范文一：直升机原理

一套认为最好的飞行原理文章（图解）

2008-11-26 18:37:27 来源: 作者: 【大 中 小】 评论：3 条

直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。

直升机主旋翼反扭力的示意图

没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转 / 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。

抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见 / 典型的贝尔 407 的尾桨 主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美

国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。

各国直升机主旋翼旋转方向的比较 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，可能是专利的缘故。

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

范文二：直升机原理

实现旋翼周期变距，以此改变旋翼旋转平面不同位置的升力来实现改变直升机的飞行姿态，再以升力方向变化改变飞行方向。同时，直升机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整旋翼的总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。

行动原理

在旋翼不倾斜时，即旋翼桨盘(旋翼桨叶旋转形成的空间形状)竖直向上，此时旋翼升力与直升机重力同时作用在铅垂线上，只要操纵总距操纵杆，使旋翼升力大于直升机重量，直升机就会垂直上升；反之则垂直下降；当升力与重量相等时，直升机便可悬在空中。若前推周期变距杆，旋翼桨盘就会前倾，其升力的水平分力就会驱动直升机向前飞行；同理，向后拉杆，直升机就会作倒退飞行；向左或向右压杆，直升机则会向左或向右侧飞。蹬脚蹬改变尾桨拉力的大小，便可使直升机绕立轴运动，从而实现航向操纵。

操纵原理

在旋翼不倾斜时，即旋翼桨盘(旋翼桨叶旋转形成的空间形状)竖直向上，此时旋翼升力与直升机重力同时作用在铅垂线上，只要操纵总距操纵杆，使旋翼升力大于直升机重量，直升机就会垂直上升；反之则垂直下降；当升力与重量相等时，直升机便可悬在空中。若前推周期变距杆，旋翼桨盘就会前倾，其升力的水平分力就会驱动直升机向前飞行；同理，向后拉杆，直升机就会作倒退飞行；向左或向右压杆，直升机则会向左或向右侧飞。蹬脚蹬改变尾桨拉力的大小，便可使直升机绕立轴运动，从而实现航向操纵.

范文三：直升机原理

直升机原理(380P

图文）

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。不列颠之战和巴巴作战中，当时最高性能的“喷火”战斗机和Me 109战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，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，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，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

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，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 CorrD''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 Sikors计的 VS300（VS 代表 Vought-Sikorsky，当时 Sikorsky 是 Vought 飞机公司的一部分）第一用尾桨，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

此主题相关图片如下：

此主题相关图片如下：

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，在西藏高原使用的十分好

直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机一个特有的反扭力控制问题。

直升机主旋翼反扭力的示意图

没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转 / 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法

直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。

抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见 / 典型的贝尔 407 的尾桨

主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是

英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能一个历史的玩

笑。

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，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，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 Coand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，可能是专利的缘故。

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（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，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、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，必须对侧风和乱流补偿，所以直升机在复杂条件下的起落需要相当的技巧。

侧风下垂直着陆，要防止支点突然转移到外侧机轮而引起翻滚的问题 / 斜坡上起飞，要注意不猛，否则重心突然从后离地的机轮向重心转移，会造成突然而剧烈的摆动，危害飞行安全

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

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，

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。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）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（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。

挥舞铰示意图，前行桨叶可以在升力作用下向上有所挥舞，从而降低升力，达到平衡；后行桨向下弯曲，从而提高升力，达到平衡 / 采用挥舞铰后的升力分布，要均匀得多

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，增加旋速，前者增加总体尺寸和阻力，后者增加噪声。

第一个采用无铰桨叶的 Bo-105 / Bo-105 的无铰桨叶，用弹性元件代替了挥舞铰和摆振铰，但铰依然保留

EC-135 更进一步，甚至取消了使桨叶改变桨距的变距铰，也用弹性元件代替了 / EC-135 的先术桨叶（Advanced Technology Rotor，简称ATR，属hingeless bearingless），采用弹性元件所有机械铰链，避免机械磨损，减轻重量，改善飞行平稳性

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，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，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（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、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

串列双桨的 CH-47 / 并列双桨的米-12

共轴双桨示意图 / 共轴双桨的卡-31

串列双桨对于最大限度地利用机身长度有利，CH-46、CH-47 机舱长但并不累赘，总长并不为加多少，而单桨的米-6 就“横阔竖大”了。串列双桨中离发动机较远的那副旋翼（一般是前旋翼功率要求比驱动尾桨高得多，为了保证前后旋翼的同步，串列双桨需要长长的沉重的同步传动而不能简单地由前发动机驱动前旋翼，后发动机驱动后旋翼。串列双桨的前后旋翼一般上下错点，这样可以容许前后旋翼之间在高度上有一定的重合，缩短全机长度。上下的高度差太少了能保证安全，尤其是大幅度机动动作时，上下桨叶可能发生碰撞。高度差太大了，支撑后旋翼

子”太过高大，阻力巨大。

并列双桨通常是安装在机翼翼尖的，翼展由旋翼半径决定，没有办法靠上下重合而缩短翼在气动上难于优化。左右旋翼之间要设交叉的同步轴，以保证左右两副旋翼永远同步。还有一题是，左右旋翼都在机身中段附近，仅靠周期距，俯仰控制力矩不足。但这都不是最大的问题大的问题是横滚稳定性，两侧旋翼升力不均匀时，飞机会发生横滚，如果在急速下降过程中，不幸进入自己的下洗气流，旋翼效率急剧降低，旋翼越用力，越使不上劲，好像汽车轮子打滑加剧横滚的不稳定倾向，飞机在几秒钟内就可以倾覆失控，V-22 的几次坠毁就是这样造成的。的不对称气流扰动也可以造成这个现象。发动机安装在机身还好说，要是发动机安装的机翼翼离重心很远，进一步加强了横滚不稳定的倾向。

共轴双桨用套筒轴驱动上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋翼之间的间距问题距小了，上下旋翼有可能打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度要求也高，而大功率筒轴本来在机械上就难度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面旋翼的总距、周期距控在机械设计上有相当的难度。由于非对称升力的缘故，反向旋转的上下旋翼的旋转平面有在一会”的倾向，这进一步增加了对上下旋翼之间间距的要求，并且带来向交会一侧转弯必须比向另转弯轻缓的要求。上旋翼处在“干净”空气中，下旋翼处在上旋翼的下洗气流中，这样，上下旋翼有相当的气动耦合，增加了气动设计的难度。由于共轴双桨没有尾桨，短短的尾撑用于支持垂定面，后者在前飞中提供像固定翼飞机一样的气动控制，减小周期距控制的负担。由于共轴双机身短，受侧风影响较小。共轴双桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平稳性和性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径可以较小，直升机总尺寸较紧凑，“占地面积”较小，特合海军上舰的需要。

交替双桨可算是共轴双桨的一个变种，从正面看，两副旋翼的翼尖路径（tip path plane，有交叉，会打架，但只要在算好时间差，你方唱罢我登场，不会打架的。最简单的情况，两副都是双叶，也就是只有一直线的前后两片桨叶，左旋翼的起始位置是东西向，右旋翼的位置是向，两副旋翼同步反向旋转，一个转到东西向的时候，另一个转到南北向，永远不会交会。交桨的优点是机械上比串列、并列和共轴双桨简单得多，缺点是旋翼的桨叶数也受到限制，到现止，没有超过双叶的，所以只适用于不超过一定尺寸的直升机。

所有双桨布局均采用分别的总距和周期距控制，所有桨叶都有各自的“三铰”（变距铰、挥舞摆振铰，或起同等作用的相应的弹性元件）。对于共轴双桨和交替双桨布局来说，转向是通过上下或左右旋翼的扭力来实现的。增加顺时针旋翼的桨距，使其更能吃上劲，减少逆时针旋翼距，使其吃劲小一点，就造成扭矩差，使直升机向逆时针方向偏转，反之亦然。交替双桨的方制和共轴双桨相同。由于上下或左右旋翼的桨距增减是对称的，共轴双桨或交替双桨向左右转速度是一样的。主旋翼也比尾桨更能吃上劲，所以转向也更快捷，可以作所谓的“急转”（snap tu对于串列和并列双桨布局来说，转向是通过使前后或左右旋翼在水平方向上通过周期距控制产动的扭转推力来实现的。换句话说，前旋翼向**斜，在产生升力的同时，产生向右的水平推量；后旋翼向**斜，同样在产生升力的同时，产生向左的水平推力分量。前后一“夹攻”，飞机右偏转，反之亦然。前后旋翼反向倾斜，偏转的支点是机身中央。如果光倾斜前旋翼，就可以机身打转转；光倾斜后旋翼，当然也就可以绕前机身打转转；如果控制得当，甚至可以一面转侧飞。事实上，串列双桨几乎像超市里四个轮子可以分别转向的购物车一样，爱怎么走就可以走，爱怎么转就可以怎么转，不过有的时候太灵活了，选择太多了，反而容易弄糊涂，这个道

一样的。并列双桨也是同样道理，只是把前后双桨变成左右双桨。

直升机不光可以垂直起落，还可以悬停、侧飞、倒飞、原地转弯。直升机的这些非常规机作提供了空前的战术灵活性，比如，反坦克直升机可以在低于树梢的极低空高度悬停，在战机的时刻，突然冒起来发射武器，然后迅速下降到树梢以下高度隐蔽，既可以躲避对方直射武器击，又有利于隐蔽地转移阵地。如果装备桅杆顶的观察装置装置的话，可以更好地隐蔽观察敌掌握战机。同样的战术也适用于山脊、建筑物等适当的隐蔽物背后。在巷战中，直升机可以隐建筑物后悬停，在适当时机侧飞出来发射武器，然后迅速返回隐蔽位置，这样可以避开敌人从房顶的观察和伏击。在营救和精确定点空降作业中，悬停中的侧飞和倒飞更是必不可少的。然成也萧何，败也萧何，直升机的旋翼不光提供了空前的机动能力，也从根本上限制了前飞速度翼尺寸和桨叶数的限制不谈，飞机的前飞速度不可能超过旋翼翼尖的线速度，在极限情况下，飞机的前飞速度和翼尖速度都为音速的一半，前行方向上，翼尖速度在 3 点钟方向已经达到音而后行方向上，翼尖在 9 点钟方向的速度就为零，要发生失速。实际上，翼尖失速速度要高于度，所以飞行速度比理论上的极限情况要低。另外，由于半径的关系，旋翼前倾时，旋翼翼尖是产生推力的部分，中间部分的线速度低，实际上不产生推力，是在迎风气流的作用下像风车地自旋，靠近圆心的部分的线速度低于失速速度，已经处在失速区了。由于前飞时旋翼前倾，在旋翼上形成一个向下的分量，造成速度越大，“降力”越大的尴尬局面，必须用增加的升力来补白白浪费发动机功率。据计算，直升机的理论速度不能超过 420 公里/小时。英国 Westland 对旋翼翼尖进行加大后掠角的修形，使直升机速度有了不小的提高，但还是没有突破这个理论

英国 Westland 的先进旋翼翼尖采用复杂形状的后掠角/桨叶的截面（翼型）也从翼根到翼尖不薄，以延迟激波的产生，这个道理和超音速飞机用大后掠角、薄翼型的机翼一样

这是一架

Westland 大山猫直升机在做斤斗特技，其先进桨叶的特别形状清晰可见

理论上，只要旋翼线速度突破音障，直升机速度进一步提高就是可能的。固定翼超音速飞机的理论早已解决。但固定翼飞机的机翼处于相对简单的气流流场，直升机旋翼所处的流场实在太了，不光有前进方向，还有旋转的切向和径向方向，此外，在机身上发动机结构和旋翼之间，复杂的纵向的马蹄形流和横向的涡漩。即使这些问题都解决了，理论上有可能研制出一种弯弯刀形状的桨叶，延迟超音速激波的产生，但桨叶受力情况十分复杂，包括扭曲、拉伸，在材料制造足够坚固耐用又轻巧的旋翼很困难，旋翼要突破音障不是一件容易的事。要突破直升机速限制，只有突破旋翼既作为升力装置又作为推力装置的局限。

发动机舱周边有马蹄形流 / 发动机舱两侧也有横向的涡流

突破旋翼既作为升力装置又作为推力装置的第一步就是为旋翼减轻负担，用单独的推进装置提力。从 50 年代开始，大量方案就是从在普通直升机上加装推进发动机开始，将常规直升机改复合直升机（compound

holicopter）。采用专用的推进发动机，前飞时，旋翼就不必前倾，既减小迎风面积带来的阻力避免了前倾旋翼造成的“降力”。为了进一步减轻旋翼的负担，直升机还可以安装短翼，在前飞时气动升力，这样，对旋翼产生升力的要求可以降到最低，后行桨叶失速也就不成为问题，消除升机速度上不去的一大障碍。

很多常规直升机并没有专用的推进发动机，但安装了短翼，就是为了在前飞中产生升力，对旋翼升力的依赖，以提高前飞速度。对于攻击直升机来说，短翼还是提供武器挂架的好地方用短翼的典型直升机有米-6、AH-64 等，米-24 的短翼也有提供升力的作用，但最主要的目的加强横滚稳定性。就像世上所有的好事一样，没有免费的午餐。短翼不光增加结构重量，最大题是遮挡旋翼的下洗气流，削弱了旋翼的效率。所以强调悬停和直升机特有的非常规机动性能升机常常不选用短翼，即使采用短翼，也使短翼有较大的下反，以减小对旋翼下洗气流的不利有人把这种采用短翼的直升机也称为复合直升机，因为升力的产生已经不再单纯依靠旋翼，但人们还是把升力和推力两者都不再依靠旋翼的直升机称为复合直升机。

米-6的短翼用于在平飞时产生升力，为旋翼卸载 / AH-64 的短翼同时兼作武器挂架，一物两用

卡莫夫 Ka-22 是早期复合直升机的一个典范，曾创造多项速度和载重记录 / MBB 的 BBH 攻升机，采用常规的“开放”推进螺旋桨作推动力，计划被取消后，转入和法国合作发展“虎”式直升

Piasecki 16H 采用尾置涵道螺旋桨（也称“环形尾”，ringtail）作为平飞的推进器，短翼提供平飞将旋翼“解放”出来，大大提高平飞速度，也大大降低机械振动和疲劳

“速度鹰” （Speed Hawk），这是 Piasecki 用 UH-60 的机体和主要机械系统作基础，研制的转向涵道推进”（Variable Thrust Duct

Propeller）研究机

VTDP 前飞时的状态，略微向前进方向的左侧偏转，反扭力作用部分由气动舵面完成 / VTDP 停时的状态，可伸缩的“斗篷”向左偏转 90 度，加强反扭力作用

Piachecki 也推出了“速度眼镜蛇”和“速度阿帕奇”方案

30 年代末，大学刚毕业的 Friedrich von Doblhoff 异想天开，建议在旋翼翼尖上安装法国工程Rene Leduk 早年发明的冲压式喷气发动机，驱动旋翼，现在称之为喷气翼尖（tip jet）。发动动旋翼旋转是造成反扭力的原因，即使新奇的方案如“夏延”，依然逃脱不了采用尾桨平衡反扭力局。喷气翼尖在桨叶内通过管路向翼尖输送高压压缩空气，压缩空气从翼尖向后喷出，就可以桨叶转动。喷气翼尖的极端是直接在旋翼翼尖安装微型喷气发动机，喷气驱动旋翼旋转。由于不是驱动轴，旋翼转动没有反扭力，所以不需要尾桨。桨叶内输导压缩空气的能力有限，结构杂，但发动机可以放在机体内。翼尖喷气发动机的方案在技术上更有诱惑力，燃料在离心力的下，可以容易地向翼尖输送，燃烧用的空气也主要由管路输送过来的压缩空气提供，因为在翼发动机进气受圆周运动的影响太大。发动机必须轻小，一般采用结构简单的脉动喷气发动机（jet）或冲压喷气发动机（ram jet）。喷气翼尖的问题是噪声不仅巨大，而且尖厉，有规则，特人。不过最大噪声实际上延续时间不长，只有起飞和着陆的一、两分钟时间，不过这没有能够保组织的反对声轻下去。Doblhoff 在战时的研究工作取得了有限的成果，战争结束时，Doblho卡车拉着样机和资料，和工作人员一起从苏军正在逼近的奥地利往西撤退，最后在德奥边境向投降。战后，Doblhoff 和他的样机一起到了美国，Doblhoff 到美国麦克唐纳工作，主持了麦克XV-1 的设计，这是美国第一架喷气翼尖的直升机。但与此同时，Doblhoff 的主要结构设计师和员 August Stepan 去了英国，日后成为 Fairey Rotodyne 的主要设计人之一。然而，喷气翼尖进发动机和固定的机翼相结合，有效地将直升机、旋翼机和固定翼飞机的优点结合起来。

Hiller 应该说是喷气翼尖的另一个先驱，在 50 年就推出了 HOE-1 研究直升机

最著名的采用喷气翼尖的旋翼-直升机要数英国 Fairey 的 Rotodyne。60 年代城际交通迅速发短途航空旅行的诱惑力日增，但固定翼飞机需要远离城市的机场的问题，始终限制了短途航空的发展，很多垂直-短距起落飞机的方案应运而生。城际中短途空运不要求悬停或非常规机动性垂直/短距起落能力更为重要，所以旋翼-直升机具有相当的吸引力。Fairey Rotodyne 用喷气翼现垂直起落，用旋翼的周期距控制俯仰和横滚，翼下双发差动推力控制在直升机状态下的方向平飞阶段，气动舵面辅助飞行控制。机翼在平飞阶段产生一半以上的升力，旋翼 的桨距减到最靠空气动力自旋，以减小阻力。Fairey Rotodyne 在试飞期间，创造了伦敦市中心到巴黎市中心度记录。旋翼-直升机的无滑跑倾斜起飞和准垂直降落，不仅极大地降低了对机场跑道和净空的也由于起落空间不重叠，实际上增加了同等机场空间内起落架次的容量。由于噪声、资金和 6代初英国航空工业的全面重组，Fairey 被 Westland 收购，Westland 把重点转移到以引进的西基技术为基础的常规直升机的研制上，Fairey Rotodyne 下马了，所有资料和工具被销毁，样机解，至今还有不少人惋惜。进入 21 世纪，喷气翼尖又有死灰复燃的迹象。美国 Groen Brothe出用喷气翼尖驱动旋翼，研制 C-130 一级的大型旋翼-直升机，作为战场空运的主力，满足从 C到 C-130 之间的战术空运需要。Groen Bothers 方案最大的诱惑在于，这个改装思路可以用于现成的上单翼运输机，比如 C-130。旋翼的支点在上单翼和机身的结合部，可以最大限度地减

飞机重心和气动特性的影响，理论上可以以比重型直升机或倾转旋翼飞机低得多的代价，开发垂直起落能力的大型飞机。如果不强调悬停和非常规机动的话，旋翼-直升机的魅力确实是很大

采用喷气翼尖最著名的还是 Fairey Rotodyne，本来是很有潜力成为中短途城市航运的主力的

Fairey Rotodyne 在飞行中的雄姿 / Rotodyne 在一开始接到很多航空公司的意向订货，但英国

航”BAE 最终没有下订单，别的意向订货也在一夜之间蒸发了，堪称是“协和”式的前奏

Fairey 被 Westland 收购后，由于英国政府资金不足，英国空军和英国“国航”的订单不到位，功的试飞后下马了，设计资料、工具、样机全部销毁，今天只能在画上自慰了

美国的 Groen Brother 公司是旋翼机的最新热衷者，Groen Brothers 向美国军方建议，用 C-13级的机身，配以带喷气翼尖的旋翼系统，实现垂直起落

Groen 还想诱惑海军，用作航母上的运输机 / Groen Brothers 也在向森林灭火部门推销这个方

限制直升机速度的一个重要因素是旋翼桨叶的挥舞，桨叶的惯性在不断地挥舞中增加了机械动，铰链的磨损（或弹性元件的疲劳）使直升机的可靠性总是不如固定翼飞机。常规直升机的桨叶虽然是非常规机动成为可能，但柔性的桨叶也限制了直升机的机动性，难于像固定翼飞机做迅猛的滚翻、拉起、俯冲、盘旋动作，过于激烈的机动动作可能使桨叶和机体碰撞，严重危行安全。刚性桨叶的限制要小得多，采用刚性桨叶的直升机或许有这样、那样的问题，但都具常规直升机远为出色的机动性。为此，刚性桨叶一直是直升机研究的一个目标。洛克希德“夏延马给刚性桨叶的发展蒙上阴影，但刚性桨叶的研究并没有就此偃旗息鼓，近来又柳暗花明的迹

为了大幅度提高直升机性能，美国从 70 年代开始，进行了一系列直升机研究机项目。西基的“前行桨叶概念”（Advancing Blade Concept，简称 ABC）在较早就获得成功。如前所述，旋翼的一个大问题是由于前飞的相对速度叠加在旋翼旋转速度引起的非对称升力，但对于刚性轴反转双桨来说，两边的非对称升力叠加起来，就对称了，刚性的桨叶和桨轴吸收所有的扭力就是 ABC 可以免去挥舞铰的基本思路。由于刚性桨叶没有挥舞，上下旋翼可以离得很近，而没撞的危险。差动式地加减上下旋翼的桨距以形成扭力差不仅形成水平方向上的转向，还由于刚

翼非对称升力造成横滚，进一步加速转弯过程，所以 ABC 具有异乎寻常的机动性，大大超过常升机。ABC 直升机有专用的推进发动机，高速平飞时，用气动舵面实现飞行控制。采用 ABC 的（军用代号 XH-59A）参加了 LHX 竞争，但技术终究不够成熟，在悬停中低头或抬头也比较困落选于同出于西科斯基的常规旋翼加涵道尾桨的方案，后者最终成为 RAH-66“科曼奇”，现在也了。

西科斯基 XH-59A“前行桨叶”概念研究机，用共轴反转的刚性旋翼，既抵消扭力，又抵消非对称

流线型的 S-69 蛮俊俏的

前行桨叶在无人机的大潮中得到复苏，西科斯基的 Mariner/Cypher II 将前行桨叶和涵道风合起来，动力从“碗边”通过传动轴传递，可以分别传递给上下旋翼，而不必用套筒轴驱动，大大机械设计和制造。理论上涵道可以改变气流方向，解决后行桨叶失速（retreating blade

stall）问题，提高直升机速度。但涵道本身增加重量，更是增加迎风阻力，如果像 Mariner 那在中机身，还妨碍机内载荷和设备的布置。西科斯基在 Mariner 上使用前行桨叶，与其说是为度，不如说是为了减小旋翼直径。涵道的采用和和后行桨叶失速没有太大关系，主要是无人机布置上的方便，涵道结构本身容纳发动机和机载设备，加上涵道有良好的侧向隔音作用，特别于巷战或特种作战使用。

西科斯基的 X 翼研究机将宽弦“桨叶”和机翼合二为一，在直升机状态作旋翼旋转，在固定翼状

定，作为

X 形机翼，在直升机和固定翼之间架桥 / 用普通直升机旋翼先行试验的西科斯基“旋统研究机”（Rotor System Research

Aircraft，简称 RSRA）

按固定翼飞机试飞的 RSRA，可以看到，RSRA 用机翼就可以产生足够的升力，并不需要 X 形额外升力

90 年代时，波音接过接力棒，将 X 形翼的概念推向新的高度，用麦道直升机和 NASA 的结果，研制了“蜻蜓”（Dragonfly）研究机。“蜻蜓”有鸭式前翼和宽大的水平尾翼，机顶上有一字旋翼-机翼。在直升机状态下，旋翼-机翼在喷气翼尖的作用下旋转，产生升力。一字形的旋翼-相当于双叶旋翼，可以用跷跷板铰链完成挥舞和领先-滞后动作，所以“蜻蜓”对非对称升力的补是常规的。“蜻蜓”的动力装置是一台涡扇发动机，从压缩机引出高压气流，通过管路输送到旋翼翼的翼尖，驱动喷气翼尖。由于喷气翼尖不产生反扭力，“蜻蜓”没有尾桨。达到一定的平飞速度鸭翼和平尾产生足够的升力，旋翼-机翼锁住，作为固定的机翼，飞机转入固定翼状态。“蜻蜓”试飞，美国军方对它寄予厚望，甚至有想法把它放大到载人攻击直升机。

波音的“蜻蜓”Dragonfly 研究机

蜻蜓”在悬停中

这张三视图清楚地显示了旋翼-机翼的两重性

蜻蜓

”垂直起飞到平飞的过程

蜻蜓”

的鸭翼-旋翼（canard rotor wing）概念对海军很有吸引力，海军有将其开发成舰载无人机算 / 载人的“蜻蜓”长满牙齿，蛮凶的

X 形翼到“蜻蜓”有一个共同的特点：采用宽弦刚性桨毂可锁定的两用旋翼-机翼（所谓stoprotor）。粗短宽厚的刚性旋转机翼从根本上解决了很多细长的柔性旋翼桨叶难以解决的问题，和常规直升机相比，这些飞机的悬停和非常规机动性能还是受到一点损失的，正可谓有得必有最主要的技术困难还是来自于升力产生机制转换期间的飞行控制问题，处理不好，就容易失事实上，所有在升力产生机制中转换的所谓 convertiplane 都有这个机制转换期间的控制问题，转换动辄几十秒，快的也要 10 秒，就是不敢动作太猛，怕失控，同时也有速度和高度的限制是随时随地想转换就可以转换的。在战斗中，这个转换时间和高度、速度的要求给战术动作带大的困扰，升力机制的转换只好在进入战斗前完成，使 convertiplane 在实用中的吸引力受到的损失。

“蜻蜓”的鸭式布局为旋翼和机翼的关系提供了一个新思路。机翼可以在平飞中为旋翼卸载，翼对旋翼的下洗气流造成遮挡也是不争的事实，鸭式布局把机翼和旋翼的位置错开来，互不遮如果没有胃口直接上两用旋翼-机翼，将“蜻蜓”的鸭式布局、Piasecki 的涵道螺旋桨和 S-69 的桨叶结合起来，在技术上没有太了不起的困难，但可以成就一架相当先进的直升机，如果没有直接上这样布局的载人直升机，至少可以从无人直升机开始。从复合直升机，到直升-旋翼机，锁定的旋翼-机翼，这是一条从直升机向固定翼飞机过渡的路径。与此对应，当然也有一条从固飞机向直升机过渡的路径。如果能使固定翼飞机的推进装置改变方向，不就能实现垂直起落了

贝尔的 XV-3 是采用倾转动力的固定翼飞机的先驱之一。XV-3 的处在翼尖的发动机是固定的，动旋翼的桨轴可以倾转，所以叫倾转轴（tile shaft）。平飞时，旋翼向螺旋桨飞机一样驱动飞机直起落和悬停时，旋翼通过桨轴向上偏转 90 度。为了保持直升机状态的飞行控制，XV-3 的旋和直升机一样的柔性旋翼，具有全套的总距和周期距控制。XV-3 的动力不足，无法在超出地面的高度悬停，作为直升机的功效有限，但 XV-3 证明了将直升机和固定翼飞机结合起来的可能为贝尔日后争取到 XV-15 乃至 V-22 的合同至关重要。

以固定翼状态飞行的贝尔的 XV-3，发动机不转动，旋翼的驱动轴转动，所以称 tilt shaft，日后V-22 的重要先驱 / 以直升机状态飞行的 XV-3

XV-3 在悬停状态，由于功率不足，XV-3 不能在超出地面效应以上的高度悬停 / 与贝尔 XV-3落选的 Transcendental 1G，这是由从 Piasecki 分出来的一批人设计的

XV-3

从直升机状态向固定翼飞机状态转换的过程

范文四：[直升机的原理]图解直升机原理

[直升机的原理]图解直升机原理 篇一 : 图解直升机原理

图解直升机原理之一,,,涡轮轴发动机工作原理

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， 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”。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，于1954年进行了首飞。

涡轴发动机的主要机件

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。

进气装置

由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下， 故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。至于旋冀在前飞状态的涡系

模型，可以合 理地引伸为一个半无限长的斜向涡柱，由一圆形涡盘的附着涡系及多层斜向螺旋涡线的斜向涡面的尾迹涡系两部分所构成。

直升机前飞状态的涡柱

图解直升机原理之三……直升机的反扭矩

直升机的反扭矩

直升机飞行主要靠旅翼产生的拉力。,)当旋翼由发动机通过旋 转轴带动旋转时，旋翼给空气以作用力矩，空气 必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用 力矩作用于旋翼，从而再通过旋 翼将这一反作用力矩传递到直升机 机体上。

如果

不采取措施

予以平衡，那

么这个反作

用力矩就会

使直升机逆

旋翼转动方

向旋转。尾桨像一个旋转平面垂直于旋翼转速平面的小螺旋桨，工作时产生拉力。通过力臂形成偏转力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩 ;

2(相当于一个直升机的垂直安定面，改善直升机的方向稳定性。而且，可以通过加大 或减小尾桨的拉力来实现直升机的航向操纵;

3(某些直升机的尾轴向上斜置一个角度，可以提供部分升力，也可以调整直升机重心 范围。 尾桨和旋翼的动力均尾桨的旋转速度较高。直升机航向操纵和平衡反作用力矩，只需增加或减小尾桨拉力 ，对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。

尾桨通常包括常规尾桨、涵道尾桨和无尾桨系统等三种类型。

1(常规尾桨 这种尾桨的构造与旋冀类似，由桨叶和桨毂组成。以上各型尾桨都各有其特点: 常规尾桨技术发展比较成熟，应用广泛，缺点是受旋男下 洗流影响，流场不稳定，裸露在外的桨叶尖端易发生伤人或撞击地面障碍物的事故;涵道层桨优点是安全性好，转于桨叶位于涵道内，旋翼下洗流干扰、 影响较轻，且不易发生伤人接物的事故，缺点是消耗功率比较大;无尾桨系统的优点是安全可靠、振动和噪声水平低，前 飞时可以充分利用垂直尾另的作用、减小功率消耗，缺点是悬停时需要很大功率，目前已进 入实用阶段。铰接式

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—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，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。

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。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

国的BO—105，英国的“山猫”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

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。

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

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

2(5。

“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。

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，它主是由中央星形件、球面层压弹性体轴承、粘弹减摆器、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(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

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

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。[,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

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其挥舞一固有频率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态时桨毂的受力。

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，因此也还不是真的“无铰”。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。

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。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。

图解直升机原理之五……直升机的悬停和垂直飞行

悬停

悬停是直升机在一定高度上保持航向和对地标位置不变的状态。直升机的这一飞行特性 不但能适应多种作业的需要，更能扩大其使用范围。

无论是高大建筑物的屋顶平台，还是高 山峡谷的狭小平地，它均能起降自如，实施多种作业。即

铅垂方向:T1=G

水平侧向:T尾=T3

悬停时，直升机的需用功率由尾桨和传动等功率外加上旋冀所需功率组成，旋翼需用功 率则主要由两部分组成:旋翼产生拉力所付出的代价——诱导功率P诱;电于空气 的粘性旋翼旋转时克服桨叶型阻需要耗费的功率——型阻功率P型。即

P悬停=P诱+P型

必须指出，旋翼的悬停需用功率，比大多数前飞状态需用功率都大一些。这是因为悬停 时，流过桨盘的空气质量流量较小;根据动量定理，要产生同样拉力，旋翼在悬停时的诱导 速度需更大一些，而诱导功率正比于旋翼拉力和诱导速度。所以悬停诱导功率就比平飞时的 诱导功率更大些，而型阻功率损失主要取决于旋翼转速和桨叶构型。由于旋翼转速和桨叶构 型很少随飞行状态的变化而变化，因此型阻功率随直升机的飞行状态变化也较小。总的来说，悬停状态的需用功率在直升机的各种飞行状态中是较高的。

垂直上升

直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物，垂直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。在上述情况下一些特殊空间和区域作 业，直升机的垂直上升性能则具有非常重要的实用价值。

垂直上升时直升机的力及需用功率

直升机垂直上升飞行速度称为上升率以 Vy表示。通常直升机的垂直上升速度都不大， 机体阻力与飞行重量 G比较起来则为一个小量，可以忽略不计，因此直升机垂直上升时力 的平衡与悬停时基本相同。即 铅垂方向:T1=G

水平侧向: T尾=T3

垂直上升时旋翼需用功率，主要由三部分组成:诱导功率P诱;型阻功率P型，以及旋翼上升做功的上升功率P升，即

P垂升=P诱+P型+P升

垂直上升与悬停状态相比，诱导功率虽然随上升高度的增加其值有所减小，然而随着 Vy的增加被忽略的机体阻力的功率损耗也有所增加，这两项大至相抵。型阻功率也可认为与悬停状态相同。 因此在粗略分析中可以近似认为垂直上升时P诱与P型之和与悬停时的旋 翼需用功率相等。然而上升功率P升=T1Vy则随垂直上升速度线性增加。因此垂直上升的总需用功率比悬停时的需用功率大，并且随上升率的增加而增加。

垂直下降

直升机的垂直下降与垂直上升相反，利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小 场地着陆。P降中的Vy 数值为负。即下降的重力做功，旋翼气流中获取能量。在垂直下降速度较小时，P诱由于旋翼周围的不规 则的紊乱流动使旋翼垂直下降状态诱 导的功率增大。直升机垂直下降中，旋翼从下降中所获取的能量，在很大的速度范围内，消耗到诱导功率中去了。

图解直升机原理之六……直升机的平飞

直升机的前飞

直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。,)直升机作为一种运输工具， 主要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑 的等速直线平飞人手，有关上升率Vy不为零的前飞留在下一节介绍。 直升机的水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的许

多特点 在乎飞时表现得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首 先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。 平飞时力的平衡

相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力 G，机体的废阻力 X身及尾桨推力T尾。前飞时速度轴系选取的原则是: X铀指向飞行速度V方向; Y轴垂直于X轴向上为正，2轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为 。

平飞时力的平衡

X轴:T2=X身

Y轴: T1=G

Z轴:T3约等于T尾

其中 Tl， T2， T3分别为旋翼拉力在 X， Y，Z三个方向的分量。,] 对于单旋翼带尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩 平衡，直升机稍带坡度角 r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为 y，T尾与T3方向不完全 一致，因为 y角很小，即cosr约等于1，故Z向力采用近似等号。

平飞需用功率及其随速度的变化

平飞时，飞行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均无位移，在这两个方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由 三部分组成:型阻功率——P型;诱导 功率——P诱;废阻功率——P

废。[,其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消 耗的功率。

从上图可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2可平衡机身阻力 X身。对旋翼而言，其分力T2在X轴方向以速度V作位移。显然旋翼必须做功，P =T2V或P废=X身V，而机身废阻X身 在机身相对水平面姿态变化不大的情况 下，其值近似与V的平方成正比，这样 废阻功

平飞需用功率随速度的变化

率P废就可以近似认为与平飞速 度的三次方成正比，如上图中的点划线?所示。与正常垂直起飞方式不同的是 垂直离地的悬停高度增高了，如果周 围障碍物的高度为h，起飞悬停高度 应不小于m，以保证直升机 能安全超越障碍，如下图所示。

由于悬停高度比正常垂直起飞时高出很多，因此这种起飞方式是在无地效高度上悬停，悬停需用功率较大。利用这种起飞方式时，为了在增速过程中不致掉高度，并要求发动机有部分剩余功率，以保证起飞安全。

滑跑起飞

当直升机的载重量过大或者机场标高及其他气象条件使直升机无法垂直起飞时，它可以像固定翼飞机那样采用滑跑方式起飞。直升机的滑跑起飞，省去了垂直离地和近地面悬停这两个阶段，而分成地面滑跑增速和空中增速两个阶段进行。直升机增速至一定速度以

后，由于旋翼需用功率的减小，就有足够的功率来增加旋翼的拉力，克服重力升空。随着飞行速度进一步增加，旋翼需用功率进一步下降，这时直升机就有部分剩余功率

用来爬升和增速，完 成整个起飞过程。,,直升机的滑跑起飞过程如下图所示。

直升机的着陆

直升机从一定高度下降，减速、降落到地面直至运动停止的过程称为着陆，是起飞的逆过程。

正常垂直着陆

对于预定着陆地点场地净空条件好的情况，尽量采用正常垂直着陆，其着陆过程的飞行轨迹如下图所示。以这种方式着陆的做法是:以一定的下滑角大致向预定点下降，并逐渐减速， 在接近着陆预定点前，直升机作小速度贴地飞行，旋翼处在地面效应影响范围内。由于充分利用了地效，需用功率减小。在到达预定点的上空3—4m高度上作短时间悬停，再以0.2—0.1m/s的下降率垂直下降直至接地。这种着陆方式对着陆场地表面质量要求少，场地面积相对来说比较小。

超越障碍物垂直着陆

当着陆场地面积狭小，周围又有一定高度的障碍物，直升机在接近场地空间不允许作小 速度的贴地飞行，此时就采用超越障碍物

垂直着陆方式着陆。其飞行轨迹如下图所示。它与正常垂直着陆不同的是作减速和接地前短暂悬停高度不同，由于悬停不能利用地效，这种方式的需用功率较大。同时着陆点附近又有障碍物，直升机纵横向不允许较大的位移，操纵难度大一些。

滑跑着陆

直升机在高原、高温地区，或载重量较大时，可用功率不足以允许用垂直着陆方式着陆，可以像固定翼飞机一样进行滑跑着陆。

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。

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 :液压

滑阀、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。

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。

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，就需卸除驾驶杆上的“载荷”。所以一般直升机上为此设置了杆力配平机构。

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。

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 、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。

图解直升机原理之九……直升机的机动飞行 直升机实施机动飞行时按其飞行轨迹可分成为:

水平面内的机动，如加速和减速、盘旋、转弯、水平“8”字机动、蛇形机动等;

铅垂平面内的机动，如急跃升和俯冲;

空间立体机动，如盘旋下降、战斗转弯，跃升中的回转和转弯。

这些动作属于简单特技。 属于复杂特技的有:筋斗、横滚、兰威斯曼特技和若干其他特技，如倒飞等。在一定条件下这些特技动作，能在某些型号直升机上完成。另外，按照直升机运动的特性，机动飞行分为稳定和不稳定两种，其加速度保持不变的称为稳定机动，如稳定盘旋;而变加速度机动，则称作不稳定机动。 下面分析几种典型机动飞行。

水平直线加速机动

当速度加大后，机身阻力也随之加大，若要保持同样大小的加速度，则要求增大桨盘倾 斜角和旋翼拉力。(,如果得不到满足，则直升机平飞加速度就会随之减小至零，而直升机就会在一个较大的飞行速度下平飞。

水平转弯

如下图所示，假设直升机以一定速度、一定高度 向右转弯，即所谓等高、等速水平转弯。这种情况下，桨盘 侧向倾斜17(3度，旋冀拉力增大5,。此时，旋翼拉力的铅 垂分力平衡直升机的重力，法向过载等于l，以保持高度不变;旋翼拉力的水平分力指向右侧，得到0(311g的侧向过载，这就是直升机作水平转弯所需要的侧力。

垂直机动飞行

垂直机动飞行通常需要变化高度、速度、总距以及飞行姿态和曲率半径。假设某型直升机在铅垂平面内作一圆圈飞行，即所谓垂直筋斗;见下图。为了简化分析，假设直升机在筋斗过程中速度保持不变，直升机只受重力的作用。当半径和速度保持不变时表明直升机的向心力是恒定的。 在筋斗的底部重力与旋翼拉力的方向是相反的;在垂直向上、向下时，重力与拉力垂 直;在筋斗顶部，重力与拉力方向相同。这就清楚表明旋翼产生的拉力要持续变化，才能保 持向心力恒定并指向圆圈中心。 当直升机在筋斗底部的时候，旋翼必须向上产生3倍于直升机自身重量的拉力，并且桨 盘要向前倾斜28.5度或向后倾斜24.5度。这样的要求，对于大多数直升机来说是难以办到的。

有的直升机为了显示筋斗飞行，仅仅只能作一个在变化速度下的非圆圈形飞行轨迹，如上右图，这已属于非正常使用范围。[]

空间立体机动

实际飞行中的各种机动飞行，很难被限定在垂直或水平面内，往往同时包含爬升、转弯、加速，可以通过能量转换法进行一般讨论。

篇二 : 图解直升机原理

图解直升机原理之一,,,涡轮轴发动机工作原理

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， 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”。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，于1954年进行了首飞。

涡轴发动机的主要机件

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。

进气装置

由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下， 故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。 进气装置进口唇边呈圆滑

流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。 有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂 粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的

通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外。

压气机

压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强， 为燃烧创造有利条件。 根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大;离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变， 从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的

涡轴发动机大多采用的是若干级轴流加一级离心所构成的组合压气机。例如，国产涡轴6、 涡轴8发动机为l级轴流加1级离心构成的组合压气机;“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流加上l级离心。 压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子 叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部，见下图。压气机静于由压气机壳体和

静止叶片组成。转于旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压 缩，转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后，进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低，压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。

增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机，要求压 气机的总增压比越来越高，有的已使增压比达到20，以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。

喘振是压气机的一种有害、不稳定工作状态。当压气机发生喘振时，空气流量、空气压 力和速度发生骤变，甚至可能出现突然倒流现象。喘振的形成通常由于进气方向不适，引起 压气机叶片中的气流分离并失速。喘振的后果，轻者降低发动机功率和经济性，重者引起发 动机机械损伤或者使燃烧室熄火、停车。为防止发动机发生喘振，保证压气机稳定可靠地工 作，可在压气机前面采用角度可变的导流片，也可在压气机中部通道处设置放气装置。除了 在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外，还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使 压气机发生喘振。

燃烧室

燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成，气 流进口处还设有燃油喷嘴，起动时用的喷

油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣，由于气体流速很高，混合气燃烧如大风中点火，因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧，在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定 等措施。

经过压气机压缩后的高压空气进入燃烧室，被火焰筒分成内、外两股，大部分空气在火 焰筒外部，沿外部通道向后流动，起着散热、降温作用;小部分空气进

入火焰筒内与燃油喷 嘴喷出的燃油混合形成油气混合气，经点火燃烧成为燃气，向后膨胀加速， 然后与外部渗入火焰筒内的冷空气掺合，燃气温度平均可达1500?，流速可达230m,s，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。

工作时，先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气，正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下，工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障，为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。

按照燃气在燃烧室的流动路线，燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃烧室形状细且长，燃气流动阻力小，回流燃烧室燃气路线回转，燃气流动阻力大，但可使发动机结构紧凑，缩短转于轴的长度，使发动机获得较大的整体刚度。图2(2—34为国产祸轴8发动机的 燃烧室，是介于以上两者之间的一种折流燃烧室，使燃气折流适应甩油盘甩出燃油的方向， 以提高燃油雾化质量及燃烧室工作效率。

涡轮

涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一，要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反，祸轮的导向叶片在前，工作叶片在后。从燃烧室来的燃气，先经过导向叶片、由于叶片间收敛形通道的作用，提高速度、降低压强，燃气膨胀并以适当的角度冲击工作叶轮，使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500?，涡轮转速超 过50000r,min。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷，所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢，此外，还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。

与一般涡轮喷气发动机不同，直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动，又要带 动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段，见上图。前段带动压气机工作，构成发动机的燃气发生器转子;后段作为动力轴，即自由 涡轮，输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系，却有着 气体动力上的联系，可以使得燃气发生器涡轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变 作适当调整，这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。

排气装置

根据涡轴发动机工作特点，一般排气装置呈圆筒扩散形，以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功，使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95, 以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率，而余下不到5,的可用膨胀功仍以动能 形式向后嚎出转变为推力。 发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一，其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击，减小自身热辐射强度，采用红外抑制技术。该技术除设法 降低发动机外露热部件的表面温度外，主要是将外界冷空气引入排气装置内，掺进高温徘气热流中，降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度，以降低红 外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置 通盘考虑，形成了一个完整、有效的红外抑制系统(。

图解直升机原理之二,,,直升机的空气动力特点

旋翼的空气动力特点

产生向上的升力用来克服直升机的重力。 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，减缓直升机下降趋势。

产生向前的水平分力克服空气阻 力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用。

产生其他分力及力矩对直升机; 进行控制或机动飞行，类似

于飞机上各操纵面的作用。 旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。工作

时，桨叶与空气作相对 运

范文五：直升机液压原理

100. 工作原理

液压泵是通过密封容积的变化完成吸油和压油的工作过程，又称为容积式液压泵。

液压泵必须具有密闭容积及密闭容积的交替变化，才能吸油和压油，而且在任何时

候其吸油腔和压油腔都不能互相连通

液压泵的工作原理是运动带来泵腔容积的变化, 从而压缩流体使流体具有压力能. 必须具备的条件就是泵腔有密封容积变化.

1) 必须有密封容积存在，同时密封容积大小不断发生变化，以此完成吸油和排油过程；

(2)要有配油机构，通过配油机构将吸液腔和排液腔隔开，保证液压泵有规律地连续吸排油；

(3)油箱内液体的绝对压力必须等于或大于大气压力，这是容积式液压泵能够吸人油液的外部条件。

流量控制阀是依靠改变阀口的通流面积的大小或通流通道的长短来控制流量的液压阀

当齿轮旋转时，在A 腔，由于轮齿脱开使容积逐渐增大，形成真空从油箱吸油， 随着齿轮的旋转充满在齿槽内的油被带到B 腔， 在B 腔， 由于轮齿啮合，容积逐渐减小，把液 压油排出

柱塞泵由缸体与柱塞构成，柱塞在缸体内作往复运动， 在工作容积增大时吸油， 工作容积减小时排油。 采用端面配油

? 简单构造

? 一对互相啮合的齿轮 (The teeth meshed)

? 主动轮由原动机带动回转，齿顶和端面被泵体和前后端盖包围

? 由于相啮合齿的分隔，吸入腔和排出腔隔开

? 吸入和排出

? 图示方向回转时，齿C 退出啮合，其齿间V 增大，P 降低，液体在吸入液

面P 作用下，经吸入口流入

? 随齿轮回转，吸满液体的齿间转过吸入腔，沿壳壁转到排出腔

? 当重新进入啮合时，齿间的液体即被轮齿挤出

? 结构特点

? 泵如果反转，吸排方向相反

? 啮合紧密，齿顶和端面间隙都小，液体不会大量漏回吸入腔

? 磨擦面较多，只用来排送有润滑性的油液

一转，排出的量是一样的。随着驱动轴的不间断地旋转，泵也就不间断地排出流体。泵的流量直接与泵的转速有关

102. 齿轮泵工作原理很简单，就是一个主动轮一个从动轮，两个齿轮参数相同，在一个泵体内做旋转运动。在这个壳体内部形成类似一个“8”字形的工作区，齿轮的外径和两侧都与壳体紧密配合，传送介质从进油口进入，随着齿轮的旋转沿壳体运动，最后从出油口排出，最后将介质的压力转化成机械能进行做功

斜盘式轴向柱塞泵的工作原理

柱塞装在柱塞泵缸体中，沿轴向圆周均匀分布。柱塞端部带有滑靴，由弹簧通过回程盘将其压紧在斜盘上，同时在弹簧力和工作油压力作用下，缸体被压向固定的配流盘。配流盘上有两个腰形配流窗和，一个与泵

壳体的吸油口相连，称进油窗口；另一个壳体的排油口相连，称排油窗口。配流窗口之间的宽度应大于缸体底部通油口宽度，以防高低压腔串通。 轴向液压柱塞泵在工作中，主传动轴带动缸体转动。由于斜盘具有倾角，当柱塞泵缸体转动时柱塞就在缸体的柱塞孔内作往复运动，完成液压泵的吸油压油过程

113. 直动式一般用于压力比较低的场合，先导式可用在高压场合。你可以查一下两种阀的工作原理就明白了。

直流式溢流阀(直动式）与先导式溢流阀的区别：

主要是“滑阀”的驱动方式不同。

1. 直流式（直动式）溢流阀的滑阀主要是靠滑阀两端的“油压和弹簧”的“压力差”来实现滑阀驱动的，从而达到溢流的目的。

2. 先导式溢流阀的滑阀是靠“滑阀两端”的”油压差“来实现滑阀驱动的从而达到溢流的目的。直动式与先导式溢流阀的区别在于：

1:直动式:结构简单, 成本低. 进出油靠一弹簧控制, 调压偏差大, 也就是稳定性差, 进出油时振动大, 不适合在高压大流量情况下使用.

2. 先导式:结构相对复杂, 成本高, 进出油之间经先导阀控制, 主要作用是提高稳定度, 振动小, 可用于高压油.

阀的直动式与先导式是按阀的结构形式来分的，二者最基本的区别就是直动式阀只有一个阀体，而先导式阀则有两个阀体。一个是主阀体，另一个是辅助阀体。其中，主阀体就结构上与直动式没有多大的区别；辅助阀体也称为先导阀，它实际上也相当于一个小流量的直动式 。直动式是系统的压力油（进油）直接作用在主阀心上与其它力（如弹簧力）相平衡，以控制阀心的启闭动作；先导式则是通过辅助阀（先导阀）阀心的启闭来改变作用在主阀阀心上的力的平衡状态，以控制主阀阀心的启闭动作。对于主阀阀心来说，由于先导式阀采用了辅助阀阀心来改变主阀阀心力的平衡状态，而不是直接由进油压力来改变主阀阀心力的平衡状态，因此就有了与直动式的“直接式”相对的“间接式”的叫

114. 定流量阀和横流量调节阀都是变阻力设备， 它们是以流体的差压作 为动力，并根据系统工况（差压）变化，自动改变阻力系数，保持流量阀和横流量的恒定， 通过恒定各个支路的流量来实现整个系统流量的均衡输 配，消除冷热不均的现象。在总流量足够的条件下，各个支路的流量变化 不会互相影响，系统比较稳定。定流量阀和恒流量调节阀不同的是：定流 量阀只有一个阀瓣，由这个阀瓣直接感受阀门的前后差压，执行改变阀门 阻力的动作，可成为“直动式变阻力阀”

C 系列恒流量阀是一种控制阀，由于其内部的隔膜耦合阀无论是一次或二次测压力改变时都能进行自动操作，所以可确保在所有的时间内维持流量恒定

116. 液压保险的作用液压保险的作用液压保险的作用液压保险的作用？？？？说明具说明具说明具说明具有流量极限控制的液压保险器的工作原理有流量极限控制的液压保险器的工作原理有流量极限控制的液压保险器的工作原理有流量极限控制的液压保险器的工作原理 P106. 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 1：通过活门的流量不超过规定值时，活门不工作； 2：通过活门的流量超过规定值时，依靠节流孔前后压差，克服保持弹簧的弹簧力使活门关闭，切断油路，以防止保险器下游管路损坏时，液压油的损失

19. 飞机上常用的恒压变量泵的压力飞机上常用的恒压变量泵的压力飞机上常用的恒压变量泵的压力飞机上常用的恒压变量泵的压力—流量曲线是什么样的流量曲线是什么样的流量

曲线是什么样的流量曲线是什么样的？？？？ 当系统压力尚未超过规定值P1时，液压泵始终处于最大供油状态（斜盘角度不变段），但由于它的泄漏损失和填充损失是随着出口液压压力增大而增大的，所以系统压力增大时，泵的流量仍稍有降低。 系统压力大于P1（额定压力，即泵内压力补偿活门调定压力）时，流量开始显著降低（斜盘角度变化段），直到压力增大到P2，流量即下降到零，油泵处于功率消耗最小的卸荷状态。 在液压系统工作时，柱塞泵的工作压力在P1至P2间变化。由于P1与P2非常接近，即柱塞泵工作时压力近似恒定，其流量则随着工作系统工作状态的变化而改变。 这种变量控制方式称为恒压变量控制。 当泵的出口压力小于或等于额定压力时，液压泵处于最大供油状态；当泵的出口压力大于额定压力时，液压泵压力增加而力量迅速减小；当泵的出口压力等于最大压力时，供油接近于零，泵处于卸荷状态。 20202020.... 定量泵和变量泵的卸荷原理定量泵和变量泵的卸荷原理定量泵和变量泵的卸荷原理定量泵和变量泵的卸荷原理？？？？试说明定量泵和变量泵卸荷的区别试说明定量泵和变量泵卸荷的区别试说明定量泵和变量泵卸荷的区别试说明定量泵和变量泵卸荷的区别。。。。P96. 1：定量泵卸荷需要有卸荷回路，卸荷时，泵出口压力近似为零，流量最大。 2：变量泵可以自动卸荷，卸荷时，泵出口压力最大，流量近似为零 117流量放大器是通过PP 口压力和LS 口压力比较，从而选择转向优先或者其他额外功能工作（EF 口）的，当方向盘转动时，LS 口压力大于PP 口压力，从而最下发现左移，实现转向优先，当无需转向时，PP 口压力大于LS 口压力，阀芯右移，实现其他功能（EF 口）工作 118

? 按作用方式

? 单作用液压缸，一个方向的运动依靠液压作用力实现，另一个方向依靠弹簧

力、重力等实现；

? 双作用液压缸，两个方向的运动都依靠液压作用力来实现；

? 复合式缸，活塞缸与活塞缸的组合、活塞缸与柱塞缸的组合、活塞缸与机械

结构的组合等

为了增大伸张行程的热耗系数，减小飞机伸张速度，从而消除反跳现象，有的减震器装 有在伸张行程中堵住一部分通油孔的单向节流活门，这种活门叫做防反跳活门

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