最全圖解直升機的結構(最全)

1、直升機結構圖解 之一機身結構圖轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 圖解直升機的結構之二機身 機體用來支持和固定直升機部件、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，使直升機滿足既定技術要求。機體是直升機的重要部件。下圖為 uh60a 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。旋翼、尾槳傳給機體的交變載荷，引起機身結構振動，影響乘員的舒適性及結構的疲勞壽命。因

2、此，在設計 機身結構時，必須采取措施來降低直升機機體的振動水平。軍用直升機機體結構應該有耐彈擊損傷和抗墜撞的能力。 近年來，復合材料日益廣泛地應用于機身結構，與 鋁合金相比較，它的比強度、比剛度高，可以大大減輕結構重量，而且破損安全性能好，成型工藝簡單，所以受到人 們的普遍重 視。例如波音 360 直升機由于采用了復合材料結構新技術以及先進氣動、振動和飛行控制技 術，可使巡 航速度增加 35，有效載荷增加 1296，生產(chǎn)效率提高 50。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 之三發(fā)動機直升機的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

3、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(zhì)量比和功率體積比 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 直升機用渦輪鈾發(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 使用活塞式發(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。航空渦輪軸發(fā)動機航空渦輪軸發(fā)動機，或簡稱為渦鈾發(fā)動機，是一種輸出軸功率的渦輪噴氣發(fā)動機。法國 是最先研制渦軸發(fā)動 機的國家。50 年代初，透博梅卡公司研制成一種只有一級離心式葉輪壓氣機、兩級渦輪的單轉(zhuǎn)于、輸出軸功率的直升 機用發(fā)動機，功率達

4、到了 206kw(280hp)， 成為世界上第一臺直升機用航空渦輪軸發(fā)動機，定名為“阿都斯特l”(art ouste1)。首先裝用這種發(fā)動機的直升機是美國貝爾直升機公司生產(chǎn)的 bell 47(編號為 xh13f)，于 1954 年進行了首 飛。渦軸發(fā)動機自從問世近 40 年來，產(chǎn)品不斷改進發(fā)展，結構、性能一代比一代好，型號不斷推陳出新。據(jù)不完 全統(tǒng)計，世界上直升機用航空渦軸發(fā)動機，經(jīng)歷了四代發(fā)展時期，輸出軸功率從幾十千瓦到數(shù)千千瓦，大大小小約有 二十幾個發(fā)展系列。西方典型的四代航空渦軸發(fā)動機轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 渦軸發(fā)動機分類渦軸發(fā)動機據(jù)其動力渦輪的形式不同，可分為固定渦輪軸發(fā)動機和自

5、由渦輪軸發(fā)動機兩種。前者的動力渦輪 和燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)于，共同固定在同一根軸上；后者的動力渦輪和燃氣發(fā) 生器轉(zhuǎn)子，分別固定在兩根軸上，動力渦軸與 燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)于彼此無機械聯(lián)系，動力渦軸呈“自由”狀態(tài)。自由渦輪軸發(fā)動機，又可分為后出軸和前出軸兩種。渦軸發(fā)動機的主要機件及其工作原理與一般航空噴氣發(fā)動機一樣，渦軸發(fā)動機也有進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪及排氣 裝置等五大機件， 渦軸發(fā)動機典型結構如下圖所示。結構之四減速器直升機一般為齒輪傳動式主減速器(如下圖所示)， 它有發(fā)動機的功率輸入端以及與旋翼、尾 槳附件傳動軸相聯(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。

6、主減速器工作特點及要求轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 主減速器的工作特點是減速、轉(zhuǎn)向及并車。它將高轉(zhuǎn)速小扭短的發(fā)動機功率變成低轉(zhuǎn) 速、大扭短傳遞給旋翼 軸，并按轉(zhuǎn)速、扭矩需要將功率傳遞給尾槳、附件等，在直升機中它 還起作中樞受力構件的作用，它將直接承受旋翼 產(chǎn)生的全部作用力和力矩并傳遞給機體。 根據(jù)主減速器的工作特點，對其性能有如下要求：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 3000kw 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

7、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 l/7l9。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(zhuǎn) 速與旋翼轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速相差 十分懸殊，有的直升機總減速比高達 120。轉(zhuǎn)速差 越大，旋翼軸的扭矩也越大，齒輪載荷就越高。為了減輕載荷，就必須采取多級傳動和復雜的齒輪傳動系等卸載措施， 這勢必給傳遞效率帶來不利影響。 一般現(xiàn)代直升機減速器的傳遞效率大致保持在 0.985 左右。壽命長、可靠性好。盡管設計時，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

8、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。這樣的翻修可以進行數(shù)次，每兩次送廠翻修的間 隔時間稱作翻修 間隔期，或稱主減速器翻修壽命。 對于主減速器的可靠性，常用平均故障間隔時間(mtbf)表示，即主減速器在實際使 用中，所發(fā)生故障的次數(shù)對工作時間的平均值(或每兩次故障之間的平均時間)。干運轉(zhuǎn)能力強。由于主減速器內(nèi)部齒輪多、載荷重，工作時需要滑油循環(huán)流動行潤 滑，以保證主減速器正常工作，一旦失去滑油，齒 輪之間、軸與軸之間便會因過熱而“燒蝕”，后果十分嚴重。為了保證飛行安全，特別是軍用

9、直升機應要求主減速器一 旦斷油后，有一定干運轉(zhuǎn)能力?，F(xiàn)代直升機上主減速器一般有 3040min 的于運轉(zhuǎn)能力，使飛行員能夠繼續(xù)完成作戰(zhàn) 任務，能安全返場或緊急著陸。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 外形和部面圖（右圖）。該主減速器機匣為鋁合金(或鎂合金)鑄件，構成主減速 器的主要承力構件，內(nèi)部裝有帶游星齒輪及軸系的減 速裝置和 滑油潤滑系統(tǒng)附件。旋翼軸從頂部伸出，四周有兩個與發(fā)動機 動力輸出軸相連的安裝座以及尾傳動軸、其 他附件傳動軸相聯(lián)

10、的安裝座，最下方為滑油池。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 和軸承面的摩擦和磨損，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)應保證在各種工作條件下潤滑可靠，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。主減速器工作情況的檢查由于使用中不可能采用目視查看和直接檢測的方法檢查主 減速器內(nèi)部零件的技術狀態(tài)，除使用時空勤人員可通過 滑油溫 度和壓力指示，以及滑油系統(tǒng)中金屬屑報警裝置等判斷滑油系 統(tǒng)是否工作正常，還應通過定期檢查減速器中 滑油的狀態(tài)來判 斷這減速器零件的技術狀態(tài)，因為使用時間到翻修間隔期

11、后， 要及時返廠翻修，這樣方能保證直升 機關鍵部件主減速器 的安全可靠工作。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 結構之五旋翼旋翼系統(tǒng)中，槳葉是提供升力的重要部件，對槳葉設計除去氣動力方面的要求之外，還 有動力 學和疲勞方面的要求。例如所設計的槳葉的固有頻率不與氣動激振力發(fā)生共振，槳葉 揮舞、擺振基頻滿足操縱穩(wěn)定性 和“地面共振”等要求；槳葉承力結構能有高的疲勞性能或 采用破損安全設計等等。旋翼槳葉的發(fā)展是建立在材料、工 藝和旋翼理論基礎上的。依據(jù)槳 葉發(fā)展的先后順序，它有混合式槳葉、金屬槳葉和復合材料槳葉三種形式。由于混合 式槳葉 在 50 年代后期逐漸被新式槳葉所代替，目前只在重型直升機米6、米2

12、6 上使用。金屬槳葉 金屬槳葉是由擠壓的 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，如下圖所示。這種槳葉比混合式槳葉氣動 效率高，剛度好，同時加工比較簡單，疲勞 壽命較高。因此在 50 年代后期，金屬槳葉逐漸 替代了混合式槳葉。復到了 70 年代初，隨著復合材料的普遍使用，旋翼槳葉又進入一個新的 發(fā)展階段，即使用復合材料槳葉。 合材料槳葉 如下圖所示為“海脈”直升機的復合材料槳葉結構，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

13、各布 置了一個“z”形梁。前后“z”形梁 與蒙皮膠接在一起，使槳葉剖面形成多閉室結構；另外，槳葉蒙皮全部采用了與展向呈 +-45 度的碳纖維布鋪成，顯然這些都是為了提高槳葉的扭轉(zhuǎn)剛度。槳葉采用泡沫塑料作為內(nèi)部支承件，前緣包有不 銹鋼片防止磨蝕。復合材料槳葉根部連接方式是一個突出的問題。為了不切斷玻璃纖維，一般方式是使纖維纏繞在金屬件上。 如下圖所示的“海脈”直升機槳葉，把纖維直接纏繞在金屬襯套上，使槳根結構干凈光滑，沒有明顯的應力集中。它不 僅提高了疲勞強度，也大大減少了維護工作量。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 圖解直升機的結構之七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

14、總距及周期變 距操縱都要通 過它來實現(xiàn)。 下圖所示為“云雀” iii 直升機的自動傾斜器。結構之九尾槳尾槳是用來平衡反扭矩和對直升機進行航向操縱的部件。旋轉(zhuǎn)著的尾槳相當于一個垂直安定面， 能對直升機航向起穩(wěn)定作用。雖然后槳的功用與旋翼不同，但是它們都是由旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生空氣動力、在前飛時處于不對稱氣流中工作的狀態(tài)，因此尾槳結構與旋翼結構有 很多相似之處。尾槳的結構形式有蹺蹺板式、萬向接頭式、鉸接式、 無軸承式、“涵道尾槳” 式等等。前面幾種形式與旋翼形式中的討論相似，只是鉸接式尾槳一般不設置擺振鉸。70 年代 以來，又發(fā)展了無軸承尾槳(包括采用交*式布置無軸承尾槳)及“涵道尾槳”。“涵道尾槳”是把尾

15、槳置于機身尾斜梁的“涵 道”之中。下圖為直 9 直升機的“涵道風扇”尾槳。涵道風扇直徑小，葉片數(shù)目多。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 前飛時尾面可以提供拉力，因此，可以減小尾槳的需用功率。但在懸停時“涵道風 功率消耗偏大，對直升機 懸停和垂直飛行性能不利。可以避免地面人員或機外物體與尾槳相碰撞，安全性好之十傳動機構傳動軸發(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(見下圖)。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 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性要求高。直升機在飛 行中傳動軸的

16、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)。之八起落架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，減少著陸時撞擊引起 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(cè)穩(wěn)定性的浮筒，或應急迫 降浮筒。對于

17、艦載直升機，還需裝備特殊著艦 裝置，如拉降設備等。以下分別介紹各種形式 起落裝置的結構特點。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 落架減展器除了具有 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”。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。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 右圖所示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 l 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

18、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，起落架只要剛剛接觸地面，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，可保證起落架在各狀態(tài)下具有避 免“地面共振”所需的剛度，并在觸地的全 過程都提供足夠的阻尼，消除“地面共振”。此外，為 提供所需的側(cè)向剛度，對直升機機輪也有些特殊要求。直升機的結構之十一燃油系統(tǒng)渦輪軸發(fā)動機的燃油系統(tǒng)(如下圖所示)，由燃油泵、燃油濾、噴油嘴等組成， 以保證發(fā)動機在各種工作狀態(tài)和各種飛行條件下所需要的燃油流量。根據(jù)直升機飛行需要，對渦軸發(fā)動機燃油系統(tǒng)有

19、 以下要求：能在較寬的溫度范圍內(nèi)正常供 油。一般要求的外界氣溫范圍為-60 一 60。氣溫過低，可能導致處于懸浮 狀 的水分結冰，而沉積在燃油濾上將其堵 塞，使進入發(fā)動機的燃油減少，致使發(fā) 動機停車；氣溫過高，燃油在劇熱 之下也會分解形成焦炭，同樣會影響燃油系 統(tǒng)正常供油。應具有抗墜毀、抗彈擊能力。 要求在設計上減少燃油管道外露，防止 彈傷；采取余度設計，以保證在某些 附 件損壞后仍能保持燃油系統(tǒng)正常輸油； 采取吸油式燃油輸油泵以及墜毀自封措 施，防止墜毀時燃油外泄起火。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 保證燃油良好的霧化質(zhì)量。要 求燃油系統(tǒng)在發(fā)動機處于各種狀態(tài)都能 通過噴嘴或甩油盤在燃燒室中使燃

20、油 均 勻霧化十二機載設備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等。隨著現(xiàn) 代直升機技術發(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，先進的機載設備在提高直升機的使用效能和保證經(jīng) 濟性、安全性方面具有不可替代的突出作用。據(jù)有關統(tǒng)計資料，80 年代中期的民用直升機上，機載設備只占總價的 5； 軍用直升機上，機載設備占總價的 30一 40。隨著對民用直升機和軍用直升機的性能要求的不斷提高和軍、民用直升機應用領域的

21、不斷拓展，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，而軍用直升機，尤其是專用武 裝直升機、特種部隊所裝備的直升機機載設備所占價格比已上升至 50左右。美國正在研制的 rah66 輕型偵察攻 擊直升機，其機載設備所占的價格比已超過 60。直升機的飛行自動控制系統(tǒng)轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 由于直升機有懸停、垂直升降及后飛的功能，其自動飛行控制系統(tǒng)和全向空速系統(tǒng)在技術上較特殊。與固定翼飛機相比，作為被控制對象的空中飛行的直升機，運動狀態(tài)更為復雜。固定翼飛機飛行時可視為六 自由度的運動物體。而對直升機而言，還必須考慮旋翼、尾槳的旋轉(zhuǎn)， 直升機一系列

22、特有的飛行狀態(tài)，如懸停、垂直 上升和下降、自轉(zhuǎn)下降等。旋冀旋轉(zhuǎn)時除產(chǎn)生 升力外還產(chǎn)生操縱直升機運動的縱向、側(cè)向力，俯仰、滾轉(zhuǎn)力矩。因此， 與固定翼飛機相比，直升機的飛行控制有顯著區(qū)別。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。液壓助力器液壓助力器是系統(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

23、 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機件所組成 (見下圖)：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(zhuǎn)換成機械能，輸入搖臂機構則起著操縱和反饋作用。轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 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；裝 有制動器的雙系統(tǒng)供油的液壓助力器；裝有主、副液壓分油滑閥的雙壓助力器(有的在主液壓分油滑閥上帶有阻尼活塞)。在較小型直升機上只有一套液壓系

24、統(tǒng)就能進行滿意的操縱，甚至將液壓系統(tǒng)關閉或發(fā)生 故障時也能飛行。但 大的直升機上有雙套或更多獨立的液壓系統(tǒng)來保證時時有一個系統(tǒng)在工作，以確保飛行安全。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槳葉周期變距位置發(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 0207 kgcm，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

25、設置了桿(舵)力配平機構。目前直升機上的配平機構有兩種類型，即用磁性制動器或用雙向傳動電動機構，從而達 到卸載作用。配平機 構的按鈕都裝在駕駛桿頂端，飛行中使用非常方便。直升機自動飛行控制轉(zhuǎn)自鐵血 社區(qū)ttp:/bb 一般直升機的操縱力矩較小，操縱響應遲緩，而且直升機操縱時的協(xié)調(diào)動作多，加上直升機自身穩(wěn)定性較差， 因而使直升機駕駛員工作負擔重、易于疲勞，而且也難以掌握直升機 的駕駛技術。為此，越來越多的直升機上設計了 自動飛行控制系統(tǒng)，如自動駕駛儀和增穩(wěn)裝置，以減輕飛行員的負荷、改善直升機的穩(wěn)定性。在四五十年代間出現(xiàn)了初期的系統(tǒng)，即利用傳感器(姿態(tài)角、航向角、高度和加速度等 傳感器)的電信號控

26、制 液壓舵機，舵機按并聯(lián)或串聯(lián)方式接入操縱系統(tǒng)，通過自動傾斜器使 槳葉進行周期變距自動穩(wěn)定來控制俯仰角和傾斜 角，通過尾槳變距來穩(wěn)定和控制航向角，通 過控制總距來穩(wěn)定和改變飛行高度，還可以用速度信號控制俯仰角來穩(wěn)定 飛行高度。在 70 年代功能發(fā)展到包括自動懸停、自動過渡飛行、自動載荷穩(wěn)定、全天候自動飛行及拉降著艦 (直升機 在顛簸的艦面上降落時，用艦上鋼索掛上并拖拉直升機，使它安全降落)、自動穩(wěn)定 等。另外，也可以與其他設備交 聯(lián)以提高直升機的戰(zhàn)斗性能，如：地形回避、反潛吊放聲吶 電纜角自動穩(wěn)定、反潛搜索時飛行航跡的自動控制等。很 多新技術，如射流式系統(tǒng)、增穩(wěn)系 統(tǒng)、數(shù)字式控制系統(tǒng)、電傳系統(tǒng)

27、、變穩(wěn)系統(tǒng)等也先后進行了試驗和應用。聯(lián)軸節(jié)聯(lián)軸節(jié)是傳動軸與鈾之間的聯(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)傳動軸間的角位 移和線位移補償?，F(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。 聯(lián)軸節(jié)的 種類比較多，主要有以下 4 種(如下圖所示)：轉(zhuǎn)帖圖解直升機的結構之五 旋翼0旋翼系統(tǒng)中，槳葉是提供升力的重要部件，對槳葉設計除去氣動力方面的要求之外，還 有動力學和疲勞方面的要求。 例如所設計的槳葉的固有頻率不與氣動激振力發(fā)生共振，槳葉 揮舞、擺振基頻滿足操縱穩(wěn)定性和“地面共振”等要求； 槳葉承力結構能有高的疲勞性能或 采用破損安全設計等等。旋翼槳葉的

28、發(fā)展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎上的。 依據(jù)槳 葉發(fā)展的先后順序，它有混合式槳葉、金屬槳葉和復合材料槳葉三種形式。由于混合式槳葉在 50 年代后期逐 漸被新式槳葉所代替，目前只在重型直升機米6、米26 上使用。金屬槳葉 金屬槳葉是由擠壓的 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，如下圖所示。這種槳葉比混合式槳葉氣動 效率高，剛度好，同時加工比較簡單，疲勞壽 命較高。因此在 50 年代后期，金屬槳葉逐漸 替代了混合式槳葉。復到了 70 年代初，隨著復合材料的普遍使用，旋翼槳葉又進入一個新的 發(fā)展階段，即使用復合材料槳葉。合 材料槳葉

29、 如下圖所示為“海脈”直升機的復合材料槳葉結構，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，使槳葉剖面形成多閉室結構；另外，槳葉蒙皮全部采用了與展向呈 +-45 度的碳纖維布鋪成，顯然這些都是為了提高槳葉的扭轉(zhuǎn)剛度。槳葉采用泡沫塑料作為內(nèi)部支承件，前緣包有不銹 鋼片防止磨蝕。復合材料槳葉根部連接方式是一個突出的問題。為了不切斷玻璃纖維，一般方式是使纖維纏繞在金屬件上。如下 圖所示的“海脈”直升機槳葉，把纖維直接纏繞在金屬襯套上

30、，使槳根結構干凈光滑，沒有明顯的應力集中。它不僅提高 了疲勞強度，也大大減少了維護工作量。第一種金屬漿葉的大梁有一個好玩的設計，那就是他的大梁是空心的像一根橢圓形的空心金屬管子。正常時這根管子 里充了一定壓力的氣體。當大梁出現(xiàn)裂縫時氣壓會下降導致在翼根處的一個透明半球由白色變成紅色。所以維護人員 一眼就可以看出大梁是否有裂縫。這是當年俺師傅教的。還請更多朋友來討論。其實很巧，俺參與過這兩種旋翼的修理。轉(zhuǎn)帖圖解直升機的結構之六 槳轂0旋翼系統(tǒng)由槳葉和槳轂組成。旋翼形式是由槳毅形式?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，已在實踐中應用的旋翼形式有鉸接式、蹺蹺板式、無鉸式和無軸

31、承式，它們各自的原理如下表所示。一、槳轂結構特點(一)鉸接式鉸接式(又稱全鉸接式)旋翼槳轂是通過槳轂上設置揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸來實現(xiàn)槳葉的揮舞、擺振和變距運動。 典型的鉸接式槳轂鉸的布置順序(從里向外)是由揮舞鉸、擺振鉸到變距鉸，如圖 221 所示。也有揮舞鉸與擺振鉸 重合的。在軸向鉸中除了用推力軸承來負擔離心力并實現(xiàn)變距運動外，另一種流行的方式是利用彈性元件拉扭桿來執(zhí)行這個功 能，如圖 222 所示。這樣在旋翼進行變距操縱時必須克服拉扭桿的彈性及扭短，為了減小操縱力，就必須使拉扭 桿有足夠低的扭轉(zhuǎn)剛度。鉸接式槳轂構造復雜，維護檢修的工作量大，疲勞壽命低。因此在直升機的發(fā)展中一直在努力改善這

32、種情況。在 2 0 世紀 60 年代后期開始發(fā)展的層壓彈性體軸承(橡膠軸承)也是解決這個問題的一個較好的方案，現(xiàn)已實際應用。層壓彈性體軸承也可稱為核膠軸承，以圖 223b 中徑向軸承為例，這是由每兩層薄橡膠層中間由金屬片隔開并 硫化在一起。內(nèi)外因的相對轉(zhuǎn)動是通過橡膠層的剪切變形來實現(xiàn)的，而徑向負荷則要由橡膠的受壓來傳遞。圖中還表 示了層壓彈性軸承的一些基本形式，并標示了它允許的相對運動方向和受力方向。圖 224 為槳轂一個支管的構造。軸承組件的主要部分是一個球面彈性體軸承，槳葉的揮舞及擺振運動全部通 過這個軸承來實現(xiàn)。此外靠近內(nèi)端有一個層壓推力鈾承，槳葉變距運動的 85通過這個軸承的扭轉(zhuǎn)變形來

33、實現(xiàn)，其余 15則由球面軸承來實現(xiàn)。這種形式的槳轂是用一組層壓彈性體軸承組件來實現(xiàn)揮舞鉸、擺振鉸、變距鉸三鉸的功能， 這樣使構造大大簡化，零件數(shù)量也大大減少。同時由于不需要潤滑及密封，維護檢修的工作量亦少很多。(二)槳轂減擺器鉸接式旋翼在擺振鉸上都帶有槳轂減擺器，簡稱為減擺器，為槳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”，保證其有足夠的穩(wěn)定性裕度是必要的。此外，對于裝備渦輪軸發(fā)動機的直升機，發(fā)動機、傳動系統(tǒng) 及旋翼整個系統(tǒng)的扭轉(zhuǎn)振動，由于存在著燃油控制系統(tǒng)而形成一個閉合回路，也存在著操縱響應的穩(wěn)定性問題。對于 這樣一種自激振動，減擺器對集合型的擺振運動提供的阻尼也是有利的

34、，即可以保證所要求的穩(wěn)定性裕度。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 225 為這種減擺器的原理，圖 226 表 示了這種減樓器在槳轂上可能的安裝情況。當槳葉繞垂直鉸來回擺動時，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。液壓減擺器的減擺力矩比較穩(wěn)定，它不像摩擦減擺器那樣需經(jīng)常檢查及調(diào)整。但如果油液泄 漏使空氣進入，則會顯著地改變減擺器的特性。因此，除了在減擺器上帶密封裝置外，往往還需要有油液補償裝置。2粘彈減擺器70 年代開始出現(xiàn)了用粘

35、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 227。減擺器由當中的金屑扳及其兩邊的兩塊外部金屬板構成。內(nèi)部金屬板 及兩塊外部金屑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)部金屬板一端與鈾向鉸軸頸相連，而外部 金屬板則與中間連接件相連接。槳葉繞垂直鉸擺動時，由硅橡膠層的往復剪切變形使減擺器產(chǎn)生往復軸向變形。粘彈 材料變形時將產(chǎn)生內(nèi)摩擦，內(nèi)摩擦力在相位上滯后變形 90，這些變形要消耗能量，從而起到了阻尼的作用。粘彈減擺 器突出的優(yōu)點是結構簡單，除了目視檢查外，不需要維護。這種減擺器不僅提供了阻尼也對槳葉擺振運動附加

36、了剛度， 提高了槳葉擺振固有頻率。在低溫下硅橡膠會硬化，這是設計時應注意的問題。(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應用的同時，貝爾公司發(fā)展了萬向接頭式旋翼，并將其成功地應用在總重量一噸 級的輕型直升機 bell47 上。50 年代中期又把萬向接頭式進一步發(fā)展成統(tǒng)統(tǒng)板式，研制了總重量達 4 噸多的中型直升機 uhl 和 9 噸級的 beh214 直升機。雖然這兩種族翼形式除了貝爾公司外很少采用，但僅僅bell47 型及 uhl 系列直 升機產(chǎn)量就很大，應用也很廣泛。圖 228 所示為 bell47 型直升機萬向接頭式旋翼槳轂的構造，圖 2。29 為其原理圖。兩片槳葉通

37、過各自的軸 向鉸和槳轂殼體互相連接，而槳轂殼體又通過萬向接頭與旋翼軸相連。揮舞運動通過萬向接頭 bb 鉸實現(xiàn)。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。a-a 鉸的轉(zhuǎn)動實現(xiàn)。蹺蹺板式旋翼和萬向接頭式旋翼的主要區(qū)別是槳轂殼體只通過一個水平鉸與旋翼軸相連，這種槳轂構造比萬向接 頭式簡單一些，但是周期變距也是通過變距鉸來實現(xiàn)。一般變距鉸采用拉扭桿來負擔離心力。這兩種槳轂形式與鉸接 式相比，其優(yōu)點是槳轂構造簡單，去綽了擺振鉸、減擺器，兩片槳葉共同的揮舞鉸不負擔離心力而只傳遞拉力及旋翼 力矩，軸承負荷比較小，沒有“地面共振”問題。但是，這種旋翼操縱功效和角速度阻尼比較小，為了加大角速度阻

38、尼， 這種形式的旋翼都要帶機械增穩(wěn)裝置穩(wěn)定桿，沒有辦法改善操縱功效，對于機動性要求較高的直升機，上述缺點 就很突出。(四)無鉸式從 40 年代到 60 年代，鉸接式旋翼是主要的旋翼形式。在長期的應用中這種形式發(fā)展得比較成熟，經(jīng)驗也比較多。 但是，由于結構復雜、維護工作量大、操縱功效及角速度阻尼小等固有的缺點，這種形式不夠理想。因此，從50 年代 起，除了簡化鉸接式旋冀結構外，還開始了無鉸式旋翼的研究工作。經(jīng)過長期的理論與試驗研究，印年代末及70 年代 初無鉸式旋翼進入了實用階段。帶有無鉸式旋翼的宜升機如德國的bo105，英國的“山貓”(wg13)等，它們?nèi)〉昧?成功并投入了批生產(chǎn)。與鉸接式旋冀

39、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，本節(jié)著重介紹無鉸旋冀的結構特點。(1)bo105 型直升機的無鉸式旋翼如圖 2210 所示為 bo105 型直升機無較式旋翼，它的槳轂尺寸比較緊 湊，剛度也很大，變距鉸在槳葉根部與槳轂相連，槳葉揮舞和擺振運動是通過玻璃鋼槳葉根部的彎曲變形來實現(xiàn)的。這種槳葉是屑于擺振柔軟型旋翼槳葉，擺振頻率 n，1，065，旋翼結構錐度角為 25。(2)“山貓”直升機的無鉸式旋翼圖 22ll 所示為山貓直升機槳轂結構，它與 bo105 直，升機槳轂相比剛度要小， 槳葉的揮舞運動由和槳軸相聯(lián)的揮舞柔性件彎曲

40、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)。 這種族翼是采用了消除耦合的設計，它的擺振頻率。wvl=043，也是擺振柔軟的旋翼。(3)星形柔性槳轂圖 2212 所示為法國航宇公司的 sa365n“海豚” ii 型直升機的星形柔性旋翼槳轂構造，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)、夾板和自潤滑關節(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)軸承套裝在星形件四個支臂的外端，而軸承座通過粘彈減擺器與夾板相連接。上、下夾 板在外端連接槳葉，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。1整流罩 2自潤滑關節(jié)軸承 3粘彈減擺器 4夾板