一. 直升機的飛行原理

1. 概況

與普通飛機相比，直升機不僅在外形上，而且在飛行原理上都有所不同。一般來講它沒有固定的機翼和尾翼，主要靠旋翼來産生氣動力。這裡所說的氣動力既包括使機體懸停和舉升的升力，也包括使機體向前後左右各個方向運動的驅動力。直升機旋翼的槳葉剖面由翼型構成，葉片平面形狀細長，相當于一個大展弦比的梯形機翼，當它以一定迎角和速度相對于空氣運動時，就産生了氣動力。槳葉片的數量随着直升機的起飛重量而有所不同。重型直升機的起飛重量在20t以上，槳葉的數目通常為六片左右；而輕、小型直升機，起飛重量在1.5t以下，一般隻有兩片槳葉。

直升機飛行的特點是：

(1) 它能垂直起降，對起降場地要求較低；

(2) 能夠在空中懸停。即使直升機的發動機空中停車時，駕駛員可通過操縱旋翼使其自轉，仍可産生一定升力，減緩下降趨勢；

氣流V與翼弦之間的夾角即為該剖面的迎角。顯然，沿半徑方向每段葉片上産生的空氣動力在槳軸方向上的分量将提供懸停時需要的升力；在旋轉平面上的分量産生的阻力将由發動機所提供的功率來克服。

旋翼旋轉時将産生一個反作用力矩，使直升機機身向旋翼旋轉的反方向旋轉。前面提到過，為了克服飛行力矩，産生了多種不同的結構形式，如單槳式、共軸式、橫列式、縱列式、多槳式等。對于最常見的單槳式，需要靠尾槳旋轉産生的拉力來平衡反作用力矩，維持機頭的方向。使用腳蹬來調節尾槳的槳距，使尾槳拉力變大或變小，從而改變平衡力矩的大小，實現直升機機頭轉向(轉彎)操縱。

3. 直升機旋翼的操縱

直升機的飛行控制與飛機的飛行控制不同，直升機的飛行控制是通過直升機旋翼的傾斜實現的。直升機的控制可分為垂直控制、方向控制、橫向控制和縱向控制等，而控制的方式都是通過旋翼實現的，具體來說就是通過旋翼槳毂朝相應的方向傾斜，從而産生該方向上的升力的水平分量達到控制飛行方向的目的。

直升機體放在地面時，旋翼受其本身重力作用而下垂。發動機開車後，旋翼開始旋轉，槳葉向上擡，直觀地看，形成一個倒立的錐體，稱為旋翼錐體，同時在槳葉上産生向上的升力。随着旋翼轉速的增加，升力逐漸增大。當升力超過重力時，直升機即鉛垂上升(圖2.5.2)；若升力與重力平衡，則懸停于空中；若升力小于重力，則向下降落。

旋轉旋翼槳葉所産生的拉力和需要克服阻力産生的阻力力矩的大小，不僅取決于旋翼的轉速，而且取決于槳葉的槳距。從原理上講，調節轉速和槳距都可以調節拉力的大小。但是旋翼轉速取決于發動機(通常用的是渦輪軸發動機或活塞式發動機)主軸轉速；而發動機轉速有一個最有利的值，在這個轉速附近工作時，發動機效率高，壽命長。因此，拉力的改變主要靠調節槳葉槳距來實現。但是，槳距變化将引起阻力力矩變化，所以，在調節槳距的同時還要調節發動機油門，保持轉速盡量靠近最有利轉速工作。

直升機的平飛依靠升力傾斜所産生的水平分量來實現。例如，欲向前飛，需将駕駛杆向前推，經過操縱系統，自動傾斜器使旋翼各槳葉的槳距作周期性變化，從而改變旋翼的拉力方向，使旋翼錐體前傾，産生向前的拉力(圖)，将直升機拉向前進。

直升機的方向是靠尾槳控制的。欲使直升機改變方向，則需踩腳蹬，改變尾槳的槳距，使尾槳拉力變大或變小，從而改變平衡力矩的大小，實現機頭指向的操縱。

通過與操縱系統的連接，旋翼葉片的槳距調節變化可以按兩種方式進行。第一種方式是各葉片同時增大或減小槳距(簡稱總距操縱，駕駛員通過總距操縱杆來操縱控制)，從而産生直升機起飛、懸停、垂直上升或下降飛行所需要的拉力。第二種方式是周期性調節各個葉片的槳距(簡稱周期性槳距操縱)。比如打算前飛，就将駕駛杆向前推，推動旋轉斜盤(也稱自動斜傾器)傾斜，使各個葉片的槳距作周期變化。每個葉片轉到前進方向時，它的槳距減小，産生的拉力也跟着下降，該槳葉向上揮舞的高度也減小；反之，當葉片轉到後方時，它的槳距增大，産生的拉力也跟着增加，該槳葉向上揮舞的高度也增大。結果，各個葉片梢(葉端)運動軌迹構成的葉端軌迹平面或旋翼錐體，将向飛行前進方向傾斜，旋翼産生的總拉力也跟着向前傾斜，旋翼總拉力的一個分量就成為向前飛行的拉力，從而實現了向前飛行。

2.5.2 直升機的構型變化

直升機旋翼的旋轉産生了升力的同時，空氣對旋翼的反作用也形成了一個與旋翼旋轉方向相反的作用力矩，驅使直升機的機體反向旋轉，這就是所謂的直升機力矩及力矩平衡問題。

較早緻力于力矩和力矩平衡方面研究的是德國人貝納恩(B．R．Beenal)和阿赫班奇(Achenbach)。他們兩人分别于1897年和1874年提出安裝一個尾槳來平衡直升機旋翼産生的反向力矩的方案。通過安裝尾槳，可産生一個平衡力矩，以抵消旋翼力矩，保證直升機的平衡飛行。實際上這就是後期發展成熟的單槳式直升機的萌芽。此後，許多直升機事業的先驅者都試圖研究并解決飛行力矩問題，運用兩個或更多的旋翼來克服飛行力矩，其原理是使這些旋翼以相反的方向旋轉，使各自的飛行力矩彼此抵消保證平衡。探索的結果導緻了直升機幾種不同的結構形式：單槳式、共軸式、橫列式、縱列式、多槳式等的問世。

單槳式成為後來實用直升機的主要形式。這種形式最早出現于1874年，是阿赫班奇設計的。這架水蒸氣機驅動的直升機包含一個舉力旋翼和一個推進式螺旋槳，一個方向舵和一個尾槳。這是用尾槳平衡直升機力矩的第一架直升機。

共軸式結構是在同一個軸上安裝兩個旋轉方向相反的旋翼，這樣兩旋翼所産生的力矩就彼此抵消了。早期直升機多采用這種結構形式，其最早的設計是布萊特于1859年作出的。由于動力的緣故，這架直升機沒有進行過試驗。早期取得一定成功的共軸式直升機是美國人埃米爾·貝林納(E．Beliner)于1909年設計的。他的直升機安裝了兩台發動機，與共軸的旋翼相連。旋翼采用堅硬的木質槳葉，通過傾斜整個族翼及部分機身來達到控制。這架直升機成功地飛行了三次。

橫列式結構是通過沿機體橫向左右排列的兩個旋轉方向相反的旋翼來克服直升機力矩的。這種結構的直升機最早出現在1908年與1909年間，是由美國人貝林納設計制造的。它縱列式結構是通過沿身體前後排列的兩個旋向相反的旋翼，來克服直升機的力矩的。1907年，法國人泡特·科努(P．Comu)制造了一個外形結構與縱列式結構非常相似的直升機，并成功地進行了—它行試驗，但這種結構在早期發展的直升機中較多采用，主要原因是機身長，重心變化範圍大，穩定性差。

将兩個旋翼并排安裝在機翼兩端，通過傾斜整個旋翼及部分機身實現飛行控制。同樣，這種結構形式後來也較少采用。

多槳式結構一般用于大型直升機上，它運用三個或更多的旋翼。在早期的研究中，這種型式運用較多。法國的孔薩斯于1845年設計的直升機就是這種直升機最早的代表。它以蒸氣機為動力，有一個主旋翼和兩個分别用于控制和推進的副旋翼。由于這種結構形式比較複雜，所以後來沒有得到采用。

二. 旋翼機的飛行原理

從外形看，旋翼機和直升機幾乎一模一樣：機身上方安裝有大直徑的旋翼，在飛行中靠旋翼的旋轉産生升力。但是除去這些表面上的一緻性，旋翼機和直升機卻是兩種完全不同的飛行器。

旋翼機實際上是一種介于直升機和飛機之間的飛行器，它除去旋翼外，還帶有推進螺旋槳以提供前進的動力，有時也裝有較小的機翼在飛行中提供部分升力。旋翼機的旋翼不與發動機傳動系統相連，在旋翼機飛行的過程中，由前方氣流吹動旋翼旋轉産生升力，是被動旋轉；而直升機的旋翼與發動機傳動系統相連，既能産生升力，又能提供飛行的動力，是主動旋轉。在飛行中，旋翼機同直升機最明顯的分别為：直升機的旋翼面向前傾斜，而旋翼機的旋翼則是向後傾斜的。

由于旋翼機的旋翼為自轉式，傳遞到機身上的扭矩很小，因此旋翼機無需單旋翼直升機那樣的尾槳，但是一般裝有尾翼，以控制飛行。

有的旋翼機在起飛時，旋翼也可通過“離合器”同發動機連接，靠發動機帶動旋轉而産生升力，這樣可以縮短起飛滑跑距離。等升空後再松開離合器随旋翼在空中自由旋轉。 旋翼機飛行時，升力主要由旋翼産生，固定機翼僅提供部分升力。有的旋翼機甚至沒有固定機翼，全部升力都靠旋翼産生。

旋翼機的飛行原理和構造特點決定了它的速度慢、升限低、機動性能較差，但它也有着一些優點：(1)安全性較好；(2)振動和噪音小；(3)抗風能力較強。

由于旋翼機的旋翼旋轉的動力是由飛行器前進而獲得，如果發動機在空中停車，旋翼機仍會靠慣性繼續維持前飛，并逐漸減低速度和高度，高度下降的同時，自下而上的相對氣流可以為維持旋翼的自轉，從而提供升力。這樣，旋翼機便可憑飛行員的操縱安全地滑翔降落。即使在飛行員不能操縱，旋翼機失去控制的特殊情況下，也可以較慢速度降落，因而是比較安全性的。當然，直升機也是具備自轉下降安全着陸能力的。但它的旋翼需要從有動力狀态過渡到自轉狀态，這個過渡要損失一定高度。如果飛行高度不夠，那麼直升機就可能來不及過渡而觸地。旋翼機本身就是在自轉狀态下飛行的，不需要進行過渡，所以也就沒有這種安全轉換所需的高度約束。

由于旋翼機的旋翼是沒有動力的，因此它沒有由于動力驅動旋翼系統帶來的較大的振動和噪音，也就不會因這種振動和噪音而使旋翼、機體等的使用壽命縮短或增加乘員的疲勞。旋翼機動力驅動螺旋槳對結構和乘員所造成的影響顯然比直升機動力驅動旋翼要小得多。另外，旋翼機還有一個很可貴的特點，就是它的着陸滑跑距離大大短于起飛滑跑距離，甚至可以不需滑跑，就地着陸。

旋翼機的抗風能力較高，而且在起飛時，風有利于旋翼的起動和加速旋轉，可以縮短起飛滑跑的距離，當達到足夠大的風速時，一般的旋翼機也可以垂直起飛。一般來說，旋翼機的抗風能力強于同量級的固定翼飛機，而大體與直升機的抗風能力相當，甚至“在湍流和大風中的飛行能力超出直升機的使用極限”。

旋翼機可分為兩類，一類是需要滑跑起飛的，這種比較簡單，大多數旋翼機屬于這一類。另一類是可垂直起飛的，其起飛方法有三種：一種是帶動力驅動它的旋翼；第二種是用預轉旋翼并使其達到正常飛行轉速的一定倍數，然後突然脫開離合器，同時使旋翼獎葉變距而得到較大的升力跳躍起飛；第三種則是由旋翼翼尖小火箭驅動旋翼旋轉而提供升力來實現垂直起飛，這種垂直起飛的過程，一般是由自動程序控制來完成的。

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