详细图解直升飞机的结构原理

详细图解直升飞机的结构原理

涡轴发动机据其动力涡轮的形式不同，可分为固定涡轮轴发动机和自由涡轮轴发动机两种。

1.机身结构图

2.机身

机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和

设备，使直升机满足既定技术要求。机体是直升机的重要部件。下图为UH—60A直升机的机

身分段图。

机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。

在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传

来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的。为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱

门和开口，这样就使机体结构复杂化。

发动机依

旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。

因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。

军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。近年来，复合材料日益广泛地应用

于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损

安全性能好，成型工艺简单，所以受到人们的普遍重视。例如波音360直升机由于采用了复

合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35%,有效载

荷增加1296,生产效率提高50%。

3.发动机直升机的动力装置

发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。在直

升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于

其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的

涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。

实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点.当今世界上，除部分

小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。

航空涡轮轴发动机:

投产年代睇口睇重量比初a也

代型号名称户压比＜

(20联)・（kW）+（kg/kWJtOasmkgt(Kw/kg)。号Q

阿都斯特口侬於4闻㈤；赖5.2d簪Cl154,2;62-'"云雀"

50^

代

T3B-GE^109（美j1029/.0；38<,8.4P啪2*159^6.47>,“SH=3R

啊斯泰祖法”44W睁，7加颊L160,2;而」“小羚羊"”

60口

T64-GE型美“20*：底32"13口1竣1328,6.39’AH「56。

---DJCTQ；--

马基拉(法产1324米0.2921041100，'210，意的,”超美洲豹”

二

70-80^

穴

T700-GE-7D0（美”1146^.0.29^17P11期181，633，”黑鹰P

NTR—390（欧洲”9584口②4,⑶：1432>1695面，欧洲“虎式”

四

郎80-90PT印Q-LHPM寓895P0.280-年163.5.5.AH-6"

代

BTM-322（安法），1566・：5号加14,72241，6i5<-EH-1",

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(280hp),成为

世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特一1"(Artouste—1)。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Bell47(编号为XH—13F),于1954年

进行了首飞。

涡轴发动机自从问世近40年来，产品不断改进发展，结构、性能一代比一代好，型号不断

推陈出新。据不完全统计，世界上直升机用航空涡轴发动机，经历了四代发展时期，输出轴

功率从几十千瓦到数千千瓦，大大小小约有二十几个发展系列。

西方典型的四代航空涡轴发动机

涡轴发动机分类：

涡轴发动机据其动力涡轮的形式不同，可分为固定涡轮轴发动机和自由涡轮轴发动机两种。

前者的动力涡轮和燃气发生器转于，共同固定在同一根轴上；后者的动力涡轮和燃气发生器

转子，分别固定在两根轴上，动力涡轴与燃气发生器转于彼此无机械联系，动力涡轴呈“自

由”状态。自由涡轮轴发动机，又可分为后出轴和前出轴两种。

涡轴发动机的主要机件及其工作原理：

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。

带粒子分离器的进气道

图2.2-30发动机结构图

4.减速器

减速器直升机一般为齿轮传动式主减速器（如下图所示），它有发动机的功率输入端以及与旋

翼、尾桨附件传动轴相联的功率输出端，是直升机上主要动部件之一，也是传动装置中最复

杂、最大、最重的一个部件。

主减速器工作特点及要求

主减速器的工作特点是减速、转向及并车。它将高转速小扭短的发动机功率变成低转速、大

扭短传递给旋翼轴，并按转速、扭矩需要将功率传递给尾桨、附件等，在直升机中它还起作

中枢受力构件的作用，它将直接承受旋翼产生的全部作用力和力矩并传递给机体。根据主减

速器的工作特点，对其性能有如下要求：

传递功率大、重量轻。随着直升机技术不断发展，要求主减速器传递的功率越来越大，齿轮

啮合处的载荷也大得惊人。一台限制传递功率为3000kW直升机主减速器，其中有的一对啮

合齿轮要承受高达10000kg的力，为了保证齿轮、轴的强度，减速器不得不付出相当大的重

量代价。比如直升机的主减速器重量一般要占整个直升机结构重量的1/7~1/9。

减速比大，传递效率高。主减速器的减速比即传动比，也就是发动机功率输出轴转速与旋翼

转速之比;传递效率即传递过程中功率的损失。由于旋翼与发动机输出轴转速相差十分悬殊,

有的直升机总减速比高达120。转速差越大，旋翼轴的扭矩也越大，齿轮载荷就越高。为了

减轻载荷，就必须采取多级传动和复杂的齿轮传动系等卸载措施，这势必给传递效率带来不

利影响。一般现代直升机减速器的传递效率大致保持在0.985左右。

寿命长、可靠性好。尽管设计时，现代直升机的主减速器多数零件包括齿轮、轴和机匣都是

按无限寿命设计的，但实际上却是按有限寿命使用。因此要求在实际使用中每工作一段时间

后，要从直升机上卸下主减速器送往工厂翻修；更换被耗损的零件，检查合格后再装上直升

机重新投入使用。

这样的翻修可以进行数次，每两次送厂翻修的间隔时间称作翻修间隔期，或称主减速器翻修

寿命。对于主减速器的可靠性，常用平均故障间隔时间（MTBF）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（或每两次故障之间的平均时间）。

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。

该主减速器机匣为铝合金（或镁合金）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一一主减速器

的安全可靠工作。

图2.2-41某直升机主城

速的剖面图

1.旋翼轴2.旋转倾斜盘

3.安装凸绿4.太阳齿轮

5.风扇组件6.风扇传动

齿轮7.尾浆传动输出轴

8-右输入传动轴9.减速

齿轮盘10.滑油泵11.左

输入传动轴12.中心齿轮

13.附件传动座

5.旋翼系统

旋翼系统中，桨叶是提供升力的重要部件，对桨叶设计除去气动力方面的要求之外，还有动

力学和疲劳方面的要求。例如所设计的桨叶的固有频率不与气动激振力发生共振，桨叶挥舞、

摆振基频满足操纵稳定性和“地面共振”等要求；桨叶承力结构能有高的疲劳性能或采用破

损安全设计等等。旋翼桨叶的发展是建立在材料、工艺和旋翼理论基础上的。依据桨叶发展

的先后顺序，它有混合式桨叶、金属桨叶和复合材料桨叶三种形式。由于混合式桨叶在50

年代后期逐渐被新式桨叶所代替，目前只在重型直升机米一6、米一26上使用。

金属桨叶

金属桨叶是由挤压的D型铝合金大梁和胶接在后缘上的后段件组成。后段件外面包有金属蒙

皮，中间垫有泡沫塑料或蜂窝结构，如下图所示。这种桨叶比混合式桨叶气动效率高，刚度

好，同时加工比较简单，疲劳寿命较高。因此在50年代后期，金属桨叶逐渐替代了混合式

桨叶。

图2.2-19金属桨叶构造

L,大梁2.分段件3.桨根接头4.上蒙皮5.下蒙皮6.蜂密支持件7.1（肋8.奖尖可评配

9,防娘配发10.挡块11.调配片12.不镑铜包皮13.奖尖整漉罩

复到了70年代初，随着复合材料的普遍使用，旋翼桨叶又进入一个新的发展阶段，即使用

复合材料桨叶。合材料桨叶如下图所示为“海脉”直升机的复合材料桨叶结构，主要承力件

“C”形大梁主要承受离心力并提供了大部分挥舞弯曲刚度，它是由抗拉及弯曲方面比刚度

和比强度较高的零度单向玻璃纤维预浸带构成。在翼型前部和后部各布置了一个“Z”形梁。

前后“Z”形梁与蒙皮胶接在一起，使桨叶剖面形成多闭室结构；另外，桨叶蒙皮全部采用

了与展向呈+-45度的碳纤维布铺成，显然这些都是为了提高桨叶的扭转刚度。桨叶采用泡

沫塑料作为内部支承件，前缘包有不锈钢片防止磨蚀。

复合材料桨叶根部连接方式是一个突出的问题。为了不切断玻璃纤维，一般方式是使纤维缠

绕在金属件上。如下图所示的“海脉”直升机桨叶，把纤维直接缠绕在金属衬套上，使桨根

结构干净光滑，没有明显的应力集中。它不仅提高了疲劳强度，也大大减少了维护工作量。

图2.2-20“海豚”直升机的桨叶构造

1.前绿包皮2,3.Z形梁4.大梁5.蒙皮6.泡沫塑料支持件7.蒙皮8.后续条

6.自动倾斜器

自动倾斜器是直升机操纵系统的一个主要组成部分，旋翼的总距及周期变距操纵都要通过它

来实现。下图所示为“云雀”HI直升机的自动倾斜器。

图2.2-21“云雀”m直升机的自动倾斜器

1.滑筒2.操纵支罚3.操纵拉杆4.扭力臂接头5.扭力臂6.连接件7.下旋转环

8.轴承9.扭力特10.接头11.支架12.操纵支臂13,14.整流罩

7.尾桨

尾桨是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。旋转着的尾桨相当于一个垂直安定

面，能对直升机航向起稳定作用。虽然后桨的功用与旋翼不同，但是它们都是由旋转而产生

空气动力、在前飞时处于不对称气流中工作的状态，因此尾桨结构与旋翼结构有很多相似之

处。

尾桨的结构形式有跷跷板式、万向接头式、较接式、无轴承式、“涵道尾桨”式等等。前面

几种形式与旋翼形式中的讨论相似，只是较接式尾桨一般不设置摆振较。70年代以来，又

发展了无轴承尾桨（包括采用交*式布置无轴承尾桨）及“涵道尾桨”。“涵道尾桨”是把尾

桨置于机身尾斜梁的“涵道”之中。下图为直9直升机的“涵道风扇”尾桨。

图2.2-22直9直升机的“涵道风崩”式尾桨

涵道风扇直径小，叶片数目多。

前飞时尾面可以提供拉力，因此，可以减小尾桨的需用功率。但在悬停时“涵道风功率消耗

偏大，对直升机悬停和垂直飞行性能不利。

8.传动机构传动轴

发动机与主减速器之间，主减速器和中、尾减速器之间以及和附件之间均需有传动轴和联轴

节将其相联，以传递功率。传动轴根据其用途可分为主轴、中间轴和尾轴等（见下图）。

1

图2.2-42直升机传动轴

1.3.主轴2.主减速器4.通风装置传动鞋5.尾轴6.中间减速器7.中间轴8.尾部减迎器

一般轴的负荷大，使用条件复杂，对其平衡振动特性及轴的可靠性要求高。直升机在飞行中

传动轴的任何破坏，轻则迫使飞行任务中断，重则造成严重事故。所以现代直升机的传动轴,

在研制时要求进行长期的台架试验、疲劳试验以及飞行验证试验，以获得有关寿命、可靠性

等综合使用数据。

9.起落架

直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量，减少着陆时撞击

引起的过载，以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。止匕外，起落装置往往还用来

使直升机具有在地面运动的能力，减少滑行时由于地面不平而产生的撞击与颠簸。

在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。如果要求直升机具备在水面

起降或应急着水迫降能力，一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒，或应急迫降浮

筒。对于舰载直升机，还需装备特殊着舰装置，如拉降设备等。以下分别介绍各种形式起落

装置的结构特点。

轮式起落架

和固定翼飞机相似，直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。直升机起落架

减展器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外，还需要通过减震器弹性和阻尼的配置

消除“地面共振”。为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼，消除“地面共振”的发生，

直升机上普遍采用双腔式减震器。

右图所示为某直升机起落架双腔式减震器。这个减震器的特点是油液及气体是分开的，活塞

2的上部是油室，下部是气室，活塞1又把气室分为低压腔及高压腔。油液及气体不分开的

减震器，油液会吸收气体而改变工作特性，同时由于泡沫的形成也会导致油液填充量不准确，

油气分开后就避免了这个缺点。

减震器分高压腔和低压腔之后，直升机起飞和降落时，起落架只要刚刚接触地面，低压腔就

开始工作，当有一定压缩量之后，高压腔参与工作，这样，可保证起落架在各状态下具有避

免“地面共振”所需的刚度，并在触地的全过程都提供足够的阻尼，消除“地面共振”。此

外，为提供所需的侧向刚度，对直升机机轮也有些特殊要求。

图2,2-25主起落架㈱国支柱T.作原加

话室2.活塞3-外俏4.内海，.活U6.弹簧7.游动活“8.商友杆9.沦翼10,»»11.大

10.燃油系统涡轮轴

发动机的燃油系统（如下图所示），由燃油泵、燃油滤、喷油嘴等组成，以保证发动机在各种

工作状态和各种飞行条件下所需要的燃油流量。根据直升机飞行需要，对涡轴发动机燃油系

统有以下要求：

能在较宽的温度范围内正常供油。一般要求的外界气温范围为-60—60℃。气温过低，可能

导致处于悬浮状的水分结冰，而沉积在燃油滤上将其堵塞，使进入发动机的燃油减少，致使

发动机停车；气温过高，燃油在剧热之下也会分解形成焦炭，同样会影响燃油系统正常供油。

应具有抗坠毁、抗弹击能力。要求在设计上减少燃油管道外露，防止弹伤；采取余度设计,

以保证在某些附件损坏后仍能保持燃油系统正常输油；采取吸油式燃油输油泵以及坠毁自封

措施，防止坠毁时燃油外泄起火。

保证燃油良好的雾化质量。要求燃油系统在发动机处于各种状态都能通过喷嘴或甩油盘在燃

烧室中使燃油均匀雾化。

图2.2-37某直升机的燃油系统

1,消耗油箱2.余油管3.油箱通气管4.右发供油管

5.主油箱（前）6,主油箱（后）7.燃油切断开关

8.漏油收集籍9.过滤加油口10.左发供油管11.连

通管12.后输油泵13.油量表传感器14.放油口

15.前输油泵16.消耗油箱油量表传感器17.余油活门

18.左发供油泵19.右发供油泵20.低油量表传感器

11.机载设备机载设备对直升机技术发展的影响

直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。直升机机

载设备品种繁多，包括电气、显示和控制、导航、通信及电子对抗故障诊断等。

随着现代直升机技术发展，机载设备的地位越来越重要。机载设备性能的优劣已成为现代直

升机先进与否的重要标志之一，先进的机载设备在提高直升机的使用效能和保证经济性、安

全性方面具有不可替代的突出作用。据有关统计资料，80年代中期的民用直升机上，机载

设备只占总价的5%；军用直升机上，机载设备占总价的30%—40%。

随着对民用直升机和军用直升机的性能要求的不断提高和军、民用直升机应用领域的不断拓

展，机载设备占全机总价的比例有了显著的增加。目前民用直升机中设备所占的价格比已达

10%左右，而军用直升机，尤其是专用武装直升机、特种部队所装备的直升机机载设备所占

价格比已上升至50%左右。美国正在研制的RAH—66轻型侦察攻击直升机，其机载设备所

占的价格比已超过60%。

12.直升机的飞行自动控制系统

由于直升机有悬停、垂直升降及后飞的功能，其自动飞行控制系统和全向空速系统在技术上

较特殊。

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（无回力）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。

13.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（见下

图）：液压滑阀（伺服阀）、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。

液压滑阀、驯TT生采空g支•座活塞杆

摇臂支承点产力器

摇臂支承点

连接舵面

输入摇臂

连接驾驶杆摇臂支承点

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（有的在主液压分油滑阀上带有阻尼活塞）。

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。

14.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（包括

脚蹬）上的“载荷”。所以一般直升机上为此设置了杆（舵）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。

15.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（姿态角、航向角、高度和加速度等传感

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（直升机在颠簸的舰面上降落时，用舰上钢索挂上并拖拉直升机，使它安全降落）、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。

16.联轴节

联轴节是传动轴与铀之间的联接装置，要求联轴节以最小的功率损失可靠地传递扭矩并实现

传动轴间的角位移和线位移补偿。现代直升机上传动轴的联轴节，为了减小振动、易于实现

补偿，大多数采用柔性结构。联轴节的种类比较多，主要有以下4种（如下图所示）：

d用一射例片作为弹性元件的联轴节结构

002.2-44四肿联轴节

I,套均联轮垂2.球影定心囤3,4.华联输节5.*片里6.弹性轴7.花翟接合8,3：;…玄辘;浊您◎块

17.桨毂

旋翼系统由桨叶和桨毂组成。旋翼形式是由桨毅形式决定的。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钱接式、跷跷板式、无钱式和无

轴承式，它们各自的原理如下表所示。

重合的校链方向接头式

桨毂结构特点

（一）较接式

钱接式（又称全校接式）旋翼桨毂是通过桨毂上设置挥舞较、摆振钱和变距钱来实现桨叶的挥

舞、摆振和变距运动。典型的较接式桨毂较的布置顺序（从里向外）是由挥舞钱、摆振钱到变

距钱，如图2.2—1所示。也有挥舞较与摆振较重合的。

在轴向钱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。

图2.2-2拉扭式桨毅构造

1.菜鞍2.连接件3.轴承4.轴承S.变距粕颈

6.变距较疑体7.阻尼器8.拉扭杆9.支架IQ.防振钢索

较接式桨毂构造复杂，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（橡胶轴承）也是解决这

个问题的一个较好的方案，现已实际应用。

F<>F

图2.2-3层压郊性体轴承的几种基本形式

a.堆力轴承b.径向轴衣c.球面推力箍承d.球面径向轴承e.催形轴承f.（径向傩力）轴承

F.虢荷九角变形机线变彩

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2.2-4UH-60A直升机桨毂支臂构造

图2.2—4为桨毂一个支管的构造。轴承组件的主要部分是一个球面弹性体轴承，桨叶的挥

舞及摆振运动全部通过这个轴承来实现。此外靠近内端有一个层压推力铀承，桨叶变距运动

的85%通过这个轴承的扭转变形来实现，其余15%则由球面轴承来实现。这种形式的桨毂

是用一组层压弹性体轴承组件来实现挥舞较、摆振较、变距较三较的功能，这样使构造大大

简化，零件数量也大大减少。同时由于不需要润滑及密封，维护检修的工作量亦少很多。

（二）桨毂减摆器

较接式旋翼在摆振钱上都带有桨毂减摆器，简称为减摆器，为桨叶绕摆振钱的摆振运动提供

阻尼。减摆器对于防止出现“地面共振”，保证其有足够的稳定性裕度是必要的。止匕外，对

于装备涡轮轴发动机的直升机，发动机、传动系统及旋翼整个系统的扭转振动，由于存在着

燃油控制系统而形成一个闭合回路，也存在着操纵响应的稳定性问题。对于这样一种自激振

动，减摆器对集合型的摆振运动提供的阻尼也是有利的，即可以保证所要求的稳定性裕度。

1.液压减摆器

主要是用油液流动速度的损失来产生压力差从而起到阻尼作用。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。当桨叶绕垂直较来回摆动时，

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（或者是活塞上的节流孔），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。

图2.2-5液压减摆器的原理

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钱轴颈相连，而外部金属板则与

中间连接件相连接。

图2.2-7粘弹性减摆器的原理

桨叶绕垂直较摆动时、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。

（三）万向接头式及跷跷板式

40年代中期，在全校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。50年代中期又把万向接头式进一步

发展成统统板式，研制了总重量达4吨多的中型直升机UH-1和9吨级的BeH214直升机。

虽然这两种族翼形式除了贝尔公司外很少采用，但仅仅Bell47型及UH—1系列直升机产量

就很大，应用也很广泛。

图2.2-8万向接头式旋翼桨毂构造

1.桨根转接套2.轴承3.弹性轴承4.变距拉杼5.摇臂

图2.2—8所示为Bell47型直升机万向接头式旋翼桨毂的构造，图2.2—9为其原理图。两

片桨叶通过各自的轴向钱和桨毂壳体互相连接，而桨毂壳体又通过万向接头与旋翼轴相连。

挥舞运动通过万向接头B—B钱实现。改变总距是通过轴向较实现的，而周期变距是通过万

向接头绕。a—a较的转动实现。

跷跷板式旋翼和万向接头式旋翼的主要区别是桨毂壳体只通过一个水平较与旋翼轴相连，这

种桨毂构造比万向接头式简单一些，但是周期变距也是通过变距钱来实现。一般变距较采用

拉扭杆来负担离心力。

这两种桨毂形式与较接式相比，其优点是桨毂构造简单，去绰了摆振钱、减摆器，两片桨叶

共同的挥舞较不负担离心力而只传递拉力及旋翼力矩，轴承负荷比较小，没有“地面共振”

问题。但是，这种旋翼操纵功效和角速度阻尼比较小，为了加大角速度阻尼，这种形式的旋

翼都要带机械增稳装置一一稳定杆，没有办法改善操纵功效，对于机动性要求较高的直升机,

上述缺点就很突出。

（四）无钱式

从40年代到60年代，较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，这种形式不够理想。因此，从50年代起，除了简化较接式旋冀结构外，还开始

了无钱式旋翼的研究工作。经过长期的理论与试验研究，印年代末及70年代初无钱式旋翼

进入了实用阶段。带有无钱式旋翼的宜升机如德国的BO—105,英国的“山猫”(梯一13)等,

它们取得了成功并投入了批生产。

与较接式旋翼相比，无钱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

式的旋翼会产生一些新的动力稳定性问题，本节着重介绍无钱旋翼的结构特点。

(DB0-105型直升机的无较式旋翼如图2.2-10所示为BO-105型直升机无较式旋翼，它

的桨毂尺寸比较紧凑，刚度也很大，变距较在桨叶根部与桨毂相连，桨叶挥舞和摆振运动是

通过玻璃钢桨叶根部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,旋翼结构锥度角为2.5。

图2.2-9万向接头式旋翼桨囊原理

图2.2-10BO-105无较旋翼

(2)“山猫”直升机的无钱式旋翼图2.2—11所示为山猫直升机桨毂结构，它与B0-105直,

升机桨毂相比刚度要小，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

运动则是由变距校壳体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。

轴向钦光体延伸段

图2.2-11“山猫”直升机桨载构造

(3)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,

它主要是由中央星形件、球面层压弹性体轴承、粘弹减摆器(也称频率匹配器)、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，而轴承座通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性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。

A1

8

平衡片的包

“海豚”直升机的星形柔性桨藏

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.销子。

图2.2-13离心力的传递

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（图

2.2—13）o

.....层压球面止推轴承