【正文】 升機(jī)的出勤率和完好率。 發(fā)動機(jī)的可靠性在很大程度上決定了其工作壽命長短。 (七 )發(fā)動機(jī)的可靠性 可靠性是發(fā)動機(jī)的重要性能指標(biāo)之一，直接關(guān)系著飛行安全和出勤率。 (六 )發(fā)動機(jī)的加速性 加速性是指發(fā)動機(jī)從慢車轉(zhuǎn)速達(dá)到最大轉(zhuǎn)速所需要的時間，尤其對要求能迅速投入戰(zhàn)斗狀態(tài)的武裝直升機(jī)至關(guān)重要。 而且還要求發(fā)動機(jī)在空中能可靠地進(jìn)行起動。當(dāng)環(huán)境溫度升高后，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣密度減小，發(fā)動機(jī)的有效功率會因此降低，單位耗油率將會增加。 (三 )發(fā)動機(jī)的高度特性 由于空氣密度減小，發(fā)動機(jī)的有效功率隨飛行高度的增加而降低，但由于發(fā)動機(jī)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(jī)壓氣機(jī)效率略有升高，使有效功率比空氣密度降低較為緩慢。一般渦軸發(fā)動機(jī)的單位耗油率 為0． 26～ 0． 3kgw 單位耗油率也是評價發(fā)動機(jī)的重要指標(biāo)，是影響直升機(jī)使用經(jīng)濟(jì)性的因素。 (二 )發(fā)動機(jī)的單位耗油主率 (kg／ kW為了保證直升機(jī)獲得良好的重量效益，在保證發(fā)動機(jī)安全可靠的前提下，應(yīng)盡量使發(fā)動機(jī)功重比越大越好。有效功率值一般在發(fā)動機(jī)性能說明書中給出。 二、直升機(jī)對動力裝置的要求 航空發(fā)動機(jī)對直升機(jī)的各種使用特性都有重要影響，因而直升機(jī)對發(fā)動機(jī)的要求是多方面的。 實(shí)踐證明，渦輪軸發(fā)動機(jī)較活塞式發(fā)動機(jī) 更能適合直升機(jī)的飛行特點(diǎn)。 在直升機(jī)發(fā)展初期，均采用技術(shù)上比較成熟的航空活塞式發(fā)動機(jī) 31 作為直升機(jī)的動力裝置。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(jī)牢牢固定在艦面的橋柵上，從而阻止直升機(jī)滑動和傾覆，保證直升機(jī)在艦上安全起降和快速系留。 由于艦船運(yùn)動 (縱搖、橫搖、升沉 )將導(dǎo)致直升機(jī)著艦時滑移或翻倒，這就是直升機(jī)在中小型艦船上起降、停放的困難所在。滑 橇結(jié)構(gòu)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(jī)為了避免“地面共振”，在滑橇結(jié)構(gòu)上應(yīng)考慮設(shè)計(jì)有阻尼器。這種起落架結(jié)構(gòu)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。此外，為 30 提供所需的側(cè)向剛度，對直升機(jī)機(jī)輪也有些特殊要求。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(dǎo)致油液填充量不準(zhǔn)確，油氣分開后 就避免了這個缺點(diǎn)。 為某直升機(jī)起落架雙腔式減震器。直升機(jī)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”。對于艦載直升機(jī)，還需裝備特殊著艦裝置，如拉降設(shè)備等。 在陸地上使用的直升機(jī)起落裝置有輪式起落架和滑橇式起落架。 二、起落裝置 (著陸、著水、著艦裝置 ) 直升機(jī)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”。這些載荷是通過接頭傳來的。 機(jī)體外形對直升機(jī)飛行性能、操縱性和穩(wěn)定性有重要影響。 機(jī)體是直升機(jī)的重要部件。圖 2． 2～ 22 為直升機(jī)的“涵道風(fēng)扇”尾漿。 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”。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。 四、尾漿 尾漿是用來平衡反扭矩和對直升機(jī)進(jìn)行航向操縱的部件。三根拉桿同時上下運(yùn)動可實(shí)現(xiàn)總距操縱，橫向拉桿的差動運(yùn)動實(shí)現(xiàn)橫向操縱。布置，其中成 180。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(zhuǎn)環(huán)連接，旋轉(zhuǎn)環(huán)通過旋轉(zhuǎn)扭力臂與漿轂相連，不旋轉(zhuǎn)環(huán)通過雙排徑向止推軸承和旋轉(zhuǎn)環(huán)連接。前后“ Z”形梁與蒙皮膠接在一起，使?jié){葉剖面形成多閉室結(jié)構(gòu)； 三、自動傾斜器 自動傾斜器是直升機(jī)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(shí)現(xiàn)。 (二 )復(fù)合材料漿葉 圖 2． 2— 20 所示為“海豚 直升機(jī)的復(fù)合材料漿葉結(jié)構(gòu)，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(qiáng)度較高的零度單向玻璃纖維預(yù)浸帶構(gòu)成。后段件外面包有金屬蒙皮，中間墊有泡沫塑料或蜂窩結(jié)構(gòu)，如圖2． 2— 1 9 所示。由于混合式漿葉在 50 年代后期逐漸被新式漿葉所代替。旋翼漿葉的發(fā)展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎(chǔ)上的。 二、漿葉的結(jié)構(gòu)特點(diǎn) 旋翼系統(tǒng)中，漿葉是提供升力的重要部件，對漿葉設(shè)計(jì)除去氣動力方面的要求之外，還有動力學(xué)和疲勞方面的要求。 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(yùn)動都以漿葉根部的柔性元件來完成。中央星形件通過螺栓直接固定在旋翼軸接合盤上，球關(guān)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。 43，也是擺振柔軟的旋翼。 (2)“山貓”直升機(jī)的無鉸式旋翼 圖 2． 2— 11 所示為山貓直升機(jī)的漿轂結(jié)構(gòu)，它與 BO 一 105 直升機(jī)漿轂相比剛度要小，漿葉的揮舞運(yùn)動由和漿軸相聯(lián)的揮舞柔性件彎曲變形實(shí)現(xiàn)，而擺振運(yùn)動則是由變距鉸殼體的延伸段的彎曲變形實(shí)現(xiàn)。這種形式的旋翼會產(chǎn) 生一些新的動力穩(wěn)定性問題。 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(gòu)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(shí)現(xiàn)。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(jié)。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(jié)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。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(gòu)造原理見圖 2． 2— 7。這時，充滿殼體內(nèi)的油液也就要以高速度流進(jìn)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。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。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。也有揮舞鉸與擺振鉸重合的。 一、漿轂連結(jié)構(gòu)特點(diǎn) (一 )鉸接式 鉸接式 (又稱全鉸接式 )旋翼漿轂是通過漿轂上設(shè)置揮舞鉸、擺振 22 鉸和變距鉸來實(shí)現(xiàn)漿葉的揮舞、擺振和變距運(yùn)動。它隨著材料、工藝和旋翼理論的發(fā)展而發(fā)展。 第三章直升機(jī)構(gòu)造特點(diǎn) 第一節(jié)升力系統(tǒng) 旋翼系統(tǒng)由漿葉和漿轂組成。進(jìn)動大小決定于操縱桿動作的粗猛程度。反之，操縱得越柔和，保持平衡就越容易。加大舵量后，尾槳拉力所形成的滾轉(zhuǎn)力矩也增大，為保持側(cè)向平衡，還必須向另一側(cè)壓桿。例如上提油門總距桿后，旋翼拉力和反作用 力矩都增大，在直升機(jī)增加高度的同時又要向一邊偏轉(zhuǎn)。這種桿的往返動作，就是操縱駕駛桿的反復(fù)性。此時，駕駛員應(yīng)根據(jù)機(jī)頭上仰角速度的大小和接近預(yù)定狀態(tài)的程度，及時、適量地向前回桿。 例如，駕駛員操縱 直升機(jī)作穩(wěn)定懸停時，在直升機(jī)離地后，為保持力和力矩的平衡，必須保持適當(dāng)飛行狀態(tài)。但當(dāng)飛行狀態(tài)發(fā)生變化后，由于直升機(jī)的角速度阻尼小，操縱靈敏度較高，使直升機(jī)姿態(tài)變化量很大，往往超過預(yù)定的飛行狀態(tài)，在懸停時此種現(xiàn)象更為明顯。 (二 )操縱的反復(fù)性 由前述得知，從操縱駕駛桿使自動傾斜器傾斜，到旋翼錐體改變 20 方向，再到直升機(jī)的狀態(tài)開始改變，要經(jīng)過一段時間。由此可見，直升機(jī)對操縱桿的反應(yīng)總帶有一定的延遲。此外流過旋翼的氣流，也不能隨著旋轉(zhuǎn)平面的傾斜立即改變自己的方向。直升機(jī)推桿為得到所需力矩就要經(jīng)過一定時間，即需要經(jīng)過一定時間旋翼的氣流才會改變到新的方向。 由此可見，操縱駕駛桿使飛行器轉(zhuǎn)動的力矩，對直升機(jī)來說所需要的力很大，而對飛機(jī)來說則相對較小，這說明，為了改變拉力矢量方向來獲得所需要的力矩，對直升機(jī)來說比飛機(jī)需要更多的空氣量產(chǎn) 19 生附加運(yùn)動。對于縱列式直升機(jī)來說，在自動傾斜器向前、向后傾斜的同時，前旋翼和后旋翼總距將產(chǎn)生差動變化，此時，隨著自動傾斜器傾斜，一方的旋翼總距將減小，另一方旋翼的總距此時將增大。每一旋翼將產(chǎn)生的現(xiàn)象大致相同，一般說來，雙旋翼的效能是兩個單旋翼效能之和。 18 三爪傳動臂隨同尾槳葉轉(zhuǎn)動，通過三個拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時轉(zhuǎn)動，此時，根據(jù)腳蹬蹬出方向和動作量大小，來增大或減小尾槳槳距?？康拍_蹬改變尾槳的總距來操縱尾槳。 下面以某些直升機(jī)三葉片尾槳系統(tǒng)為例，介紹尾槳操縱機(jī)構(gòu)的組成及工作原理。尾槳的每一槳葉和旋翼槳葉一樣，繞其旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動。 由于槳距周期性變化，槳葉在旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生揮舞。這將使水平鉸上的力矩平衡遭到破壞，因而槳葉開始下垂。 旋翼由 900 旋轉(zhuǎn)到 2700，由于槳距減小槳葉剖面迎角也減小。 各種方位的槳距周期性變化如圖 2． 1— 26 所示，下面考察自動傾斜器未傾斜和向前傾斜面時作用于槳葉上的各力。旋轉(zhuǎn)平面傾斜是靠周期性改變槳距得到的。從圖 2． 1— 25 中看出，若上提油門總距桿，則不旋轉(zhuǎn)環(huán)和旋轉(zhuǎn)環(huán)向上抬起，各片槳葉的槳距增大，直升機(jī)上升，若下放油門總距桿，直升機(jī)則垂直下降。此時所有將葉同時增大或減小相同的迎角，就會相應(yīng)地增大或減小升力，因而直升機(jī)也會相應(yīng)地進(jìn)行垂直上升或下降。為了解槳距的變化，應(yīng)分別分析直升機(jī)的兩種飛行狀態(tài)，即垂直飛行狀態(tài)和水平飛行狀態(tài)。直升機(jī)的駕駛桿動作時 旋轉(zhuǎn)環(huán)和 不旋轉(zhuǎn)環(huán)隨同套環(huán)一起向前、后、左、右傾斜或任意方向傾斜。 二、自動傾斜器 自動傾斜器的構(gòu)造如圖 2． 1～ 25 所示，圖中為簡化起見只畫出兩片槳葉旋翼的自動傾斜器。為減少駕駛桿的載荷，大多數(shù)直升機(jī)操縱系統(tǒng)中都安裝有液壓助力器。 調(diào)整片操縱 (又稱配平操縱 )的主要原因是因?yàn)橹鄙龣C(jī)在飛行中駕駛桿的載荷，不同于飛機(jī)的舵面載荷。 油門總距桿通常位于駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可急時操縱旋翼總距和發(fā)動機(jī)油門，實(shí)現(xiàn)總距和油門聯(lián)合操縱。駕駛桿偏離中立位置表示：向前 —— 直升機(jī)低頭并向前運(yùn)動；向后一一直升機(jī)抬頭并向后退；向左 —— 直升機(jī)向左傾斜并向左側(cè)運(yùn)動；向右 —— 直升機(jī)向右傾斜并向右側(cè)運(yùn) 動。此外還有油門調(diào)節(jié)環(huán)、直升機(jī)配平調(diào)整片開關(guān)及其他手柄 (見圖 2． 1— 24)。 無尾槳系統(tǒng) 14 無尾槳系統(tǒng)主要 是用一個空氣系統(tǒng)代替常規(guī)尾槳，該系統(tǒng)由進(jìn)氣口、噴氣口、壓力風(fēng)扇、帶縫尾梁等幾部分組成。 涵道尾槳 這種尾槳由兩部分組成：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轉(zhuǎn)子，其特點(diǎn)是涵道尾槳直徑小、葉片數(shù)目多。 常規(guī)尾槳 這種尾槳的構(gòu)造與旋翼類似，由槳葉和槳轂組成。直升機(jī)航向操縱和平衡反 作用力矩，只需增加或減少尾槳拉力 (推力 )，對尾槳總距操縱是通過腳蹬操縱系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)的。發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的功率通過傳動系統(tǒng)，按需要再傳給旋翼和尾槳。而且，可能通過加大或減少小尾槳的拉力 (推力 )來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的航向操縱； 某些直升機(jī)的尾軸向上斜置一個角度，可以提供部分升力，也可以調(diào)整直升機(jī)重心范圍。 (二 )尾槳的作用和特點(diǎn) 尾槳像一個旋轉(zhuǎn)平面垂直于旋翼 轉(zhuǎn)速平面的小螺旋槳，工作時產(chǎn)生拉力 (或推力 )。 雙旋翼式布局。 空氣對旋翼形成的反作用力矩，由尾槳產(chǎn)生的拉力 (或推力 )相對于直升機(jī)機(jī)體重心形成的偏轉(zhuǎn)力矩予以平衡 (見圖 2． 1— 1 9)。 (見圖 2． 1～ 20)。 (一 )旋翼的布局型式 旋翼之所以會出現(xiàn)不同的布局型式，主要是因平衡旋翼軸帶動旋翼轉(zhuǎn)動工作時，空氣作用其上的反作用力矩采取的方式不同而形成的。如果不采取措施予以平衡，那么這個反作用力矩就會使直升機(jī)逆旋翼轉(zhuǎn)動方向旋轉(zhuǎn)。 二、直升機(jī)的反扭矩 從以上所述可知，直升機(jī)飛行主要靠旋翼產(chǎn)生的拉力。 從能量轉(zhuǎn)換的觀點(diǎn)分析，直升機(jī)在懸停狀態(tài)時，發(fā)動機(jī)輸出的軸 11 功率，其中約 90％用于旋翼，分配給尾槳、傳達(dá)裝置等消耗的軸功率加起來約占 10％。 由于旋翼拉力方向在空間是可以改變的，為了便于分析問題，我們規(guī)定：在前飛中，拉力的第一分力 (T， )，在鉛垂面內(nèi)并垂直于飛行方向；拉力第二分力 (T2)，與飛行方向平行，；拉力第三分力 (T3)，在水平面內(nèi)垂直于飛行方向。 (2)直升機(jī)起飛，只要旋翼產(chǎn)生拉力大于重力，就能離地垂直升空，下降時，也只要通過操縱改變拉力的大小，使拉力小于重力，就能降低高度垂直降落。 由上述分析可知： (1)直升機(jī)由于利用旋翼產(chǎn)生拉力，即使前進(jìn)速度為零，只要旋翼處于正常工作狀態(tài)，就能產(chǎn)生支撐全機(jī)重量的拉力。線性扭轉(zhuǎn)比較好制 10 造，非線性理想扭轉(zhuǎn)則是根據(jù)空氣動力優(yōu)化設(shè)計(jì)的需要進(jìn)行扭轉(zhuǎn)，但制造上較困難。 (5)槳葉的幾何扭轉(zhuǎn) 為使空氣動力沿槳葉的分布比較均勻，減小由于誘導(dǎo)速度分布不均勻引起的附加功率損失，通常都把槳葉做成具有負(fù)的幾何扭 轉(zhuǎn)，即從根到尖，槳葉安裝角逐漸減少。 駕駛員通過直升機(jī)的操縱系統(tǒng)可以改變旋翼的總距和各片槳葉的槳距，根據(jù)不同的飛行狀態(tài)，總距的變化范圍約為 2～ 14 度。以美國波音公司的 VR翼型族為例，該公司從 50 年代至 80年代先后發(fā)展了四代 翼型 (見圖 2． 1— 8)，翼型的最大升力系數(shù)和阻力發(fā)散 M 數(shù)都有顯著提高。