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1、雙層旋翼直升飛機傾斜控制器新型直升飛機項目可行性研究報告 雙層旋翼直升飛機傾斜控制器 新型直升飛機可行性報告 一、新型直升飛機項目摘要-------------------------------------3 1：項目的來源-------------------------------------------------3 2：直升飛機的發(fā)展簡述----------------------------------------4 二、現(xiàn)有直升飛機的技術介紹-----------------------------------6 三、新型直升飛機技術介紹 -----------

2、----------------------40 四、項目的基礎條件：-----------------------------------------56 1：前期工作情況----------------------------------------------56 2：發(fā)明人簡介------------------------------------------------57 3：創(chuàng)辦單位介紹----------------------------------------------58 4：現(xiàn)有技術基礎和工作基礎-------------------------------

3、----59 5：國家相關的政策--------------------------------------------59 6：協(xié)作單位介紹----------------------------------------------60 五、項目攻關總體目標，---------------------------------------62 1：實施年限，-------------------------------------------------61 2：具體的考核指標（含主要技術經(jīng)濟指標）及年度計劃安排-----61 六、項目的主要研究內(nèi)容----------------

4、-----------------------63 1：課題設置方案及承擔單位選擇方式---------------------------63 七、項目的主要技術特點和創(chuàng)新點：----------------------------63 1：關鍵技術內(nèi)容，--------------------------------------------63 2：項目實施的技術、工藝路線； ------------------------------63 3：可能取得的專利（尤其是發(fā)明專利和取得國外專利）及知識產(chǎn)權分析--------------------------------------

5、--------------------64 八、項目的關聯(lián)行動：-------------------------------------- --64 1：項目的組織管理措施，其它必要的支撐和配套條件（如基地、示范點、技術或工程依托等）落實情況-----------------------------64 九、項目總投資預算，資金籌措及來源渠道 1：自籌資金：-------------------------------------------------64 2：外籌資金：-------------------------------------------------64 十

6、、項目預期成果的經(jīng)濟、社會、環(huán)境效益分析，與國內(nèi)外同類產(chǎn)品或技術的競爭力分析，成果應用和產(chǎn)業(yè)化前景分析 1：軍用新型直升飛機-----------------------------------------65 2：民用新型直升飛機-----------------------------------------65 十一、項目的風險分析，含技術、市場的風險分析--------------76 十二、新型直升飛機試驗 ------------------------------------78 十三、其它需要說明的事項 -----------------------------

7、----81 十四、經(jīng)濟效益 -----------------------------------------82 十五、聯(lián)系方式 ------------------------------------------82 一、新型直升飛機項目摘要 1、1：項目的來源 在2000年的時候，發(fā)明人彭凱有一次坐客車從黔西到貴陽，車開到鴨池河，突然間客車沖出公路，闖上路邊的巖石，由于客車突然停車，車上有多人受傷，我當時坐在前排，前面堆有民工的行李，由于慣性，我撲倒在行李上，沒有受傷，從那時起我就想發(fā)明一種新型的直升飛機。通過觀察我發(fā)現(xiàn)直升飛機旋翼朝什么方向

8、傾斜，直升飛機就向什么方向飛行，而現(xiàn)有的直升飛機卻不是直接控制旋翼傾斜方向，我的發(fā)明方向就是要找出直接使旋翼傾斜的方法，通過3年的摸索，在2003年7月4日，彭凱、彭晶、代宇共同申請了“滾輪式雙層旋翼直升飛行器”，專利號031473016。這種飛行器的上下層旋翼的正反方向旋轉和上下旋翼的連接都是由滾輪來帶動的，旋翼的傾斜方向也是由滾輪來控制的，專利公開后，我們生產(chǎn)模型來做實驗，實驗證明用滾輪來控制旋翼傾斜方向是可行的，而上下旋翼用橡膠來連接，在旋翼轉動的時候由于溫度、濕度、磨損等原因，上下旋翼會產(chǎn)生打滑的現(xiàn)象。使直升飛機的飛行達不到設計的要求。為了解決上面的問題，我們到北京航空航天學院，南京航

9、空航天學院，中國直升飛機研究所等單位，進行技術交流，于2006年4月6日向國家專利局申請了“旋翼噴氣式直升飛機”的專利，專利號2006100551480，此項目堅持了利用滾輪控制旋翼的傾斜，上下旋翼的橡膠連接改為齒輪連接，并且增加了旋翼作為油箱和在漿尖上安裝噴氣式發(fā)動機的設計，這種設計方案主要技術要求有小型噴氣式發(fā)動機 ，2006年珠海航展的時候，我們看到北京宏恩發(fā)動機動力公司的小型噴氣式發(fā)動機非常適合，與該公司的程德恩經(jīng)理和工程師們商談后，他們都非常感興趣，并表示對項目的積極支持，用該公司的發(fā)動機實驗可以不買單，待實驗成功后生產(chǎn)用發(fā)動機采購他們的產(chǎn)品。2006年至2009年，彭凱在李林的支持

10、下，開展了實質性的設計，在設計和實驗中發(fā)現(xiàn)了一些問題，如齒輪的外形和穩(wěn)定，旋翼盤的控制穩(wěn)定，齒輪的潤滑等，在2009年4月17日申報的“雙層旋翼直升飛機傾斜控制器”上，機械機構方面的技術問題，在專利申請的文件上都給予解決了。 1、2；直升飛機的發(fā)展簡述； 已往的大約半個世紀中，直升機在技術上經(jīng)歷了幾項重大的突破性進展，從技術特征來看，大體上可以分為四代： 一、第一代直升機 從第一架可以正式飛行的直升機在20世紀30年代末問世至60年代初期，是第一代直升機發(fā)展階段。主要技術特征是：安裝活塞式發(fā)動機；金屬／木質混合式旋翼漿葉；機體為由鋼管焊接成的桁架式或鋁合金半硬殼式結構；裝有

11、簡易的儀表和電子設備。最大平飛速度約200km／h，全機振動水平(約0．22g)、噪聲水平(約11 0dB)均較高。典型的機型如米一4、bell47等直升機。 二、第二代直升機 從60年代初期到70年代中期，發(fā)展了第二代直升機。主要技術特征是：安裝了第一代渦輪軸式發(fā)動機；全金屬漿葉與金屬鉸接式漿轂構成的旋翼；機體主要仍為鋁合金半硬殼式結構；開始采用最初的集成微電子設備。最大平飛速度約達250km／t1。振動水平(約O．15g)、噪聲水平(約l OOdB)有所降低。典型的機型有米一8、“超黃蜂”等直升機。 三、第三代直升機 從70年代中期至80年代末，屬于第三代直升機發(fā)展

12、時期。主要技術特征是：安裝第二代渦軸發(fā)動機；全復合材料漿葉及帶有彈性元件的漿轂構成的旋翼；機體結構部分使用復合材料；采用大規(guī)模集成電路的電子設備和較先進的飛行控制系統(tǒng)。最大飛行速度約達300km／h。振動水平(約O．1 0g)、噪聲水平(約90dB)又進一步得到控制。典型的機型有“海豚”、“山貓”、“黑鷹”、“阿帕奇”等直升機。 四、第四代直升機 從90年代以來，直升機技術發(fā)展進入第四代，主要技術特征包括：安裝第三代渦軸發(fā)動機；裝有進一步優(yōu)化設計的翼型、漿尖和先進的復合材料旋翼漿葉，無軸承或彈性鉸式等新型漿轂；機體結構大部分或全部使用復合材料；操縱系統(tǒng)改為電傳操縱；機載電子

13、設備采用數(shù)據(jù)總線、綜合顯示和任務管理；先進的飛行控制、通信導航等系統(tǒng)。最大平飛速度已約達3 1 5km／h。振動水平(約0．05g)、噪聲水平(約80dB)已得到良好控制。典型的機型有“科曼奇”、NH一90等直升機。 五：第五代直升機 進入二十一世紀，滾輪式旋翼噴氣式直升機，組合了以上直升機的先進技術，其重要技術特征是：旋翼設計成油箱的一部分，翼尖安裝噴氣式發(fā)動機，機艙的噪音可低于80dB，由于發(fā)動機分散安裝在漿尖，從而減少了機械設備的重量，提高了發(fā)動機的利用率和使用壽命，上下兩層旋翼座和滾輪座都設計成球形結構，通過對滾輪的控制，可調整上下層旋翼的傾斜面，從而達到控制飛行方向，旋翼

14、噴氣直升機結構簡單，操縱方便，旋翼使用鋁合金材料，經(jīng)久耐用，操作系統(tǒng)可人工操作，也可電傳操作，旋翼噴氣直升機還可設計成多層旋翼，成為超級直升飛機，其起飛重量可達100T以上。 二、現(xiàn)有直升飛機的技術簡介 第一節(jié) 直升機飛行特點 直升機最顯著的標志是旋翼，即可旋轉的翼面。利用旋翼旋轉時提供的升力、前進力和操縱力，能有效地完成空中懸停、垂直起落和前飛、后飛、側飛等飛行，這就是直升機有別于飛機等其他航空飛行器的基本特點。 一、旋翼的空氣動力特點 (一)旋翼的一般介紹 旋翼的作用概括起來有以下三點： 1、產(chǎn)生向上的升力(占拉力的主要部分)用

15、以克服直升機的重力，類似于飛機機翼的作用。即使直升機的發(fā)動機空中停車時，駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉，仍可產(chǎn)生一定升力，減緩直升機下降趨勢。 2、產(chǎn)生向前的不平分力克服空氣阻力使直升機前進，類似于飛機上推進器的作用(例如螺旋槳或噴氣發(fā)動機)。 3、產(chǎn)生其他分力及力矩對直升機進行控制或機動飛行，類似于飛機上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉(即翼面)及一個槳轂(又稱軸套)組成。工作時，槳葉與空氣作相對運動，產(chǎn)生空氣動力，槳轂則是用來連接槳葉和旋翼軸，以轉動旋翼，槳葉一般通過鉸接方式與轂連接，典型的鉸接式旋翼如圖2．2—1 2．2．2 旋翼的運動與固定翼飛機機翼

16、的不同，在于旋翼的槳葉除了隨直升機一同作直線或曲線運動外，還要繞旋翼軸旋轉，因此槳葉的空氣動力現(xiàn)象要比機翼的復雜得多。 (二)工作參數(shù) 1、旋翼的基本參數(shù) (1)旋翼直徑 旋翼旋轉時，槳尖所劃圓圈的直徑，叫做旋翼直徑，用D表示(圖2．1—4)。大型直升機的旋翼直徑可達30m以上，小型直升機的也有7～8m。 (2)槳盤面積及槳盤載荷 槳葉旋轉所劃圓的面積，叫槳盤面積。直升機的飛行重量與槳盤面積的比值，叫做槳盤載荷。 (3)旋翼實度 各片槳葉中面積與整個槳盤面積之比，叫做旋翼實度，以希臘字母6表示。 (4)旋翼迎角 如圖2．1—5所示，直

17、升機的相對氣流同槳轂旋轉平面之間的夾角，叫旋翼迎角，用as表示。飛行狀態(tài)不同，旋翼迎角的正負和大小也不相同。 (5)旋翼狀態(tài)特性系數(shù) 直升機沿任一傾斜軌跡飛行時，氣流斜吹旋翼，相對氣流速度(V0)可分解為兩個分量(圖2．1—6)。一個是沿槳轂旋轉軸方向的分量(V0sinas)；一個是沿槳轂旋轉平面的分量(VocosaS)。 (6)旋翼轉速和角速度 旋翼轉速(n)一般以每分鐘一轉為單位(r/min)，而角速度(Q)以每秒鐘一個弧長為單位(rad／s)，兩者關系如下：Q=兀n/30 旋翼轉速要受到葉尖速度的限制，以避免葉尖出現(xiàn)過大的空氣壓縮效應。目前旋翼槳葉尖部圓周速度Q IPl80～2

18、20m／s。大致相當于葉尖馬赫數(shù)M=O．55～0．6(海平面、標準大氣)。 2、槳葉的基本特性和參數(shù) (1)槳葉平面形狀 槳葉平面形狀常見的有矩形、梯形和矩形加后掠形槳尖等。近年來槳尖的形狀變化發(fā)展較多。目前已從第一代矩形、第二代簡單尖削加后掠、第三代曲線尖削加后掠發(fā)展到下反式三維槳尖。這是因為槳葉尖部速度對旋翼性能有著十分密切的影響。原因之一是前行槳葉尖的空氣壓縮性不允許速度過大，通常限制M數(shù)在O．92以下。 (2)槳葉剖面形狀 槳葉剖面形狀與飛機機翼剖面形狀相類似，均稱作翼型。 國外許多有實力的研究單位，無不關注翼型的發(fā)展研究，通過大量地研究、實驗，發(fā)展了許多優(yōu)良的翼型族，例如

19、法國的OA翼型系列、俄羅斯的翼型系列以及美國的VR系列。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。 (3)槳葉剖面安裝角和槳距 槳葉某一剖面的翼弦與槳轂旋轉平面之間的夾角，叫槳葉該剖面的安裝角。 駕駛員通過直升機的操縱系統(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。 (4)槳葉剖面迎角 槳葉旋轉時，槳葉剖面的相對氣流合速度(W)與翼弦之間的夾角，叫槳葉剖面迎角。 (5)槳葉的幾何扭轉 為使空氣動力沿槳葉的分布比較均勻，減小由于誘導速度分布不

20、均勻引起的附加功率損失，通常都把槳葉做成具有負的幾何扭轉，即從根到尖，槳葉安裝角逐漸減少。 槳葉的扭轉，可分為線性扭轉和非線性扭轉。線性扭轉比較好制造，非線性理想扭轉則是根據(jù)空氣動力優(yōu)化設計的需要進行扭轉，但制造上較困難。 (6)槳葉剖面的來流角 槳葉剖面的相對氣流合速度由平行于槳轂旋轉平面的和垂直于該平面的相對氣流所合成，它與槳轂旋轉平面的夾角，叫來流角，用￡表示，W從上方吹向槳轂旋轉平面，￡為正。 由上述分析可知： (1)直升機由于利用旋翼產(chǎn)生拉力，即使前進速度為零，只要旋翼處于正常工作狀態(tài)，就能產(chǎn)生支撐全機重量的拉力。所以，直升機不僅可以飛得很慢，且可在空中懸停和垂直升降。

21、(2)直升機起飛，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。 (3)要想讓直升機向預定的方向運動，必須操縱旋翼錐體向預定的方向傾斜，使旋翼拉力也跟著傾斜，以取得向該方向運動的力。 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。至于在懸停和垂直飛狀態(tài)中，拉力第一分力(T1)鉛垂向上；拉力第二分力(T2)作為水平縱向分力，在無風的穩(wěn)定狀態(tài)，T2應等于零

22、；拉力第三分力(T3)則為水平側向分力。 從能量轉換的觀點分析，直升機在懸停狀態(tài)時，發(fā)動機輸出的軸功率，其中約90％用于旋翼，分配給尾槳、傳達裝置等消耗的軸功率加起來約占10％。旋翼所得到的90％的功率當中，旋翼型阻功又用去20％，旋翼用于轉變成氣流動能以產(chǎn)生拉力的誘導功率僅占70％。 二、直升機的反扭矩 從以上所述可知，直升機飛行主要靠旋翼產(chǎn)生的拉力。當旋翼由發(fā)動機通過旋轉軸帶動旋轉時，旋翼給空氣以作用力矩(或稱扭矩)，空氣必然在同一時間以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼(或稱反扭矩)，繼而再通過旋翼將這一反作用力矩傳遞到直升機機體上。如果不采取措施予以平衡，那么這個反作用力矩

23、就會使直升機逆旋翼轉動方向旋轉。如圖所示。 (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。 為了平衡這個來自空氣的反作用力矩，有兩種常見的辦法，組合形成了現(xiàn)代多種旋翼布局型式。(見圖2．1～20)。 1、單旋翼帶尾槳布局?？諝鈱π硇纬傻姆醋饔昧?，由尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)相對于直升機機體重心形成的偏轉力矩予以平衡(見圖2．1—1 9)。這種方式目前應用較廣泛，雖然尾槳工作需要消耗一部分功率，但構造上比較簡單。 2、雙旋翼式布局。由于在直升機上裝有兩副旋翼，可以是共軸式雙旋翼，也可

24、以是縱列式雙旋翼或者橫列式雙旋翼(含交叉雙旋翼)，通過傳動裝置使兩副旋翼彼此向相反的方向轉動，那么，空氣對其中一副旋翼的反作用力矩，正好為另一副旋翼的反作用力矩所平衡，見圖中的b、c、d、e。 (二)尾槳的作用和特點 尾槳像一個旋轉平面垂直于旋翼轉速平面的小螺旋槳，工作時產(chǎn)生拉力(或推力)。 尾槳的作用可以概括為以下三點： 1、尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)通過力臂形成偏轉力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩(即反扭轉)； 2、相當于一個直升機的垂直安定面，改善直升機的方向穩(wěn)定性。而且，可能通過加大或減少小尾槳的拉力(推力)來實現(xiàn)直升機的航向操縱； 3、某些直升機的尾軸向上斜置一個角度，可以提

25、供部分升力，也可以調整直升機重心范圍。 尾槳和旋翼的動力均來源于發(fā)動機。發(fā)動機產(chǎn)生的功率通過傳動系統(tǒng)，按需要再傳給旋翼和尾槳。 尾槳的旋轉速度較高。直升機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)來實現(xiàn)的。 (三)尾槳的類型 尾槳通常包括常規(guī)尾槳、涵道尾槳和無尾槳系統(tǒng)等三種類型。 1、常規(guī)尾槳 這種尾槳的構造與旋翼類似，由槳葉和槳轂組成。常見的有蹺蹺板式、萬向接頭式和鉸接式。 2、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子，其特點是涵道尾槳直徑小、葉片數(shù)目多。涵道尾槳的推力有兩個來源：

26、一是涵道內(nèi)空氣對葉片的反作用推力；二是涵道唇部氣流負壓產(chǎn)生的推力。 3、無尾槳系統(tǒng) 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)由進氣口、噴氣口、壓力風扇、帶縫尾梁等幾部分組成。 第二節(jié)直升機操縱特點 一、直升機駕駛員座艙操縱機構及配置 直升機駕駛員艙主要的操縱機構是：賀駛桿(又稱周期變距桿)、腳蹬、油門總距桿。此外還有油門調節(jié)環(huán)、直升機配平調整片開關及其他手柄(見圖2．1—24)。 駕駛桿位于駕駛員座倚前面，通過操縱線系與旋翼的自動傾斜器連接。駕駛桿偏離中立位置表示：向前——直升機低頭并向前運動；向后一一直升機抬頭并向后退；向左——直升機向左傾斜并向左側運動；向右——直

27、升機向右傾斜并向右側運動。 腳蹬位于座椅前下部，對于單旋翼帶尾槳的直升機來說，駕駛員蹬腳蹬操縱尾槳變距改變尾槳推(拉)力，對直升機實施航向操縱。 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)動機油門，實現(xiàn)總距和油門聯(lián)合操縱。 油門調節(jié)器拉環(huán)位于油門總距桿的端部，在不動總距油門桿的情況下，駕駛員左手擰動油門調節(jié)環(huán)可以在較小的發(fā)動機轉速范圍內(nèi)調整發(fā)動機功率。 調整片操縱(又稱配平操縱)的主要原因是因為直升機在飛行中駕駛桿的載荷，不同于飛機的舵面載荷。如果直升機旋翼使用可逆式操縱系統(tǒng)，那么駕駛桿要受周期(第一轉)的可變載荷，而且此載荷又隨著飛行狀態(tài)的改變而

28、產(chǎn)生某些變化。為減少駕駛桿的載荷，大多數(shù)直升機操縱系統(tǒng)中都安裝有液壓助力器。操縱液壓助力器可進行不可逆式操縱，即除了操縱系統(tǒng)的摩擦之外，旋翼不再向駕駛桿傳送任何力。 二、自動傾斜器 自動傾斜器的構造如圖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。 自動傾斜器主要零件包括：旋轉環(huán)連接槳葉拉桿，旋轉環(huán)利用滾珠軸承連接在不旋轉環(huán)上，不旋轉環(huán)壓在套環(huán)上；套環(huán)帶有橫向操縱拉桿和縱向操縱拉桿；操縱總槳距的滑筒。直升機的駕駛桿動作時旋轉環(huán)和不旋轉環(huán)隨同套環(huán)一起向前、后、左、右傾斜或任意方向傾斜。 因為旋轉環(huán)用垂直拉桿用槳葉連接，所以旋轉環(huán)旋轉面傾斜會引起槳葉繞縱軸做周

29、期性轉動(即旋翼每轉一周重復一次)，換句話說，每片槳葉的槳距將進行周期性變化。為了解槳距的變化，應分別分析直升機的兩種飛行狀態(tài)，即垂直飛行狀態(tài)和水平飛行狀態(tài)。垂直飛行，靠改變總距來實施，換句話說，就是靠同時改變所有槳葉的迎角來實施。此時所有將葉同時增大或減小相同的迎角，就會相應地增大或減小升力，因而直升機也會相應地進行垂直上升或下降。操縱總距是用座艙內(nèi)駕駛員座椅左側的油門總距桿。從圖2．1—25中看出，若上提油門總距桿，則不旋轉環(huán)和旋轉環(huán)向上抬起，各片槳葉的槳距增大，直升機上升，若下放油門總距桿，直升機則垂直下降。 直升機水平飛行要使旋翼旋轉平面傾斜，使旋翼總空氣動力矢量傾斜得出水平

30、分力。旋轉平面傾斜是靠周期性改變槳距得到的。這說明，旋翼每片槳葉的槳距在每一轉動周期中(每轉一周)，先增大到某一數(shù)值，然后下降到某一最小數(shù)值，繼而反復循環(huán)。 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。 旋翼旋轉時，每片槳葉上的作用力如圖2．1—27所示：升力Y葉重力G葉，揮舞慣性力J和離心力J離心力。 旋翼由900旋轉到2700，由于槳距減小槳葉剖面迎角也減小。隨著迎角減小，槳葉升力Y葉也開始減小(參見圖2．1—27)。這將使水平鉸上的力矩平衡遭到破壞，因而槳葉開始下垂。 當旋翼由2700旋轉

31、到900時，槳距增大，因而槳葉升起。 由于槳距周期性變化，槳葉在旋轉時產(chǎn)生揮舞。 三、尾槳的操縱機構 尾槳的構造同旋翼相似，不過比旋翼要簡單得多。尾槳的每一槳葉和旋翼槳葉一樣，繞其旋轉軸轉動。由于尾槳轉速很高，工作時會產(chǎn)生很大的離心力。 下面以某些直升機三葉片尾槳系統(tǒng)為例，介紹尾槳操縱機構的組成及工作原理。 尾槳操縱沒有自動傾斜器，也不存在周期變距問題?？康拍_蹬改變尾槳的總距來操縱尾槳。當駕駛員蹬腳蹬后，齒輪通過傳動鏈條帶動蝸桿螺帽轉動，此時，蝸桿螺帽沿旋轉軸推動滑動操縱桿滑動，桿用軸承固定在三爪傳動臂上，另一端則用槽與支座相連，以防止滑動操縱桿轉動。 三爪

32、傳動臂隨同尾槳葉轉動，通過三個拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時轉動，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。 四、雙旋翼直升機的操縱原理 雙旋翼式直升機的水平飛行或垂直飛行的操縱原理，同單旋翼直升機的操縱原理類似。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。只是縱列式直升機在縱向操縱方面和橫列式直升機在橫向操縱方面有某些不同。對于縱列式直升機來說，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。 五、直升機的駕駛特點 由于直升機飛行

33、原理及構造上的特殊性，它的平衡、穩(wěn)定性和操縱性與固翼飛機相比，有很大的不同，這是因為駕駛直升機的操縱規(guī)律具有下列特點： (一)操縱的滯后性 飛機與直升機在操縱原理方面的重要區(qū)別是，飛機上的舵和副翼距重心的力臂相當長，單旋翼直升機的縱向和橫向操縱是靠旋翼旋轉平面傾斜，拉力矢量相對重心的力臂很短。 由此可見，操縱駕駛桿使飛行器轉動的力矩，對直升機來說所需要的力很大，而對飛機來說則相對較小，這說明，為了改變拉力矢量方向來獲得所需要的力矩，對直升機來說比飛機需要更多的空氣量產(chǎn) 生附加運動。飛機上操縱駕駛桿，如推桿立即引起升降舵產(chǎn)生向上的作

34、用力，使機頭下俯。直升機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。 由于槳葉旋轉時具有很大的慣性，所以旋轉平面不能立即傾斜，旋轉平面總力求保持自己的狀態(tài)。此外流過旋翼的氣流，也不能隨著旋轉平面的傾斜立即改變自己的方向。旋轉平面傾斜時，旋翼排壓出的氣流還產(chǎn)生附加渦流，這在一定程度上阻礙新的拉力方向的建立。由此可見，直升機對操縱桿的反應總帶有一定的延遲。綜上所述，駕駛員在操縱直升機，特別是改變飛行狀態(tài)時，要用更多的“提前量”使駕駛桿傾斜。 (二)操縱的反復性 由前述得知，從操縱駕駛桿使自動傾斜器傾斜，到旋翼錐體改變方向，再到直

35、升機的狀態(tài)開始改變，要經(jīng)過一段時間。當飛行員操縱駕駛桿產(chǎn)生位移時，開始感到飛行狀態(tài)沒有立即反應或直升機姿態(tài)改變很慢，誤認為操縱量不夠，或者為較快地改變飛行狀態(tài)，而加大了操縱量。但當飛行狀態(tài)發(fā)生變化后，由于直升機的角速度阻尼小，操縱靈敏度較高，使直升機姿態(tài)變化量很大，往往超過預定的飛行狀態(tài)，在懸停時此種現(xiàn)象更為明顯。為保持或改變直升機的飛行狀態(tài)，就要求在操縱駕駛桿時，要有往返的反復動作。 例如，駕駛員操縱直升機作穩(wěn)定懸停時，在直升機離地后，為保持力和力矩的平衡，必須保持適當飛行狀態(tài)。如果機頭下俯時，應向后拉一定量的駕駛桿，經(jīng)過一段時間后，直升機在上仰力矩的作用下，機頭開始上仰。此時，駕

36、駛員應根據(jù)機頭上仰角速度的大小和接近預定狀態(tài)的程度，及時、適量地向前回桿。當機頭上仰到預定狀態(tài)時，再稍向后帶桿，就能使直升機保持某一狀態(tài)穩(wěn)定懸停。這種桿的往返動作，就是操縱駕駛桿的反復性。 (三)操縱的協(xié)調性 直升機運動狀態(tài)的變化同操縱桿、舵和油門總距桿是互相聯(lián)系著和互相影響著的。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

37、柔和，保持平衡就越容易。 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

38、 (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。 1、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

39、，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。 2、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

40、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

41、 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ωu1=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ωu11=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

42、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。 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

43、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

44、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)。 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

45、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”。“涵道

46、尾漿”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。 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

47、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

48、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

49、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?；两Y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

50、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)動機作為直升機的動力裝置。但由于其振動大，功率質量比

51、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—28、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

52、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。 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／kWh) 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)

53、動機的單位耗油率為0．26～0．3kgwh。 (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

54、條件下，由于環(huán)境溫度低，發(fā)動機滑油粘度大，轉動困難，加之低溫噴油點火困難，因此起動困難。 (六)發(fā)動機的加速性 加速性是指發(fā)動機從慢車轉速達到最大轉速所需要的時間，尤其對要求能迅速投入戰(zhàn)斗狀態(tài)的武裝直升機至關重要。軍用直升機所要求的加速性約為3～5s。 (七)發(fā)動機的可靠性 可靠性是發(fā)動機的重要性能指標之一，直接關系著飛行安全和出勤率。發(fā)動機的可靠性通常用平均故障間隔時間表示。 發(fā)動機的可靠性在很大程度上決定了其工作壽命長短?，F(xiàn)代直升機用的發(fā)動機翻修間隔壽命為：渦輪軸發(fā)動機約1500～2000h，活塞式發(fā)動機約1 000～1 500h。 (八)發(fā)動機的維修性 發(fā)動機的維修性是發(fā)動

55、機使用性能的重要指標，直接關系到直升機的出勤率和完好率。為了提高發(fā)動機動的維修性能，近年來采用單元設計和視情維修技術，使維修性能有了很大改進，大大減少了維修工具和維修工作量。 (九)振動和噪聲 為了發(fā)動機自身安全可靠地工作，減少帶給機體的振動載荷，也為了減少直升機戰(zhàn)場上被發(fā)現(xiàn)的可能并增加乘坐人員的舒適性，對直升機發(fā)動機的振動和噪聲水平都應有一定的要求，同時，還應有相應的減、降噪設計、監(jiān)控措施來保證。 第四節(jié)直升機的傳動裝置 一、概述 直升機上的傳動裝置是發(fā)動機驅動旋翼、尾漿工作必不可缺的部件，它與發(fā)動機、旋翼系統(tǒng)(含尾漿)共同構成了直升機上的一個完整的機械運動系統(tǒng)。 二、主減速器

56、 直升機一般為齒輪傳動式主減速器(如圖2．2—41)，它有發(fā)動機(一臺或數(shù)臺)的功率輸入端以及與旋翼、尾漿附件傳動軸相聯(lián)的功率輸出端，是直升機上主要動部件之一，也是傳動裝置中最復雜、最大、最重的一個部件。 根據(jù)主減速器的工作特點，對其性能有如下要求： 1、傳遞功率大、重量輕。隨著直升機技術不斷發(fā)展，要求主減速器傳遞的功率越來越大，齒輪嚙合處的載荷也大得驚人。一臺限制傳遞功率為3000 kW直升機主減速器，其中有的一對嚙合齒輪要承受高達10000kg的力，為了保證齒輪、軸的強度，減速器不得不付出相當大的重量代價。比如直升機的主減速器重量一般要占整個直升機結構重量的1/7～1/9。 2、

57、減速比大，傳遞效率高。主減速器的減速比即傳動比，也就是發(fā)動機功率輸出軸轉速與旋翼轉速之比；傳遞效率即傳遞過程中功率的損失。由于旋翼與發(fā)動機輸出軸轉速相差十分懸殊，有的直升機總減速比高達120。轉速差越大，旋翼軸的扭矩也越大，齒輪載荷就越古同。 3、現(xiàn)代直升機的主減速器多數(shù)零件包括齒輪、軸和機匣都是按無限壽命設計的，但實際上卻是按有限壽命使用。因此要求在實際使用中每工作一段時間后，要從直升機上卸下主減速器送往工廠翻修，更換被耗損的零件，檢查合格后再裝上直升機重新投入使用。 (二)主減速器的結構和工作原理 在直升機上主減速器是一個獨立的部件，安裝在機身上部的減速器艙內(nèi)，用支架支撐在機體承力結

58、構上。主減速器由機匣、減速齒輪及軸系和潤滑系統(tǒng)組成。見某直升機的主減速器外形和剖面圖2．2—41。 (三)主減速器的潤滑 主減速器必須設置獨立、自主式潤滑系統(tǒng)，用于減少齒輪和軸承的摩擦和磨損，防過熱、防腐蝕、防劃傷并通過滑油循環(huán)流動以排出磨損產(chǎn)物。 主減速器潤滑系統(tǒng)應保證在各種條件下潤滑可靠，散熱充分，系統(tǒng)密封好，滑油消耗小，帶有金屬磨損物探測報警裝置維護檢查方便。 三、中、尾減速器的結構特點 中間減速器用于改變由主減速器向尾減速器傳遞扭矩的方向有一對傘形齒輪。尾減速器是尾漿功率傳遞系統(tǒng)中的終端環(huán)節(jié)，將功率傳給尾漿，同時減小轉速，尾減速器也是通過一對傘形齒輪傳遞功率，只不過減速比較大

59、，通常為2～3。 尾減速特點是裝有與腳蹬操縱相聯(lián)的尾漿漿葉變距機構。 尾減速器也有獨立的潤滑系統(tǒng)，采用飛濺潤滑方式。 四、傳動軸和聯(lián)軸節(jié) (一)傳動軸 發(fā)動機與主減速器之間，主減速器和中、尾減速器之間以及和附件之間均需有傳動軸和聯(lián)軸節(jié)將其相聯(lián)，以傳遞功率。傳動軸根據(jù)其用途可分為主軸、中間軸和尾軸等(見圖2．2—42)。 　 一般軸的負荷大，使用條件復雜，對其平衡振動特性及軸的可靠要求高。直升機在飛行中傳動軸的任何破壞，輕則迫使飛行任務中斷，重則造成嚴重事故。所以現(xiàn)代直升機的傳動軸，在研制時要求進行長期的臺架試驗、疲勞試驗以及飛行驗證試驗，以獲得有關壽命、可靠性等綜合使用數(shù)據(jù)。

60、 (二)聯(lián)軸節(jié) 聯(lián)軸節(jié)是傳動軸與軸之間的聯(lián)接裝置，要求聯(lián)軸節(jié)以最小的功率損失可靠地傳遞扭矩并實現(xiàn)傳動軸問的角位移和線位移補償。現(xiàn)代直升機上傳動軸的聯(lián)軸節(jié)，為了減小振動、易于實現(xiàn)補償，大多數(shù)采用柔性結構。 1、套齒聯(lián)軸節(jié)。套齒聯(lián)軸節(jié)是最普通的一種剛性聯(lián)軸節(jié)，其結構緊湊，技術性能穩(wěn)定，也便于加工制造。但缺點是允許的角補償不大，約4u，同時還必須得到可靠的潤滑。 2、活動聯(lián)軸節(jié)。這種聯(lián)軸節(jié)采用一些非金屬件(如橡膠塊)作為彈性元件和兩個金屬半聯(lián)軸節(jié)組成。橡膠塊彈性高，減振性好，作為彈性元件也便于維修，且易于用其調整軸承的扭轉振動固有頻率。 3、帶有彈性金屬片的聯(lián)軸節(jié)。這種軸節(jié)用一組薄鋼片代

61、替了彈性聯(lián)軸節(jié)中的橡膠塊。用螺栓將薄鋼片與半聯(lián)軸節(jié)固定，其物理特征是徑向剛度和抗扭剛度好，但在軸的縱剖面上具有彎曲彈性可實現(xiàn)所需的補償。 五、自由行程離合器 自由行程離合器或稱作超越離合器，包括星形輪、滾柱和分離環(huán)組成(見圖2．2—45)，其作用是保證正常情況時將發(fā)動機的扭矩傳遞給主減速器。但當發(fā)動機一旦停車時，自由行程離合器能保證將發(fā)動機和主減速器脫開，不妨礙另一臺發(fā)動機工作或旋翼白轉。 發(fā)動機起動時，自由行程離合器的接通應平穩(wěn)、無撞擊；在傳遞功率過程中，發(fā)動機工作在各種狀態(tài)下離合器的主動軸與從動齒輪軸保持牢固的剛性連接，不發(fā)生打滑現(xiàn)象；當發(fā)動機停車或從動齒輪的轉速超過主動軸的轉速

62、時，離合器的主動軸與從動齒輪軸可靠地白行脫開。 自由行程離合器的工作特點只取決于發(fā)動機和旋翼的工作轉速，它在工作中完全是自主的，無任何操縱機構。 對以活塞式發(fā)動機和定軸渦輪發(fā)動機為動力的直升機，其傳動系統(tǒng)中除自由行程離合器外，還必須增加另一種起動離合器，以使發(fā)動機起動時能和慣性很大的旋翼系統(tǒng)和傳動系統(tǒng)脫開，便于起動，這種離合器采用摩擦離心塊，在發(fā)動機達到一定轉速后再自動接通旋翼。 第五節(jié)直升機的機載設備 一、機載設備對直升機技術發(fā)展的影響 直升機機載設備是指在直升機上為保障飛行、完成各種任務的設備和系統(tǒng)的總稱。直升機機載設備品種繁多，包括電氣、顯示和控制、導航、通信及電子對抗故障診斷

63、等。隨著現(xiàn)代直代升機技術發(fā)展，機載設備的地位越來越重要。機載設備性能的優(yōu)劣已成為現(xiàn)代直升機先進與否的重要標志之一。機載設備占全機總價的比例有了顯著的增加。目前民用直升機中設備所占的價格比已達10％左右。 二、直升機的飛行自動控制系統(tǒng) 旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的操縱載荷不僅數(shù)值大，而且變化復雜，因而不能讓其通過操縱線系等反傳到駕駛操縱機構上，為此現(xiàn)代直升機特別是大、中型直升機上，均采用不可逆的(無回力)液壓助力操縱系統(tǒng)，使載荷在傳到駕駛桿上之前分散至機體結構上去。使助力器產(chǎn)生足夠大的力來操縱旋翼系統(tǒng)，同時還使旋翼操縱載荷直接傳到機體結構，而不致傳到駕駛操縱機構上。 (一)液壓助力器 液壓助力器具是系

64、統(tǒng)中執(zhí)行助力的附件。利用液壓助力器，飛行員只需施加很小的力就可操縱較大載荷的旋翼系統(tǒng)。由于液壓助力器具有體積小、重量輕、快速致動性好，并能產(chǎn)生出很大的操縱力等優(yōu)點，因而被廣泛采用。一般液壓助力器是由以下幾個主要要件所組成(見圖2．2—46)：液壓滑閥(伺服閥)、活塞桿、作動筒及輸入搖臂機構等。液壓滑閥起著功率放大作用，活塞桿是將液體壓力能轉換成機械能，輸入搖臂機構則起著操縱和反饋作用。 目前在直升機上采用的液壓助力器，構造形式很多，但常見的有裝有主、副液壓分油滑閥的單腔液壓助力器(有的在主液壓分油滑閥上帶有阻尼活塞)。 (二)配平機構 駕駛員改變飛行狀態(tài)，通過駕駛桿借自動傾斜器使?jié){葉

65、周期變距位置發(fā)生變化。如果駕駛員移動駕駛桿沒有力的感覺顯然是無法操縱直升機的，桿力大小不同反應就會不同。大多數(shù)直升機上駕駛桿的桿力縱向梯度為0．2～0.7kg／cm，橫向桿力梯度相對小一些，均由載荷感覺彈簧產(chǎn)生。但飛行中如果要長時間保持這一狀態(tài)，駕駛員就感到疲勞。為了能在不同的飛行狀態(tài)下持續(xù)飛行而又不使駕駛員感到體力疲勞，就需卸除駕駛桿(包括腳蹬)上的“載荷”。所以一般直升機上為此設置了桿(舵)力配平機構。 三：新型直升飛機的技術簡介 其實直升飛機飛行原理很簡單，旋翼的轉速達到一定速度，就能飛起來，通過旋翼盤傾斜位子的變化，在空中制造一個傾斜方向的風，就是飛行方向，大自然界的飛行類動物，都

66、是照這個原理飛行的。 雙層旋翼直升飛機傾斜控制器，其特征是飛行器機身上設置一根管狀主軸，主軸的下部設置下旋翼座，下旋翼座安裝在帶有連結齒輪的下球形座上，下球形座安裝在主軸下部的軸承上，下球形座球面上 設置有滑槽，下旋翼座上設置有滑塊，滑塊能在球面上作上下活動，并把下球形座的旋轉力傳給下旋翼座，下旋翼座是一內(nèi)圓錐形齒輪，旋翼就安裝在齒輪下背面；主軸的上部設置上旋翼座，上旋翼座是一外圓錐形齒輪，齒輪安裝在上球形座上，上球形座安裝在主軸上部的軸承上，齒輪的上背面安裝旋翼，在上下旋翼座的中間安裝有三套滾輪，滾輪軸的兩頭設置有圓錐形齒輪，滾輪由上下兩個三角支架支撐，支架都安裝在球形座上，上支架使?jié)L輪的上圓錐形齒輪與上旋翼座外圓錐形齒輪連結，下支架使?jié)L輪的下圓錐形齒輪與下旋翼座的內(nèi)圓錐形齒輪連結，滾輪架與控制桿支架連結，控制桿支架穿到主軸內(nèi)，與傾斜面控制桿連結，由于上下旋翼座和上下三角形支架都是安裝在球形座上，飛行員通過傾斜面控制桿的操作，能使上下旋翼在平面內(nèi)可向任一方向同時傾斜，其中控制桿轉盤，使傾斜面控制桿的工作狀態(tài)保持穩(wěn)定，滾輪的上