直升机资料.doc

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1、遥控器组成：发动机油门、升降舵、方向舵和副翼，PPM为脉位调制，而PCM则为脉宽调制，前者是在发射时将模拟信号转换为数字信号，而接受时再将数字信号转换为模拟信号，经放大电路驱动执行机械动作。而PCM则不同，它是一种纯数字信号输出的形式，所以信号还原好，受到的外界干扰也小，并且电路的设计和调试也相对简单。直升机的组成部分：1. 总距操纵杆2. 操纵杆3. 脚蹬4.操控方式：动力来源：1.涡轮轴发动机、2.活塞式发动机通过由传动轴及减速器等组成的机械传动系统来驱动降落方式：起飞跑道:汽油种类：材料选择：辅助设施：目前市场上的飞机类型： EV97、 EV97规格参数：机身高度：2.34米。机身长度：

2、5.98米。重量：475公斤。百公里油耗：6L左右。飞行极限速度：180-200km/h市场报价：60万。厂家：沈阳飞机公司飞行驾照：4万。2.MD600N交流方式：航空俱乐部 航空院校 ；河南省安阳航空学校以直升机为主主题内容直升机驾驶舱操作机构组成1. 驾驶杆（周期变距杆）：驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操纵线系与旋翼的自动倾斜器连接。驾驶杆偏离中立位置：向前直升机低头并向前运动；向后直升机抬头并后退；向左直升机向左倾斜并向左侧运动；向右直升机向右倾斜并向右侧运动。2. 脚蹬：位于座椅的下部，对于单旋翼带尾桨的直升机来说，驾驶员操纵脚蹬可以控制尾桨变距改变尾桨推力（拉力），对直升机实施航向

3、把控。3. 油门总距杆：通常位于驾驶员座椅的左方，由驾驶员左手操纵，此杆可同时操纵旋翼总距和发动机油门，实现总距和油门联合操纵。4. 油门调节环：位于油门总距杆的顶端，在不改变总距油门杆的情况下，驾驶员左手拧动油门调节环可以在较小的发动机转速范围内调整其输出功率。5. 直升机配平调整片开关：又称配平操纵。主要原因是.因为直升机在飞行中驾驶杆上的载荷，不同于飞机的舵面载荷，如果直升机旋翼使用可逆式操纵系统，那么驾驶杆要受周期（每一转）的可变载荷，而且此载荷又会随着飞行状态的改变而产生某些变化。为了减小驾驶杆的载荷，大多数直升机操纵系统中都安装有液压助力器。操纵液压助力器可进行不可逆式操纵，即除了

4、操纵系统的摩擦之外，旋翼不再向驾驶杆传送任何力。为了得到飞行状态改变时驾驶杆力学变化的规律性，可在操纵系统中安装纵向和横向加载弹簧。因为直升机平衡发生变化（阻力及其力矩发生变化），驾驶杆的位置便随飞行状态变化而变化，连接驾驶杆的加载弹簧随着驾驶杆位置的变化而变化时，则驾驶杆力随着飞行速度不同也出现带有规律性的变化，这对飞行员来说是十分重要的。 为消除因飞行状态改变而产生的驾驶杆的弹簧载荷，可对弹簧张力进行调整，相当于飞机上的调整片所起的调整作用，因此在直升机因此在直升机上通常把此种调整机构称为调整片，或称作调平机构。弹簧张力是由调整片操纵开关或电动操纵按钮控制的。6. 自动倾斜器的主要零件包括

5、：旋转环连接桨叶拉杆，旋转环利用滚珠轴承连接在不旋转环上，不旋转环压在套环上；套环带有横向操纵拉杆和纵向操纵拉杆；操纵总桨距的滑筒。 直升机的驾驶杆动作时，旋转环和不旋转环随同套环一起向前、后、左、右倾斜或任意方向倾斜。 因为旋转环用垂直拉杆同桨叶链接，所以旋转环的旋转面倾斜会引起桨叶绕纵轴做周期性的转动，即旋翼每转一周重复一次，换句话说，每一桨叶的桨距将会产生周期性变化。为了解桨距的变化，应分析直升机的两种基本飞行状态，即垂直飞行状态和水平飞行状态。 垂直飞行，靠改变总距来实施，换句话说，就是靠同时改变所有桨叶的迎角来实施。此时所有桨叶同时增大或减小相同的迎角，就会相应地增大或减小升力，因而

6、直升机也会相应地进行垂直上升或下降。操纵总距是用座舱内驾驶员座椅左侧的油门总距杆。从下图中看出，若上提油门总距杆，则不旋转环和旋转环向上抬起，各片桨叶的桨距增大，直升机上升。若下放油门总距杆，直升机则垂直下降。直升机水平飞行要使旋翼旋转平面倾斜，使旋翼总空气动力矢量倾斜得出水平分力。旋转平面倾斜是靠周，期性改变桨距得到的。这说明，旋翼每片桨叶的桨距在每一转动周期中(每转一周)，先增大到某一数值，然后下降到某一最小数值，继而反复循环。各种方位的桨距周期性变化如下图所示。下面考察自动倾斜器未倾斜和向前倾斜时作用于桨叶上的各力。旋翼旋转时，每片桨叶上的作用力如下图所示：升力Y叶，重力G叶，挥舞惯性力

7、和离心力J离心力。层桨的构造同旋翼相似，不过比旋翼要简单得多。尾桨的每一桨叶和旋翼桨叶一样，其旋转铀转动。由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。尾桨操纵没有自动倾斜器，也不存在周期变距问题。靠蹬脚蹬改变尾桨的总距来操纵尾桨。当驾驶员蹬脚蹬后，齿轮通过传动链条带动蜗杆螺帽转动，蜗杆螺帽沿旋转轴推动滑动操纵杆滑动(见上图)，杆用轴承固定在三爪传动臂上，另一端则用槽与支座相连，以防止滑动操纵杆转动。三爪传动臂随同尾桨叶传动，通过三个拉杆使三片桨叶绕自身纵轴同时转动，此时，根据脚蹬蹬出方向和动作量大小，来增大或减小尾桨桨距。直升机操纵图解（暂无）三、直升机的反扭矩直升机飞行主要靠旅翼产生的拉力。

8、当旋翼由发动机通过旋转轴带动旋转时，旋翼给空气以作用力矩(或称扭矩)，空气必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼(或称反扭矩)，从而再通过旋翼将这一反作用力矩传递到直升机机体上。如果不采取措施予以平衡，那么这个反作用力矩就会使直升机逆旋翼转动方向旋转。旋翼的布局形式旋翼之所以会出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合形成了现代多种旋翼布局型式。1单旋翼带尾桨布局。空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力(或推力)相对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平

9、衡如上图的a。这种方式目前应用较广泛，虽然层桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。2双旋翼式布局。由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵列式双旋翼或者横列式双旋冀(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反方向转动，那么，空气对其中一副旋冀的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见图2120中的b、c、d、e。直升机尾桨（作用）尾桨像一个旋转平面垂直于旋翼转速平面的小螺旋桨，工作时产生拉力(或推力)。尾桨的作用可以概括为以下三点：1尾桨产生的拉力(或推力)通过力臂形成偏转力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩(即反扭转)；2相当于一个直升机的垂直安定面，改善直

10、升机的方向稳定性。而且，可以通过加大或减小尾桨的拉力(推力)来实现直升机的航向操纵；3某些直升机的尾轴向上斜置一个角度，可以提供部分升力，也可以调整直升机重心范围。尾桨和旋翼的动力均来源于发动机；发动机产生的功率通过传动系统，按需要再传给旋翼和尾桨。尾桨的旋转速度较高。直升机航向操纵和平衡反作用力矩，只需增加或减小尾桨拉力(推力)，对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。（类型）尾桨通常包括常规尾桨、涵道尾桨和无尾桨系统等三种类型。1常规尾桨这种尾桨的构造与旋冀类似，由桨叶和桨毂组成。常见的有跷跷板式、万向接头式和铰接式。2涵道层桨这种尾桨由两部分组成：一部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是

11、位于涵道中央的转子。其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。涵道尾桨的推力有两个来源：一是涵道内空气对叶片的反作用推力；二是涵道唇部气流负压产生的推力。3无尾桨系统无层桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷气口、压力风扇、带缝尾梁等几部分组成，如下图所示。压力风扇位于主减速器后面，由尾传动轴带动，风扇叶片的角度可调，与油门总距杆联动。尾梁后部有一可转动的排气罩与脚蹬联动。工作时风扇使空气增压并沿空心的尾梁向后流动。飞行中，一部分压缩空气从尾梁侧面的两道细长缝中排出，加入到旋翼下洗流中，造成不对称流动，使尾梁一例产生吸力，相当于尾部产生了一个侧向推力以平衡旋翼的反作用力矩(见上图

12、)；另一部分压缩空气由尾部的喷口喷出，产生侧向报力，以实现航向操纵，喷气口面积由排气罩的转动控制，受驾驶员脚蹬操纵。（总结）以上各型尾桨都各有其特点：常规尾桨技术发展比较成熟，应用广泛，缺点是受旋男下洗流影响，流场不稳定，裸露在外的桨叶尖端易发生伤人或撞击地面障碍物的事故；涵道层桨优点是安全性好，转于桨叶位于涵道内，旋翼下洗流干扰、影响较轻，且不易发生伤人接物的事故，缺点是消耗功率比较大；无尾桨系统的优点是安全可靠、振动和噪声水平低，前飞时可以充分利用垂直尾另的作用、减小功率消耗，缺点是悬停时需要很大功率，目前已进入实用阶段。四、悬停悬停是直升机在一定高度上保持航向和对地标位置不变的状态。直升

13、机的这一飞行特性不但能适应多种作业的需要，更能扩大其使用范围。无论是高大建筑物的屋顶平台，还是高山峡谷的狭小平地，它均能起降自如，实施多种作业。因此悬停是直升机区别于一般固定翼飞机的一种特有的飞行状态。虽然某些特种飞机，例如喷口转向飞机，也能作短时悬停，但由于它们产生平衡飞机重力喷口的推力面的载荷大大超过直升机旋翼的桨盘载荷，这样不便使这类飞机在相同飞行重量的悬停需用功率比直升机的高得多，而且过大的诱导速度引起悬停状态作业的环境条件大大恶化。此外垂直起落飞机的喷口对地面严重烧蚀等方面的问题限制了这类飞机的使用范围。直升机悬停时的力及需用功率悬停时，单旋翼式直升机力的平衡如下图所示。旋翼拉力在铅

14、垂面的升力分量T1与全拉的飞行重力G平衡；用于平衡反扭矩的尾桨推力T尾则等于旋翼在水平侧向分力T3。即铅垂方向：T1=G水平侧向：T尾=T3悬停时，直升机的需用功率由尾桨和传动等功率外加上旋冀所需功率组成，旋翼需用功率则主要由两部分组成：(1)旋翼产生拉力所付出的代价诱导功率P诱；(2)电于空气的粘性旋翼旋转时克服桨叶型阻需要耗费的功率型阻功率P型。即P悬停=P诱+P型必须指出，旋翼的悬停需用功率，比大多数前飞状态需用功率都大一些。这是因为悬停时，流过桨盘的空气质量流量较小；根据动量定理，要产生同样拉力，旋翼在悬停时的诱导速度需更大一些，而诱导功率正比于旋翼拉力和诱导速度。所以悬停诱导功率就比

15、平飞时的诱导功率更大些，而型阻功率损失主要取决于旋翼转速和桨叶构型。由于旋翼转速和桨叶构型很少随飞行状态的变化而变化，因此型阻功率随直升机的飞行状态变化也较小。总的来说，悬停状态的需用功率在直升机的各种飞行状态中是较高的。垂直上升直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物，垂直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。在上述情况下一些特殊空间和区域作业，直升机的垂直上升性能则具有非常重要的实用价值。垂直上升时直升机的力及需用功率直升机垂直上升飞行速度称为上升率以Vy表示。通常直升机的垂直上升速度都不大，机体阻力与飞行重量G比较起来则为一个小量，可以忽略不计，因此

16、直升机垂直上升时力的平衡与悬停时基本相同。即铅垂方向：T1=G水平侧向：T尾=T3垂直上升时旋翼需用功率，主要由三部分组成：诱导功率P诱；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诱+P型+P升垂直上升与悬停状态相比，诱导功率虽然随上升高度的增加其值有所减小，然而随着Vy的增加被忽略的机体阻力的功率损耗也有所增加，这两项大至相抵。型阻功率也可认为与悬停状态相同。因此在粗略分析中可以近似认为垂直上升时P诱与P型之和与悬停时的旋翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy则随垂直上升速度线性增加。因此垂直上升的总需用功率比悬停时的需用功率大，并且随上升率的增加而增加。垂直下降直升机的

17、垂直下降与垂直上升相反，利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小场地着陆。由于这时旋翼的诱导速度与其运动的相对来流方向相反，流经桨盘的两股方向相反的气流使旋翼流场变得更加复杂。随着下降率的增加，当两股气流的速度数值十分接近时，直升机会进入不稳定的“涡环状态”，这时经典的动量理论不能反映流过旋翼气流的流动规律，通常利用以实验为基础的半经验理论进行描述。下面重点介绍垂直下降中旋翼特有的这一物理现象及相关问题。垂直下降的直升机的力及需用功率垂直下降与悬停及垂直上升时力的平衡基本一样，即铅垂方面：T1=G水平侧面：T尾=T3垂直下降时旋奠的需用功率，类似于垂直上升，可写成P垂降=P诱+P型+P降需

18、用功率与垂直上升的差别主要表现在两个方面：(1)P降中的Vy数值为负。即下降的重力做功，旋翼气流中获取能量。(2)在垂直下降速度较小时，P诱由于旋翼周围的不规则的紊乱流动使旋翼垂直下降状态诱导的功率增大。直升机垂直下降中，旋翼从下降中所获取的能量，在很大的速度范围内，消耗到诱导功率中去了。五、直升机的前飞直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。直升机作为一种运输工具，主要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑的等速直线平飞人手，有关上升率Vy不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。直升机的水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态，

19、旋翼的许多特点在乎飞时表现得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。平飞时力的平衡相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力G，机体的废阻力X身及尾桨推力T尾。前飞时速度轴系选取的原则是：X铀指向飞行速度V方向；Y轴垂直于X轴向上为正，2轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为X轴：T2=X身Y轴：T1=GZ轴：T3约等于T尾其中Tl，T2，T3分别为旋翼拉力在X，Y，Z三个方向的分量。对于单旋翼带尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩平衡，直升机稍带坡度

20、角r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为y，T尾与T3方向不完全一致，因为y角很小，即cosr约等于1，故Z向力采用近似等号。平飞需用功率及其随速度的变化平飞时，飞行速度垂直分量Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均无位移，在这两个方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由三部分组成：型阻功率P型；诱导功率P诱；废阻功率P废。其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消耗的功率。从上图可以看出，旋翼拉力的第二分力T2可平衡机身阻力X身。对旋翼而言，其分力T2在X轴方向以速度V作位移。显然旋翼必须做功，P=T2V或P废=X身V，而机身废阻X身在机身相对水平面姿态变化不大的情况下，其值近似与V的平方成正比，这样废阻功

21、率P废就可以近似认为与平飞速度的三次方成正比，如图中的点划线所示。平飞时，诱导功率为P诱=TV，其中T为旋翼拉力， vl为诱导速度。当飞行重量不变 时，近似认为旋翼拉力不变，诱导速度271随平飞速度 V的增大而减小，因此平飞诱导功率 P诱随平飞速度V的变化如上图中细实线所示。 平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。随平飞速度的增加其平均迎角变化不大。所以P型随乎飞速度V的变化不大，如图中虚线所示。 图中的实线为上述三项之和，即总的平飞需用功率P平需随平飞速度的变化而变化。 它是一条马鞍形的曲线：小速度平飞时，废阻功率很小，但这时诱导功率很大，所以总的乎 飞需用功率仍然很大。但比悬停时要小些。在

22、一定速度范围内，随着平飞速度的增加，由于 诱导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，因此总的平飞需用功率随乎飞速度的增加呈下 降趋势，但这种下降趋势随 V的增加逐渐减缓。速度继续增加则由于废阻功率随平飞速度 增加急剧增加。平飞需用功率随 V的增加在达到平飞需用功率的最低点后增加；总的平飞 需用功率随 V的变化则呈上升趋势，而且变得愈来愈明显。 直升机的后飞 相对气流不对称，引起挥舞及桨叶迎角的变化 直升机的侧飞 侧飞是直升机特有的又一种飞行状态，它与悬停、小速度垂直飞行及后飞 一起是实施某些特殊作业不可缺少的飞行性能。一般侧飞是在悬停基础上实施 的飞行状态。其特点是要多注意侧向力 的变化和平衡。

23、由于直升机机体的侧向 投影面积很大，机体在侧飞时其空气动 力阻力特别大，因此直升机侧飞速度通 常很小。由于单旋翼带尾桨直升机的侧 向受力是不对称的，因此左侧飞和右侧 飞受力各不相同。向后行桨叶一侧侧飞，旋翼拉力向后行桨叶一例的水平分量大于向前行桨叶一侧的尾桨推力，直 升机向后方向运动，会产生与水平分量反向的空气动力阻力Z。当侧力平衡时，水平分量等于尾桨推力与空气动力 阻力之和，能保持等速向后行桨叶一侧侧飞。向前行桨叶一例侧飞时，旋翼拉 力的水平分量小于尾桨推力，在剩余尾桨推力作用下，直升机向民桨推力方向一例运动，空气动力阻力与尾桨推力反向，当侧力平衡时，保持等速向前行桨叶一侧飞行。 直升机的起

24、飞 直升机利用旋翼拉力从离开地面、并增速上升至一定高度的运动过程叫做起飞。直升机具有多种起飞方式，可以垂直起飞，也可以像固定翼飞机一样滑跑起飞。具体采用何种方式起飞，必须根据场地面积的大小、大气条件、周围障碍物的高度和起飞重量大小等具体情况决定。 垂直起飞是直升机从垂直离地到一定高度上悬停，然后按一定的轨迹爬升增速的过程。 爬升高度视周围障碍物的高度而定。一般而言，作为起飞过程完成的离地高度约为2030m，速度接近其经济速度。直升机根据不同的具体情况，可以采用两种不同的垂直起飞方法。 正常垂直起飞 正常垂直起飞是指场地净空条件 较好，直升机垂直离地约0.150.25 个旋翼直径的高度，即部分利

25、用旋翼 的地面效应，进行短暂悬停，检查一 下发动机情况，然后以较小的爬升角 增速爬升到一定高度的过程。在这个 过程中直升机旋翼的需用功率变化很大。在速度从零增速至经济速度的范 围内，直升机的受力状态变化很大。 对操纵动作的协调性要求很高。下图为某型直升机正常垂直起飞过程的飞行轨迹和有关操纵量的变化。 超越障碍物起飞 这种起飞方式是在场地周围有一定高度的障碍，并且场地比较狭小时 采用。与正常垂直起飞方式不同的是 垂直离地的悬停高度增高了，如果周 围障碍物的高度为h，起飞悬停高度 应不小于(10+h)m，以保证直升机 能安全超越障碍，如下图所示。 由于悬停高度比正常垂直起飞时高出很多，因此这种起飞

26、方式是在无地效高度上悬停，悬停需用功率较大。利用这种起飞方式时，为了在增速过程中不致掉高度，并要求发动机有部分剩余功率，以保证起飞安全。滑跑起飞 当直升机的载重量过大或者机场标高及其他气象条件使直升机无法垂直起飞时，它可以像固定翼飞机那样采用滑跑方式起飞。直升机的滑跑起飞，省去了垂直离地和近地面悬停这两个阶段，而分成地面滑跑增速和空中增速两个阶段进行。直升机增速至一定速度以后，由于旋翼需用功率的减小，就有足够的功率来增加旋翼的拉力，克服重力升空。随着飞行速度进一步增加，旋翼需用功率进一步下降，这时直升机就有部分剩余功率用来爬升和增速，完 成整个起飞过程。直升机的滑跑起飞过程如下图所示。 直升机

27、的着陆 直升机从一定高度下降，减速、降落到地面直至运动停止的过程称为着陆，是起飞的逆过程。 正常垂直着陆 对于预定着陆地点场地净空条件好的情况，尽量采用正常垂直着陆，其着陆过程的飞行轨迹如下图所示。以这种方式着陆的做法是：以一定的下滑角大致向预定点下降，并逐渐减速，在接近着陆预定点前，直升机作小速度贴地飞行，旋翼处在地面效应影响范围内。由于充分利用了地效，需用功率减小。在到达预定点的上空34m高度上作短时间悬停，再以0.20.1m/s的下降率垂直下降直至接地。这种着陆方式对着陆场地表面质量要求少，场地面积相对来说比较小。 超越障碍物垂直着陆 当着陆场地面积狭小，周围又有一定高度的障碍物，直升机

28、在接近场地空间不允许作小 速度的贴地飞行，此时就采用超越障碍物垂直着陆方式着陆。其飞行轨迹如下图所示。它与正常垂直着陆不同的是作减速和接地前短暂悬停高度不同，由于悬停不能利用地效，这种方式的需用功率较大。同时着陆点附近又有障碍物，直升机纵横向不允许较大的位移，操纵难度大一些。 滑跑着陆 直升机在高原、高温地区，或载重量较大时，可用功率不足以允许用垂直着陆方式着陆，可以像固定翼飞机一样进行滑跑着陆。其着陆飞行轨迹如下图所示。滑跑着陆与 垂直着陆不问，直升机在按地瞬间，不但具有垂直速度，同时还有水平速度。直升机在接地 后有一个滑跑过程，可进一步利用旋翼产生一个减速的水平分力，使直升机继续减速直至运

29、动停止。 旋翼自转状态的下滑着陆 在不同的可用功率下具有不同的下滑特性，当可用功率为零(如发动机关闭)，这时旋翼作自转状态下降。这种工作状态，完全依靠直升机下降时重力位能作功提供给旋翼来产生拉力平衡重力。 六、直升机的贴地飞行 由于直升机是一种能在较长时间内作超低空飞行，并能到达任何地域的空中运载飞行平台，因此为直升机的使用发展开辟了一个宽广的新领域。特别是作为军用武装直升机，采用地形跟随飞行方式，利用地形、地物作掩护，在贴近地面的高度上(一般称作一树之高)隐蔽接近攻击目标，常常能取得最佳的作战效果。技术的发展促进了军事上的变革，于是在现 代战争的军事领域里，出现了一支以直升机为其主要装备的新

30、兴兵种陆军航空兵。 什么是贴地飞行，迄今还没有一个统一、确定的表述。通常认为，主要有以下三种情况：即直升机在贴近地面的高度上飞行，一般离开地面不超过10米，以不变的速度作超低空飞行；或随地形起伏作地形跟踪飞行；以及利用地形、地物作掩护以不同高度、不同速度作掠地飞行如下图所示。 在以上三种贴地飞行中，最后一种难度最大。常常被用作武装直升机的战术动作，战斗 中实用价值也较大。这种飞行要求驾驶员必须时刻准确判断直升机与地面之间的距离，并及 时改变飞行高度与速度，有时甚至要采用迅猛操纵动作，加之飞行高度很低，难以依靠机载 设备和地面设备导航，所以驾驶员工作负荷很重。无论对直升机贴地飞行作何解释，一个共

31、同之处就是直升机飞行贴近地面，就要受到地面的干扰作用，于是形成了一个特殊的技术领域。该领域涉及到空气动力、飞行品质、机载 设备、结构设计、驾驶技术以及人机工程、航空医学等多个方面。国内外许多专家、研究机 构为此进行了大量研究。我国南京航空航天大学高正教授领导的小组，对直升机贴地飞行的 空气动力特性作了系统完整的研究，在理论和实验两方面都作出了重要贡献。研究表明，作 贴地飞行的直升机，受到地面的干扰后，给空气流场造成了强烈的影响，因而产生了一系列 复杂的技术问题，如下所述： 1空气动力与飞行品质问题 直升机贴地飞行时，旋翼下洗流必然受到地面施加的气动干扰。这种干扰与直升机速度 的变化、高度的变化

32、纠集在一起，不仅使直升机的空气动力特性发生显著变化，同时也强烈 地影响直升机的飞行品质。 2.飞行驾驶术问题 由于空气动力和飞行品质的非定常影响，驾驶动作有着特殊的要领和操作要求，加上地形、地物的限制，飞行速度和离地高度频繁变化，使驾驶员动作频繁发生、精神高度紧张。 这种情况下要兼顾驾驶和作战，飞行员的注意力分配难以保证，这也是现阶段武装直升机上实行双重驾驶的重要原因。 3.直升机的总体设计要求问题 武装直升机在非杂的地形、地理的环境下，进行隐蔽贴地飞行、导航、观察、瞄准和通讯联络，要求在总体设计时，按人机工程概念设计高效能座舱，在结构上要充分考虑防撞、防砂、抗弹击、抗坠毁及噪声抑制等要求。

33、七、直升机的机动飞行 直升机实施机动飞行时按其飞行轨迹可分成为： 1、水平面内的机动，如加速和减速、盘旋、转弯、水平“8”字机动、蛇形机动等； 2、铅垂平面内的机动，如急跃升和俯冲； 3、空间立体机动，如盘旋下降、战斗转弯，跃升中的回转和转弯。 这些动作属于简单特技。属于复杂特技的有：筋斗、横滚、兰威斯曼特技和若干其他特技，如倒飞等。在一定条件下这些特技动作，能在某些型号直升机上完成。另外，按照直升机运动的特性，机动飞行分为稳定和不稳定两种，其加速度保持不变的称为稳定机动，如稳定盘旋；而变加速度机动，则称作不稳定机动。 下面分析几种典型机动飞行。 水平直线加速机动 当速度加大后，机身阻力也随之

34、加大，若要保持同样大小的加速度，则要求增大桨盘倾 斜角和旋翼拉力。如果得不到满足，则直升机平飞加速度就会随之减小至零，而直升机就会在一个较大的飞行速度下平飞。 水平转弯 如下图所示，假设直升机以一定速度、一定高度 向右转弯，即所谓等高、等速水平转弯。这种情况下，桨盘 侧向倾斜173度，旋冀拉力增大5。此时，旋翼拉力的铅 垂分力平衡直升机的重力，法向过载等于l，以保持高度不变；旋翼拉力的水平分力指向右侧，得到0311g的侧向过载，这就是直升机作水平转弯所需要的侧力。 垂直机动飞行 垂直机动飞行通常需要变化高度、速度、总距以及飞行姿态和曲率半径。假设某型直升机在铅垂平面内作一圆圈飞行，即所谓垂直筋

35、斗；见下图。为了简化分析，假设直升机在筋斗过程中速度保持不变，直升机只受重力的作用(这种假设实际上不可能，因为还有 其他力的影响)。当半径和速度保持不变时(见下左图)表明直升机的向心力是恒定的。在筋斗的底部重力与旋翼拉力的方向是相反的；在垂直向上、向下时，重力与拉力垂 直；在筋斗顶部，重力与拉力方向相同。这就清楚表明旋翼产生的拉力要持续变化，才能保 持向心力恒定并指向圆圈中心。 当直升机在筋斗底部的时候，旋翼必须向上产生3倍于直升机自身重量的拉力，并且桨 盘要向前倾斜28.5度或向后倾斜24.5度。这样的要求，对于大多数直升机来说是难以办到的。有的直升机为了显示筋斗飞行，仅仅只能作一个在变化速

36、度下的非圆圈形飞行轨迹，如上右图，这已属于非正常使用范围。 空间立体机动 实际飞行中的各种机动飞行，很难被限定在垂直或水平面内，往往同时包含爬升(下 滑)、转弯、加速(减速)，可以通过能量转换法进行一般讨论。 八、航空涡轮轴发动机航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国 是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特l”(Artouste1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔

37、直升机公司生产的Bell 47(编号为XH13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气 装置等五大机件，涡轴发动机典型结构如下图所示。 进气装置 由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。 有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防

38、止砂 粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外(见下图)。 压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。 根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变， 从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的 涡轴发动机大多采用的是若干级

39、轴流加一级离心所构成的组合压气机。例如，国产涡轴6、 涡轴8发动机为l级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流加上l级离心。 压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子 叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部，见下图。压气机静于由压气机壳体和静止叶片组成。转于旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压 缩，转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后，进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低，

40、压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。 增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机，要求压 气机的总增压比越来越高，有的已使增压比达到20，以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。 喘振是压气机的一种有害、不稳定工作状态。当压气机发生喘振时，空气流量、空气压 力和速度发生骤变，甚至可能出现突然倒流现象。喘振的形成通常由于进气方向不适，引起 压气机叶片中的气流分离并失速。喘振的后果，轻者降低发动机功率和经济性，重者引起发 动机机械损伤或者使燃烧室熄火、停车。为防止发动机发生喘振，保证压

41、气机稳定可靠地工 作，可在压气机前面采用角度可变的导流片，也可在压气机中部通道处设置放气装置。除了 在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外，还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使 压气机发生喘振。燃烧室 燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成，气 流进口处还设有燃油喷嘴，起动时用的喷油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣，由于气体流速很高(一般流速为50一100ms之间)，混合气燃烧如大风中点火，因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧，在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定 等措施(见下图)。 经过压气机压缩后的高压空气进入燃烧室，被火焰筒分成内

42、、外两股，大部分空气在火 焰筒外部，沿外部通道向后流动，起着散热、降温作用；小部分空气进入火焰筒内与燃油喷 嘴喷出(或者甩油盘甩出)的燃油混合形成油气混合气，经点火燃烧成为燃气，向后膨胀加速，然后与外部渗入火焰筒内的冷空气掺合，燃气温度平均可达1500，流速可达230ms，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。 工作时，先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气，正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下，工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障，为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。 按照燃气在燃烧室的流动路线，燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃

43、烧室形状细且长，燃气流动阻力小，回流燃烧室燃气路线回转，燃气流动阻力大，但可使发动机结构紧凑，缩短转于轴的长度，使发动机获得较大的整体刚度。图2234为国产祸轴8发动机的 燃烧室，是介于以上两者之间的一种折流燃烧室，使燃气折流适应甩油盘甩出燃油的方向， 以提高燃油雾化质量及燃烧室工作效率。 涡轮 涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一，要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反，祸轮的导向叶片在前，工作叶片在后。从燃烧室来的燃气，先经过导向叶片、由于叶片间收敛形通道的作用，提高速度、降低压强，燃气膨胀并以适当

44、的角度冲击工作叶轮，使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500，涡轮转速超 过50000rmin。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷，所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢，此外，还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。 与一般涡轮喷气发动机不同，直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动，又要带 动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段，见上图。前段带动压气机工作，构成发动机的燃气发生器转子；后段作为动力轴，即自由 涡轮，输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系，却有着 气体动力上的联系，可以使得燃气发生器涡

45、轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变 作适当调整，这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。 排气装置 根据涡轴发动机工作特点，一般排气装置呈圆筒扩散形，以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功，使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95 以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率，而余下不到5的可用膨胀功仍以动能 形式向后嚎出转变为推力。 发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一，其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击，减小自身热辐射强度，采用红外抑制技术。该技术除设法 降低发动机外露热部件的表面温度外，主要是将外界冷空气引入排气装置内，掺进高温徘气热流中，降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度，以降低红 外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置 通盘考虑，形成了一个完整、有效的红外抑制系统(见下图)