【翼族知识】直升机和自转旋翼机

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【翼族知识】直升机和自转旋翼机

直升机和自转旋翼机

直升机是一种非常复杂的航空器。与固定翼飞机相比,直升机的飞行速度慢、效率低、稳定性差、难以操控。直升机的优点是可以垂直起飞和着陆,具有低空、慢速飞行能力,可以在空中悬停。这使得直升机成为人们在危难中的“仁慈天使”,同时也是一个强大的武器平台。

为了不超出本书的讨论范围,在此我们仅讨论单旋翼直升机。图8-1 所示的贝尔-47直升机在朝鲜战争中很著名。该直升机的旋翼由大转子叶片组成,提供升力和推进力。位于机身尾端的小型叶片构成尾桨。尾桨的主要作用是消除发动机为旋翼提供动力时产生的扭矩,并使机身向所需的方向前进。

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图片提供:科林•汉特尔。

为了使读者对单旋翼直升机有所了解,下面介绍几款典型的直升机。贝尔47G的最大起飞重量为1067千克,单台发动机功率为200马力。20世纪60年代,苏联生产的米-10直升机也是一种单旋翼直升机,其最大毛重为43245千克, 由两台5500马力的发动机提供动力。

在继续讨论之前,我们先要消除人们对直升机所持有的一个共同的误解,即直升机只要失去动力就会从天空掉下来。事实上,对于任何投人使用的飞机来说,在设计时,我们都要求其在失去动力时,能得到有效控制并以合理的速度返回地面,直升机也不例外。直升机实现这一目的的方式是通过自动降落来交换势能(高度),为旋翼提供动力以保持升力。关于这一点将在后面进行较详细的说明。

本章结束之前,我们还将讨论自转旋翼机。它是一种无动力直升机,通过无动力旋翼产生升力,并通过螺旋桨产生推力。

下面,我们首先了解一下直升机复杂的机械性能

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一、旋翼

旋翼的桨叶类似于旋转的机翼,通过使气流向下流动产生升力。同机翼一样,旋翼桨叶上的升力与有效迎角成正比。但与机翼不同的是,旋翼上各点的速度随其距中央桨毂的距离的增加而增加。在第1章中,我们了解到,机翼的升力与转向气流量和下洗流垂直速度之积成正比,而转向气流量和下洗流垂直速度都与飞机速度成正比,因此升力与速度的平方成正比。其结果是,旋翼上各点的升力随其距中央桨毂的距离的增加而迅速增加。图8-3中灰色的曲线所示的是旋翼所产生的升力,此时旋翼的迎角恒定。显然,绝大部分升力在桨叶叶尖附近产生,升力分布很不均匀。为了改善这一点,人们在制造旋翼桨叶时进行了(翼)扭转,以使桨叶上各点的迎角随着距中央桨毂的距离的增大而减小。如图中黑线所示,这种扭转使升力的分布更加均匀。由于桨叶的灵活性以及远离中央桨毂的部分具有相对较高的负荷,因此旋翼在旋转时会形成一个锥形。

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(一)桨叶叶尖旋转平面

如图8-4所示,桨叶叶尖旋转平面是由桨叶叶尖旋转形成的一个圆盘 (通常被称为旋翼桨盘)。旋翼所产生的力垂直于桨叶叶尖旋转平面。如图 8-5所示,当桨叶叶尖旋转平面倾斜时,这个力也是倾斜的。旋翼产生的总推力可以分成两个部分:垂直部分用来克服直升机重力和提升爬升高度水平部分其实是推力,用于推动直升机向前移动、转弯或减缓直升机的前进速度。

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如前面讨论的那样,桨叶叶片以锥形形状旋转。与机翼不同的是,桨叶叶片除了围绕中央桨毂的旋转轴旋转外,还必须能够通过铰链在3个轴向移动。这三个铰链如图8-6所示,其中桨叶叶片为俯视图。在向前飞行时,桨叶叶片会上下摆动(摆动)、改变桨距(顺桨)、在径向位置前进和后退(前移滞后)。下面我们将详细讨论桨叶叶片移动的三种情况。

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(二)摆动

由于桨叶叶片是通过摆动铰链连接到中央桨毂上的,因此需要一个恢复力(而不是重力)使升力保持在桨叶上而不是绕桨叶叶片旋转。离心力便充当这个恢复力。离心力是人们在旋转绳上的重物时所感觉到的力。如图8-7所示,离心力试图使桨叶保持水平状态,这种力是巨大的。载运2 ~ 4 名乘客的直升机每个桨叶叶片根部的载荷可髙达12000千克力而大型直升机的每个桨叶叶片根部的载荷更髙达40000千克力。由于离心力比较高,因此锥度角一般比较小。(2度~5度)。

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在直升机向前飞行时,随着桨叶叶片的旋转, 其上的升力会发生变化,从而导致锥度角不断变化,使得桨叶叶片上升、下降,被称为摆动。摆动有以下几种影响。第一个影响是,由于升力的增加,锥度角也增加。如图8-8中的灰色箭头所示,锥度角的增加会导致升力倾斜。这将减少飞机所感受到的升力的垂直分力。第二个影响如图8-9所示。不摆动的桨叶将承受迎面而来的相对风,并产生一个较大的迎角。而向上摆动的桨叶将产生一个较小的迎角,从而升力减少。反过来也是如此。向下摆动的桨叶将产生一个更大的迎角,从而升力增加。正如本章结束时将要讨论的那样,摆动铰链是自转旋翼机研制领域的关键突破点,正是它才使直升机飞行成为可能。

(三)顺桨

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如图8-4所示,如果桨叶叶片在旋转时的迎角是恒定的,则净升力直线向上。但这架直升机将只能爬升,而无法前进。在桨叶运动轨迹的各点改变升力可以为直升机提供向前的推进力,或者说,为直升机提供向任何方向前进的推进力。在非垂直飞行时,桨距及旋翼迎角在围绕轴心旋转时会发生变化(如图8-10所示)。这种桨距的变化被称为顺桨。迎角围绕的旋转轴被称为顺桨轴。

(四)前移滞后

第三个轴是前移滞后轴。由于升力是沿着桨叶叶尖旋转平面变化的,因此诱导阻力也是沿着桨叶叶尖旋转平面变化的。如图8-11所示,阻力的方向与旋翼旋转的方向相反。如果升力在旋翼旋转时恒定不变,那么诱导阻力也将保持恒定不变,如在空中悬停时。但事实是,诱导阻力在浆叶叶尖旋转平面内是变化的,这种变化导致桨叶有时前移,有时滞后。前移滞后铰链是用来消除弯曲力矩的,没有它的话,桨叶根部将产生弯曲力矩。

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二、旋翼操纵

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固定翼飞机的操纵装置由一个控制副翼和方向舵的驾驶杆及两个方向舵踏板组成。直升机的操纵装置也有一个驾驶杆,其工作原理类似于固定 翼飞机。另外,直升机还有两个脚蹬控制尾桨(工作原理类似于方向舵踏 板),以及一个油门变距杆(调整所有旋翼叶片的桨距)。下面,我们将从旋转倾转盘开始介绍如何将飞行员的指令从驾驶舱传递给旋翼。

(一)旋转倾转盘

如图8-12 (a)所示,旋转倾转盘由两个盘组成一个与旋翼一起旋转,另一个相对直升机是固定的,两个盘通过轴承连接在一起。上层盘通过桨距变更臂连接在每个旋翼桨叶的一侧根部。下层盘通过液压伺服机构连接到操纵装置,使旋转倾转盘抬起、降下以及倾斜。如图8-12 (b)所示,随着旋转倾转盘的抬起、降下,桨叶的桨距相应减小、增加。

油门变距杆是一个手柄,位于飞行员座位左侧,用来抬起或降下旋转倾转盘,其可以改变所有桨叶的桨距。另外,如图8-12 (c)所示,驾驶杆能使旋转倾转盘倾斜。 因此,当桨叶旋转时,桨距可以随其位置的变化而变化。倾斜的旋转倾转盘可以使桨叶叶尖旋转平面倾斜。因此,如果直升机要向前移动,只需简单地将驾驶杆向前倾斜即可。

(二)陀螺进动性

陀螺进动性是这样一种现象,当我们施加一个力到旋转的物体上时,其作用效果体现在与该力成90度的方向上。在物理课与科学博物馆中,陀螺仪的演示试验是非常常见的。一个相当普遍的例子是,假设有一个正在逆时针旋转的车轮(从正上方看),旋转轴垂直向上,如果你试图推动旋转轴,使车轮向正前方倾斜的话,结果会发现旋转的车轮向左侧倾斜。这便是陀螺进动性的一个生动例子。

直升机的旋翼非常像旋转的自行车车轮,或者更确切地说,就像一个 陀螺仪。由于存在陀螺进动性,操纵驾驶杆时必须要提前90度,才能控制好旋翼桨盘的变化。为了帮助理解这一概念,请参阅图8-13。从正上方看, 旋翼是逆时针旋转的。如果我们的目的是使旋翼桨盘在B点向下倾斜,而在D点向上倾斜,则必须在旋翼桨盘A点施加向下的力,同时在旋翼桨盘C点施加向上的力。这样,桨叶的迎角在C点最大,但桨尖却在D点处于最高点。这个概念比较复杂,难以理解。当然,这与直升机的复杂性是分不开的。

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三、尾桨

尾桨的作用主要是补偿来自主旋翼产生的扭矩,从而阻止机身转向与主旋翼旋转相反的方向。这种旋转的扭矩之所以会产生,是因为发动机需通过机身驱动旋翼。尾桨通过机械方式与主旋翼连接,其旋转速度不能与主旋翼分别调整(必须与主旋翼一起调整)。通过用脚蹬改变桨距可以调整尾桨的推力。桨距可以调整为正桨距或负桨距,一般有40度左右的移动范围。

尾桨的作用会带来一个不好的后果,在补偿主旋翼的扭矩时,也会将直升机推到右侧。这就是所谓的偏移趋势。因此,直升机在悬停时,主旋翼往往稍微向左侧倾斜。当然,这也会导致机身略微向左倾斜。这就是为什么人们常常看到单旋翼直开机首先在一侧滑动着陆(通常是左侧)。尾桨的另一个缺点是,它消耗动力,但不提供升力。直升机越大,尾桨的功率载荷就越大。在某些情况下,单旋翼直升机不需要装备尾桨。一些小型直升机,在旋翼桨叶末端装备有小型冲压式喷气式发动机。这种直升机的旋翼本身有动力,因此机身上不会产生扭矩。同样,一架自转下降的直升机也仅需 要很少的来自尾桨的功率以克服由于轴承摩擦造成的扭矩。

四、直升机的飞行

前面我们已经讨论了很多关于直升机的复杂性和相关技术问题,现在我们把这些内容汇总,进一步讨论直升机飞行的问题。首先应该弄清楚的问题是,主旋翼悬停在平静的空气中时,各种力的关系。此时,桨叶的迎角是恒定的,空气被转向下方,升力直线向上克服重力,升力在旋翼桨盘上的分布是均匀的。但当直升机开始向前推进时,情况就会发生一些变化。

(一)升力不对称

直升机悬停时,相对空速的分布情况如图8-14所示(速度单位为海 里/时)。直升机向前飞行时,相对空速被叠加到桨叶的移动速度上。图8-15 所示的是,同一架直升机以150海里/时的速度向前飞行时的相对空速的分布情况。这时,旋翼的前行桨叶面对的空速比后行架叶的要髙得多。迎角固定时,桨叶上的升力与速度的平方成正比。因此,如果桨叶迎角保持恒定的话,旋翼桨盘的右侧所拥有的升力将比左侧的大得多,这会导致直升机翻倒。事实上,在直升机和自转旋翼机的发展初期,这种问题常常出现。通过顺桨可以将升力保持在恒定状态。也可以通过桨叶的摆动,增加后行桨叶的升力或减少前行桨叶的升力,改善升力分布不均的情况。

在直升机向前飞行时,旋翼桨盘上存在一个反向流动区域,此处的空气向后流过桨叶。也就是说,空气从桨叶的后缘流向前缘。如图8-16所示的就是反向流动区域,其大小及距桨毂的距离随直升机向前飞行速度的变化而改变。反向流动区域的存在有一个优点:它在旋转方向上给旋翼施加了一个作用力,从而帮助旋翼旋转。

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(二)力的平衡

一架勻速飞行(既不加速,也不减速)的直升机,必须保持4种力的 平衡,如图8-17中所示。这些力分别为:升力、重力、推力、阻力。

(1) 升力:方向垂直,用以克服直升机的重力,改变飞行高度。升力作用于旋翼桨毂。

(2) 重力:由于地心引力而存在的垂直向下的力。直升机的重力作用于机身重心。

(3) 推力:总推力的水平分量,作用于直升机的旋翼桨毂。

(4) 阻力:更准确的名称是干扰阻力,这是由于机身在空气中移动而产生的力。这是一个作用于机身重心的水平方向的力。请注意,诱导阻力不在直升机向前飞行的方向。

匀速飞行状态下对力有三点要求:

(1) 推力必须等于阻力,

(2) 升力必须等于重力;

(3) 如图8-17中所示,升力和推力的合力必须与重力和阻力的合力相等。

为了更深入地理解力的平衡,请参阅图8_18中的三个例子。图8-18(a) 所示的是直升机在空中悬停时作用在其上的力。升力恰好等于重力,且没有推力与阻力。在图8-18 (b)中,直升机刚刚开始加速。此时,推力相对较大,阻力相对较小,且合力不平衡。在这一点上,机身开始向后摆动,速度增加。在图8-18 (c)中,当速度增加到一定程度,阻力重新与推力相等时,直升机重新进人匀速飞行状态。

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图8-18 力的平衡

(三)后行桨叶失速

与固定翼飞机不同的是,直升机的最大速度受桨叶失速的限制。在向 前飞行时,直升机的后行桨叶会先失速。之所以这样,是因为后行桨叶必须产生与前行桨叶相同的升力。而当直升机的速度增加时,反向流动区域面积增加(见图8-16),且从旋翼根部向外移动。这就需要后行桨叶的外部产生更多的升力,以弥补反向流动区域造成的升力损失。我们可以通过增加后行桨叶的迎角来增加升力,但这样会使其更接近临界失速迎角,最终可能会导致失速。在后行桨叶失速时,飞行员会感觉到振动,控制变得困难,直升机会向后行桨叶的一侧倾斜。引起这种失速的典型原因主要有高速度、高载荷、低空气密度、低旋翼转速等。

五、功率曲线

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固定翼飞机的功率由两个部分组成,分别为诱导功率和干扰阻力功率。对于直升机来说,其功率由三部分组成,分别为诱导功率、干扰阻力功率和型阻功率,如图8-19所示。型阻功率可被看作是由旋转桨叶引起的干扰阻力功率损耗。对于飞机而言,诱导功率是为了产生升力而作用于空气的动能。我们的讨论将从诱导功率开始。

直升机的诱导功率曲线比固定翼飞机的复杂得多。固定翼飞机进入的是相对静止的空气。作用于空气的动能几乎都是为了产生升力。而对于直升机来说,情况却不是这样。旋翼桨叶不断进入桨叶自身产生的下洗流中。

简而言之,如图8-20所示,悬停的直升机处于下洗流中。因此,哪怕只是为了维持飞行高度,直升机也必须使用大量的功率。这就像人们看到一个人正在攀登下降的绳索一样。在直升机向前飞行时,随着飞行速度的增加,保持高度所必需的功率 逐步减少。这是因为,悬停时直升机需泵送气流流过旋翼桨盘,而向前飞行时,旋翼可直接从相对静止的空气获得产生升力的气流。如图8-21所示,相对直升机而言,气流向前行进的速度约为5英里/时。此时,旋翼桨盘尾部的升力随着速度的提高已经增加,这时应该减小旋翼桨盘向前的倾斜度。速度越快,倾斜度应越小。

空气速度为10英里/时或更髙时,通过旋翼桨盘的气流情况如图8-22所示。此时,空气从水平流动转向垂直流动,速度的增加会导致诱导功率的减小,减小的幅度与速度成反比。

直升机上的干扰阻力功率与固定翼飞机的相同。毫无疑问,由于与空气分子碰撞,能量流失到周围的气流上,其大小与飞行速度的立方成正比。

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率随速度的立方而增大,前行桨叶的型阻功率比后行桨叶的型阻功率增加得要更快些。

应当指出的是,有关飞机阻力的文献和著作的资料很多,而有关飞机功率的资料则很少。但直升机的情况正好相反。由于功率等于阻力乘以速度,直升机悬停时,速度为零,而诱导功率非常髙,这意味着诱导阻力无穷大。这很难理解,解决的办法只好是轻描淡写直升机的阻力。

由于直升机悬停时所需的功率比较高(水平或垂直速度为零),悬停 (静)升限远比使用(动)升限要低。例如,“黑鹰”直升机的使用升限是5800米。无地面效应时,在35℃和24℃下,“黑鹰”直升机的悬停升限分别是2330米和2855米。

(―)地面效应

大多数直升机能够在地面效应高度范围之内悬停。这个髙度大约等于旋翼的直径。因此,如果旋翼的直径是75英尺,那么直升机能够在75英尺的髙度范围内悬停。在地面效应的髙度范围内,直升机与地面之间的空气被压缩,产生了一层气垫。由于地面效应的原因,直升机能够在山峰顶上高5~ 80英尺的任何地方悬停,虽然它们不能在空中的同样的海拔高度悬停。

对于直升机而言,地面效应的效率相对固定 翼飞机更低,因为在低速状态下,诱导功率占总功率的比例较小。直升机悬停时,型阻功率占总功率的比例较大,且其不受地面效应的影响。此外,和固定翼飞机类似,直升机飞越地面的速度越快,诱导功率的需求就越小。这样一来,其地面效应的效率就更小了。

(二)滑跑起飞

有时,直升机的载荷非常大,以致它只能在地面效应状态下悬停,却不能爬升脱离地面效应的影响。这样的直升机不能进行垂直起降。这时,如果地面光滑的话,它可以滑跑起飞。过程如下:一开始直升机在地面上方悬停,然后增加前进的速度,前进的速度越快,所需的功率就越少。当所需的功率降低到足够低时,直升机便可以爬升。这就是为什么较重载荷的直升机有时会像飞机一样使用跑道起飞的原因。

六、升力效率

如前所述,直升机是一种效率不高的飞机。表8-1中对赛斯纳172飞 机和贝尔-47G直升机的参数进行了对比分析。

表8-1赛斯纳172飞机和贝尔-47G直升机的参数对比

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注:①海拔高度爬升率。

如在表8-1中看到的那样,这两种飞机有大致相同的最大重量和有效 载荷。但是,贝尔-47G直升机的油耗是赛斯纳172飞机的3倍,巡航速度却只有前者一半,航程更是仅有前者的1/3。造成直升机效率差的主要原因是其旋翼的面 积相对较小。与固定翼飞机相比,直升机的下降速度必须更大,因为用来产生升力的空气较少。赛斯纳172飞机下降时的垂直速度约为16千米/时或更低,而贝尔-47G直升机下降时的垂直速度可高达100 ~ 160千米/时。我们知道,对于固定翼飞机来说,诱导功率与其垂直速度成正比。但是,这种关系对于直升机来说稍微复杂了一些。直升机下降速度较高还有另外一个原因,即其旋翼桨叶一直处于有一定下 降速度的空气中。直升机效率较低还有其他的原因。为了降低诱导功率需求,旋翼以高速运行,其代价是产生了较高的型阻功率需求。

此外,直升机的机身也处于旋翼的下洗流中,导致本应产生升力的部分动力转移到了机身上。如果机身挡住所有的下洗流,直升机就无法产生任何升力,但依然要损耗大量的功率。那些在机身下运载大量货物的直升机常常遇到这个问题,因为那些负载同样能阻挡下洗流,也就降低了可用升力。

最后,正如已经讨论过的那样,尾桨也需消耗功率。尾桨可能会消耗总功率的5% ~ 15%,而不产生任何升力或推力。发动机功率为200马力的小型直升机可能需要10马力的功率用于操纵尾桨。另一方面,发动机功率为10000马力的直升机可能需要1200马力用于补偿扭矩。

七、自动降落

前面我们提到过,人们对飞机安全性的要求之一是,在失去动力时,飞机能够以可控制的方式,安全地降低髙度,并安全着陆。直升机在无动力状态下的下降被称为自动降落。自动降落时,旋翼需要继续旋转,以产生升力与操纵力。旋翼旋转的能量来自旋翼桨盘底部的气流。而气流的能量来自直升机重力势能的转换。

直升机有一个单向转动离合器,可以使发动机驱动旋翼,而不能由旋翼驱动发动机。因此,在失去动力时,旋翼会与发动机分离,并自由旋转。由于尾桨是直接链接到旋翼上的,因此它能继续运转,控制方向。

自动降落是一个危险的过程,通常只在紧急情况下使用。此时,飞行员只有2~3秒的时间判断是否失去动力,如何在大部分能量从旋翼失去之前做出调整。此外,飞行员在着陆时的操作必须快速、精确。

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在有动力飞行期间,流过旋翼桨盘的气流来自旋翼上部,方向朝下(见图8-23)。而在自动降落期间,流过旋翼桨盘的气流来自旋翼下部,方向朝上。在正常飞行中,发动机需要克服空气阻力。而在自动降落中,恰恰是空气阻力帮助驱动旋翼。

(一) 垂直自动降落

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大多数直升机在自动降落过程中都伴随有前进速度。为简单起见,我 们先讨论直升机在静止空气中的垂直自动降落过程。如图8-24所示,直升机在自动降落过程中,其旋翼桨盘被 划分为三个区域,分别为:被驱动区域、驱动区域、失速区域。

(1)被驱动区域(也称为螺旋茱地区)

这是旋翼桨盘最外层的区域,涵盖旋翼30%左右的半径。在这片区域,桨叶上的总空气动力略向后倾斜。这为直升机提供了升力,但却产生了趋于放缓旋翼旋转速度的阻力。

(2)驱动区域或自动降落区域

它通常位于旋翼半径的25% ~ 70%之间。在这个区域,总空气动力稍微向前倾斜,既在旋翼上产生了升力,也产生了向前的推力。

(3)失速区域

它最靠近旋翼根部,通常包含旋翼半径的前25%。在这个区域,旋翼是失速的,只产生阻力,不产生升力。

现在,我们参考图8-25来研究一下旋翼的上述三个区域中各种作用 力的详细情况。向上流动通过旋翼桨盘的气流与旋转的相对风结合,产生一种旋翼所“看到”的相对风。从图中可以发现,这种相对风不仅在流过旋翼桨盘时增加了速度,而且以较小的角度冲击着旋翼桨叶。类似于固定翼飞机的机翼,升力垂直于相对风,阻力则平行于相对风。这两股力量结合起来形成空气总动力。如果空气总动力相对垂直位置前倾的话,在旋转的旋翼上既有升力又有向前的力。如果空气总动力相对垂直位置后倾的话,则产生一个升力的同时,还产生了阻力,后者试图减缓旋翼旋转的速度。

图8-25所示的是被驱动区域和驱动区域中旋翼上的力。被驱动区域 中的空气总动力位于垂直位置之后。这个区域产生升力,但净阻力趋于减缓旋翼的旋转速度。这一区域的大小随旋翼的桨距、下降率、转速的不同而不同。

随着距桨毂距离越近,空气总动力的方向缓慢逆时针转动,通过垂直 位置后,在驱动区域向前倾斜。像被驱动区域那样,驱动区域的大小随旋翼的桨距、下降率、转速等的不同而不同。飞行员可以通过变换旋翼的桨 距来调整驱动区域的相对大小,这样可以调整自动降落的转速。

如果空气总动力进一步向旋翼茱毂方向移动,升力会下降,原因是过 大的迎角使旋翼接近失速条件,甚至在某些时候,升力会消失,只有阻力存在。

(二)向前自动降落

向前自动降落过程类似于垂直降落过程,只不过此时旋翼上的空气总 动力向前倾斜,桨叶迎角较高。此外,如果直升机在水平飞行要求的最低功率状态下向前飞行,可获得最低下降率,约为垂直自动降落时的一半。这里应当指出的是,固定翼飞机的最低下降率也是在有前进速度时实现的,此时对应的功率也是最小值。着陆时,充分利用旋翼动能,可减缓下落过程。其操作是:在接近地面上方时,迅速增加旋翼桨距。如果下落过程太快,桨叶上就不会有足够的能量来充分减缓直升机的下降速度。

(三)直升机高度一速度图

如果直升机在非常接近地面时,动力中断,那直升机就没有足够的高度进入自动降落。因此,存在一个低速、低高度区域,直升机不能在此区域内运行。这一区域显示在图8-26的高度一速度图中,其边界被称为事故(安全)曲线。在A点的上方,约100 ~ 150米的高度,有足够的高度使旋翼能够获得足够的速度安全着陆。在B点以下,距地面以上3~5 米的髙度,直升机在到达地面之前无法获得足够的速度。在C点,如果直升机的飞行速度为30〜50千米/时,则能够安全着陆,因为向前飞行的速度可以使下降率减小。

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前舰度

图8-26高度一^度图

由于对低速有所限制,单发直升机很少进行纯粹的垂直起飞与降落。经过短暂的垂直起飞之后,飞行员应加速使飞机向前飞行以避开事故区域。

图8-26中还有一个对近地面的高速飞行的限制。这是因为,在这个 区域内,飞行员没有时间降低向前的速度,从而会造成起落架的损坏。这对于装备滑撬式起落架的直升机尤其如此。

八、自转旋翼机

自转旋翼机(英文有三种叫法:Autogiros, Gyroplanes与Gyrocopters。Gyroplane是美国联邦航空局官方指定的术语,但Autogyro在各类文献与著作中更为通用)是世界上第一种实用的旋翼飞机,主要通过旋翼的自由螺旋运动产生升力。旋翼以小角度向后倾斜捕捉空气。由于旋翼没有动力驱动,也就不需要克服来自发动机的扭矩,所以就没有必要使用尾桨。自转旋翼机一般通过方向舵来控制方向。

自转旋翼机可以利用螺旋桨产生的推力或拉力向前推进。如图8-27所示,早期有一款自转旋翼机C.19,其发明者是西班牙的谢尔瓦。该机的姿态控制装置类似于固定翼飞机的副翼。

制造直升机所必需的许多关键设计均首先应用在自转旋翼机身上。这 些设计包括摆动铰链、前移滞后铰链、周期变距杆等。在采用周期变距杆之前,飞机的姿态控制是通过使用方向舵和副翼实现的。

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图8-27谢尔瓦C.19自转旋異机

与固定机翼飞机相比,自转旋翼机既有优势,也有弊端。它们的主要优势是,低速飞行时更加稳定,不会失速。当飞行速度很慢时,它们能以可控制的方式慢慢地向地面降落。它们需要的起飞和降落距离也比较短。它们的主要缺点是,在高速飞行时有较高的阻力。这使得自转旋翼机不适用于高速飞行或远程飞行。

与传统的直升机相比,自转旋翼机也有优势和劣势。从优势方面来说,它们的结构不太复杂,重量更轻,价格更便宜,操作起来也很简单。由于有自转旋翼,在失去发动机动力时,这类飞机的处理过程很简单。而传统的直升机则很难自动降落,而且往往几乎没有时间这样做。如前所述,传统的直升机有飞行事故区域,直升机在此处飞得太低、太慢,以致没有时间自动降落。自转旋翼机则没有这样的限制。最后,自转旋翼机可以比 直升机飞得更快,因为其旋翼仅提供升力,而直升机的旋翼还必须提供推力。

总之,自转旋翼机的优点在于安全性髙、易于操作、起飞和着陆距离短。虽然现代的自转旋翼机可以进行“跳式”起飞(将在后面讨论),并几乎能垂直着陆,但其明显优点是可以在空中悬停。

当初,人们第一次尝试使用自转旋翼机向前飞行时遭遇了失败,原因有两个:首先,前行莱叶拥有的升力比后行桨叶更多,这导致升力不对称,造成飞行器向一边倾斜,其次,旋翼的陀螺进动性使该飞行器在向前飞行时倾斜。谢尔瓦想出了使用摆动铰链的主意,这使得旋翼桨叶能够向上、 向下移动。于是拥有较高升力的桨叶会上升,从而减少了迎角,平衡了直升机两侧的升力。这些铰链的应用也消除了陀螺进动性。

那么,如何在自转旋翼机起飞之前使旋翼旋转起来呢?下面介绍几种方法。小型自转旋翼机可以手动旋转,对于较大型的自转旋翼机,可以通过外部动力源旋转,如发动机、马或人,第三种办法是使螺旋桨的回流偏转,发动旋翼。最后一种办法是,利用发动机使旋翼预旋转起来。

后来,谢尔瓦还发明了 “跳式”起飞。将旋翼旋转到比最低正常起飞速度更高的速度时,解除动力,扭矩的缺失会使旋翼在前移滞后铰链上向前摆动,这增加了桨叶的迎角,于是飞行器会跳到空中,向前飞行。

图8-28所示的是谢尔瓦C.30自转旋翼机,这是世界上第一种做出“跳式”起飞动作的自转旋翼机,也是首架通过倾斜旋翼控制飞行(无须使用方向舵和副翼)的自转旋翼机。这款旋翼机的控制杆被直接连接到桨毂上, 飞行员可以从前面直接看到。自转旋翼机从未获得多少知名度。自谢尔瓦研制成功C.30自转旋翼机, 并改进了操纵装置,又发明了“跳式”起飞后仅一年,世界上第一架直升机就飞上天空了。这架直升机采纳了为研制自转旋翼机而开发的许多创新技术。当今,自转旋翼机被归类为超轻型飞机,在这个领域,它一直深受人们欢迎。

九、小结

【翼族知识】直升机和自转旋翼机

直升机在操纵性能方面比传统的固定翼飞机更为复杂。有人开玩笑地说,直升机是通过拍打空气,使空气就范而实现飞行目的的。甚至有些人声称,直升机根本就不会飞,只是因为它们太丑陋,以至于连地球都“排斥”它们。事实上,我们认为,直升机是有史以来人们能麵象的最漂亮的航空器。例如,贝尔-47直升机(见图8-1)就挂在纽约市现代艺术博物馆里。直升机早已成为工程学的奇迹,能够给遇险的或战场上对敌人 感到恐惧的人带来希望。在本书的最后一章中,我们将简要介绍飞机的结构和材料。

【翼族知识】直升机和自转旋翼机

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