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飞行原理简介考试论文—直升机的发展历史及未来展望
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直升机的发展历史及未来展望
在世界各大飞行器技术日渐成熟的过程中，一种不需要长直跑道的飞行器横空出世，它就是直升机！
下面让我们一起来看看直升机的发展及其未来的展望吧！我们来看看直升机的结构组成。

直升机主要由机体和升力（含旋翼和尾桨）、动力、传动三大系统以及机载飞行设备等组成。

旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴及减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。

目前实际应用的是机械驱动式的单旋翼直升机及双旋翼直升机，其中又以单旋翼直升机数量最多。

接下来我们看看它的原理及特点:直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。

通过称为“倾斜盘”的机构可以调整直升飞机的旋翼的螺距，从而在旋转面上可以产生不同象限上的升力差，以此升力差来实现改变直升飞机的飞行方向，同时，直升飞机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升飞机的上升和下降是通过调整螺旋桨的总螺距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。

直升机的最大速度可达300km/h以上，俯冲极限速度近400km/h,使用升限可达6000m（世界纪录为12450m）,一般航程可达600～800km左右。

携带机内、外副油箱转场航程可达2000km以上。

根据不同的需要直升机有不同的起飞重量。

当前世界上投入使用的重型直升机最大的是俄罗斯的米-26（最大起飞重量达56t，有效载荷20t）。

直升机的突出特点是可以做低空（离地面数米）、低速（从悬停开始）和机头方向不变的机动飞行，特别是可在小面积场地垂直起降。

由于这些特点使其具有广阔的用途及发展前景。

在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。

在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。

海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。

让我们一起跟着世界的历史进程，一起来回顾直升机的发展。

自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。

在莱特兄弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。

不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“喷火”战斗机和Me 900战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。

今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减，连简易跑道也是高速公路等级的。

现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日益成为现代空军的致命的软肋。

为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。

自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。

机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。

所谓“机翼前行”，实际上就是机翼和空气形成相对速度。

既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起落的基本原理。

中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/ 达·芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑
旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。

多才多艺的达·芬奇在15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。

1796 年，英国人George Cayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的1842 年，英国人W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有9 公斤重的模型直升机。

1878 年，意大利人Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有 3.5 公斤重的模型直升机。

1880 年，美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。

法国人Paul Cornu 在1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90 转，发动机是一台24 马力的汽油机。

Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。

1796 年，英国人George Cayley 设计了这么一个直升机，最高升到90 英尺（约30 米）
法国人Paul Cornu 在1907 年设计的第一架载人直升机
但是意大利人Juan de la Cierva 在1923 年设计旋翼机时，无意中解决了直升机的一个重大问题，他发明的挥舞铰解决了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题。

1930 年10 月，意大利人Corradino D'Ascanio 的直升机是公认的第一架现代意义上的直升机，在18 米高度上前飞了800 多米的距离，D'Ascanio 的直升机用共轴反转双桨。

30 年代，德国人Heinrich Focke 设计了FA-61 直升机，不断在各种纳粹集会中作公关表演，但德国人Anton Flettner 设计的FL282 可算是第一种量产直升机，在二战中为德国海军生产了近1,000 架，不过没有在
战斗中起到什么作用。

Igor Sikorsky 设计的VS300（VS 代表V ought-Sikorsky，当时Sikorsky 是V ought 飞机公司的一部分）第一次采用尾桨，真正奠定了现代直升机的雏形。

D'Ascanio 的直升机是第一个现代意义上的直升机，能完成前飞，具有基本的飞行控制能力
30 年代德国的FW61直升机，被纳粹用作宣传纳粹“优越性”的工具/ 德国FL282 应该是第一架量产型直升机，在二战期间产量达到近1,000 架，用于德国海军，不过没有对战斗造成什么影响
这是FL282 的近容
39-40 年Sikorsky 的VS300 直升机是现代直升机的“老母鸡”，奠定了现代直升机最常用的尾桨布局/ 尽管贝尔飞机公司在37 年才开张，45 年的贝尔47 是第一种量产的实用型直升机，在朝鲜战场就广泛用于伤员救护、侦察、炮兵指引等，从长津湖突围的美国海军陆
战队1 师如果不是贝尔47 帮助在峡谷上架轻便桥，就没有今天吹牛的本钱了
UH-1 使越南战争成为第一场直升机战争，直升机成为美军士兵进入和撤离战斗最常见的运输工具/ UH-60 是现在美军的主力战术运输直升机，中国在89 年前进口过一小批，在西藏高原使用的效果十分好
尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。

尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。

极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。

尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。

为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。

尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。

在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。

即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。

在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。

尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。

虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。

尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右面向直升机看，尾桨顺时针旋转），这样尾桨对主旋翼的气动干扰小，主旋翼的升力可以充分发挥。

尾桨也可以逆着主旋翼的方向旋转，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向后转（或者说，从右面向直升机看，尾桨逆时针旋转），这样尾桨和主旋翼之间形成一个互相干扰，主旋翼的升力受到损失，但尾桨的作用加强，所以可以缩小尺寸，或降低功率。

两者没有绝对的优劣，设计得当时，一般选择顺着转，只有设计不当、尾桨控制作用不够时，才选择逆着转，像米24直升机那样。

涵道尾桨（fenestron）将尾桨缩小，“隐藏”在尾撑端部的巨大开孔里，相当于给尾桨安上一个罩子，这样大大改善了安全性，不易打到周围的物体。

由于涵道尾桨的周边是遮蔽的，尾桨翼尖附近的气流情况大大简化，翼尖速度较高也不至于大大增加噪声。

罩子的屏蔽也使前后方向上的噪声大大减小。

涵道尾桨的缺点是风扇的包围结构带来较大的重量，这个问题随涵道尾桨直径增加而急剧恶化，所以涵道尾桨难以用到大型直升机上。

涵道尾桨只有法国直升机上采用，美
国的下马了的Comanche 是法国之外少见的采用涵道尾桨的例子。

海豚直升机上的涵道尾桨/ 经典的采用涵道尾桨的EC-120 直升机，中国参加合作制造
已经下马的美国RAH-66“科曼奇”直升机同样采用涵道尾桨
另一个取代尾桨的方案是NOTAR，NOTAR 是No Tail Rotor（意为无尾桨）的简称，用喷气引射和主旋翼下洗气流的有利交互作用形成反扭力。

主旋翼产生的下洗气流从尾撑两侧流经尾撑，发动机产生的压缩空气通过尾撑一侧的向下开槽喷出，促使这一侧的下洗气流向尾撑表面吸附并加速（即所谓射流效应或Coanda 效应），形成尾撑两侧气流的速度差，产生向一侧的侧推力，实现没有尾桨的反扭力。

尾撑顶端的直接喷气控制提供更精细的方向控制，但不提供主要的反扭力，不是不可以，而是用射流效应可以用较少的喷气就实现较大的反扭力。

从这个原理推而广之，如果把尾撑的截面做成机翼一样，下洗气流本身就可产生侧推力，甚至可以在下侧安装类似襟翼的装置以控制侧推力，岂不更好？不知道为什么，没有人这样做。

NOTAR 的噪音比涵道风扇更低，安全性更好，在演示中，只要主旋翼不打到树枝，直接把尾撑捅到树丛里也照样安全飞行，但NOTAR 同样没有用到大型直升机上的例子。

NOTAR 只有麦道（现波音）直升机上使用。

NOTAR 的原理简图
采用NOTAR的MD600N直升机，不知道为什么，MD 直升机还是叫MD，不叫波音
反扭力的问题解决了，还有飞行控制的问题。

前飞时，直升机不是不可以采用固定翼飞机一样的气动舵面控制偏航、俯仰、横滚，但悬停的时候怎么办呢？这又回到反扭力问题上来了，有控制地打破反扭力的平衡，不就可以造成飞机向左右的偏转吗？对于常规的主旋翼-尾桨布局，增加、减少尾桨的桨距（绕桨叶纵轴相对于桨叶迎风方向的偏转角），就在不改变尾桨转速的情况下，增加、减少尾桨的效果，达到使飞机偏转的效果。

由于动力装置固有的惯性，增加扭力的速度总是不及降低扭力的速度，所以常规的单桨直升机向一侧偏转的速度通常快于向另一侧偏转的速度。

直升机旋翼水平旋转可以实现垂直起落/ 直升机通过将旋翼前倾产生推力旋翼水平旋转时，自然产生向上的升力，这是直升机得以垂直起落和悬停的基本条件。

旋翼向前倾斜，自然就在产生升力的同时，产生前行的推力。

但是如何使旋翼前倾呢？将传动轴或发动机向前倾斜是不现实的，机械上太复杂，可靠性也将一塌糊涂。

那怎么办呢？采用所谓的旋转斜板（swash plate），如下图所示。

周期矩控制示意图，注意上旋转斜板和旋翼桨叶的连接，和下旋转斜板受飞行员控制的可调角度
上旋转斜板紧贴下旋转斜板滑动（或在接触面上安装滚珠，减少摩擦阻力），其倾斜角度由下旋转斜板决定。

上旋转斜板随旋翼转动，由于前低后高，连杆和支点的作用迫使旋翼上升下降，最后按斜板的角度旋转，达到旋翼倾斜旋转。

下旋转斜板不随旋翼转动，但倾斜角度可以由飞行员通过机械连杆或液压作动筒控制，以控制旋翼的倾斜角度。

下旋转斜板不光可以前低后高，还可以左低右高，或向任意方向偏转。

这就是直升机旋翼可以向任意方向倾斜的道理。

这个改变旋翼在每个旋转周期内角度的控制称周期距控制（cyclic control），用来控制行进方向。

直升机的另一个主要的飞行控制为桨叶的桨距（pitch），用来控制升力，这称为总距控制（collective control）。

和固定翼飞机的飞行控制不同，直升机不靠气动翼面实现飞行控制，而是靠这总矩控制和周期距控制实现飞行控制。

旋翼倾斜，造成升力的作用力轴线倾斜，由于作用力轴线不再通过重心，造成扭转力矩，使飞机向旋翼倾斜方向滚转，直到作用力轴线重又通过重心，恢复平衡
周期距控制不仅用来控制行进方向，还用来控制滚转姿态。

正常飞行时，旋翼的升力轴线必定通过飞机的重心，不然飞机要发生滚转。

周期距控制使旋翼倾斜的同时，升力轴线同时倾斜，偏离直升机的重心，造成滚转力矩。

飞机发生滚转之后，飞行员的控制逐渐回中（否则就一直滚转下去了），重心位置移动，升力轴线重又通过重心，恢复平衡，尽管这时飞机可能是歪着或前倾、后仰的。

事实上，为了在中速巡航时机身保持水平，以减小平飞阻力，直升机的重心通常都在旋翼圆心稍后的地方，这样旋翼可以自然向前倾斜一定的角度，而机身依然保持水平。

但为了达到最大速度，机身应该前倾，也就是压低机头，这样好最大限度地发挥发动机功率，而不至于产生不必要的升力，本意要向前飞得快，结果速度没有上去多少，反而越飞越高了。

同样道理，从空中急降时，用周期距控制使机头高高仰起，旋翼后倾，既利用增加的机身迎风面积造成的阻力减速，又利用主旋翼向前的推力分量做反推力刹车，可以极快地减速、着陆，减少在敌人火力下的暴露时间。

周期距控制也使直升机的侧飞、倒飞成为可能，既强化了悬停中对侧风的补偿能力，又极大地增强了对常规固定翼飞机来说匪夷所思的非常规机动性能。

直升机异乎寻常的起落性能提供了无数可能性，也带来无数的问题，其中一个就是翻滚问题。

在侧风中垂直着陆时，机身在周期距控制下向迎风方向倾斜以保持平衡，这和侧风中骑自行车要歪着身子是一样道理。

在悬停过程中，机身横滚的支点还是在重心，但一侧机轮首先接地时，机轮就变成支点，这时如果控制不当，就会“别住脚”，向外侧翻滚，造成事故。

为了恢复水平，如果升力轴线在着地机轮的内侧，应该降低总距（减油门），用重力使机身正确落地；如果升力轴线在着地机轮外侧，那就应该增加总距（加油门），用升力来恢复水平姿态。

用错了，就会发生翻滚事故。

没有侧风但是在起伏的舰船甲板上着陆，也有同样的问题。

反过来的问题是在斜坡上起飞。

飞行员必须小心地寻找旋翼水平的姿态，先将一侧机轮离地，机身达到水平状态，再增加升力，使另一侧机轮离地，达到升空。

如果动作过急，在升力轴线还没有垂直时就匆忙离地，即使后离地的机轮没有拖地以造成不利滚动力矩，支点从后离地的机轮瞬时转移到机身重心所造成的剧烈摆动，可能使飞机失控。

由于侧风和地面乱流的影响，旋翼水平还不一定就是正确的姿态，必须对侧风和乱流进行补偿，所以直升机在复杂条件下的起落需要相当的技巧。

旋翼是圆周运动，由于半径的关系，翼尖处线速度已经接近音速时，圆心处线速度为零！所以旋翼靠近圆周的地方产生最大的升力，而靠近圆心的地方只产生微不足道的升力。

桨叶向前划行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度；反之，桨叶向后划行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样，旋翼两侧产生的升力还不均匀，不做任何补偿的话，升力差可以达到5：1。

这个周期性的升力变化不仅使机身向一侧倾斜，而且每片桨叶在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力，周期性地对桨叶产生强烈的扭曲，既大大加速材料的疲劳，又引起很大的振动。

所以旋翼的气动设计可以比高性能固定翼飞机的机翼设计更为复杂。

前面提到的de la Cierva 是在实践中发现这个问题的。

他的模型旋翼机试飞很成功，但是全尺寸的旋翼机一上天就横滚翻，开始以为是遇到突然的横风，第二架飞机上天同样命运。

de la Cierva 经过研究，发现模型旋翼机的桨叶是用藤条材
料做的，有弹性，而全尺寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构，由此认识到桨叶的挥舞铰的必要性。

具体来说，为了补偿左右的升力不均匀，和减少桨叶的疲劳，桨叶在翼根要采用一个容许桨叶载回转过程中上下挥舞的铰链，这个铰链称为挥舞铰（flapping hinge，也称垂直铰）。

桨叶在前行时，升力增加，桨叶自然向上挥舞。

由于桨叶在旋转过程中同时上升，桨叶的实际运动方向不再是水平的，而是斜线向上的。

桨叶和水平面的夹角虽然不因为桨叶向上挥舞而改变，但桨叶和气流的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小，这个夹角（而不是桨叶和水平面之间的夹角）才是桨叶真正的迎角。

桨叶的迎角在升力作用下下降，降低升力。

桨叶在后行时，桨叶的升力不足，自然下垂，变旋转边下降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增大，迎角增加，增加升力。

由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势，桨叶不会在升力作用下无限升高或降低，机械设计上也采取措施，保证桨叶的挥舞不至于和机体发生碰撞。

桨叶在环形过程中，不断升高、降低，翼尖离圆心的距离不断改变，引起科里奥利效应（这个东西谁都“知道”，但说清楚不容易。

谁要是能把这个东西说清楚，鲜花奉上），就像花样滑冰运动员经常把双臂张开、收拢，以控制旋转速度。

要是一个手臂张开，一个手臂收拢，就不可能在原地旋转，就要东倒西歪了。

所以桨叶在水平方向也要前后摇摆，以补偿桨叶上下挥舞所造成的科里奥利效应。

摆振铰利用前行时阻力增加，使桨叶自然增加后掠角（即所谓“滞后”，因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度），这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度，加强了减小迎角的作用；在后行时，阻力减小，阻尼器（相当于弹簧）使桨叶恢复的正常位置（即所谓“领先”，因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度），当然也加强了增加迎角的作用，所以摆振铰（drag hinge 也称水平铰）也称领先-滞后铰（lead lag hinge）。

挥舞铰和摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。

由于桨叶在旋转中容许上下挥动和前后摆动，这种桨叶称为柔性桨叶（articulated rotor）。

除了用机械铰链容许桨叶在环形过程中相对于其他桨叶有一定的挥舞外，材质也必须具有弹性，这就是为什么直升机停在地面时，桨叶总是“耷拉”着的原因。

但机械铰链磨损大，可靠性不好，德国MBB（战时著名的梅塞斯米特就是MBB 中的M）用弹性元件取代了挥舞铰，研制成功无铰桨叶，第一个应用无铰桨叶的是MBB Bo-105，中国曾进口一批，用于支援海上采油平台。

双叶旋翼是一个特例，桨叶和圆心的桨毂刚性连接，但用一个单一的“跷跷板”铰链同时代替挥舞铰和摆振铰，所以也称为半刚性桨叶（semi-rigid rotor）。

跷跷板铰链在一侧桨叶上扬时，将另一侧桨叶自然下压；在一侧桨叶“领先”时，将另一侧桨叶自然“滞后”，既简化了机械设计，又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。

贝尔直升机公司用双叶用出了味道，越战期间漫天蝗虫似的UH-1 就是双叶，后来的AH-1 也是。

不过“跷跷板”设计只能用于双叶旋翼。

双叶旋翼有无可置疑的简洁性和由此而来的成本和可靠性上的优势，但双叶旋翼也只有两片桨叶可以产生升力和推力，和多叶桨叶相比，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，前者增加总体尺寸和阻力，后者增加噪声。

单桨直升机的起飞重量终归有限，要增大起飞重量，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，增加桨叶数目，加强传动轴，这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。

旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，否则音障带来的阻力和振动将不可忍受，更大的旋翼直径也迫使尾撑长度增加，增加结构重量。

较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。

大幅度提高起飞重量最有效的途径，还是采用两个甚至更多的旋翼，分担负担。

除了一些设想中的四旋翼方案，三旋翼没
有见到过，还是双旋翼最常见。

既然采用两个旋翼，如果旋转方向相反，一个顺时针旋转，一个逆时针旋转，就自然抵消相互的反扭力。

反转的双旋翼不需要特别考虑尾桨和尾撑的结构，也没有尾桨吃掉对推进和升力没有作用的功率的问题，可以把所有功率都用于升力和推进，这是双旋翼额外的优点。

双旋翼（也称双桨）有多种方案，可以前后串列，可以左右并列，可以上下共轴，还可以上下不共轴。

串列双桨的典型有美国的CH-46、CH-47；并列双桨的典型有俄罗斯的米-12，直升机状态的美国V22
也可以算作并列双桨；共轴双桨（co-axial 或contra-rotating）的典型当然非俄罗斯的K-25、K-31 等卡莫夫直升机莫属；异轴双桨（更准确地说，是交替双桨，也称交叉双桨，intermeshing）的只有美国卡曼的H-34 Husky 和K-Max 等少数例子。

串列和并列双桨布局示意图。