直升飛機(jī)構(gòu)造及飛行原理

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1、構(gòu)造簡(jiǎn)圖 直升飛機(jī)構(gòu)造及飛行原理 M2 2 42 京不能傳動(dòng)觸 L九獨(dú)7. iMUW 4 ?月M粒W浦蚓 S *? "中叼髓0豺 九千制fil K吊斑成中淤 “交又梁”式無軸承旋我的構(gòu)造原理 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)， 從無側(cè)滑 的等速直線

2、平飛人手，有關(guān)上升率 Vy不為零白^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（參見圖2. 1—43）。 平飛時(shí)力

3、的平衡 X軸：T2=X身 丫軸：T1=G Z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)閥角 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) 功率一一P 誘；廢阻功率一

4、一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=*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 平飛需用功率隨速度的變化 率P廢就可以近似認(rèn)為與平飛速 度的三次方成正比，如上圖中的點(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

5、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

6、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)飛是在懸停基礎(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。