【文章內(nèi)容簡介】 增大，在直升機增加高度的同時又要向一邊偏轉。因此，必須相應地蹬舵，才能保持航向平衡。加大舵量后，尾槳拉力所形成的滾轉力矩也增大，為保持側向平衡，還必須向另一側壓桿。而且，上提油門總距桿越猛，力和力矩的變化也就越突然，駕駛桿和舵配合保持平衡就越困難。反之，操縱得越柔和，保持平衡就越容易。 21 此外，操縱還必須考慮到旋翼的陀螺效應對飛行狀態(tài)的影響，當操縱駕駛桿時，旋翼的陀螺效應使直升機產(chǎn)生進動作用，對飛行狀態(tài)的影響如圖 2． 1— 36 所示。進動大小決定于操縱桿動作的粗猛程度。柔和協(xié)調(diào)地操縱駕駛桿，直升機轉動慢，還 可減小旋翼進動所帶來的不利影響，有利于直升機從一種狀態(tài)轉換到另一種所需狀態(tài)。 第三章直升機構造特點 第一節(jié)升力系統(tǒng) 旋翼系統(tǒng)由漿葉和漿轂組成。旋翼形式是由漿轂形式?jīng)Q定的。它隨著材料、工藝和旋翼理論的發(fā)展而發(fā)展。到目前為止，已以實踐中就用的旋翼形式有鉸接式、蹺蹺板式、無鉸式和無軸承式，它們各自的原因如圖 2． 2～ 1 所示。 一、漿轂連結構特點 (一 )鉸接式 鉸接式 (又稱全鉸接式 )旋翼漿轂是通過漿轂上設置揮舞鉸、擺振 22 鉸和變距鉸來實現(xiàn)漿葉的揮舞、擺振和變距運動。典型的鉸接式漿轂鉸的布置順序 (從里向外 )是由揮舞鉸 、擺振鉸到變距鉸，如圖 2． 2— 2所示。也有揮舞鉸與擺振鉸重合的。 (二 )漿轂減擺器 鉸接式旋翼在擺振鉸上都有帶有漿轂減擺器，簡稱為減擺器，為漿葉繞擺振鉸的擺振運動提供阻尼。減擺器對于防止出現(xiàn)“地面共振”，保證其有足夠的隱定性裕度是必要的。 液壓減擺器 主要是用油液流動速度的損失來產(chǎn)生壓力差從而起到阻尼作用。圖 2． 2— 5 為這種減擺器的原理，圖 2． 2— 6 表示了這種減擺器在漿轂上可能的安裝情況。當漿葉繞垂直鉸來回擺動時，減擺器殼體與活塞桿之間產(chǎn)生往復運動。這時，充滿殼體內(nèi)的油液也就要以高速度流進殼體與活塞之間 的縫隙 (或者是活塞上的節(jié)流孔 )，活塞的左右就產(chǎn)生了壓力差，從而形成減擺力矩。 粘彈減擺器 70 年代開始出現(xiàn)了用粘彈性材料硅橡膠制成的粘彈減擺器。這種減擺器是利用粘彈性材料變形時很大的內(nèi)阻尼來提供所要求的減振阻尼，其構造原理見圖 2． 2— 7。減擺器由當中的金屬板及其兩邊的兩 23 塊外部金屬板構成。內(nèi)部金屬板及兩塊外部金屬板之間各有一層硅橡膠，金屬板與橡膠硫化粘結在一起，內(nèi)部金屬板一端與軸向鉸軸頸相連，而外部金屬板則與中間連接件相連接。 (三 )萬向接頭式及蹺蹺板式 40 年代中期，在全鉸式旋翼得到廣泛應用的同時， 貝爾公司發(fā)展了萬向接頭式旋翼，圖 2． 2— 8 所示為 Bell 47 型直升機萬向接頭式旋翼漿轂的構造。兩片漿葉通過各自的軸向鉸和漿轂殼體互相連接，而漿轂殼體又通過萬向接頭與旋翼軸連結。改變總距是通過軸向鉸實現(xiàn)的，而周期變距是通過萬向接頭繞 Q— Q 鉸的轉動實現(xiàn)。 蹺蹺板式旋翼和萬向接頭式旋翼的主要區(qū)別漿轂殼體中通過一個水平鉸與旋翼軸相連，這種漿轂構造比萬向接頭式簡單一些，但是周期變距也是通過變距鉸來實現(xiàn)。 (四 )無鉸式 與鉸接式旋翼相比，無鉸式旋翼的結構的力學特性與飛行的力學特性聯(lián)系更為密切。這種形式的旋翼會產(chǎn) 生一些新的動力穩(wěn)定性問題。 (1)B0— 105 型直升機的無鉸式旋翼 24 BO 一 1 05 型直升機無鉸式旋翼，它的漿轂尺寸比較緊湊，剛度也很大，變距鉸在漿葉根部與漿轂相連，這種漿葉是屬于擺振柔軟型旋翼漿葉，擺振頻率ω u1=0． 65，旋翼結構錐度角為 2． 50。 (2)“山貓”直升機的無鉸式旋翼 圖 2． 2— 11 所示為山貓直升機的漿轂結構，它與 BO 一 105 直升機漿轂相比剛度要小，漿葉的揮舞運動由和漿軸相聯(lián)的揮舞柔性件彎曲變形實現(xiàn)，而擺振運動則是由變距鉸殼體的延伸段的彎曲變形實現(xiàn)。這種旋翼是采用了消除耦合的設計，它的擺振頻 率ω u11=0。 43，也是擺振柔軟的旋翼。 (3)星形柔性漿轂 圖 2． 2— 12 所示為法國航宇公司的 SA 一 365N“海豚”Ⅱ型直升機的星形柔性旋翼漿轂構造，它主要是由中央星形件、球面層壓彈性體軸承、粘彈減擺器 (也稱頻率匹配器 )、夾板和白潤滑關節(jié)軸承等組成。中央星形件通過螺栓直接固定在旋翼軸接合盤上，球關節(jié)軸承連接漿葉，而內(nèi)端通過固定在星形件孔內(nèi)的球面層壓彈性體軸承與星形件相連接。星形件上伸出的四個支臂在揮舞方面是柔性的。 25 無軸承旋翼就是取消了揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸的旋翼，漿葉的揮舞、擺 振和變距運動都以漿葉根部的柔性元件來完成。 西科斯基公司制出一種所謂“交叉梁 式的無軸承旋翼方案，原理簡圖見圖 2． 2— 1 7。 二、漿葉的結構特點 旋翼系統(tǒng)中，漿葉是提供升力的重要部件，對漿葉設計除去氣動力方面的要求之外，還有動力學和疲勞方面的要求。例如所設計的漿葉的固有頻率不與氣動激振力發(fā)生共振，漿葉揮舞、擺振基頻率滿足 26 操縱穩(wěn)定性和“地面共振 等要求；漿葉承力結構能有高的疲勞性能或采用破損安全設計等等。旋翼漿葉的發(fā)展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎上的。依據(jù)漿葉發(fā)展的先后順序，它有混合式漿葉、金屬漿葉 和復合材料漿葉三種形式。由于混合式漿葉在 50 年代后期逐漸被新式漿葉所代替。 (一 )金屬漿葉 金屬漿葉是由擠壓的 D型鋁合金大梁和膠接在后緣上的后段件組成。后段件外面包有金屬蒙皮，中間墊有泡沫塑料或蜂窩結構，如圖2． 2— 1 9 所示。這種漿葉比混合式漿葉氣動效率高，剛度好，同時加工比較簡單，疲勞壽命較高。 (二 )復合材料漿葉 圖 2． 2— 20 所示為“海豚 直升機的復合材料漿葉結構，主要承力件“ C形大梁主要承受離心力并提供了大部分揮舞彎曲剛度，它是由抗拉及彎曲方面比剛度和比強度較高的零度單向玻璃纖維預浸帶構成。在翼 型前部和后部各布置了一個“ Z”形梁。前后“ Z”形梁與蒙皮膠接在一起，使?jié){葉剖面形成多閉室結構； 三、自動傾斜器 自動傾斜器是直升機操縱系統(tǒng)的一個主要組成部分，旋翼的總距及周期變距操縱都要通過它來實現(xiàn)。 27 圖 2． 2— 21 所示為“云雀 III 直升機的自動傾斜器。它用球鉸直接套在旋翼軸外面，球鉸外面通過兩個青銅軸瓦與旋轉環(huán)連接，旋轉環(huán)通過旋轉扭力臂與漿轂相連，不旋轉環(huán)通過雙排徑向止推軸承和旋轉環(huán)連接。在不旋轉環(huán)上有三個操縱接頭互成 90。布置，其中成 180。布置的兩個接頭與兩根橫向拉桿連接，中間的一個接頭與縱向拉 桿連接。三根拉桿同時上下運動可實現(xiàn)總距操縱，橫向拉桿的差動運動實現(xiàn)橫向操縱。為了防止不旋轉環(huán)轉動，采用了防扭臂。 四、尾漿 尾漿是用來平衡反扭矩和對直升機進行航向操縱的部件。另外，旋轉著的尾漿相當于一個垂直安定面，能對直升機航向起穩(wěn)定作用。雖然尾漿的功用與旋翼不同，但是它們都是有很多相似之處。尾漿的結構形式有蹺蹺板式、萬向接頭式、鉸接式、無軸式、“涵道尾漿”式等等。 70 年代以來，又發(fā)展了無軸承尾漿 (包括采用交叉式布置的無軸承尾漿 )及“涵道尾漿”?！昂牢矟{”是把尾漿置于機身尾斜梁的“涵道”之中。圖 2． 2～ 22 為直升機的“涵道風扇”尾漿。 28 第二節(jié)機體結構 一、概述 機體用來支持和固定直升機其他部件、系統(tǒng)，把它們連接成一個整體，并用來裝載人員、物資和設備，使直升飛機滿足既定技術要求。 機體是直升機的重要部件。圖 2． 2— 24 為 UH 一 60A 直升機的機身分段圖。 機體外形對直升機飛行性能、操縱性和穩(wěn)定性有重要影響。 在使用過程中，機體除承受各種裝載傳來的負荷外，還承受動部件、武器發(fā)射和貨物吊裝傳來的動負荷。這些載荷是通過接頭傳來的。 為了裝卸貨物及安裝設備，機身上要設計很多艙門和開口，這樣就使機體結構復雜化。 二、起落裝置 (著陸、著水、著艦裝置 ) 直升機起落裝置的主要作用是吸收在著陸時由于有垂直速度而 29 帶來的能量，減少著陸撞擊引起的過載，以及保證在整個使用過程中不發(fā)生“地面共振”。此外，起落裝置往往還用來使直升機具有在地面運動的能力，減少滑行時由于地面不平而產(chǎn)生的撞擊與顛簸。 在陸地上使用的直升機起落裝置有輪式起落架和滑橇式起落架。 如果要求直升機具備在水面起降或應急著水迫降能力，一般要求有水密封機身和保證橫側穩(wěn)定性的浮筒，或應急迫降浮筒。對于艦載直升機，還需裝備特殊著艦裝置，如拉降設備等。 (一 )輪式起落架 和固 定翼飛機相似，直升機輪式起落架由油氣式減震器和橡膠充氣機輪組成。直升機起落架減震器除了具有吸收著陸能量、減小撞擊等功能以外，還需要通過減震器彈性和阻尼的配置消除“地面共振”。 為了在所有使用狀態(tài)減震器都能提供阻尼消除“地面共振”的發(fā)生，直升機上普遍采用雙腔式減震器。 為某直升機起落架雙腔式減震器。這個減震器的特點是油液及氣體是分開的，活塞 2 的上部是油室，下部是氣室，活塞 1 又把氣室分為低壓腔及高壓腔。油液及氣體不分開的減震器，油液會吸收氣體而改變工作特性，同時由于泡沫的形成也會導致油液填充量不準確，油氣分開后 就避免了這個缺點。 減震器分高壓腔和低壓腔之后，直升機起飛和降落時，起落架只要一觸地面，低壓腔就開始工作，當有一定壓縮量之后，高壓腔參與工作，這樣，可保證起落架在各種狀態(tài)下具有避免“地面共振”所需的剛度，并在觸地的全過程都提供阻尼，消除“地面共振”。此外，為 30 提供所需的側向剛度，對直升機機輪也有些特殊要求。 (二 )滑橇式起落架 這種起落架在著陸時依靠結構的彈性變形來吸收能量，起到緩沖作用。這種起落架結構簡單、成本低、重量輕，不足之處是不具備超載滑跑起飛的能力。為了能在地面移動，往往需要在滑橇上安裝輔助機輪?；?橇結構彈性變形吸能起到緩沖作用，但阻尼很小，因此，采用滑橇式起落架的直升機為了避免“地面共振”，在滑橇結構上應考慮設計有阻尼器。 三、直升機著水和著艦裝置 如果直升機在水上使用，可以將機體底部做成船底，同時為了增加橫向穩(wěn)定性，在機體兩側加裝浮筒，也可以在機身或起落架上安裝應急迫降浮筒，在直升機著水前充氣展開，以使直升機能飄浮一段時間，供人員撤離直升機。 由于艦船運動 (縱搖、橫搖、升沉 )將導致直升機著艦時滑移或翻倒，這就是直升機在中小型艦船上起降、停放的困難所在。魚叉裝置是解決這一問題的方法之一。它的基本原理 是通過魚叉作動筒和鎖鉤座提供一個向下拉力，使直升機牢牢固定在艦面的橋柵上，從而阻止直升機滑動和傾覆，保證直升機在艦上安全起降和快速系留。 第三節(jié)直升機的動力裝置 直升機動力裝置大體上分為兩類，即航空活塞式發(fā)動機和航空渦輪軸發(fā)動機。 在直升機發(fā)展初期，均采用技術上比較成熟的航空活塞式發(fā)動機 31 作為直升機的動力裝置。但由于其振動大，功率質量比和功率體積比小、控制復雜等許多問題，人們就利用已經(jīng)發(fā)展起來的渦輪噴氣式技術尋求性能優(yōu)良的直升機動力裝置，從而研制成功直升機用渦輪軸發(fā)動機。 實踐證明，渦輪軸發(fā)動機較活塞式發(fā)動機 更能適合直升機的飛行特點。當今世界上，除部分小型直升機還在使有活塞式發(fā)動機外，渦輪軸發(fā)動機已成為直升機動力裝置的主要形式，如圖 2． 2— 2圖 2． 2— 29 所示。 二、直升機對動力裝置的要求 航空發(fā)動機對直升機的各種使用特性都有重要影響，因而直升機對發(fā)動機的要求是多方面的。一般有以下幾點： (一 )發(fā)動機的功率重量比 (kW／ kg) 發(fā)動機從輸出軸上傳遞出來的功率，即發(fā)動機的有效功率，是保證直升機性能的基本技術參數(shù)之一。有效功率值一般在發(fā)動機性能說明書中給出。但評價發(fā)動機性能不只考慮其有效功率大小，還必須顧及 其重量大小，即發(fā)動機的功率重量比 (kW／ kg。為了保證直升機獲得良好的重量效益，在保證發(fā)動機安全可靠的前提下，應盡量使發(fā)動機功重比越大越好。 32 現(xiàn)代一般渦輪軸發(fā)動機的功率重量比為 6～ 8，活塞式發(fā)動機在 2以下。 (二 )發(fā)動機的單位耗油主率 (kg／ kW h) 發(fā)動機的單位耗油率是指發(fā)動機平均每產(chǎn)生 1kW的有效功率在 lh內(nèi)所消耗燃油量的千克數(shù)。 單位耗油率也是評價發(fā)動機的重要指標，是影響直升機使用經(jīng)濟性的因素。為了提高直升機的有效載荷能力，保證一定航程和續(xù)航時間，應要求單位耗油率越小越好。一般渦軸發(fā)動機的單位耗油率 為0． 26～ 0． 3kgw h。 (三 )發(fā)動機的高度特性 由于空氣密度減小，發(fā)動機的有效功率隨飛行高度的增加而降低，但由于發(fā)動機的有效功率隨高度升高后空氣溫度也降低，使渦軸發(fā)動機壓氣機效率略有升高，使有效功率比空氣密度降低較為緩慢。 (四 )發(fā)動機的溫度特性 環(huán)境溫度的變化，也會影響到發(fā)動機的工作。當環(huán)境溫度升高后，進入發(fā)動機的空氣密度減小，發(fā)動機的有效功率會因此降低，單位耗油率將會增加。 (五 )發(fā)動機的起動特性 直升機特別是軍用直升機，要求發(fā)動機在各種條件下，都易于起動，并使發(fā)動機的轉速迅速從零到達慢車轉速。 而且還要求發(fā)動機在空中能可靠地進行起動。當直升機在冬季或者高空條件下，由于環(huán)境溫度低，發(fā)動機滑油粘度