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第一章飞机结构概述飞机载荷载荷、变形和应力的概念机翼结构机身结构尾翼和副翼机体开口部位的构造和受力分析定位编码系统1.1.概述固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。
直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。
机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。
飞机各部件由不同构件构成。
飞机各构件用来传递载荷或承受应力。
单个构件可承受组合应力。
对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。
例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。
1.2.飞机载荷飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。
飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。
飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。
飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响最大。
1.2.1.平飞中的受载情况飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。
为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。
则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。
即：Y = GP = X图 1 - 1 平飞时飞机的受载飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。
推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。
由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。
平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。
飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。
第一章直升机简介目录主旋翼系统....................................................................1-1全铰接旋翼系统.....................................................1-1半刚体旋翼系统.....................................................1-2刚体旋翼系统.........................................................1-2扭矩系统(Antitorque Systems) .....................................1-2尾桨 ......................................................................1-2涵道尾桨.................................................................1-2无尾桨系统(NOTAR)...............................................1-2起落架Landing Gear......................................................1-2动力装置........................................................................1-3飞行控制........................................................................1-3＊＊＊ ＊＊＊ ＊＊＊ ＊＊＊ ＊＊＊虽然直升机的大小和形状差别很大，但是大多数直升机的主要组成部分都是一样的。
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。
直升机结构图解之一……机身结构图图解直升机的结构之二……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。
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％。
之三……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—l”(Art ouste—1)。
图解直升机英语(以s-92直升机为例) Powertrain schematic 传动系统示意图Tail gear box 尾减Intermediate gearbox 中介减速器main rotor shaft 主旋翼轴Tail take-off 尾输出轴Hydraulic utility drive 液压系统驱动装置overrunning clutch 超转离合器quill shaft 主轴sun gear and planet gears 太阳齿轮和行星齿轮Hydraulic module shaft gear 液压组件轴齿轮ring gear (stationary) 环型齿轮（静止）generator shaft gear 发电机齿轮主旋翼桨叶示意图Leading edge counter weight 前缘配重De-ice element 防冰组件Titanium/nickel leading edge erosion protection 钛/镍前缘摩擦保护Leading edge sheath 前缘蒙皮Lower fibreglass skin 下部玻璃纤维蒙皮Upper fibreglass skin 上部玻璃纤维蒙皮Honeycomb core 蜂窝材料Titanium edge stiffener 钛后缘加强件Graphite/fibreglass spar 石墨/玻璃纤维大梁Instrument panel,central pedestal and side consoles仪表板，中央和侧面控制台A Standby compass 备用罗盘B Backup instruments 备用仪表C Master warning panel 主警告面板D Collins multi function displays (4) with central optional display 多功能显示器E Cargo hook release 货钩释放F Pilot flight director mode select 驾驶员飞行指示器方式选择G Copilot flight director mode select 副驾驶飞行指示器方式选择H Digital clock 数字时钟I Compess unit 罗盘组件J Audio controller 音频控制器K FDR/CVR controller 数据记录/话音记录控制器L HUMS 使用状态监控系统M Pass brief control panel ？N FMS data loader 飞行管理数据输入器O Weather radar controller 气象雷达控制器P Radio tuning unit 无线电调谐器Q Display controller 显示控制器R FMS/GPS CDU 飞行管理/全球定位系统控制显示组件S AFCS (FCG) contro1 panel 自动飞行控制系统控制面板T Backup control panel 控制面板备用U Reversionary control 保留控制V Remote instrument control 远距离仪表控制W Deployable emergency beacon 释放式紧急信标X Misc switch panel 其他配电盘Y Landing gear contro1s 起落架控制Z Parking brake 停机刹车Fuel cell and installed system 油箱及安装的系统F1 Sponson fuel cells(2) with 35OUS gallon useab1e fuel in each cell浮筒油箱F2 Rubber bladder tank 气囊箱F3 Tank high level sensor 高油面传感器F4 Vent valves 通气阀门F5 Fuel quantity probes 油量传感器F6 Fuel low level sensors 低油面传感器F7 Low level shut-off valve 低油面关断阀门F8 Engine fuel feed check valve 发动机供油单向阀门F9 Fuel sump drain valve 燃油箱放油阀门F10 Tank vent lines 油箱通气管F11 Access cover to fuel cell 油箱蒙皮盖板F12 Gravity retueling point- typical both sponsons (pressure refuel Point on port sponson) 重力加油口-典型布置两侧都有，压力加油在左侧。
直升机结构图解之一……机身结构图图解直升机的结构之二……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。
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％。
之三……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—l”(A rtouste—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Bell 47(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。
结构之四……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。
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——主减速器的安全可靠工作。
结构之五……旋翼旋翼系统中，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—6、米—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。
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。
图解直升机的结构之七……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” III直升机的自动倾斜器。
结构之九……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、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*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。
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，安全性好之十……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)。
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。
之八……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”。
此外，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。
