直升飛機傳動裝置

① 直升飛機的螺旋槳是如何引導其前行的

直升飛機的螺旋槳的學名叫做旋翼，旋翼作用是產生升力，由於旋翼的運動，上下方會由於氣流流速的不同產生壓強差,根據伯努利原理,產生的升力讓直升機升空的。
注意：旋翼是另一種形式的機翼,而不是"槳",槳不產生升力,它才是靠作用力與反作用力工作的。
直升機用旋翼工作原理：
直升機旋翼繞旋翼轉軸旋轉時，每個葉片的工作類同於一個機翼。旋翼的截面形狀是一個翼型，如圖2.5.1所示。翼型弦線與垂直於槳轂旋轉軸平面(稱為槳轂 旋轉平面)之間的夾角稱為槳葉的安裝角，以ϕ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可以改變旋翼的總距和各片槳葉的槳距，根據不同的飛行狀態，總距的變化范圍約為2º~14º
氣流V與翼弦之間的夾角即為該剖面的迎角α。顯然，沿半徑方向每段葉片上產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生的阻力將由發動機所提供的功率來克服。
旋翼旋轉時將產生一個反作用力矩，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。對於最常見的單槳式，需要靠尾槳旋轉產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，實現直升機機頭轉向(轉彎)操縱。

② 直升機有哪三大「動部件」

直升機的三大「動部件」：一：旋翼系統 旋翼是直升機上最顯著的特徵部件，旋翼又是直升機上最重要的氣動部件，平衡重力的升力，使直升機前進的驅動力以及直升機改變姿態的操作力，主要源於它；旋翼系統是由旋翼軸、漿 和若乾片槳葉組成，一般也將尾槳歸到旋翼系統之中。旋翼對於改善直升機的飛行性能、飛行品質，降低噪音和振動水平，具有決定性的作用。因此，旋翼技術一直是引導直升機發展的主導技術。二：發動機 發動機是航空器的心臟，也可以說是整個航空事業的心臟。航空發動機堪稱最精密、最復雜的機械裝置，有人將其比喻為「工業時代皇冠上的明珠」。直升機用的航空發動機主要有兩種：活塞式發動機和渦輪軸發動機。早期的直升機都採用活塞式發動機，存在振動大、功率重量小、功率體積比小、控制復雜等諸多問題。現在的直升機都採用渦輪軸發動機，它的最大特點是功率重量比大，使用維護也簡單，因此已成為直升機最主要的動力形式；渦輪軸發動機最核心的是三大部件：壓氣機、燃燒室和渦輪；直升機對發動機的一般要求是：功率重量比高、耗油率低、高度特性與溫度特性好、起動容易、加速快、可靠性高、維修性好、振動與噪音小等。3：傳動系統 傳動系統的主體是由齒輪和軸承構成的。它是直升機特有的一個系統，是發動機驅動旋翼和尾槳旋轉不可缺少的關鍵，它與發動機、旋翼系統共同構成一個機械運動動系統，決定了直升機許多關鍵的技術、戰術指標。傳動系統的功能是將發動機的軸輸出功率通過減速和換向，成為旋翼和尾槳能夠使用的工具；傳動系統通常有五部組成：主減速器、尾減速器、中間減速器以及主減速器與發動機之間的動力傳動軸組件、尾傳動軸組件。因其技術的復雜性和作用的關鍵性，與旋翼系統、發動機一起被稱為直升機的三大「動部件」。

③ 直升飛機為什麼有兩個螺旋槳

尾槳是用來平衡反扭矩和對直升機進行航向操縱的部件。旋轉著的尾槳相當於一個垂直安定面，能對直升機航向起穩定作用。雖然後槳的功用與旋翼不同，但是它們都是由旋轉而產生空氣動力、在前飛時處於不對稱氣流中工作的狀態，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，又發展了無軸承尾槳(包括採用交叉式布置無軸承尾槳)及「涵道尾槳」。「涵道尾槳」是把尾槳置於機身尾斜梁的「涵道」之中。
尾槳是單旋翼直升機的一個重要組成部分，它安裝在直升機的尾部。發動機產生的功率通過傳動裝置，按需要轉速帶動尾槳轉動。直升機飛行時，旋翼旋轉的反作用扭矩會使直升機向與旋翼旋轉的相反方向轉動，尾槳產生的拉力可抵消這種轉動而實現航向穩定。改變尾槳拉力的大小，可以操縱航向。尾槳槳葉多為2～6片；槳盤直徑最小約1米，最大可達6米以上。有少數直升機的尾獎安裝在一個具有流線型的環形通道內，這種尾槳直徑小，槳葉數多，稱為涵道尾槳，與常用的尾槳相比，尺寸小，使用安全，但直升機在懸停和低速飛行時，其氣動效率較低。

④ 直升飛機是如何前進的

旋翼的空氣動力特點

(1)產生向上的升力用來克服直升機的重力。 即使直升機的發動機空中停車時， 駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉，仍可產生一定升 力，減緩直升機下降趨勢。

(2)產生向前的水平分力克服空氣阻 力使直升機前進，類似於飛機上推進器的作用(例 如螺旋槳或噴氣發動機)。

(3)產生其他分力及力矩對直升機； 進行控制或機動飛行，類似於飛機上各操縱面的作用。 旋翼由數片槳葉及一個槳轂組成。工作時，槳葉與空氣作相對 運動，產生空氣動力；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槳轂連接。

旋翼的運動與固定翼飛機機翼的不，因為旋翼的槳葉除了隨直升機一同作直線或曲線動外，還要繞旋翼軸旋轉，因此槳葉空氣動力現象要比機翼的復雜得多。

先來考察一下旋翼的軸向直線運動這就是直升機垂直飛行時旋翼工作的情況，它相當於飛機上螺旋槳的情況。由於兩者技術要求不同，旋翼的直徑大且轉速小；螺旋槳的直徑小而轉速大。在分析、設計上就有所區別設一旋冀，槳葉片數為k，以恆定角速度Ω 繞軸旋轉，並以速度 Vo沿旋轉軸作直線運 動。如果在想像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(參閱圖 2，1—3)，並將這圓柱面展開成平面，就得到槳葉剖面。 既然這時槳葉包括旋轉運動和直線運動，對於葉剖面來說，應有用向速度 (等於Ωr)和垂直於旋轉平面的速度(等於 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的各個槳葉剖面，他們的合速度是不同的： 大小不同，方向也不相同。如果再考慮到由於槳葉 運動所激起的附加氣流速度(誘導速度) )，那麼槳葉各個剖面與空氣之間的相對速度就更加 不同。與機翼相比較，這就是槳葉工作 條件復雜，對它的分析比較麻煩的原因所在。

旋翼拉力產生的滑流理論

現以直升機處於垂直上升狀態為例，應用滑流理論說明 旋翼拉力產生的原因。此時，將流過旋翼的空氣，或正 確地說，受到旋翼作用的氣流，整個地看做一根光滑流 管加以單獨處理。假設：

空氣是理想流體，沒有粘性，也不可壓縮；

旋轉著的旋冀是一個均勻作用於空 氣的無限薄的圓盤(即槳盤)，流過槳盤的氣流速度 在槳盤處各點為一常數；

氣流流過旋翼沒有扭轉(即不考慮 旋翼的旋轉影響)，在正常飛行中，滑流沒有周期性的變化。

根據以上假設可以作出描述旋翼在： 垂直上升狀態下滑流的物理圖像，如下圖所示，圖中選取三個滑流截面， So、 S1和 S2，在 So面，氣流速度就是直升機垂直上升速度 Vo，壓強為大氣壓Po，在 S1的上面， 氣流速度增加到V1= Vo+v1，壓強為P1上，在S1 的下面，由於流動是連續的，所以速度 仍是 V1，但壓強有了突躍Pl下＞P1上，P1下一P1上即旋翼向上的拉力。在S2面，氣流速度繼續增加至V2=Vo+v2，壓強恢復到大氣壓強Po。

這里的v1是槳盤處的誘導速度。v2是下游遠處的誘導速度，也就是在均勻流場內或靜止空氣中所引起的速度增量。對於這種現象，可以利用牛頓第三用動定律來解釋拉力產生的原因。

旋翼的錐體

在前面的分析中，我們假定槳葉位：槳轂旋轉平面內旋轉。實際上，目前的直升機都具水平鉸。旋翼不旋轉時，槳葉受垂直 向下的本身重力的作用(如下圖左)。旋翼旋轉 時，每片葉上的作用力除自身重力外， 還有空氣動力和慣性離心力。空氣動力拉力向上的分(T)方向與重力相反，它繞水平鉸構 成的力矩，使槳葉上揮。慣性離心力(F離心)相對 水乎鉸所形成的力矩，力求使槳葉在槳轂 旋轉平面內旋轉(如下圖右)。在懸停或垂直飛 行狀態中，這三個力矩綜合的結果，使得 槳葉保持在與槳轂旋轉平面成某一角度的位置上，翼形成一個倒立的錐體。 槳葉從槳轂 旋轉平面揚起的角度叫錐角。槳葉產生的拉力約為槳 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 角實際上並不大，僅有3度一5度。

懸停時功率分配

從能量轉換的觀點分析，直升機在懸停狀態時(如下圖) 發動機輸出的軸功率，其中約90％用於旋翼，分配給尾槳、 傳動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，旋翼型阻功率又用去20％，旋翼用於 轉變成氣流動能以產生拉力的誘導功率僅佔70％。

旋翼拉力產生的渦流理論

根據前面所述的理論，只能宏觀地確定不同飛行狀態整個旋翼的拉力和需用功率，但 無法得知沿旋翼槳葉徑向的空氣動力載荷，無法進行旋設計。為此，必須進一步了解旋翼周圍的流場，即旋 冀槳葉作用於周圍空氣所引起的誘導速度，特別是沿槳葉的誘導速度，從而可計算槳葉各個剖面的受力分布。

在理論空氣動力學中，渦流理論就是求解任一物體(不論飛機機翼或旋翼槳葉)作用於周圍空氣所引起的誘導速 度的方法。從渦流理論的觀點來看，旋翼槳葉對周圍空氣的作用， 相當於某一渦系在起作用，也就是說，旋翼的每片槳葉可 用一條(或幾條)附著渦及很多由槳葉後緣逸出的、以螺旋形在旋翼下游順流至無限遠的尾隨渦來代替。

按照旋翼經典渦流理論，對於懸停及垂直上升狀態(即軸流狀態)，旋翼渦系模型就像 一個半無限長的渦拄，由一射線狀的圓形 渦盤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成。

直升機旋停、垂直上升狀態的渦柱

這套渦系模型完全與推進螺旋槳的情況相同。至於旋冀在前飛狀態的渦系模型，可以合 理地引伸為一個半無限長的斜向渦柱，由一圓形渦盤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成。

升機前飛狀態的渦柱

二、直升機的操縱特點

直升機不同於固定翼飛機，一般都沒有在飛行中供操縱的專用活動舵面。這是由於在小速度飛行或懸停中，其作用也很小，因為只有當氣流速度很大時舵面或副翼才會產生足夠的空氣動力。 單旋翼帶尾槳的直升機主要靠旋翼和尾槳進行操縱，而雙旋翼直升機靠兩副旋翼來操 縱。由此可見，旋翼還起著飛機的艙面和副翼的作用。

為了說明直升機操縱特點，先介紹直升機駕駛艙內的操縱機構。直升機駕駛員座艙操縱機構及配置 直升機駕駛員座艙主要的操縱機構是：駕駛桿(又稱周期變距桿)、腳蹬、油門總距桿。 此外還有油門調節環、直升機配平調整片開關及其他手柄。

駕駛桿位於駕駛員座椅前面，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——直升機低頭並向前運動；
向後——直升機抬頭並向後退；
向左——直升機向左傾斜並向左側運動；
向右——直升機向右傾斜並向右側運動。

腳蹬位於座椅前下部，對於單旋翼 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。

油門總距桿通常位於駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可同時 操縱旋翼總距和發動機油門，實現總距和油門聯合操縱。

油門調節環位於油門總距桿的端部，在不動總距油門桿的情況下，駕駛員左手擰動油門調節環可以在較小的發動機轉速范圍內調 整發動機功率。

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上的載荷，不同於飛機的舵面載荷。如果直升機旋翼使用可逆式操縱系統，那麼駕駛桿要受周期(每一轉)的 可變載荷，而且此載荷又隨著飛行狀態的改變而產生某些變化。為減小駕駛桿的載荷，大多 數直升機操縱系統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。

為了得到飛行狀態改變時駕駛桿力變化的規律性，可在操縱系統中安裝縱向和橫向載入 彈簧。因為宜升機平衡發生變化(阻力及其力矩發生變化)，駕駛桿的位置便隨飛行狀態變 化而變化，連接駕駛桿的載入彈簧隨著駕駛桿位置的變化而變化時，則駕駛桿力隨著飛行速 度不同也出現帶有規律性的變化，這對飛行員來說是十分重要的。

為消除因飛行狀態改變而產生的駕駛桿的彈簧載荷，可對彈簧張力進行調整，相當於飛 機上的調整片所起的調整作用，因此在直升機上通常把此種調整機構稱為調整片，或稱作調 平機構。彈簧張力是由調整片操縱開關或電動操縱按鈕控制的。

自動傾斜器的主要零件包括：旋轉環連接槳葉拉桿，旋轉環利用滾珠軸承連接在不旋轉環上，不旋轉環壓在套環上；套環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，旋轉環和不旋轉環隨同套環一起向前、後、左、右傾斜或任意方向傾斜。

因為旋轉環用垂直拉桿同槳葉連接，所以旋轉環的旋轉面傾斜會引起槳葉繞縱軸做周期性轉動，即旋翼每轉一周重復一次，換句話說，每一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，即垂直飛行狀態和水平飛行狀態。

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。此時所有槳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駕駛員座椅左側的油門總距桿。 從下圖中看出，若上提油門總距桿，則不旋轉環和旋轉環向上抬起，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)，先增大到某一數值，然後下降到某一最小數值，繼而反復循環。 各種方位的槳距周期性變化如下圖所示。下面考察自動傾斜器未傾斜和向前傾斜時作用於槳葉上的各力。

旋翼旋轉時，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， 其旋轉鈾轉動。由於尾槳轉速很高，工作時會產生很大的離心力。

尾槳操縱沒有自動傾斜器，也不存在周期變距問題。靠蹬腳蹬改變尾槳的總距來操縱尾槳。當駕駛員蹬腳蹬後，齒輪通過傳動鏈條帶動蝸桿螺帽轉動，蝸桿螺帽沿旋轉軸推動滑動操縱桿滑動(見上圖)，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。 三爪傳動臂隨同尾槳葉傳動，通過三個拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時轉動，此時，根據腳蹬蹬出方向和動作量大小，來增大或減小尾槳槳距。

直升機操縱圖解

三、直升機的反扭矩

直升機飛行主要靠旅翼產生的拉力。當旋翼由發動機通過旋 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 力矩作用於旋翼(或稱反扭矩)，從而再通過旋 翼將這一反作用力矩傳遞到直升機 機體上。如果不採取措施予以平衡，那麼這個反作用力矩就會 使直升機逆旋翼轉動方向旋轉。

旋翼的布局形式

旋翼之所以會出不同的布局型式，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所採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 形成了現代多種旋翼布局型式。

1．單旋翼帶尾槳布局。空氣對旋翼形成的反作用力矩，由尾槳產生的拉力(或推力) 相對於直升機機體重心形成的偏轉力矩予以平衡如上圖的a。這種方式目前應用較廣 泛，雖然層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。由於在直升機上裝有兩副旋翼，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)，通過傳動裝置使兩副旋翼彼此向相反方向 轉動，那麼，空氣對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， 見圖2．1—20中的b、 c、 d、 e。

直升機尾槳

（作用）尾槳像一個旋轉平面垂直於旋翼轉速平面的小螺旋槳，工作時產生拉力(或推力)。 尾槳的作用可以概括為以下三點：

1．尾槳產生的拉力(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．相當於一個直升機的垂直安定面，改善直升機的方向穩定性。而且，可以通過加大 或減小尾槳的拉力(推力)來實現直升機的航向操縱；

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於發動機；發動機產生的功率通過傳動系統，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，只需增加或減小尾槳拉力 (推力)，對尾槳總距操縱是通過腳蹬操縱系統來實現的。

（類型）尾槳通常包括常規尾槳、涵道尾槳和無尾槳系統等三種類型。

1．常規尾槳 這種尾槳的構造與旋冀類似，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．涵道層槳 這種尾槳由兩部分組成：一部分是置於尾斜梁中的涵道；另一部分是位於涵道中央的轉 子。其特點是涵道尾槳直徑小、葉片數目多。涵道尾槳的推力有兩個來源：一是涵道內空氣對 葉片的反作用推力；二是涵道唇部氣流負壓產生的推力。

3．無尾槳系統 無層槳系統主要是用一個空氣系統代替常規尾槳，該系統由進氣口、噴氣口、壓力風 扇、帶縫尾梁等幾部分組成，如下圖所示。

壓力風扇位於主減速器後面，由尾傳動軸帶動，風扇葉片的角度可調，與油門總距桿聯 動。尾梁後部有一可轉動的排氣罩與腳蹬聯動。工作時風扇使空氣增壓並沿空心的尾梁向後 流動。飛行中，一部分壓縮空氣從尾梁側面的兩道細長縫中排出，加入到旋翼下洗流中，造 成不對稱流動，使尾梁一例產生吸力，相當於尾部產生了一個側向推力以平衡旋翼的反作用 力矩(見上圖)；另一部分壓縮空氣由尾部的噴口噴出，產生側向報力，以實現航向 操縱，噴氣口面積由排氣罩的轉動控制，受駕駛員腳蹬操縱。

（總結）以上各型尾槳都各有其特點： 常規尾槳技術發展比較成熟，應用廣泛，缺點是受旋男下 洗流影響，流場不穩定，裸露在外的槳葉尖端易發生傷人或撞擊地面障礙物的事故；涵道層槳優點是安全性好，轉於槳葉位於涵道內，旋翼下洗流干擾、 影響較輕，且不易發生傷人接物的事故，缺點是消耗功率比較大；無尾槳系統的優點是安全可靠、振動和雜訊水平低，前 飛時可以充分利用垂直尾另的作用、減小功率消耗，缺點是懸停時需要很大功率，目前已進 入實用階段。

四、懸停

懸停是直升機在一定高度上保持航向和對地標位置不變的狀態。直升機的這一飛行特性 不但能適應多種作業的需要，更能擴大其使用范圍。無論是高大建築物的屋頂平台，還是高 山峽谷的狹小平地，它均能起降自如，實施多種作業。因此懸停是直升機區別於一般固定翼 飛機的一種特有的飛行狀態。雖然某些特種飛機，例如噴口轉向飛機，也能作短時懸停，但由於它們產生平衡飛機重力噴口的推力面的載荷大大超過直升機旋翼的槳盤載荷，這樣不便使這類飛機在相同飛行重量的懸停需用功率比直升機的高得多，而且過大的誘導速度引起懸停狀態作業的環境條件大大惡化。此外垂直起落飛機的噴口對地面嚴重燒蝕等方面的問題限制了這類飛機的使用范圍。

直升機懸停時的力及需用功率

懸停時，單旋翼式直升機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；用於平衡反扭矩的尾槳推力T尾則等於旋翼在水平側向分力T3。即

鉛垂方向：T1=G
水平側向：T尾=T3

懸停時，直升機的需用功率由尾槳和傳動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)旋翼產生拉力所付出的代價——誘導功率P誘；(2)電於空氣 的粘性旋翼旋轉時克服槳葉型阻需要耗費的功率——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，比大多數前飛狀態需用功率都大一些。這是因為懸停 時，流過槳盤的空氣質量流量較小；根據動量定理，要產生同樣拉力，旋翼在懸停時的誘導 速度需更大一些，而誘導功率正比於旋翼拉力和誘導速度。所以懸停誘導功率就比平飛時的 誘導功率更大些，而型阻功率損失主要取決於旋翼轉速和槳葉構型。由於旋翼轉速和槳葉構 型很少隨飛行狀態的變化而變化，因此型阻功率隨直升機的飛行狀態變化也較小。總的來說，懸停狀態的需用功率在直升機的各種飛行狀態中是較高的。

垂直上升

直升機在四周有較高障礙物的狹小場地懸停起飛後無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域作 業，直升機的垂直上升性能則具有非常重要的實用價值。

垂直上升時直升機的力及需用功率

直升機垂直上升飛行速度稱為上升率以 Vy表示。通常直升機的垂直上升速度都不大， 機體阻力與飛行重量 G比較起來則為一個小量，可以忽略不計，因此直升機垂直上升時力 的平衡與懸停時基本相同。即

鉛垂方向：T1=G
水平側向： T尾=T3

垂直上升時旋翼需用功率，主要由三部分組成：誘導功率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相比，誘導功率雖然隨上升高度的增加其值有所減小，然而隨著 Vy的增加被忽略的機體阻力的功率損耗也有所增加，這兩項大至相抵。型阻功率也可認為與懸停狀態相同。 因此在粗略分析中可以近似認為垂直上升時P誘與P型之和與懸停時的旋 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的需用功率大，並且隨上升率的增加而增加。

垂直下降

直升機的垂直下降與垂直上升相反，利用它可以使直升機在被高大障礙物所包圍的狹小 場地著陸。由於這時旋翼的誘導速度與其運動的相對來流方向相反，流經槳盤的兩股方向相反的氣流使旋翼流場變得更加復雜。隨著下降率的增加，當兩股氣流的速度數值十分接近時，直升機會進入不穩定的「渦環狀態」，這時經典的動量理論不能反映流過旋翼氣流的流 動規律，通常利用以實驗為基礎的半經驗理論進行描述。下面重點介紹垂直下降中旋翼特有的這一物理現象及相關問題。

垂直下降的直升機的力及需用功率

垂直下降與懸停及垂直上升時力的平衡基本一樣，即

鉛垂方面： T1=G 水平側面：T尾=T3

垂直下降時旋奠的需用功率，類似於垂直上升，可寫成

P垂降=P誘+P型+P降

需用功率與垂直上升的差別主要 表現在兩個方面：(1)P降中的Vy 數值為負。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，P誘由於旋翼周圍的不規 則的紊亂流動使旋翼垂直下降狀態誘 導的功率增大。直升機垂直下降中，旋翼從下降中所獲取的能量，在很大的速度范圍內，消耗到誘導功率中去了。

五、直升機的前飛

直升機的前飛，特別是平飛，是其最基本的一種飛行狀態。直升機作為一種運輸工具， 主要依靠前飛來完成其作業任務。為了更好地了解有關直升機前飛時的飛行特點，從無側滑 的等速直線平飛人手，有關上升率Vy不為零的前飛(上升和下降)留在下一節介紹。 直升機的水平直線飛行簡稱平飛。平飛是直升機使用最多的飛行狀態，旋翼的許多特點 在乎飛時表現得更為明顯。直升機平飛的許多性能決定於旋翼的空氣動力特性，因此需要首 先說明這種飛行狀態下直升機的力和旋翼的需用功率。

平飛時力的平衡

相對於速度軸系平飛時，作用在直升機上的力主要有旋空拉力T，全機重力 G，機體的廢阻力 X身及尾槳推力T尾。前飛時速度軸系選取的原則是： X鈾指向飛行速度V方向； Y軸垂直於X軸向上為正，2軸按右手法則確定。保持直升機等速直線平飛的力的平衡條件為

X軸：T2=X身
Y軸： T1=G
Z軸：T3約等於T尾

其中 Tl， T2， T3分別為旋翼拉力在 X， Y，Z三個方向的分量。 對於單旋翼帶尾槳直升機，由於尾槳軸線通常不在旋翼的旋轉平面內，為保持側向力矩 平衡，直升機稍帶坡度角 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，因為 y角很小，即cosr約等於1，故Z向力採用近似等號。

平飛需用功率及其隨速度的變化

平飛時，飛行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均無位移，在這兩個方向的分力不做功，此時旋翼的需用功率由 三部分組成：型阻功率——P型；誘導 功率——P誘；廢阻功率——P廢。其中第三項是旋翼拉力克服機身阻力所消 耗的功率。

從上圖可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡機身阻力 X身。對旋翼而言，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，而機身廢阻X身 在機身相對水平面姿態變化不大的情況 下，其值近似與V的平方成正比，這樣 廢阻功率P廢就可以近似認為與平飛速 度的三次方成正比，如圖中的點劃線③所示。

平飛時，誘導功率為P誘=TV，其中T為旋翼拉力， vl為誘導速度。當飛行重量不變 時，近似認為旋翼拉力不變，誘導速度271隨平飛速度 V的增大而減小，因此平飛誘導功率 P誘隨平飛速度V的變化如上圖中細實線②所示。

平飛型阻功率屍型則與槳葉平均迎角有關。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。

圖中的實線④為上述三項之和，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，廢阻功率很小，但這時誘導功率很大，所以總的乎 飛需用功率仍然很大。但比懸停時要小些。在一定速度范圍內，隨著平飛速度的增加，由於 誘導功率急劇下降，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，但這種下降趨勢隨 V的增加逐漸減緩。速度繼續增加則由於廢阻功率隨平飛速度 增加急劇增加。平飛需用功率隨 V的增加在達到平飛需用功率的最低點後增加；總的平飛 需用功率隨 V的變化則呈上升趨勢，而且變得愈來愈明顯。

直升機的後飛

相對氣流不對稱，引起揮舞及槳葉迎角的變化

直升機的側飛

側飛是直升機特有的又一種飛行狀態，它與懸停、小速度垂直飛行及後飛 一起是實施某些特殊作業不可缺少的飛行性能。一般側飛是在懸停基礎上實施 的飛行狀態。其特點是要多注意側向力 的變化和平衡。由於直升機機體的側向 投影面積很大，機體在側飛時其空氣動 力阻力特別大，因此直升機側飛速度通 常很小。由於單旋翼帶尾槳直升機的側 向受力是不對稱的，因此左側飛和右側 飛受力各不相同。向後行槳葉一側側飛，旋翼拉力向後行槳葉一例的水平分量大於向前行槳葉一側的尾槳推力，直 升機向後方向運動，會產生與水平分量反向的空氣動力阻力Z。當側力平衡時，水平分量等於尾槳推力與空氣動力 阻力之和，能保持等速向後行槳葉一側側飛。向前行槳葉一例側飛時，旋翼拉 力的水平分量小於尾槳推力，在剩餘尾槳推力作用下，直升機向民槳推力方向一例運動，空氣動力阻力與尾槳推力反向，當側力平衡時，保持等速向前行槳葉一側飛行。

直升機的起飛

直升機利用旋翼拉力從離開地面、並增速上升至一定高度的運動過程叫做起飛。直升機具有多種起飛方式，可以垂直起飛，也可以像固定翼飛機一樣滑跑起飛。具體採用何種方式起飛，必須根據場地面積的大小、大氣條件、周圍障礙物的高度和起飛重量大小等具體情況決定。

垂直起飛是直升機從垂直離地到一定高度上懸停，然後按一定的軌跡爬升增速的過程。 爬升高度視周圍障礙物的高度而定。一般而言，作為起飛過程完成的離地高度約為20—30m，速度接近其經濟速度。直升機根據不同的具體情況，可以採用兩種不同的垂直起飛方法。

正常垂直起飛

正常垂直起飛是指場地凈空條件 較好，直升機垂直離地約0.15—0.25 個旋翼直徑的高度，即部分利用旋翼 的地面效應，進行短暫懸停，檢查一

⑤ 直升飛機是通過什麼怎樣發明的。

直升機最初的設計靈感是來源於中國的竹蜻蜓，中國的竹蜻蜓和義大利人達芬奇的直升機草圖，為現代直升機的發明提供了啟示，指出了正確的思維方向，它們被公認是直升機發展史的起點。

竹蜻蜓又叫飛螺旋和「中國陀螺」，這是我們祖先的奇特發明。有人認為，中國在公元前400年就有了竹蜻蜓，另一種比較保守的估計是在明代(公元1400年左右)。這種叫竹蜻蜓的民間玩具，一直流傳到如今。

現代直升機盡管比竹蜻蜓復雜千萬倍，但其飛行原理卻與竹蜻蜓有相似之處。現代直升機的旋翼就好像竹蜻蜓的葉片，旋翼軸就像竹蜻蜓的那根細竹棍兒，帶動旋翼的發動機就好像我們用力搓竹棍兒的雙手。竹蜻蜓的葉片前面圓鈍，後面尖銳，上表面比較圓拱，下表面比較平直。當氣流經過圓拱的上表面時，其流速快而壓力小；當氣流經過平直的下表面時，其流速慢而壓力大。於是上下表面之間形成了一個壓力差，便產生了向上的升力。當升力大於它本身的重量時，竹蜻蜓就會騰空而起。直升機旋翼產生升力的道理與竹蜻蜓是相同的。

《大英網路全書》記載道：這種稱為「中國陀螺」的「直升機玩具」在15世紀中葉，也就是在達芬奇繪制帶螺絲旋翼的直升機設計圖之前，就已經傳入了歐洲。

《簡明不列顛網路全書》第9卷寫道：「直升機是人類最早的飛行設想之一，多年來人們一直相信最早提出這一想法的是達·芬奇，但現在都知道，中國人比中世紀的歐洲人更早做出了直升機玩具。」

而第一種設計用來載人的直升機，則是義大利人達芬奇在1483年提出了直升機的設想，並繪制了草圖。

19世紀末，在義大利的米蘭圖書館發現了達芬奇在1475年畫的一張關於直升機的想像圖。這是一個用上漿亞麻布製成的巨大螺旋體，看上去好像一個巨大的螺絲釘。這種飛機器由四個人操縱，在達·芬奇時代流行的旋轉玩具可能引發了這位大發明家的設計靈感，他建議以旋轉一繞垂直軸的螺旋面來達到垂直的飛行。它以彈簧為動力旋轉，當達到一定轉速時，就會把機體帶到空中。駕駛員站在底盤上，拉動鋼絲繩，以改變飛行方向。事實上，達·芬奇稱自己的發明也只是提供一個直升動力，而不是真正能工作的飛機。西方人都說，這是最早的直升機設計藍圖。

這一時期的民用型直升機的空重/總重比約為0.37。高度集成化的電子設備。計算機技術、信息技術及智能技術在直升機上獲得應用，直升機電子設備朝著高度集成化方向發展。這一時期的直升機，採用了先進的增穩增控裝置，用電傳、光傳操縱取代了常規的操縱系統，採用先進的捷聯慣導、衛星導航設備及組合導航技術，先進的通訊、識別及信息傳輸設備，先進的目標識別、瞄準、武器發射等火控設備及先進的電子對抗設備，採用了匯流排信息傳輸與數據融合技術，並正向感測器融合方向發展。機上的電子、火控及飛行控制系統等通過多餘度數字數據匯流排交連，實現了信息共享。採用了多功能集成顯示技術，用少量多功能顯示器代替大量的單個儀表，通過鍵盤控制顯示直升機的飛行信息，利用中央計算機對通訊、導航、飛行控制、敵我識別、電子對抗、系統監視、武器火控的信息進行集成處理從而進行集成控制。採用這類先進的集成電子設備，大大簡化了直升機座艙布局和儀錶板布置，系統部件得到簡化，重量大大減輕。更主要的是極大地減輕了飛行員工作負擔，改善了直升機的飛機品質和使用性能。直升機的全機升阻比達到6.6，振動水平降到0.05g，雜訊水平小於90分貝，最大速度可達到350千米/小時。

第一架機型

1907年8月，法國人保羅·科爾尼研製出一架全尺寸載人直升機，並在同年11月13日試飛成功。這架直升機被稱為「人類第一架直升機」。這架名為「飛行自行車」的直升機不僅靠自身動力離開地面0.3米，完成了垂直升空，而且還連續飛行了20秒鍾，實現了自由飛行。

保羅科爾尼研製的直升機帶兩副旋翼，主結構為一根V形鋼管，機身由V形鋼管和6個鋼管構成的星形件組成，並採用鋼索加強，以增加框架結構的剛度。V形框架中部安裝一台24馬力的 Antainette 發動機和操作員座椅。機身總長6.20米，重260千克。V形框架兩端各裝一副直徑為6米的旋翼，每副旋翼有2片槳葉。

試飛成功

1938年，年輕的德國姑娘漢納賴奇駕駛一架雙旋翼直升機在柏林體育場進行了一次完美的飛行表演。這架直升機被直升機界認為是世界上第一種試飛成功的直升機。

1936年，德國福克公司在對早期直升機進行多方面改進之後，公開展示了自己製造的FW-61直升機，1年後該機創造了多項世界紀錄。這是一架機身類似固定翼飛機，但沒有固定機翼的大型雙旋翼橫列式直升機，它的兩副旋翼用兩組粗大的金屬架分別向右上方和左上方支起，兩副旋翼水平安裝在支架頂部。槳葉平面形狀是尖削的，用揮舞鉸和擺振鉸連接到槳轂上。用自動傾斜器使旋翼旋轉平面傾斜進行縱向操縱，通過兩副旋翼朝不同方向傾斜實現偏航操縱。旋翼槳葉總距是固定不變的，通過改變旋翼轉速來改變旋翼拉力。利用方向舵和水平尾翼來增加穩定性。FW61旋翼轂上裝有周期變距裝置，在旋翼旋轉過程中可改變槳葉槳距。還有一根可變動槳距的操縱桿來改變旋翼面的傾斜度，以實現飛行方向控制。FW61就是靠這套周期變距裝置和操縱桿保證了它的機動飛行。該機旋翼直徑7米。動力裝置是一台功率140馬力的活塞發動機。這是世界上第一架具有正常操縱性的直升機。該機時速100~120公里，航程200公里，起飛重量953千克。

實用機型

1939年春，美國的伊戈爾·西科斯基完成了VS-300直升機的全部設計工作，同年夏天製造出一架原型機。這是一架單旋翼帶尾槳式直升機，裝有三片槳葉的旋翼，旋翼直徑8.5米，尾部裝有兩片槳葉的尾槳。其機身為鋼管焊接結構，由V型皮帶和齒輪組成傳動裝置。起落架為後三點式，駕駛員座艙為全開放式。動力裝置是一台四氣缸、75馬力的氣冷式發動機。這種單旋翼帶尾槳直升機構型成為現在最常見的直升機構型。

自首次系留飛行以來，西科斯基不斷對VS-300進行改進，逐步加大發動機的功率。1940年5月13日，VS-300進行了首次自由飛行，當時安裝了90馬力的富蘭克林發動機。

投入批生產

R-4是美國沃特-西科斯基公司20世紀40年代研製的一種2座輕型直升機，是世界上第1種投入批量生產的直升機，也是美國陸軍航空兵、海軍、海岸警衛隊和英國空軍、海軍使用的第一種軍用直升機。

該機的公司編號為VS-316，VS-316A。美國陸軍航空兵的編號為R-4，美國海軍和海岸警衛隊的編號為HNS-1，英國空軍將其命名為「食蚜虻」1(Hoverfly1)，英國海軍將其命名為「牛虻」(Gadfly)。

⑥ 印度ALH直升機的傳動系統是怎樣構造的

印度ALH直升機復的傳動制系統：綜合傳動系統，兩台發動機直接帶動主減速器。起飛時5分鍾傳動功率為1240千瓦，最大連續傳動功率為1070千瓦；一台發動機停車時，30秒的應急傳動功率為800千瓦，2分30秒的傳動功率為700千瓦，30分鍾傳動功率為620千瓦，最大連續傳動功率為535千瓦。

⑦ 直升機用的什麼發動機原理

用的是航空發動機，航空發動機共有3種類型：
活塞式航空發動機
是早期在飛機版或直升權機上應用的航空發動機，用於帶動螺旋槳或旋翼。大型活塞式航空發動機的功率可達2500千瓦。後來為功率大、高速性能好的燃氣渦輪發動機所取代。但小功率的活塞式航空發動機仍廣泛地用於輕型飛機、直升機及超輕型飛機。
燃氣渦輪發動機
這種發動機應用最廣。包括渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機、渦輪螺旋槳發動機和渦輪軸發動機，都具有壓氣機、燃燒室和燃氣渦輪。渦輪螺旋槳發動機主要用於時速小於800千米的飛機；渦輪軸發動機主要用作直升機的動力；渦輪風扇發動機主要用於速度更高的飛機；渦輪噴氣發動機主要用於超音速飛機。
沖壓發動機
其特點是無壓氣機和燃氣渦輪，進入燃燒室的空氣利用高速飛行時的沖壓作用增壓。它構造簡單、推力大，特別適用於高速高空飛行。由於不能自行起動和低速下性能欠佳，限制了應用范圍，僅用在導彈和空中發射的靶彈上。