图解直升飞机的结构原理

一、机身结构图

二、机身

    机体用来支持和固定直升机部件、系统,把它们连接成一个整体,并用来装载人员、物资和设备,使直升机满足既定技术要求。机体是直升机的重要部件。下图为 UH—60A直升机的机身分段图。

    机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。

    在使用过程中,机体除承受各种装载传来的负荷外,还承受动部件、武器发射和货物吊 装传来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的。为了装卸货物及安装设备,机身上要设计很 多舱门和开口,这样就使机体结构复杂化。

    旋翼、尾桨传给机体的交变载荷,引起机身结构振动,影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。因此,在设计机身结构时,必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。

    军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。 近年来,复合材料日益广泛地应用于机身结构,与铝合金相比较,它的比强度、比刚度高,可以大大减轻结构重量,而且破损安全性能好,成型工艺简单,所以受到人们的普遍重 视。例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技 术,可使巡航速度增加35%,有效载荷增加1296,生产效率提高50%。

三、发动机直升机的动力装置

    发动机直升机的动力装置大体上分为两类,即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。 在直升机发展初期,均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于其振动大,功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题,人们就利用已经 发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置,从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。

    实践证明,涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。当今世界上,除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外,涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。

航空涡轮轴发动机:

    航空涡轮轴发动机,或简称为涡铀发动机,是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国 是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初,透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机,功率达到了206kW(280hp), 成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机,定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为XH—13F),于1954年进行了首飞。

    涡轴发动机自从问世近40年来,产品不断改进发展,结构、性能一代比一代好,型号不断推陈出新。据不完全统计,世界上直升机用航空涡轴发动机,经历了四代发展时期,输出轴功率从几十千瓦到数千千瓦,大大小小约有二十几个发展系列。

 西方典型的四代航空涡轴发动机

涡轴发动机分类:

    涡轴发动机据其动力涡轮的形式不同,可分为固定涡轮轴发动机和自由涡轮轴发动机两种。前者的动力涡轮和燃气发生器转于,共同固定在同一根轴上;后者的动力涡轮和燃气发 生器转子,分别固定在两根轴上,动力涡轴与燃气发生器转于彼此无机械联系,动力涡轴呈“自由”状态。自由涡轮轴发动机,又可分为后出轴和前出轴两种。

 涡轴发动机的主要机件及其工作原理:

    与一般航空喷气发动机一样,涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气 装置等五大机件,涡轴发动机典型结构如下图所示。

四、减速器

    减速器直升机一般为齿轮传动式主减速器(如下图所示), 它有发动机的功率输入端以及与旋翼、尾桨附件传动轴相联的功率输出端,是直升机上主要动部件之一,也是传动装置中最复杂、最大、最重的一个部件。

主减速器工作特点及要求

  主减速器的工作特点是减速、转向及并车。它将高转速小扭短的发动机功率变成低转 速、大扭短传递给旋翼轴,并按转速、扭矩需要将功率传递给尾桨、附件等,在直升机中它 还起作中枢受力构件的作用,它将直接承受旋翼产生的全部作用力和力矩并传递给机体。 根据主减速器的工作特点,对其性能有如下要求:

    传递功率大、重量轻。随着直升机技术不断发展,要求主减速器传递的功率越来越 大,齿轮啮合处的载荷也大得惊人。一台限制传递功率为3000kW直升机主减速器,其中有 的一对啮合齿轮要承受高达10000kg的力,为了保证齿轮、轴的强度,减速器不得不付出相 当大的重量代价。比如直升机的主减速器重量一般要占整个直升机结构重量的 l/7~l/9。

    减速比大,传递效率高。主减速器的减速比即传动比,也就是发动机功率输出轴转 速与旋翼转速之比;传递效率即传递过程中功率的损失。由于旋翼与发动机输出轴转速相差 十分悬殊,有的直升机总减速比高达120。转速差越大,旋翼轴的扭矩也越大,齿轮载荷就越高。为了减轻载荷,就必须采取多级传动和复杂的齿轮传动系等卸载措施,这势必给传递效率带来不利影响。 一般现代直升机减速器的传递效率大致保持在0.985左右。

    寿命长、可靠性好。尽管设计时,现代直升机的主减速器多数零件包括齿轮、轴和 机匣都是按无限寿命设计的,但实际上却是按有限寿命使用。因此要求在实际使用中每工作 一段时间后,要从直升机上卸下主减速器送往工厂翻修;更换被耗损的零件,检查合格后再 装上直升机重新投入使用。这样的翻修可以进行数次,每两次送厂翻修的间隔时间称作翻修 间隔期,或称主减速器翻修寿命。对于主减速器的可靠性,常用平均故障间隔时间(MTBF)表示,即主减速器在实际使 用中,所发生故障的次数对工作时间的平均值(或每两次故障之间的平均时间)。   干运转能力强。由于主减速器内部齿轮多、载荷重,工作时需要滑油循环流动行润 滑,以保证主减速器正常工作,一旦失去滑油,齿轮之间、轴与轴之间便会因过热而“烧蚀”,后果十分严重。为了保证飞行安全,特别是军用直升机应要求主减速器一旦断油后,有一定干运转能力。现代直升机上主减速器一般有30—40min的于运转能力,使飞行员能够继续完成作战任务,能安全返场或紧急着陆。

主减速器的结构和工作原理

    在直升机上主减速器是一个独立的部件,安装在机身上部 的减速器舱内,用支架支撑在机体承力结构上。主减速器由机 匣、减速齿轮及轴系和润滑系统组成。见某直升机的主减速器 外形和部面图(右图)。

    该主减速器机匣为铝合金(或镁合金)铸件,构成主减速 器的主要承力构件,内部装有带游星齿轮及轴系的减速装置和 滑油润滑系统附件。旋翼轴从顶部伸出,四周有两个与发动机 动力输出轴相连的安装座以及尾传动轴、其他附件传动轴相联 的安装座,最下方为滑油池。

主减速器的润滑

    主减速器必须设置独立、自主式润滑系统,用于减少齿轮 和轴承面的摩擦和磨损,防过热、防腐蚀、防划伤并通过滑油 循环流动以排出磨损产物。 主减速器润滑系统应保证在各种工作条件下润滑可靠,散 热充分,系统密封好,滑油消耗小,带有金属磨损物探测报警 装置维护检查方便。

主减速器工作情况的检查

    由于使用中不可能采用目视查看和直接检测的方法检查主 减速器内部零件的技术状态,除使用时空勤人员可通过滑油温 度和压力指示,以及滑油系统中金属屑报警装置等判断滑油系 统是否工作正常,还应通过定期检查减速器中滑油的状态来判 断这减速器零件的技术状态,因为使用时间到翻修间隔期后, 要及时返厂翻修,这样方能保证直升机关键部件——主减速器 的安全可靠工作。

五、旋翼系统

    旋翼系统中,桨叶是提供升力的重要部件,对桨叶设计除去气动力方面的要求之外,还 有动力学和疲劳方面的要求。例如所设计的桨叶的固有频率不与气动激振力发生共振,桨叶挥舞、摆振基频满足操纵稳定性和“地面共振”等要求;桨叶承力结构能有高的疲劳性能或 采用破损安全设计等等。旋翼桨叶的发展是建立在材料、工艺和旋翼理论基础上的。依据桨 叶发展的先后顺序,它有混合式桨叶、金属桨叶和复合材料桨叶三种形式。由于混合式桨叶 在50年代后期逐渐被新式桨叶所代替,目前只在重型直升机米—6、米—26上使用。

    金属桨叶 金属桨叶是由挤压的D型铝合金大梁和胶接在后缘上的后段件组成。后段件外面包有 金属蒙皮,中间垫有泡沫塑料或蜂窝结构,如下图所示。这种桨叶比混合式桨叶气动 效率高,刚度好,同时加工比较简单,疲劳寿命较高。因此在50年代后期,金属桨叶逐渐 替代了混合式桨叶。

    复到了70年代初,随着复合材料的普遍使用,旋翼桨叶又进入一个新的 发展阶段,即使用复合材料桨叶。合材料桨叶 如下图所示为“海脉”直升机的复合材料桨叶结构,主要承力件“C”形大梁主要 承受离心力并提供了大部分挥舞弯曲刚度,它是由抗拉及弯曲方面比刚度和比强度较高的零 度单向玻璃纤维预浸带构成。在翼型前部和后部各布置了一个“Z”形梁。前后“Z”形梁 与蒙皮胶接在一起,使桨叶剖面形成多闭室结构;另外,桨叶蒙皮全部采用了与展向呈 +-45度的碳纤维布铺成,显然这些都是为了提高桨叶的扭转刚度。桨叶采用泡沫塑料作为内部支承件,前缘包有不锈钢片防止磨蚀。

    复合材料桨叶根部连接方式是一个突出的问题。为了不切断玻璃纤维,一般方式是使纤维缠绕在金属件上。如下图所示的“海脉”直升机桨叶,把纤维直接缠绕在金属衬套上,使桨根结构干净光滑,没有明显的应力集中。它不仅提高了疲劳强度,也大大减少了维护工作量。

 

 

六、自动倾斜器

    自动倾斜器是直升机操纵系统的一个主要组成部分,旋翼的总距及周期变距操纵都要通 过它来实现。 下图所示为“云雀” III直升机的自动倾斜器。

 

 

七、尾桨

    尾桨是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。旋转着的尾桨相当于一个垂直安定面,能对直升机航向起稳定作用。虽然后桨的功用与旋翼不同,但是它们都是由旋转而产生空气动力、在前飞时处于不对称气流中工作的状态,因此尾桨结构与旋翼结构有 很多相似之处。尾桨的结构形式有跷跷板式、万向接头式、铰接式、无轴承式、“涵道尾桨” 式等等。前面几种形式与旋翼形式中的讨论相似,只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。70年代以来,又发展了无轴承尾桨(包括采用交*式布置无轴承尾桨)及“涵道尾桨”。“涵道尾桨”是把尾桨置于机身尾斜梁的“涵道”之中。下图为直9直升机的“涵道风扇”尾桨。

涵道风扇直径小,叶片数目多。

    前飞时尾面可以提供拉力,因此,可以减小尾桨的需用功率。但在悬停时“涵道风 功率消耗偏大,对直升机悬停和垂直飞行性能不利。

    可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞,安全性好

八、传动机构传动轴

    发动机与主减速器之间,主减速器和中、尾减速器之间以及和附件之间均需有传动轴和联轴节将其相联,以传递功率。传动轴根据其用途可分为主轴、中间轴和尾轴等(见下图)。

 

    一般轴的负荷大,使用条件复杂,对其平衡振动特性及轴的可靠性要求高。直升机在飞 行中传动轴的任何破坏,轻则迫使飞行任务中断,重则造成严重事故。所以现代直升机的传 动轴,在研制时要求进行长期的台架试验、疲劳试验以及飞行验证试验,以获得有关寿命、 可靠性等综合使用数据。

九、起落架

    直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量,减少着陆时撞击引起的过载,以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。此外,起落装置往往还用 来使直升机具有在地面运动的能力,减少滑行时由于地面不平而产生的撞击与颠簸。

    在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。如果要求直升机具备在 水面起降或应急着水迫降能力,一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒,或应急迫 降浮筒。对于舰载直升机,还需装备特殊着舰装置,如拉降设备等。以下分别介绍各种形式 起落装置的结构特点。

    轮式起落架

    和固定翼飞机相似,直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。直升机起 落架减展器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外,还需要通过减震器弹性和阻尼的 配置消除“地面共振”。为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼,消除“地面共振”的发生,直升机上普遍采用双腔式减震器。

    右图所示为某直升机起落架双腔式减震器。这个减震器的特点是油液及气体是分开的, 活塞2的上部是油室,下部是气室,活塞l又把气室分为低压腔及高压腔。油液及气体不分开的减震器, 油液会吸收气体而改变工作特性,同时由于泡沫的形成也会导致油液填 充量不准确,油气分开后就避免了这个缺点。

    减震器分高压腔和低压腔之后,直升机起飞和降落时,起落架只要刚刚接触地面,低压腔就开始工作,当有一定压缩量之后,高压腔参与工作,这样,可保证起落架在各状态下具有避 免“地面共振”所需的刚度,并在触地的全过程都提供足够的阻尼,消除“地面共振”。此外,为 提供所需的侧向刚度,对直升机机轮也有些特殊要求。

十、燃油系统涡轮轴

    发动机的燃油系统(如下图所示),由燃油泵、燃油滤、喷油嘴等组成,以保证发动机在各种工作状态和各种飞行条件下所需要的燃油流量。根据直升机飞行需要,对涡轴发动机燃油系统有以下要求:

    能在较宽的温度范围内正常供 油。一般要求的外界气温范围为-60一 60℃。气温过低,可能导致处于悬浮状 的水分结冰,而沉积在燃油滤上将其堵 塞,使进入发动机的燃油减少,致使发 动机停车;气温过高,燃油在剧热之下也会分解形成焦炭,同样会影响燃油系 统正常供油。

    应具有抗坠毁、抗弹击能力。 要求在设计上减少燃油管道外露,防止 弹伤;采取余度设计,以保证在某些附 件损坏后仍能保持燃油系统正常输油; 采取吸油式燃油输油泵以及坠毁自封措 施,防止坠毁时燃油外泄起火。

    保证燃油良好的雾化质量。要 求燃油系统在发动机处于各种状态都能 通过喷嘴或甩油盘在燃烧室中使燃油均 匀雾化

十一、机载设备机载设备对直升机技术发展的影响

    直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。直升机机载设备品种繁多,包括电气、显示和控制、导航、通信及电子对抗故障诊断等。随着现 代直升机技术发展,机载设备的地位越来越重要。机载设备性能的优劣已成为现代直升机先 进与否的重要标志之一,先进的机载设备在提高直升机的使用效能和保证经济性、安全性方面具有不可替代的突出作用。据有关统计资料,80年代中期的民用直升机上,机载设备只占总价的5%;军用直升机上,机载设备占总价的30%一40%。

    随着对民用直升机和军用直升机的性能要求的不断提高和军、民用直升机应用领域的不断拓展,机载设备占全机总价的比例有了显著的增加。目前民用直升机中设备所占的价格比 已达10%左右,而军用直升机,尤其是专用武装直升机、特种部队所装备的直升机机载设备所占价格比已上升至50%左右。美国正在研制的RAH—66轻型侦察攻击直升机,其机载设备所占的价格比已超过60%。

十二、直升机的飞行自动控制系统

    由于直升机有悬停、垂直升降及后飞的功能,其自动飞行控制系统和全向空速系统在技术上较特殊。

    与固定翼飞机相比,作为被控制对象的空中飞行的直升机,运动状态更为复杂。固定翼飞机飞行时可视为六自由度的运动物体。而对直升机而言,还必须考虑旋翼、尾桨的旋转, 直升机一系列特有的飞行状态,如悬停、垂直上升和下降、自转下降等。旋冀旋转时除产生 升力外还产生操纵直升机运动的纵向、侧向力,俯仰、滚转力矩。因此,与固定翼飞机相比,直升机的飞行控制有显著区别。

    旋翼系统产生的操纵载荷不仅数值大,而且变化复杂,因而不能让其通过操纵线系等反 传到驾驶操纵机构上,为此现代直升机特别是大、中型直升机上,均采用不可逆的(无回力)液压助力操纵系统,使载荷在传到驾驶杆上之前分散至机体结构上去。使助力器产生足够大的力来操纵旋翼系统,同时还使旋翼操纵载荷直接传到机体结构,而不致传到驾驶操纵机构上。

十三、液压助力器

    液压助力器是系统中执行助力的附件。利用液压助力器,飞行员只需施加很小的力就可 操纵较大载荷的旋翼系统。由于液压助力器具有体积小、重量轻、快速致动性好,并能产生 出很大的操纵力等优点,因而被广泛采用。一般液压助力器是由以下几个主要机件所组成 (见下图):液压滑阀(伺服阀)、活塞杆、作动筒及输入摇臂机构等。液压滑阀起着 功率放大作用,活塞杆是将液体压力能转换成机械能,输入摇臂机构则起着操纵和反馈作用。

    目前在直升机上采用的液压助力器,构造形式很多,但常见的有装有主、副液压分油滑 阀的单腔液压助力器;装有制动器的双系统供油的液压助力器;装有主、副液压分油滑阀的双压助力器(有的在主液压分油滑阀上带有阻尼活塞)。

    在较小型直升机上只有一套液压系统就能进行满意的操纵,甚至将液压系统关闭或发生 故障时也能飞行。但大的直升机上有双套或更多独立的液压系统来保证时时有一个系统在工作,以确保飞行安全。

十四、配平机构

    驾驶员改变飞行状态,通过驾驶杆借自动倾斜器使桨叶周期变距位置发生变化。如果驾 驶员移动驾驶杆没有力的感觉显然是无法操纵直升机的,杆力大小不同反应就会不同。大多 数直升机上驾驶杆的杆力纵向梯度为0.2—0.7kg/cm,横向杆力梯度相对小一些,均由载荷 感觉弹簧产生。但飞行中如果要长时间保持这一状态,驾驶员就感到疲劳。 为了能在不同的飞行状态下持续飞行而又不使驾驶员感到体力疲劳,就需卸除驾驶杆(包括脚蹬)上的“载荷”。所以一般直升机上为此设置了杆(舵)力配平机构。

    目前直升机上的配平机构有两种类型,即用磁性制动器或用双向传动电动机构,从而达 到卸载作用。配平机构的按钮都装在驾驶杆顶端,飞行中使用非常方便。

十五、直升机自动飞行控制

    一般直升机的操纵力矩较小,操纵响应迟缓,而且直升机操纵时的协调动作多,加上直升机自身稳定性较差,因而使直升机驾驶员工作负担重、易于疲劳,而且也难以掌握直升机 的驾驶技术。为此,越来越多的直升机上设计了自动飞行控制系统,如自动驾驶仪和增稳装置,以减轻飞行员的负荷、改善直升机的稳定性。

    在四五十年代间出现了初期的系统,即利用传感器(姿态角、航向角、高度和加速度等 传感器)的电信号控制液压舵机,舵机按并联或串联方式接入操纵系统,通过自动倾斜器使 桨叶进行周期变距自动稳定来控制俯仰角和倾斜角,通过尾桨变距来稳定和控制航向角,通 过控制总距来稳定和改变飞行高度,还可以用速度信号控制俯仰角来稳定飞行高度。在70 年代功能发展到包括自动悬停、自动过渡飞行、自动载荷稳定、全天候自动飞行及拉降着舰 (直升机在颠簸的舰面上降落时,用舰上钢索挂上并拖拉直升机,使它安全降落)、自动稳定 等。另外,也可以与其他设备交联以提高直升机的战斗性能,如:地形回避、反潜吊放声呐 电缆角自动稳定、反潜搜索时飞行航迹的自动控制等。很多新技术,如射流式系统、增稳系 统、数字式控制系统、电传系统、变稳系统等也先后进行了试验和应用。

十六、联轴节

    联轴节是传动轴与铀之间的联接装置,要求联轴节以最小的功率损失可靠地传递扭矩并实现传动轴间的角位移和线位移补偿。现代直升机上传动轴的联轴节,为了减小振动、易于 实现补偿,大多数采用柔性结构。 联轴节的种类比较多,主要有以下4种(如下图所示):

 

 

十七桨毂

    旋翼系统由桨叶和桨毂组成。旋翼形式是由桨毅形式决定的。它随着材料、工艺和旋翼理论的发展而发展。到目前为止,已在实践中应用的旋翼形式有铰接式、跷跷板式、无铰式和无轴承式,它们各自的原理如下表所示。

 

一、桨毂结构特点

(一)铰接式

  铰接式(又称全铰接式)旋翼桨毂是通过桨毂上设置挥舞铰、摆振铰和变距铰来实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。典型的铰接式桨毂铰的布置顺序(从里向外)是由挥舞铰、摆振铰到变距铰,如图2.2—1所示。也有挥舞铰与摆振铰重合的。

在轴向铰中除了用推力轴承来负担离心力并实现变距运动外,另一种流行的方式是利用弹性元件拉扭杆来执行这个功能,如图2.2—2所示。这样在旋翼进行变距操纵时必须克服拉扭杆的弹性及扭短,为了减小操纵力,就必须使拉扭杆有足够低的扭转刚度。

  铰接式桨毂构造复杂,维护检修的工作量大,疲劳寿命低。因此在直升机的发展中一直在努力改善这种情况。在20世纪60年代后期开始发展的层压弹性体轴承(橡胶轴承)也是解决这个问题的一个较好的方案,现已实际应用。

  层压弹性体轴承也可称为核胶轴承,以图2.2—3b中径向轴承为例,这是由每两层薄橡胶层中间由金属片隔开并硫化在一起。内外因的相对转动是通过橡胶层的剪切变形来实现的,而径向负荷则要由橡胶的受压来传递。图中还表示了层压弹性轴承的一些基本形式,并标示了它允许的相对运动方向和受力方向。

  图2.2—4为桨毂一个支管的构造。轴承组件的主要部分是一个球面弹性体轴承,桨叶的挥舞及摆振运动全部通过这个轴承来实现。此外靠近内端有一个层压推力铀承,桨叶变距运动的85%通过这个轴承的扭转变形来实现,其余15%则由球面轴承来实现。这种形式的桨毂是用一组层压弹性体轴承组件来实现挥舞铰、摆振铰、变距铰三铰的功能,这样使构造大大简化,零件数量也大大减少。同时由于不需要润滑及密封,维护检修的工作量亦少很多。

(二)桨毂减摆器

  铰接式旋翼在摆振铰上都带有桨毂减摆器,简称为减摆器,为桨叶绕摆振铰的摆振运动提供阻尼。减摆器对于防止出现“地面共振”,保证其有足够的稳定性裕度是必要的。此外,对于装备涡轮轴发动机的直升机,发动机、传动系统及旋翼整个系统的扭转振动,由于存在着燃油控制系统而形成一个闭合回路,也存在着操纵响应的稳定性问题。对于这样一种自激振动,减摆器对集合型的摆振运动提供的阻尼也是有利的,即可以保证所要求的稳定性裕度。

1.液压减摆器

  主要是用油液流动速度的损失来产生压力差从而起到阻尼作用。图2.2—5为这种减摆器的原理,图2.2—6表示了这种减楼器在桨毂上可能的安装情况。当桨叶绕垂直铰来回摆动时,减摆器壳体与活塞杆之间产生往复运动。这时,充满壳体内的油液也就要以高速度流进壳体与活塞之间的缝隙(或者是活塞上的节流孔),活塞的左右就产生了压力差,从而形成减摆力矩。液压减摆器的减摆力矩比较稳定,它不像摩擦减摆器那样需经常检查及调整。但如果油液泄漏使空气进入,则会显著地改变减摆器的特性。因此,除了在减摆器上带密封装置外,往往还需要有油液补偿装置。

2.粘弹减摆器

    70年代开始出现了用粘弹性材料硅橡胶制成的粘弹减摆器。这种减摆器是利用粘弹性材料变形时很大的内阻尼来提供所要求的减振阻尼,其构造原理见图2.2—7。减摆器由当中的金屑扳及其两边的两块外部金属板构成。内部金属板及两块外部金屑板之间各有一层硅橡胶,金属板与橡胶硫化粘结在一起,内部金属板一端与铀向铰轴颈相连,而外部金属板则与中间连接件相连接。桨叶绕垂直铰摆动时,由硅橡胶层的往复剪切变形使减摆器产生往复轴向变形。粘弹材料变形时将产生内摩擦,内摩擦力在相位上滞后变形90’,这些变形要消耗能量,从而起到了阻尼的作用。粘弹减摆器突出的优点是结构简单,除了目视检查外,不需要维护。这种减摆器不仅提供了阻尼也对桨叶摆振运动附加了刚度,提高了桨叶摆振固有频率。在低温下硅橡胶会硬化,这是设计时应注意的问题。

(三)万向接头式及跷跷板式

    40年代中期,在全铰式旋翼得到广泛应用的同时,贝尔公司发展了万向接头式旋翼,并将其成功地应用在总重量一吨级的轻型直升机Bell47上。50年代中期又把万向接头式进一步发展成统统板式,研制了总重量达4吨多的中型直升机UH—l和9吨级的BeH214直升机。虽然这两种族翼形式除了贝尔公司外很少采用,但仅仅Bell47型及UH—l系列直升机产量就很大,应用也很广泛。

  图2.2—8所示为Bell47型直升机万向接头式旋翼桨毂的构造,图2。2—9为其原理图。两片桨叶通过各自的轴向铰和桨毂壳体互相连接,而桨毂壳体又通过万向接头与旋翼轴相连。挥舞运动通过万向接头B—B铰实现。改变总距是通过轴向铰实现的,而周期变距是通过万向接头绕。a--a铰的转动实现。

  跷跷板式旋翼和万向接头式旋翼的主要区别是桨毂壳体只通过一个水平铰与旋翼轴相连,这种桨毂构造比万向接头式简单一些,但是周期变距也是通过变距铰来实现。一般变距铰采用拉扭杆来负担离心力。这两种桨毂形式与铰接式相比,其优点是桨毂构造简单,去绰了摆振铰、减摆器,两片桨叶共同的挥舞铰不负担离心力而只传递拉力及旋翼力矩,轴承负荷比较小,没有“地面共振”问题。但是,这种旋翼操纵功效和角速度阻尼比较小,为了加大角速度阻尼,这种形式的旋翼都要带机械增稳装置——稳定杆,没有办法改善操纵功效,对于机动性要求较高的直升机,上述缺点就很突出。

(四)无铰式

  从40年代到60年代,铰接式旋翼是主要的旋翼形式。在长期的应用中这种形式发展得比较成熟,经验也比较多。但是,由于结构复杂、维护工作量大、操纵功效及角速度阻尼小等固有的缺点,这种形式不够理想。因此,从50年代起,除了简化铰接式旋冀结构外,还开始了无铰式旋翼的研究工作。经过长期的理论与试验研究,印年代末及70年代初无铰式旋翼进入了实用阶段。带有无铰式旋翼的宜升机如德国的BO—105,英国的“山猫”(WG—13)等,它们取得了成功并投入了批生产。

  与铰接式旋冀相比,无铰式旋翼的结构的力学特性与飞行的力学特性联系更为密切。这种形式的旋翼会产生一些新的动力稳定性问题,本节着重介绍无铰旋冀的结构特点。

  (1)BO—105型直升机的无铰式旋翼如图2.2—10所示为BO—105型直升机无较式旋翼,它的桨毂尺寸比较紧凑,刚度也很大,变距铰在桨叶根部与桨毂相连,桨叶挥舞和摆振运动是通过玻璃钢桨叶根部的弯曲变形来实现的。这种桨叶是屑于摆振柔软型旋翼桨叶,摆振频率n,1,0.65,旋翼结构锥度角为2.5。

  (2)“山猫”直升机的无铰式旋翼图2.2—ll所示为山猫直升机桨毂结构,它与BO—105直,升机桨毂相比刚度要小,桨叶的挥舞运动由和桨轴相联的挥舞柔性件弯曲变形实现,而摆振运动则是由变距铰壳体的延伸段的弯曲变形实现。这种族翼是采用了消除耦合的设计,它的摆振频率。wvl=0.43,也是摆振柔软的旋翼。

(3)星形柔性桨毂

  图2.2—12所示为法国航宇公司的SA—365N“海豚” II型直升机的星形柔性旋翼桨毂构造,它主要是由中央星形件、球面层压弹性体轴承、粘弹减摆器(也称频率匹配器)、夹板和自润滑关节轴承等组成。中央星形件通过螺栓直接固定在旋翼轴接合盘上,球关节轴承套装在星形件四个支臂的外端,而轴承座通过粘弹减摆器与夹板相连接。上、下夹板在外端连接桨叶,而内端通过固定在星形件孔内的球面层压弹性体轴承与星形件相连接。星形件上伸出的四个支臂在挥舞方面是柔性的。

1.整流罩2.自润滑关节轴承3.粘弹减摆器4.夹板5.球面弹性轴承6.垫片7.中央星形件8.销子

    桨叶上的离心力通过夹板传给弹性轴承,弹性体轴承以受压方式将离心力传到星形件上(图2.2-13)。由变距拉杆经摇臂作用到夹板上的扭转力矩使弹性轴承产生扭转变形,夹板带动桨叶一起绕弹性体轴承球中心与关节轴承中心的连线转动,从而实现桨叶的变距运动,如图2.2—14所示。

  桨叶挥舞运动时,由于星形件柔性臂在挥舞方向是柔性的,因此,当桨叶连同夹板组件一起绕弹性

  体轴承中心上、下挥舞时,弹性体轴承本身绕球心产生剪切变形,而星形件柔性臂产生上下弯曲变形(见图2.2—15)。由于星形件柔性臂在摆振方向的刚度要比在挥舞方向大得多,因此当桨叶连同夹板组件一起绕弹性体轴承的中心前后摆动时,弹性体轴承本身产生剪切变形,而在摆振方向刚度比星形件柔性臂低得多的粘弹减摆器的硅橡胶层也将产生剪切变形,这样既提供了阻尼又附加了弹性约束(见图2.2—16)。

  由以上所述可以看出,这种形式的桨毂实际上就成了在位接处有弹性约束的铰接式旋翼。其挥舞一阶固有频率wV1=1.04,相应的当量水平铰外移量约为4.9%只,接近铰接式旋翼的上限;摆振一阶固有频率。wV1=0.62,接近于摆振柔软的无铰式旋翼的下限。所以,星形柔性旋翼其结构动力学特性介于铰接式与无铰式之间。采用这种结构动力学布局的出发点,可能是为了能在操纵功效及角速度阻尼方面比铰接式有所改善。同无铰式旋翼一样,这种形式的旋翼也带有结构锥度角,以消除旋翼拉力所引起的不变的弯距。“海脉”旋翼的结构锥度角为4.5度,直升机的桨叶还带有2度的后掠角,这主要是为了改善在巡航状态时桨毂的受力。

(五)无轴承式旋翼

  上面所说的无铰式旋翼只是没有挥舞铰和摆振铰,却仍然保留了变距用的轴向铰,因此也还不是真正的“无铰”。由于保留了承受很大力矩和离心力的变距铰,结构重量难以减轻,结构的简化也受到了限制。无铰式旋翼合乎逻辑的进一步发展,就是取消变距铰。无轴承旋翼就是取消了挥舞铰、摆振铰和变距铰的旋翼,桨叶的挥舞、摆振和变距运动都以桨叶根部的柔性元件来完成。

  西科斯基公司制出一种所谓“交叉梁”式的无轴承旋翼方案,原理简图见图2.2—17。桨叶的主要承力件是一根单向碳纤维大梁。 士45’铺层的玻璃钢蒙皮构成了桨叶的外形,蒙皮与大梁之间充填泡沫塑料,到达根部蒙皮就转变成为空心的扭管。空心扭管与大梁没有联系,其内端连操纵摇劈。作用在操纵接臂上的操纵力从扭管向外传至大梁,使大梁在扭管中的那一部分产生扭转变形而实现变距。这个方案引人注目地采用了交叉梁的布局,桨叶的离心力在大梁中自身得到平衡,有可能大大地减轻旋翼的重量。与一般无铰式旋具相比,重量可减轻50%。图2.2—18为美国波音—伏托尔公司研制的装于BO—105直升机上的无轴承旋翼方案。它的特点是采用了两个“]”型结构的开剖面单向碳纤维梁,梁的内端与固定在旋翼轴上的连接盘相连接,外端连接桨叶,由士45’铺层的碳纤维构成、固定操纵摇臂的扭管则布置在两个“]”型梁之间。两者之间没有联系,扭管外端与“]”型梁外端固定在一起,内端连接操纵摇劈,来自操纵拐劈上的操纵力通过扭管传给“]”型梁,使梁产生扭转变形,以实现变距。

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