直升机结构与系统第1章ppt课件.ppt

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1、直升机结构与系统,第 01 章 直升机飞行原理,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,1.1 直升机概述（直升机与垂直/短距起落飞行器）,垂直/短距起落飞行器（V/STOL aircraft）V/STOL：vertical or short takeoff and landing空气动力学原理主要侧重于在低速前飞时升力的产生。“升力”是指飞行中为保持飞行器在空中飞行所需的垂直向上的力，它也可能是常规的垂直向上的力和前飞所需的推进力的合力。,垂直/短距起落飞行器的种类1.自转旋翼机（AUTOGYRO tdar）2.直升机（HELICOPTER）3.复合飞机（COMPOUND AIRCRAFT

2、）4.倾斜翼飞机（TILT WING）,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,鱼鹰-倾斜翼飞机,米28武直-复合翼,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机的种类,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,单旋翼直升机优点：设计和制造简单缺点：需要安装尾桨、尾桨还要消耗一定的功率；尾桨安装在远离飞行员的后部，存在受地面障碍物影响和容易伤人的危险性。共轴式直升机优点：两个主旋翼转动方向相反，可以互相平衡反扭矩；由于采用的是两个主旋翼，从而减小了主旋翼桨叶尺寸。缺点：结构和操纵变得相当复杂，使重量增加。,直升机类型的比较,直升机结构与系统 第1

3、章 直升机飞行原理,双桨横列式直升机优点：是前飞时功率损失小。缺点：迎风面积大，阻力大；结构重量增加，传动和操纵复杂。双桨纵列式直升机优点：迎风面积小，阻力小，飞机重心范围大，有效载荷可平均分配到两个主旋翼上。缺点：后主旋翼由于可能受前主旋翼气流影响而使升力效率减小；结构重量增加，传动和操纵复杂。,直升机类型的比较（续）,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机与固定翼飞机的比较：主要的不同之处是4个基本力（重力、升力、推力和阻力）中的升力、推力和阻力的产生方法不一样。升力由运动的翼型产生，要改变升力的大小，则必须改变翼型与相对气流之间的攻角。在固定翼飞机上，要想实现改变攻角，必须通过

4、改变机身沿横轴的俯仰角的大小。而直升机升力的大小可通过改变桨叶的迎角来实现，不必改变机身的姿态。升力与重力相等情况下，推力与阻力相等时：固定翼飞机和直升机都是以不变的姿态匀速运动。推力与阻力均为零时，直升机是在空中处于悬停状态。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,术语桨盘面积（DISC AREA）：桨叶转动时叶尖形成的圆周面积。叶尖旋转平面（TIP PATH PLANE）：所有桨叶转动时叶尖形成的平面。桨盘负载（DISC LOADING）：直升机起飞重量与桨盘面积的比值。叶片负载（BLADE LOADING）：直升机起飞重量与所有叶片面积和的比值。桨盘固态性（DISC SOLIDITY

5、）：所有桨叶的面积与桨盘面积的比值，也称旋翼实度。挥舞（FLAPPING）：在升力的作用下，桨叶绕水平关节的垂直运动。阻尼（DRAGGING）：在阻力作用下，桨叶绕垂直关节的水平运动，也称摆振。垂直飞行（VERTICAL FHGHT）：直升机在垂直方向的上升和下降，由总距杆操纵。转换飞行（TRANSLATIONAL FLIGHT）：除垂直方向以外任何方向的飞行，由周期变距杆操纵。变距（FEATHERING）：改变桨叶角以改变桨叶攻角。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,术语（续）升力不对称性（DISSYMMETRY OF LIFT）：在某些飞行姿态下桨叶产生的升力不对称。相位滞后（PH

6、ASE LAG）：是指当有一个外力（改变桨叶角）作用到桨叶上时，桨叶的挥舞效应将沿着转动方向滞后90才出现。这种现象也叫陀螺进动性。桨叶前缘：是指整个翼型中最先与气流相接触的部分。桨叶后缘（TRAILING EDGE）：是指翼型中逐渐收敛的锥形部分能使气流流过翼型表面产生流线型效应的点。翼型的弦线：是一条假想的从翼型的前缘点到后缘点的连线，它用作测量翼型角度的基准线。攻角（ANGLE OF ATTACK）：也叫迎角（ANGLE OF INCIDENCE），是指翼型的弦与相对气流之间的夹角。桨叶角（PITCH）：是指桨叶翼型的弦与桨毂旋转平面之间的夹角，也称作变距角或安装角。,直升机结构与系统

7、第1章 直升机飞行原理,1.2 升力和阻力,升力的产生,升力产生的原理的两种理论：一种理论认为，当气流流过翼型上表面时气流加速，根据伯努利（BERNOULI）的能量守恒定律，气流的加速将引起压力的减小，而流过下表面的气流则压力增大，下表面的压力大于上表面的压力，这个压力差将使得翼型向着压力差的方向运动，这个压力差就是升力。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,升力产生的原理的两种理论：另一种理论认为，由于气流流过翼型时的攻角为正，气流流过下表面时将向下反射，根据牛顿第三定律，任何一个力的作用都将产生一个大小相等、方向相反的反作用力，气流的这种向下的反射作用将产生一个向上的反作用力，使得翼

8、型向上运动，这就是升力。,升力升力计算公式【略，见教材】,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,阻力的产生,对于直升机来说，阻力有以下几种形式：（1）型阻（from drag）：由机身的整体外形产生，良好的机身外形可以减小但永远不能消除这种阻力。（2）废阻（parasite drag）：由机身的外部附件如起落架、浮筒、外挂副油箱等产生，安装不正确的面板、受腐蚀的前缘等也会产生废阻。（3）翼型阻力（rotor profile drag）：由桨叶在空气中转动产生，桨叶角越大，阻力越大；桨叶角越小，阻力越小。（4）诱导阻力（induced drag）：当旋翼转动时，因桨叶的作用空气被诱导向下流过

9、主桨毂，空气的流动产生的反作用力，（5）激波阻力（wave drag）：高速飞行时，前进桨叶的叶尖处有可能产生激波。上述各种阻力作用于直升机及其旋翼系统，阻力的综合效应称作总阻力。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机翼型的选择翼型翼型弯曲的程度叫翼型的弯度，所谓大弯度翼型是指一个翼型的上表面的弯曲程度远大于下表面的弯曲程度。相对气流是指作用在翼型上的所有产生升力的气流的总和。它既有大小，也有方向。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机翼型的选择直升机主桨叶最常采用的翼型是对称翼型。这种翼型具有高升阻比的特点，即在允许的速度范围内从翼根到翼尖能够产生较大的升力，同时阻力

10、较小。但选择对称翼型的主要理由是它具有稳定的压力中心。压力中心是指升力在翼型弦线上的作用点在固定翼飞机机翼的翼型上，随着攻角的变化，压力中心沿着弦线移动，这对于固定翼飞机来说问题不大，因为它的尾翼可提供纵向稳定性；而对于直升机的主桨叶来说则是不可接受的，因为在直升机上桨叶的攻角在飞行中是在不停地变化的，压力中心的不停移动将引起桨叶的扭转而使桨叶应力增加，同时给飞行员带来额外的操纵要求。对称翼型的压力中心的作用点与弦线的重心和变距基本重合。因此，随着攻角的变化，压力中心作用点位置保持基本不变，这样可以减轻飞行员的操纵负担。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,主旋翼,主旋翼,旋翼有效力,把

11、每片桨叶产生的升力合成为一个力，这个力作用在桨叶叶尖旋转平面的中心，且垂直于这个平面，这个力叫做旋翼有效力，也叫旋翼总空气动力。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,旋翼锥体角,主桨叶形成一个倒锥体，桨叶与桨毂旋转平面之间的夹角叫做锥体角，它的定义是桨叶的展向中心线与桨叶叶尖平面之间的夹角。,（1）升力：升力越大，锥体角越大。,（2）离心力：桨叶转动速度越大，桨叶产生的离心力越大，桨叶将越远离桨毂，因此锥体角越小。（3）直升机重量：重量越大，桨叶必须产生越大的升力，因此重量的增加将增加锥体角。,思考题：为什么说，在实际飞行中只有升力是影响锥体角的大小的可变因素？,三个影响锥体角的大小的因

12、素,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,主桨叶,由于桨叶是在不断转动的，桨叶的速度和相对气流的速度沿着桨叶的叶根到叶尖将是逐渐增大的。根据升力公式，桨叶产生的升力的大小取决于攻角和相对气流的速度，因此桨叶上的升力从叶根至叶尖也是逐渐增大的。这种情况将造成桨叶上产生不必要的弯曲负载。,平衡桨叶翼展方向升力的方法有两种：,锥形桨叶：将桨叶做成锥形，使得翼型的弦线长度从叶根至叶尖逐步减小，桨叶表面积也因此逐步减小；,扭转桨叶：将桨叶角从叶根至叶尖设计成下洗，即桨叶角逐步减小，则攻角也逐渐减小。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,1.3 悬停和地面效应,垂直飞行如果所有桨叶的桨叶角同时且

13、等量增加，每片桨叶产生的升力将增加，旋翼有效力的大小将增加。当旋翼有效力增大到大于直升机的重力时，直升机将垂直上升。如果在飞行中旋翼有效力减小至小于直升机的重力，则直升机垂直下降。通过主桨叶桨叶角的同时等量变化获得垂直飞行被称作变总距，飞行员实现变总距的方式是通过总距杆来实现，通常位于飞行员位置的左侧，操纵遵循自然法则，即提起杆直升机上升，放下杆直升机下降。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,油门内联装置,当总距杆提起或放下时，桨叶与相对气流的迎角将发生变化，作用在桨叶上的阻力也将改变，增加桨距，桨叶迎风面积增大，阻力增加，如果没有任何补偿措施的话，桨叶转速将减小，升力的增加将被抵消而

14、随之减小了。,因此，当提起总距杆时，应提供额外的功率以保持旋翼转速不变，反之亦然。,为实现这种补偿，直升机设计时将总距杆与油门杆进行内部连接，当提起总距杆时，自动增大油门提供额外功率；放下总距杆时，油门自动减小以减小功率输出。,现代一些直升机的发动机采用燃油电子调节器，总距杆位置信号通过预调器以电子信号的形式传递给电子控制装置，预调器与总距杆以机械形式连接。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,悬停和地面效应,当旋翼升力大于直升机重力时，直升机将垂直上升，如果上升到一定高度而减小旋翼升力使之与重力大小相等，方向相反时，直升机将停止上升，这种飞行状态叫做悬停。只要旋翼能够产生足够的升力来平

15、衡飞机重力，直升机便可在任何高度悬停。当直升机在较低的高度悬停，即非常接近地面时，这时的状态可以产生地面效应。,这是由于桨叶叶尖处空气速度较大，形成一道从叶尖至地面的气帘，主旋翼转动带来的下洗气将被集中在桨盘和机身下方，相对增大了主桨下部空气的密度，由升力公式可知，密度增加，升力增大，产生地面效应。,由于地面效应的作用，升力增大，保持悬停所需的功率也就减小。地面效应的最大有效高度大约等于旋翼直径的一半，随着高度逐渐增大至旋翼直径，地面效应逐渐减小直至完全消失。地面效应的另一个名称叫做地面气垫。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,1.4 过渡飞行和转换飞行,过渡飞行,过渡飞行是指直升机从

16、悬停状态转变成转换飞行状态之间的过程。要实现这个转变，首先应使主桨旋转平面向着需要飞行的方向倾斜。由于旋翼有效力是与叶尖旋转平面相垂直，因此旋翼有效力也将向着同方向偏转。,这样将破坏升力和重力之间在悬停时的平衡状态，如图119 所示，将两个力按照力的合成法则进行合成，得到如图120 所示的合力。图 120 中升力和重力的合力目前没有与其相平衡的力，直升机将沿着合力的方运动，这个合力叫做推力。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,从图1-20 中还可以看出，由旋翼有效力偏转产生的合力，也就是推力，它的作用方向并不是水平的，而是略向下倾斜，若不作修正，直升机将在前飞的同时还将下降高度，伴随着

17、地面效应的失去，共下降速率会迅速增加。,为弥补上述现象，应增大旋翼有效力，使合力方向成水平。从实际操纵上来说，应提起总距杆增加发动机的功率输出，这样可以使直升机保持水平飞行。我们也可以理解为在过渡飞行阶段，直升机旋翼旋转平面应向所需飞行的方向倾斜，同时提起总距杆增加发动机功率，使得旋翼有效力偏转且增大。它的一个垂直分量是升力，且与重力平衡，另一个水平分量可以使直升机进入水平飞行状态，如图121 所示。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,转换飞行状态,转换飞行状态是指除垂直飞行以外的其他飞行状态。要进入转换飞行状态，应将旋翼旋转平面向着所需方向倾斜，旋翼有效力的水平分量将使直升机向着所需

18、方向运动。如果桨叶的桨叶角增大，攻角增大，桨叶产生的升力增大，桨叶向上挥舞；反之，桨叶的桨叶角减小，攻角减小，桨叶产生的升力减小，桨叶向下挥舞。,因此，如果桨叶在其转动的圆周中的前半周过程中桨叶角逐步增大，后半周过程中桨叶角逐步减小，则桨叶将在转动的圆周中前半周是向上挥舞，后半周是向下挥舞，最终的结果是旋翼旋转平面得到了倾斜，旋翼有效力得到了偏转。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,实现转换飞行状态的操纵装置叫做周期变距杆（俗称操纵杆），它在驾驶舱中的位置与固定翼飞机上的操纵杆的位置相同。操纵周期变距杆将使所有主桨叶的桨叶角沿着圆周交替变化，桨叶随之向上或向下挥舞。周期变距杆的操纵同样

19、符合人的习惯，即前推周期变距杆，旋翼旋转平面向前倾斜，直升机向前飞行；如果想向左飞行，左推周期变距杆即可，依此类推。,不同的直升机采用了不同的操纵机构将周期变距杆的操纵传递到主旋翼上，最常见的是倾斜盘机构。倾斜盘机构通常由两个倾斜盘组成，一个是固定倾斜盘，一个是转动倾斜盘。当移动周期变距杆时，固定倾斜盘将向同方向倾斜，这个动作将传递到转动倾斜盘上使之同样倾斜，转动倾斜盘与变距机构直接连接，因此倾斜动作将逐渐反馈到桨叶上引起桨叶角的逐步变化，浆叶将在其转动圆周的一半中增加桨距，而在另一半中减小桨距，从而实现桨距的周期操纵。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机结构与系统 第1章 直升

20、机飞行原理,从悬停到前飞的姿态转换旋翼旋转平面倾斜后，旋翼有效力的水平分量就是推力。推力的大小取决于桨盘倾斜的角度，倾斜角越大，推力越大，而升力越小。也就是说，当推力增加时，必须增大旋翼有效力，才能保持足够的升力来平衡飞机的重力。,相关术语：过渡飞行是指直升机从悬停状态转变成转换飞行状态之间的过程。要实现这个转变，首先应使主桨旋转平面向着需要飞行的方向倾斜。转换飞行状态是指除垂直飞行以外的其他飞行状态。实现转换飞行状态的操纵装置叫做周期变距杆（俗称操纵杆），它在驾驶舱中的位置与固定翼飞机上的操纵杆的位置相同。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,

21、1.5 发动机功率曲线,阻力变化作用于直升机上的几种阻力随飞行速度的变化情况如图1-18。,型阻（from drag）：由机身的整体外形产生，良好的机身外形可以减小但永远不能消除这种阻力。废阻（parasite drag）：由机身的外部附件如起落架、浮筒、外挂副油箱等产生，安装不正确的面板、受腐蚀的前缘等也会产生废阻。翼型阻力（rotor profile drag）：由桨叶在空气中转动产生，桨叶角越大，阻力越大；桨叶角越小，阻力越小。诱导阻力（induced drag）：当旋翼转动时，因桨叶的作用空气被诱导向下流过主桨毂，空气的流动产生的反作用力，,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,功

22、率变化,飞行速度增大时为保持平飞功率的变化情况图中上部的直线代表最大可用功率，当扭矩 、旋翼转速、高度不变时，最大可用功率是恒定的，因此图中的直线位置也将保持不变。可用功率线的位置取决于大气条件如大气温度、大气压力、大气密度等。,小贴士：速度单位“节”16世纪，一个聪明的水手，他在船舶前进的时候，把拖有绳索的浮体抛向水面，根据在一定时间里拉出来绳索长度，计算出船舶的速度。由于当时计时使用的是流沙时器，为了更准确地计算舰艇的速度，这个水手便在绳索上打出了许多等距离的结。这样，整根计速绳索便被分成了许多节。只要计算出一定时间里放出的绳索节数，就可以知道船舶的航行速度了。从此以后，“节”便成了国际上

23、通用的航海速度单位。1节(kn)=1海里/时=(1852/3600)m/s 1海里(n mile)=1852m,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,从曲线中可以得到以下结论：直升机在无地面效应条件下悬停需要的功率大于在有地效条件下悬停需要的功率；当直升机从悬停状态向直接飞行状态转变时，需要增加功率。在地面效应失去时所需功率值与无地效时的相同，此时飞行速度约15Kn（节）；当直升机的飞行速度大于 15Kn 且开始加速时，旋翼诱导阻力将减小，速度越大，诱导阻力的减小量越大，因此总阻力减小；当飞行速度达到 60Kn 时，直升机的废阻等阻力增大，且其增加量抵消了诱导阻力的减小量，从而使得总阻力增

24、大，需用功率也增加；由于阻力的大小与速度的平方成正比，因此当速度超过80Kn 后阻力增大的影响迅速增强，必须不断增加功率输出来克服阻力的增大。必须指出，只要需用功率曲线在可用功率线之下，直升机可以在任何条件下飞行，包括在任何速度下爬升，但升降速度取决于剩余功率的多少。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,1.6 相位角和陀螺进动,相位滞后,当在直升机的桨叶上施加一个变距的外力时，将引起桨叶的挥舞，但挥舞沿旋翼的转动方向滞后90。最普遍的一种理论认为，直升机主桨叶在飞行中是一个转动的物体，具有陀螺的进动性。陀螺进动性原理指出，当一个外力沿切线作用到一个转动中的陀螺上时，陀螺的旋转平面将倾斜

25、，倾斜的最大位移量则发生在沿陀螺转动方向90滞后的点上。另一种理论称为惯性原理，即当变距力作用到桨叶上时，由于桨叶的惯性，桨叶不会马上对作用力做出反应而使桨叶挥舞，也就是说，产生的升力在使桨叶挥舞前首先必须克服桨叶的惯性，此时桨叶已经转动了1/4 圆周，所以变距力的作用的效果将沿转动方向滞后90。相关陈述：陈述 A：直升机悬停时，由于总距杆的位置，主桨叶已经有一定的预置基准桨叶角，提起或放下总距杆，桨叶的桨叶角将增大或减小，直升机将上升或下降。陈述 B：当周期变距杆移动时，某一片桨叶的桨叶角将大于基准桨叶角，桨叶将开始向上挥舞，而且只要桨叶角大于基准桨叶角，将继续向上挥舞。陈述 C：当周期变距

26、杆移动时，某一片桨叶的桨叶角将小于基准桨叶角，该桨叶将开始向下挥舞，而且只要桨叶角小于基准桨叶角，将继续向下挥舞。陈述 D：向上或向下挥舞的速率随着桨叶角增大或减小而增加。陈述 E：如果桨叶不挥舞，说明桨叶角必定等于基准角。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,相位滞后的分析理解,假设旋转平面向左运动，旋转方向从上往下看是逆时针方向，则旋转平面的最前点为0，按转动方向其他点依次为90、180、270。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,将这些点标在水平轴上，从这个图上可以看出桨叶角有关的桨叶的挥舞情况在转动中发生的变化，中间的横线代表基准桨叶角的基准桨叶位置，上面的横线代表最大桨

27、叶角的挥舞量，下面的横线代表最小桨叶角的挥舞量。,注：基准桨叶角取决于总距杆的位置，最大和最小桨叶角取决于周期变距杆的移动量。,假设基准桨叶角是12，最大桨叶角是18，最小桨叶角是6，即总距杆在12的位置，周期变距杆向前移动时，桨叶角可以从基准的12在转动1/4 圈增加到18，在随后的1/4 圈又减小到12。在第三个1/4 圈减小到最小的6，在最后的1/4 圈又增大到12。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,关于桨叶的挥舞量。在直升机前飞时，桨叶的最低挥舞点（或者叫向下挥舞的最大量）应该在0，桨叶的最高挥舞点（或者叫向上挥舞的最大量）在180。关于桨叶角的变化量。根据前面提到的陈述E，

28、如果桨叶不挥舞，桨叶角必定等于基准角，按图134 所示，有3 个点桨叶不挥舞，即0（两端）和180。即在这3 个点桨叶角应等于基准桨叶角12。在 0180之间，桨叶向上挥舞，而如果桨叶向上挥舞，且桨叶角又在基准角之上，桨叶角必定继续增大（陈述B），因此桨叶角将从基准值12增大到最大值18，然后再回到基准值12，桨叶角的最大值将出现在0180之间的中间位置，即90点。,在 1800之间规律是一样的（陈述C），桨叶角必定从基准值12减小到最小值6，然后再回到基准值12，最小桨叶角将出现在270点。这样就得到了 5 个点，将这些点用一平滑的曲线连接，得到图135。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞

29、行原理,将图 134 和图135 叠加，得到图136，从图中可以看出，桨叶角变化曲线比桨叶挥舞量变化曲线要早90。,在 0，桨叶角是基准值，桨叶不挥舞。090，桨叶角逐渐增大至最大值，桨叶开始向上挥舞且向上挥舞的速率也越来越大，当到达90时，桨叶的挥舞速率最大。,90180，桨叶角从最大值逐渐恢复到基准值，此时，由于桨叶角大于基准值，桨叶继续向上挥舞，当桨叶角变成基准值时（180），桨叶停止向上挥舞。180270，桨叶角逐渐减小至最小值，桨叶开始向下挥舞，而且向下挥舞的速率也越于来越大，当到达90时，桨叶的挥舞速率最大。2700，桨叶角从最小值逐渐恢复到基准值，此时桨叶角仍小于基准值，桨叶继续

30、向下挥舞，当到达0点时，桨叶角变为基准值，桨叶停止向下挥舞，继续下一个循环。,从图 136 可以得出以下结论：,由于这种相位滞后现象的存在，最大桨叶角位置相对于需要的最高挥舞位置必须提前90，最小桨叶角相对于需要的最低挥舞位置也必须提前90。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,前置角,在设计直升机主桨系统时必须考虑到相位滞后的因素，绝大多数直升机利用倾斜盘将操纵通过变距拉杆传递到主桨系统上，变距拉杆和连接主桨叶的夹板或轴向关节之间加装一变距摇臂，而变距摇臂通常装在桨叶的前缘。变距摇臂操纵输入点与桨叶之间的夹角称做前置角。,对于两片主桨叶的主桨系统，尤其是装有平衡棒的主桨系统，变距摇臂的

31、前置角为 90。这是因为平衡棒与桨叶的夹角为90，驾驶舱操纵首先传递到平衡棒，然后再到变距摇臂。当倾斜盘前倾时，平衡棒指向前方，最小桨距也传递到平衡棒，此时桨叶仍在270，因此最小桨叶角位置相对于最低挥舞位置提前了90。现代直升机主桨系统的前置角则为 45，也就是说，变距摇臂的操纵输入点与桨叶的夹角为45，这意味着倾斜盘的倾斜方向不能与周期操纵杆的移动方向一致。当桨叶处在270点时，如果要使桨叶的最低挥舞位置在0点，最小桨距必须在270点，但前置角只有45，因此倾斜盘也必须提前45倾斜，最低倾斜点应在315点上。将主伺服装置（液压助力器）安装在这个位置可以实现此目的，其他伺服装置与其夹角90，

32、如图137 所示。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,在现代直升机上具有垂直关节，这种垂直关节也叫摆振关节或阻力关节，它可以使桨叶在水平方向摆动，以避免因摆振所造成的叶根处的疲劳断裂。,1.7 摆振和升力不对称垂直关节和摆振,必须允许每片桨叶在水平方向摆动的原因如下：（1）桨叶的惯性。在旋翼开始转动和减速停车时，由于桨叶的惯性作用，会产生反向运动的趋势。（2）阻力的交替变化。飞行中当桨叶运动方向与气流流动方向相对时阻力增加，与气流流动方向相同时阻力减小。,（3）科利奥里斯效应（CORIOLIS EFFECT）。当转动中物体的重心相当于转动轴的位置改变时，物体转动的角速度将改变。如果重心

33、向着转动轴移动，转动的角速度增大，反之角速度减小。对于直升机的主桨叶，当桨叶向上挥舞时，重心向转动轴靠拢，桨叶加速；桨叶向下挥舞时，重心向外移动，桨叶减速。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,（4）胡克效应（HOOKER JOINT EFFECT）。当桨叶形成的转动锥体的轴与主桨轴不再重合时，会产生胡克效应。也叫万向节效应（UNIVERSAL JOINT EFFECT）。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,升力的不对称,这种现象发生在水平飞行状态中，由于前进桨叶和后退桨叶的相对气流速度的变化，造成整个旋翼旋转平面上的升力的不对称。,如图 123 所示，直升机的前飞速度假设为10

34、0Kn，旋翼桨叶叶尖的转动速度为 500kn，则前进桨叶叶尖的相对气流的合成速度为500+100=600kn，后退桨叶叶尖的相对气流的合成速度为500-100=400kn，由于两边的气流相对速度不同，而升力与速度的平方成正比，因此前进桨叶将比后退桨叶产生更大的升力。,从升力计算公式中可以看出，如果升力系数、空气密度和桨叶面积保持不变，升力的变化将与相对气流的速度的平方成正比。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,升力的变化量将引起前进桨叶向上挥舞，而后退桨叶将向下挥舞，桨叶的向上挥舞则会减小前进桨叶的攻角，桨叶的向下挥舞则会增大后退桨叶的攻角，从而最终达到使旋翼旋转平面的升力平衡。但是，

35、上述桨叶的上下挥舞平衡升力的不对称将引起另一个重要问题，浆叶在前进时向上挥舞和在后退时向下挥舞会使得整个旋翼旋转平面向后倾斜，而直升机前飞时旋翼旋转平面的向后倾斜显然不是我们所希望的。因此，我们必须通过别的办法来平衡升力的不对称，那就是使用周期变距操纵法。为使直升机前飞，应向前推周期操纵杆，当直升机从过渡飞行状态转入到水平飞行状态时，直升机开始获得前进速度，旋翼旋转平面两端会产生升力的不对称而引起旋转平面有向后倾斜的趋势，这时将周期操纵向前稍微推一定量，使前进桨叶的攻角减小，桨叶产生的升力减小，后退桨叶的攻角增大，产生的升力增大以达到升力的平衡，这种方法叫做人工周期变距法。,在实际操作飞行中，

36、飞行员通常是将周期杆的前推量一次推到位，使旋转平面前倾，这样既获得前飞速度，同时又有足够的量克服旋转平面的后倾。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,在现代直升机的结构中，桨叶与变距机构之间安装有变距摇臂，摇臂置于桨叶之前，这种安装方式全程当桨叶要向上挥舞时桨叶角自动减小，向下挥舞时桨叶角自动增大，从而平衡升力的不对称，如图125 所示。这样就避免了飞行员必须操纵周期杆来克服升力的不对称，这种方法叫做自动周期变距法（铰接效应）（DELTA HINGE EFFECT）。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,自转,自转：如果在飞行中发动机失效（功率完全失去），只要外界条件允许，直升机可

37、以在选定的场地或区域进行安全降落，而且不产生硬着陆，这种飞行方式叫自转。在发动机失效的初始瞬间，飞行员必须立即将总距杆放到最低桨距位置，否则的话，主桨转速将迅速减小而引起桨叶锥体角迅速增大，桨叶快速向上挥舞。这是因为功率失去后无法克服桨叶的型阻，大桨叶角会使阻力较大，旋翼转速会迅速下降。随着旋翼转速的迅速减小，离心力将无法再保持住理想的锥体角，锥体角将迅速增大，造成桨叶根部应力迅速增大而引起桨叶大梁弯曲甚至完全折断。在完全放低总距杆的同时，飞行员还必须松开脚蹬，使尾桨距减小，同时操纵周期变距杆，保持约60kn 的前飞速度。完成上述动作后，直升机将进入下降飞行通道且保持一定的前飞速度。,1.8

38、自转和拉姿态,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,在正常飞行时气流是向下进入主桨的，而在自转时，尽管主桨仍然基本保持与正常飞行时一样的前倾角度，但气流流动方向变成了从下向上（如图 128 所示）。当气流方向改变后，主桨上的空气动力完全改变，这个改变可以保证主桨仍然能自由转动且提供足够的升力和推力以满足安全着陆的要求。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,按图 131（a）分析在叶根处的受力情况。,首先必须确定自转时的相对气流的大小和方向，相对气流是“下降诱导气流”（沿桨叶翼展方向不变）和“转动诱导气流”的矢量和，其中“转动诱导气流”值较小，

39、是因为在叶根处桨叶的转动速度较小。自转相对气流与弦线的夹角是自转攻角，在叶根处攻角较大，此时应该产生较大的升力。然而，由于叶根处转速较小，实际产生的升力并不是期望的那么大，而且实际产生的升力与相对气流垂直且略向前倾斜，如果这个向前倾斜的升力没有平衡力，将引起桨叶加速。,实际上升力分量受到桨叶型阻的制约，桨叶的型阻可引起桨叶的减速。而由于攻角较大，桨叶阻力分量也将较大且方向与升力分量垂直。升力分量和阻力的合成矢量叫做自转力，如果这个力相对于垂直轴向后倾斜，该力为负。将自转力分解为垂直和水平两个分力，其水平分力正好与桨叶转动方向相反，使桨叶减速；而垂直分力与重力方向相反，对直升机起一定的支撑作用。

40、,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,分析“理想点”，见图131（b）,该处“下降诱导气流”不变，而“转动诱导气流”增大了，合成后的相对气流产生的攻角与在叶根处相比较小，相对气流的攻角和较大的转动速度共同作用将产生比在叶根处大得多的升力。,在“理想点”我们可以获得最佳的升力与阻力的比值，也就是说，在该点可以产生最大的升力，同时阻力最小，因此阻力小了很多。将升力分量和阻力合成后得到自转力，此时的自转力为正值，即向前倾斜。此时自转力的水平分力与桨叶转动方向相同，桨叶将加速。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,桨叶叶尖处的受力分析，见图131（c）,与前面相比，“下降诱导气流”不变，由

41、于叶尖处的转速很大，“转动诱导气流”因而增大很多，因此相对气流的攻角很小，虽然该点的转速很大，但升力分量值不会很大。,但大转速将引起较大的阻力，同时叶尖处气流产生的涡流也将引起较大的阻力，因此该点的阻力分量很大。将升力分量和阻力合成后得到自转力，此时又为负值。自转力的水平分力又与桨叶转动方向相反，将使桨叶减速。,综上所述，自转力在桨叶的两端为负值，在桨叶的中部为正值，因此，在桨叶上必定有两个点自转力为零，如图132 所示。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,负的自转力使桨叶减速，正的自转力则使桨叶加速，如果正和负的自转力大小相等而方向相反，则可以互相抵消，桨叶保持匀速转动，既不加速也不

42、减速。在自转下降过程中影响实际旋翼转速的因素有很多，但是在各条件下转速定是恒定的。,通常来说，自转时的主桨转速会比正常飞行时的转速高，这是因为此时的转速必须满足以下条件：一要保证有足够的转速，二要产生足够的升力而不致引起下降率过大。自转时对旋翼转速的主要限制是桨叶的离心载荷将影响桨叶的强度，除了这个考虑之外，在自转下降时自转的旋翼转速当然是越大越好。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,（1）总桨距操纵回路的调节将总桨距杆放到其操纵的最低位置时主桨的转速将最大。如果这个最低位置在操纵系统调节时设置得太高，自转旋翼转速会太小，此时飞行员将没有办法增大转速；如果设置的位置过低，自转转速过大时

43、，飞行员则可略提起总桨距杆以减小转速。（2）直升机重量直升机重量越重，自转下降率越大。下降率越大，“下将诱导气流”越大，旋翼自转转速越大，此时也可通过控制总距杆位置来控制转速。（3）飞行高度由于高度高，空气密度小，升力减小，下降率增大；同时阻力减小而转速增大。转速的控制仍然是通过总距杆位置。随着高度下降，密度增大，总桨距杆也需略微放低以适应转速变化。（4）飞行速度直升机在自转下降时仍处于直接飞行状态，当飞行速度增大到某个值时，桨叶的阻力会最小。,改变自转旋翼转速的方式有以下几个方面：,必须认识到从正常飞行状态过渡到稳定的自转飞行状态并不是瞬间就能完成的，因此自转飞行必须要有一个最低安全高度，如

44、果直升机处于最低安全高度以下，安全自转落地是不现实的。在各机型的飞行手册中都用图表的形式给出了本机型自转飞行的危险高度。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,拉姿态：自转的下降率虽然可以控制，但仍然偏大。因此，飞行员在落地前必须减小下降率以获得柔和的降落。飞行员在落地前需要采取的动作叫做拉姿态，是指修正直升机落地前的姿态和旋翼旋转平面的姿态。,下降率矢量是由水平（飞行速度）矢量和垂直（垂直速度）矢量合成的，水平矢量的大小取决于周期变距杆的位置，而垂直矢量取决于总距杆的位置。飞行员在落地前实际上是要减小水平和垂直速度以减小下降率。在选定的降落区域上方约 50ft 的高度，飞行员应向后带杆（

45、周期变距杆），使旋翼旋转平面后倾，直升机变成明显的抬头姿态，并出现以下情况：,随着旋转平面的后倾，桨盘与相对气流间的攻角明显增大，如图 132所示。攻角增大将使升力矢量增加，旋翼转速增大，自转力增大，增大了用于平衡直升机重力的升力，减小垂直速度；由于桨盘向后倾斜，使得旋翼有效力也向后倾斜，其水平分力也变成向后以减小水平速度。,拉姿态,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,同时由于拉姿态引起旋翼转速增大可以进一步减小直升机的下降率。拉姿态时直升机抬头，处于机头朝上状态，落地前飞行员必须再把直升机恢复到水平状态。因此，首先应将周期变距杆前推至中立位，同时提起总距杆以增大旋翼有效力，这样可以逐渐

46、减小下降率直至为零，直升机方可落地。但此时飞机仍有一小部分的剩余前进速度，所以落地后通常直升机仍会向前滑出一段距离才会完全停止。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,1.9 尾桨,尾桨的作用,牛顿第三定律指出，任何物体受到外力的作用，必将产生个与作用力大小相等、方向相反的反作用力。当直升机主桨在发动机的驱动下按某个方向转动时，一定会有一个与转动方向相反的反作用力试图使直升机反方向转动，我们把这个反作用力称作发动机反扭矩。让机体在主桨转动时反方向不停地转动是不可接受的，因此在直升机上必须安装尾桨系统以产生一个侧向力偶，其方向应与发动机反扭矩力偶相反，图135 所示为力偶示意图。,尾桨可以安

47、装在机身尾梁的任何一侧，现代西方直升机主旋翼的转动方向通常是俯视逆时针方向，此时如果尾桨装在尾梁左侧，叫做推力尾桨；装在右侧，叫做拉力尾桨。发动机反扭矩随着发动机功率的变化而变化。因此，尾桨产生的平衡力偶也必须随着功率的变化而变化。通过操纵脚蹬的方式改变尾桨桨叶角大小可以实现以上目的，操纵原理与固定翼飞机的方向舵类似。脚蹬的操纵符合人的习惯，即左脚蹬向前直升机左转，反之亦然。左脚蹬向前时尾桨桨偏转，机头则向右偏转而实现飞机的右转。但苏制直升机尾桨的操纵则完全相反，左脚蹬向前飞机将向右转而不是左转。因此可见，直升机尾桨队了能平衡主桨的反扭矩外，还提供直升机的航向操纵。,直升机结构与系统 第1章

48、直升机飞行原理,自转是当直升机发动机失效后无法驱动主旋翼时能够安全着陆的一种方法。如果因发动机失效无法驱动主桨，尾桨产生的平衡力偶不再用于平衡发动机的反扭矩，而可以使得飞机机身实现方向性控制，同时尾桨的桨叶角值可以从正到零，甚至到负值。在正常飞行中尾桨桨叶角值一般为正，进入自转飞行后，桨叶角应减小到零左右以使尾桨不产生力偶从而保持飞机直线飞行。如果要想实现右转，则需将尾桨桨叶角值变为负值，产生反向的力偶。驱动尾桨的功率来自于发动机的总输出功率，总功率一部分用于驱动主桨，另一部分用于驱动尾桨。,直升机侧移,直升机侧移发生在装有尾桨的直升机上，由于尾桨产生的侧推力是一个力偶，用于平衡发动机的反扭矩

49、，但如图135 所示，此时机身的一侧有两个力的作用，而另一侧只有一个力的作用。,当尾桨距增大时，尾桨消耗的功率增加，使用于主桨的功率减少，主桨产生的升力减小，飞行员必须提起总距杆进行补偿，否则，直升机将下降高度（有的直升机装有自动补偿系统）。,当尾桨距减小时，尾桨消耗的功率减少，则用于主桨的功率增加，主桨产生的升力增大，直升机将上升高度，同样需要飞行员再进行相应的补偿操纵。,直升机结构与系统 第1章 直升机飞行原理,在悬停时这样会引起直升机向一侧的移动，如果主桨的转动方向是俯视逆时针方向，侧移方向向右，这与尾桨装在尾梁的哪一侧无关。在悬停中这种侧移是不允许出现的，因此必须有第四个力与尾桨的侧推

50、力相反以防止侧移的发生。这个力可通过在设计直升机时将主桨轴倾斜，倾斜方向与尾桨产生的侧推力方向相反，如上面例子所述，主桨轴应向左倾斜，即将周期变距杆左移。图136 所示为周期变距杆左移后直升机悬停时的力的分布。,现代直升机的操纵系统在设计时充分考虑到了侧移的补偿问题，当总距杆逐渐提起时，主桨旋转平面将逐渐向左倾斜，总距杆越往上提，输出功率越大，反扭矩越大，尾桨的侧推力也越大，随着总距杆的不断上提，尾桨力不断增大，主桨的侧倾产生的力也越大，因此在不同的总距杆位置，飞行员基本不需要操纵周期变距杆来平衡，周期变距杆的位置仍然保持相对中立。但主桨的侧倾会带来一个新的问题，那就是主桨的侧倾产生的平衡力和