直升机旋翼桨毂结构形式
直升机旋翼桨毂（含主桨尾桨）结构形式
1.简介
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、铰接式、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，只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。70年代以来，又发展了无轴承尾桨(包括采用交叉式布置无轴承尾桨)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。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。可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。
1.1. 名词解释（参考图
2.2-1）
1)水平铰（挥舞铰）的作用：发动机丁作时，旋翼便以一定的转速转动。在飞
行过程中(如前飞)，由于飞行速度的存在，使得旋翼前行桨叶的相对气流速度大于后行桨叶的相对气流速度，从而使前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力。若没有水平铰，则由两侧桨叶升力大小不等所构成的滚转力矩，将使直升机倾斜。有水平铰时，情况则不同。前行桨叶升力大，便绕水平铰向上挥舞；后行桨叶升力小，便绕水平铰向下挥舞。这样，横侧不平衡的滚转力矩就不会传到机身，从而避免了直升机在前飞中产生倾斜。
2)垂直铰（摆振或摆振铰）的作用：直升机前飞时，桨叶在绕旋翼轴转动的同
时还要绕水平铰挥舞。桨叶作挥舞运动时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化。由理论力学得知，旋转着的质量对旋转轴沿径向有相对运动时，会受到
科氏力的作用。而挥舞运动引起的科氏力是周期交变力。有关直升机空气动力的资料表明，一片桨叶的科氏力的最大幅值可以高达桨叶自重的7倍以上。
这样大的科氏力会在旋转平面内造成很大的交变弯矩，在没有垂直铰的条件下，容易使桨叶根部因材料疲劳而提前损坏；传到机身，还会引起机身振动加剧。有垂直铰时，就可以使桨叶绕垂直铰前后摆动一个角度，从而使桨叶根部承受的沿旋转方向的交变弯矩大为减小。
3)轴向铰的作用：通过操纵机构，可以使桨叶绕轴向铰偏转，以改变桨叶角(或
称桨距角)的大小，从而改变桨叶的拉力。桨叶角增大，拉力增大；反之桨叶角减小，则拉力减小。
1.2. 运动形式（参考图2.2-1）
1)水平铰，允许桨叶上下运动，这种运动被称为挥舞，是设计用于补偿升力的
不对称性，挥舞铰可以位于螺旋桨旋翼不同距离的位置上，并且可能有不止一个铰链。
2)垂直铰，允许桨叶前后运动，这种运动被称为摆振。阻尼器通常用于防止绕
摆振铰前后超过限制。摆振铰和阻尼器的作用是补偿因科里奥利效应造成的加速和减速运动。
3)轴向铰，每片桨叶也都能变距，即绕桨叶展向轴旋转。桨叶变距意味着桨叶
角的改变。通过改变桨叶的桨叶角，可以控制主旋翼桨盘的拉力和方向。
2.铰接式
铰接式 (又称全铰接式 )旋翼桨毂是通过桨毂上设置挥舞铰、摆振铰和变距铰来实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。典型的铰接式桨毂铰的布置顺序 (从里向外 )是由挥舞铰、摆振铰到变距铰，如图 2．2—1 所示。也有挥舞铰与摆振铰重合的。
在轴向铰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2.2-1
2.1. 优点
1)无
2.2. 缺点
1)铰接式构造复杂，维护检修工作量大，疲劳寿命低。
2)操纵功效及角速度阻尼小。
3.万象接头式
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 22-9 为其原理图。两片桨叶通过各自的轴向铰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，分别通过万向节上不同的轴实现变距和挥舞运动；挥舞运动通过万向接头 B-B 铰实现，改变总距是通过轴向铰实现的，而周期变距是通过万向接头绕a-a 铰的转动实现。
3.1.优点
1)桨毂构造简单，去掉了摆振铰、减摆器。
3.2.缺点
1)铰接式构造复杂，维护检修工作量大，疲劳寿命低。
2)操纵功效及角速度阻尼小。
4.跷跷板式
跷跷板式旋翼由万向接头式旋翼发展
而来，跷跷板式旋翼有一个共用的中心水平
(挥舞)铰，没有垂直铰，而有轴向铰（或当
量变距铰），这种形式的尾桨既有铰接式的
特点，又有无铰式的特点。跷跷板尾桨一般
没有结构锥度角，这是由子使拉力与离心力
平衡所需的结构锥度角很小，而且要兼顾带
功率状态和悬停状态力方向相反的鉴本特性所决定。同时，往往挥舞铰与轴向铰不垂直布置，这样可以避免变距铰轴承每转1次的周期变距运动，减少磨损，提高寿命。
对于高性能的轻型直升机还可采用双跷跷板式尾桨，交错叠装在尾桨轴上的两套跷跷板式尾桨，可以提高尾桨推力(拉力)，并适当减小桨尖速度和降低噪声水平。
4.1.优点
1)桨毂构造简单，桨毂壳体只通过一个挥舞铰与旋翼轴相连。
2)去绰了摆振铰、减摆器，两片桨叶共同的挥舞铰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。
3)两片桨叶的离心力在桨毂轴套上相平衡，不传给挥舞铰，从而大大减轻了挥
舞铰轴承的负担，可以选用较小的轴承。
4)并且尾桨桨毂构造简单、紧凑、重量轻，通常用于轻型直升机的尾桨设计。
4.2.缺点
1)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——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。
5. 无铰式
从 40 年代到 60 年代，铰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，除了简化铰接式旋冀结构外，还开始了无铰式旋翼的研究工作。经过长期的理论与试验研究，印年代末及 70 年代初无铰式旋翼进入了实用阶段。带有无
铰式旋翼的宜升机如德国的 BO—105 ，英国的“山猫”(WG—13)等，它们取得了成功并投入了批生产。与铰接式旋冀相比，无铰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。
5.1.优点
1)尺寸比较紧凑，刚度也很大
2)变距铰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。
5.2.缺点
1)会产生一些新的动力稳定性问题。
6. 无轴承式
不论是半铰接式尾桨还是“跷跷板”式尾
桨，都仍然带有挥舞铰、变距铰，致使结构重
量难以减轻，而且维护工作量大、寿命低。同
旋翼一样，合乎逻辑的发展就是取消这些铰，
使结构简化，以提高尾桨使用的可靠性和寿命。
因此，作为发展无轴承旋翼的先导，在20
世纪70年代初出现了无轴承式尾桨，无轴承
式尾桨采用全复合材料结构，取消了挥舞铰和
变距铰，桨叶的变距运动由复合材料大梁扭转
变形来实现。右图为S-76的无轴承尾桨。它
由四片复合材料桨叶组成，采用交叉梁结构，
相对的两片桨叶大梁是一个整体，两个大梁交
叉叠置，用夹板夹持在一起；桨叶大梁是石墨复合材料，离心力在大梁中自身得到平衡，没有单独的桨毂，结构非常简单，与一般传统的尾桨相比，结构零件减少大约87%，重量减轻约30%。
6.1.特点
结构非常简单，重量轻，无轴承旋翼取消了挥舞铰、摆振铰和变距铰的旋翼，桨叶的挥舞、摆振和变距运动都以桨叶根部的柔性元件来完成。
7.涵道风扇式
直9直升机的“涵道风扇”式尾桨
7.1.优点
1)涵道风扇直径小，叶片数目多。
2)前飞时尾面可以提供拉力，因此，可以减小尾桨的需用功率。
3)可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。
7.2.缺点
1)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。
2)重量大，结构复杂，维护较烦琐。
8.电动尾桨
无人直升机尾旋翼变螺距独立驱动结构，该无人直升机尾旋翼变螺距独立驱动结构包括尾旋翼独立驱动结构本体和尾旋翼变螺距结构本体；其中，尾旋翼独立驱动结构本体包括：无刷电机、传动轴、三叶尾桨和三个尾旋翼；尾旋翼变螺距结构本体包括：变距滑环、变距拉杆、变距连杆和三个扭力杆。本实用新型的无人直升机尾旋翼变螺距独立驱动结构可实现主旋翼与尾旋翼之间无需固定传动比传动，且在直升机主旋翼任意转速下，尾旋翼都可以产生足够的力来抵消机身的反扭矩。
改装自Bell 429型直升机
8.1.优点
1) 这种电动尾桨能独立控制，在直升机巡航飞行中可以采用较低的转速，降低油耗。
2) 同时结构上也可取消复杂的轴和齿轮箱的连接结构。
3) 大大提高尾桨的使用效率、直升机的安全性和其他性能
螺旋桨设计计算说明书.
某沿海单桨散货船螺旋桨设计计算说明书 姓名： XXX 班级：XXX 学号：XXX 联系方式：XXX 日期：XXX
1.已知船体的主要参数 船长 L = 118.00 米 型宽 B = 9.70 米 设计吃水 T = 7.20 米 排水量 △ = 5558.2 吨 方型系数 C B = 0.658 桨轴中心距基线高度 Zp = 3.00 米 由模型试验提供的船体有效马力曲线数据如下： 航速V （kn ） 13 14 15 16 有效马力PE （hp ） 2160 2420 3005 4045 2.主机参数 型号 6ESDZ58/100 柴油机 额定功率 Ps = 5400 hp 额定转速 N = 165 rpm 转向 右旋 传递效率 ηs=0.98 3.相关推进因子 伴流分数 w = 0.279 推力减额分数 t = 0.223 相对旋转效率 ηR = 1.0 船身效率 0777.111=--=w t H η 4.可以达到最大航速的计算 采用MAU 四叶桨图谱进行计算。 取功率储备10%，轴系效率ηs = 0.98 螺旋桨敞水收到马力： P D = 4762.8 根据MAU4-40、MAU4-55、MAU4-70的Bp --δ图谱列表计算： 项 目 单位 数 值 假定航速V kn 13 14 15 16 V A =(1-w)V kn 9.373 10.094 10.815 11.536 Bp=NP D 0.5/V A 2.5 42.34 35.18 29.60 25.19
Bp 6.51 5.93 5.44 5.02 MAU 4-40 δ75.82 70.11 64.99 60.75 P/D 0.640 0.667 0.694 0.720 ηO0.5576 0.5828 0.6055 0.6260 P TE =P D ·η H ·η O hp 2862.09 2991.44 3107.95 3213.18 MAU 4-55 δ74.35 68.27 63.57 59.33 P/D 0.686 0.713 0.741 0.770 ηO0.5414 0.5672 0.5909 0.6112 P TE =P D ·η H ·η O hp 2778.94 2911.36 3043.28 3137.21 MAU 4-70 δ73.79 67.79 63.07 58.70 P/D 0.693 0.723 0.754 0.786 ηO0.5209 0.5456 0.5643 0.5828 P TE=P D ·η H ·η O hp 2673.71 2800.49 2891.86 2991.44 据上表的计算结果可绘制PT E、δ、P/D及η O 对V的曲线，如下图所示。
直升机原理详解真实完整版
发一套最完整的直升机原理（绝对完整，绝对精华） 这是我找到的最完整，最系统介绍直升机的原理及发展史的文章。转到这里，送给论坛里喜欢飞行，向往蓝天的朋友！！ 自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。在莱特兄弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“ 喷火 ”战斗机和 Me 109 战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减，连简易跑道也是高速公路等级的。现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日益成为现代空军的致命的软肋。为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。 自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。所谓“机翼前行”，实际上就是机翼和空气形成相对速度。既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起落的基本原理。
中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/ 达·芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑 旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。多才多艺的达·芬奇在15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。1796 年，英国人George C ayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的1842 年，英国人W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有9 公斤重的模型直升机。1878 年，意大利人Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有3.5 公斤重的模型直升机。1880 年，美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人Paul C ornu 在1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90 转，发动机是一台24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。
浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势
空版不知道是不是也包含直升机，在陆版的介绍看到包括陆航……但好歹直升机也飞的，就强插空版了…… 对直升机而言，重要的部件太多了，但旋翼无疑会被放在首位。直升机的升力，前飞、滚转、俯仰的操纵力，都需要靠旋翼实现。早期直升机采用铰接式旋翼，结构是机器复杂的，动部件太多，寿命不长，可靠性不高，维护性极差，……比较有代表的，CH53，有张“鬼斧”给的图，足见其复杂。 技术贴：浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势！AH-66隐形直升机
后来转而坐弹性轴承，来代替过去的金属铰链，黑鹰是比较有代表性的。此外球柔、星形柔性等也就随之出现，海豚是星形柔性桨毂，EC155是球柔。这些旋翼还是大大简化了结构，寿命已经很不错。 UH60
但这些旋翼还不够简单，毕竟还有好多的轴承，于是有人想到用弹性变形来实现轴承的功能。无铰式旋翼就来了。山猫，Bo105，两个最具代表性。一个是消除耦合，一个是利用挥摆耦合，两个分别代表了两种设计思路。 山猫 Bo105
无铰式旋翼用弹性变形来代替铰链，可以预想，桨叶挥舞时对桨毂的力矩就很大，比铰接式大得多。所以这种旋翼直升机机体的响应很灵敏，于是有人想到了武装直升机，武直是需要反应更灵敏一些的。不过无铰式的初衷和最大好处是简化结构，灵敏不是其最大的功效，毕竟太灵敏--->一阶挥舞频率更高--->交叉导数更大--->驾驶员感觉的交叉耦合更大--->更难控制姿态--->飞行员说好累。 无铰式比起CH53那种已经极大简化了，不过这还不够，无铰式旋翼还有变距轴承，所以终极的目标是无轴承旋翼。EC135、MD900，Bell430、AH1Z这些都是，连倭奴的OH1、鹅毛的Ansat也都是。其实不难发现，这累机，重量不大，这是和目前的材料技术有关。做太大，桨毂尺寸大，弹性变形实现挥摆扭，载荷太高，寿命就得下来了。 看看具体的结构，喜欢用EC135说事儿： EC135
螺旋桨计算公式
直升机螺旋桨升力计算公式 直升机螺旋桨升力计算公式 一般直升机的旋翼系统是由主旋翼.尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。 1.现在的直升机螺旋桨（叫旋翼）的桨叶是由碳纤维和玻璃钢纤维与复合材料制造而成。 有一定的弹性，不转时，桨叶略有下垂弯曲。当螺旋桨旋转时，由于离心力的原理，桨叶会被拉直。打个比方，我们看杂技“水流星”吧，两只水碗栓在一根绳子两端，放着不动时，绳子是支持不了水碗的，当旋转起来后，我们看到水碗和绳子象直线一样， 空中飞舞。 2.直升机的主螺旋桨是怎么支撑飞机的重量？这个问题就是直升机的飞行原理：（以一般直升机为例）直升机能在空中进行各种姿态的飞行，都是由主旋翼（你讲的螺旋桨） 旋转产生的升力并操纵其大小和方向来实现的。升力大于重量时，就上升，反之，就下降。 平衡时，就悬停在空中。直升机的升力大小，不但决定于旋翼的转速， 而且决定于旋翼的安装角（又称桨叶角）。升力随着转速.桨叶角的增大而增大； 随着转速.桨叶角的减小而减小。直升机在飞行时，桨叶在转每一圈的过程中， 桨叶角都是不同的；而且，每片桨叶的桨叶角也是不同的。这才使直升机能够前. 后仰， 左.右倾，完成各种姿态。直升机尾旋翼的转速和桨叶角的变化同主旋翼原理相同，控制直升机的左转弯.右转弯和直飞。不管天空有风无风，直升机要稳定飞行， 不变航向，也要靠稳定陀螺仪控制尾旋翼来完成。总之，直升机旋翼系统非常复杂，我只讲直升机空中姿态变化与旋翼的关系。 １，直接影响螺旋桨性能的主要参数有： a.直径D——相接于螺旋桨叶尖的圆的直径。通常，直径越大，效率越高， 但直径往往受到吃水和输出转速等的限制； b.桨叶数N; c.转速n——每分钟螺旋桨的转数； d.螺距P——螺旋桨旋转一周前进的距离，指理论螺距； e.滑失率——螺旋桨旋转一周，船实际前进的距离与螺距之差值与螺距之比； f.螺距比——螺距与直径的比（P/D），一般在0.6~1.5之间；一般地说来，高速轻载船选取的值比较大，低速重载的船选取的值比较小； g.盘面比——各桨叶在前进方向上的投影面积之和与直径为D的圆面积之比。通常，高转速的螺旋桨所取的比值小，低速、大推力的螺旋桨所取的比值大。例如，拖轮的螺旋桨盘面比大于１.2甚至更大的情况也不少见； 机翼升力计算公式 升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N） 机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。
直升机飞行原理(图解)
飞行原理（图解） 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。 直升机主旋翼反扭力的示意图 没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆
时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。 抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右
16000t成品油船螺旋桨液压无键联接的设计计算
第40卷 第1期2011年02月 船海工程SH IP &OCEA N ENG IN EERI NG V ol.40 N o.1 Feb.2011 收稿日期:2010-01-11修回日期:2010-04-21 作者简介:张宝吉(1979-),男,博士,讲师。研究方向:船体线型优化设计方法研究E -mail:zbj1979@https://www.sodocs.net/doc/7812768786.html, DOI:10.3963/j.issn.1671-7953.2011.01.013 16000t 成品油船螺旋桨液压无键联接的设计计算 张宝吉 (上海海事大学海洋环境与工程学院,上海201308) 摘 要:为提高螺旋桨的安装、拆卸效率和使用寿命,采用螺旋桨液压无键联接方式,以16000t 成品油船为例,介绍螺旋桨液压无键联接的设计计算方法以及参数的选取。 关键词:螺旋桨;液压无键联接;设计计算 中图分类号:U 661.336 文献标志码:A 文章编号:1671-7953(2011)01-0040-03 近年来,随着船舶向大型化和高速化发展,螺旋桨的重量越来越大,吸收的功率也相应增大,因而,键联接螺旋桨的弊端日益突出[1-3] 。而螺旋桨无键联接无须加工键槽,安装、拆卸方便;制造工艺简单;使用过程中应力分配均匀、配合紧密、使用寿命长[4],所以新建造的大型船舶大部分都采用无键联接。这种联接形式,主要是通过液压压力,使螺旋桨锥孔在材料弹性变形范围内,内径扩大,同时利用液压螺母(液压油缸)的轴向压力将螺旋桨定量推入,使桨与轴的配合锥面紧紧贴合,当轴向推入到位径向液压压力释放后,螺旋桨与轴形成过盈配合,桨与轴便可靠地联接在一起[5]。16000t 成品油船是单螺旋桨、尾机型,螺旋桨为定螺距、螺旋桨与螺旋桨轴采用液压无键联接。桨毂尺寸见图1。 图1 桨毂尺寸示意 本船航行区域为无限航区,按CCS 规范进行 设计。主机机型采用YMD -MAN B&W 6S42MC 。 1 计算参数 1)主要参数。 主机额定功率 P e =4440kW;传递P e 时的转速 n e =173r/min;轴系传递效率 G =0.97; 功率为P e 时的船速 V s =13.08kn 。2)螺旋桨轴参数。 材料为锻钢 R b =520MPa;弹性模量 E 1=206GPa;泊松比 L 1=0.30; 线膨胀系数 A 1=11@10-6 e -1 。 3)螺旋桨参数。 材料为CU 3 R b =590M Pa;弹性模量 E 2=117.7GPa;泊松比 L 2=0.34; 线膨胀系数 A 2=18@10-6 #e -1 ; 屈服强度 R s =245.0M Pa 。4)结构参数。 螺旋桨艉轴锥度 K =0.05; 套合接触长度 L =950mm;轴中孔直径 d 0=0m m; 套合接触长度轴平均直径 d 1=326.125mm;桨毂的平均外径 d 2=755.0mm ; 油槽面积 A =109919.5m m 2 。 5)中间计算参数。 实际接触面积 A 1=0.847197@106mm 2;系数 K 1=d 0/d 1=0; 系数 K 2=d 2/d 1=2.31506。 2 桨轴无键装配计算 根据规范[6],用油压无键安装螺旋桨时,则 40
螺旋桨加工工艺.doc
1.螺旋桨的加工 1.1机械加工 1.1.1 除掉桨毂两端的冒口，浇口等多余的部分，造成两个基准面，其光洁 度为 5，不平行度小于0.1mm。 1.1.2 在桨毂中心镗出或车出轴孔，光洁度为 25，不垂直度不超过0.15mm/M。 1.1.3 沿轴孔内侧插出镀槽，键槽两侧应与锥孔轴心行平行，装配后与键的 接触面不少于75%。 1.1.4 锥体与键孔的连接，亦可以分为有粘合和无缝粘合两中情形。有键和 无键时，对轴毂和轴的要求均不同。有键环痒粘合，要求锥孔大小端 各留有 30~70mm长度的配合面。其余则低 0.2`~0.3mm，以便研配，对 轴上锥体中无空腔（图 1.B 示意）。{ 两种粘合装配螺旋桨情况见图一 } 当采用环痒粘合时，键和键槽的加工要求和结合要求均可降低，减少了研 配的工作量。 1.1.5 环氧粘合剂的配方（重量比）见下表（供参考） 表一 粘合剂增型剂充填材料固化剂 环氧树脂二丁脂15 份熟石膏粉75 份乙二胺 6.5~6.6 （B101）100 份份 1.2手工加工 手工加工的内容有：桨叶轮毂，叶片，桨毂表面加工以及修刮轴孔，消除静不平衡，采用风铲，砂轮几锉刀等工具。 步骤是：根据测量的结果，划出加工线，批凿桨叶轮廓，铲除毛坯上多余
的金属，使螺旋桨具有所需要的光洁度。 1.2.1 叶面的加工 在制作叶面样板时，一般将全部加工余量都放在叶背上，认为叶面朝下，浇铸质量容易保证表面光顺，所以叶面的加工只是消除铸成面个别不平部分，但是在多数情况下，桨叶面的几何形状总有偏差。叶面加工的任 务是修正铸造时造成的偏差。加工时，根据铸件的测量结果，在桨叶每个半径切面上标出必须除去金属层的厚度的若干点，再在各点钻出除厚刚 好等于要除去金属层的厚度的孔。光沿桨叶半径切面铲去多余的金属而 得若干光顺的螺旋桨线，再以这些螺旋桨线为基准，沿桨叶径向铲去多余的金属，便可完成叶面加工。 1.2.2 叶背加工（对叶面不加工的工厂，仅在此面消除静不平衡） 叶背加工以叶面为基准面，在叶面加工后，重新测量桨叶厚度，并根 图纸要求，决定需要从叶背铲除金属的厚度，与叶面加工一样，先钻 孔，铲除各切面形状曲线，然后再沿桨叶径向铲除多余的金属。 2.螺旋桨的静平衡 螺旋桨的静平衡是其加工中不可缺少的一道工序，用来消除不平衡的离心力，以减少振动。静平衡的步骤和要求如下： 在螺旋桨锥孔中装一心轴，将心轴的两端搁置在有水平刀口或滚珠轴承的支架上，使螺旋桨能自由的转动，并能自由停止。这时较重的桨叶总是向下。若在轻的桨叶上加某一重物，（一般粘贴橡皮泥使螺旋桨得到平衡）则加上的重量就是较重桨叶多出的重量，铲除此重量就能等到平衡（但应注意相应位置）。多余的重量要从叶背铲除，面积要广，剔除后表面应光
直升机旋翼桨毂结构形式
直升机旋翼桨毂（含主桨尾桨）结构形式 1.简介 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、铰接式、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，只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。70年代以来，又发展了无轴承尾桨(包括采用交叉式布置无轴承尾桨)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。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。可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。 1.1. 名词解释（参考图 2.2-1） 1)水平铰（挥舞铰）的作用：发动机丁作时，旋翼便以一定的转速转动。在飞 行过程中(如前飞)，由于飞行速度的存在，使得旋翼前行桨叶的相对气流速度大于后行桨叶的相对气流速度，从而使前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力。若没有水平铰，则由两侧桨叶升力大小不等所构成的滚转力矩，将使直升机倾斜。有水平铰时，情况则不同。前行桨叶升力大，便绕水平铰向上挥舞；后行桨叶升力小，便绕水平铰向下挥舞。这样，横侧不平衡的滚转力矩就不会传到机身，从而避免了直升机在前飞中产生倾斜。 2)垂直铰（摆振或摆振铰）的作用：直升机前飞时，桨叶在绕旋翼轴转动的同 时还要绕水平铰挥舞。桨叶作挥舞运动时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化。由理论力学得知，旋转着的质量对旋转轴沿径向有相对运动时，会受到
螺旋桨设计 作业
0.954000.90.98 1.04762.8D S s R P P hp ηη==???=某沿海单桨散货船螺旋桨设计计算说明书 1. 已知船体的主要参数 船长 L = 118.00 米 型宽 B = 9.70 米 设计吃水 T = 7.20 米 排水量 △ = 5558.2 吨 方型系数 C B = 0.658 桨轴中心距基线高度 Zp = 3.00 米 由模型试验提供的船体有效马力曲线数据如下： 航速V （kn ） 13 14 15 16 有效马力PE （hp ） 2160 2420 3005 4045 2.主机参数 型号 6ESDZ58/100 柴油机 额定功率 Ps = 5400 hp 额定转速 N = 165 rpm 转向 右旋 传递效率 ηs=0.98 3.相关推进因子 伴流分数 w = 0.279 推力减额分数 t = 0.223 相对旋转效率 ηR = 1.0 船身效率 0777.111=--=w t H η 4.可以达到最大航速的计算 采用MAU 四叶桨图谱进行计算。 取功率储备10%，轴系效率ηs = 0.98 螺旋桨敞水收到马力： 根据MAU4-40、MAU4-55、MAU4-70的Bp --δ图谱列表计算： 项 目 单位 数 值 假定航速V kn 13 14 15 16 V A =(1-w)V kn 9.373 10.094 10.815 11.536 Bp=NP D 0.5/V A 2.5 42.3368531 35.17684 29.60389 25.19283 Bp 6.50667758 5.931007 5.440946 5.019246
直升机
模型基础知识-原理与结构-模型直升机结构与飞行控制 关于“直升机玩具飞...”的内容 本站搜索更多关于“直升机玩具飞行原理”的内容 四、模型直升机结构与飞行控制 （一）模型直升机主旋翼结构 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，而电动直升机相当一部分采用不变桨距的主旋翼。 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。
下载(40.08 KB) 2010-1-31 15:40 近年，JR 发表了CCPM ( Cylic Collective Pitch Mixing ) 新型的十字盘控制结构，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中负载最大的( 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件就可以取消了，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，油机上也有，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。
螺旋桨-课程设计
山东104总吨钢质拖网渔船 1.已知船体主要参数 船型：单桨，转动导流管平衡舵，尾机型钢质拖网渔船。设计水线长：L wl=27.50m 垂线间长：L pp=26.00m 型宽：B=5.40m 型深：D=2.50m 平均吃水：T m=1.90m 尾吃水: T a=2.40m 方形系数：C b=0.502 棱形系数：C p=0.592 宽吃水比：B/T m=2.84 排水量：Δ=137.35t 浮心纵向坐标（LCB）：X b=-0.78m 桨轴中心距基线：Z s=0.35m 用艾亚法估算船体有效功率数据表：
首先计算所需参数如下： L/Δ1/3 = 5.04 Δ0.64 = 23.346 X c=-3% 速度 v（kn）9 10 11 速长比V/L1/20.974 1.083 1.191 傅汝德数Vs/(gL)1/20.290 0.322 0.354 标准Co 查图7-3 295 243 205 标准Cbc,查表7-5 0.593 0.56 0.546 实际Cb（肥或瘦）（%）15.35，瘦10.36，瘦8.06，瘦Cb修正（%）11.21 7.174 5.104 Cb修正数量△133 17 10 已修正Cb之△1328 260 215 B/T修正（%）=-10Cb（B/T-2）% -4.2168 -4.2168 -4.2168 B/T修正数量，△2[式7-23] -14 -11 -9 已修正B/T之C2 314 249 206 标准Xc，%L，船中前或后，查表7-5 1.838，船中 后 2.3275，船 中后 2.4955，船 中后 实际Xc，%L，船中前或后3，船中后3，船中后3，船中后相差%L，在标准者前或后 1.162，后0.6725，后0.5045，后Xc修正（%），查表7-7（b）0.22 0.5 0.96 Xc修正数量，△3[式(7-24)] -1 -1 -2 已修正Xc之C3 313 248 204 长度修正（%）=（Lwl-1.025Lbp） /Lwl*100% 3.2 3.2 3.2 长度修正数量，△ 4 [式(7-25)] 10 8 7 已修正长度C4 323 256 211 Vs3729 1000 1331 Pe=△0.64*Vs3/C4*0.735(KW) 39 68 109 2.主机参数 主机型号6160A-123 功率（KW）136 转速（转/分）850 齿轮箱型号2HC250 减速比 1.97:1
直升机旋翼桨毂静载荷计算
直升机旋翼桨毂静载荷计算 第十九届(2003)全国直升机年会论文 张亚军1 杨延滨1向锦武2 (1哈尔滨飞机工业集团 2北京航空航天大学) 摘要:本文给出了直升机旋翼桨毂静载荷的一种计算方法，该方法关 键在于确定与旋翼静载荷相对应的直升机的状态，同时采用通用做法推 出旋翼桨叶运动方程，并对桨叶进行有限元离散。利用这种方法对Z9A 型直升机旋翼桨毂静载荷进行了计算，通过与国外同类机型的计算结果 进行了对比分析，发现原计算模型的几个缺陷和计算结果中的几个难以 解释之处。 一、引言 与结构强度有关的载荷有两个:限制载荷和极限载荷，限制载荷为在使用中可能遇到的最大载荷。对于飞机结构，限制载荷乘以,.,的安全系数得到极限载荷。结构必须满足以下要求:在极限载荷下不发生破坏，在限制载荷下不出现永久变形。本文所论及的载荷均为限制载荷。 ——————————————————————————————————————————————— 旋翼载荷分为静载荷和动载荷两部分，旋翼静载荷是在服役期内旋翼可能遇到的载荷的最大平均值，而动载荷是在服役期内旋翼可能遇到的载荷的最大波动量。在校核旋翼结构强度时，静载荷和动载荷一并考虑。 直升机旋翼载荷的确定是直升机旋翼结构设计的关键技术之一，既要保证结738
构安全，又要使结构的安全裕度不至于过大。国外各大直升机公司都有一套自己的旋翼载荷确定方法，我们在这方面还有待深入研究。本文给出了旋翼静载荷的一种确定方法，该方法包括两个部分:状态方程的建立和旋翼桨叶的有限元模拟，状态方程是根据规范导出的，旋翼桨叶的有限元模拟则是很通用的做法，这种做法可以充分计入直升机旋翼结构复杂性。 文献1给出了Z9A直升机旋翼桨叶静载荷的计算结果，这里给出桨毂静载荷的计算结果。 二、静载分析模型 《运输类直升机适航性要求(CCAR29)》2 第547条主旋翼结构中规定:极限扭矩必须均等地和合理地分配给每片桨叶。我们的理解是，极限扭矩平均分到每片桨叶的根部，并合理地分配到桨叶的展向上。基于这一理解，在给定旋翼转速和过载的条件下，求出满足拉力和扭矩限制MLimit 的总距操纵输入?0和下沉速度Vz。 其中: ?M?mb?Nb??g?Nz?FzMLimit?Mz?0?0 Fz 旋翼拉力 ——————————————————————————————————————————————— g 重力加速度 M 直升机总质量 MLimit 极限扭矩 Mz 旋翼扭矩 mb 单片桨叶的质量 Nb 桨叶片数 Nz 过载 旋翼拉力Fz和旋翼扭矩Mz均为总距?0和下沉速度Vz的函数，这是对直升机旋翼受 739
渔船螺旋桨设计.
船舶推进课程设计 --渔船普通螺旋桨图谱设计计算书
1、已知拖网渔船主要要素： 垂线间长L pp=37.00m 型宽B=7.60m 型深H=3.80m 平均吃水T m=2.90m 棱形系数C p=0.620 排水体积?=452m3 排水量Δ=463.3t 主机功率MHP=600HP 转速RPM=400r/min 螺旋桨中心距基线高Z p=0.50m 主机轴带20KW发电机一台 2、船体阻力计算:(按日本渔船阻力图谱) B/T=2.73; ?/(L/10)3=9.26 1 gL V Fr 0.26 0.30 0.32 0.34 0.36 2 马力系数Eo 0.050 0.107 0.150 0.197 0.251 3 14 4 309 433 569 725 4 航速Vs（Kn）9.62 11.11 11.8 5 12.69 15.33
3、船身效率计算 根据汉克歇尔公式: 伴流分数 ω=0.77Cp -0.28=0.1974 推力减额分数 t=0.77Cp-0.30=0.1774 船身效率 ?H =(1-t)/(1-ω)=1.025 4、螺旋桨收到马力计算 扣除主机拖带6.5KW 发电机一台，其轴带效率为0.916，轴系效率?s 取0.97， 螺旋桨的收到马力P D =(MHP-916 .036 .1*20)*0.97*0.96=553.2HP （公制） 5、假定设计航速下有效推进马力计算 根据B4-40,B4-55,B4-70的Bp-δ图谱列表计算 序号 项目 单位 数值 1 假定设计航速Vs Kn 9 10 11 12 2 VA=(1-ω)Vs Kn 7.223 8.026 8.829 9.631 3 B P =NP D 0.5/γ0.5V A 2.5 66.27 50.92 40.12 32.28 4 8.14 7.14 6.33 5.68 5 MAU-40 δ 91.5 81.1 74.2 67.6 6 P/D 0.597 0.621 0.651 0.677 7 η0 0.502 0.534 0.555 0.594 8 THP=P D ?H ?0?r HP 284.6 302.8 314.7 336.8 9 MAU-55 δ 90.1 80.2 73.0 66.3 10 P/D 0.631 0.660 0.692 0.720 11 η? 0.480 0.514 0.547 0.578 12 THP=P D ?H ?0?r HP 272.2 291.5 309.6 327.7 13 MAU-70 δ 89.1 79.6 72.0 65.4 14 P/D 0.642 0.675 0.703 0.739 15 η? 0.465 0.497 0.527 0.554 16 THP=P D ?H ?0?r HP 263.7 281.8 298.8 314.1
直升机旋翼挥舞摆振分析
直升机旋翼会挥舞摆振分析 利用已给的旋转梁单元质量和刚度矩阵计算旋翼桨叶的前三阶挥舞，前二阶摆振，前一阶扭转的频率及对应振型，并各画出共振图； 1.旋翼转速、桨叶几何尺寸、剖面特性等参数可根据查阅的文献、资料等自行 给定，并在提交的报告中给出以上参数； 所使用的单元矩阵中的符号说明列于下表 EIy 挥舞刚度(N· m2) EIz 摆振刚度(N· m2) GJ 扭转刚度(N· m2) EA 拉伸刚度(N· m2) Imy 剖面绕y轴惯量(kg ·m2) Imz 剖面绕z轴惯量(kg ·m2) Lm 单元段长度(m) LLm 单元段局部坐标系径向位置(m) mm 线密度(kg/ m) SPm 单元段局部坐标系绕径向坐标轴转动角度的正弦值 CPm 单元段局部坐标系绕径向坐标轴转动角度的余弦值 Ω旋翼转速(rad
/s) CFm 当前单元段外端的离心力(N) *表中所有单位均采用国际单位 目录 第一章问题描述 (1) 1.1原问题重述 (1) 1.2本文参数选取 (1) 第二章Mathematica程序的建立 (3) 2.1相关参数的输入 (3) 2.2基本程序的建立 (3) 第三章结果与分析 (5) 3.1摆振、挥舞频率和振型 (5) 3.2扭转频率、振型 (7) 3.3画共振图 (7) 3.4结果分析 (8) 第四章结束语 (9) 致谢 (10)
第一章问题描述 1.1原问题重述 1.、利用已给的旋转梁单元质量和刚度矩阵计算旋翼桨叶的前三阶挥舞，前二阶 摆振，前一阶扭转的频率及对应振型，并各画出共振图； 2、旋翼转速、桨叶几何尺寸、剖面特性等参数可根据查阅的文献、资料等自行 给定，并在提交的作业中给出以上参数； 所使用的单元矩阵中的符号说明列于下表 EIy 挥舞刚度(N·m2) EIz 摆振刚度(N·m2) GJ 扭转刚度(N·m2) EA 拉伸刚度(N·m2) Imy 剖面绕y轴惯量(kg·m2) Imz 剖面绕z轴惯量(kg·m2) Lm 单元段长度(m) LLm 单元段局部坐标系径向位置(m) mm 线密度(kg/m) SPm 单元段局部坐标系绕径向坐标轴转动角度的正弦值 CPm 单元段局部坐标系绕径向坐标轴转动角度的余弦值 Ω旋翼转速(rad/s) CFm 当前单元段外端的离心力(N) *表中所有单位均采用国际单位 1.2本文参数选取 本文选取旋翼半径R=2m，弦长C=0.121m，翼型剖面为BO105翼型的均匀桨叶，为无铰式旋翼，额定转速为Ω=109.22rad/s(1043r/min)，忽略桨叶负扭转。
直升机主减速器结构
直升机结构(主减速器) 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 l/7~l／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。见某直升机的主减速器外形和部面图（右图）。 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。
直升机桨毂结构
直升机桨毂结构 直升机结构(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铰接式、跷跷板式、无铰式和无轴承式，它们各自的原理如下表所示。 一、桨毂结构特点 (一)铰接式 铰接式(又称全铰接式)旋翼桨毂是通过桨毂上设置挥舞铰、摆振铰和变距铰来实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。典型的铰接式桨毂铰的布置顺序(从里向外)是由挥舞铰、摆振铰到变距铰，如图2(2—1所示。也有挥舞铰与摆振铰重合的。 在轴向铰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。 铰接式桨毂构造复杂，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。 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。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铰、摆振铰、变距铰三铰的功能，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 铰接式旋翼在摆振铰上都带有桨毂减摆器，简称为减摆器，为桨叶绕摆振铰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。此外，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 —6表示了这种减楼器在桨毂上可能的安装情况。当桨叶绕垂直铰来回摆 2(2 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。 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
直升机传动系统
直升机是依靠旋翼作为升力和操纵机构的飞行器，其旋翼充当了固定翼飞机的机翼、副翼、升降舵和推进器的作用。根据反扭矩形式，直升机又可分为单旋翼带尾桨形式，共轴双旋翼，纵列式、横列式及倾转旋翼式。目前应用比较广泛的是单旋翼带尾桨形式直升机。直升机的旋转部件多，包括旋翼系统、操纵系统、主减速器、尾减速器、尾桨等部件。因此，整个直升机是在很多旋转系统及部件的协调运转中工作的。尤其是大旋翼，在飞行中一般处于非对称气流中，除了旋转运动外，还有挥舞、摆振方面的运动，成为直升机振动的主要来源。直升机的关键技术主要体现在直升机的旋转部件的设计技术上。 对于固定翼飞机，由于在高速飞行中工作，其机翼、机身、尾翼的气动外形非常重要，影响到飞机的飞行性能和操稳特性。而对于直升机，其气动特性主要体现在旋翼桨叶的几何特性、翼型、旋翼转速、旋翼实度、桨盘载荷等参数。由于直升机的速度较低，一般最大速度不超过350km/h，机身的气动外形对飞行性能的影响相对固定翼飞机来说较弱。因此，有人说直升机气动特性主要是旋翼气动特性。就直升机本体技术而言，传动系统和旋翼系统是直升机最重要的关键部件，反映了直升机技术的本质和特征。 传动系统 直升机的发动机所提供的动力要经过传动系统才能到达旋翼，从而驱动旋翼旋转。对于一般的直升机来说，其作用是将发动机的功率和转速按一定比例传递到旋翼、尾桨和各附件。直升机性能在很大程度上取决于传动系统的性能，传动系统性能好坏将直接影响直升机的性能和可靠性。 1 传动系统的结构 直升机传动系统的典型构成为“三器两轴”，即：主减速器、尾减速器、中间减速器、动力传动轴和尾传动轴。现代直升机的发动机多为涡轮轴发动机，其输入转速较高，意大利的A129输入转速最高，为27000r/min，所以要达到旋翼的设计转速必须经过主减速器减速。减速器的减速比一般比较大，例如美国武装直升机阿帕奇的总传动比为72.4，“黑鹰”直升机的总