北京101114
摘要：现如今，我国的发展十分迅速，旋翼对直升机机身的力偶矩是影响直升机飞行稳定性的重要因素．在直升机的起落、悬停和前飞等过程中，旋翼与机身的相互作用会不断变化，此时须合理控制机身合外力偶矩来保证直升机的稳定．本文简要介绍了直升机的发展历史、基本结构、飞行原理和基本分类，并重点分析了单旋翼直升机飞行过程中的机身—尾桨稳定性问题，所涉及的相关力学原理有利于正确把握直升机飞行的科学本质．
关键词：直升机；旋翼；稳定性
引言
某型直升机试飞过程中，飞行员反映个别架机在低速、高速飞行时发生驾驶舱振动过大现象，严重影响飞行员舒适性及直升机操纵性。直升机尾桨操纵系统包含驾驶舱操纵机构、航向并联舵机、尾助力器、阻尼器、自动倾斜器、桨叶变距摇臂以及连接它们成一体的拉杆、摇臂等，构成一个完整的操纵线系，是一个沿着操纵方向可进行轴向振动的动力学系统。驾驶舱内的操纵机构对尾桨的操纵力通过上述操纵线系传递，同时尾桨的强迫振动也能通过该操纵线系传递至驾驶舱。在直升机飞行过程中，驾驶舱处于主旋翼影响区内，还受到主旋翼周期性强迫振动的作用，频率与主旋翼通过频率一致。尾桨操纵系统的安装遍及整个机身长度、涉及多处安装位置，存在不可避免的安装误差。因此同型号直升机的各架机，尾桨操纵线系的动力学特性不尽相同。若该操纵线系的动力学设计不合理，加之安装误差等影响，该操纵线系对尾桨的强迫振动可能起到放大作用，导致传递至驾驶舱的振动增大。本文以出现驾驶舱振动过大现象的直升机为研究对象，首先对其振动加速度数据进行分析，了解驾驶舱内振动环境；其次进行尾桨操纵线系的模态试验，获得其动力学特性；最后根据操纵线系结构及工作原理，通过在相关操纵拉杆上增加配重以改善操纵线系的动力学特性。后续飞行振动水平测试结果表明，该方法能有效降低驾驶舱内振动水平，改善飞行员舒适性及直升机操纵性，为今后相似振动排故问题提供一种可行的思路。
1单旋翼直升机的基本结构
以目前最为常见的单旋翼直升机为例，为了便于分析，本文将单旋翼直升机划分为旋翼、尾桨和机身三大部分．旋翼的作用是产生向上的升力，使直升机垂直起落．旋翼还可产生水平方向的分力，实现直升机的前飞、后飞、侧飞等动作．旋翼旋转形成的平面既是升力面又是操纵面，它是直升机的重要组成部分．尾桨是安装在直升机尾端的螺旋桨，它的旋转平面与旋翼的旋转平面垂直．尾桨装有轴向铰和水平铰，没有垂直铰．尾桨转动时空气对机身产生压力从而可以平衡旋翼作用在机身上的力偶矩，保持直升机在水平面内的稳定性，同时还有航向稳定和操纵的作用．机身用来装载人员、货物和各种设备，包括动力装置，起落装置和各种仪器仪表等，并把直升机各部分连成一体．在单旋翼直升机的尾梁上装有水平安定面，在双旋翼直升机的尾部有的也装有水平和垂直安定面，其作用是保证直升机水平面和垂向的稳定性．
2单旋翼直升机的飞行原理
2.1垂直起落
2.3多旋翼直升机
与固定翼飞机相比，单旋翼直升机有许多优点，例如起落不需要跑道，可以空中悬停，转向灵活等，但它也有难以克服的缺点，例如起飞重量相对较低，飞行速度相对较慢等．根据飞行的基本原理，单旋翼直升机若要增大起飞重量，可以通过增加旋翼直径、增加旋翼转速、增加桨叶数目等方式来实现，但这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量．另外，为了避免音障带来的阻力和振动，旋翼的最大线速度也不能超过音速．因此，提高起飞重量最有效的途径是采用两个甚至更多的旋翼来提高升力．
结语
本文通过振动数据分析、模态试验掌握了某型直升机尾桨操纵线系的振动环境及动力学特性，通过在操纵拉杆或操纵拉杆接头上增加配重对其航向固有频率进行调整，使其避开主要激振频率。实测飞行振动数据表明，两种配重方法均能有效降低驾驶舱操纵机构在主要激振频率下的振动量值，振动过大问题消失，飞行员舒适性及直升机操纵性均有显著提升。因此，通过适当增加配重改变结构的动力学特性，进而改善其振动传递特性，是排除此类振动问题一种切实可行的思路。
参考文献
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