曝光臺(tái) 注意防騙
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為彌補(bǔ)上述現(xiàn)象，應(yīng)增大旋翼有效力使合力方向成水平，從實(shí)際操縱上來(lái)說(shuō)，
應(yīng)提總距桿增加發(fā)動(dòng)機(jī)的功率輸出，這樣可以使直升機(jī)保持水平飛行。我們也可以
理解為在過(guò)渡飛行階段，直升機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)平面應(yīng)向所需飛行的方向傾斜，同時(shí)提總
距桿增加發(fā)動(dòng)機(jī)功率，使得旋翼有效力偏轉(zhuǎn)且增大，它的一個(gè)垂直分量是升力，且
與重力平衡，另一個(gè)水平分量可以使直升機(jī)進(jìn)入水平飛行狀態(tài)。
推力推力
旋翼有效力旋翼有效力旋翼有效力
重力
重力重力
圖1-19
圖1-20 圖1-21
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1.5.2 轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)
轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)是指除垂直飛行以外的其它飛行狀態(tài)。要進(jìn)入轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)，應(yīng)
將旋翼旋轉(zhuǎn)平面向著所需方向傾斜，旋翼有效力的水平分量將使直升機(jī)向著所需方
向運(yùn)動(dòng)。
如果槳葉的槳葉角增大，攻角增大，槳葉產(chǎn)生的升力增大，槳葉向上揮舞；反
之，槳葉的槳葉角減小，攻角減小，槳葉產(chǎn)生的升力減小，槳葉向下?lián)]舞。
因此如果槳葉在其轉(zhuǎn)動(dòng)的圓周中的前半周過(guò)程中槳葉角逐步增大，后半周過(guò)程
中槳葉角逐步減小，則槳葉將在轉(zhuǎn)動(dòng)的圓周中前半周是向上揮舞，后半周是向下?lián)]
舞，最終的結(jié)果是旋翼旋轉(zhuǎn)平面得到了傾斜，旋翼有效力得到了偏轉(zhuǎn)。
圖1-22 中的（a）指懸停狀態(tài)，（b）指轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)。
（a）懸停狀態(tài)(b)轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)
圖1-22 旋翼有效力在不同飛行狀態(tài)時(shí)的方向
實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)的操縱裝置叫做周期變距桿（俗稱-操縱桿），它在駕駛艙中
的位置與固定翼飛機(jī)上的操縱桿的位置相同。操縱周期變距桿將使所有主槳葉的槳
葉角沿著圓周交替變化，槳葉隨之向上或向下?lián)]舞。
周期變距桿的操縱同樣符合人的習(xí)慣，即前推周期變距桿，旋翼旋轉(zhuǎn)平面向前
傾斜，直升機(jī)向前飛行；如果想向左飛行，周期變距桿左推即可，依此類推。
不同的直升機(jī)采用了不同的操縱機(jī)構(gòu)將周期變距桿的操縱傳遞到主旋翼上，最
常見(jiàn)的是傾斜盤機(jī)構(gòu)。傾斜盤機(jī)構(gòu)通常由兩個(gè)傾斜盤組成，一個(gè)是固定傾斜盤，一
個(gè)是轉(zhuǎn)動(dòng)傾斜盤。當(dāng)移動(dòng)周期變距桿時(shí)，固定傾斜盤將向同方向傾斜，這個(gè)動(dòng)作將
傳遞到轉(zhuǎn)動(dòng)傾斜盤上使之同樣傾斜，轉(zhuǎn)動(dòng)傾斜盤與變距機(jī)構(gòu)直接連接，因此傾斜動(dòng)
作將逐漸反饋到槳葉上引起槳葉角的逐步變化，槳葉將在其轉(zhuǎn)動(dòng)圓周的一半中增加
槳距，另一半中減小槳距，從而實(shí)現(xiàn)槳距的周期操縱。
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第1.6 節(jié)升力不對(duì)稱和槳尖失速
1.6.1 升力的不對(duì)稱
這種現(xiàn)象發(fā)生在水平飛行狀態(tài)中，由于前進(jìn)槳葉和后退槳葉的相對(duì)氣流速度的
變化，造成整個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)平面上的升力的不對(duì)稱。
從升力計(jì)算公式中可以看出，如果升力系數(shù)、空氣密度和槳葉面積保持不變，
升力的變化將與相對(duì)氣流的速度的平方成正比。
如圖1-23，直升機(jī)的前飛速度假設(shè)為100 節(jié)，旋翼槳葉葉尖的轉(zhuǎn)動(dòng)速度為500
節(jié)，則前進(jìn)槳葉葉尖的相對(duì)氣流的合成速度為500+100=600 節(jié)，后退槳葉葉尖的相
對(duì)氣流的合成速度為500-100=400 節(jié)，由于兩邊的氣流相對(duì)速度不同，而升力與速
度的平方成正比，因此前進(jìn)槳葉將比后退槳葉產(chǎn)生更大的升力。
圖1-23 升力的不對(duì)稱
升力的變化量將引起前進(jìn)槳葉向上揮舞，而后退槳葉將向下?lián)]舞，槳葉的向上
揮舞則會(huì)引起減小前進(jìn)槳葉的攻角，槳葉的向下?lián)]舞增大后退槳葉的攻角，從而最
終達(dá)到使旋翼旋轉(zhuǎn)平面的升力平衡。
但是，上述槳葉的上下?lián)]舞平衡升力的不對(duì)稱將引起另一個(gè)重要問(wèn)題，槳葉在
前進(jìn)時(shí)向上揮舞和在后退時(shí)向下?lián)]舞會(huì)使得整個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)平面向后傾斜，而直升機(jī)
前飛時(shí)旋翼旋轉(zhuǎn)平面的向后傾斜顯然不是我們所希望的。
因此，我們必須通過(guò)別的辦法來(lái)平衡升力的不對(duì)稱，那就是使用周期變距操縱
法。為使直升機(jī)前飛，周期操縱桿將向前推，當(dāng)直升機(jī)從過(guò)渡飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)入到水平
飛行方向
飛行速度
槳葉葉尖轉(zhuǎn)速
后退槳葉
前進(jìn)槳葉
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飛行狀態(tài)時(shí)，直升機(jī)開(kāi)始獲得前進(jìn)速度，旋翼旋轉(zhuǎn)平面兩端會(huì)產(chǎn)生升力的不對(duì)稱而
引起旋轉(zhuǎn)平面有向后傾斜的趨勢(shì)，這時(shí)將周期操縱桿向前稍微推一定量，將使前進(jìn)
槳葉的攻角減小，槳葉產(chǎn)生的升力減小，后退槳葉的攻角增大，產(chǎn)生的升力增大以
達(dá)到升力的平衡，這種方法叫做人工周期變距法。
圖1-24 描述了周期變距法的過(guò)程。
（a） 懸停(b) 過(guò)渡飛狀態(tài)(c) 水平飛行狀態(tài)
圖1-24 周期變距法
在實(shí)際操作飛行中，飛行員通常是將周期桿的前推量一次推到位，使旋轉(zhuǎn)平面
前傾，這樣既獲得前飛速度，同時(shí)又有足夠的量克服旋轉(zhuǎn)平面的后傾趨勢(shì)。
在現(xiàn)代直升機(jī)的結(jié)構(gòu)中，槳葉與變距機(jī)構(gòu)之間安裝有變距搖臂，搖臂置于槳葉
之前，這種安裝方式使得當(dāng)槳葉要向上揮舞時(shí)槳葉角自動(dòng)減小，向下?lián)]舞時(shí)槳葉角
自動(dòng)增大，以平衡升力的不對(duì)稱，如圖1-25 所示。這樣避免了駕駛員必須操縱周期
桿來(lái)克服升力的不對(duì)稱，這種方法叫做自動(dòng)周期變距法（△鉸接效應(yīng)）（DELTA HINGE
EFFECT）。
圖1-25 自動(dòng)周期變距法
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1.6.2 速度限制和槳尖失速
速度限制主要是指旋翼轉(zhuǎn)速和直升機(jī)飛行速度的限制。
旋翼轉(zhuǎn)速限制必須考慮以下幾個(gè)方面：
1） 離心載荷：
轉(zhuǎn)速越大，作用到槳葉上的離心載荷越大，對(duì)槳葉能夠承受離心載荷的強(qiáng)度
要求越高，設(shè)計(jì)時(shí)必須在槳葉的強(qiáng)度和良好的翼型之間找到平衡點(diǎn)。
2） 升力要求：
如果旋翼轉(zhuǎn)速太低，槳葉不能產(chǎn)生足夠的升力克服飛機(jī)的重力
3） 槳葉慣性：
由于槳葉的慣性作用，槳葉在飛行中轉(zhuǎn)速的變化將受到阻礙，實(shí)際上主槳葉
的轉(zhuǎn)速在所有飛行狀態(tài)中基本保持在一個(gè)很小的范圍內(nèi)變化。
直升機(jī)飛行速度限制考慮的一個(gè)重要因素是后退槳葉的失速。在較大的飛行速
度下，氣流流過(guò)后退槳葉葉根處的方向?qū)⒆兂蓮暮缶壷燎熬墸驗(yàn)榇藭r(shí)葉根處的轉(zhuǎn)
速遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于飛行速度
當(dāng)出現(xiàn)這種情況時(shí)，這部分區(qū)域?qū)⒉划a(chǎn)生任何升力，這塊區(qū)域處于后退槳葉的
葉根處，形狀近似為三角形，飛行速度越大，三角形的面積越大，從而引起升力的
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直升機(jī)全方位講述1(5)
