直升飛機構造及飛行原理

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1、構造簡圖直升飛機構造及飛行原理M2 2 42 京不能傳動觸L九獨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”式無軸承旋我的構造原理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(tài)。直升機作為一種運輸工具, 主要依靠前飛來完成其作業(yè)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不為零白前飛（上升和下降）留在下一節(jié)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(tài)，旋翼的許多特點 在乎飛時 表現(xiàn)得更為明顯。直升機平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動力特性，因此需要首 先

2、說明 這種飛行狀態(tài)下直升機的力和旋翼的需用功率。平飛時力的平衡相對于速度軸系平飛時，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軸垂直于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（參見圖2. 143）。平飛時力的平衡X軸：T2=X身 丫軸：T1=GZ軸：T3約等于T尾其中Tl, T2, T3分別為旋翼拉力在 X, Y,Z三個方向的分量。對于單旋翼帶尾 槳直升機，由于尾槳軸線通常不在旋翼的旋轉平面內(nèi)，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

3、, T尾與T3方向不完全 一致，因為y角很小，即cosr約等于1,故Z向力采用近似等號。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 功率一一P誘；廢阻功率一一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=*身V ,而機身廢 阻X身在機身相對水平面姿態(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

4、飛需用功率隨速度的變化率P廢就可以近似認為與平飛速度的三次方成正比，如上圖中的點劃線所示。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所示。平飛型阻功率尸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，如圖中虛線所示。圖中的實線為上述三項之和，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。

5、但比懸停時要小些。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(xù)增加則由于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后增加；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。直升機的后飛相對氣流不對稱，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(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛一起是實施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側飛是在懸?；A上實施的飛行狀態(tài)。其特點是要多注意側向力 的變化和平衡。由于直升機機體的側向 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。由于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。向后行槳葉一側側飛，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的尾槳推力，直升機向后方向運動，會產(chǎn)生與水平分量反向的空氣動力阻力Z。當側力平衡時，水平分量等于尾槳推力與空氣動力阻力之和，能保持等速向后行槳葉一側側飛。向前行槳葉一例側飛時，旋翼拉力的水平分量小于尾槳推力，在剩余尾槳推力作用下， 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。