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1、雙層旋翼直升飛機(jī)傾斜控制器新型直升飛機(jī)項(xiàng)目可行性研究報(bào)告 雙層旋翼直升飛機(jī)傾斜控制器 新型直升飛機(jī)可行性報(bào)告 一、新型直升飛機(jī)項(xiàng)目摘要-------------------------------------3 1：項(xiàng)目的來源-------------------------------------------------3 2：直升飛機(jī)的發(fā)展簡述----------------------------------------4 二、現(xiàn)有直升飛機(jī)的技術(shù)介紹-----------------------------------6 三、新型直升飛機(jī)技術(shù)介紹 -----------

2、----------------------40 四、項(xiàng)目的基礎(chǔ)條件：-----------------------------------------56 1：前期工作情況----------------------------------------------56 2：發(fā)明人簡介------------------------------------------------57 3：創(chuàng)辦單位介紹----------------------------------------------58 4：現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)和工作基礎(chǔ)-------------------------------

3、----59 5：國家相關(guān)的政策--------------------------------------------59 6：協(xié)作單位介紹----------------------------------------------60 五、項(xiàng)目攻關(guān)總體目標(biāo)，---------------------------------------62 1：實(shí)施年限，-------------------------------------------------61 2：具體的考核指標(biāo)（含主要技術(shù)經(jīng)濟(jì)指標(biāo)）及年度計(jì)劃安排-----61 六、項(xiàng)目的主要研究內(nèi)容----------------

4、-----------------------63 1：課題設(shè)置方案及承擔(dān)單位選擇方式---------------------------63 七、項(xiàng)目的主要技術(shù)特點(diǎn)和創(chuàng)新點(diǎn)：----------------------------63 1：關(guān)鍵技術(shù)內(nèi)容，--------------------------------------------63 2：項(xiàng)目實(shí)施的技術(shù)、工藝路線； ------------------------------63 3：可能取得的專利（尤其是發(fā)明專利和取得國外專利）及知識(shí)產(chǎn)權(quán)分析--------------------------------------

5、--------------------64 八、項(xiàng)目的關(guān)聯(lián)行動(dòng)：-------------------------------------- --64 1：項(xiàng)目的組織管理措施，其它必要的支撐和配套條件（如基地、示范點(diǎn)、技術(shù)或工程依托等）落實(shí)情況-----------------------------64 九、項(xiàng)目總投資預(yù)算，資金籌措及來源渠道 1：自籌資金：-------------------------------------------------64 2：外籌資金：-------------------------------------------------64 十

6、、項(xiàng)目預(yù)期成果的經(jīng)濟(jì)、社會(huì)、環(huán)境效益分析，與國內(nèi)外同類產(chǎn)品或技術(shù)的競爭力分析，成果應(yīng)用和產(chǎn)業(yè)化前景分析 1：軍用新型直升飛機(jī)-----------------------------------------65 2：民用新型直升飛機(jī)-----------------------------------------65 十一、項(xiàng)目的風(fēng)險(xiǎn)分析，含技術(shù)、市場的風(fēng)險(xiǎn)分析--------------76 十二、新型直升飛機(jī)試驗(yàn) ------------------------------------78 十三、其它需要說明的事項(xiàng) -----------------------------

7、----81 十四、經(jīng)濟(jì)效益 -----------------------------------------82 十五、聯(lián)系方式 ------------------------------------------82 一、新型直升飛機(jī)項(xiàng)目摘要 1、1：項(xiàng)目的來源 在2000年的時(shí)候，發(fā)明人彭凱有一次坐客車從黔西到貴陽，車開到鴨池河，突然間客車沖出公路，闖上路邊的巖石，由于客車突然停車，車上有多人受傷，我當(dāng)時(shí)坐在前排，前面堆有民工的行李，由于慣性，我撲倒在行李上，沒有受傷，從那時(shí)起我就想發(fā)明一種新型的直升飛機(jī)。通過觀察我發(fā)現(xiàn)直升飛機(jī)旋翼朝什么方向

8、傾斜，直升飛機(jī)就向什么方向飛行，而現(xiàn)有的直升飛機(jī)卻不是直接控制旋翼傾斜方向，我的發(fā)明方向就是要找出直接使旋翼傾斜的方法，通過3年的摸索，在2003年7月4日，彭凱、彭晶、代宇共同申請(qǐng)了“滾輪式雙層旋翼直升飛行器”，專利號(hào)031473016。這種飛行器的上下層旋翼的正反方向旋轉(zhuǎn)和上下旋翼的連接都是由滾輪來帶動(dòng)的，旋翼的傾斜方向也是由滾輪來控制的，專利公開后，我們生產(chǎn)模型來做實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)證明用滾輪來控制旋翼傾斜方向是可行的，而上下旋翼用橡膠來連接，在旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)的時(shí)候由于溫度、濕度、磨損等原因，上下旋翼會(huì)產(chǎn)生打滑的現(xiàn)象。使直升飛機(jī)的飛行達(dá)不到設(shè)計(jì)的要求。為了解決上面的問題，我們到北京航空航天學(xué)院，南京航

9、空航天學(xué)院，中國直升飛機(jī)研究所等單位，進(jìn)行技術(shù)交流，于2006年4月6日向國家專利局申請(qǐng)了“旋翼噴氣式直升飛機(jī)”的專利，專利號(hào)2006100551480，此項(xiàng)目堅(jiān)持了利用滾輪控制旋翼的傾斜，上下旋翼的橡膠連接改為齒輪連接，并且增加了旋翼作為油箱和在漿尖上安裝噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)，這種設(shè)計(jì)方案主要技術(shù)要求有小型噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī) ，2006年珠海航展的時(shí)候，我們看到北京宏恩發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力公司的小型噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)非常適合，與該公司的程德恩經(jīng)理和工程師們商談后，他們都非常感興趣，并表示對(duì)項(xiàng)目的積極支持，用該公司的發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)可以不買單，待實(shí)驗(yàn)成功后生產(chǎn)用發(fā)動(dòng)機(jī)采購他們的產(chǎn)品。2006年至2009年，彭凱在李林的支持

10、下，開展了實(shí)質(zhì)性的設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)和實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)了一些問題，如齒輪的外形和穩(wěn)定，旋翼盤的控制穩(wěn)定，齒輪的潤滑等，在2009年4月17日申報(bào)的“雙層旋翼直升飛機(jī)傾斜控制器”上，機(jī)械機(jī)構(gòu)方面的技術(shù)問題，在專利申請(qǐng)的文件上都給予解決了。 1、2；直升飛機(jī)的發(fā)展簡述； 已往的大約半個(gè)世紀(jì)中，直升機(jī)在技術(shù)上經(jīng)歷了幾項(xiàng)重大的突破性進(jìn)展，從技術(shù)特征來看，大體上可以分為四代： 一、第一代直升機(jī) 從第一架可以正式飛行的直升機(jī)在20世紀(jì)30年代末問世至60年代初期，是第一代直升機(jī)發(fā)展階段。主要技術(shù)特征是：安裝活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)；金屬／木質(zhì)混合式旋翼漿葉；機(jī)體為由鋼管焊接成的桁架式或鋁合金半硬殼式結(jié)構(gòu)；裝有

11、簡易的儀表和電子設(shè)備。最大平飛速度約200km／h，全機(jī)振動(dòng)水平(約0．22g)、噪聲水平(約11 0dB)均較高。典型的機(jī)型如米一4、bell47等直升機(jī)。 二、第二代直升機(jī) 從60年代初期到70年代中期，發(fā)展了第二代直升機(jī)。主要技術(shù)特征是：安裝了第一代渦輪軸式發(fā)動(dòng)機(jī)；全金屬漿葉與金屬鉸接式漿轂構(gòu)成的旋翼；機(jī)體主要仍為鋁合金半硬殼式結(jié)構(gòu)；開始采用最初的集成微電子設(shè)備。最大平飛速度約達(dá)250km／t1。振動(dòng)水平(約O．15g)、噪聲水平(約l OOdB)有所降低。典型的機(jī)型有米一8、“超黃蜂”等直升機(jī)。 三、第三代直升機(jī) 從70年代中期至80年代末，屬于第三代直升機(jī)發(fā)展

12、時(shí)期。主要技術(shù)特征是：安裝第二代渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)；全復(fù)合材料漿葉及帶有彈性元件的漿轂構(gòu)成的旋翼；機(jī)體結(jié)構(gòu)部分使用復(fù)合材料；采用大規(guī)模集成電路的電子設(shè)備和較先進(jìn)的飛行控制系統(tǒng)。最大飛行速度約達(dá)300km／h。振動(dòng)水平(約O．1 0g)、噪聲水平(約90dB)又進(jìn)一步得到控制。典型的機(jī)型有“海豚”、“山貓”、“黑鷹”、“阿帕奇”等直升機(jī)。 四、第四代直升機(jī) 從90年代以來，直升機(jī)技術(shù)發(fā)展進(jìn)入第四代，主要技術(shù)特征包括：安裝第三代渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)；裝有進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)的翼型、漿尖和先進(jìn)的復(fù)合材料旋翼漿葉，無軸承或彈性鉸式等新型漿轂；機(jī)體結(jié)構(gòu)大部分或全部使用復(fù)合材料；操縱系統(tǒng)改為電傳操縱；機(jī)載電子

13、設(shè)備采用數(shù)據(jù)總線、綜合顯示和任務(wù)管理；先進(jìn)的飛行控制、通信導(dǎo)航等系統(tǒng)。最大平飛速度已約達(dá)3 1 5km／h。振動(dòng)水平(約0．05g)、噪聲水平(約80dB)已得到良好控制。典型的機(jī)型有“科曼奇”、NH一90等直升機(jī)。 五：第五代直升機(jī) 進(jìn)入二十一世紀(jì)，滾輪式旋翼噴氣式直升機(jī)，組合了以上直升機(jī)的先進(jìn)技術(shù)，其重要技術(shù)特征是：旋翼設(shè)計(jì)成油箱的一部分，翼尖安裝噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，機(jī)艙的噪音可低于80dB，由于發(fā)動(dòng)機(jī)分散安裝在漿尖，從而減少了機(jī)械設(shè)備的重量，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的利用率和使用壽命，上下兩層旋翼座和滾輪座都設(shè)計(jì)成球形結(jié)構(gòu)，通過對(duì)滾輪的控制，可調(diào)整上下層旋翼的傾斜面，從而達(dá)到控制飛行方向，旋翼

14、噴氣直升機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，操縱方便，旋翼使用鋁合金材料，經(jīng)久耐用，操作系統(tǒng)可人工操作，也可電傳操作，旋翼噴氣直升機(jī)還可設(shè)計(jì)成多層旋翼，成為超級(jí)直升飛機(jī)，其起飛重量可達(dá)100T以上。 二、現(xiàn)有直升飛機(jī)的技術(shù)簡介 第一節(jié) 直升機(jī)飛行特點(diǎn) 直升機(jī)最顯著的標(biāo)志是旋翼，即可旋轉(zhuǎn)的翼面。利用旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)提供的升力、前進(jìn)力和操縱力，能有效地完成空中懸停、垂直起落和前飛、后飛、側(cè)飛等飛行，這就是直升機(jī)有別于飛機(jī)等其他航空飛行器的基本特點(diǎn)。 一、旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn) (一)旋翼的一般介紹 旋翼的作用概括起來有以下三點(diǎn)： 1、產(chǎn)生向上的升力(占拉力的主要部分)用

15、以克服直升機(jī)的重力，類似于飛機(jī)機(jī)翼的作用。即使直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車時(shí)，駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉(zhuǎn)，仍可產(chǎn)生一定升力，減緩直升機(jī)下降趨勢(shì)。 2、產(chǎn)生向前的不平分力克服空氣阻力使直升機(jī)前進(jìn)，類似于飛機(jī)上推進(jìn)器的作用(例如螺旋槳或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))。 3、產(chǎn)生其他分力及力矩對(duì)直升機(jī)進(jìn)行控制或機(jī)動(dòng)飛行，類似于飛機(jī)上各操縱面的作用。 旋翼由數(shù)片槳葉(即翼面)及一個(gè)槳轂(又稱軸套)組成。工作時(shí)，槳葉與空氣作相對(duì)運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生空氣動(dòng)力，槳轂則是用來連接槳葉和旋翼軸，以轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼，槳葉一般通過鉸接方式與轂連接，典型的鉸接式旋翼如圖2．2—1 2．2．2 旋翼的運(yùn)動(dòng)與固定翼飛機(jī)機(jī)翼

16、的不同，在于旋翼的槳葉除了隨直升機(jī)一同作直線或曲線運(yùn)動(dòng)外，還要繞旋翼軸旋轉(zhuǎn)，因此槳葉的空氣動(dòng)力現(xiàn)象要比機(jī)翼的復(fù)雜得多。 (二)工作參數(shù) 1、旋翼的基本參數(shù) (1)旋翼直徑 旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳尖所劃圓圈的直徑，叫做旋翼直徑，用D表示(圖2．1—4)。大型直升機(jī)的旋翼直徑可達(dá)30m以上，小型直升機(jī)的也有7～8m。 (2)槳盤面積及槳盤載荷 槳葉旋轉(zhuǎn)所劃圓的面積，叫槳盤面積。直升機(jī)的飛行重量與槳盤面積的比值，叫做槳盤載荷。 (3)旋翼實(shí)度 各片槳葉中面積與整個(gè)槳盤面積之比，叫做旋翼實(shí)度，以希臘字母6表示。 (4)旋翼迎角 如圖2．1—5所示，直

17、升機(jī)的相對(duì)氣流同槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，叫旋翼迎角，用as表示。飛行狀態(tài)不同，旋翼迎角的正負(fù)和大小也不相同。 (5)旋翼狀態(tài)特性系數(shù) 直升機(jī)沿任一傾斜軌跡飛行時(shí)，氣流斜吹旋翼，相對(duì)氣流速度(V0)可分解為兩個(gè)分量(圖2．1—6)。一個(gè)是沿槳轂旋轉(zhuǎn)軸方向的分量(V0sinas)；一個(gè)是沿槳轂旋轉(zhuǎn)平面的分量(VocosaS)。 (6)旋翼轉(zhuǎn)速和角速度 旋翼轉(zhuǎn)速(n)一般以每分鐘一轉(zhuǎn)為單位(r/min)，而角速度(Q)以每秒鐘一個(gè)弧長為單位(rad／s)，兩者關(guān)系如下：Q=兀n/30 旋翼轉(zhuǎn)速要受到葉尖速度的限制，以避免葉尖出現(xiàn)過大的空氣壓縮效應(yīng)。目前旋翼槳葉尖部圓周速度Q IPl80～2

18、20m／s。大致相當(dāng)于葉尖馬赫數(shù)M=O．55～0．6(海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣)。 2、槳葉的基本特性和參數(shù) (1)槳葉平面形狀 槳葉平面形狀常見的有矩形、梯形和矩形加后掠形槳尖等。近年來槳尖的形狀變化發(fā)展較多。目前已從第一代矩形、第二代簡單尖削加后掠、第三代曲線尖削加后掠發(fā)展到下反式三維槳尖。這是因?yàn)闃~尖部速度對(duì)旋翼性能有著十分密切的影響。原因之一是前行槳葉尖的空氣壓縮性不允許速度過大，通常限制M數(shù)在O．92以下。 (2)槳葉剖面形狀 槳葉剖面形狀與飛機(jī)機(jī)翼剖面形狀相類似，均稱作翼型。 國外許多有實(shí)力的研究單位，無不關(guān)注翼型的發(fā)展研究，通過大量地研究、實(shí)驗(yàn)，發(fā)展了許多優(yōu)良的翼型族，例如

19、法國的OA翼型系列、俄羅斯的翼型系列以及美國的VR系列。以美國波音公司的VR翼型族為例，該公司從50年代至80年代先后發(fā)展了四代翼型(見圖2．1—8)，翼型的最大升力系數(shù)和阻力發(fā)散M數(shù)都有顯著提高。 (3)槳葉剖面安裝角和槳距 槳葉某一剖面的翼弦與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，叫槳葉該剖面的安裝角。 駕駛員通過直升機(jī)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2～14度。 (4)槳葉剖面迎角 槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳葉剖面的相對(duì)氣流合速度(W)與翼弦之間的夾角，叫槳葉剖面迎角。 (5)槳葉的幾何扭轉(zhuǎn) 為使空氣動(dòng)力沿槳葉的分布比較均勻，減小由于誘導(dǎo)速度分布不

20、均勻引起的附加功率損失，通常都把槳葉做成具有負(fù)的幾何扭轉(zhuǎn)，即從根到尖，槳葉安裝角逐漸減少。 槳葉的扭轉(zhuǎn)，可分為線性扭轉(zhuǎn)和非線性扭轉(zhuǎn)。線性扭轉(zhuǎn)比較好制造，非線性理想扭轉(zhuǎn)則是根據(jù)空氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)的需要進(jìn)行扭轉(zhuǎn)，但制造上較困難。 (6)槳葉剖面的來流角 槳葉剖面的相對(duì)氣流合速度由平行于槳轂旋轉(zhuǎn)平面的和垂直于該平面的相對(duì)氣流所合成，它與槳轂旋轉(zhuǎn)平面的夾角，叫來流角，用￡表示，W從上方吹向槳轂旋轉(zhuǎn)平面，￡為正。 由上述分析可知： (1)直升機(jī)由于利用旋翼產(chǎn)生拉力，即使前進(jìn)速度為零，只要旋翼處于正常工作狀態(tài)，就能產(chǎn)生支撐全機(jī)重量的拉力。所以，直升機(jī)不僅可以飛得很慢，且可在空中懸停和垂直升降。

21、(2)直升機(jī)起飛，只要旋翼產(chǎn)生拉力大于重力，就能離地垂直升空，下降時(shí)，也只要通過操縱改變拉力的大小，使拉力小于重力，就能降低高度垂直降落。 (3)要想讓直升機(jī)向預(yù)定的方向運(yùn)動(dòng)，必須操縱旋翼錐體向預(yù)定的方向傾斜，使旋翼拉力也跟著傾斜，以取得向該方向運(yùn)動(dòng)的力。 由于旋翼拉力方向在空間是可以改變的，為了便于分析問題，我們規(guī)定：在前飛中，拉力的第一分力(T，)，在鉛垂面內(nèi)并垂直于飛行方向；拉力第二分力(T2)，與飛行方向平行，；拉力第三分力(T3)，在水平面內(nèi)垂直于飛行方向。至于在懸停和垂直飛狀態(tài)中，拉力第一分力(T1)鉛垂向上；拉力第二分力(T2)作為水平縱向分力，在無風(fēng)的穩(wěn)定狀態(tài)，T2應(yīng)等于零

22、；拉力第三分力(T3)則為水平側(cè)向分力。 從能量轉(zhuǎn)換的觀點(diǎn)分析，直升機(jī)在懸停狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)輸出的軸功率，其中約90％用于旋翼，分配給尾槳、傳達(dá)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(dāng)中，旋翼型阻功又用去20％，旋翼用于轉(zhuǎn)變成氣流動(dòng)能以產(chǎn)生拉力的誘導(dǎo)功率僅占70％。 二、直升機(jī)的反扭矩 從以上所述可知，直升機(jī)飛行主要靠旋翼產(chǎn)生的拉力。當(dāng)旋翼由發(fā)動(dòng)機(jī)通過旋轉(zhuǎn)軸帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)時(shí)，旋翼給空氣以作用力矩(或稱扭矩)，空氣必然在同一時(shí)間以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼(或稱反扭矩)，繼而再通過旋翼將這一反作用力矩傳遞到直升機(jī)機(jī)體上。如果不采取措施予以平衡，那么這個(gè)反作用力矩

23、就會(huì)使直升機(jī)逆旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)方向旋轉(zhuǎn)。如圖所示。 (一)旋翼的布局型式 旋翼之所以會(huì)出現(xiàn)不同的布局型式，主要是因平衡旋翼軸帶動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)工作時(shí)，空氣作用其上的反作用力矩采取的方式不同而形成的。 為了平衡這個(gè)來自空氣的反作用力矩，有兩種常見的辦法，組合形成了現(xiàn)代多種旋翼布局型式。(見圖2．1～20)。 1、單旋翼帶尾槳布局?？諝鈱?duì)旋翼形成的反作用力矩，由尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)相對(duì)于直升機(jī)機(jī)體重心形成的偏轉(zhuǎn)力矩予以平衡(見圖2．1—1 9)。這種方式目前應(yīng)用較廣泛，雖然尾槳工作需要消耗一部分功率，但構(gòu)造上比較簡單。 2、雙旋翼式布局。由于在直升機(jī)上裝有兩副旋翼，可以是共軸式雙旋翼，也可

24、以是縱列式雙旋翼或者橫列式雙旋翼(含交叉雙旋翼)，通過傳動(dòng)裝置使兩副旋翼彼此向相反的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，那么，空氣對(duì)其中一副旋翼的反作用力矩，正好為另一副旋翼的反作用力矩所平衡，見圖中的b、c、d、e。 (二)尾槳的作用和特點(diǎn) 尾槳像一個(gè)旋轉(zhuǎn)平面垂直于旋翼轉(zhuǎn)速平面的小螺旋槳，工作時(shí)產(chǎn)生拉力(或推力)。 尾槳的作用可以概括為以下三點(diǎn)： 1、尾槳產(chǎn)生的拉力(或推力)通過力臂形成偏轉(zhuǎn)力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩(即反扭轉(zhuǎn))； 2、相當(dāng)于一個(gè)直升機(jī)的垂直安定面，改善直升機(jī)的方向穩(wěn)定性。而且，可能通過加大或減少小尾槳的拉力(推力)來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的航向操縱； 3、某些直升機(jī)的尾軸向上斜置一個(gè)角度，可以提

25、供部分升力，也可以調(diào)整直升機(jī)重心范圍。 尾槳和旋翼的動(dòng)力均來源于發(fā)動(dòng)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的功率通過傳動(dòng)系統(tǒng)，按需要再傳給旋翼和尾槳。 尾槳的旋轉(zhuǎn)速度較高。直升機(jī)航向操縱和平衡反作用力矩，只需增加或減少尾槳拉力(推力)，對(duì)尾槳總距操縱是通過腳蹬操縱系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)的。 (三)尾槳的類型 尾槳通常包括常規(guī)尾槳、涵道尾槳和無尾槳系統(tǒng)等三種類型。 1、常規(guī)尾槳 這種尾槳的構(gòu)造與旋翼類似，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、涵道尾槳 這種尾槳由兩部分組成：一部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于涵道中央的轉(zhuǎn)子，其特點(diǎn)是涵道尾槳直徑小、葉片數(shù)目多。涵道尾槳的推力有兩個(gè)來源：

26、一是涵道內(nèi)空氣對(duì)葉片的反作用推力；二是涵道唇部氣流負(fù)壓產(chǎn)生的推力。 3、無尾槳系統(tǒng) 無尾槳系統(tǒng)主要是用一個(gè)空氣系統(tǒng)代替常規(guī)尾槳，該系統(tǒng)由進(jìn)氣口、噴氣口、壓力風(fēng)扇、帶縫尾梁等幾部分組成。 第二節(jié)直升機(jī)操縱特點(diǎn) 一、直升機(jī)駕駛員座艙操縱機(jī)構(gòu)及配置 直升機(jī)駕駛員艙主要的操縱機(jī)構(gòu)是：賀駛桿(又稱周期變距桿)、腳蹬、油門總距桿。此外還有油門調(diào)節(jié)環(huán)、直升機(jī)配平調(diào)整片開關(guān)及其他手柄(見圖2．1—24)。 駕駛桿位于駕駛員座倚前面，通過操縱線系與旋翼的自動(dòng)傾斜器連接。駕駛桿偏離中立位置表示：向前——直升機(jī)低頭并向前運(yùn)動(dòng)；向后一一直升機(jī)抬頭并向后退；向左——直升機(jī)向左傾斜并向左側(cè)運(yùn)動(dòng)；向右——直

27、升機(jī)向右傾斜并向右側(cè)運(yùn)動(dòng)。 腳蹬位于座椅前下部，對(duì)于單旋翼帶尾槳的直升機(jī)來說，駕駛員蹬腳蹬操縱尾槳變距改變尾槳推(拉)力，對(duì)直升機(jī)實(shí)施航向操縱。 油門總距桿通常位于駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可急時(shí)操縱旋翼總距和發(fā)動(dòng)機(jī)油門，實(shí)現(xiàn)總距和油門聯(lián)合操縱。 油門調(diào)節(jié)器拉環(huán)位于油門總距桿的端部，在不動(dòng)總距油門桿的情況下，駕駛員左手?jǐn)Q動(dòng)油門調(diào)節(jié)環(huán)可以在較小的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)功率。 調(diào)整片操縱(又稱配平操縱)的主要原因是因?yàn)橹鄙龣C(jī)在飛行中駕駛桿的載荷，不同于飛機(jī)的舵面載荷。如果直升機(jī)旋翼使用可逆式操縱系統(tǒng)，那么駕駛桿要受周期(第一轉(zhuǎn))的可變載荷，而且此載荷又隨著飛行狀態(tài)的改變而

28、產(chǎn)生某些變化。為減少駕駛桿的載荷，大多數(shù)直升機(jī)操縱系統(tǒng)中都安裝有液壓助力器。操縱液壓助力器可進(jìn)行不可逆式操縱，即除了操縱系統(tǒng)的摩擦之外，旋翼不再向駕駛桿傳送任何力。 二、自動(dòng)傾斜器 自動(dòng)傾斜器的構(gòu)造如圖2．1～25所示，圖中為簡化起見只畫出兩片槳葉旋翼的自動(dòng)傾斜器。 自動(dòng)傾斜器主要零件包括：旋轉(zhuǎn)環(huán)連接槳葉拉桿，旋轉(zhuǎn)環(huán)利用滾珠軸承連接在不旋轉(zhuǎn)環(huán)上，不旋轉(zhuǎn)環(huán)壓在套環(huán)上；套環(huán)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(jī)的駕駛桿動(dòng)作時(shí)旋轉(zhuǎn)環(huán)和不旋轉(zhuǎn)環(huán)隨同套環(huán)一起向前、后、左、右傾斜或任意方向傾斜。 因?yàn)樾D(zhuǎn)環(huán)用垂直拉桿用槳葉連接，所以旋轉(zhuǎn)環(huán)旋轉(zhuǎn)面傾斜會(huì)引起槳葉繞縱軸做周

29、期性轉(zhuǎn)動(dòng)(即旋翼每轉(zhuǎn)一周重復(fù)一次)，換句話說，每片槳葉的槳距將進(jìn)行周期性變化。為了解槳距的變化，應(yīng)分別分析直升機(jī)的兩種飛行狀態(tài)，即垂直飛行狀態(tài)和水平飛行狀態(tài)。垂直飛行，靠改變總距來實(shí)施，換句話說，就是靠同時(shí)改變所有槳葉的迎角來實(shí)施。此時(shí)所有將葉同時(shí)增大或減小相同的迎角，就會(huì)相應(yīng)地增大或減小升力，因而直升機(jī)也會(huì)相應(yīng)地進(jìn)行垂直上升或下降。操縱總距是用座艙內(nèi)駕駛員座椅左側(cè)的油門總距桿。從圖2．1—25中看出，若上提油門總距桿，則不旋轉(zhuǎn)環(huán)和旋轉(zhuǎn)環(huán)向上抬起，各片槳葉的槳距增大，直升機(jī)上升，若下放油門總距桿，直升機(jī)則垂直下降。 直升機(jī)水平飛行要使旋翼旋轉(zhuǎn)平面傾斜，使旋翼總空氣動(dòng)力矢量傾斜得出水平

30、分力。旋轉(zhuǎn)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(zhuǎn)動(dòng)周期中(每轉(zhuǎn)一周)，先增大到某一數(shù)值，然后下降到某一最小數(shù)值，繼而反復(fù)循環(huán)。 各種方位的槳距周期性變化如圖2．1—26所示，下面考察自動(dòng)傾斜器未傾斜和向前傾斜面時(shí)作用于槳葉上的各力。 旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)，每片槳葉上的作用力如圖2．1—27所示：升力Y葉重力G葉，揮舞慣性力J和離心力J離心力。 旋翼由900旋轉(zhuǎn)到2700，由于槳距減小槳葉剖面迎角也減小。隨著迎角減小，槳葉升力Y葉也開始減小(參見圖2．1—27)。這將使水平鉸上的力矩平衡遭到破壞，因而槳葉開始下垂。 當(dāng)旋翼由2700旋轉(zhuǎn)

31、到900時(shí)，槳距增大，因而槳葉升起。 由于槳距周期性變化，槳葉在旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生揮舞。 三、尾槳的操縱機(jī)構(gòu) 尾槳的構(gòu)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，繞其旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)。由于尾槳轉(zhuǎn)速很高，工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生很大的離心力。 下面以某些直升機(jī)三葉片尾槳系統(tǒng)為例，介紹尾槳操縱機(jī)構(gòu)的組成及工作原理。 尾槳操縱沒有自動(dòng)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(dāng)駕駛員蹬腳蹬后，齒輪通過傳動(dòng)鏈條帶動(dòng)蝸桿螺帽轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)，蝸桿螺帽沿旋轉(zhuǎn)軸推動(dòng)滑動(dòng)操縱桿滑動(dòng)，桿用軸承固定在三爪傳動(dòng)臂上，另一端則用槽與支座相連，以防止滑動(dòng)操縱桿轉(zhuǎn)動(dòng)。 三爪

32、傳動(dòng)臂隨同尾槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)，通過三個(gè)拉桿使三片槳葉繞自身縱軸同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)，根據(jù)腳蹬蹬出方向和動(dòng)作量大小，來增大或減小尾槳槳距。 四、雙旋翼直升機(jī)的操縱原理 雙旋翼式直升機(jī)的水平飛行或垂直飛行的操縱原理，同單旋翼直升機(jī)的操縱原理類似。每一旋翼將產(chǎn)生的現(xiàn)象大致相同，一般說來，雙旋翼的效能是兩個(gè)單旋翼效能之和。只是縱列式直升機(jī)在縱向操縱方面和橫列式直升機(jī)在橫向操縱方面有某些不同。對(duì)于縱列式直升機(jī)來說，在自動(dòng)傾斜器向前、向后傾斜的同時(shí)，前旋翼和后旋翼總距將產(chǎn)生差動(dòng)變化，此時(shí)，隨著自動(dòng)傾斜器傾斜，一方的旋翼總距將減小，另一方旋翼的總距此時(shí)將增大。 五、直升機(jī)的駕駛特點(diǎn) 由于直升機(jī)飛行

33、原理及構(gòu)造上的特殊性，它的平衡、穩(wěn)定性和操縱性與固翼飛機(jī)相比，有很大的不同，這是因?yàn)轳{駛直升機(jī)的操縱規(guī)律具有下列特點(diǎn)： (一)操縱的滯后性 飛機(jī)與直升機(jī)在操縱原理方面的重要區(qū)別是，飛機(jī)上的舵和副翼距重心的力臂相當(dāng)長，單旋翼直升機(jī)的縱向和橫向操縱是靠旋翼旋轉(zhuǎn)平面傾斜，拉力矢量相對(duì)重心的力臂很短。 由此可見，操縱駕駛桿使飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩，對(duì)直升機(jī)來說所需要的力很大，而對(duì)飛機(jī)來說則相對(duì)較小，這說明，為了改變拉力矢量方向來獲得所需要的力矩，對(duì)直升機(jī)來說比飛機(jī)需要更多的空氣量產(chǎn) 生附加運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)上操縱駕駛桿，如推桿立即引起升降舵產(chǎn)生向上的作

34、用力，使機(jī)頭下俯。直升機(jī)推桿為得到所需力矩就要經(jīng)過一定時(shí)間，即需要經(jīng)過一定時(shí)間旋翼的氣流才會(huì)改變到新的方向。 由于槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)具有很大的慣性，所以旋轉(zhuǎn)平面不能立即傾斜，旋轉(zhuǎn)平面總力求保持自己的狀態(tài)。此外流過旋翼的氣流，也不能隨著旋轉(zhuǎn)平面的傾斜立即改變自己的方向。旋轉(zhuǎn)平面傾斜時(shí)，旋翼排壓出的氣流還產(chǎn)生附加渦流，這在一定程度上阻礙新的拉力方向的建立。由此可見，直升機(jī)對(duì)操縱桿的反應(yīng)總帶有一定的延遲。綜上所述，駕駛員在操縱直升機(jī)，特別是改變飛行狀態(tài)時(shí)，要用更多的“提前量”使駕駛桿傾斜。 (二)操縱的反復(fù)性 由前述得知，從操縱駕駛桿使自動(dòng)傾斜器傾斜，到旋翼錐體改變方向，再到直

35、升機(jī)的狀態(tài)開始改變，要經(jīng)過一段時(shí)間。當(dāng)飛行員操縱駕駛桿產(chǎn)生位移時(shí)，開始感到飛行狀態(tài)沒有立即反應(yīng)或直升機(jī)姿態(tài)改變很慢，誤認(rèn)為操縱量不夠，或者為較快地改變飛行狀態(tài)，而加大了操縱量。但當(dāng)飛行狀態(tài)發(fā)生變化后，由于直升機(jī)的角速度阻尼小，操縱靈敏度較高，使直升機(jī)姿態(tài)變化量很大，往往超過預(yù)定的飛行狀態(tài)，在懸停時(shí)此種現(xiàn)象更為明顯。為保持或改變直升機(jī)的飛行狀態(tài)，就要求在操縱駕駛桿時(shí)，要有往返的反復(fù)動(dòng)作。 例如，駕駛員操縱直升機(jī)作穩(wěn)定懸停時(shí)，在直升機(jī)離地后，為保持力和力矩的平衡，必須保持適當(dāng)飛行狀態(tài)。如果機(jī)頭下俯時(shí)，應(yīng)向后拉一定量的駕駛桿，經(jīng)過一段時(shí)間后，直升機(jī)在上仰力矩的作用下，機(jī)頭開始上仰。此時(shí)，駕

36、駛員應(yīng)根據(jù)機(jī)頭上仰角速度的大小和接近預(yù)定狀態(tài)的程度，及時(shí)、適量地向前回桿。當(dāng)機(jī)頭上仰到預(yù)定狀態(tài)時(shí)，再稍向后帶桿，就能使直升機(jī)保持某一狀態(tài)穩(wěn)定懸停。這種桿的往返動(dòng)作，就是操縱駕駛桿的反復(fù)性。 (三)操縱的協(xié)調(diào)性 直升機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的變化同操縱桿、舵和油門總距桿是互相聯(lián)系著和互相影響著的。例如上提油門總距桿后，旋翼拉力和反作用力矩都增大，在直升機(jī)增加高度的同時(shí)又要向一邊偏轉(zhuǎn)。因此，必須相應(yīng)地蹬舵，才能保持航向平衡。加大舵量后，尾槳拉力所形成的滾轉(zhuǎn)力矩也增大，為保持側(cè)向平衡，還必須向另一側(cè)壓桿。而且，上提油門總距桿越猛，力和力矩的變化也就越突然，駕駛桿和舵配合保持平衡就越困難。反之，操縱得越

37、柔和，保持平衡就越容易。 此外，操縱還必須考慮到旋翼的陀螺效應(yīng)對(duì)飛行狀態(tài)的影響，當(dāng)操縱駕駛桿時(shí)，旋翼的陀螺效應(yīng)使直升機(jī)產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)作用，對(duì)飛行狀態(tài)的影響如圖2．1—36所示。進(jìn)動(dòng)大小決定于操縱桿動(dòng)作的粗猛程度。柔和協(xié)調(diào)地操縱駕駛桿，直升機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慢，還可減小旋翼進(jìn)動(dòng)所帶來的不利影響，有利于直升機(jī)從一種狀態(tài)轉(zhuǎn)換到另一種所需狀態(tài)。 第三章直升機(jī)構(gòu)造特點(diǎn) 第一節(jié)升力系統(tǒng) 旋翼系統(tǒng)由漿葉和漿轂組成。旋翼形式是由漿轂形式?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，已以實(shí)踐中就用的旋翼形式有鉸接式、蹺蹺板式、無鉸式和無軸承式，它們各自的原因如圖2．2～1所示。 一、漿轂連結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

38、 (一)鉸接式 鉸接式(又稱全鉸接式)旋翼漿轂是通過漿轂上設(shè)置揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸來實(shí)現(xiàn)漿葉的揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)。典型的鉸接式漿轂鉸的布置順序(從里向外)是由揮舞鉸、擺振鉸到變距鉸，如圖2．2—2所示。也有揮舞鉸與擺振鉸重合的。 (二)漿轂減擺器 鉸接式旋翼在擺振鉸上都有帶有漿轂減擺器，簡稱為減擺器，為漿葉繞擺振鉸的擺振運(yùn)動(dòng)提供阻尼。減擺器對(duì)于防止出現(xiàn)“地面共振”，保證其有足夠的隱定性裕度是必要的。 1、液壓減擺器 主要是用油液流動(dòng)速度的損失來產(chǎn)生壓力差從而起到阻尼作用。圖2．2—5為這種減擺器的原理，圖2．2—6表示了這種減擺器在漿轂上可能的安裝情況。當(dāng)漿葉繞垂直鉸來回?cái)[動(dòng)時(shí)

39、，減擺器殼體與活塞桿之間產(chǎn)生往復(fù)運(yùn)動(dòng)。這時(shí)，充滿殼體內(nèi)的油液也就要以高速度流進(jìn)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。 2、粘彈減擺器 70年代開始出現(xiàn)了用粘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(shí)很大的內(nèi)阻尼來提供所要求的減振阻尼，其構(gòu)造原理見圖2．2—7。減擺器由當(dāng)中的金屬板及其兩邊的兩塊外部金屬板構(gòu)成。內(nèi)部金屬板及兩塊外部金屬板之間各有一層硅橡膠，金屬板與橡膠硫化粘結(jié)在一起，內(nèi)部金屬板一端與軸向鉸軸頸相連，而外部金屬板則與中間連接件相連接。 (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

40、應(yīng)用的同時(shí)，貝爾公司發(fā)展了萬向接頭式旋翼，圖2．2—8所示為Bell 47型直升機(jī)萬向接頭式旋翼漿轂的構(gòu)造，。兩片漿葉通過各自的軸向鉸和漿轂殼體互相連接，而漿轂殼體又通過萬向接頭與旋翼軸連結(jié)。改變總距是通過軸向鉸實(shí)現(xiàn)的，而周期變距是通過萬向接頭繞Q—Q鉸的轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)。 蹺蹺板式旋翼和萬向接頭式旋翼的主要區(qū)別漿轂殼體中通過一個(gè)水平鉸與旋翼軸相連，這種漿轂構(gòu)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(shí)現(xiàn)。 (四)無鉸式 與鉸接式旋翼相比，無鉸式旋翼的結(jié)構(gòu)的力學(xué)特性與飛行的力學(xué)特性聯(lián)系更為密切。這種形式的旋翼會(huì)產(chǎn)生一些新的動(dòng)力穩(wěn)定性問題。 (1)B0—105型直升機(jī)的無鉸式旋翼

41、 BO一1 05型直升機(jī)無鉸式旋翼，它的漿轂尺寸比較緊湊，剛度也很大，變距鉸在漿葉根部與漿轂相連，這種漿葉是屬于擺振柔軟型旋翼漿葉，擺振頻率ωu1=0．65，旋翼結(jié)構(gòu)錐度角為2．50。 (2)“山貓”直升機(jī)的無鉸式旋翼 圖2．2—11所示為山貓直升機(jī)的漿轂結(jié)構(gòu)，它與BO一105直升機(jī)漿轂相比剛度要小，漿葉的揮舞運(yùn)動(dòng)由和漿軸相聯(lián)的揮舞柔性件彎曲變形實(shí)現(xiàn)，而擺振運(yùn)動(dòng)則是由變距鉸殼體的延伸段的彎曲變形實(shí)現(xiàn)。這種旋翼是采用了消除耦合的設(shè)計(jì)，它的擺振頻率ωu11=0。43，也是擺振柔軟的旋翼。 (3)星形柔性漿轂 圖2．2—12所示為法國航宇公司的SA一365N“海豚”Ⅱ型直升機(jī)的星形柔性旋

42、翼漿轂構(gòu)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)、夾板和白潤滑關(guān)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(guān)節(jié)軸承連接漿葉，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(gè)支臂在揮舞方面是柔性的。 無軸承旋翼就是取消了揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸的旋翼，漿葉的揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)都以漿葉根部的柔性元件來完成。 西科斯基公司制出一種所謂“交叉梁"式的無軸承旋翼方案，原理簡圖見圖2．2—1 7。 二、漿葉的結(jié)構(gòu)特點(diǎn) 旋翼系統(tǒng)中，漿葉是提供升力的重要部件，對(duì)漿葉設(shè)計(jì)除去氣動(dòng)力

43、方面的要求之外，還有動(dòng)力學(xué)和疲勞方面的要求。例如所設(shè)計(jì)的漿葉的固有頻率不與氣動(dòng)激振力發(fā)生共振，漿葉揮舞、擺振基頻率滿足操縱穩(wěn)定性和“地面共振"等要求；漿葉承力結(jié)構(gòu)能有高的疲勞性能或采用破損安全設(shè)計(jì)等等。旋翼漿葉的發(fā)展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎(chǔ)上的。依據(jù)漿葉發(fā)展的先后順序，它有混合式漿葉、金屬漿葉和復(fù)合材料漿葉三種形式。由于混合式漿葉在50年代后期逐漸被新式漿葉所代替。 (一)金屬漿葉 金屬漿葉是由擠壓的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(jié)構(gòu)，如圖2．2—1 9所示。這種漿葉比混合式漿葉氣動(dòng)效率高，剛度好，同時(shí)加工比較簡單，疲勞壽命

44、較高。 (二)復(fù)合材料漿葉 圖2．2—20所示為“海豚"直升機(jī)的復(fù)合材料漿葉結(jié)構(gòu)，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(qiáng)度較高的零度單向玻璃纖維預(yù)浸帶構(gòu)成。在翼型前部和后部各布置了一個(gè)“Z”形梁。前后“Z”形梁與蒙皮膠接在一起，使?jié){葉剖面形成多閉室結(jié)構(gòu)； 三、自動(dòng)傾斜器 自動(dòng)傾斜器是直升機(jī)操縱系統(tǒng)的一個(gè)主要組成部分，旋翼的總距及周期變距操縱都要通過它來實(shí)現(xiàn)。 圖2．2—21所示為“云雀"III直升機(jī)的自動(dòng)傾斜器。它用球鉸直接套在旋翼軸外面，球鉸外面通過兩個(gè)青銅軸瓦與旋轉(zhuǎn)環(huán)連接，旋轉(zhuǎn)環(huán)通過旋轉(zhuǎn)扭力臂與漿轂相連，不旋轉(zhuǎn)環(huán)通過雙

45、排徑向止推軸承和旋轉(zhuǎn)環(huán)連接。在不旋轉(zhuǎn)環(huán)上有三個(gè)操縱接頭互成90。布置，其中成180。布置的兩個(gè)接頭與兩根橫向拉桿連接，中間的一個(gè)接頭與縱向拉桿連接。三根拉桿同時(shí)上下運(yùn)動(dòng)可實(shí)現(xiàn)總距操縱，橫向拉桿的差動(dòng)運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)橫向操縱。為了防止不旋轉(zhuǎn)環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)，采用了防扭臂。 四、尾漿 尾漿是用來平衡反扭矩和對(duì)直升機(jī)進(jìn)行航向操縱的部件。另外，旋轉(zhuǎn)著的尾漿相當(dāng)于一個(gè)垂直安定面，能對(duì)直升機(jī)航向起穩(wěn)定作用。雖然尾漿的功用與旋翼不同，但是它們都是有很多相似之處。尾漿的結(jié)構(gòu)形式有蹺蹺板式、萬向接頭式、鉸接式、無軸式、“涵道尾漿”式等等。70年代以來，又發(fā)展了無軸承尾漿(包括采用交叉式布置的無軸承尾漿)及“涵道尾漿”。“涵道

46、尾漿”是把尾漿置于機(jī)身尾斜梁的“涵道”之中。圖2．2～22為直升機(jī)的“涵道風(fēng)扇”尾漿。 第二節(jié)機(jī)體結(jié)構(gòu) 一、概述 機(jī)體用來支持和固定直升機(jī)其他部件、系統(tǒng)，把它們連接成一個(gè)整體，并用來裝載人員、物資和設(shè)備，使直升飛機(jī)滿足既定技術(shù)要求。 機(jī)體是直升機(jī)的重要部件。圖2．2—24為UH一60A直升機(jī)的機(jī)身分段圖。 機(jī)體外形對(duì)直升機(jī)飛行性能、操縱性和穩(wěn)定性有重要影響。 在使用過程中，機(jī)體除承受各種裝載傳來的負(fù)荷外，還承受動(dòng)部件、武器發(fā)射和貨物吊裝傳來的動(dòng)負(fù)荷。這些載荷是通過接頭傳來的。 為了裝卸貨物及安裝設(shè)備，機(jī)身上要設(shè)計(jì)很多艙門和開口，這樣就使機(jī)體結(jié)構(gòu)復(fù)雜化。 二、起落裝置(著

47、陸、著水、著艦裝置) 直升機(jī)起落裝置的主要作用是吸收在著陸時(shí)由于有垂直速度而帶來的能量，減少著陸撞擊引起的過載，以及保證在整個(gè)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(jī)具有在地面運(yùn)動(dòng)的能力，減少滑行時(shí)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(jī)起落裝置有輪式起落架和滑橇式起落架。 如果要求直升機(jī)具備在水面起降或應(yīng)急著水迫降能力，一般要求有水密封機(jī)身和保證橫側(cè)穩(wěn)定性的浮筒，或應(yīng)急迫降浮筒。對(duì)于艦載直升機(jī)，還需裝備特殊著艦裝置，如拉降設(shè)備等。 (一)輪式起落架 和固定翼飛機(jī)相似，直升機(jī)輪式起落架由油氣式減震器和橡膠充氣機(jī)輪組成。直升機(jī)起落架減震器除了具有吸收

48、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(jī)上普遍采用雙腔式減震器。 為某直升機(jī)起落架雙腔式減震器。這個(gè)減震器的特點(diǎn)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1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(huì)吸收氣體而改變工作特性，同時(shí)由于泡沫的形成也會(huì)導(dǎo)致油液填充量不準(zhǔn)確，油氣分開后就避免了這個(gè)缺點(diǎn)。 減震器分高壓腔和低壓腔之后，直升機(jī)起飛和降落時(shí)，起落架只要一觸地面，低壓腔就開始工作，當(dāng)有一定壓縮量之后，高壓腔參與工作，這樣，可保證起落架在各種狀態(tài)下具有

49、避免“地面共振”所需的剛度，并在觸地的全過程都提供阻尼，消除“地面共振”。此外，為提供所需的側(cè)向剛度，對(duì)直升機(jī)機(jī)輪也有些特殊要求。 (二)滑橇式起落架 這種起落架在著陸時(shí)依靠結(jié)構(gòu)的彈性變形來吸收能量，起到緩沖作用。這種起落架結(jié)構(gòu)簡單、成本低、重量輕，不足之處是不具備超載滑跑起飛的能力。為了能在地面移動(dòng)，往往需要在滑橇上安裝輔助機(jī)輪?；两Y(jié)構(gòu)彈性變形吸能起到緩沖作用，但阻尼很小，因此，采用滑橇式起落架的直升機(jī)為了避免“地面共振”，在滑橇結(jié)構(gòu)上應(yīng)考慮設(shè)計(jì)有阻尼器。 三、直升機(jī)著水和著艦裝置 如果直升機(jī)在水上使用，可以將機(jī)體底部做成船底，同時(shí)為了增加橫向穩(wěn)定性，在機(jī)體兩側(cè)加裝浮筒，也可以在機(jī)

50、身或起落架上安裝應(yīng)急迫降浮筒，在直升機(jī)著水前充氣展開，以使直升機(jī)能飄浮一段時(shí)間，供人員撤離直升機(jī)。 由于艦船運(yùn)動(dòng)(縱搖、橫搖、升沉)將導(dǎo)致直升機(jī)著艦時(shí)滑移或翻倒，這就是直升機(jī)在中小型艦船上起降、停放的困難所在。魚叉裝置是解決這一問題的方法之一。它的基本原理是通過魚叉作動(dòng)筒和鎖鉤座提供一個(gè)向下拉力，使直升機(jī)牢牢固定在艦面的橋柵上，從而阻止直升機(jī)滑動(dòng)和傾覆，保證直升機(jī)在艦上安全起降和快速系留。 第三節(jié)直升機(jī)的動(dòng)力裝置 直升機(jī)動(dòng)力裝置大體上分為兩類，即航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)和航空渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)。 在直升機(jī)發(fā)展初期，均采用技術(shù)上比較成熟的航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)作為直升機(jī)的動(dòng)力裝置。但由于其振動(dòng)大，功率質(zhì)量比

51、和功率體積比小、控制復(fù)雜等許多問題，人們就利用已經(jīng)發(fā)展起來的渦輪噴氣式技術(shù)尋求性能優(yōu)良的直升機(jī)動(dòng)力裝置，從而研制成功直升機(jī)用渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)。 實(shí)踐證明，渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)較活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)更能適合直升機(jī)的飛行特點(diǎn)。當(dāng)今世界上，除部分小型直升機(jī)還在使有活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)外，渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)已成為直升機(jī)動(dòng)力裝置的主要形式，如圖2．2—28、圖2．2—29所示。 二、直升機(jī)對(duì)動(dòng)力裝置的要求 航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)直升機(jī)的各種使用特性都有重要影響，因而直升機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的要求是多方面的。一般有以下幾點(diǎn)： (一)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率重量比(kW／kg) 發(fā)動(dòng)機(jī)從輸出軸上傳遞出來的功率，即發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率，是保證直升機(jī)性能的基本技術(shù)參

52、數(shù)之一。有效功率值一般在發(fā)動(dòng)機(jī)性能說明書中給出。但評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)性能不只考慮其有效功率大小，還必須顧及其重量大小，即發(fā)動(dòng)機(jī)的功率重量比(kW／kg。為了保證直升機(jī)獲得良好的重量效益，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠的前提下，應(yīng)盡量使發(fā)動(dòng)機(jī)功重比越大越好。 現(xiàn)代一般渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的功率重量比為6～8，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)在2以下。 (二)發(fā)動(dòng)機(jī)的單位耗油主率(kg／kWh) 發(fā)動(dòng)機(jī)的單位耗油率是指發(fā)動(dòng)機(jī)平均每產(chǎn)生1kW的有效功率在lh內(nèi)所消耗燃油量的千克數(shù)。 單位耗油率也是評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)的重要指標(biāo)，是影響直升機(jī)使用經(jīng)濟(jì)性的因素。為了提高直升機(jī)的有效載荷能力，保證一定航程和續(xù)航時(shí)間，應(yīng)要求單位耗油率越小越好。一般渦軸發(fā)

53、動(dòng)機(jī)的單位耗油率為0．26～0．3kgwh。 (三)發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性 由于空氣密度減小，發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率隨飛行高度的增加而降低，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率隨高度升高后空氣溫度也降低，使渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)效率略有升高，使有效功率比空氣密度降低較為緩慢。 (四)發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度特性 環(huán)境溫度的變化，也會(huì)影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作。當(dāng)環(huán)境溫度升高后，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣密度減小，發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率會(huì)因此降低，單位耗油率將會(huì)增加。 (五)發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)特性 直升機(jī)特別是軍用直升機(jī)，要求發(fā)動(dòng)機(jī)在各種條件下，都易于起動(dòng)，并使發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速迅速從零到達(dá)慢車轉(zhuǎn)速。而且還要求發(fā)動(dòng)機(jī)在空中能可靠地進(jìn)行起動(dòng)。當(dāng)直升機(jī)在冬季或者高空

54、條件下，由于環(huán)境溫度低，發(fā)動(dòng)機(jī)滑油粘度大，轉(zhuǎn)動(dòng)困難，加之低溫噴油點(diǎn)火困難，因此起動(dòng)困難。 (六)發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性 加速性是指發(fā)動(dòng)機(jī)從慢車轉(zhuǎn)速達(dá)到最大轉(zhuǎn)速所需要的時(shí)間，尤其對(duì)要求能迅速投入戰(zhàn)斗狀態(tài)的武裝直升機(jī)至關(guān)重要。軍用直升機(jī)所要求的加速性約為3～5s。 (七)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性 可靠性是發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能指標(biāo)之一，直接關(guān)系著飛行安全和出勤率。發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性通常用平均故障間隔時(shí)間表示。 發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性在很大程度上決定了其工作壽命長短。現(xiàn)代直升機(jī)用的發(fā)動(dòng)機(jī)翻修間隔壽命為：渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)約1500～2000h，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)約1 000～1 500h。 (八)發(fā)動(dòng)機(jī)的維修性 發(fā)動(dòng)機(jī)的維修性是發(fā)動(dòng)

55、機(jī)使用性能的重要指標(biāo)，直接關(guān)系到直升機(jī)的出勤率和完好率。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)的維修性能，近年來采用單元設(shè)計(jì)和視情維修技術(shù)，使維修性能有了很大改進(jìn)，大大減少了維修工具和維修工作量。 (九)振動(dòng)和噪聲 為了發(fā)動(dòng)機(jī)自身安全可靠地工作，減少帶給機(jī)體的振動(dòng)載荷，也為了減少直升機(jī)戰(zhàn)場上被發(fā)現(xiàn)的可能并增加乘坐人員的舒適性，對(duì)直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)和噪聲水平都應(yīng)有一定的要求，同時(shí)，還應(yīng)有相應(yīng)的減、降噪設(shè)計(jì)、監(jiān)控措施來保證。 第四節(jié)直升機(jī)的傳動(dòng)裝置 一、概述 直升機(jī)上的傳動(dòng)裝置是發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)旋翼、尾漿工作必不可缺的部件，它與發(fā)動(dòng)機(jī)、旋翼系統(tǒng)(含尾漿)共同構(gòu)成了直升機(jī)上的一個(gè)完整的機(jī)械運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)。 二、主減速器

56、 直升機(jī)一般為齒輪傳動(dòng)式主減速器(如圖2．2—41)，它有發(fā)動(dòng)機(jī)(一臺(tái)或數(shù)臺(tái))的功率輸入端以及與旋翼、尾漿附件傳動(dòng)軸相聯(lián)的功率輸出端，是直升機(jī)上主要?jiǎng)硬考?，也是傳?dòng)裝置中最復(fù)雜、最大、最重的一個(gè)部件。 根據(jù)主減速器的工作特點(diǎn)，對(duì)其性能有如下要求： 1、傳遞功率大、重量輕。隨著直升機(jī)技術(shù)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(tái)限制傳遞功率為3000 kW直升機(jī)主減速器，其中有的一對(duì)嚙合齒輪要承受高達(dá)10000kg的力，為了保證齒輪、軸的強(qiáng)度，減速器不得不付出相當(dāng)大的重量代價(jià)。比如直升機(jī)的主減速器重量一般要占整個(gè)直升機(jī)結(jié)構(gòu)重量的1/7～1/9。 2、

57、減速比大，傳遞效率高。主減速器的減速比即傳動(dòng)比，也就是發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)輸出軸轉(zhuǎn)速相差十分懸殊，有的直升機(jī)總減速比高達(dá)120。轉(zhuǎn)速差越大，旋翼軸的扭矩也越大，齒輪載荷就越古同。 3、現(xiàn)代直升機(jī)的主減速器多數(shù)零件包括齒輪、軸和機(jī)匣都是按無限壽命設(shè)計(jì)的，但實(shí)際上卻是按有限壽命使用。因此要求在實(shí)際使用中每工作一段時(shí)間后，要從直升機(jī)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(jī)重新投入使用。 (二)主減速器的結(jié)構(gòu)和工作原理 在直升機(jī)上主減速器是一個(gè)獨(dú)立的部件，安裝在機(jī)身上部的減速器艙內(nèi)，用支架支撐在機(jī)體承力結(jié)

58、構(gòu)上。主減速器由機(jī)匣、減速齒輪及軸系和潤滑系統(tǒng)組成。見某直升機(jī)的主減速器外形和剖面圖2．2—41。 (三)主減速器的潤滑 主減速器必須設(shè)置獨(dú)立、自主式潤滑系統(tǒng)，用于減少齒輪和軸承的摩擦和磨損，防過熱、防腐蝕、防劃傷并通過滑油循環(huán)流動(dòng)以排出磨損產(chǎn)物。 主減速器潤滑系統(tǒng)應(yīng)保證在各種條件下潤滑可靠，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(bào)警裝置維護(hù)檢查方便。 三、中、尾減速器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn) 中間減速器用于改變由主減速器向尾減速器傳遞扭矩的方向有一對(duì)傘形齒輪。尾減速器是尾漿功率傳遞系統(tǒng)中的終端環(huán)節(jié)，將功率傳給尾漿，同時(shí)減小轉(zhuǎn)速，尾減速器也是通過一對(duì)傘形齒輪傳遞功率，只不過減速比較大

59、，通常為2～3。 尾減速特點(diǎn)是裝有與腳蹬操縱相聯(lián)的尾漿漿葉變距機(jī)構(gòu)。 尾減速器也有獨(dú)立的潤滑系統(tǒng)，采用飛濺潤滑方式。 四、傳動(dòng)軸和聯(lián)軸節(jié) (一)傳動(dòng)軸 發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)軸和聯(lián)軸節(jié)將其相聯(lián)，以傳遞功率。傳動(dòng)軸根據(jù)其用途可分為主軸、中間軸和尾軸等(見圖2．2—42)。 　 一般軸的負(fù)荷大，使用條件復(fù)雜，對(duì)其平衡振動(dòng)特性及軸的可靠要求高。直升機(jī)在飛行中傳動(dòng)軸的任何破壞，輕則迫使飛行任務(wù)中斷，重則造成嚴(yán)重事故。所以現(xiàn)代直升機(jī)的傳動(dòng)軸，在研制時(shí)要求進(jìn)行長期的臺(tái)架試驗(yàn)、疲勞試驗(yàn)以及飛行驗(yàn)證試驗(yàn)，以獲得有關(guān)壽命、可靠性等綜合使用數(shù)據(jù)。

60、 (二)聯(lián)軸節(jié) 聯(lián)軸節(jié)是傳動(dòng)軸與軸之間的聯(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(shí)現(xiàn)傳動(dòng)軸問的角位移和線位移補(bǔ)償?，F(xiàn)代直升機(jī)上傳動(dòng)軸的聯(lián)軸節(jié)，為了減小振動(dòng)、易于實(shí)現(xiàn)補(bǔ)償，大多數(shù)采用柔性結(jié)構(gòu)。 1、套齒聯(lián)軸節(jié)。套齒聯(lián)軸節(jié)是最普通的一種剛性聯(lián)軸節(jié)，其結(jié)構(gòu)緊湊，技術(shù)性能穩(wěn)定，也便于加工制造。但缺點(diǎn)是允許的角補(bǔ)償不大，約4u，同時(shí)還必須得到可靠的潤滑。 2、活動(dòng)聯(lián)軸節(jié)。這種聯(lián)軸節(jié)采用一些非金屬件(如橡膠塊)作為彈性元件和兩個(gè)金屬半聯(lián)軸節(jié)組成。橡膠塊彈性高，減振性好，作為彈性元件也便于維修，且易于用其調(diào)整軸承的扭轉(zhuǎn)振動(dòng)固有頻率。 3、帶有彈性金屬片的聯(lián)軸節(jié)。這種軸節(jié)用一組薄鋼片代

61、替了彈性聯(lián)軸節(jié)中的橡膠塊。用螺栓將薄鋼片與半聯(lián)軸節(jié)固定，其物理特征是徑向剛度和抗扭剛度好，但在軸的縱剖面上具有彎曲彈性可實(shí)現(xiàn)所需的補(bǔ)償。 五、自由行程離合器 自由行程離合器或稱作超越離合器，包括星形輪、滾柱和分離環(huán)組成(見圖2．2—45)，其作用是保證正常情況時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)的扭矩傳遞給主減速器。但當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)一旦停車時(shí)，自由行程離合器能保證將發(fā)動(dòng)機(jī)和主減速器脫開，不妨礙另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作或旋翼白轉(zhuǎn)。 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)，自由行程離合器的接通應(yīng)平穩(wěn)、無撞擊；在傳遞功率過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在各種狀態(tài)下離合器的主動(dòng)軸與從動(dòng)齒輪軸保持牢固的剛性連接，不發(fā)生打滑現(xiàn)象；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)停車或從動(dòng)齒輪的轉(zhuǎn)速超過主動(dòng)軸的轉(zhuǎn)速

62、時(shí)，離合器的主動(dòng)軸與從動(dòng)齒輪軸可靠地白行脫開。 自由行程離合器的工作特點(diǎn)只取決于發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼的工作轉(zhuǎn)速，它在工作中完全是自主的，無任何操縱機(jī)構(gòu)。 對(duì)以活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)和定軸渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的直升機(jī)，其傳動(dòng)系統(tǒng)中除自由行程離合器外，還必須增加另一種起動(dòng)離合器，以使發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)能和慣性很大的旋翼系統(tǒng)和傳動(dòng)系統(tǒng)脫開，便于起動(dòng)，這種離合器采用摩擦離心塊，在發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到一定轉(zhuǎn)速后再自動(dòng)接通旋翼。 第五節(jié)直升機(jī)的機(jī)載設(shè)備 一、機(jī)載設(shè)備對(duì)直升機(jī)技術(shù)發(fā)展的影響 直升機(jī)機(jī)載設(shè)備是指在直升機(jī)上為保障飛行、完成各種任務(wù)的設(shè)備和系統(tǒng)的總稱。直升機(jī)機(jī)載設(shè)備品種繁多，包括電氣、顯示和控制、導(dǎo)航、通信及電子對(duì)抗故障診斷

63、等。隨著現(xiàn)代直代升機(jī)技術(shù)發(fā)展，機(jī)載設(shè)備的地位越來越重要。機(jī)載設(shè)備性能的優(yōu)劣已成為現(xiàn)代直升機(jī)先進(jìn)與否的重要標(biāo)志之一。機(jī)載設(shè)備占全機(jī)總價(jià)的比例有了顯著的增加。目前民用直升機(jī)中設(shè)備所占的價(jià)格比已達(dá)10％左右。 二、直升機(jī)的飛行自動(dòng)控制系統(tǒng) 旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的操縱載荷不僅數(shù)值大，而且變化復(fù)雜，因而不能讓其通過操縱線系等反傳到駕駛操縱機(jī)構(gòu)上，為此現(xiàn)代直升機(jī)特別是大、中型直升機(jī)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(jī)體結(jié)構(gòu)上去。使助力器產(chǎn)生足夠大的力來操縱旋翼系統(tǒng)，同時(shí)還使旋翼操縱載荷直接傳到機(jī)體結(jié)構(gòu)，而不致傳到駕駛操縱機(jī)構(gòu)上。 (一)液壓助力器 液壓助力器具是系

64、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(dòng)性好，并能產(chǎn)生出很大的操縱力等優(yōu)點(diǎn)，因而被廣泛采用。一般液壓助力器是由以下幾個(gè)主要要件所組成(見圖2．2—46)：液壓滑閥(伺服閥)、活塞桿、作動(dòng)筒及輸入搖臂機(jī)構(gòu)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(jī)械能，輸入搖臂機(jī)構(gòu)則起著操縱和反饋?zhàn)饔谩? 目前在直升機(jī)上采用的液壓助力器，構(gòu)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(有的在主液壓分油滑閥上帶有阻尼活塞)。 (二)配平機(jī)構(gòu) 駕駛員改變飛行狀態(tài)，通過駕駛桿借自動(dòng)傾斜器使?jié){葉

65、周期變距位置發(fā)生變化。如果駕駛員移動(dòng)駕駛桿沒有力的感覺顯然是無法操縱直升機(jī)的，桿力大小不同反應(yīng)就會(huì)不同。大多數(shù)直升機(jī)上駕駛桿的桿力縱向梯度為0．2～0.7kg／cm，橫向桿力梯度相對(duì)小一些，均由載荷感覺彈簧產(chǎn)生。但飛行中如果要長時(shí)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(jī)上為此設(shè)置了桿(舵)力配平機(jī)構(gòu)。 三：新型直升飛機(jī)的技術(shù)簡介 其實(shí)直升飛機(jī)飛行原理很簡單，旋翼的轉(zhuǎn)速達(dá)到一定速度，就能飛起來，通過旋翼盤傾斜位子的變化，在空中制造一個(gè)傾斜方向的風(fēng)，就是飛行方向，大自然界的飛行類動(dòng)物，都

66、是照這個(gè)原理飛行的。 雙層旋翼直升飛機(jī)傾斜控制器，其特征是飛行器機(jī)身上設(shè)置一根管狀主軸，主軸的下部設(shè)置下旋翼座，下旋翼座安裝在帶有連結(jié)齒輪的下球形座上，下球形座安裝在主軸下部的軸承上，下球形座球面上 設(shè)置有滑槽，下旋翼座上設(shè)置有滑塊，滑塊能在球面上作上下活動(dòng)，并把下球形座的旋轉(zhuǎn)力傳給下旋翼座，下旋翼座是一內(nèi)圓錐形齒輪，旋翼就安裝在齒輪下背面；主軸的上部設(shè)置上旋翼座，上旋翼座是一外圓錐形齒輪，齒輪安裝在上球形座上，上球形座安裝在主軸上部的軸承上，齒輪的上背面安裝旋翼，在上下旋翼座的中間安裝有三套滾輪，滾輪軸的兩頭設(shè)置有圓錐形齒輪，滾輪由上下兩個(gè)三角支架支撐，支架都安裝在球形座上，上支架使?jié)L輪的上圓錐形齒輪與上旋翼座外圓錐形齒輪連結(jié)，下支架使?jié)L輪的下圓錐形齒輪與下旋翼座的內(nèi)圓錐形齒輪連結(jié)，滾輪架與控制桿支架連結(jié)，控制桿支架穿到主軸內(nèi)，與傾斜面控制桿連結(jié)，由于上下旋翼座和上下三角形支架都是安裝在球形座上，飛行員通過傾斜面控制桿的操作，能使上下旋翼在平面內(nèi)可向任一方向同時(shí)傾斜，其中控制桿轉(zhuǎn)盤，使傾斜面控制桿的工作狀態(tài)保持穩(wěn)定，滾輪的上