直升機旋翼原理.doc

自動側斜器主要部分為： （1）旋轉環(huán)（又稱動環(huán)）3它通過變距拉桿（又稱小拉桿）8分別于各片槳葉變距鉸的搖臂連接，并通過扭力臂（又稱撥桿）與旋翼槳相連，旋翼旋轉時則與槳同步旋轉。另一面，它通過軸承4與不旋轉環(huán)2相連接,從而產生相對轉動。它與不旋轉環(huán)可一起升降或傾斜,從而將操縱位移通過變距拉桿8傳遞給槳葉變距餃,以改變各片槳葉的安裝角(即槳距角)。（2）不旋轉環(huán)(又稱不動環(huán))2一它通過十字接頭或球餃與內層的滑筒相連,兩者能一起升降或產生相對傾斜滑筒上還裝有縱向5及橫向6的操縱搖臂支座,縱、橫向操縱拉桿分別經此與不旋轉環(huán)相連。縱、橫向操縱動作經此使不旋轉環(huán)連同旋轉環(huán)一起相對于滑筒向所需方向傾斜,從而周期性改變各片槳葉的安裝角. （3）滑筒一套裝在導筒座1上,兩者能產生軸向相對滑動,同時滑筒還與總距操縱拉桿7相連.總距操縱動作經此使滑筒連同十字接頭,不旋轉環(huán)、旋轉環(huán)一起升降,然后將操縱位移傳遞給每片槳葉的變距校。 當駕駛員進行總距操縱時(如圖4.4勻,例如上提(下壓)總距操縱軒2,操縱動作經滑筒、十字接頭、不旋轉環(huán)、旋轉環(huán)及槳葉變距拉軒傳至槳葉變距餃,使各片槳葉改變同樣大小的安裝角,從而達到增加(減小)旋翼拉力的目的。 當駕駛員移動駕駛軒1進行縱、橫向操縱時,操縱動作分別由裝在滑筒上的縱、橫向操縱臂傳至不旋轉環(huán)上,便不旋轉環(huán)連同旋轉環(huán)一起向所需方向傾斜,從而使槳葉安裝角發(fā)生周期性變化,造成旋翼空氣動力的不對稱,再使旋翼錐體(即旋翼拉力)向所需方向傾斜,以達到操縱直升機飛行的目的。此外,當駕駛員進行航向操縱時,對于單旋翼帶尾槳的直升機來說,腳蹬操縱動作通過尾槳操縱系統(tǒng)改變尾槳拉力大小,由此破壞了原來的航向平衡狀態(tài),達到改變航向的目的。 6.直升機的飛行性能 與普通固定翼飛機一樣,隨著時代和技術的發(fā)展,人們對直升機飛行性能的要求也日益提高。通常直升機有一些與普通固定翼飛機相似的飛行性能要求,例如: 最大平飛速度(Vmax) 最大巡航速度(Vcmax)及經濟巡航速度(Vce) 使用升限(或動升限)(Hs) 最大爬升速度（Vymax） 航程（L）、活動半徑，轉場航程 續(xù)航時間或續(xù)航力(T） 除此之外,直升機有以下幾項特有的飛行性能指標: 垂直爬升速度(Vyv) 懸停升限(或靜升限)(Ht一其中又可分為無地效懸停升限和有效地,懸停升限。 例如英國的韋斯特蘭30直升機,其最大巡航速度為222公里/小時,最大爬升速度為11米/秒,最大航程為956公里,垂直爬升速度為3米/秒,無地效懸停升限為274米,有地效懸停升限為610米。旋翼拉力是保持直升機飛行的基本因素,飛行員操縱直升機改變飛行狀態(tài)也是靠改變旋翼拉力的大小和方向來實現(xiàn)的。因此,研究直升機飛行必須首先研究旋翼拉力的產生及其變化規(guī)律。 1.直升機懸?；虼怪憋w行狀態(tài)時的旋翼工作圖象-對稱流旋翼槳葉類似于普通飛機的機翼,旋翼產生拉力和機翼產生升力的道理大致相同,只是后者為固定的升力翼面,而前者為旋轉的升力翼面(故稱為旋翼)。因此,兩者可統(tǒng)稱為升力面。在直升機懸停或垂直飛行狀態(tài)時,旋翼僅由于旋轉運動才產生空氣相對于槳葉的流動,槳葉各剖面處的相對流速治槳葉展向呈三角形分布,而同一剖面在不同方位角w處的氣流相對速度是相同的。因此.該狀態(tài)下槳葉在任何方位處的氣流相對速度分布,對于旋翼中心轉軸都是對稱的,槳葉剖面的迎角分布和各片槳葉上產生的拉力也是軸對稱的。在一定旋轉速度下,通過設置在旋翼槳毅上的變距餃(又稱軸向校)來改變槳葉的安裝角(又稱槳距角溝的大小,就可改變槳葉拉力的大小,從而改變直升機的飛行狀態(tài),懸停、垂直上升或下降。 2.直升機旋翼的揮舞鉸及槳葉的揮舞運動 為了消除直升機前飛時不對稱氣流所引起的側向傾翻力矩，通常在直升機的旋翼槳上設置揮舞餃(又稱水平餃),與此同時,引起槳葉繞揮舞餃的揮舞運動,并使揮舞餃處的力矩為零。 (1)當直升機懸?；虼怪憋w行時,在裝有揮舞餃的旋翼槳毅上,槳葉在氣動力作用下繞揮舞餃向上揮舞。當槳葉質量力、離心力和氣動力繞揮舞餃的力矩達到平衡時,槳葉將在與槳翼旋轉平面呈角位置上穩(wěn)定旋轉,槳葉旋轉軌跡呈倒置圓錐。此時揮舞角B=,稱為旋翼錐度角,錐形軌跡稱為旋翼錐體,槳尖軌跡圓是旋翼錐體的底圓,在未加周期操縱的懸?；虼怪憋w行狀態(tài)時,底圓平行于槳毅旋轉平面。 (2）當直升機前飛時,在=090180度一側的前行槳葉上,周向相對流速W r由于相對流速和拉力較垂直飛行狀態(tài)時增大,使原先在B=位置上穩(wěn)定旋轉的槳葉不再保持平衡,槳葉在拉力作用下繞揮舞絞向上揮舞,由此產生自上向下的附加相對氣流,使槳葉剖面迎角減小,使槳葉拉力也減小.槳葉向上揮舞速度愈大,槳順剖面迎角的減小也愈多。在揮舞過程中,槳葉可自動調整本身的拉力,使其大致保持不變。同理,在=180270360度一側的后行槳葉上周向相對流速W r由于相對流速和拉力較垂直飛行狀態(tài)時減小,槳葉向下?lián)]舞,由此產生自下向上的相對氣流使槳葉剖面迎角增大,槳葉拉力也增大,這樣槳葉拉力在揮舞過程中仍能大致保持不變。因此具有揮舞餃的旋翼,在前飛不對稱氣流的影響下,因揮舞速度不同所引起的槳葉 剖面迎角的變化,可使槳葉在各方位處的拉力大致保持不變,從而消除了使直升機側向傾翻的力矩。通常把以上這種不是因操縱引起的槳葉揮舞運動稱為槳葉的自然揮舞。 4.直升機旋翼的擺振餃及槳葉的擺振運動 當旋翼上采用揮舞餃解決了因前飛時氣流不對稱所引起的側向傾翻力矩之后,又出現(xiàn)了新的技術問題需要加以解決。 當直升機前飛時,槳葉繞揮舞餃上下?lián)]舞,這樣會使旋翼的旋轉角速度發(fā)生變化,槳葉向上揮舞時,旋轉角速度要增大;槳葉向下?lián)]舞時,旋轉角速度要減小。這表明在槳葉揮舞時旋轉面內有一個促使轉速變化的力作用在槳葉上，這個力稱為哥氏力，哥氏力對旋翼轉軸形成的力矩稱為哥氏力矩。槳葉上揮舞時，產生的哥氏力矩使槳葉加速旋轉，槳葉下?lián)]時,產生的哥氏力矩使槳葉減速旋轉。由于槳葉揮舞速度是周期變化的，因此哥氏力的大小和方向也是周期變化的。當槳葉向上揮舞時，開始時上揮速度較小，因此引起的使槳葉加速旋轉的哥氏力也較小。隨著上揮速度增大，哥氏力也增大。槳葉揮舞到最高位置的瞬間,揮舞速度為零,哥氏力又力求使槳葉減速旋轉,并隨著下?lián)]速度的變化而改變其值。 槳葉揮舞過程中大小和方向周期變化的哥氏力對槳葉強度極為不利,特別是槳根部分,如。不采取措施,將會因材料疲勞而損壞。為了解決這個問題,通常采用擺振餃(又稱垂直餃)。裝有擺振餃的旋翼。槳葉在哥氏力作用下，可繞擺振鉸前后擺動的角度很小。 隨著旋翼上采用擺振鉸后，直升機有將會發(fā)生“地面共振”問題，為此在擺振鉸處必需裝有減擺器以阻尼槳葉的擺振運動，使之不致發(fā)散擴大成不穩(wěn)定的震動。 以上就是經典的全餃接式旋翼槳毅采用揮舞餃、擺振餃和變距餃的原因。但由于全絞接式旋翼槳毅構造復雜零件數(shù)量多制造加工量