直升机飞行原理

直升机与旋翼机的飞行原理

直升机的飞行原理

1. 概况

与普通飞机相比，直升机不仅在外形上，而且在飞行原理上都有所不同。一般来讲它没有固定的机翼和尾翼，主要靠旋翼来产生气动力。这里所说的气动力既包括使机体悬停和举升的升力，也包括使机体向前后左右各个方向运动的驱动力。直升机旋翼的桨叶剖面由翼型构成，叶片平面形状细长，相当于一个大展弦比的梯形机翼，当它以一定迎角和速度相对于空气运动时，就产生了气动力。桨叶片的数量随着直升机的起飞重量而有所不同。重型直升机的起飞重量在20t 以上，桨叶的数目通常为六片左右；而轻、小型直升机，起飞重量在

1.5t 以下，一般只有两片桨叶。

直升机飞行的特点是：

(1) 它能垂直起降，对起降场地要求较低；

(2) 能够在空中悬停。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势；

(3) 可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。

2. 直升机旋翼的工作原理

直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作类同于一个机翼。旋翼的截面形状是一个翼型，如图2.5.1所示。翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴平面(称为桨毂 旋转平面)之间的夹角称为桨叶的安装角，以ϕ表示，有时简称安装角或桨距。各片桨叶的桨距的平均值称为旋翼的总距。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为2º~14º。

气流V 与翼弦之间的夹角即为该剖面的迎角α。显然，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力在桨轴方向上的分量将提供悬停时需要的升力；在旋转平面上的分量产生的阻力将由发动机所提供的功率来克服。

旋翼旋转时将产生一个反作用力矩，使直升机机身向旋翼旋转的反方向旋转。前面提到过，为了克服飞行力矩，产生了多种不同的结构形式，如单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等。对于最常见的单桨式，需要靠尾桨旋转产生的拉力来平衡反作用力矩，维持机头的方向。使用脚蹬来调节尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现直升机机头转向(转弯)操纵。

桨毂旋转面 桨毂旋转轴线

前缘

后缘

b

ϕ

α

V 图2.5.1 直升机的旋翼 (a)

(b)

3. 直升机旋翼的操纵

直升机的飞行控制与飞机的飞行控制不同，直升机的飞行控制是通过直升机旋翼的倾斜实现的。直升机的控制可分为垂直控制、方向控制、横向控制和纵向控制等，而控制的方式都是通过旋翼实现的，具体来说就是通过旋翼桨毂朝相应的方向倾斜，从而产生该方向上的升力的水平分量达到控制飞行方向的目的。

直升机体放在地面时，旋翼受其本身重力作用而下垂。发动机开车后，旋翼开始旋转，桨叶向上抬，直观地看，形成一个倒立的锥体，称为旋翼锥体，同时在桨叶上产生向上的升力。随着旋翼转速的增加，升力逐渐增大。当升力超过重力时，直升机即铅垂上升(图2.5.2)；若升力与重力平衡，则悬停于空中；若升力小于重力，则向下降落。

旋转旋翼桨叶所产生的拉力和需要克服阻力产生的阻力力矩的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。从原理上讲，调节转速和桨距都可以调节拉力的大小。但是旋翼转速取决于发动机(通常用的是涡轮轴发动机或活塞式发动机)主轴转速；而发动机转速有一个最有利的值，在这个转速附近工作时，发动机效率高，寿命长。因此，拉力的改变主要靠调节桨叶桨距来实现。但是，桨距变化将引起阻力力矩变化，所以，在调节桨距的同时还要调节发动机油门，保持转速尽量靠近最有利转速工作。

直升机的平飞依靠升力倾斜所产生的水平分量来实现。例如，欲向前飞，需将驾驶杆向前推，经过操纵系统，自动倾斜器使旋翼各桨叶的桨距作周期性变化，从而改变旋翼的拉力方向，使旋翼锥体前倾，产生向前的拉力(图)，将直升机拉向前进。

直升机的方向是靠尾桨控制的。欲使直升机改变方向，则需踩脚蹬，改变尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现机头指向的操纵。

图2.5.2 直升机的飞行

通过与操纵系统的连接，旋翼叶片的桨距调节变化可以按两种方式进行。第一种方式是各叶片同时增大或减小桨距(简称总距操纵，驾驶员通过总距操纵杆来操纵控制)，从而产生直升机起飞、悬停、垂直上升或下降飞行所需要的拉力。第二种方式是周期性调节各个叶片的桨距(简称周期性桨距操纵)。比如打算前飞，就将驾驶杆向前推，推动旋转斜盘(也称自动斜倾器)倾斜，使各个叶片的桨距作周期变化。每个叶片转到前进方向时，它的桨距减小，产生的拉力也跟着下降，该桨叶向上挥舞的高度也减小；反之，当叶片转到后方时，它的桨距增大，产生的拉力也跟着增加，该桨叶向上挥舞的高度也增大。结果，各个叶片梢(叶端)运动轨迹构成的叶端轨迹平面或旋翼锥体，将向飞行前进方向倾斜，旋翼产生的总拉力也跟着向前倾斜，旋翼总拉力的一个分量就成为向前飞行的拉力，从而实现了向前飞行。

图2.5.3 旋翼操纵机构

图2.5.4 周期变距图解

2.5.2 直升机的构型变化

直升机旋翼的旋转产生了升力的同时，空气对旋翼的反作用也形成了一个与旋翼旋转方向相反的作用力矩，驱使直升机的机体反向旋转，这就是所谓的直升机力矩及力矩平衡问题。

较早致力于力矩和力矩平衡方面研究的是德国人贝纳恩(B．R．Beenal)和阿赫班奇(Achenbach)。他们两人分别于1897年和1874年提出安装一个尾桨来平衡直升机旋翼产生的反向力矩的方案。通过安装尾桨，可产生一个平衡力矩，以抵消旋翼力矩，保证直升机的平衡飞行。实际上这就是后期发展成熟的单桨式直升机的萌芽。此后，许多直升机事业的先驱者都试图研究并解决飞行力矩问题，运用两个或更多的旋翼来克服飞行力矩，其原理是使这些旋翼以相反的方向旋转，使各自的飞行力矩彼此抵消保证平衡。探索的结果导致了直升机几种不同的结构形式：单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等的问世。

单桨式成为后来实用直升机的主要形式。这种形式最早出现于1874年，是阿赫班奇设计的。这架水蒸气机驱动的直升机包含一个举力旋翼和一个推进式螺旋桨，一个方向舵和一个尾桨。这是用尾桨平衡直升机力矩的第一架直升机。

共轴式结构是在同一个轴上安装两个旋转方向相反的旋翼，这样两旋翼所产生的力矩就彼此抵消了。早期直升机多采用这种结构形式，其最早的设计是布莱特于1859年作出的。由于动力的缘故，这架直升机没有进行过试验。早期取得一定成功的共轴式直升机是美国人埃米尔·贝林纳(E．Beliner)于1909年设计的。他的直升机安装了两台发动机，与共轴的旋翼相连。旋翼采用坚硬的木质桨叶，通过倾斜整个族翼及部分机身来达到控制。这架直升机成功地飞行了三次。

图2.5.5 直升机的构型

(a) 单旋翼直升机(b) 共轴双旋翼直升机

(c) 纵列双旋翼直升机(d) 横列双旋翼直升机

纵列式结构是通过沿身体前后排列的两个旋向相反的旋翼，来克服直升机的力矩的。1907年，法国人泡特·科努(P．Comu)制造了一个外形结构与纵列式结构非常相似的直升机，并成功地进行了—它行试验，但这种结构在早期发展的直升机中较多采用，主要原因是机身长，重心变化范围大，稳定性差。

横列式结构是通过沿机体横向左右排列的两个旋转方向相反的旋翼来克服直升机力矩的。这种结构的直升机最早出现在1908年与1909年间，是由美国人贝林纳设计制造的。它