【簡(jiǎn)介：】延直升機(jī)旋翼葉片的切向做剖面，可得到一個(gè)形狀，我們稱之為槳型。該形狀與機(jī)翼翼型(定義與槳型定義類(lèi)似)相似，均具有較好的氣動(dòng)力特征，即在與空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)中，能夠產(chǎn)生向上的氣動(dòng)

延直升機(jī)旋翼葉片的切向做剖面，可得到一個(gè)形狀，我們稱之為槳型。該形狀與機(jī)翼翼型(定義與槳型定義類(lèi)似)相似，均具有較好的氣動(dòng)力特征，即在與空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)中，能夠產(chǎn)生向上的氣動(dòng)升力。與固定翼飛機(jī)不同的是，固定翼飛機(jī)是通過(guò)機(jī)翼與氣流的直線(這說(shuō)法不確切，但宏觀上說(shuō)，問(wèn)題不大，可以這么理解)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生上述氣動(dòng)升力。而直升機(jī)是通過(guò)使旋翼做圓周運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生上述氣動(dòng)升力。該氣動(dòng)升力通過(guò)旋翼的傳載將直升機(jī)拉起(飛起來(lái))。上面已經(jīng)提到，直升機(jī)飛起來(lái)需要旋翼的旋轉(zhuǎn)。我們知道，當(dāng)旋翼旋轉(zhuǎn)的時(shí)候，同時(shí)將對(duì)機(jī)身產(chǎn)生一個(gè)反方向旋轉(zhuǎn)的反扭矩。為平衡該反扭矩，故設(shè)置一個(gè)尾梁和一個(gè)尾槳，產(chǎn)生一個(gè)扭矩去平衡旋翼的反扭矩。最后，直升機(jī)的旋翼，剖面應(yīng)該是一個(gè)槳型(即翼型)，通常是上凸下平(或凹)。這個(gè)有現(xiàn)成的槳型手冊(cè)或槳型數(shù)據(jù)庫(kù)的。而平面形狀來(lái)說(shuō)，是一個(gè)長(zhǎng)寬比很大的矩形，在槳尖處，為避免激波的產(chǎn)生，有后掠角或彎曲。旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn)(1)產(chǎn)生向上的升力用來(lái)克服直升機(jī)的重力。 即使直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē)時(shí)， 駕駛員可通過(guò)操縱旋翼使其自轉(zhuǎn)，仍可產(chǎn)生一定升 力，減緩直升機(jī)下降趨勢(shì)。(2)產(chǎn)生向前的水平分力克服空氣阻 力使直升機(jī)前進(jìn)，類(lèi)似于飛機(jī)上推進(jìn)器的作用(例 如螺旋槳或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))。(3)產(chǎn)生其他分力及力矩對(duì)直升機(jī); 進(jìn)行控制或機(jī)動(dòng)飛行，類(lèi)似于飛機(jī)上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉及一個(gè)槳轂組成。工作時(shí)，槳葉與空氣作相對(duì) 運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生空氣動(dòng)力;槳轂則是用來(lái)連接 槳葉和旋翼軸，以轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼。槳葉一般通過(guò)鉸接方式與槳轂連接。旋翼的運(yùn)動(dòng)與固定翼飛機(jī)機(jī)翼的不，因?yàn)樾淼臉~除了隨直升機(jī)一同作直線或曲線動(dòng)外，還要繞旋翼軸旋轉(zhuǎn)，因此槳葉空氣動(dòng)力現(xiàn)象要比機(jī)翼的復(fù)雜得多。先來(lái)考察一下旋翼的軸向直線運(yùn)動(dòng)這就是直升機(jī)垂直飛行時(shí)旋翼工作的情況，它相當(dāng)于飛機(jī)上螺旋槳的情況。由于兩者技術(shù)要求不同，旋翼的直徑大且轉(zhuǎn)速小;螺旋槳的直徑小而轉(zhuǎn)速大。在分析、設(shè)計(jì)上就有所區(qū)別設(shè)一旋冀，槳葉片數(shù)為k，以恒定角速度Ω 繞軸旋轉(zhuǎn)，并以速度 Vo沿旋轉(zhuǎn)軸作直線運(yùn) 動(dòng)。如果在想象中用一中心軸線與旋翼軸重合，而半徑為 r的圓柱面把槳葉裁開(kāi)(參閱圖 2，1-3)，并將這圓柱面展開(kāi)成平面，就得到槳葉剖面。 既然這時(shí)槳葉包括旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和直線運(yùn)動(dòng)，對(duì)于葉剖面來(lái)說(shuō)，應(yīng)有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋轉(zhuǎn)平面的速度(等于 Vo)， 而合速度是兩者的矢量和。顯然可以看出(如圖2.1-3)，用不同半徑的圓柱面所截出來(lái)的各個(gè)槳葉剖面，他們的合速度是不同的: 大小不同，方向也不相同。如果再考慮到由于槳葉 運(yùn)動(dòng)所激起的附加氣流速度(誘導(dǎo)速度) )，那么槳葉各個(gè)剖面與空氣之間的相對(duì)速度就更加 不同。與機(jī)翼相比較，這就是槳葉工作 條件復(fù)雜，對(duì)它的分析比較麻煩的原因所在。旋翼拉力產(chǎn)生的滑流理論現(xiàn)以直升機(jī)處于垂直上升狀態(tài)為例，應(yīng)用滑流理論說(shuō)明 旋翼拉力產(chǎn)生的原因。此時(shí)，將流過(guò)旋翼的空氣，或正 確地說(shuō)，受到旋翼作用的氣流，整個(gè)地看做一根光滑流 管加以單獨(dú)處理。假設(shè):空氣是理想流體，沒(méi)有粘性，也不可壓縮;旋轉(zhuǎn)著的旋冀是一個(gè)均勻作用于空 氣的無(wú)限薄的圓盤(pán)(即槳盤(pán))，流過(guò)槳盤(pán)的氣流速度 在槳盤(pán)處各點(diǎn)為一常數(shù);氣流流過(guò)旋翼沒(méi)有扭轉(zhuǎn)(即不考慮 旋翼的旋轉(zhuǎn)影響)，在正常飛行中，滑流沒(méi)有周期性的變化。根據(jù)以上假設(shè)可以作出描述旋翼在: 垂直上升狀態(tài)下滑流的物理圖像，如下圖所示，圖中選取三個(gè)滑流截面， So、 S1和 S2，在 So面，氣流速度就是直升機(jī)垂直上升速度 Vo，壓強(qiáng)為大氣壓Po，在 S1的上面， 氣流速度增加到V1= Vo+v1，壓強(qiáng)為P1上，在S1 的下面，由于流動(dòng)是連續(xù)的，所以速度 仍是 V1，但壓強(qiáng)有了突躍Pl下＞P1上，P1下一P1上即旋翼向上的拉力。在S2面，氣流速度繼續(xù)增加至V2=Vo+v2，壓強(qiáng)恢復(fù)到大氣壓強(qiáng)Po。這里的v1是槳盤(pán)處的誘導(dǎo)速度。v2是下游遠(yuǎn)處的誘導(dǎo)速度，也就是在均勻流場(chǎng)內(nèi)或靜止空氣中所引起的速度增量。對(duì)于這種現(xiàn)象，可以利用牛頓第三用動(dòng)定律來(lái)解釋拉力產(chǎn)生的原因。旋翼的錐體在前面的分析中，我們假定槳葉位:槳轂旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。實(shí)際上，目前的直升機(jī)都具水平鉸。旋翼不旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳葉受垂直 向下的本身重力的作用(如下圖左)。旋翼旋轉(zhuǎn) 時(shí)，每片葉上的作用力除自身重力外， 還有空氣動(dòng)力和慣性離心力?？諝鈩?dòng)力拉力向上的分(T)方向與重力相反，它繞水平鉸構(gòu) 成的力矩，使槳葉上揮。慣性離心力(F離心)相對(duì) 水乎鉸所形成的力矩，力求使槳葉在槳轂 旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)(如下圖右)。在懸?；虼怪憋w 行狀態(tài)中，這三個(gè)力矩綜合的結(jié)果，使得 槳葉保持在與槳轂旋轉(zhuǎn)平面成某一角度的位置上，翼形成一個(gè)倒立的錐體。 槳葉從槳轂 旋轉(zhuǎn)平面揚(yáng)起的角度叫錐角。槳葉產(chǎn)生的拉力約為槳 葉本身重量的10一15倍，但槳葉的慣性和離心力更 大(通常約為槳葉拉力的十幾倍)，所以錐 角實(shí)際上并不大，僅有3度一5度。懸停時(shí)功率分配從能量轉(zhuǎn)換的觀點(diǎn)分析，直升機(jī)在懸停狀態(tài)時(shí)(如下圖) 發(fā)動(dòng)機(jī)輸出的軸功率，其中約90%用于旋翼，分配給尾槳、 傳動(dòng)裝置等消耗的軸功率加起來(lái)約占 10%。旋翼 所得到的90%的功率當(dāng)中，旋翼型阻功率又用去20%，旋翼用于 轉(zhuǎn)變成氣流動(dòng)能以產(chǎn)生拉力的誘導(dǎo)功率僅占70%。旋翼拉力產(chǎn)生的渦流理論根據(jù)前面所述的理論，只能宏觀地確定不同飛行狀態(tài)整個(gè)旋翼的拉力和需用功率，但 無(wú)法得知沿旋翼槳葉徑向的空氣動(dòng)力載荷，無(wú)法進(jìn)行旋設(shè)計(jì)。為此，必須進(jìn)一步了解旋翼周?chē)牧鲌?chǎng)，即旋 冀槳葉作用于周?chē)諝馑鸬恼T導(dǎo)速度，特別是沿槳葉的誘導(dǎo)速度，從而可計(jì)算槳葉各個(gè)剖面的受力分布。在理論空氣動(dòng)力學(xué)中，渦流理論就是求解任一物體(不論飛機(jī)機(jī)翼或旋翼槳葉)作用于周?chē)諝馑鸬恼T導(dǎo)速 度的方法。從渦流理論的觀點(diǎn)來(lái)看，旋翼槳葉對(duì)周?chē)諝獾淖饔茫?相當(dāng)于某一渦系在起作用，也就是說(shuō)，旋翼的每片槳葉可 用一條(或幾條)附著渦及很多由槳葉后緣逸出的、以螺旋形在旋翼下游順流至無(wú)限遠(yuǎn)的尾隨渦來(lái)代替。按照旋翼經(jīng)典渦流理論，對(duì)于懸停及垂直上升狀態(tài)(即軸流狀態(tài))，旋翼渦系模型就像 一個(gè)半無(wú)限長(zhǎng)的渦拄，由一射線狀的圓形 渦盤(pán)的附著渦系及多層同心的圓柱渦面(每層渦面 由螺旋渦線所組成)的尾跡渦系兩部分所構(gòu)成。直升機(jī)旋停、垂直上升狀態(tài)的渦柱這套渦系模型完全與推進(jìn)螺旋槳的情況相同。至于旋冀在前飛狀態(tài)的渦系模型，可以合 理地引伸為一個(gè)半無(wú)限長(zhǎng)的斜向渦柱，由一圓形渦盤(pán)的附著渦系及多層斜向螺旋渦線的斜向渦面的尾跡渦系兩部分所構(gòu)成。升機(jī)前飛狀態(tài)的渦柱二、直升機(jī)的操縱特點(diǎn)直升機(jī)不同于固定翼飛機(jī)，一般都沒(méi)有在飛行中供操縱的專用活動(dòng)舵面。這是由于在小速度飛行或懸停中，其作用也很小，因?yàn)橹挥挟?dāng)氣流速度很大時(shí)舵面或副翼才會(huì)產(chǎn)生足夠的空氣動(dòng)力。 單旋翼帶尾槳的直升機(jī)主要靠旋翼和尾槳進(jìn)行操縱，而雙旋翼直升機(jī)靠?jī)筛毙韥?lái)操 縱。由此可見(jiàn)，旋翼還起著飛機(jī)的艙面和副翼的作用。為了說(shuō)明直升機(jī)操縱特點(diǎn)，先介紹直升機(jī)駕駛艙內(nèi)的操縱機(jī)構(gòu)。直升機(jī)駕駛員座艙操縱機(jī)構(gòu)及配置 直升機(jī)駕駛員座艙主要的操縱機(jī)構(gòu)是:駕駛桿(又稱周期變距桿)、腳蹬、油門(mén)總距桿。 此外還有油門(mén)調(diào)節(jié)環(huán)、直升機(jī)配平調(diào)整片開(kāi)關(guān)及其他手柄。駕駛桿位于駕駛員座椅前面，通過(guò)操縱線系與旋翼的自動(dòng)傾斜器連接。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(dòng);向后--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(dòng);向右--直升機(jī)向右傾斜并向右側(cè)運(yùn)動(dòng)。腳蹬位于座椅前下部，對(duì)于單旋翼 帶尾槳的直升機(jī)來(lái)說(shuō)，駕駛員蹬腳蹬操 縱尾槳變距改變尾槳推(拉)力，對(duì)直升機(jī)實(shí)施航向操縱。油門(mén)總距桿通常位于駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可同時(shí) 操縱旋翼總距和發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)，實(shí)現(xiàn)總距和油門(mén)聯(lián)合操縱。油門(mén)調(diào)節(jié)環(huán)位于油門(mén)總距桿的端部，在不動(dòng)總距油門(mén)桿的情況下，駕駛員左手?jǐn)Q動(dòng)油門(mén)調(diào)節(jié)環(huán)可以在較小的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)調(diào) 整發(fā)動(dòng)機(jī)功率。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)在飛行中駕駛桿上的載荷，不同于飛機(jī)的舵面載荷。如果直升機(jī)旋翼使用可逆式操縱系統(tǒng)，那么駕駛桿要受周期(每一轉(zhuǎn))的 可變載荷，而且此載荷又隨著飛行狀態(tài)的改變而產(chǎn)生某些變化。為減小駕駛桿的載荷，大多 數(shù)直升機(jī)操縱系統(tǒng)中都安裝有液壓助力器。操縱液壓助力器可進(jìn)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。為了得到飛行狀態(tài)改變時(shí)駕駛桿力變化的規(guī)律性，可在操縱系統(tǒng)中安裝縱向和橫向加載 彈簧。因?yàn)橐松龣C(jī)平衡發(fā)生變化(阻力及其力矩發(fā)生變化)，駕駛桿的位置便隨飛行狀態(tài)變 化而變化，連接駕駛桿的加載彈簧隨著駕駛桿位置的變化而變化時(shí)，則駕駛桿力隨著飛行速 度不同也出現(xiàn)帶有規(guī)律性的變化，這對(duì)飛行員來(lái)說(shuō)是十分重要的。為消除因飛行狀態(tài)改變而產(chǎn)生的駕駛桿的彈簧載荷，可對(duì)彈簧張力進(jìn)行調(diào)整，相當(dāng)于飛 機(jī)上的調(diào)整片所起的調(diào)整作用，因此在直升機(jī)上通常把此種調(diào)整機(jī)構(gòu)稱為調(diào)整片，或稱作調(diào) 平機(jī)構(gòu)。彈簧張力是由調(diào)整片操縱開(kāi)關(guān)或電動(dòng)操縱按鈕控制的。自動(dòng)傾斜器的主要零件包括:旋轉(zhuǎn)環(huán)連接槳葉拉桿，旋轉(zhuǎn)環(huán)利用滾珠軸承連接在不旋轉(zhuǎn)環(huán)上，不旋轉(zhuǎn)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(jī)的駕駛桿動(dòng)作時(shí)，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。因?yàn)樾D(zhuǎn)環(huán)用垂直拉桿同槳葉連接，所以旋轉(zhuǎn)環(huán)的旋轉(zhuǎn)面傾斜會(huì)引起槳葉繞縱軸做周期性轉(zhuǎn)動(dòng)，即旋翼每轉(zhuǎn)一周重復(fù)一次，換句話說(shuō)，每一槳葉的槳距將進(jìn)行周期性變化。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)。垂直飛行，靠改變總距來(lái)實(shí)施，換句話說(shuō)，就是靠同時(shí)改變所有槳葉的迎角來(lái)實(shí)施。此時(shí)所有槳葉同時(shí)增大或減小相同的迎角，就會(huì)相應(yīng)地增大或減小升力，因而直升機(jī)也會(huì)相應(yīng) 地進(jìn)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(cè)的油門(mén)總距桿。 從下圖中看出，若上提油門(mén)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(mén)總距桿，直升機(jī)則垂直下降。直升機(jī)水平飛行要使旋翼旋轉(zhuǎn)平面傾斜，使旋翼總空氣動(dòng)力矢量?jī)A斜得出水平分力。旋 轉(zhuǎn)平面傾斜是靠周，期性改變槳距得到的。這說(shuō)明，旋翼每片槳葉的槳距在每一轉(zhuǎn)動(dòng)周期中 (每轉(zhuǎn)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(fù)循環(huán)。 各種方位的槳距周期性變化如下圖所示。下面考察自動(dòng)傾斜器未傾斜和向前傾斜時(shí)作用于槳葉上的各力。旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)，每片槳葉上的作用力如下圖所示:升力 Y葉，重力G葉，揮舞慣性力和離心力J離心力。層槳的構(gòu)造同旋翼相似，不過(guò)比旋翼要簡(jiǎn)單得多。尾槳的每一槳葉和旋翼槳葉一樣， 其旋轉(zhuǎn)鈾轉(zhuǎn)動(dòng)。由于尾槳轉(zhuǎn)速很高，工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生很大的離心力。尾槳操縱沒(méi)有自動(dòng)傾斜器，也不存在周期變距問(wèn)題?？康拍_蹬改變尾槳的總距來(lái)操縱尾槳。當(dāng)駕駛員蹬腳蹬后，齒輪通過(guò)傳動(dòng)鏈條帶動(dòng)蝸桿螺帽轉(zhuǎn)動(dòng)，蝸桿螺帽沿旋轉(zhuǎn)軸推動(dòng)滑動(dòng)操縱桿滑動(dòng)(見(jiàn)上圖)，桿用軸承固定在三爪傳動(dòng)臂上，另一端則用槽與支座 相連，以防止滑動(dòng)操縱桿轉(zhuǎn)動(dòng)。 三爪傳動(dòng)臂隨同尾槳葉傳動(dòng)，通過(guò)三個(gè)拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)，根據(jù)腳蹬蹬出方向和動(dòng)作量大小，來(lái)增大或減小尾槳槳距。直升機(jī)操縱圖解三、直升機(jī)的反扭矩直升機(jī)飛行主要靠旅翼產(chǎn)生的拉力。當(dāng)旋翼由發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)旋 轉(zhuǎn)軸帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)時(shí)，旋翼給空氣以作用力矩(或稱扭矩)，空氣 必然在同一時(shí)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)，從而再通過(guò)旋 翼將這一反作用力矩傳遞到直升機(jī) 機(jī)體上。如果不采取措施予以平衡，那么這個(gè)反作用力矩就會(huì) 使直升機(jī)逆旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)方向旋轉(zhuǎn)。旋翼的布局形式旋翼之所以會(huì)出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼軸帶動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)工作時(shí)，空氣作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。為了平衡這個(gè)來(lái)自空氣的反作用力矩，有兩種常見(jiàn)的辦法，組合 形成了現(xiàn)代多種旋翼布局型式。1.單旋翼帶尾槳布局?？諝鈱?duì)旋翼形成的反作用力矩，由尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力) 相對(duì)于直升機(jī)機(jī)體重心形成的偏轉(zhuǎn)力矩予以平衡如上圖的a。這種方式目前應(yīng)用較廣 泛，雖然層槳工作需要消耗一部分功率，但構(gòu)造上比較簡(jiǎn)單。2.雙旋翼式布局。由于在直升機(jī)上裝有兩副旋翼，可以是共軸式雙旋翼，也可以是縱 列式雙旋翼或者橫列式雙旋冀(含交叉雙旋翼)，通過(guò)傳動(dòng)裝置使兩副旋翼彼此向相反方向 轉(zhuǎn)動(dòng)，那么，空氣對(duì)其中一副旋冀的反作用力矩，正好為另一副旋翼的反作用力矩所平衡， 見(jiàn)圖2.1-20中的b、 c、 d、 e。直升機(jī)尾槳(作用)尾槳像一個(gè)旋轉(zhuǎn)平面垂直于旋翼轉(zhuǎn)速平面的小螺旋槳，工作時(shí)產(chǎn)生拉力(或推力)。 尾槳的作用可以概括為以下三點(diǎn):1.尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)通過(guò)力臂形成偏轉(zhuǎn)力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩 (即反扭轉(zhuǎn));2.相當(dāng)于一個(gè)直升機(jī)的垂直安定面，改善直升機(jī)的方向穩(wěn)定性。而且，可以通過(guò)加大 或減小尾槳的拉力(推力)來(lái)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的航向操縱;3.某些直升機(jī)的尾軸向上斜置一個(gè)角度，可以提供部分升力，也可以調(diào)整直升機(jī)重心 范圍。 尾槳和旋翼的動(dòng)力均來(lái)源于發(fā)動(dòng)機(jī);發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的功率通過(guò)傳動(dòng)系統(tǒng)，按需要再傳給旋翼和尾槳。尾槳的旋轉(zhuǎn)速度較高。直升機(jī)航向操縱和平衡反作用力矩，只需增加或減小尾槳拉力 (推力)，對(duì)尾槳總距操縱是通過(guò)腳蹬操縱系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。(類(lèi)型)尾槳通常包括常規(guī)尾槳、涵道尾槳和無(wú)尾槳系統(tǒng)等三種類(lèi)型。1.常規(guī)尾槳 這種尾槳的構(gòu)造與旋冀類(lèi)似，由槳葉和槳轂組成。常見(jiàn)的有蹺蹺板式、萬(wàn)向接頭式和鉸 接式。2.涵道層槳 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。涵道尾槳的推力有兩個(gè)來(lái)源:一是涵道內(nèi)空氣對(duì) 葉片的反作用推力;二是涵道唇部氣流負(fù)壓產(chǎn)生的推力。3.無(wú)尾槳系統(tǒng) 無(wú)層槳系統(tǒng)主要是用一個(gè)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，如下圖所示。壓力風(fēng)扇位于主減速器后面，由尾傳動(dòng)軸帶動(dòng)，風(fēng)扇葉片的角度可調(diào)，與油門(mén)總距桿聯(lián) 動(dòng)。尾梁后部有一可轉(zhuǎn)動(dòng)的排氣罩與腳蹬聯(lián)動(dòng)。工作時(shí)風(fēng)扇使空氣增壓并沿空心的尾梁向后 流動(dòng)。飛行中，一部分壓縮空氣從尾梁側(cè)面的兩道細(xì)長(zhǎng)縫中排出，加入到旋翼下洗流中，造 成不對(duì)稱流動(dòng)，使尾梁一例產(chǎn)生吸力，相當(dāng)于尾部產(chǎn)生了一個(gè)側(cè)向推力以平衡旋翼的反作用 力矩(見(jiàn)上圖);另一部分壓縮空氣由尾部的噴口噴出，產(chǎn)生側(cè)向報(bào)力，以實(shí)現(xiàn)航向 操縱，噴氣口面積由排氣罩的轉(zhuǎn)動(dòng)控制，受駕駛員腳蹬操縱。(總結(jié))以上各型尾槳都各有其特點(diǎn): 常規(guī)尾槳技術(shù)發(fā)展比較成熟，應(yīng)用廣泛，缺點(diǎn)是受旋男下 洗流影響，流場(chǎng)不穩(wěn)定，裸露在外的槳葉尖端易發(fā)生傷人或撞擊地面障礙物的事故;涵道層槳優(yōu)點(diǎn)是安全性好，轉(zhuǎn)于槳葉位于涵道內(nèi)，旋翼下洗流干擾、 影響較輕，且不易發(fā)生傷人接物的事故，缺點(diǎn)是消耗功率比較大;無(wú)尾槳系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是安全可靠、振動(dòng)和噪聲水平低，前 飛時(shí)可以充分利用垂直尾另的作用、減小功率消耗，缺點(diǎn)是懸停時(shí)需要很大功率，目前已進(jìn) 入實(shí)用階段。四、懸停懸停是直升機(jī)在一定高度上保持航向和對(duì)地標(biāo)位置不變的狀態(tài)。直升機(jī)的這一飛行特性 不但能適應(yīng)多種作業(yè)的需要，更能擴(kuò)大其使用范圍。無(wú)論是高大建筑物的屋頂平臺(tái)，還是高 山峽谷的狹小平地，它均能起降自如，實(shí)施多種作業(yè)。因此懸停是直升機(jī)區(qū)別于一般固定翼 飛機(jī)的一種特有的飛行狀態(tài)。雖然某些特種飛機(jī)，例如噴口轉(zhuǎn)向飛機(jī)，也能作短時(shí)懸停，但由于它們產(chǎn)生平衡飛機(jī)重力噴口的推力面的載荷大大超過(guò)直升機(jī)旋翼的槳盤(pán)載荷，這樣不便使這類(lèi)飛機(jī)在相同飛行重量的懸停需用功率比直升機(jī)的高得多，而且過(guò)大的誘導(dǎo)速度引起懸停狀態(tài)作業(yè)的環(huán)境條件大大惡化。此外垂直起落飛機(jī)的噴口對(duì)地面嚴(yán)重?zé)g等方面的問(wèn)題限制了這類(lèi)飛機(jī)的使用范圍。直升機(jī)懸停時(shí)的力及需用功率懸停時(shí)，單旋翼式直升機(jī)力的平衡如下圖所示。旋翼拉力在鉛垂面的升力分量T1與全拉的飛行重力G平衡;用于平衡反扭矩的尾槳推力T尾則等于旋翼在水平側(cè)向分力T3。即鉛垂方向:T1=G水平側(cè)向:T尾=T3懸停時(shí)，直升機(jī)的需用功率由尾槳和傳動(dòng)等功率外加上旋冀所需功率組成，旋翼需用功 率則主要由兩部分組成:(1)旋翼產(chǎn)生拉力所付出的代價(jià)--誘導(dǎo)功率P誘;(2)電于空氣 的粘性旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)克服槳葉型阻需要耗費(fèi)的功率--型阻功率P型。即P懸停=P誘+P型必須指出，旋翼的懸停需用功率，比大多數(shù)前飛狀態(tài)需用功率都大一些。這是因?yàn)閼彝?時(shí)，流過(guò)槳盤(pán)的空氣質(zhì)量流量較小;根據(jù)動(dòng)量定理，要產(chǎn)生同樣拉力，旋翼在懸停時(shí)的誘導(dǎo) 速度需更大一些，而誘導(dǎo)功率正比于旋翼拉力和誘導(dǎo)速度。所以懸停誘導(dǎo)功率就比平飛時(shí)的 誘導(dǎo)功率更大些，而型阻功率損失主要取決于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu)型。由于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu) 型很少隨飛行狀態(tài)的變化而變化，因此型阻功率隨直升機(jī)的飛行狀態(tài)變化也較小。總的來(lái)說(shuō)，懸停狀態(tài)的需用功率在直升機(jī)的各種飛行狀態(tài)中是較高的。垂直上升直升機(jī)在四周有較高障礙物的狹小場(chǎng)地懸停起飛后無(wú)法以爬升飛行方式超越障礙物，垂直上升飛行是超越障礙物獲取飛行高度的有效方式。在上述情況下一些特殊空間和區(qū)域作 業(yè)，直升機(jī)的垂直上升性能則具有非常重要的實(shí)用價(jià)值。垂直上升時(shí)直升機(jī)的力及需用功率直升機(jī)垂直上升飛行速度稱為上升率以 Vy表示。通常直升機(jī)的垂直上升速度都不大， 機(jī)體阻力與飛行重量 G比較起來(lái)則為一個(gè)小量，可以忽略不計(jì)，因此直升機(jī)垂直上升時(shí)力 的平衡與懸停時(shí)基本相同。即鉛垂方向:T1=G水平側(cè)向: T尾=T3垂直上升時(shí)旋翼需用功率，主要由三部分組成:誘導(dǎo)功率P誘;型阻功率P型，以及旋翼上升做功的上升功率P升，即P垂升=P誘+P型+P升垂直上升與懸停狀態(tài)相比，誘導(dǎo)功率雖然隨上升高度的增加其值有所減小，然而隨著 Vy的增加被忽略的機(jī)體阻力的功率損耗也有所增加，這兩項(xiàng)大至相抵。型阻功率也可認(rèn)為與懸停狀態(tài)相同。 因此在粗略分析中可以近似認(rèn)為垂直上升時(shí)P誘與P型之和與懸停時(shí)的旋 翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy則隨垂直上升速度線性增加。因此垂直上升的總需用功率比懸停時(shí)的需用功率大，并且隨上升率的增加而增加。垂直下降直升機(jī)的垂直下降與垂直上升相反，利用它可以使直升機(jī)在被高大障礙物所包圍的狹小 場(chǎng)地著陸。由于這時(shí)旋翼的誘導(dǎo)速度與其運(yùn)動(dòng)的相對(duì)來(lái)流方向相反，流經(jīng)槳盤(pán)的兩股方向相反的氣流使旋翼流場(chǎng)變得更加復(fù)雜。隨著下降率的增加，當(dāng)兩股氣流的速度數(shù)值十分接近時(shí)，直升機(jī)會(huì)進(jìn)入不穩(wěn)定的“渦環(huán)狀態(tài)”，這時(shí)經(jīng)典的動(dòng)量理論不能反映流過(guò)旋翼氣流的流 動(dòng)規(guī)律，通常利用以實(shí)驗(yàn)為基礎(chǔ)的半經(jīng)驗(yàn)理論進(jìn)行描述。下面重點(diǎn)介紹垂直下降中旋翼特有的這一物理現(xiàn)象及相關(guān)問(wèn)題。垂直下降的直升機(jī)的力及需用功率垂直下降與懸停及垂直上升時(shí)力的平衡基本一樣，即鉛垂方面: T1=G 水平側(cè)面:T尾=T3垂直下降時(shí)旋奠的需用功率，類(lèi)似于垂直上升，可寫(xiě)成P垂降=P誘+P型+P降需用功率與垂直上升的差別主要 表現(xiàn)在兩個(gè)方面:(1)P降中的Vy 數(shù)值為負(fù)。即下降的重力做功，旋翼氣流中獲取能量。(2)在垂直下降速度較小時(shí)，P誘由于旋翼周?chē)牟灰?guī) 則的紊亂流動(dòng)使旋翼垂直下降狀態(tài)誘 導(dǎo)的功率增大。直升機(jī)垂直下降中，旋翼從下降中所獲取的能量，在很大的速度范圍內(nèi)，消耗到誘導(dǎo)功率中去了。五、直升機(jī)的前飛直升機(jī)的前飛，特別是平飛，是其最基本的一種飛行狀態(tài)。直升機(jī)作為一種運(yùn)輸工具， 主要依靠前飛來(lái)完成其作業(yè)任務(wù)。為了更好地了解有關(guān)直升機(jī)前飛時(shí)的飛行特點(diǎn)，從無(wú)側(cè)滑 的等速直線平飛人手，有關(guān)上升率Vy不為零的前飛(上升和下降)留在下一節(jié)介紹。 直升機(jī)的水平直線飛行簡(jiǎn)稱平飛。平飛是直升機(jī)使用最多的飛行狀態(tài)，旋翼的許多特點(diǎn) 在乎飛時(shí)表現(xiàn)得更為明顯。直升機(jī)平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動(dòng)力特性，因此需要首 先說(shuō)明這種飛行狀態(tài)下直升機(jī)的力和旋翼的需用功率。平飛時(shí)力的平衡相對(duì)于速度軸系平飛時(shí)，作用在直升機(jī)上的力主要有旋空拉力T，全機(jī)重力 G，機(jī)體的廢阻力 X身及尾槳推力T尾。前飛時(shí)速度軸系選取的原則是: X鈾指向飛行速度V方向; Y軸垂直于X軸向上為正，2軸按右手法則確定。保持直升機(jī)等速直線平飛的力的平衡條件為X軸:T2=X身Y軸: T1=GZ軸:T3約等于T尾其中 Tl， T2， T3分別為旋翼拉力在 X， Y，Z三個(gè)方向的分量。 對(duì)于單旋翼帶尾槳直升機(jī)，由于尾槳軸線通常不在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，為保持側(cè)向力矩 平衡，直升機(jī)稍帶坡度角 r，故尾槳推力與水平面之間的夾角為 y，T尾與T3方向不完全 一致，因?yàn)?y角很小，即cosr約等于1，故Z向力采用近似等號(hào)。平飛需用功率及其隨速度的變化平飛時(shí)，飛行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均無(wú)位移，在這兩個(gè)方向的分力不做功，此時(shí)旋翼的需用功率由 三部分組成:型阻功率--P型;誘導(dǎo) 功率--P誘;廢阻功率--P廢。其中第三項(xiàng)是旋翼拉力克服機(jī)身阻力所消 耗的功率。從上圖可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡機(jī)身阻力 X身。對(duì)旋翼而言，其分力T2在X軸方向以速度V作位移。顯然旋翼必須做功，P =T2V或P廢=X身V，而機(jī)身廢阻X身 在機(jī)身相對(duì)水平面姿態(tài)變化不大的情況 下，其值近似與V的平方成正比，這樣 廢阻功率P廢就可以近似認(rèn)為與平飛速 度的三次方成正比，如圖中的點(diǎn)劃線③所示。平飛時(shí)，誘導(dǎo)功率為P誘=TV，其中T為旋翼拉力， vl為誘導(dǎo)速度。當(dāng)飛行重量不變 時(shí)，近似認(rèn)為旋翼拉力不變，誘導(dǎo)速度271隨平飛速度 V的增大而減小，因此平飛誘導(dǎo)功率 P誘隨平飛速度V的變化如上圖中細(xì)實(shí)線②所示。平飛型阻功率尸型則與槳葉平均迎角有關(guān)。隨平飛速度的增加其平均迎角變化不大。所以P型隨乎飛速度V的變化不大，如圖中虛線①所示。圖中的實(shí)線④為上述三項(xiàng)之和，即總的平飛需用功率P平需隨平飛速度的變化而變化。 它是一條馬鞍形的曲線:小速度平飛時(shí)，廢阻功率很小，但這時(shí)誘導(dǎo)功率很大，所以總的乎 飛需用功率仍然很大。但比懸停時(shí)要小些。在一定速度范圍內(nèi)，隨著平飛速度的增加，由于 誘導(dǎo)功率急劇下降，而廢阻功率的增量不大，因此總的平飛需用功率隨乎飛速度的增加呈下 降趨勢(shì)，但這種下降趨勢(shì)隨 V的增加逐漸減緩。速度繼續(xù)增加則由于廢阻功率隨平飛速度 增加急劇增加。平飛需用功率隨 V的增加在達(dá)到平飛需用功率的最低點(diǎn)后增加;總的平飛 需用功率隨 V的變化則呈上升趨勢(shì)，而且變得愈來(lái)愈明顯。直升機(jī)的后飛相對(duì)氣流不對(duì)稱，引起揮舞及槳葉迎角的變化直升機(jī)的側(cè)飛側(cè)飛是直升機(jī)特有的又一種飛行狀態(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛 一起是實(shí)施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施 的飛行狀態(tài)。其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力 的變化和平衡。由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng) 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小。由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對(duì)稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同。向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一例的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直 升機(jī)向后方向運(yùn)動(dòng)，會(huì)產(chǎn)生與水平分量反向的空氣動(dòng)力阻力Z。當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，水平分量等于尾槳推力與空氣動(dòng)力 阻力之和，能保持等速向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛。向前行槳葉一例側(cè)飛時(shí)，旋翼拉 力的水平分量小于尾槳推力，在剩余尾槳推力作用下，直升機(jī)向民槳推力方向一例運(yùn)動(dòng)，空氣動(dòng)力阻力與尾槳推力反向，當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，保持等速向前行槳葉一側(cè)飛行。直升機(jī)的起飛直升機(jī)利用旋翼拉力從離開(kāi)地面、并增速上升至一定高度的運(yùn)動(dòng)過(guò)程叫做起飛。直升機(jī)具有多種起飛方式，可以垂直起飛，也可以像固定翼飛機(jī)一樣滑跑起飛。具體采用何種方式起飛，必須根據(jù)場(chǎng)地面積的大小、大氣條件、周?chē)系K物的高度和起飛重量大小等具體情況決定。垂直起飛是直升機(jī)從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過(guò)程。 爬升高度視周?chē)系K物的高度而定。一般而言，作為起飛過(guò)程完成的離地高度約為20-30m，速度接近其經(jīng)濟(jì)速度。直升機(jī)根據(jù)不同的具體情況，可以采用兩種不同的垂直起飛方法。正常垂直起飛