直升機飛行原理.doc

2.5 直升機與旋翼機的飛行原理2.5.1 直升機的飛行原理1. 概況與普通飛機相比，直升機不僅在外形上，而且在飛行原理上都有所不同。一般來講它沒有固定的機翼和尾翼，主要靠旋翼來產(chǎn)生氣動力。這里所說的氣動力既包括使機體懸停和舉升的升力，也包括使機體向前后左右各個方向運動的驅動力。直升機旋翼的槳葉剖面由翼型構成，葉片平面形狀細長，相當于一個大展弦比的梯形機翼，當它以一定迎角和速度相對于空氣運動時，就產(chǎn)生了氣動力。槳葉片的數(shù)量隨著直升機的起飛重量而有所不同。重型直升機的起飛重量在20t以上，槳葉的數(shù)目通常為六片左右；而輕、小型直升機，起飛重量在1.5t以下，一般只有兩片槳葉。直升機飛行的特點是：(1) 它能垂直起降，對起降場地要求較低；(2) 能夠在空中懸停。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，減緩下降趨勢；(3) 可以沿任意方向飛行，但飛行速度較低，航程相對來說也較短。2. 直升機旋翼的工作原理直升機旋翼繞旋翼轉軸旋轉時，每個葉片的工作類同于一個機翼。旋翼的截面形狀是一個翼型，如圖2.5.1所示。翼型弦線與垂直于槳轂旋轉軸平面(稱為槳轂 旋轉平面)之間的夾角稱為槳葉的安裝角，以j表示，有時簡稱安裝角或槳距。各片槳葉的槳距的平均值稱為旋翼的總距。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214。圖2.5.1 直升機的旋翼(a)(b)氣流V與翼弦之間的夾角即為該剖面的迎角a。顯然，沿半徑方向每段葉片上產(chǎn)生的空氣動力在槳軸方向上的分量將提供懸停時需要的升力；在旋轉平面上的分量產(chǎn)生的阻力將由發(fā)動機所提供的功率來克服。 旋翼旋轉時將產(chǎn)生一個反作用力矩，使直升機機身向旋翼旋轉的反方向旋轉。前面提到過，為了克服飛行力矩，產(chǎn)生了多種不同的結構形式，如單槳式、共軸式、橫列式、縱列式、多槳式等。對于最常見的單槳式，需要靠尾槳旋轉產(chǎn)生的拉力來平衡反作用力矩，維持機頭的方向。使用腳蹬來調節(jié)尾槳的槳距，使尾槳拉力變大或變小，從而改變平衡力矩的大小，實現(xiàn)直升機機頭轉向(轉彎)操縱。3. 直升機旋翼的操縱直升機的飛行控制與飛機的飛行控制不同，直升機的飛行控制是通過直升機旋翼的傾斜實現(xiàn)的。直升機的控制可分為垂直控制、方向控制、橫向控制和縱向控制等，而控制的方式都是通過旋翼實現(xiàn)的，具體來說就是通過旋翼槳轂朝相應的方向傾斜，從而產(chǎn)生該方向上的升力的水平分量達到控制飛行方向的目的。直升機體放在地面時，旋翼受其本身重力作用而下垂。發(fā)動機開車后，旋翼開始旋轉，槳葉向上抬，直觀地看，形成一個倒立的錐體，稱為旋翼錐體，同時在槳葉上產(chǎn)生向上的升力。隨著旋翼轉速的增加，升力逐漸增大。當升力超過重力時，直升機即鉛垂上升(圖2.5.2)；若升力與重力平衡，則懸停于空中；若升力小于重力，則向下降落。旋轉旋翼槳葉所產(chǎn)生的拉力和需要克服阻力產(chǎn)生的阻力力矩的大小，不僅取決于旋翼的轉速，而且取決于槳葉的槳距。從原理上講，調節(jié)轉速和槳距都可以調節(jié)拉力的大小。但是旋翼轉速取決于發(fā)動機(通常用的是渦輪軸發(fā)動機或活塞式發(fā)動機)主軸轉速；而發(fā)動機轉速有一個最有利的值，在這個轉速附近工作時，發(fā)動機效率高，壽命長。因此，拉力的改變主要靠調節(jié)槳葉槳距來實現(xiàn)。但是，槳距變化將引起阻力力矩變化，所以，在調節(jié)槳距的同時還要調節(jié)發(fā)動機油門，保持轉速盡量靠近最有利轉速工作。直升機的平飛依靠升力傾斜所產(chǎn)生的水平分量來實現(xiàn)。例如，欲向前飛，需將駕駛桿向前推，經(jīng)過操縱系統(tǒng)，自動傾斜器使旋翼各槳葉的槳距作周期性變化，從而改變旋翼的拉力方向，使旋翼錐體前傾，產(chǎn)生向前的拉力(圖)，將直升機拉向前進。圖2.5.2 直升機的飛行直升機的方向是靠尾槳控制的。欲使直升機改變方向，則需踩腳蹬，改變尾槳的槳距，使尾槳拉力變大或變小，從而改變平衡力矩的大小，實現(xiàn)機頭指向的操縱。通過與操縱系統(tǒng)的連接，旋翼葉片的槳距調節(jié)變化可以按兩種方式進行。第一種方式是各葉片同時增大或減小槳距(簡稱總距操縱，駕駛員通過總距操縱桿來操縱控制)，從而產(chǎn)生直升機起飛、懸停、垂直上升或下降飛行所需要的拉力。第二種方式是周期性調節(jié)各個葉片的槳距(簡稱周期性槳距操縱)。比如打算前飛，就將駕駛桿向前推，推動旋轉斜盤(也稱自動斜傾器)傾斜，使各個葉片的槳距作周期變化。每個葉片轉到前進方向時，它的槳距減小，產(chǎn)生的拉力也跟著下降，該槳葉向上揮舞的高度也減?。环粗?，當葉片轉到后方時，它的槳距增大，產(chǎn)生的拉力也跟著增加，該槳葉向上揮舞的高度也增大。結果，各個葉片梢(葉端)運動軌跡構成的葉端軌跡平面或旋翼錐體，將向飛行前進方向傾斜，旋翼產(chǎn)生的總拉力也跟著向前傾斜，旋翼總拉力的一個分量就成為向前飛行的拉力，從而實現(xiàn)了向前飛行。圖2.5.4 周期變距圖解圖2.5.3 旋翼操縱機構2.5.2 直升機的構型變化直升機旋翼的旋轉產(chǎn)生了升力的同時，空氣對旋翼的反作用也形成了一個與旋翼旋轉方向相反的作用力矩，驅使直升機的機體反向旋轉，這就是所謂的直升機力矩及力矩平衡問題。較早致力于力矩和力矩平衡方面研究的是德國人貝納恩(BRBeenal)和阿赫班奇(Achenbach)。他們兩人分別于1897年和1874年提出安裝一個尾槳來平衡直升機旋翼產(chǎn)生的反向力矩的方案。通過安裝尾槳，可產(chǎn)生一個平衡力矩，以抵消旋翼力矩，保證直升機的平衡飛行。實際上這就是后期發(fā)展成熟的單槳式直升機的萌芽。此后，許多直升機事業(yè)的先驅者都試圖研究并解決飛行力矩問題，運用兩個或更多的旋翼來克服飛行力矩，其原理是使這些旋翼以相反的方向旋轉，使各自的飛行力矩彼此抵消保證平衡。探索的結果導致了直升機幾種不同的結構形式：單槳式、共軸式、橫列式、縱列式、多槳式等的問世。 單槳式成為后來實用直升機的主要形式。這種形式最早出現(xiàn)于1874年，是阿赫班奇設計的。這架水蒸氣機驅動的直升機包含一個舉力旋翼和一個推進式螺旋槳，一個方向舵和一個尾槳。這是用尾槳平衡直升機力矩的第一架直升機。共軸式結構是在同一個軸上安裝兩個旋轉方向相反的旋翼，這樣兩旋翼所產(chǎn)生的力矩就彼此抵消了。早期直升機多采用這種結構形式，其最早的設計是布萊特于1859年作出的。由于動力的緣故，這架直升機沒有進行過試驗。早期取得一定成功的共軸式直升機是美國人埃米爾貝林納(EBeliner)于1909年設計的。他的直升機安裝了兩臺發(fā)動機，與共軸的旋翼相連。旋翼采用堅硬的木質槳葉，通過傾斜整個族翼及部分機身來達到控制。這架直升機成功地飛行了三次。圖2.5.5 直升機的構型(a) 單旋翼直升機 (b) 共軸雙旋翼直升機 (c) 縱列雙旋翼直升機 (d) 橫列雙旋翼直升機縱列式結構是通過沿身體前后排列的兩個旋向相反的旋翼，來克服直升機的力矩的。1907年，法國人泡特科努(PComu)制造了一個外形結構與縱列式結構非常相似的直升機，并成功地進行了它行試驗，但這種結構在早期發(fā)展的直升機中較多采用，主要原因是機身長，重心變化范圍大，穩(wěn)定性差。橫列式結構是通過沿機體橫向左右排列的兩個旋轉方向相反的旋翼來克服直升機力矩的。這種結構的直升機最早出現(xiàn)在1908年與1909年間，是由美國人貝林納設計制造的。它將兩個旋翼并排安裝在機翼兩端，通過傾斜整個旋翼及部分機身實現(xiàn)飛行控制。同樣，這種結構形式后來也較少采用。多槳式結構一般用于大型直升機上，它運用三個或更多的旋翼。在早期的研究中，這種型式運用較多。法國的孔薩斯于1845年設計的直升機就是這種直升機最早的代表。它以蒸氣機為動力，有一個主旋翼和兩個分別用于控制和推進的副旋翼。由于這種結構形式比較復雜，所以后來沒有得到采用。2.5.3 旋翼機的飛行原理從外形看，旋翼機和直升機幾乎一模一樣：機身上方安裝有大直徑的旋翼，在飛行中靠旋翼的旋轉產(chǎn)生升力。但是除去這些表面上的一致性，旋翼機和直升機卻是兩種完全不同的飛行器。旋翼機實際上是一種介于直升機和飛機之間的飛行器，它除去旋翼外，還帶有推進螺旋槳以提供前進的動力，有時也裝有較小的機翼在飛行中提供部分升力。旋翼機的旋翼不與發(fā)動機傳動系統(tǒng)相連，在旋翼機飛行的過程中，由前方氣流吹動旋翼旋轉產(chǎn)生升力，是被動旋轉；而直升機的旋翼與發(fā)動機傳動系統(tǒng)相連，既能產(chǎn)生升力，又能提供飛行的動力，是主動旋轉。在飛行中，旋翼機同直升機最明顯的分別為：直升機的旋翼面向前傾斜，而旋翼機的旋翼則是向后傾斜的。由于旋翼機的旋翼為自轉式，傳遞到機身上的扭矩很小，因此旋翼機無需單旋翼直升機那樣的尾槳，但是一般裝有尾翼，以控制飛行。有的旋翼機在起飛時，旋翼也可通過“離合器”同發(fā)動機連接，靠發(fā)動機帶動旋轉而產(chǎn)生升力，這樣可以縮短起飛滑跑距離。等升空后再松開離合器隨旋翼在空中自由旋轉。旋翼機飛行時，升力主要由旋翼產(chǎn)生，固定機翼僅提供部分升力。有的旋翼機甚至沒有固定機翼，全部升力都靠旋翼產(chǎn)生。旋翼機的飛行原理和構造特點決定了它的速度慢、升限低、機動性能較差，但它也有著一些優(yōu)點：(1)安全性較好；(2)振動和噪音??；(3)抗風能力較強。由于旋翼機的旋翼旋轉的動力是由飛行器前進而獲得，如果發(fā)動機在空中停車，旋翼機仍會靠慣性繼續(xù)維持前飛，并逐漸減低速度和高度，高度下降的同時，自下而上的相對氣流可以為維持旋翼的自轉，從而提供升力。這樣，旋翼機便可憑飛行員的操縱安全地滑翔降落。即使在飛行員不能操縱，旋翼機失去控制的特殊情況下，也可以較慢速度降落，因而是比較安全性的。當然，直升機也是具備自轉下降安全著陸能力的。但它的旋翼需要從有動力狀態(tài)過渡到自轉狀態(tài)，這個過渡要損失一定高度。如果飛行高度不夠，那么直升機就可能來不及過渡而觸地。旋翼機本身就是在自轉狀態(tài)下飛行的，不需要進行過渡，所以也就沒有這種安全轉換所需的高度約束。由于旋翼機的旋翼是沒有動力的，因此它沒有由于動力驅動旋翼系統(tǒng)帶來的較大的振動和噪音，也就不會因這種振動和噪音而使旋翼、機體等的使用壽命縮短或增加乘員的疲勞。旋翼機動力驅動螺旋槳對結構和乘員所造成的影響顯然比直升機動力驅動旋翼要小得多。另外，旋翼機還有一個很可貴的特點，就是它的著陸滑跑距離大大短于起飛滑跑距離，甚至可以不需滑跑，就地著陸。旋翼機的抗風能力較高，而且在起飛時，風有利于旋翼的起動和加速旋轉，可以縮短起飛滑跑的距離，當達到足夠大的風速時，一般的旋翼機也可以垂直起飛。一般來說，旋翼機的抗風能力強于同量級的固定翼飛機，而大體與直