航天模型原理与结构—9.直升机结构与原理
第九节 直升机结构与原理 直升机是一个年青的机种。直到二十世纪三十年代末，世界上才造出真正能够操纵的直升机。它主要由旋翼、尾桨、动力装置、操纵系统、传动系统、机身、起落装置、仪表和特种设备等几个部分组成。 直升机的发动机和普通飞机一样，有活塞式和喷气式两种，发出的动力通过传动系统的传动铀、离合器、减速器等部件传给旋翼和尾桨。旋翼和尾桨是普通飞机所没有的。旋翼是产生腾空升力或拉力的部件。直机的各种飞行动作主要是靠操纵旋翼来完成的，尾桨能够产生方向拐纵力矩，可以起到稳定和改变航向的作用。直升机的操纵系统一殷由驾驶秆、脚蹬、油门变距杆、自动倾斜器、旋翼刹车连秆、摇臂等组成的，通过操纵可以调节旋冀和尾桨，使直升机能够升降、转弯和作任意方向的飞行由于直升机具有这些特殊结构和独特的飞行性能，所以也就有了与普通飞机历不同的特殊本领。 遥控模型直升机的像真度很高，动作灵活多变，可以做出真直升机无法做出的各种特技动作。由于直升机起降不须要跑道，完全是多自由度的运动，是航空运中最吸引人的机种。也真因为如此，遥控模型直升机也是最危险的机种了。三分飞行技术，七分调整保养。如果调整不当，会造成飞行性能下降，严重时会机毁人伤。一、直升机基本飞行原理 竹蜻蜓是直升机旋翼的雏形。旋翼每片桨叶就相当于竹蜻蜓的叶片，它的作用同旋翼的作用相似。当旋翼在发动机的带动下旋转起来，就好象竹蜻蜓被搓动起来一样，旋翼旋转和空气形成相对运动，桨叶便产生了向上的升力。直升机能够升空，就是由于旋翼旋转所产生升力的结果。在适当的范围内，旋翼的转速拇蠡蚪耙兜挠风角越大，升力也就越大。 当然，旋翼在构造上远比竹蜻蜓复杂。它一般由二至五片窄长的桨叶组成，由一至两台活塞式发动机或涡轮轴发动机带动。目前，世界上使用广泛的是关节式旋翼。它的每片桨叶都是通过轴向关节、垂直关节和水平关节与桨叶相连接的，就象人的手臂通过肩关节与人体相连，并能自由活动一样。桨叶的轴向关节允许桨叶转动，并可以增大或减小桨叶安装角（攻角）；水平关节允许桨叶象挥扇子一样上下挥舞；垂直关节允许桨叶前后适当摆动。应当明确，桨叶安装角是指桨叶切面的翼弦同桨及谧平面之间的夹角，简称桨叶角；桨叶切面迎角是指桨叶切面的翼弦同相对气流之间的夹角，简称桨叶迎角。在相对气流不变的情况下，桨叶角增大或减小，桨叶迎角也随之增大或减小。桨叶角的改变，是调节桨叶升力的重要环节。
图1－87 旋翼三关节以及桨叶角、桨叶迎角 旋翼不仅构造复杂，其运动情况也很复杂。当旋翼旋转起来以后，每一片桨叶上"有三个力在互相作用。第一个力是升力，它力图使桨叶绕水平关节向上；第二个力是桨叶旋转产生的离心力，它力图使桨叶保持水平；第三个力是旋翼本身的重量即重力，它力图使桨叶绕水平关节向下挥。这三个力互相矛盾，最后取得平衡，使桨叶稳定在一个向上掀起的位置。由于各个桨"在转动中都向上掀起一个角度，旋翼旋转的形状便象—把倒立的雨伞，人们称作旋翼锥体。 旋翼形成锥体后，因各桨叶都向上掀起，升力就随之向内倾斜。于是，桨叶的升力便分解为一个垂直向上的分力，一个水平方向的分力。显然，各桨叶"平方向的分力，就象力量相等的人拔河一样互相抵消，合力为零；各桨叶垂直向上的分力相加，所产生的合力便是旋翼的总升力，这个总升力的作用线通过旋翼锥体的中心。如果我们把旋翼的锥体比做一把倒立的“雨伞”，则总升力就好象是它的无形的“伞把”。
图1－88 旋翼锥体的形成及总升力 1、垂直升降与悬停 在直升机座舱内，位于飞行员的左手下方有一个油门变距操纵杆，简称油门变距杆。它一方面和发动机的节气门连接，另一方面通过传动杆和旋翼旋转轴上的自动倾斜器连接。当倒立的“雨伞”——旋翼的旋转面保持水平，旋翼的总升力便>垂直向上的。这时候，飞行员将油门变距杆逐渐向上提起，一方面发动机节气门逐渐开大，旋翼的转速随之增加；另一方面通过传动杆和自动倾斜器，使所有桨叶的桨叶角同时增大。这样，各桨叶的升力都增加，旋翼的总升力就增加。当总升力大于飞机的重量时直升机便离开地面，垂直上>。上升到一定的高度，飞行员稍下放油门变距杆，一方面发动机节气门减小，旋翼的转速也减小；另一方面所有桨叶的桨叶角都减小，这样总升力也随之减小，直到总升力等于飞机重量，直升机使停在空中不动。若继续下放油门变距扦，使总升力小于飞机重量，直升机便垂直下降。这就是>升机直升、直降和空中悬停的基本原理。 2、平飞 前面已经谈到，旋翼在旋转时，可以产生向上的升力，并形成一旋翼锥体。它的总升力的作用线正好通过旋翼锥体的中心，就象倒立雨伞的伞把。如果改变旋翼锥>的倾斜度，那么这个无形的“伞把”——总升力也必然随着倾斜。总升力向前倾斜时，便分解成两个分力。一个是垂直向上的分力，支持飞机的重量。一个是水平方向的分力，拉着飞机前进。如果垂直向上的分力和直升机的重量相等而水平方向的分力又大于空气的阻力，直升机就会沿着水平方向前飞。旋翼锥体向前倾斜度越大，总升力也就愈向前倾斜，水平分力也越大，直升机向前飞行的速度也就越快。二、直升机关键部件结构（一）旋翼桨毂 旋肿短逶跹才能向前倾斜呢？这要靠直升机操纵系统装置的自动倾斜器来完成。在座舱里，位于飞行员前面装有驾驶杆，它通过传动轴与自动倾斜器连接。如果飞行员前推驾驶杆，通过传动轴就会使自动倾斜器向前倾斜，同时带动旋翼锥体也向前倾斜，总升力也随之往前倾，直升机就向前飞滞样道理，如果飞行员往后拉驾驶杆，就会使旋翼锥体向后倾队直升机就向后飞，如果飞行员向左、右压驾驶杆，就能使直升机向左右侧飞。总之驾驶杆往那个方向运动，直升机就能向那个方向飞行。
图1－89 旋翼操纵系统旋翼系统由桨叶和桨毂组成。旋翼形式是由桨毂形式决定的。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p式、跷跷板式、无铰式和无轴承式。如图1－90所示。
图1－90 旋翼桨毂结构形式直升机这个独特的翅膀——旋翼，虽然是仿照竹蜻蜓的原理制成的，但它的本领远远超过了竹蜻蜓。它既象一个旋转的机翼，能够产生升力，又象普通飞机的螺旋桨，可以产生拉力；还可以代替舵面进行操纵，起到普通飞机升降舵和副翼的作用。 （二）尾旋翼 直机不仅有独特的翅膀。单旋翼直升机还必定有一个奇怪的尾巴。这种长长的尾巴末端还向上翘着，上面装有一具小螺旋桨。直升机的旋翼在空气中转动时，它的每一片桨叶就好象木桨作圆圈划水一样，空气也会给旋翼一个反作用力矩，反作用力矩传递到机身上，就使机体向旋翼旋转的相反方向旋转起来，就是这个反作用力矩。它给单旋翼直升机带来了麻烦，使其无法保持一定的航向，因此也就无法飞行。 为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合形成了现代多种旋翼布局型式。旋翼之所以会出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。
图1－91 直升机旋翼布置形式 1、单旋翼带尾桨布局。空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力(或推力) 相对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平衡如上图的a。这种方式目前应用较广泛，虽然尾桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。 2、双旋翼式布局。由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵列式双旋翼或者横列式双旋翼(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反方向转动，那么，空气对其中一副旋翼的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见图中的b、c、d、e。 3、尾旋翼结构 单旋翼直升机带有一个尾部螺旋桨，简称尾桨，安装在直升机的尾部，让它产生向左或向右的阻力，对直升机的重心形成一个偏转力矩。如果这个偏转力矩粗鄙机的反作用力矩大小相等、方向相反，直升机就能得到力矩的平横，这样直升机就不会向旋翼旋转的相反方向旋转了。 尾桨由桨叶、轴向关节、水平关节和桨毂等组成。轴向关节允许桨叶转动，增大或减小桨叶角。 为了使尾桨不至于碰到旋翼，必须把直升机的机身加长。机身后面象尾巴一样的细长段，称为尾梁。把尾梁和尾桨连接起来的转折段叫尾斜梁。尾桨就装在尾斜梁的顶端。
图1－92 尾桨的构造1）常规尾桨 这种尾桨的构造与旋翼类似，由桨叶和桨毂组成。常见的有跷跷板式、万向接头式和铰接式。2）涵道尾桨 这种尾桨由两部分组成：/部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于涵道中央的转子。其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。涵道尾桨的推力有两个来源：一是涵道内空气对叶片的反作用推力；二是涵道唇部气流负压产生的推力。涵道尾桨的构造如下图所示。
图1－93 涵道尾桨3）无尾桨系统 无层桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷气口、压力风 扇、带缝尾梁等几部分组成，如下图所示。
图1－94 无尾桨系统 尾桨不仅用来平衡旋翼的反作用力矩，使单旋翼直升机保持稳定的航向，而且还起到普通飞机方向舵的作用，可以进行方向操纵。它是通过两个脚蹬来控制的，习惯上把飞行员蹬动脚蹬叫做蹬舵。脚蹬位于飞行员的前下方，飞行员脚蹬可以通过操纵杆使层桨每片桨叶的桨叶角同时增大或减小舱个尾桨的拉力也随之增大或减小。这样尾桨产生的偏转力矩就可按照我们的需要大于或小于旋翼的反作用力矩，于是直升机就能任意向左或向右偏转。为了适应飞行员的生活习惯，在脚蹬的设计上都是保证蹬右舵向右转弯，蹬左舵向左转弯。 尾桨这一特殊的功能，也造就了直升机的特殊性能。普通飞机在空中转弯时，必须绕一个很大的转弯半径才能转得过来。相比之下，直升机却灵活得多。它在空中悬停不动时，只要飞行员用脚蹬舵，就可以原地转向任何方向，还可以在空中作360度定点转弯。这就是尾旋翼的功能。三、直升机的飞行控制 直升机有了它那独特的“翅膀”，又有它那奇怪的尾巴，可以自由地飞翔，但是，要直升机向前飞行却并不那么简单。 （一）横滚控制 三、四十年前，直升机在研制的过程中，人们把螺旋桨从机体前面搬到机体的头顶，又装上了尾桨。这样固然可以使直升机直升直降和空中悬停，可是一旦前飞，直升机却意外地向左边或右边翻滚，一些试飞员甚至为此付出了血的代价。 这种奇怪的现象，使设计师们伤透了脑筋。为什么前飞会引起翻滚呢？人们经过大量的研究和实验，终于发现了这个问题的秘密。 原来，直升机在垂直升降或作空中悬停时，旋翼的桨叶无论旋转到什么位置，桨叶所遇到的&对气流的速度都是相等的，所以桨叶在任何位置所产生的升力也是相等的。当直升机前飞时，旋翼的两侧就会出现不对称的升力，使机身失去平衡引起直升机翻滚。
图1－95 直升机平飞时的横滚 为什么会出现这种现象呢？让我们以旋翼自左向右旋转的直升机前飞为例来加以分析。为了便于说明，我们以桨叶在正后方为0度，顺着旋转方向计算角色桨叶在正左方为90度，在正前方为180度，在正右方为270度。桨叶转到左方处于向前运动的位置，叫前进桨叶，桨叶转到右方，处于向后运动的位置，叫后退桨叶。假设直升机前进速度是每秒50米，旋翼旋转时，桨叶尖部的转速是每秒200米，那么当前进桨叶在90度的方位时，由于桨叶以每秒200米的速度向前运动，而直升机本身又以每秒50米的速度向前进，这时作用于桨叶尖部的相对气流通度就等于桨叶的转速和直升机本身的速度相加，即每秒250米。就好象轮船顺水航行，它的实际航速等于船速加水流速度。然而，当后退桨叶处于270度的方位时，由于桨叶的旋转方向和直升机的前进方向是相反的，这时作用于桨叶尖部的相对气流速度等于桨叶的转速(200米)减去直升机的前进速度(50米)，即每秒150米。就象轮船逆水航行，它的实际航速等于船速减去水流速度(下冲速度)。逆水行舟比顺水行舟进度慢也就是这个道理。 我们知道在桨叶角不变的情况下，相对气流速度越大，桨叶上下的压差越大，产生的升力就越大：相对气流速度越小，桨叶上下的压差也越小，它产生的升力就越小。由于作用于左边桨叶上的相对气流速度大，它产生的升力就较大；而作用于右边桨叶上的相对气流速度小，它所产生的升力;较小。这样旋翼左右两侧就出现了升力的不平衡，就会产生一个翻接力矩，就象天平两边的法码不同所产生倾斜的现象一样，必然会导致直升机发生翻滚。 翻滚的原因找到了，可是怎样来消除这种危害呢?经过不断实践，人们终于认识到：消除左右;不平衡力矩的有效方法之一，就是在桨叶和桨毂之间用水平关节联结。因为水平关节可以使桨叶自由地上下挥舞。 直升机在前飞中，当桨叶转到左边时，桨叶所产生的升力较大，这个较大的升力就会促使桨叶绕水平关节向上挥舞；当桨叶转到右边时，桨叶所产生的升力较小，这个较小的升力就造成桨叶向下挥舞。
图1－96 桨叶上下挥舞时迎角的变 桨叶在左右两侧进行向上、向下挥舞的结果，引起了桨叶迎角的改变。因为桨叶在向上挥舞时，它又遇到一股自上而下的相对气流，这股相对气流迫使上挥桨叶的迎角减小，桨叶迎角的减小导致桨叶所产生的升力也随之减小(在桨叶旋转速度不变的笨鱿拢桨叶迎角的增减会引起升力的增减)；而当桨叶向下挥舞时，也会遇到一股自下而上的相对气流，这股相对气流迫使下挥桨叶的迎角增大，桨叶迎角的增大，导致桨叶所产生的升力也随之增大。 这个过程简单地说：就是在直升机前飞时，当桨弊到左边，相对气流速度加快，升力增加，于是桨叶向上挥舞，桨叶向上挥舞又引起桨叶迎角减小，随之升力也相应减小；相反，当桨叶转到右边时因相对气流速度减慢，升力减小，于是桨叶向下挥舞。桨叶向下挥舞又引起桨叶迎角增大，随之升力也相应地增大。 这样经过相辅相成的作用，虽然桨叶在各个方位上所遇到的相对气流速度不同，但由于桨叶迎角能自动地进行相应改变，桨叶上的升力得到了调整，左右两侧桨叶上的升力得到了平衡，翻滚力矩也就自动消除了。 这样，水平关节就象一个自动调节器似的，自动调整了左右两侧桨叶上的升力，克服了升力的不对称，进而自动消除了翻滚现象，直升机就能够自由地向前飞行了。 （二）激波与直升机的飞行速度 直升机的速度为什么比普通飞舐得那么多呢？直升机的旋翼本身使飞行速度受到了限制。当速度增大到一定的程度以后，旋翼的后退桨叶会发生气流分离失速，旋翼的前进桨叶会出现“激波”。直升机的速度较慢，就是这两个障碍造成的。 当直升机前飞时，后退桨叶因升力减小而向下挥舞，向下挥舞的同时，桨叶又额外受到一个向上的相对气流的作用，使桨叶的迎角增大，在270度方位增大最多。可以推想，前飞速度越大，迎角增大也会越多。当速度增大到某一数值时，后退桨叶的迎角就会首先在270度方位附近超过临界迎角，发生严重气流分离。因督凹獾脑仓芩俣茸畲螅桨尖处在270度方位附近向下挥舞的速度就最大，其迎角增加得也就最多，因此发生气流分离也最早。飞行速度如果继续增加，气流分离就会更加严重，还要引起直升机震动、摇摆，甚至失去平衡，后退桨叶就是这样拖了速度提高的后腿。
图1－97 后退桨叶失速 那么前进桨叶又是怎样出现“激波”，影响速度提高呢？ 让我们以某种直升机来说明。这种直升机旋翼最大转速为每分钟一百九十转。旋翼桨叶长度为十点五米，其桨尖圆周速度为每秒209米。直升机若以每小时二百二十公里，即每秒91米的速度飞行，那么前进奖叶尖部在90度方位的相对气流速度，就赜诮凹獾脑仓芩俣扔肭胺伤俣戎和，即每秒钟270米，这个速度为音速的79％(在标准大气温度下的音速为每秒340米)。当这股接近音速的相对气流流经桨叶时，因桨叶上表面圆拱，流速还要加快，以致在桨叶尖部上表面达到或超过音速。 桨叶上出现超音速区，是个麻烦的事情。在四十年代，螺旋桨飞机在俯冲时的速度接近了音速，飞机便失去操纵，甚至造成坠地失事的悲剧。音速就成为飞行速度继续增大的严重障碍，人们称之为“音障”。 桨叶的运动速度大了，也会遇到“终”的问题。因为桨叶在空气里运动的时侯，桨叶前缘的空气受到挤压。由于挤压，空气的压力提高，这种压力以波的形式向外传播出去，就象在水面投一块石头会造成水波一样，一围一圈地向四周扩散。当桨叶运动速度比音速慢的时候，压力波传播速度比桨叶运动速度快，压力波能跑在桨叶的前面，使桨叶前面的高压逐渐消失。可是，当桨叶运动速度超过音速，压力波的向前传播速度就可能与桨叶运动的速度相同，桨叶前面的高压就传播不出去了，空气被压缩堆积在前面变成一道无形的屏障。这屏障就叫做“激波”。当桨叶前面有了激波，会使桨叶产生艽蟮淖枇Γ叫做“波阻”。桨叶再提高速度就极为困难了。事实上，当桨叶运动速度接近音速时，在桨叶上表面光有激波产生，叫做“局部激波”。局部激波已经能产生很大的波阻了。这样一来直升机速度的提高就遇到了障碍。
图1－98 前进桨叶气流速度 （三）无动力下降 无动力下降着陆，也叫自转着陆。当发动机停车以后有两股力量在推动旋翼继续旋转。 第一股力量就是原有的旋转惯性力。就象电风扇在停电以后，叶片暂时还能靠惯性继续转动一样，旋翼在失去发动机带动后，靠旋转惯性力的推动继续旋转。但这股力量不能持久在旋转阻力的作用下，旋翼的转速很快就会减小，升力也因此而减小。于是在自身重力的作用下，高度开始下降。第二股力量是直升机在下降中旋翼产生的空气动力。因为随着直升机的下降，旋翼的桨叶上有两股相对气流的作用。一股是旅翼旋转产生的相对气流，一股是下降引起的相对气流。这两股相对气流合成从斜下方吹向桨叶的相对气流。 按照空气动力学的原配桨叶产生的升力与相对气流合速度的方向垂直。由于相对气流合速度是从斜下方吹向桨叶的，桨叶的升力便向前倾斜。升力一向前倾斜，便可以分解为两个分力。第一个是垂直向上的分力，它起着支持飞机重量的作用，使直升机不至于下降得太快。第二个是水平方向的分力，它同旋翼旋转方向一致起着推动旋翼继续旋转的作用。这种推动旋翼旋转的第二股力量与旋转阻力平衡时，旋翼便保持稳定的转速，这种情况就叫旋翼的稳定自转。着旋翼的自转，直升机可以象枫树种子一样较缓慢地下降，安全着陆。 （四）特情的处理直升机在飞行过程个，除了常见的一些特点和特性外，有时由于操纵不当或受到外界条件的影响还会出现以下的特殊现象，如不及时正确处理，会危及飞行安全。1、涡环状态 其中一种叫做“涡环状态”。当直升机作垂直下降或以低速度下滑时，如果操纵不当导致下降率大于规定的数值，就会进入涡环状态。此时，直升机的旋翼的升力突然减小，下降率越来越大，引起飞机激烈地抖动和摇晃，甚至操纵失灵，危及飞行安全。
图1－99 涡环状态 直升机处于悬停或平飞状态，旋翼向下排压的空气可以顺利地向下扩散，不会发生涡环状态的现象。但是，当直升机作垂直下降或下滑时，就会产生一股从下至上的相对气流。旋翼向下排压的空气，受到这股自下而上的相对气流的阻挡，不能顺利向下扩能就会使一部分;气绕过奖叶尖部又重新被吸入旋转面，再被旋翼向下排出。这样在旋转面外围的边线，有一部分空气被反复吸入和排出，环绕旋翼进行反复循环。由于此时的气流形状好像一个圆环，人们就把它叫做“涡环”。 少量的“涡环”对直升机飞行影响不大，当直升机下降率增大到一定程度时，旋翼向下排压的空气大部分被自下而上的相对气流顶回，产生越来越强烈的涡环，危及到飞机安全时，人们把这种涡环的空气流动状态叫做“涡环状态”。 由于直升机处于涡环状态比旋翼周围的气流十分紊乱，旋翼正常工作受到破坏，这不仅使旋翼升力减小，下降率增大，还会使旋翼升力忽大忽小，引起直升机抖动和摇晃下降串也不稳危操纵性随之降低严重时导致操纵失灵。“涡环状态”是一个讨厌的飞行状态，为了防止进入涡环状态，直升机如无特殊需要，不要作垂直下降。当需要作垂直下降时，下降率不要超过规定的数值。一旦进入涡环状态，应及时上提油门变距机，增加旅翼的升力，减小下降率。或者前推驾驶杆，增加前飞速度，使旋翼向下所排出的空气流向侧后无能够倾利地扩散，以消除涡环状态。2、地面共振 另一种特殊现象叫做“地面共振”。直升机在地面试车、滑行、垂直起落或滑跑起落的情况下，有时会突然剧烈地摇晃起来。如果不及时处置，在几秒钟的时间内就会使直升机倾翻，造成严重事故。这种现象是因为直升<在地面发生共振造成的，人们称它为地面共振。直升机发生地面共振也是内外因两个因素造成的。外因就是滑跑颠簸和发动机振动等产生了一定的振动频率，它具有激起其它物体也跟着产生振动的力量，我们叫它外部激振力。内因就是直升机的机体本身所具有的振动频电我们叫它固有振动<率。假设直升机固有振动频率是每秒一千次，当它在地面开车或地面滑跑队外部的激振频率等于或接近每秒一千次，直升机的机体就会发生剧烈的振动和摇晃，这就是直升机发生地面共振的基本原因。 地面共振是安全的大敌，需要积极地预防，正确地处置。在地面开车时，要正确地使用发动机的转速，要尽量避免使发动机的转速达到产生共振的程度；在地面滑行时，应尽量选择平坦的滑行路线，滑行速度不要过大，操纵动作注意柔和，尽量减少外部的激振力。这样就可以减少发生共振的可能性。 一旦发生共振现象，应当迅速地下放油门变距杆，减少油门，必要时迅速关闭发动机改变发动机的振动频率，减小旋翼的转速，减小外部激振力，使直升机固有振动频率与外部产生的振动频率相差更多，从而制止地面共振。如果直升机即将离地时发生地面共振，只要发动机功率允许，n可以果断地上提油门变距杆，增加旋翼的升力，直升机迅速离地。离开了地面，地面共振当然也就不会存在了。 3、空中共振 与地面共振相比，空中共振的分析要复杂得多，空中共振是直升机动力学分析中最复杂的问题，必须计入桨叶n挥舞摆振，甚至扭转(变距)，还必须计人机体的运动，而这些运动自由度之间又存在着复杂的复合关系。除此以外，空气动力的作用使得问题更加复杂。 直升机空中共振包括旋翼的振动和机体。旋翼共振可能由于动静平衡不好所导致的旋翼共振，或者阵风导致的旋翼扰动等。机体共振可能是直升机在空中产生摇晃，这一般都是低频振动，振幅可能很大，会导致直升机的姿态发生明显的变化，严重时导致直升机失去平衡。四、模型直升机结构与飞行控制（一）模型直升机主蛞斫峁 通常只有两个主旋翼叶片，油动和电动模型直升机的旋翼桨毂结构不同，因为电动直升机比较容易控制主轴的转速，而油动内燃机的转速必须在一定范围内才能发挥最大的效率，并且要和一定的螺距相匹配，因此都采用变桨距主旋翼，而电动直升蛳嗟币徊糠植捎貌槐浣熬嗟闹餍翼。1、可变桨距主旋翼结构 可变桨距主旋翼结构的直升机可以做出真飞机都难以做出的出色动作，如倒飞，大幅度急转换向等。模型直升机的桨距变化都是通过倾斜圆盘直接或者间接控制的，而倾斜圆盘又是通过舵机驱动倾斜的。为了使直升机飞行稳定，多数模型直升机都使用了带平衡翼的平衡杆，又称为挥舞桨。 模型直升机倾斜圆盘的控制又分为普通模式和CCPM模式。普通模式是一种传统的倾斜圆盘控制模式，它采用多个舵机串联工作，两个舵机控制倾斜圆盘的前后左右倾斜来控制周期变距，一个舵机控制总桨距，因此它的倾斜圆盘的外盘的球铰为90度间隔排列的有四个（正上方看呈十字形），也成为十字盘，如图所示。十字盘是控制直升机运动方向的关键元件，因此十字盘的稳定性，大大影响了整个机身的操控准确度。
图1－100 十字倾斜圆盘
图1－101 国产神龙SL30的旋翼头十字盘结构 近年，JR 发表了 CCPM ( Cylic Collective Pitch Mixing ) 新型的十字盘控制结1，其他业者也相继推出相同设计原理的机种，如 Kyosho 的 EMS、Hirobo 的 SWM。这新设计关键在於倾斜圆盘驱动方式的差异， CCPM是用三个舵机同时并联工作来完成一系列的十字盘动作， CCPM的十字盘是呈120度排列的有三个（正上方看呈三角形），利用三个舵机连接三个头球，同时工作使十字盘进行前后、左右、上下的动作。因为CCPM是同时使用三个舵机工作，理论上来说，倾斜圆盘受到的控制力度比传统的要大三倍（传统十字盘进行某单一方向控制时，只有一个舵机工作）。螺距是所有舵面控制懈涸刈畲蟮 ( 因为要转动主旋翼改变攻角 )，而 CCPM 的螺距是由三个舵机一同完成，等于制动力量是传统十字盘的三倍，这直接降低伺服机的负担、提升控制精准度，动作更加迅速更加准确，而且因为是三个舵机联动，以往改变螺距的那部分机械混控结构部芯涂梢匀∠了，减轻了飞机的重量，却增加了飞机的控制能力。CCPM 的缺点∶要达到伺服机相互的混控，遥控器必须支援才可 ( 因为不再是一个指令，一个伺服机动作)，另外，目前 CCPM 机种选择较少，价钱也高一点。一般CCPM在电动直机上比较常见，油机幸灿校但是比较少，而且也贵，还要求有CCPM混控能力的遥控设备，FUTABA只有FF9以上系列和新出的FF系列有混控外，JR的是MAX 66II以上都有。设备比较昂贵。而且调整比较麻烦，换来的代价是飞机更灵活，更好控制。CCPM是以后模型直升机发展的方向。
图1－102 CCPM的120度倾斜圆盘
图1－103 跷跷板结构
图1－104 旋翼头
图1－105 跷跷板与旋翼夹头的连接2、不可变桨距主旋翼结构 不可变桨距主旋翼结构广泛的是用在微型电动直升机上，除了不能作倒飞等3D动作，其他的没有什么区别。但是主旋翼头结构就简单的多，因此便于普及。这种旋翼头结构必须使用平衡翼来达到主桨周期变距来使直升机前后左右运动。倾斜圆盘的运动不是直接传到主桨上，而是传递给跷跷板机构的平衡杆上，使平衡杆上的平衡翼改变迎角。平衡翼和主桨是一起转动的，平衡翼的迎角由于倾斜圆盘的倾斜而发生周期性的变化，导致平衡翼在某个方向升力大，而相对的方向升力小，升力大，则该方向平衡翼上升，使平衡杆的旋转平面发生倾斜，平衡杆的上升就通过连杆带动主桨发生倾斜，使一只主桨的攻角增大，而另一只主桨的攻角减小，从而使主桨的攻发生一正一负的周期变化，主桨的升力合力作用线发生倾斜，直升机就改变运动方向。由于倾斜圆盘的倾斜是间接传递到主桨上的，需要主轴有足够的转速才能使平衡翼的升力发生变化，而平衡翼在离心力作用下会有回中的趋势，从而使两个主旋翼的攻角有相等的趋势，使直升机飞行趋向稳定。所以平衡翼也称为稳定翼。
图1－106 不可变桨距旋翼头（二）模敝鄙机尾桨结构 模型直升机的尾桨分为独立尾桨和联动尾桨。独立尾桨为电动直升机专用，尾桨采用一只微型电动机带动，有直接驱动模式和通过减速齿轮驱动两种。多数采用减速齿轮驱动。市面上绝大多数电动微型直升机都采用独立电机驱动。不过也币恍┑缍直升机（主要是大型的）也有采用和主旋翼联动的尾桨驱动模式，它们一般都是为了飞3D动作而设计的。油动直升机全部使用和主旋翼联动的可变桨距尾桨，这样在发动机转速不变的情况下，通过改变桨距，调整尾桨抵消主桨反扭距的大小，可使直升机做出摆头旋转动作，再配合发动机油门，可以做出更加灵敏复杂的动作。另外，要将主轴的能量传递一部分到尾桨，都是通过尾杆（空心尾梁）来传动的，分为皮带传动和轴传动两种。皮带传动采用的是同步齿带，发动机的能量通过一个齿形皮带轮，带动皮带，将能量传递给尾波箱内的从动齿形皮带轮，驱动尾旋翼桨毂带动尾桨旋转。如图所示。同步齿带传动的特点是噪音小，传动扭矩大，但是要求尾杆直径足够，因为皮带要穿过尾杆灵活无阻碍的传动，另外功率损失稍大，也不适合大型的模型直升机上，因为皮带太长将会传动不稳，皮带有跳动，容易在尾杆上打磨。由幽Ｐ椭鄙机发动的布置方式是曲轴和旋翼主轴平行，而尾桨轴与主轴成90度交错，因此要使皮带绕了90度传动。如图1－107所示。
图1－107 皮带传动模式
图1－108 国产神龙SL30的尾桨皮带传动结构 轴传动也得到了广泛的传动，轴并不一定是刚性轴，软轴只要有足够的支撑，轴承传动性能也很好。轴传动方式的模型直升机在主轴从动齿轮上有伞齿，通过锥齿轮传动到尾齿轮箱中。轴传动方式在主轴上的从动齿轮上有伞齿轮，带动尾i动轴上的锥齿轮，同样尾传动轴的尾部也有一对锥齿轮，使尾桨轴转动。
图1－109 齿轮传动尾桨的主轴齿轮组 不管是独立还是联动的尾桨，都是和主桨分开控制的。要么改变尾桨的螺矩，要么改变尾桨的转速，来改变尾桨的推力。我们知道主轴的转速或者主桨的攻角变化都回使主桨产生的反扭矩发生变化，为了保证直升机不摆动，即尾部锁定，必须使鹘暗姆赐屏Ω蘸玫窒主桨的反扭矩，但是完全靠手动来保持稳定非常困难，必须使用陀螺仪来辅助控制。陀螺仪能够感知模型的偏航，通过混控来改变尾桨的推力，纠正偏航，保持机尾的锁定。现在普遍使用的都是压电陀螺仪，需要注意的是带有锁尾功能的，在打开设备的开关时，须保持魃机在水平静止状态维持几秒钟的时间，以使陀螺仪对中立位置进行记忆和确认。
图1－87 旋翼三关节以及桨叶角、桨叶迎角 旋翼不仅构造复杂，其运动情况也很复杂。当旋翼旋转起来以后，每一片桨叶上"有三个力在互相作用。第一个力是升力，它力图使桨叶绕水平关节向上；第二个力是桨叶旋转产生的离心力，它力图使桨叶保持水平；第三个力是旋翼本身的重量即重力，它力图使桨叶绕水平关节向下挥。这三个力互相矛盾，最后取得平衡，使桨叶稳定在一个向上掀起的位置。由于各个桨"在转动中都向上掀起一个角度，旋翼旋转的形状便象—把倒立的雨伞，人们称作旋翼锥体。 旋翼形成锥体后，因各桨叶都向上掀起，升力就随之向内倾斜。于是，桨叶的升力便分解为一个垂直向上的分力，一个水平方向的分力。显然，各桨叶"平方向的分力，就象力量相等的人拔河一样互相抵消，合力为零；各桨叶垂直向上的分力相加，所产生的合力便是旋翼的总升力，这个总升力的作用线通过旋翼锥体的中心。如果我们把旋翼的锥体比做一把倒立的“雨伞”，则总升力就好象是它的无形的“伞把”。图1－88 旋翼锥体的形成及总升力 1、垂直升降与悬停 在直升机座舱内，位于飞行员的左手下方有一个油门变距操纵杆，简称油门变距杆。它一方面和发动机的节气门连接，另一方面通过传动杆和旋翼旋转轴上的自动倾斜器连接。当倒立的“雨伞”——旋翼的旋转面保持水平，旋翼的总升力便>垂直向上的。这时候，飞行员将油门变距杆逐渐向上提起，一方面发动机节气门逐渐开大，旋翼的转速随之增加；另一方面通过传动杆和自动倾斜器，使所有桨叶的桨叶角同时增大。这样，各桨叶的升力都增加，旋翼的总升力就增加。当总升力大于飞机的重量时直升机便离开地面，垂直上>。上升到一定的高度，飞行员稍下放油门变距杆，一方面发动机节气门减小，旋翼的转速也减小；另一方面所有桨叶的桨叶角都减小，这样总升力也随之减小，直到总升力等于飞机重量，直升机使停在空中不动。若继续下放油门变距扦，使总升力小于飞机重量，直升机便垂直下降。这就是>升机直升、直降和空中悬停的基本原理。 2、平飞 前面已经谈到，旋翼在旋转时，可以产生向上的升力，并形成一旋翼锥体。它的总升力的作用线正好通过旋翼锥体的中心，就象倒立雨伞的伞把。如果改变旋翼锥>的倾斜度，那么这个无形的“伞把”——总升力也必然随着倾斜。总升力向前倾斜时，便分解成两个分力。一个是垂直向上的分力，支持飞机的重量。一个是水平方向的分力，拉着飞机前进。如果垂直向上的分力和直升机的重量相等而水平方向的分力又大于空气的阻力，直升机就会沿着水平方向前飞。旋翼锥体向前倾斜度越大，总升力也就愈向前倾斜，水平分力也越大，直升机向前飞行的速度也就越快。二、直升机关键部件结构（一）旋翼桨毂 旋肿短逶跹才能向前倾斜呢？这要靠直升机操纵系统装置的自动倾斜器来完成。在座舱里，位于飞行员前面装有驾驶杆，它通过传动轴与自动倾斜器连接。如果飞行员前推驾驶杆，通过传动轴就会使自动倾斜器向前倾斜，同时带动旋翼锥体也向前倾斜，总升力也随之往前倾，直升机就向前飞滞样道理，如果飞行员往后拉驾驶杆，就会使旋翼锥体向后倾队直升机就向后飞，如果飞行员向左、右压驾驶杆，就能使直升机向左右侧飞。总之驾驶杆往那个方向运动，直升机就能向那个方向飞行。图1－89 旋翼操纵系统旋翼系统由桨叶和桨毂组成。旋翼形式是由桨毂形式决定的。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p式、跷跷板式、无铰式和无轴承式。如图1－90所示。图1－90 旋翼桨毂结构形式直升机这个独特的翅膀——旋翼，虽然是仿照竹蜻蜓的原理制成的，但它的本领远远超过了竹蜻蜓。它既象一个旋转的机翼，能够产生升力，又象普通飞机的螺旋桨，可以产生拉力；还可以代替舵面进行操纵，起到普通飞机升降舵和副翼的作用。 （二）尾旋翼 直机不仅有独特的翅膀。单旋翼直升机还必定有一个奇怪的尾巴。这种长长的尾巴末端还向上翘着，上面装有一具小螺旋桨。直升机的旋翼在空气中转动时，它的每一片桨叶就好象木桨作圆圈划水一样，空气也会给旋翼一个反作用力矩，反作用力矩传递到机身上，就使机体向旋翼旋转的相反方向旋转起来，就是这个反作用力矩。它给单旋翼直升机带来了麻烦，使其无法保持一定的航向，因此也就无法飞行。 为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合形成了现代多种旋翼布局型式。旋翼之所以会出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。图1－91 直升机旋翼布置形式 1、单旋翼带尾桨布局。空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力(或推力) 相对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平衡如上图的a。这种方式目前应用较广泛，虽然尾桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。 2、双旋翼式布局。由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵列式双旋翼或者横列式双旋翼(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反方向转动，那么，空气对其中一副旋翼的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见图中的b、c、d、e。 3、尾旋翼结构 单旋翼直升机带有一个尾部螺旋桨，简称尾桨，安装在直升机的尾部，让它产生向左或向右的阻力，对直升机的重心形成一个偏转力矩。如果这个偏转力矩粗鄙机的反作用力矩大小相等、方向相反，直升机就能得到力矩的平横，这样直升机就不会向旋翼旋转的相反方向旋转了。 尾桨由桨叶、轴向关节、水平关节和桨毂等组成。轴向关节允许桨叶转动，增大或减小桨叶角。 为了使尾桨不至于碰到旋翼，必须把直升机的机身加长。机身后面象尾巴一样的细长段，称为尾梁。把尾梁和尾桨连接起来的转折段叫尾斜梁。尾桨就装在尾斜梁的顶端。图1－92 尾桨的构造1）常规尾桨 这种尾桨的构造与旋翼类似，由桨叶和桨毂组成。常见的有跷跷板式、万向接头式和铰接式。2）涵道尾桨 这种尾桨由两部分组成：/部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于涵道中央的转子。其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。涵道尾桨的推力有两个来源：一是涵道内空气对叶片的反作用推力；二是涵道唇部气流负压产生的推力。涵道尾桨的构造如下图所示。图1－93 涵道尾桨3）无尾桨系统 无层桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷气口、压力风 扇、带缝尾梁等几部分组成，如下图所示。图1－94 无尾桨系统 尾桨不仅用来平衡旋翼的反作用力矩，使单旋翼直升机保持稳定的航向，而且还起到普通飞机方向舵的作用，可以进行方向操纵。它是通过两个脚蹬来控制的，习惯上把飞行员蹬动脚蹬叫做蹬舵。脚蹬位于飞行员的前下方，飞行员脚蹬可以通过操纵杆使层桨每片桨叶的桨叶角同时增大或减小舱个尾桨的拉力也随之增大或减小。这样尾桨产生的偏转力矩就可按照我们的需要大于或小于旋翼的反作用力矩，于是直升机就能任意向左或向右偏转。为了适应飞行员的生活习惯，在脚蹬的设计上都是保证蹬右舵向右转弯，蹬左舵向左转弯。 尾桨这一特殊的功能，也造就了直升机的特殊性能。普通飞机在空中转弯时，必须绕一个很大的转弯半径才能转得过来。相比之下，直升机却灵活得多。它在空中悬停不动时，只要飞行员用脚蹬舵，就可以原地转向任何方向，还可以在空中作360度定点转弯。这就是尾旋翼的功能。三、直升机的飞行控制 直升机有了它那独特的“翅膀”，又有它那奇怪的尾巴，可以自由地飞翔，但是，要直升机向前飞行却并不那么简单。 （一）横滚控制 三、四十年前，直升机在研制的过程中，人们把螺旋桨从机体前面搬到机体的头顶，又装上了尾桨。这样固然可以使直升机直升直降和空中悬停，可是一旦前飞，直升机却意外地向左边或右边翻滚，一些试飞员甚至为此付出了血的代价。 这种奇怪的现象，使设计师们伤透了脑筋。为什么前飞会引起翻滚呢？人们经过大量的研究和实验，终于发现了这个问题的秘密。 原来，直升机在垂直升降或作空中悬停时，旋翼的桨叶无论旋转到什么位置，桨叶所遇到的&对气流的速度都是相等的，所以桨叶在任何位置所产生的升力也是相等的。当直升机前飞时，旋翼的两侧就会出现不对称的升力，使机身失去平衡引起直升机翻滚。图1－95 直升机平飞时的横滚 为什么会出现这种现象呢？让我们以旋翼自左向右旋转的直升机前飞为例来加以分析。为了便于说明，我们以桨叶在正后方为0度，顺着旋转方向计算角色桨叶在正左方为90度，在正前方为180度，在正右方为270度。桨叶转到左方处于向前运动的位置，叫前进桨叶，桨叶转到右方，处于向后运动的位置，叫后退桨叶。假设直升机前进速度是每秒50米，旋翼旋转时，桨叶尖部的转速是每秒200米，那么当前进桨叶在90度的方位时，由于桨叶以每秒200米的速度向前运动，而直升机本身又以每秒50米的速度向前进，这时作用于桨叶尖部的相对气流通度就等于桨叶的转速和直升机本身的速度相加，即每秒250米。就好象轮船顺水航行，它的实际航速等于船速加水流速度。然而，当后退桨叶处于270度的方位时，由于桨叶的旋转方向和直升机的前进方向是相反的，这时作用于桨叶尖部的相对气流速度等于桨叶的转速(200米)减去直升机的前进速度(50米)，即每秒150米。就象轮船逆水航行，它的实际航速等于船速减去水流速度(下冲速度)。逆水行舟比顺水行舟进度慢也就是这个道理。 我们知道在桨叶角不变的情况下，相对气流速度越大，桨叶上下的压差越大，产生的升力就越大：相对气流速度越小，桨叶上下的压差也越小，它产生的升力就越小。由于作用于左边桨叶上的相对气流速度大，它产生的升力就较大；而作用于右边桨叶上的相对气流速度小，它所产生的升力;较小。这样旋翼左右两侧就出现了升力的不平衡，就会产生一个翻接力矩，就象天平两边的法码不同所产生倾斜的现象一样，必然会导致直升机发生翻滚。 翻滚的原因找到了，可是怎样来消除这种危害呢?经过不断实践，人们终于认识到：消除左右;不平衡力矩的有效方法之一，就是在桨叶和桨毂之间用水平关节联结。因为水平关节可以使桨叶自由地上下挥舞。 直升机在前飞中，当桨叶转到左边时，桨叶所产生的升力较大，这个较大的升力就会促使桨叶绕水平关节向上挥舞；当桨叶转到右边时，桨叶所产生的升力较小，这个较小的升力就造成桨叶向下挥舞。图1－96 桨叶上下挥舞时迎角的变 桨叶在左右两侧进行向上、向下挥舞的结果，引起了桨叶迎角的改变。因为桨叶在向上挥舞时，它又遇到一股自上而下的相对气流，这股相对气流迫使上挥桨叶的迎角减小，桨叶迎角的减小导致桨叶所产生的升力也随之减小(在桨叶旋转速度不变的笨鱿拢桨叶迎角的增减会引起升力的增减)；而当桨叶向下挥舞时，也会遇到一股自下而上的相对气流，这股相对气流迫使下挥桨叶的迎角增大，桨叶迎角的增大，导致桨叶所产生的升力也随之增大。 这个过程简单地说：就是在直升机前飞时，当桨弊到左边，相对气流速度加快，升力增加，于是桨叶向上挥舞，桨叶向上挥舞又引起桨叶迎角减小，随之升力也相应减小；相反，当桨叶转到右边时因相对气流速度减慢，升力减小，于是桨叶向下挥舞。桨叶向下挥舞又引起桨叶迎角增大，随之升力也相应地增大。 这样经过相辅相成的作用，虽然桨叶在各个方位上所遇到的相对气流速度不同，但由于桨叶迎角能自动地进行相应改变，桨叶上的升力得到了调整，左右两侧桨叶上的升力得到了平衡，翻滚力矩也就自动消除了。 这样，水平关节就象一个自动调节器似的，自动调整了左右两侧桨叶上的升力，克服了升力的不对称，进而自动消除了翻滚现象，直升机就能够自由地向前飞行了。 （二）激波与直升机的飞行速度 直升机的速度为什么比普通飞舐得那么多呢？直升机的旋翼本身使飞行速度受到了限制。当速度增大到一定的程度以后，旋翼的后退桨叶会发生气流分离失速，旋翼的前进桨叶会出现“激波”。直升机的速度较慢，就是这两个障碍造成的。 当直升机前飞时，后退桨叶因升力减小而向下挥舞，向下挥舞的同时，桨叶又额外受到一个向上的相对气流的作用，使桨叶的迎角增大，在270度方位增大最多。可以推想，前飞速度越大，迎角增大也会越多。当速度增大到某一数值时，后退桨叶的迎角就会首先在270度方位附近超过临界迎角，发生严重气流分离。因督凹獾脑仓芩俣茸畲螅桨尖处在270度方位附近向下挥舞的速度就最大，其迎角增加得也就最多，因此发生气流分离也最早。飞行速度如果继续增加，气流分离就会更加严重，还要引起直升机震动、摇摆，甚至失去平衡，后退桨叶就是这样拖了速度提高的后腿。图1－97 后退桨叶失速 那么前进桨叶又是怎样出现“激波”，影响速度提高呢？ 让我们以某种直升机来说明。这种直升机旋翼最大转速为每分钟一百九十转。旋翼桨叶长度为十点五米，其桨尖圆周速度为每秒209米。直升机若以每小时二百二十公里，即每秒91米的速度飞行，那么前进奖叶尖部在90度方位的相对气流速度，就赜诮凹獾脑仓芩俣扔肭胺伤俣戎和，即每秒钟270米，这个速度为音速的79％(在标准大气温度下的音速为每秒340米)。当这股接近音速的相对气流流经桨叶时，因桨叶上表面圆拱，流速还要加快，以致在桨叶尖部上表面达到或超过音速。 桨叶上出现超音速区，是个麻烦的事情。在四十年代，螺旋桨飞机在俯冲时的速度接近了音速，飞机便失去操纵，甚至造成坠地失事的悲剧。音速就成为飞行速度继续增大的严重障碍，人们称之为“音障”。 桨叶的运动速度大了，也会遇到“终”的问题。因为桨叶在空气里运动的时侯，桨叶前缘的空气受到挤压。由于挤压，空气的压力提高，这种压力以波的形式向外传播出去，就象在水面投一块石头会造成水波一样，一围一圈地向四周扩散。当桨叶运动速度比音速慢的时候，压力波传播速度比桨叶运动速度快，压力波能跑在桨叶的前面，使桨叶前面的高压逐渐消失。可是，当桨叶运动速度超过音速，压力波的向前传播速度就可能与桨叶运动的速度相同，桨叶前面的高压就传播不出去了，空气被压缩堆积在前面变成一道无形的屏障。这屏障就叫做“激波”。当桨叶前面有了激波，会使桨叶产生艽蟮淖枇Γ叫做“波阻”。桨叶再提高速度就极为困难了。事实上，当桨叶运动速度接近音速时，在桨叶上表面光有激波产生，叫做“局部激波”。局部激波已经能产生很大的波阻了。这样一来直升机速度的提高就遇到了障碍。图1－98 前进桨叶气流速度 （三）无动力下降 无动力下降着陆，也叫自转着陆。当发动机停车以后有两股力量在推动旋翼继续旋转。 第一股力量就是原有的旋转惯性力。就象电风扇在停电以后，叶片暂时还能靠惯性继续转动一样，旋翼在失去发动机带动后，靠旋转惯性力的推动继续旋转。但这股力量不能持久在旋转阻力的作用下，旋翼的转速很快就会减小，升力也因此而减小。于是在自身重力的作用下，高度开始下降。第二股力量是直升机在下降中旋翼产生的空气动力。因为随着直升机的下降，旋翼的桨叶上有两股相对气流的作用。一股是旅翼旋转产生的相对气流，一股是下降引起的相对气流。这两股相对气流合成从斜下方吹向桨叶的相对气流。 按照空气动力学的原配桨叶产生的升力与相对气流合速度的方向垂直。由于相对气流合速度是从斜下方吹向桨叶的，桨叶的升力便向前倾斜。升力一向前倾斜，便可以分解为两个分力。第一个是垂直向上的分力，它起着支持飞机重量的作用，使直升机不至于下降得太快。第二个是水平方向的分力，它同旋翼旋转方向一致起着推动旋翼继续旋转的作用。这种推动旋翼旋转的第二股力量与旋转阻力平衡时，旋翼便保持稳定的转速，这种情况就叫旋翼的稳定自转。着旋翼的自转，直升机可以象枫树种子一样较缓慢地下降，安全着陆。 （四）特情的处理直升机在飞行过程个，除了常见的一些特点和特性外，有时由于操纵不当或受到外界条件的影响还会出现以下的特殊现象，如不及时正确处理，会危及飞行安全。1、涡环状态 其中一种叫做“涡环状态”。当直升机作垂直下降或以低速度下滑时，如果操纵不当导致下降率大于规定的数值，就会进入涡环状态。此时，直升机的旋翼的升力突然减小，下降率越来越大，引起飞机激烈地抖动和摇晃，甚至操纵失灵，危及飞行安全。图1－99 涡环状态 直升机处于悬停或平飞状态，旋翼向下排压的空气可以顺利地向下扩散，不会发生涡环状态的现象。但是，当直升机作垂直下降或下滑时，就会产生一股从下至上的相对气流。旋翼向下排压的空气，受到这股自下而上的相对气流的阻挡，不能顺利向下扩能就会使一部分;气绕过奖叶尖部又重新被吸入旋转面，再被旋翼向下排出。这样在旋转面外围的边线，有一部分空气被反复吸入和排出，环绕旋翼进行反复循环。由于此时的气流形状好像一个圆环，人们就把它叫做“涡环”。 少量的“涡环”对直升机飞行影响不大，当直升机下降率增大到一定程度时，旋翼向下排压的空气大部分被自下而上的相对气流顶回，产生越来越强烈的涡环，危及到飞机安全时，人们把这种涡环的空气流动状态叫做“涡环状态”。 由于直升机处于涡环状态比旋翼周围的气流十分紊乱，旋翼正常工作受到破坏，这不仅使旋翼升力减小，下降率增大，还会使旋翼升力忽大忽小，引起直升机抖动和摇晃下降串也不稳危操纵性随之降低严重时导致操纵失灵。“涡环状态”是一个讨厌的飞行状态，为了防止进入涡环状态，直升机如无特殊需要，不要作垂直下降。当需要作垂直下降时，下降率不要超过规定的数值。一旦进入涡环状态，应及时上提油门变距机，增加旅翼的升力，减小下降率。或者前推驾驶杆，增加前飞速度，使旋翼向下所排出的空气流向侧后无能够倾利地扩散，以消除涡环状态。2、地面共振 另一种特殊现象叫做“地面共振”。直升机在地面试车、滑行、垂直起落或滑跑起落的情况下，有时会突然剧烈地摇晃起来。如果不及时处置，在几秒钟的时间内就会使直升机倾翻，造成严重事故。这种现象是因为直升<在地面发生共振造成的，人们称它为地面共振。直升机发生地面共振也是内外因两个因素造成的。外因就是滑跑颠簸和发动机振动等产生了一定的振动频率，它具有激起其它物体也跟着产生振动的力量，我们叫它外部激振力。内因就是直升机的机体本身所具有的振动频电我们叫它固有振动<率。假设直升机固有振动频率是每秒一千次，当它在地面开车或地面滑跑队外部的激振频率等于或接近每秒一千次，直升机的机体就会发生剧烈的振动和摇晃，这就是直升机发生地面共振的基本原因。 地面共振是安全的大敌，需要积极地预防，正确地处置。在地面开车时，要正确地使用发动机的转速，要尽量避免使发动机的转速达到产生共振的程度；在地面滑行时，应尽量选择平坦的滑行路线，滑行速度不要过大，操纵动作注意柔和，尽量减少外部的激振力。这样就可以减少发生共振的可能性。 一旦发生共振现象，应当迅速地下放油门变距杆，减少油门，必要时迅速关闭发动机改变发动机的振动频率，减小旋翼的转速，减小外部激振力，使直升机固有振动频率与外部产生的振动频率相差更多，从而制止地面共振。如果直升机即将离地时发生地面共振，只要发动机功率允许，n可以果断地上提油门变距杆，增加旋翼的升力，直升机迅速离地。离开了地面，地面共振当然也就不会存在了。 3、空中共振 与地面共振相比，空中共振的分析要复杂得多，空中共振是直升机动力学分析中最复杂的问题，必须计入桨叶n挥舞摆振，甚至扭转(变距)，还必须计人机体的运动，而这些运动自由度之间又存在着复杂的复合关系。除此以外，空气动力的作用使得问题更加复杂。 直升机空中共振包括旋翼的振动和机体。旋翼共振可能由于动静平衡不好所导致的旋翼共振，或者阵风导致的旋翼扰动等。机体共振可能是直升机在空中产生摇晃，这一般都是低频振动，振幅可能很大，会导致直升机的姿态发生明显的变化，严重时导致直升机失去平衡。四、模型直升机结构与飞行控制（一）模型直升机主蛞斫峁 通常只有两个主旋翼叶片，油动和电动模型直升机的旋翼桨毂结构不同，因为电动直升机比较容易控制主轴的转速，而油动内燃机的转速必须在一定范围内才能发挥最大的效率，并且要和一定的螺距相匹配，因此都采用变桨距主旋翼，而电动直升蛳嗟币徊糠植捎貌槐浣熬嗟闹餍翼。1、可变桨距主旋翼结构 可变桨距主旋翼结构的直升机可以做出真飞机都难以做出的出色动作，如倒飞，大幅度急转换向等。模型直升机的桨距变化都是通过倾斜圆盘直接或者间接控制的，而倾斜圆盘又是通过舵机驱动倾斜的。为了使直升机飞行稳定，多数模型直升机都使用了带平衡翼的平衡杆，又称为挥舞桨。 模型直升机倾斜圆盘的控制又分为普通模式和CCPM模式。普通模式是一种传统的倾斜圆盘控制模式，它采用多个舵机串联工作，两个舵机控制倾斜圆盘的前后左右倾斜来控制周期变距，一个舵机控制总桨距，因此它的倾斜圆盘的外盘的球铰为90度间隔排列的有四个（正上方看呈十字形），也成为十字盘，如图所示。十字盘是控制直升机运动方向的关键元件，因此十字盘的稳定性，大大影响了整个机身的操控准确度。图1－100 十字倾斜圆盘图1－101 国产神龙SL30的旋翼头十字盘结构 近年，JR 发表了 CCPM ( Cylic Collective Pitch Mixing ) 新型的十字盘控制结1，其他业者也相继推出相同设计原理的机种，如 Kyosho 的 EMS、Hirobo 的 SWM。这新设计关键在於倾斜圆盘驱动方式的差异， CCPM是用三个舵机同时并联工作来完成一系列的十字盘动作， CCPM的十字盘是呈120度排列的有三个（正上方看呈三角形），利用三个舵机连接三个头球，同时工作使十字盘进行前后、左右、上下的动作。因为CCPM是同时使用三个舵机工作，理论上来说，倾斜圆盘受到的控制力度比传统的要大三倍（传统十字盘进行某单一方向控制时，只有一个舵机工作）。螺距是所有舵面控制懈涸刈畲蟮 ( 因为要转动主旋翼改变攻角 )，而 CCPM 的螺距是由三个舵机一同完成，等于制动力量是传统十字盘的三倍，这直接降低伺服机的负担、提升控制精准度，动作更加迅速更加准确，而且因为是三个舵机联动，以往改变螺距的那部分机械混控结构部芯涂梢匀∠了，减轻了飞机的重量，却增加了飞机的控制能力。CCPM 的缺点∶要达到伺服机相互的混控，遥控器必须支援才可 ( 因为不再是一个指令，一个伺服机动作)，另外，目前 CCPM 机种选择较少，价钱也高一点。一般CCPM在电动直机上比较常见，油机幸灿校但是比较少，而且也贵，还要求有CCPM混控能力的遥控设备，FUTABA只有FF9以上系列和新出的FF系列有混控外，JR的是MAX 66II以上都有。设备比较昂贵。而且调整比较麻烦，换来的代价是飞机更灵活，更好控制。CCPM是以后模型直升机发展的方向。 图1－102 CCPM的120度倾斜圆盘 图1－103 跷跷板结构 图1－104 旋翼头图1－105 跷跷板与旋翼夹头的连接2、不可变桨距主旋翼结构 不可变桨距主旋翼结构广泛的是用在微型电动直升机上，除了不能作倒飞等3D动作，其他的没有什么区别。但是主旋翼头结构就简单的多，因此便于普及。这种旋翼头结构必须使用平衡翼来达到主桨周期变距来使直升机前后左右运动。倾斜圆盘的运动不是直接传到主桨上，而是传递给跷跷板机构的平衡杆上，使平衡杆上的平衡翼改变迎角。平衡翼和主桨是一起转动的，平衡翼的迎角由于倾斜圆盘的倾斜而发生周期性的变化，导致平衡翼在某个方向升力大，而相对的方向升力小，升力大，则该方向平衡翼上升，使平衡杆的旋转平面发生倾斜，平衡杆的上升就通过连杆带动主桨发生倾斜，使一只主桨的攻角增大，而另一只主桨的攻角减小，从而使主桨的攻发生一正一负的周期变化，主桨的升力合力作用线发生倾斜，直升机就改变运动方向。由于倾斜圆盘的倾斜是间接传递到主桨上的，需要主轴有足够的转速才能使平衡翼的升力发生变化，而平衡翼在离心力作用下会有回中的趋势，从而使两个主旋翼的攻角有相等的趋势，使直升机飞行趋向稳定。所以平衡翼也称为稳定翼。图1－106 不可变桨距旋翼头（二）模敝鄙机尾桨结构 模型直升机的尾桨分为独立尾桨和联动尾桨。独立尾桨为电动直升机专用，尾桨采用一只微型电动机带动，有直接驱动模式和通过减速齿轮驱动两种。多数采用减速齿轮驱动。市面上绝大多数电动微型直升机都采用独立电机驱动。不过也币恍┑缍直升机（主要是大型的）也有采用和主旋翼联动的尾桨驱动模式，它们一般都是为了飞3D动作而设计的。油动直升机全部使用和主旋翼联动的可变桨距尾桨，这样在发动机转速不变的情况下，通过改变桨距，调整尾桨抵消主桨反扭距的大小，可使直升机做出摆头旋转动作，再配合发动机油门，可以做出更加灵敏复杂的动作。另外，要将主轴的能量传递一部分到尾桨，都是通过尾杆（空心尾梁）来传动的，分为皮带传动和轴传动两种。皮带传动采用的是同步齿带，发动机的能量通过一个齿形皮带轮，带动皮带，将能量传递给尾波箱内的从动齿形皮带轮，驱动尾旋翼桨毂带动尾桨旋转。如图所示。同步齿带传动的特点是噪音小，传动扭矩大，但是要求尾杆直径足够，因为皮带要穿过尾杆灵活无阻碍的传动，另外功率损失稍大，也不适合大型的模型直升机上，因为皮带太长将会传动不稳，皮带有跳动，容易在尾杆上打磨。由幽Ｐ椭鄙机发动的布置方式是曲轴和旋翼主轴平行，而尾桨轴与主轴成90度交错，因此要使皮带绕了90度传动。如图1－107所示。图1－107 皮带传动模式图1－108 国产神龙SL30的尾桨皮带传动结构 轴传动也得到了广泛的传动，轴并不一定是刚性轴，软轴只要有足够的支撑，轴承传动性能也很好。轴传动方式的模型直升机在主轴从动齿轮上有伞齿，通过锥齿轮传动到尾齿轮箱中。轴传动方式在主轴上的从动齿轮上有伞齿轮，带动尾i动轴上的锥齿轮，同样尾传动轴的尾部也有一对锥齿轮，使尾桨轴转动。图1－109 齿轮传动尾桨的主轴齿轮组 不管是独立还是联动的尾桨，都是和主桨分开控制的。要么改变尾桨的螺矩，要么改变尾桨的转速，来改变尾桨的推力。我们知道主轴的转速或者主桨的攻角变化都回使主桨产生的反扭矩发生变化，为了保证直升机不摆动，即尾部锁定，必须使鹘暗姆赐屏Ω蘸玫窒主桨的反扭矩，但是完全靠手动来保持稳定非常困难，必须使用陀螺仪来辅助控制。陀螺仪能够感知模型的偏航，通过混控来改变尾桨的推力，纠正偏航，保持机尾的锁定。现在普遍使用的都是压电陀螺仪，需要注意的是带有锁尾功能的，在打开设备的开关时，须保持魃机在水平静止状态维持几秒钟的时间，以使陀螺仪对中立位置进行记忆和确认。