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直升机全方位讲述

时间:2011-04-04 21:08来源:蓝天飞行翻译 作者:航空 点击:


在 0°到 180°之间,桨叶向上挥舞,而如果桨叶向上挥舞,且桨叶角又在基准角之上,桨叶角必定继续增大(陈述 B),因此桨叶角将从基准值 12°增大到最大值 18°,然后再回到基准值 12°,桨叶角的最大值将出现在 0°至 180°之间的中间位置,即 90°点。
在 180°至 0°之间规律是一样的(陈述 C),桨叶角必定从基准值 12°减小到最小值 6°再回到基准值 12°,最小桨叶角将出现在 270°点。
这样就得到了五个点,将这些点用一平滑的曲线连接,得到图 1-35。

图 1-35桨叶角变化曲线将图 1-34和图 1-35叠加,得到图 1-36,从图中可以看出,桨叶角变化曲线比桨叶挥舞量变化曲线要早 90°。

图 1-36挥舞量与桨叶角变化曲线从图 1-36可以得出以下结论:在 0°,桨叶角是基准值,桨叶不挥舞。 0°—90°,桨叶角逐渐增大至最大值,桨叶开始向上挥舞且向上挥舞的速率也
越来越大,当到达 90°时桨叶的挥舞速率最大。 90°—180°,桨叶角从最大值逐渐恢复到基准值,此时由于桨叶角大于基准值,桨叶继续向上挥舞,当桨叶角变成基准值时(180°),桨叶停止向上挥舞。 180°—270°,桨叶角逐渐减小至最小值,桨叶开始向下挥舞,且向下挥舞的速率也越来越大,当到达 90°时桨叶的挥舞速率最大。
270°—0°,桨叶角从最小值逐渐恢复到基准值,此时桨叶角仍小于基准值,桨叶继续向下挥舞,当到达 0°点时,桨叶角变为基准值,桨叶停止向下挥舞,继续下一个循环。
前面我们讨论了几种引起相位滞后原因的理论,由于这种现象的存在,最大桨叶角位置相对于需要的最高挥舞位置必须提前 90°,最小桨叶角相对于需要的最低挥舞位置也必须提前 90°。

1.8.2前置角
在设计直升机主桨系统时必须考虑到相位滞后的因素,绝大多数直升机利用倾斜盘将操纵通过变距拉杆传递到主桨系统上,变距拉杆和连接主桨叶的夹板或轴向关节之间加装一变距摇臂,而变距摇臂通常装在桨叶的前缘。变距摇臂操纵输入点与桨叶之间的夹角称作前置角。
对于两片主桨叶的主桨系统,尤其是装有平衡棒的主桨系统,变距摇臂的前置角为 90°。这是因为平衡棒与桨叶的夹角为 90°,驾驶舱操纵首先传递到平衡棒,然后再到变距摇臂。当倾斜盘前倾时,平衡棒指向前方,最小桨距也传递到平衡棒,此时桨叶仍在 270°,因此最小桨叶角位置相对于最低挥舞位置提前了 90°。
现代直升机主桨系统的前置角则为 45°,也就是说,变距摇臂的操纵输入点与桨叶的夹角为 45°,这意味着倾斜盘的倾斜方向不能与周期操纵杆的移动方向一致。当桨叶处在 270°点时,如果要使桨叶的最低挥舞位置在 0°点,最小桨距必须在 270°点,但前置角只有 45°,因此倾斜盘也必须提前 45°倾斜,最低倾斜点应在 315°点上。将主伺服装置(液压助力器)安装在这个位置可以实现此目的,其他伺服装置与其夹角 90°,如图 1-37。

图 1-37主伺服装置的安装位置示意图
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第 1.9节直升机的稳定性和外界影响
1.9.1稳定性
直升机的稳定性是指直升机在外力的作用下能够恢复到原来的飞行路线和飞行姿态的能力。,理论上,直升机主桨系统本身是不稳定的,也就是说桨盘的姿态必须随时由周期变距杆控制和操纵,任何非人为的主桨桨盘姿态的改变必须通过物理操纵才能恢复到原姿态。全铰式主桨正是如此,而有的主桨加装了其他的增加稳定性的方法如平衡棒等,即使这样桨盘的姿态仍然由周期变距杆来决定,要想保证桨盘保持在一个所需的姿态,周期变距杆不能松开,必须始终保持在一个选定的位置。
许多现代直升机都使用了自动飞行控制系统(AFCS)或增稳系统(SAS),使驾驶员不必始终在杆上不停地修正,而自动补偿姿态和航向的非人为改变。

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