新型直升飞机可行性报告.doc

-精品文档!值得拥有！-双层旋翼直升飞机倾斜控制器新型直升飞机可行性报告一、新型直升飞机项目摘要-31：项目的来源-32：直升飞机的发展简述-4二、现有直升飞机的技术介绍-6三、新型直升飞机技术介绍 -40四、项目的基础条件：-561：前期工作情况-562：发明人简介-573：创办单位介绍-584：现有技术基础和工作基础-595：国家相关的政策-596：协作单位介绍-60五、项目攻关总体目标，-621：实施年限，-612：具体的考核指标（含主要技术经济指标）及年度计划安排-61六、项目的主要研究内容-631：课题设置方案及承担单位选择方式-63七、项目的主要技术特点和创新点：-631：关键技术内容，-632：项目实施的技术、工艺路线； -633：可能取得的专利（尤其是发明专利和取得国外专利）及知识产权分析-64八、项目的关联行动：- -641：项目的组织管理措施，其它必要的支撑和配套条件（如基地、示范点、技术或工程依托等）落实情况-64九、项目总投资预算，资金筹措及来源渠道1：自筹资金：-642：外筹资金：-64十、项目预期成果的经济、社会、环境效益分析，与国内外同类产品或技术的竞争力分析，成果应用和产业化前景分析1：军用新型直升飞机-652：民用新型直升飞机-65十一、项目的风险分析，含技术、市场的风险分析-76十二、新型直升飞机试验 -78十三、其它需要说明的事项 -81十四、经济效益 -82十五、联系方式 -82一、新型直升飞机项目摘要1、1：项目的来源在2000年的时候，发明人彭凯有一次坐客车从黔西到贵阳，车开到鸭池河，突然间客车冲出公路，闯上路边的岩石，由于客车突然停车，车上有多人受伤，我当时坐在前排，前面堆有民工的行李，由于惯性，我扑倒在行李上，没有受伤，从那时起我就想发明一种新型的直升飞机。通过观察我发现直升飞机旋翼朝什么方向倾斜，直升飞机就向什么方向飞行，而现有的直升飞机却不是直接控制旋翼倾斜方向，我的发明方向就是要找出直接使旋翼倾斜的方法，通过3年的摸索，在2003年7月4日，彭凯、彭晶、代宇共同申请了“滚轮式双层旋翼直升飞行器”，专利号031473016。这种飞行器的上下层旋翼的正反方向旋转和上下旋翼的连接都是由滚轮来带动的，旋翼的倾斜方向也是由滚轮来控制的，专利公开后，我们生产模型来做实验，实验证明用滚轮来控制旋翼倾斜方向是可行的，而上下旋翼用橡胶来连接，在旋翼转动的时候由于温度、湿度、磨损等原因，上下旋翼会产生打滑的现象。使直升飞机的飞行达不到设计的要求。为了解决上面的问题，我们到北京航空航天学院，南京航空航天学院，中国直升飞机研究所等单位，进行技术交流，于2006年4月6日向国家专利局申请了“旋翼喷气式直升飞机”的专利，专利号2006100551480，此项目坚持了利用滚轮控制旋翼的倾斜，上下旋翼的橡胶连接改为齿轮连接，并且增加了旋翼作为油箱和在浆尖上安装喷气式发动机的设计，这种设计方案主要技术要求有小型喷气式发动机 ，2006年珠海航展的时候，我们看到北京宏恩发动机动力公司的小型喷气式发动机非常适合，与该公司的程德恩经理和工程师们商谈后，他们都非常感兴趣，并表示对项目的积极支持，用该公司的发动机实验可以不买单，待实验成功后生产用发动机采购他们的产品。2006年至2009年，彭凯在李林的支持下，开展了实质性的设计，在设计和实验中发现了一些问题，如齿轮的外形和稳定，旋翼盘的控制稳定，齿轮的润滑等，在2009年4月17日申报的“双层旋翼直升飞机倾斜控制器”上，机械机构方面的技术问题，在专利申请的文件上都给予解决了。1、2；直升飞机的发展简述； 已往的大约半个世纪中，直升机在技术上经历了几项重大的突破性进展，从技术特征来看，大体上可以分为四代： 一、第一代直升机 从第一架可以正式飞行的直升机在20世纪30年代末问世至60年代初期，是第一代直升机发展阶段。主要技术特征是：安装活塞式发动机；金属木质混合式旋翼浆叶；机体为由钢管焊接成的桁架式或铝合金半硬壳式结构；装有简易的仪表和电子设备。最大平飞速度约200kmh，全机振动水平(约022g)、噪声水平(约11 0dB)均较高。典型的机型如米一4、bell47等直升机。 二、第二代直升机 从60年代初期到70年代中期，发展了第二代直升机。主要技术特征是：安装了第一代涡轮轴式发动机；全金属浆叶与金属铰接式浆毂构成的旋翼；机体主要仍为铝合金半硬壳式结构；开始采用最初的集成微电子设备。最大平飞速度约达250kmt1。振动水平(约O15g)、噪声水平(约l OOdB)有所降低。典型的机型有米一8、“超黄蜂”等直升机。 三、第三代直升机 从70年代中期至80年代末，属于第三代直升机发展时期。主要技术特征是：安装第二代涡轴发动机；全复合材料浆叶及带有弹性元件的浆毂构成的旋翼；机体结构部分使用复合材料；采用大规模集成电路的电子设备和较先进的飞行控制系统。最大飞行速度约达300kmh。振动水平(约O1 0g)、噪声水平(约90dB)又进一步得到控制。典型的机型有“海豚”、“山猫”、“黑鹰”、“阿帕奇”等直升机。 四、第四代直升机 从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，主要技术特征包括：安装第三代涡轴发动机；装有进一步优化设计的翼型、浆尖和先进的复合材料旋翼浆叶，无轴承或弹性铰式等新型浆毂；机体结构大部分或全部使用复合材料；操纵系统改为电传操纵；机载电子设备采用数据总线、综合显示和任务管理；先进的飞行控制、通信导航等系统。最大平飞速度已约达3 1 5kmh。振动水平(约005g)、噪声水平(约80dB)已得到良好控制。典型的机型有“科曼奇”、NH一90等直升机。 五：第五代直升机 进入二十一世纪，滚轮式旋翼喷气式直升机，组合了以上直升机的先进技术，其重要技术特征是：旋翼设计成油箱的一部分，翼尖安装喷气式发动机，机舱的噪音可低于80dB，由于发动机分散安装在浆尖，从而减少了机械设备的重量，提高了发动机的利用率和使用寿命，上下两层旋翼座和滚轮座都设计成球形结构，通过对滚轮的控制，可调整上下层旋翼的倾斜面，从而达到控制飞行方向，旋翼喷气直升机结构简单，操纵方便，旋翼使用铝合金材料，经久耐用，操作系统可人工操作，也可电传操作，旋翼喷气直升机还可设计成多层旋翼，成为超级直升飞机，其起飞重量可达100T以上。二、现有直升飞机的技术简介 第一节 直升机飞行特点 直升机最显著的标志是旋翼，即可旋转的翼面。利用旋翼旋转时提供的升力、前进力和操纵力，能有效地完成空中悬停、垂直起落和前飞、后飞、侧飞等飞行，这就是直升机有别于飞机等其他航空飞行器的基本特点。 一、旋翼的空气动力特点 (一)旋翼的一般介绍 旋翼的作用概括起来有以下三点： 1、产生向上的升力(占拉力的主要部分)用以克服直升机的重力，类似于飞机机翼的作用。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、产生向前的不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(即翼面)及一个桨毂(又称轴套)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毂连接，典型的铰接式旋翼如图221 222 旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，在于旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线运动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶的空气动力现象要比机翼的复杂得多。 (二)工作参数 1、旋翼的基本参数 (1)旋翼直径 旋翼旋转时，桨尖所划圆圈的直径，叫做旋翼直径，用D表示(图214)。大型直升机的旋翼直径可达30m以上，小型直升机的也有78m。 (2)桨盘面积及桨盘载荷桨叶旋转所划圆的面积，叫桨盘面积。直升机的飞行重量与桨盘面积的比值，叫做桨盘载荷。(3)旋翼实度各片桨叶中面积与整个桨盘面积之比，叫做旋翼实度，以希腊字母6表示。(4)旋翼迎角如图215所示，直升机的相对气流同桨毂旋转平面之间的夹角，叫旋翼迎角，用as表示。飞行状态不同，旋翼迎角的正负和大小也不相同。(5)旋翼状态特性系数直升机沿任一倾斜轨迹飞行时，气流斜吹旋翼，相对气流速度(V0)可分解为两个分量(图216)。一个是沿桨毂旋转轴方向的分量(V0sinas)；一个是沿桨毂旋转平面的分量(VocosaS)。(6)旋翼转速和角速度旋翼转速(n)一般以每分钟一转为单位(r/min)，而角速度(Q)以每秒钟一个弧长为单位(rads)，两者关系如下：Q=兀n/30旋翼转速要受到叶尖速度的限制，以避免叶尖出现过大的空气压缩效应。目前旋翼桨叶尖部圆周速度Q IPl80220ms。大致相当于叶尖马赫数M=O5506(海平面、标准大气)。2、桨叶的基本特性和参数(1)桨叶平面形状桨叶平面形状常见的有矩形、梯形和矩形加后掠形桨尖等。近年来桨尖的形状变化发展较多。目前已从第一代矩形、第二代简单尖削加后掠、第三代曲线尖削加后掠发展到下反式三维桨尖。这是因为桨叶尖部速度对旋翼性能有着十分密切的影响。原因之一是前行桨叶尖的空气压缩性不允许速度过大，通常限制M数在O92以下。(2)桨叶剖面形状桨叶剖面形状与飞机机翼剖面形状相类似，均称作翼型。国外许多有实力的研究单位，无不关注翼型的发展研究，通过大量地研究、实验，发展了许多优良的翼型族，例如法国的OA翼型系列、俄罗斯的翼型系列以及美国的VR系列。以美国波音公司的VR翼型族为例，该公司从50年代至80年代先后发展了四代翼型(见图218)，翼型的最大升力系数和阻力发散M数都有显著提高。(3)桨叶剖面安装角和桨距桨叶某一剖面的翼弦与桨毂旋转平面之间的夹角，叫桨叶该剖面的安装角。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为214度。(4)桨叶剖面迎角桨叶旋转时，桨叶剖面的相对气流合速度(W)与翼弦之间的夹角，叫桨叶剖面迎角。(5)桨叶的几何扭转为使空气动力沿桨叶的分布比较均匀，减小由于诱导速度分布不均匀引起的附加功率损失，通常都把桨叶做成具有负的几何扭转，即从根到尖，桨叶安装角逐渐减少。桨叶的扭转，可分为线性扭转和非线性扭转。线性扭转比较好制造，非线性理想扭转则是根据空气动力优化设计的需要进行扭转，但制造上较困难。(6)桨叶剖面的来流角桨叶剖面的相对气流合速度由平行于桨毂旋转平面的和垂直于该平面的相对气流所合成，它与桨毂旋转平面的夹角，叫来流角，用表示，W从上方吹向桨毂旋转平面，为正。由上述分析可知：(1)直升机由于利用旋翼产生拉力，即使前进速度为零，只要旋翼处于正常工作状态，就能产生支撑全机重量的拉力。所以，直升机不仅可以飞得很慢，且可在空中悬停和垂直升降。(2)直升机起飞，只要旋翼产生拉力大于重力，就能离地垂直升空，下降时，也只要通过操纵改变拉力的大小，使拉力小于重力，就能降低高度垂直降落。(3)要想让直升机向预定的方向运动，必须操纵旋翼锥体向预定的方向倾斜，使旋翼拉力也跟着倾斜，以取得向该方向运动的力。由于旋翼拉力方向在空间是可以改变的，为了便于分析问题，我们规定：在前飞中，拉力的第一分力(T，)，在铅垂面内并垂直于飞行方向；拉力第二分力(T2)，与飞行方向平行，；拉力第三分力(T3)，在水平面内垂直于飞行方向。至于在悬停和垂直飞状态中，拉力第一分力(T1)铅垂向上；拉力第二分力(T2)作为水平纵向分力，在无风的稳定状态，T2应等于零；拉力第三分力(T3)则为水平侧向分力。从能量转换的观点分析，直升机在悬停状态时，发动机输出的轴功率，其中约90用于旋翼，分配给尾桨、传达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。二、直升机的反扭矩从以上所述可知，直升机飞行主要靠旋翼产生的拉力。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)，继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。如图所示。(一)旋翼的布局型式旋翼之所以会出现不同的布局型式，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。(见图2120)。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(见图211 9)。这种方式目前应用较广泛，虽然尾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翼(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反的方向转动，那么，空气对其中一副旋翼的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见图中的b、c、d、e。(二)尾桨的作用和特点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，可能通过加大或减少小尾桨的拉力(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，只需增加或减少尾桨拉力(推力)，对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。(三)尾桨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翼类似，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、涵道尾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。3、无尾桨系统无尾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。第二节直升机操纵特点一、直升机驾驶员座舱操纵机构及配置直升机驾驶员舱主要的操纵机构是：贺驶杆(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(见图2124)。驾驶杆位于驾驶员座倚前面，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；向后一一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，此杆可急时操纵旋翼总距和发动机油门，实现总距和油门联合操纵。油门调节器拉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(第一转)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。为减少驾驶杆的载荷，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。二、自动倾斜器自动倾斜器的构造如图2125所示，图中为简化起见只画出两片桨叶旋翼的自动倾斜器。自动倾斜器主要零件包括：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用桨叶连接，所以旋转环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，每片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。此时所有将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。从图2125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图2126所示，下面考察自动倾斜器未倾斜和向前倾斜面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图2127所示：升力Y叶重力G叶，挥舞惯性力J和离心力J离心力。旋翼由900旋转到2700，由于桨距减小桨叶剖面迎角也减小。随着迎角减小，桨叶升力Y叶也开始减小(参见图2127)。这将使水平铰上的力矩平衡遭到破坏，因而桨叶开始下垂。当旋翼由2700旋转到900时，桨距增大，因而桨叶升起。由于桨距周期性变化，桨叶在旋转时产生挥舞。三、尾桨的操纵机构尾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，绕其旋转轴转动。由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。 下面以某些直升机三叶片尾桨系统为例，介绍尾桨操纵机构的组成及工作原理。 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，此时，蜗杆螺帽沿旋转轴推动滑动操纵杆滑动，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。 四、双旋翼直升机的操纵原理 双旋翼式直升机的水平飞行或垂直飞行的操纵原理，同单旋翼直升机的操纵原理类似。每一旋翼将产生的现象大致相同，一般说来，双旋翼的效能是两个单旋翼效能之和。只是纵列式直升机在纵向操纵方面和横列式直升机在横向操纵方面有某些不同。对于纵列式直升机来说，在自动倾斜器向前、向后倾斜的同时，前旋翼和后旋翼总距将产生差动变化，此时，随着自动倾斜器倾斜，一方的旋翼总距将减小，另一方旋翼的总距此时将增大。五、直升机的驾驶特点由于直升机飞行原理及构造上的特殊性，它的平衡、稳定性和操纵性与固翼飞机相比，有很大的不同，这是因为驾驶直升机的操纵规律具有下列特点：(一)操纵的滞后性 飞机与直升机在操纵原理方面的重要区别是，飞机上的舵和副翼距重心的力臂相当长，单旋翼直升机的纵向和横向操纵是靠旋翼旋转平面倾斜，拉力矢量相对重心的力臂很短。 由此可见，操纵驾驶杆使飞行器转动的力矩，对直升机来说所需要的力很大，而对飞机来说则相对较小，这说明，为了改变拉力矢量方向来获得所需要的力矩，对直升机来说比飞机需要更多的空气量产生附加运动。飞机上操纵驾驶杆，如推杆立即引起升降舵产生向上的作用力，使机头下俯。直升机推杆为得到所需力矩就要经过一定时间，即需要经过一定时间旋翼的气流才会改变到新的方向。 由于桨叶旋转时具有很大的惯性，所以旋转平面不能立即倾斜，旋转平面总力求保持自己的状态。此外流过旋翼的气流，也不能随着旋转平面的倾斜立即改变自己的方向。旋转平面倾斜时，旋翼排压出的气流还产生附加涡流，这在一定程度上阻碍新的拉力方向的建立。由此可见，直升机对操纵杆的反应总带有一定的延迟。综上所述，驾驶员在操纵直升机，特别是改变飞行状态时，要用更多的“提前量”使驾驶杆倾斜。 (二)操纵的反复性 由前述得知，从操纵驾驶杆使自动倾斜器倾斜，到旋翼锥体改变方向，再到直升机的状态开始改变，要经过一段时间。当飞行员操纵驾驶杆产生位移时，开始感到飞行状态没有立即反应或直升机姿态改变很慢，误认为操纵量不够，或者为较快地改变飞行状态，而加大了操纵量。但当飞行状态发生变化后，由于直升机的角速度阻尼小，操纵灵敏度较高，使直升机姿态变化量很大，往往超过预定的飞行状态，在悬停时此种现象更为明显。为保持或改变直升机的飞行状态，就要求在操纵驾驶杆时，要有往返的反复动作。 例如，驾驶员操纵直升机作稳定悬停时，在直升机离地后，为保持力和力矩的平衡，必须保持适当飞行状态。如果机头下俯时，应向后拉一定量的驾驶杆，经过一段时间后，直升机在上仰力矩的作用下，机头开始上仰。此时，驾驶员应根据机头上仰角速度的大小和接近预定状态的程度，及时、适量地向前回杆。当机头上仰到预定状态时，再稍向后带杆，就能使直升机保持某一状态稳定悬停。这种杆的往返动作，就是操纵驾驶杆的反复性。 (三)操纵的协调性直升机运动状态的变化同操纵杆、舵和油门总距杆是互相联系着和互相影响着的。例如上提油门总距杆后，旋翼拉力和反作用力矩都增大，在直升机增加高度的同时又要向一边偏转。因此，必须相应地蹬舵，才能保持航向平衡。加大舵量后，尾桨拉力所形成的滚转力矩也增大，为保持侧向平衡，还必须向另一侧压杆。而且，上提油门总距杆越猛，力和力矩的变化也就越突然，驾驶杆和舵配合保持平衡就越困难。反之，操纵得越柔和，保持平衡就越容易。此外，操纵还必须考虑到旋翼的陀螺效应对飞行状态的影响，当操纵驾驶杆时，旋翼的陀螺效应使直升机产生进动作用，对飞行状态的影响如图2136所示。进动大小决定于操纵杆动作的粗猛程度。柔和协调地操纵驾驶杆，直升机转动慢，还可减小旋翼进动所带来的不利影响，有利于直升机从一种状态转换到另一种所需状态。第三章直升机构造特点第一节升力系统旋翼系统由浆叶和浆毂组成。旋翼形式是由浆毂形式决定的。它随着材料、工艺和旋翼理论的发展而发展。到目前为止，已以实践中就用的旋翼形式有铰接式、跷跷板式、无铰式和无轴承式，它们各自的原因如图221所示。一、浆毂连结构特点(一)铰接式铰接式(又称全铰接式)旋翼浆毂是通过浆毂上设置挥舞铰、摆振铰和变距铰来实现浆叶的挥舞、摆振和变距运动。典型的铰接式浆毂铰的布置顺序(从里向外)是由挥舞铰、摆振铰到变距铰，如图222所示。也有挥舞铰与摆振铰重合的。(二)浆毂减摆器铰接式旋翼在摆振铰上都有带有浆毂减摆器，简称为减摆器，为浆叶绕摆振铰的摆振运动提供阻尼。减摆器对于防止出现“地面共振”，保证其有足够的隐定性裕度是必要的。1、液压减摆器主要是用油液流动速度的损失来产生压力差从而起到阻尼作用。图225为这种减摆器的原理，图226表示了这种减摆器在浆毂上可能的安装情况。当浆叶绕垂直铰来回摆动时，减摆器壳体与活塞杆之间产生往复运动。这时，充满壳体内的油液也就要以高速度流进壳体与活塞之间的缝隙(或者是活塞上的节流孔)，活塞的左右就产生了压力差，从而形成减摆力矩。2、粘弹减摆器70年代开始出现了用粘弹性材料硅橡胶制成的粘弹减摆器。这种减摆器是利用粘弹性材料变形时很大的内阻尼来提供所要求的减振阻尼，其构造原理见图227。减摆器由当中的金属板及其两边的两块外部金属板构成。内部金属板及两块外部金属板之间各有一层硅橡胶，金属板与橡胶硫化粘结在一起，内部金属板一端与轴向铰轴颈相连，而外部金属板则与中间连接件相连接。(三)万向接头式及跷跷板式40年代中期，在全铰式旋翼得到广泛应用的同时，贝尔公司发展了万向接头式旋翼，图228所示为Bell 47型直升机万向接头式旋翼浆毂的构造，。两片浆叶通过各自的轴向铰和浆毂壳体互相连接，而浆毂壳体又通过万向接头与旋翼轴连结。改变总距是通过轴向铰实现的，而周期变距是通过万向接头绕QQ铰的转动实现。跷跷板式旋翼和万向接头式旋翼的主要区别浆毂壳体中通过一个水平铰与旋翼轴相连，这种浆毂构造比万向接头式简单一些，但是周期变距也是通过变距铰来实现。(四)无铰式与铰接式旋翼相比，无铰式旋翼的结构的力学特性与飞行的力学特性联系更为密切。这种形式的旋翼会产生一些新的动力稳定性问题。(1)B0105型直升机的无铰式旋翼BO一1 05型直升机无铰式旋翼，它的浆毂尺寸比较紧凑，刚度也很大，变距铰在浆叶根部与浆毂相连，这种浆叶是属于摆振柔软型旋翼浆叶，摆振频率u1=065，旋翼结构锥度角为250。(2)“山猫”直升机的无铰式旋翼图2211所示为山猫直升机的浆毂结构，它与BO一105直升机浆毂相比刚度要小，浆叶的挥舞运动由和浆轴相联的挥舞柔性件弯曲变形实现，而摆振运动则是由变距铰壳体的延伸段的弯曲变形实现。这种旋翼是采用了消除耦合的设计，它的摆振频率u11=0。43，也是摆振柔软的旋翼。(3)星形柔性浆毂图2212所示为法国航宇公司的SA一365N“海豚”型直升机的星形柔性旋翼浆毂构造，它主要是由中央星形件、球面层压弹性体轴承、粘弹减摆器(也称频率匹配器)、夹板和白润滑关节轴承等组成。中央星形件通过螺栓直接固定在旋翼轴接合盘上，球关节轴承连接浆叶，而内端通过固定在星形件孔内的球面层压弹性体轴承与星形件相连接。星形件上伸出的四个支臂在挥舞方面是柔性的。无轴承旋翼就是取消了挥舞铰、摆振铰和变距铰的旋翼，浆叶的挥舞、摆振和变距运动都以浆叶根部的柔性元件来完成。西科斯基公司制出一种所谓“交叉梁式的无轴承旋翼方案，原理简图见图221 7。二、浆叶的结构特点旋翼系统中，浆叶是提供升力的重要部件，对浆叶设计除去气动力方面的要求之外，还有动力学和疲劳方面的要求。例如所设计的浆叶的固有频率不与气动激振力发生共振，浆叶挥舞、摆振基频率满足操纵稳定性和“地面共振等要求；浆叶承力结构能有高的疲劳性能或采用破损安全设计等等。旋翼浆叶的发展是建立在材料、工艺和旋翼理论基础上的。依据浆叶发展的先后顺序，它有混合式浆叶、金属浆叶和复合材料浆叶三种形式。由于混合式浆叶在50年代后期逐渐被新式浆叶所代替。(一)金属浆叶金属浆叶是由挤压的D型铝合金大梁和胶接在后缘上的后段件组成。后段件外面包有金属蒙皮，中间垫有泡沫塑料或蜂窝结构，如图221 9所示。这种浆叶比混合式浆叶气动效率高，刚度好，同时加工比较简单，疲劳寿命较高。(二)复合材料浆叶图2220所示为“海豚直升机的复合材料浆叶结构，主要承力件“C形大梁主要承受离心力并提供了大部分挥舞弯曲刚度，它是由抗拉及弯曲方面比刚度和比强度较高的零度单向玻璃纤维预浸带构成。在翼型前部和后部各布置了一个“Z”形梁。前后“Z”形梁与蒙皮胶接在一起，使浆叶剖面形成多闭室结构；三、自动倾斜器自动倾斜器是直升机操纵系统的一个主要组成部分，旋翼的总距及周期变距操纵都要通过它来实现。图2221所示为“云雀III直升机的自动倾斜器。它用球铰直接套在旋翼轴外面，球铰外面通过两个青铜轴瓦与旋转环连接，旋转环通过旋转扭力臂与浆毂相连，不旋转环通过双排径向止推轴承和旋转环连接。在不旋转环上有三个操纵接头互成90。布置，其中成180。布置的两个接头与两根横向拉杆连接，中间的一个接头与纵向拉杆连接。三根拉杆同时上下运动可实现总距操纵，横向拉杆的差动运动实现横向操纵。为了防止不旋转环转动，采用了防扭臂。四、尾浆尾浆是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。另外，旋转着的尾浆相当于一个垂直安定面，能对直升机航向起稳定作用。虽然尾浆的功用与旋翼不同，但是它们都是有很多相似之处。尾浆的结构形式有跷跷板式、万向接头式、铰接式、无轴式、“涵道尾浆”式等等。70年代以来，又发展了无轴承尾浆(包括采用交叉式布置的无轴承尾浆)及“涵道尾浆”。“涵道尾浆”是把尾浆置于机身尾斜梁的“涵道”之中。图2222为直升机的“涵道风扇”尾浆。第二节机体结构一、概述机体用来支持和固定直升机其他部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升飞机满足既定技术要求。机体是直升机的重要部件。图2224为UH一60A直升机的机身分段图。机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的。为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。二、起落装置(着陆、着水、着舰装置)直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量，减少着陆撞击引起的过载，以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。此外，起落装置往往还用来使直升机具有在地面运动的能力，减少滑行时由于地面不平而产生的撞击与颠簸。在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。如果要求直升机具备在水面起降或应急着水迫降能力，一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒，或应急迫降浮筒。对于舰载直升机，还需装备特殊着舰装置，如拉降设备等。(一)轮式起落架和固定翼飞机相似，直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。直升机起落架减震器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外，还需要通过减震器弹性和阻尼的配置消除“地面共振”。为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼消除“地面共振”的发生，直升机上普遍采用双腔式减震器。为某直升机起落架双腔式减震器。这个减震器的特点是油液及气体是分开的，活塞2的上部是油室，下部是气室，活塞1又把气室分为低压腔及高压腔。油液及气体不分开的减震器，油液会吸收气体而改变工作特性，同时由于泡沫的形成也会导致油液填充量不准确，油气分开后就避免了这个缺点。减震器分高压腔和低压腔之后，直升机起飞和降落时，起落架只要一触地面，低压腔就开始工作，当有一定压缩量之后，高压腔参与工作，这样，可保证起落架在各种状态下具有避免“地面共振”所需的刚度，并在触地的全过程都提供阻尼，消除“地面共振”。此外，为提供所需的侧向刚度，对直升机机轮也有些特殊要求。(二)滑橇式起落架这种起落架在着陆时依靠结构的弹性变形来吸收能量，起到缓冲作用。这种起落架结构简单、成本低、重量轻，不足之处是不具备超载滑跑起飞的能力。为了能在地面移动，往往需要在滑橇上安装辅助机轮。滑橇结构弹性变形吸能起到缓冲作用，但阻尼很小，因此，采用滑橇式起落架的直升机为了避免“地面共振”，在滑橇结构上应考虑设计有阻尼器。三、直升机着水和着舰装置如果直升机在水上使用，可以将机体底部做成船底，同时为了增加横向稳定性，在机体两侧加装浮筒，也可以在机身或起落架上安装应急迫降浮筒，在直升机着水前充气展开，以使直升机能飘浮一段时间，供人员撤离直升机。由于舰船运动(纵摇、横摇、升沉)将导致直升机着舰时滑移或翻倒，这就是直升机在中小型舰船上起降、停放的困难所在。鱼叉装置是解决这一问题的方法之一。它的基本原理是通过鱼叉作动筒和锁钩座提供一个向下拉力，使直升机牢牢固定在舰面的桥栅上，从而阻止直升机滑动和倾覆，保证直升机在舰上安全起降和快速系留。第三节直升机的动力装置直升机动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气式技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮轴发动机。实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。当今世界上，除部分小型直升机还在使有活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式，如图2228、图2229所示。二、直升机对动力装置的要求航空发动机对直升机的各种使用特性都有重要影响，因而直升机对发动机的要求是多方面的。一般有以下几点：(一)发动机的功率重量比(kWkg)发动机从输出轴上传递出来的功率，即发动机的有效功率，是保证直升机性能的基本技术参数之一。有效功率值一般在发动机性能说明书中给出。但评价发动机性能不只考虑其有效功率大小，还必须顾及其重量大小，即发动机的功率重量比(kWkg。为了保证直升机获得良好的重量效益，在保证发动机安全可靠的前提下，应尽量使发动机功重比越大越好。现代一般涡轮轴发动机的功率重量比为68，活塞式发动机在2以下。(二)发动机的单位耗油主率(kgkWh)发动机的单位耗油率是指发动机平均每产生1kW的有效功率在lh内所消耗燃油量的千克数。单位耗油率也是评价发动机的重要指标，是影响直升机使用经济性的因素。为了提高直升机的有效载荷能力，保证一定航程和续航时间，应要求单位耗油率越小越好。一般涡轴发动机的单位耗油率为02603kgwh。(三)发动机的高度特性由于空气密度减小，发动机的有效功率随飞行高度的增加而降低，但由于发动机的有效功率随高度升高后空气温度也降低，使涡轴发动机压气机效率略有升高，使有效功率比空气密度降低较为缓慢。(四)发动机的温度特性环境温度的变化，也会影响到发动机的工作。当环境温度升高后，进入发动机的空气密度减小，发动机的有效功率会因此降低，单位耗油率将会增加。(五)发动机的起动特性直升机特别是军用直升机，要求发动机在各种条件下，都易于起动，并使发动机的转速迅速从零到达慢车转速。而且还要求发动机在空中能可靠地进行起动。当直升机在冬季或者高空条件下，由于环境温度低，发动机滑油粘度大，转动困难，加之低温喷油点火困难，因此起动困难。(六)发动机的加速性加速性是指发动机从慢车转速达到最大转速所需要的时间，尤其对要求能迅速投入战斗状态的武装直升机至关重要。军用直升机所要求的加速性约为35s。(七)发动机的可靠性可靠性是发动机的重要性能指标之一，直接关系着飞行安全和出勤率。发动机的可靠性通常用平均故障间隔时间表示。发动机的可靠性在很大程度上决定了其工作寿命长短。现代直升机用的发动机翻修间隔寿命为：涡轮轴发动机约15002000h，活塞式发动机约1 0001 500h。(八)发动机的维修性发动机的维修性是发动机使用性能的重要指标，直接关系到直升机的出勤率和完好率。为了提高发动机动的维修性能，近年来采用单元设计和视情维修技术，使维修性能有了很大改进，大大减少了维修工具和维修工作量。(九)振动和噪声为了发动机自身安全可靠地工作，减少带给机体的振动载荷，也为了减少直升机战场上被发现的可能并增加乘坐人员的舒适性，对直升机发动机的振动和噪声水平都应有一定的要求，同时，还应有相应的减、降噪设计、监控措施来保证。第四节直升机的传动装置一、概述直升机上的传动装置是发动机驱动旋翼、尾浆工作必不可缺的部件，它与发动机、旋翼系统(含尾浆)共同构成了直升机上的一个完整的机械运动系统。二、主减速器直升机一般为齿轮传动式主减速器(如图2241)，它有发动机(一台或数台)的功率输入端以及与旋翼、尾浆附件传动轴相联的功率输出端，是直升机上主要动部件之一，也是传动装置中最复杂、最大、最重的一个部件。根据主减速器的工作特点，对其性能有如下要求：1、传递功率大、重量轻。随着直升机技术不断发展，要求主减速器传递的功率越来越大，齿轮啮合处的载荷也大得惊人。一台限制传递功率为3000 kW直升机主减速器，其中有的一对啮合齿轮要承受高达10000kg的力，为了保证齿轮、轴的强度，减速器不得不付出相当大的重量代价。比如直升机的主减速器重量一般要占整个直升机结构重量的1/71/9。2、减速比大，传递效率高。主减速器的减速比即传动比，也就是发动机功率输出轴转速与旋翼转速之比；传递效率即传递过程中功率的损失。由于旋翼与发动机输出轴转速相差十分悬殊，有的直升机总减速比高达120。转速差越大，旋翼轴的扭矩也越大，齿轮载荷就越古同。3、现代直升机的主减速器多数零件包括齿轮、轴和机匣都是按无限寿命设计的，但实际上却是按有限寿命使用。因此要求在实际使用中每工作一段时间后，要从直升机上卸下主减速器送往工厂翻修，更换被耗损的零件，检查合格后再装上直升机重新投入使用。(二)主减速器的结构和工作原理在直升机上主减速器是一个独立的部件，安装在机身上部的减速器舱内，用支架支撑在机体承力结构上。主减速器由机匣、减速齿轮及轴系和润滑系统组成。见某直升机的主减速器外形和剖面图2241。(三)主减速器的润滑主减速器必须设置独立、自主式润滑系统，用于减少齿轮和轴承的摩擦和磨损，防过热、防腐蚀、防划伤并通过滑油循环流动以排出磨损产物。主减速器润滑系统应保证在各种条件下润滑可靠，散热充分，系统密封好，滑油消耗小，带有金属磨损物探测报警装置维护检查方便。三、中、尾减速器的结构特点中间减速器用于改变由主减速器向尾减速器传递扭矩的方向有一对伞形齿轮。尾减速器是尾浆功率传递系统中的终端环节，将功率传给尾浆，同时减小转速，尾减速器也是通过一对伞形齿轮传递功率，只不过减速比较大，通常为23。尾减速特点是装有与脚蹬操纵相联的尾浆浆叶变距机构。尾减速器也有独立的润滑系统，采用飞溅润滑方式。四、传动轴和联轴节(一)传动轴发动机与主减速器之间，主减速器和中、尾减速器之间以及和附件之间均需有传动轴和联轴节将其相联，以传递功率。传动轴根据其用途可分为主轴、中间轴和尾轴等(见图2242)。 一般轴的负荷大，使用条件复杂，对其平衡振动特性及轴的可靠要求高。直升机在飞行中传动轴的任何破坏，轻则迫使飞行任务中断，重则造成严重事故。所以现代直升机的传动轴，在研制时要求进行长期的台架试验、疲劳试验以及飞行验证试验，以获得有关寿命、可靠性等综合使用数据。(二)联轴节联轴节是传动轴与轴之间的联接装置，要求联轴节以最小的功率损失可靠地传递扭矩并实现传动轴问的角位移和线位移补偿。现代直升机上传动轴的联轴节，为了减小振动、易于实现补偿，大多数采用柔性结构。1、套齿联轴节。套齿联轴节是最普通的一种刚性联轴节，其结构紧凑，技术性能稳定，也便于加工制造。但缺点是允许的角补偿不大，约4u，同时还必须得到可靠的润滑。2、活动联轴节。这种联轴节采用一些非金属件(如橡胶块)作为弹性元件和两个金属半联轴节组成。橡胶块弹性高，减振性好，作为弹性元件也便于维修，且易于用其调整轴承的扭转振动固有频率。3、带有弹性金属片的联轴节。这种轴节用一组薄钢片代替了弹性联轴节中的橡胶块。用螺栓将薄钢片与半联轴节固定，其物理特征是径向刚度和抗扭刚度好，但在轴的纵剖面上具有弯曲弹性可实现所需的补偿。五、自由行程离合器自由行程离合器或称作超越离合器，包括星形轮、滚柱和分离环组成(见图2245)，其作用是保证正常情况时将发动机的扭矩传递给主减速器。但当发动机一旦停车时，自由行程离合器能保证将发动机和主减速器脱开，不妨碍另一台发动机工作或旋翼白转。发动机起动时，自由行程离合器的接通应平稳、无撞击；在传递功率过程中，发动机工作在各种状态下离合器的主动轴与从动齿轮轴保持牢固的刚性连接，不发生打滑现象；当发动机停车或从动齿轮的转速超过主动轴的转速时，离合器的主动轴与从动齿轮轴可靠地白行脱开。自由行程离合器的工作特点只取决于发动机和旋翼的工作转速，它在工作中完全是自主的，无任何操纵机构。对以活塞式发动机和定轴涡轮发动机为动力的直升机，其传动系统中除自由行程离合器外，还必须增加另一种起动离合器，以使发动机起动时能和惯性很大的旋翼系统和传动系统脱开，便于起动，这种离合器采用摩擦离心块，在发动机达到一定转速后再自动接通旋翼。第五节直升机的机载设备一、机载设备对直升机技术发展的影响直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。直升机机载设备品种繁多，包括电气、显示和控制、导航、通信及电子对抗故障诊断等。随着现代直代升机技术发展，机载设备的地位越来越重要。机载设备性能的优劣已成为现代直升机先进与否的重要标志之一。机载设备占全机总价的比例有了显著的增加。目前民用直升机中设备所占的价格比已达10左右。二、直升机的飞行自动控制系统旋翼系统产生的操纵载荷不仅数值大，而且变化复杂，因而不能让其通过操纵线系等反传到驾驶操纵机构上，为此现代直升机特别是大、中型直升机上，均采用不可逆的(无回力)液压助力操纵系统，使载荷在传到驾驶杆上之前分散至机体结构上去。使助力器产生足够大的力来操纵旋翼系统，同时还使旋翼操纵载荷直接传到机体结构，而不致传到驾驶操纵机构上。(一)液压助力器液压助力器具是系统中执行助力的附件。利用液压助力器，飞行员只需施加很小的力就可操纵较大载荷的旋翼系统。由于液压助力器具有体积小、重量轻、快速致动性好，并能产生出很大的操纵力等优点，因而被广泛采用。一般液压助力器是由以下几个主要要件所组成(见图2246)：液压滑阀(伺服阀)、活塞杆、作动筒及输入摇臂机构等。液压滑阀起着功率放大作用，活塞杆是将液体压力能转换成机械能，输入摇臂机构则起着操纵和反馈作用。目前在直升机上采用的液压助力器，构造形式很多，但常见的有装有主、副液压分油滑阀的单腔液压助力器(有的在主液压分油滑阀上带有阻尼活塞)。(二)配平机构驾驶员改变飞行状态，通过驾驶杆借自动倾斜器使浆叶周期变距位置发生变化。如果驾驶员移动驾驶杆没有力的感觉显然是无法操纵直升机的，杆力大小不同反应就会不同。大多数直升机上驾驶杆的杆力纵向梯度为020.7kgcm，横向杆力梯度相对小一些，均由载荷感觉弹簧产生。但飞行中如果要长时间保持这一状态，驾驶员就感到疲劳。为了能在不同的飞行状态下持续飞行而又不使驾驶员感到体力疲劳，就需卸除驾驶杆(包括脚蹬)上的“载荷”。所以一般直升机上为此设置了杆(舵)力配平机构。三：新型直升飞机的技术简介其实直升飞机飞行原理很简单，旋翼的转速达到一定速度，就能飞起来，通过旋翼盘倾斜位子的变化，在空中制造一个倾斜方向的风，就是飞行方向，大自然界的飞行类动物，都是照这个原理飞行的。双层旋翼直升飞机倾斜控制器，其特征是飞行器机身上设置一根管状主轴，主轴的下部设置下旋翼座，下旋翼座安装在带有连结齿轮的下球形座上，下球形座安装在主轴下部的轴承上，下球形座球面上设置有滑槽，下旋翼座上设置有滑块，滑块能在球面上作上下活动，并把下球形座的旋转力传给下旋翼座，下旋翼座是一内圆锥形齿轮，旋翼就安装在齿轮下背面；主轴的上部设置上旋翼座，上旋翼座是一外圆锥形齿轮，齿轮安装在上球形座上，上球形座安装在主轴上部的轴承上，齿轮的上背面安装旋翼，在上下旋翼座的中间安装有三套滚轮，滚轮轴的两头设置有圆锥形齿轮，滚轮由上下两个三角支架支撑，支架都安装在球形座上，上支架使滚轮的上圆锥形齿轮与上旋翼座外圆锥形齿轮连结，下支架使滚轮的下圆锥形齿轮与下旋翼座的内圆锥形齿轮连结，滚轮架与控制杆支架连结，控制杆支架穿到主轴内，与倾斜面控制杆连结，由于上下旋翼座和上下三角形支架都是安装在球形座上，飞行员通过倾斜面控制杆的操作，能使上下旋翼在平面内可向任一方向同时倾斜，其中控制杆转盘，使倾斜面控制杆的工作状态保持稳定，滚轮的上下三个支点，