter configuration
комбинация функций, определяющих систему несущего винта вертолета (3.2.1), систему
предотвращения крутящего момента (для одновинтового вертолета (3.1.9)), систему управления
полетом
3.1.9
одновинтовой вертолет
single rotor helicopter
вертолет (3.1.2) с одним несущим винтом, обеспечивающим подъемную и движущую силу
Примечание 1 к записи: Одновинтовые вертолеты могут быть разделены на четыре или более типов в
зависимости от способа уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта:
— хвостовой винт (3.2.2) (классическая схема);
— винт в кольце(3.2.25);
— струйная схема (3.2.26) (NOTAR);
— реактивный привод несущего винта (3.2.24).
2 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 6 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.1.10
двухвинтовой вертолет
dual rotor helicopter
twin-rotor helicopter
вертолет(3.1.2) с двумя несущими винтами (3.2.1)
3.1.11
двухвинтовой вертолет продольной схемы
tandem rotors helicopter
двухвинтовой вертолет (3.1.10) с двумя горизонтальными несущими винтами (3.2.1) один из
которых расположен впереди другого
3.1.12
двухвинтовой вертолет поперечной схемы
side-by-side rotors
transverse rotors helicopter
двухвинтовой вертолет (3.1.10) с двумя несущими винтами (3.2.1) расположенными симметрично
сбоку от фюзеляжа вертолета. Относительное расстояние между осями несущих винтов (3.5.15)
больше единицы
3.1.13
двухвинтовой вертолет соосной схемы
coaxial rotors helicopter
двухвинтовой вертолет (3.1.10) с двумя несущими винтами (3.2.1) расположенными на одной оси
друг над другом и вращающимися в противоположные стороны. Относительное расстояние между
осями несущих винтов равно нулю
3.1.14
двухвинтовой вертолет с перекрещивающимися несущими винтами
синхрокоптер
intermeshing rotors helicopter
synchropter
двухвинтовой вертолет (3.1.10) с двумя несущими винтами (3.2.1) при этом каждая мачта несущего
винта установлена на вертолете (3.1.2) под небольшим углом друг к другу так, чтобы лопасти
винта(3.2.5) соприкасались без столкновения
3.1.15
Многовинтовой вертолет
мультикоптер
multicopter
multirotor
винтокрылый летательный аппарат (3.1.1) с более чем двумя винтами, обеспечивающими подъем
3.1.16
квадроокоптер
quadcopter
quadrocopter
quadrotor
мультикоптер (3.1.15), который поднимается и приводится в движение четырьмя винтами
3.1.17
гексакоптер
hexacopter
мультикоптер (3.1.15), который поднимается и приводится в движение шестью винтами
3.1.18
октокоптер
octocopter
мультикоптер (3.1.15), который поднимается и приводится в движение восемью винтами
© ISO 2021 — Все права сохраняются 3
---------------------- Page: 7 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.2 Основные элементы
3.2.1
несущий винт
main rotor
комбинация винтового крыла и системы управления, которая создает аэродинамическую подъемную
силу, поддерживающую вес вертолета (3.1.2), и тягу, которая противодействует аэродинамическому
сопротивлению в прямом полете
3.2.2
рулевой винт
хвостовой винт
tail rotor
меньший несущий винт, установленный так, чтобы он вращался вертикально или почти вертикально на
конце хвоста традиционного одновинтового вертолета (3.1.9) для компенсации крутящего момента
несущего винта (3.2.1)
3.2.3
втулка несущего винта
main rotor hub
центральный узел винта соединяющий лопасти винта (3.2.5) с редуктором
Примечание 1 к записи: Втулка расположена преимущественно в верхней части.
3.2.4
шарнир
hinge
элемент конструкции, обеспечивающий крепление лопасти винта (3.2.5) к втулке и позволяющий
угловое движение без передачи момента
3.2.5
лопасть
blade
основная рабочая часть винта, создающая тягу при вращении
3.2.6
горизонтальный шарнир лопасти вертолета
horizontal hinge
flapping hinge
шарнир(3.2.4) обеспечивающий возможность колебательного движения лопасти (3.2.5) в плоскости,
перпендикулярной плоскости вращения, или близкой к ней rotation
Примечание 1 к записи: Это движение называется колебательным.
3.2.7
вертикальный шарнир лопасти вертолета
vertical hinge
lead-lag hinge
drag hinge
шарнир(3.2.4) обеспечивающий возможность колебательного движения лопасти винта (3.2.5) в
плоскости, перпендикулярной плоскости вращения, или близкой к ней
Примечание 1 к записи: Это движение называется опережение/запаздывание, волочение или рывок.
3.2.8
осевой шарнир лопасти винта
axial hinge
feathering hinge
шарнир (3.2.4) вдоль оси изменения угла установки лопасти (3.2.32), который позволяет изменять
шаг лопастей несущего винта за счет ввода пилота в коллективное или циклическое управление
4 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 8 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.2.9
шарнирный винт
articulated rotor
винтовая система с каждой лопастью (3.2.5), прикрепленной к ступице винта с помощью ряда
шарниров (3.2.4) (горизонтальных и (или) вертикальных), которые позволяют лопасти перемещаться
независимо от других
3.2.10
полностью шарнирный винт
fully articulated rotor
винтовая система с каждой лопастью (3.2.5), прикрепленной к ступице винта с помощью ряда
шарниров (3.2.4) (горизонтальных и вертикальных), которые позволяют лопасти перемещаться
независимо от других
Примечание 1 к записи: Лопастям в этом случае разрешается махать и вести или отставать независимо друг
от друга.
3.2.11
бесшарнирный винт
hingeless rotor
винт без фактических механических шарниров (3.2.4), который обеспечивает движение с
опережением/запаздыванием за счет упругого изгиба
3.2.12
винт с разнесёнными шарнирами
rotor with separated hinges
винтовая система, для которой расстояния от оси вращения до оси горизонтальных шарниров (3.2.6)
не равны нулю
3.2.13
винт с совмещенными шарнирами
rotor with joined hinges
система полностью шарнирного винта (3.2.10) у которой горизонтальный шарнир (3.2.6) и
вертикальный шарнир (3.2.7) расположены на одинаковых расстояниях от ступицы винта
3.2.14
жесткий винт
rigid rotor
винтовая система, в которой лопасти (3.2.5) обеспечивают колебательные движения и движение с
опережением/запаздыванием за счет изгиба упругих элементов в угловой части лопасти без
горизонтального шарнира (3.2.6) и вертикального шарнира (3.2.7)
3.2.15
полужесткий винт
винт на общем горизонтальном шарнире
винт на полукарданной подвеске
semirigid rotor
teetering
seesaw
винтовая система, обычно двухлопастная, втулка которого соединена с валом редуктора общим
горизонтальным шарниром (3.2.6), перпендикулярным оси вала
3.2.16
двухшарнирный несущий винт
semi-articulated rotor
винт, лопасти (3.2.5) которого крепятся ко втулке двумя шарнирами (3.2.4) вместо трех (без
горизонтального шарнира (3.2.6) или вертикального шарнира (2.3.7))
© ISO 2021 — Все права сохраняются 5
---------------------- Page: 9 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.2.17
Винт на карданном шарнире
rotor head with universal joint
шарнирно закрепленная ступица винта наклоняется относительно вала для размещения лопастей
(3.2.5), которые вращаются или наклоняют лопасти (диск винта), создавая силу, которая тянет автожир
в направлении наклона
3.2.18
автомат перекоса
swashplate
механизм, предназначенный для управления циклическим изменением углов установки
лопастей(3.2.5) несущего винта(3.2.5) вертолета (3.1.2)
Примечание 1 к записи: Автомат перекоса используется для передачи трех команд пилота с невращающегося
фюзеляжа на вращающуюся ступицу несущего винта и лопасти несущего винта.
3.2.19
элемент лопасти
blade element
часть лопасти (3.2.5) вдоль размаха
Примечание 1 к записи: Элемент лопасти имеет размер по размаху любой длины (обычно элементарной
длины по размаху).
3.2.20
концевая часть лопасти
blade tip
наиболее удаленная от оси вращения часть лопасти (3.2.5) несущего винта
3.2.21
корневая часть лопасти
blade root
часть лопасти (3.2.5) , примыкающая к узлу крепления (3.2.22)
3.2.22
узел крепления
узел вилки
blade grip
blade fork
часть конструкции втулки, к которой крепятся лопасти (3.2.5)
3.2.23
концевая точка лопасти несущего винта
external point of rotor blade
точка пересечения оси лопасти несущего винта с плоскостью, касательной к поверхности законцовки
лопасти (3.2.5) и перпендикулярной к ее оси
3.2.24
реактивный винт
tip jets
винт, вращение которого осуществляется реактивным движителем, расположенным непосредственно
на винте
3.2.25
фенестрон
fenestrone
fan-in-tail
ducted fan
защищенный рулевой винт (3.2.2) вертолета (3.1.2), работающий как винт, установленный внутри
цилиндрического кожуха или воздуховода
6 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 10 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.2.26
NOTAR
notar
система обдува для компенсации крутящего момента несущего винта (3.2.1)
3.2.27
чередующиеся винты
interleaving rotors
два несущих винта, вращающихся в одной плоскости, у которых расстояние между осями вращения
(3.5.15) меньше суммы радиусов несущих винтов, но больше наибольшего из радиусов несущих
винтов
3.2.28
перекрещивающиеся винты
intermeshing rotors
два несущих винта одинакового радиуса, вращающихся в плоскостях, наклоненных под углом друг к
другу, у которых расстояние между осями вращения (3.5.15) меньше радиуса несущих винтов
3.2.29
винт без подшипников
bearringless rotor
бесшарнирный ротор (3.2.11), в котором изменение угла установки лопасти (3.2.32) заменено мягким
упругим элементом при кручении
3.2.30
несущая лопасть
advancing blade
лопасть(3.2.5), движущаяся в том же направлении, что и вертолет (3.1.2)
3.2.31
отступающая лопасть
retreating blade
лопасть (3.2.5), расположенная в полукруглой части диска несущего винта, у которой направление
лопасти противоположно направлению полета
3.2.32
изменение угла установки лопасти
blade feather
feathering
вращение лопасти (3.2.5) относительно оси направленной вдоль радиуса лопасти
3.3 Оси координат и плоскости
3.3.1
связанная система координат вертолета
helicopter body axis coordinate system
правая прямоугольная система координат, жестко связанная с фюзеляжем. Начало координат О
1
совмещено с центром масс фюзеляжа
Примечание 1 к записи: Продольная ось (O X ) направлена к носу вертолета (3.1.2) перпендикулярно валу
1 1
несущего винта (3.2.1).
Примечание 2 к записи: Нормальная ось (Z1Y1) параллельна валу несущего винта и направлена вниз.
Примечание 3 к записи: Поперечная ось (O Z ) дополняет систему координат до правой
1 1
© ISO 2021 — Все права сохраняются 7
---------------------- Page: 11 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.3.2
продольная ось связанной системы координат вертолета
longitudinal axis of helicopter body axis
продольная ось (O1X1) лежит в плоскости симметрии фюзеляжа и направлена к носу вертолета (3.1.2)
перпендикулярно валу несущего винта (3.2.1)
3.3.3
нормальная ось связанной системы координат вертолета
normal axis of helicopter body axis
нормальная ось (O Y ) параллельна валу несущего винта (3.2.1) и направлена вниз
1 1
3.3.4
поперечная ось связанной системы координат вертолета
transverse axis of helicopter body axis
поперечная ось (O Z ) дополняет систему координат до правой
1 1
3.3.5
полусвязанная система координат несущего винта
stability axis coordinate system
hub-wind axis
прямоугольная система координат, начало которой размещается в точке пересечения оси вращения с
плоскостью вращения несущего винта (3.2.1), имеющая нормальную ось (O Y ), связанную с осью
h h
вращения несущего винта, продольную (OhXh) и поперечную (OhZh) оси, направление которых
определяется направлением проекции на плоскость вращения вектора воздушной скорости несущего
винта
3.3.6
продольная ось полусвязанной системы координат несущего винта
longitudinal axis of stability coordinate system
продольная ось (OhXh) перпендикулярная оси вращения несущего винта (3.3.10) и имеющая то же
направление, что и проекция вектора воздушной скорости несущего винта на плоскость вращения
несущего винта (3.2.1)
3.3.7
нормальная ось полусвязанной системы координат несущего винта
normal axis of stability coordinate system
нормальная ось (OhYh) совпадающая с осью вращения несущего винта и направленная в сторону,
противоположную положительному направлению силы тяги
3.3.8
поперечная ось полусвязанной системы координат несущего винта
transverse axis of stability coordinate system
поперечная ось (O Z ) перпендикулярная плоскости, образованной осями (O X ) и (O Y ) направленная
h h h h h h
в сторону наступающей лопасти (3.2.5)
3.3.9
ось лопасти несущего винта
rotor blade axis
прямая линия, относительно которой происходит изменение углового положения сечений лопасти
(3.2.5) при воздействии на нее исполнительного устройства системы управления несущего винта
3.3.10
ось вращения несущего винта
rotor rotation axis
геометрическая ось вала или опоры несущего винта (3.2.1), относительно которой происходит его
вращение
8 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 12 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.3.11
плоскость вращения несущего винта
rotor rotation plane
плоскость, перпендикулярная оси вращения несущего винта (3.3.10), образуемая осью лопасти
(3.2.5) при вращении винта, когда угол взмаха лопасти равен нулю
3.3.12
плоскость концов лопастей
blade rotation plane
плоскость, в которой происходит движение концевых частей лопастей при их вращении относительно
оси вращения
3.3.13
плоскость втулки
hub plane
плоскость, перпендикулярная оси вращения и проходящая через центр втулки
3.3.14
плоскость концов лопастей
tip pass plane
TPP
no-flapping plane
Плоскость, в которой находятся траектории движения концевых частей лопасти несущего винта
(3.2.20) при его вращении
3.3.15
ось диска несущего винта
tip path axis
disc axis
ось перпендикулярна плоскости через концевую часть лопасти несущего винта(3.2.20) и, для
нулевого смещения горизонтальных шарниров (3.2.6), которая, таким образом, является осью
отсутствия взмаха
3.3.16
ось эквивалентного винта
no-feathering axis
ось, относительно которой циклическое изменение угла установки лопасти (3.2.32) обращается в
нуль ось, проходящая через центр ступицы и перпендикулярная шайбам перекоса
3.3.17
плоскость эквивалентного винта
control axis plane
плоскость постоянного угла установки концевой части лопасти несущего винта (3.2.32) (т.е.
плоскость тарелки автомата-перекоса)
3.3.18
система координат, связанная с втулкой
hub axis coordinate system
система координат OsXsYsZs связанная с втулкой, используется для определения аэродинамических
сил, действующих на несущий винт (3.2.5) f, и махового движение лопастей несущего винта
вследствие угловых скоростей и отклонения автомата перекоса
Примечание 1 к записи: Начало координат O размещается в центре втулки несущего винта. Нормальная ось
s
(O Y ) направлена вниз и совпадает с осью несущего винта. Продольная ось (O X ) направлена к носу вертолета
s s s s
(3.1.2) и перпендикуляра к оси OsYs. Поперечная ось (OsZs) дополняет систему координат до правой.
© ISO 2021 — Все права сохраняются 9
---------------------- Page: 13 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.3.19
система координат элемента лопасти
blade section common plane axis system
правая прямоугольная система координат, с началом OBS в точке пересечения оси осевого шарнира
лопасти (3.2.5) и плоскости сечения лопасти
Примечание 1 к записи: Продольная ось (OBSXBS) расположена в плоскости сечения лопасти параллельно
плоскости вращения, направлена в сторону передней кромки профиля лопасти (3.5.11). Поперечная ось (O Z )
BS BS
совпадает с осью осевого шарнира лопасти и направлена в сторону концевой части лопасти несущего винта
(3.2.20). Нормальная ось (OBSYBS), расположена в плоскости сечения лопасти и направлена вверх.
3.4 Углы
3.4.1
угол азимутального положения лопасти
blade azimuth angle
ψ
угол лопасти (3.2.5) оси вращения, измеренный в плоскости, перпендикулярный валу несущего винта
(3.2.1)
Примечание 1 к записи: Угол азимутального положения лопасти равен нулю, когда лопасть находится над
хвостом.
Примечание 2 к записи: Угол азимутального положения лопасти положителен при отклонении оси в
направлении вращения винта.
Примечание 3 к записи: ψ это азимут (угол) i-ой лопасти.
i
3.4.2
Угол взмаха лопасти
blade flap angle
β
угол между линией, проведенной по размаху лопасти (3.2.5) и плоскостью, перпендикулярной оси
вала
Примечание 1 к записи: Угол взмаха лопасти положителен, если концевая часть лопасти (3.2.20) выше, чем
комель винта.
Примечание 2 к записи: β это угол взмаха лопасти i-ой лопасти.
i
3.4.3
угол конусности
blade coning
угол подъема лопастей (3.2.5) за счет взаимного уравновешивания подъемной и центробежной сил
3.4.4
Угол качания лопасти
blade lag-lead angle
ξ
угол поворота оси лопасти (3.2.5) относительно оси вертикального шарнира (3.2.7) (или линии ей
эквивалентной для упругой заделки лопасти), измеряемый от плоскости, проходящей через ось
вращения несущего винта (3.2.1) и ось лопасти при β = 0
Примечание 1 к записи: Угол качания лопасти положителен при, отклонении оси лопасти против направления
вращения несущего винта.
Примечание 2 к записи: ξi это угол качения лопасти i-ой лопасти.
10 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 14 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.4.5
угол установки лопасти
blade pitch angle
θ
угол между линией хорды лопасти (3.2.5) и плоскостью втулки или плоскости вращения несущего
винта (3.2.1)
Примечание 1 к записи: θi это угол установки лопасти i-ой лопасти.
Примечание 2 к записи: Угол установки лопасти положителен, когда передний край поднят.
3.4.6
угол атаки несущего винта
rotor angle of attack
α
Н
<система координат устойчивости> угол между вектором воздушной скорости несущего винта (3.2.1) и
плоскостью его вращения
Примечание 1 к записи: Угол атаки несущего винта положителен, если проекция воздушной скорости на
нормальную ось отрицательна.
3.4.7
общий шаг
продольный циклический шаг
поперечный циклический шаг
collective pitch angle
longitudinal cyclic pitch angle
lateral cyclic pitch angle
θ0
θ
1C
θ1S
среднее значение и первые гармоники угла установки лопасти (3.4.5) как функция угла
азимутального положения (3.4.1)
3.4.8
угол заклинивания вала
mast angle
αT
конструктивный угол наклона вала несущего винта относительно вертикальной оси на земле
3.4.9
угол развала осей
angle between rotors axis
угол наклона осей несущих винтов (3.2.1) относительно вертикальной плоскости симметрии
фюзеляжа (для двухвинтовых вертолетов (3.1.10) поперечной схемы и схемы с
перекрещивающимися винтами)
3.4.10
угол установки сечения лопасти
pitch of the blade element
blade element pitch angle
θ
r
угол между хордой лопасти (3.5.9) и плоскостью вращения несущего винта (в радиусе r)
3.4.11
угол установки лопасти
pitch of the main rotor
blade incidence angle
θ0,7
угол установки сечения лопасти (3.4.10) при относительном радиусе сечения (3.5.7)
,r 07
© ISO 2021 — Все права сохраняются 11
---------------------- Page: 15 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.4.12
угол крутки сечения лопасти
geometric twist of the blade
разность между углом установки сечения лопасти (3.4.10) несущего винта (3.2.1) и углом установки
лопасти несущего винта при относительном радиусе сечения (3.5.7) of r 07,
3.4.13
общий шаг
collective pitch
часть системы управления вертолетов (3.1.2), в которой лопасти (3.2.5) изменяют шаг одновременно
на одинаковую величину
3.4.14
циклический шаг
cyclic pitch
часть системы управления вертолетов (3.1.2), в которой лопасти (3.2.5) изменяют шаг по синусоиде
при движении по азимуту несущего винта, при этом каждая лопасть имеет одинаковую величину такого
изменения шага, когда достигает любого заданного азимута несущего винта
3.5 Геометрические характеристики
3.5.1
радиус несущего винта
radius of the main rotor
R
радиус окружности, огибаемой концевой частью лопасти (3.2.20)
3.5.2
диаметр несущего винта
diameter of the main rotor
D
диаметр окружности, огибаемой концевой частью лопасти (3.2.20)
Примечание 1 к записи: D = 2 * R.
3.5.3
радиус хвостового винта
radius of the tail rotor
R
TR
радиус окружности, огибаемой хвостовым винтом (3.2.2) концевой части лопасти (3.2.20)
3.5.4
диаметр хвостового винта
diameter of the tail rotor
DTR
диаметр окружности, огибаемой хвостовым винтом (3.2.2) концевой части лопасти (3.2.20)
Примечание 1 к записи: DTR = 2 * RTR.
3.5.5
площадь несущего винта
rotor disk area
FH
площадь, ометаемая лопастями несущего винта (3.2.5) при его вращении β = ξ = 0
12 © ISO 2021 — Все права сохраняются
---------------------- Page: 16 ----------------------
ISO 5224:2021(R)
3.5.6
радиус сечения лопасти несущего винта
радиус сечения
radius of rotor blade section
r
расстояние от оси вращения несущего винта (3.2.5) до сечения лопасти плоскостью,
перпендикулярной оси лопасти при β = ξ = 0
Примечание 1 к записи: r это радиальное положение, измеренное от центра вращения (r = 0) до концевой
части лопаст
...
Questions, Comments and Discussion
Ask us and Technical Secretary will try to provide an answer. You can facilitate discussion about the standard in here.