新型直升飞机可行性报告

1、- PAGE 82 -双层旋翼翼直升飞飞机倾斜斜控制器器新型直升升飞机可可行性报报告一、新型型直升飞飞机项目目摘要31：项目目的来源源32：直升升飞机的的发展简简述44二、现有有直升飞飞机的技技术介绍绍6三、新型型直升飞飞机技术术介绍 40四、项目目的基础础条件：5661：前期期工作情情况562：发明明人简介介573：创办办单位介介绍5584：现有有 HYPERLINK t _blank 技术基础础和工作作基础5995：国家家相关的的政策5996：协作作单位介介绍660五、项目目攻关总总体目标标，6221：实施施年限，6112：具体体的考核核指标（含主要要 HYPERLINK t _blank

2、 技术经济济指标）及年度度计划安安排61六六、项目目的主要要研究内内容6331：课题题设置方方案及承承担单位位选择方方式633七、项目目的主要要 HYPERLINK t _blank 技术特点点和创新新点：6331：关键键 HYPERLINK t _blank 技术内容容，632：项目目实施的的 HYPERLINK t _blank 技术、工工艺路线线；633：可能取取得的专专利（尤尤其是发发明专利利和取得得国外专专利）及及知识产产权分析析644八、项目目的关联联行动：6441：项目目的组织织管理措措施，其其它必要要的支撑撑和配套套条件（如基地地、示范范点、 HYPERLINK t _blan

3、k 技技术或工工程依托托等）落落实情况况664九、项目目总投资资预算，资金筹筹措及来来源渠道道1：自筹筹资金：6442：外筹筹资金：664十、项目目预期成成果的经经济、社社会、环环境效益益分析，与国内内外同类类产品或或 HYPERLINK t _blank 技术的竞竞争力分分析，成成果应用用和产业业化前景景分析1：军用用新型直直升飞机机6652：民用用新型直直升飞机机665十一、项目目的风险险分析，含 HYPERLINK http:/ 技术术、市场场的风险险分析766十二、新新型直升升飞机试试验788十三、其其它需要要说明的的事项881十四、经济效效益 82十五、联联系方式式 882一、新型型

4、直升飞飞机项目目摘要1、1：项目的的来源在20000年的的时候，发明人人彭凯有有一次坐坐客车从从黔西到到贵阳，车开到到鸭池河河，突然然间客车车冲出公公路，闯闯上路边边的岩石石，由于于客车突突然停车车，车上上有多人人受伤，我当时时坐在前前排，前前面堆有有民工的的行李，由于惯惯性，我我扑倒在在行李上上，没有有受伤，从那时时起我就就想发明明一种新新型的直直升飞机机。通过过观察我我发现直直升飞机机旋翼朝朝什么方方向倾斜斜，直升升飞机就就向什么么方向飞飞行，而而现有的的直升飞飞机却不不是直接接控制旋旋翼倾斜斜方向，我的发发明方向向就是要要找出直直接使旋旋翼倾斜斜的方法法，通过过3年的的摸索，在20003

5、年年7月44日，彭彭凯、彭彭晶、代代宇共同同申请了了“滚轮式式双层旋旋翼直升升飞行器器”，专利利号033147730116。这这种飞行行器的上上下层旋旋翼的正正反方向向旋转和和上下旋旋翼的连连接都是是由滚轮轮来带动动的，旋旋翼的倾倾斜方向向也是由由滚轮来来控制的的，专利利公开后后，我们们生产模模型来做做实验，实验证证明用滚滚轮来控控制旋翼翼倾斜方方向是可可行的，而上下下旋翼用用橡胶来来连接，在旋翼翼转动的的时候由由于温度度、湿度度、磨损损等原因因，上下下旋翼会会产生打打滑的现现象。使使直升飞飞机的飞飞行达不不到设计计的要求求。为了了解决上上面的问问题，我我们到北北京航空空航天学学院，南南京航空

6、空航天学学院，中中国直升升飞机研研究所等等单位，进行技技术交流流，于220066年4月月6日向向国家专专利局申申请了“旋翼喷喷气式直直升飞机机”的专利利，专利利号20006110055514480，此项目目坚持了了利用滚滚轮控制制旋翼的的倾斜，上下旋旋翼的橡橡胶连接接改为齿齿轮连接接，并且且增加了了旋翼作作为油箱箱和在浆浆尖上安安装喷气气式发动动机的设设计，这这种设计计方案主主要技术术要求有有小型喷喷气式发发动机 ，20006年年珠海航航展的时时候，我我们看到到北京宏宏恩发动动机动力力公司的的小型喷喷气式发发动机非非常适合合，与该该公司的的程德恩恩经理和和工程师师们商谈谈后，他他们都非非常感兴

7、兴趣，并并表示对对项目的的积极支支持，用用该公司司的发动动机实验验可以不不买单，待实验验成功后后生产用用发动机机采购他他们的产产品。220066年至220099年，彭彭凯在李李林的支支持下，开展了了实质性性的设计计，在设设计和实实验中发发现了一一些问题题，如齿齿轮的外外形和稳稳定，旋旋翼盘的的控制稳稳定，齿齿轮的润润滑等，在20009年年4月117日申申报的“双层旋旋翼直升升飞机倾倾斜控制制器”上，机机械机构构方面的的技术问问题，在在专利申申请的文文件上都都给予解解决了。1、2；直升飞飞机的发发展简述述； 已往往的大约约半个世世纪中，直升机机在技术术上经历历了几项项重大的的突破性性进展，从技术

8、术特征来来看，大大体上可可以分为为四代： 一、第一代代直升机机 从第第一架可可以正式式飞行的的直升机机在200世纪330年代代末问世世至600年代初初期，是是第一代代直升机机发展阶阶段。主主要技术术特征是是：安装装活塞式式发动机机；金属属木质质混合式式旋翼浆浆叶；机机体为由由钢管焊焊接成的的桁架式式或铝合合金半硬硬壳式结结构；装装有简易易的仪表表和电子子设备。最大平平飞速度度约2000kmmh，全机振振动水平平(约00222g)、噪声水水平(约约11 0dBB)均较较高。典典型的机机型如米米一4、belll477等直升升机。 二、第二代代直升机机 从660年代代初期到到70年年代中期期，发展展

9、了第二二代直升升机。主主要技术术特征是是：安装装了第一一代涡轮轮轴式发发动机；全金属属浆叶与与金属铰铰接式浆浆毂构成成的旋翼翼；机体体主要仍仍为铝合合金半硬硬壳式结结构；开开始采用用最初的的集成微微电子设设备。最最大平飞飞速度约约达2550kmmt11。振动动水平(约O15gg)、噪噪声水平平(约ll OOOdB)有所降降低。典典型的机机型有米米一8、“超黄蜂蜂”等直升升机。 三、第三代代直升机机 从770年代代中期至至80年年代末，属于第第三代直直升机发发展时期期。主要要技术特特征是：安装第第二代涡涡轴发动动机；全全复合材材料浆叶叶及带有有弹性元元件的浆浆毂构成成的旋翼翼；机体体结构部部分使

10、用用复合材材料；采采用大规规模集成成电路的的电子设设备和较较先进的的飞行控控制系统统。最大大飞行速速度约达达3000kmh。振振动水平平(约OO1 0g)、噪声水水平(约约90ddB)又又进一步步得到控控制。典典型的机机型有“海豚”、“山猫”、“黑鹰”、“阿帕奇奇”等直升升机。 四、第第四代直直升机 从900年代以以来，直直升机技技术发展展进入第第四代，主要技技术特征征包括：安装第第三代涡涡轴发动动机；装装有进一一步优化化设计的的翼型、浆尖和和先进的的复合材材料旋翼翼浆叶，无轴承承或弹性性铰式等等新型浆浆毂；机机体结构构大部分分或全部部使用复复合材料料；操纵纵系统改改为电传传操纵；机载电电子设

11、备备采用数数据总线线、综合合显示和和任务管管理；先先进的飞飞行控制制、通信信导航等等系统。最大平平飞速度度已约达达3 11 5kkmhh。振动动水平(约005gg)、噪噪声水平平(约880dBB)已得得到良好好控制。典型的的机型有有“科曼奇奇”、NHH一900等直升升机。 五：第五代代直升机机 进入入二十一一世纪，滚轮式式旋翼喷喷气式直直升机，组合了了以上直直升机的的先进技技术，其其重要技技术特征征是：旋旋翼设计计成油箱箱的一部部分，翼翼尖安装装喷气式式发动机机，机舱舱的噪音音可低于于80ddB，由由于发动动机分散散安装在在浆尖，从而减减少了机机械设备备的重量量，提高高了发动动机的利利用率和和

12、使用寿寿命，上上下两层层旋翼座座和滚轮轮座都设设计成球球形结构构，通过过对滚轮轮的控制制，可调调整上下下层旋翼翼的倾斜斜面，从从而达到到控制飞飞行方向向，旋翼翼喷气直直升机结结构简单单，操纵纵方便，旋翼使使用铝合合金材料料，经久久耐用，操作系系统可人人工操作作，也可可电传操操作，旋旋翼喷气气直升机机还可设设计成多多层旋翼翼，成为为超级直直升飞机机，其起起飞重量量可达1100TT以上。二、现有有直升飞飞机的 HYPERLINK t _blank 技技术简介介第一节直直升机飞飞行特点点直升机最最显著的的标志是是旋翼，即可旋旋转的翼翼面。利利用旋翼翼旋转时时提供的的升力、前进力力和操纵纵力，能能有效

13、地地完成空空中悬停停、垂直直起落和和前飞、后飞、侧飞等等飞行，这就是是直升机机有别于于飞机等等其他航航空飞行行器的基基本特点点。一、旋翼翼的空气气动力特特点 (一)旋翼的的一般介介绍旋翼的作作用概括括起来有有以下三三点： 1、产产生向上上的升力力(占拉力力的主要要部分)用以克克服直升升机的重重力，类类似于飞飞机机翼翼的作用用。即使使直升机机的发动动机空中中停车时时，驾驶驶员可通通过操纵纵旋翼使使其自转转，仍可可产生一一定升力力，减缓缓直升机机下降趋趋势。 2、产产生向前前的不平平分力克克服空气气阻力使使直升机机前进，类似于于飞机上上推进器器的作用用(例如螺螺旋桨或或喷气发发动机)。 3、产生其

14、其他分力力及力矩矩对直升升机进行行控制或或机动飞飞行，类类似于飞飞机上各各操纵面面的作用用。旋翼由数数片桨叶叶(即翼面面)及一个个桨毂(又称轴轴套)组成。工作时时，桨叶叶与空气气作相对对运动，产生空空气动力力，桨毂毂则是用用来连接接桨叶和和旋翼轴轴，以转转动旋翼翼，桨叶叶一般通通过铰接接方式与与毂连接接，典型型的铰接接式旋翼翼如图2221 2222旋翼的运运动与固固定翼飞飞机机翼翼的不同同，在于于旋翼的的桨叶除除了随直直升机一一同作直直线或曲曲线运动动外，还还要绕旋旋翼轴旋旋转，因因此桨叶叶的空气气动力现现象要比比机翼的的复杂得得多。 (二)工作参参数 1、旋旋翼的基基本参数数 (1)旋翼直直

15、径旋翼旋转转时，桨桨尖所划划圆圈的的直径，叫做旋旋翼直径径，用DD表示(图214)。大大型直升升机的旋旋翼直径径可达330m以以上，小小型直升升机的也也有78m。 (2)桨盘面面积及桨桨盘载荷荷桨叶旋转转所划圆圆的面积积，叫桨桨盘面积积。直升升机的飞飞行重量量与桨盘盘面积的的比值，叫做桨桨盘载荷荷。(3)旋旋翼实度度各片桨叶叶中面积积与整个个桨盘面面积之比比，叫做做旋翼实实度，以以希腊字字母6表示。(4)旋旋翼迎角角如图215所示，直升机机的相对对气流同同桨毂旋旋转平面面之间的的夹角，叫旋翼翼迎角，用ass表示。飞行状状态不同同，旋翼翼迎角的的正负和和大小也也不相同同。(5)旋旋翼状态态特性系

16、系数直升机沿沿任一倾倾斜轨迹迹飞行时时，气流流斜吹旋旋翼，相相对气流流速度(V0)可分解解为两个个分量(图216)。一一个是沿沿桨毂旋旋转轴方方向的分分量(VV0siinass)；一个个是沿桨桨毂旋转转平面的的分量(VoccosaaS)。(6)旋旋翼转速速和角速速度旋翼转速速(n)一般以以每分钟钟一转为为单位(r/mmin)，而角角速度(Q)以以每秒钟钟一个弧弧长为单单位(rrads)，两两者关系系如下：Q=兀n/330旋翼转速速要受到到叶尖速速度的限限制，以以避免叶叶尖出现现过大的的空气压压缩效应应。目前前旋翼桨桨叶尖部部圆周速速度Q IPll802200ms。大致致相当于于叶尖马马赫数MM

17、=O5506(海平平面、标标准大气气)。2、桨叶叶的基本本特性和和参数(1)桨桨叶平面面形状桨叶平面面形状常常见的有有矩形、梯形和和矩形加加后掠形形桨尖等等。近年年来桨尖尖的形状状变化发发展较多多。目前前已从第第一代矩矩形、第第二代简简单尖削削加后掠掠、第三三代曲线线尖削加加后掠发发展到下下反式三三维桨尖尖。这是是因为桨桨叶尖部部速度对对旋翼性性能有着着十分密密切的影影响。原原因之一一是前行行桨叶尖尖的空气气压缩性性不允许许速度过过大，通通常限制制M数在O92以下下。(2)桨桨叶剖面面形状桨叶剖面面形状与与飞机机机翼剖面面形状相相类似，均称作作翼型。国外许多多有实力力的研究究单位，无不关关注翼

18、型型的发展展研究，通过大大量地研研究、实实验，发发展了许许多优良良的翼型型族，例例如法国国的OAA翼型系系列、俄俄罗斯的的翼型系系列以及及美国的的VR系列列。以美美国波音音公司的的VR翼型型族为例例，该公公司从550年代代至800年代先先后发展展了四代代翼型(见图218)，翼翼型的最最大升力力系数和和阻力发发散M数都有有显著提提高。(3)桨桨叶剖面面安装角角和桨距距桨叶某一一剖面的的翼弦与与桨毂旋旋转平面面之间的的夹角，叫桨叶叶该剖面面的安装装角。驾驶员通通过直升升机的操操纵系统统可以改改变旋翼翼的总距距和各片片桨叶的的桨距，根据不不同的飞飞行状态态，总距距的变化化范围约约为214度。(4)桨

19、桨叶剖面面迎角桨叶旋转转时，桨桨叶剖面面的相对对气流合合速度(W)与与翼弦之之间的夹夹角，叫叫桨叶剖剖面迎角角。(5)桨桨叶的几几何扭转转为使空气气动力沿沿桨叶的的分布比比较均匀匀，减小小由于诱诱导速度度分布不不均匀引引起的附附加功率率损失，通常都都把桨叶叶做成具具有负的的几何扭扭转，即即从根到到尖，桨桨叶安装装角逐渐渐减少。桨叶的扭扭转，可可分为线线性扭转转和非线线性扭转转。线性性扭转比比较好制制造，非非线性理理想扭转转则是根根据空气气动力优优化设计计的需要要进行扭扭转，但但制造上上较困难难。(6)桨桨叶剖面面的来流流角桨叶剖面面的相对对气流合合速度由由平行于于桨毂旋旋转平面面的和垂垂直于该

20、该平面的的相对气气流所合合成，它它与桨毂毂旋转平平面的夹夹角，叫叫来流角角，用表示，W从上方方吹向桨桨毂旋转转平面，为正正。由上述分分析可知知：(1)直直升机由由于利用用旋翼产产生拉力力，即使使前进速速度为零零，只要要旋翼处处于正常常工作状状态，就就能产生生支撑全全机重量量的拉力力。所以以，直升升机不仅仅可以飞飞得很慢慢，且可可在空中中悬停和和垂直升升降。(2)直直升机起起飞，只只要旋翼翼产生拉拉力大于于重力，就能离离地垂直直升空，下降时时，也只只要通过过操纵改改变拉力力的大小小，使拉拉力小于于重力，就能降降低高度度垂直降降落。(3)要要想让直直升机向向预定的的方向运运动，必必须操纵纵旋翼锥锥

21、体向预预定的方方向倾斜斜，使旋旋翼拉力力也跟着着倾斜，以取得得向该方方向运动动的力。由于旋翼翼拉力方方向在空空间是可可以改变变的，为为了便于于分析问问题，我我们规定定：在前前飞中，拉力的的第一分分力(TT，)，在铅铅垂面内内并垂直直于飞行行方向；拉力第第二分力力(T22)，与与飞行方方向平行行，；拉拉力第三三分力(T3)，在水水平面内内垂直于于飞行方方向。至至于在悬悬停和垂垂直飞状状态中，拉力第第一分力力(T11)铅垂垂向上；拉力第第二分力力(T22)作为为水平纵纵向分力力，在无无风的稳稳定状态态，T22应等于于零；拉拉力第三三分力(T3)则为水水平侧向向分力。从能量转转换的观观点分析析，直升

22、升机在悬悬停状态态时，发发动机输输出的轴轴功率，其中约约90用用于旋翼翼，分配配给尾桨桨、传达达装置等等消耗的的轴功率率加起来来约占110。旋翼所所得到的的90的的功率当当中，旋旋翼型阻阻功又用用去200，旋旋翼用于于转变成成气流动动能以产产生拉力力的诱导导功率仅仅占700。二、直升升机的反反扭矩从以上所所述可知知，直升升机飞行行主要靠靠旋翼产产生的拉拉力。当当旋翼由由发动机机通过旋旋转轴带带动旋转转时，旋旋翼给空空气以作作用力矩矩(或称扭扭矩)，空气气必然在在同一时时间以大大小相等等、方向向相反的的反作用用力矩作作用于旋旋翼(或称反反扭矩)，继而而再通过过旋翼将将这一反反作用力力矩传递递到直

23、升升机机体体上。如如果不采采取措施施予以平平衡，那那么这个个反作用用力矩就就会使直直升机逆逆旋翼转转动方向向旋转。如图所所示。(一)旋旋翼的布布局型式式旋翼之所所以会出出现不同同的布局局型式，主要是是因平衡衡旋翼轴轴带动旋旋翼转动动工作时时，空气气作用其其上的反反作用力力矩采取取的方式式不同而而形成的的。为了平衡衡这个来来自空气气的反作作用力矩矩，有两两种常见见的办法法，组合合形成了了现代多多种旋翼翼布局型型式。(见图2120)。1、单旋旋翼带尾尾桨布局局。空气气对旋翼翼形成的的反作用用力矩，由尾桨桨产生的的拉力(或推力力)相对于于直升机机机体重重心形成成的偏转转力矩予予以平衡衡(见图211

24、99)。这这种方式式目前应应用较广广泛，虽虽然尾桨桨工作需需要消耗耗一部分分功率，但构造造上比较较简单。2、双旋旋翼式布布局。由由于在直直升机上上装有两两副旋翼翼，可以以是共轴轴式双旋旋翼，也也可以是是纵列式式双旋翼翼或者横横列式双双旋翼(含交叉叉双旋翼翼)，通过过传动装装置使两两副旋翼翼彼此向向相反的的方向转转动，那那么，空空气对其其中一副副旋翼的的反作用用力矩，正好为为另一副副旋翼的的反作用用力矩所所平衡，见图中中的b、c、d、e。(二)尾尾桨的作作用和特特点尾桨像一一个旋转转平面垂垂直于旋旋翼转速速平面的的小螺旋旋桨，工工作时产产生拉力力(或推力力)。尾桨的作作用可以以概括为为以下三三点

25、：1、尾桨桨产生的的拉力(或推力力)通过力力臂形成成偏转力力矩，用用以平衡衡旋翼的的反作用用力矩(即反扭扭转)；2、相当当于一个个直升机机的垂直直安定面面，改善善直升机机的方向向稳定性性。而且且，可能能通过加加大或减减少小尾尾桨的拉拉力(推力)来实现现直升机机的航向向操纵；3、某些些直升机机的尾轴轴向上斜斜置一个个角度，可以提提供部分分升力，也可以以调整直直升机重重心范围围。尾桨和旋旋翼的动动力均来来源于发发动机。发动机机产生的的功率通通过传动动系统，按需要要再传给给旋翼和和尾桨。尾桨的旋旋转速度度较高。直升机机航向操操纵和平平衡反作作用力矩矩，只需需增加或或减少尾尾桨拉力力(推力)，对尾尾桨

26、总距距操纵是是通过脚脚蹬操纵纵系统来来实现的的。(三)尾尾桨的类类型尾桨通常常包括常常规尾桨桨、涵道道尾桨和和无尾桨桨系统等等三种类类型。1、常规规尾桨这种尾桨桨的构造造与旋翼翼类似，由桨叶叶和桨毂毂组成。常见的的有跷跷跷板式、万向接接头式和和铰接式式。2、涵道道尾桨这种尾桨桨由两部部分组成成：一部部分是置置于尾斜斜梁中的的涵道；另一部部分是位位于涵道道中央的的转子，其特点点是涵道道尾桨直直径小、叶片数数目多。涵道尾尾桨的推推力有两两个来源源：一是是涵道内内空气对对叶片的的反作用用推力；二是涵涵道唇部部气流负负压产生生的推力力。3、无尾尾桨系统统无尾桨系系统主要要是用一一个空气气系统代代替常规

27、规尾桨，该系统统由进气气口、喷喷气口、压力风风扇、带带缝尾梁梁等几部部分组成成。第二节直直升机操操纵特点点一、直升升机驾驶驶员座舱舱操纵机机构及配配置直升机驾驾驶员舱舱主要的的操纵机机构是：贺驶杆杆(又称周周期变距距杆)、脚蹬蹬、油门门总距杆杆。此外外还有油油门调节节环、直直升机配配平调整整片开关关及其他他手柄(见图2124)。驾驶杆位位于驾驶驶员座倚倚前面，通过操操纵线系系与旋翼翼的自动动倾斜器器连接。驾驶杆杆偏离中中立位置置表示：向前直升升机低头头并向前前运动；向后一一一直升升机抬头头并向后后退；向向左直升机机向左倾倾斜并向向左侧运运动；向向右直升机机向右倾倾斜并向向右侧运运动。脚蹬位于于

28、座椅前前下部，对于单单旋翼带带尾桨的的直升机机来说，驾驶员员蹬脚蹬蹬操纵尾尾桨变距距改变尾尾桨推(拉)力，对对直升机机实施航航向操纵纵。油门总距距杆通常常位于驾驾驶员座座椅的左左方，由由驾驶员员左手操操纵，此此杆可急急时操纵纵旋翼总总距和发发动机油油门，实实现总距距和油门门联合操操纵。油门调节节器拉环环位于油油门总距距杆的端端部，在在不动总总距油门门杆的情情况下，驾驶员员左手拧拧动油门门调节环环可以在在较小的的发动机机转速范范围内调调整发动动机功率率。调整片操操纵(又称配配平操纵纵)的主要要原因是是因为直直升机在在飞行中中驾驶杆杆的载荷荷，不同同于飞机机的舵面面载荷。如果直直升机旋旋翼使用用可

29、逆式式操纵系系统，那那么驾驶驶杆要受受周期(第一转转)的可变变载荷，而且此此载荷又又随着飞飞行状态态的改变变而产生生某些变变化。为为减少驾驾驶杆的的载荷，大多数数直升机机操纵系系统中都都安装有有液压助助力器。操纵液液压助力力器可进进行不可可逆式操操纵，即即除了操操纵系统统的摩擦擦之外，旋翼不不再向驾驾驶杆传传送任何何力。二、自动动倾斜器器自动倾斜斜器的构构造如图图2125所示示，图中中为简化化起见只只画出两两片桨叶叶旋翼的的自动倾倾斜器。自动倾斜斜器主要要零件包包括：旋旋转环连连接桨叶叶拉杆，旋转环环利用滚滚珠轴承承连接在在不旋转转环上，不旋转转环压在在套环上上；套环环带有横横向操纵纵拉杆和和

30、纵向操操纵拉杆杆；操纵纵总桨距距的滑筒筒。直升升机的驾驾驶杆动动作时旋旋转环和和不旋转转环随同同套环一一起向前前、后、左、右右倾斜或或任意方方向倾斜斜。因为旋转转环用垂垂直拉杆杆用桨叶叶连接，所以旋旋转环旋旋转面倾倾斜会引引起桨叶叶绕纵轴轴做周期期性转动动(即旋翼翼每转一一周重复复一次)，换句句话说，每片桨桨叶的桨桨距将进进行周期期性变化化。为了了解桨距距的变化化，应分分别分析析直升机机的两种种飞行状状态，即即垂直飞飞行状态态和水平平飞行状状态。垂垂直飞行行，靠改改变总距距来实施施，换句句话说，就是靠靠同时改改变所有有桨叶的的迎角来来实施。此时所所有将叶叶同时增增大或减减小相同同的迎角角，就会

31、会相应地地增大或或减小升升力，因因而直升升机也会会相应地地进行垂垂直上升升或下降降。操纵纵总距是是用座舱舱内驾驶驶员座椅椅左侧的的油门总总距杆。从图22125中看看出，若若上提油油门总距距杆，则则不旋转转环和旋旋转环向向上抬起起，各片片桨叶的的桨距增增大，直直升机上上升，若若下放油油门总距距杆，直直升机则则垂直下下降。直升机水水平飞行行要使旋旋翼旋转转平面倾倾斜，使使旋翼总总空气动动力矢量量倾斜得得出水平平分力。旋转平平面倾斜斜是靠周周期性改改变桨距距得到的的。这说说明，旋旋翼每片片桨叶的的桨距在在每一转转动周期期中(每转一一周)，先增增大到某某一数值值，然后后下降到到某一最最小数值值，继而而

32、反复循循环。各种方位位的桨距距周期性性变化如如图2126所示示，下面面考察自自动倾斜斜器未倾倾斜和向向前倾斜斜面时作作用于桨桨叶上的的各力。旋翼旋转转时，每每片桨叶叶上的作作用力如如图2127所示示：升力力Y叶重力G叶，挥挥舞惯性性力J和离心心力J离心力力。旋翼由9900旋旋转到227000，由于于桨距减减小桨叶叶剖面迎迎角也减减小。随随着迎角角减小，桨叶升升力Y叶也开开始减小小(参见图图2127)。这将将使水平平铰上的的力矩平平衡遭到到破坏，因而桨桨叶开始始下垂。当旋翼由由27000旋转转到9000时，桨距增增大，因因而桨叶叶升起。由于桨距距周期性性变化，桨叶在在旋转时时产生挥挥舞。三、尾桨

33、桨的操纵纵机构尾桨的构构造同旋旋翼相似似，不过过比旋翼翼要简单单得多。尾桨的的每一桨桨叶和旋旋翼桨叶叶一样，绕其旋旋转轴转转动。由由于尾桨桨转速很很高，工工作时会会产生很很大的离离心力。下面以某某些直升升机三叶叶片尾桨桨系统为为例，介介绍尾桨桨操纵机机构的组组成及工工作原理理。尾桨操纵纵没有自自动倾斜斜器，也也不存在在周期变变距问题题。靠蹬蹬脚蹬改改变尾桨桨的总距距来操纵纵尾桨。当驾驶驶员蹬脚脚蹬后，齿轮通通过传动动链条带带动蜗杆杆螺帽转转动，此此时，蜗蜗杆螺帽帽沿旋转转轴推动动滑动操操纵杆滑滑动，杆杆用轴承承固定在在三爪传传动臂上上，另一一端则用用槽与支支座相连连，以防防止滑动动操纵杆杆转动

34、。三爪传动动臂随同同尾桨叶叶转动，通过三三个拉杆杆使三片片桨叶绕绕自身纵纵轴同时时转动，此时，根据脚脚蹬蹬出出方向和和动作量量大小，来增大大或减小小尾桨桨桨距。四、双旋旋翼直升升机的操操纵原理理双旋翼式式直升机机的水平平飞行或或垂直飞飞行的操操纵原理理，同单单旋翼直直升机的的操纵原原理类似似。每一一旋翼将将产生的的现象大大致相同同，一般般说来，双旋翼翼的效能能是两个个单旋翼翼效能之之和。只只是纵列列式直升升机在纵纵向操纵纵方面和和横列式式直升机机在横向向操纵方方面有某某些不同同。对于于纵列式式直升机机来说，在自动动倾斜器器向前、向后倾倾斜的同同时，前前旋翼和和后旋翼翼总距将将产生差差动变化化，

35、此时时，随着着自动倾倾斜器倾倾斜，一一方的旋旋翼总距距将减小小，另一一方旋翼翼的总距距此时将将增大。五、直升升机的驾驾驶特点点由于直升升机飞行行原理及及构造上上的特殊殊性，它它的平衡衡、稳定定性和操操纵性与与固翼飞飞机相比比，有很很大的不不同，这这是因为为驾驶直直升机的的操纵规规律具有有下列特特点：(一)操操纵的滞滞后性飞机与直直升机在在操纵原原理方面面的重要要区别是是，飞机机上的舵舵和副翼翼距重心心的力臂臂相当长长，单旋旋翼直升升机的纵纵向和横横向操纵纵是靠旋旋翼旋转转平面倾倾斜，拉拉力矢量量相对重重心的力力臂很短短。由此此可见，操纵驾驾驶杆使使飞行器器转动的的力矩，对直升升机来说说所需要要

36、的力很很大，而而对飞机机来说则则相对较较小，这这说明，为了改改变拉力力矢量方方向来获获得所需需要的力力矩，对对直升机机来说比比飞机需需要更多多的空气气量产生附加运运动。飞飞机上操操纵驾驶驶杆，如如推杆立立即引起起升降舵舵产生向向上的作作用力，使机头头下俯。直升机机推杆为为得到所所需力矩矩就要经经过一定定时间，即需要要经过一一定时间间旋翼的的气流才才会改变变到新的的方向。由于桨叶叶旋转时时具有很很大的惯惯性，所所以旋转转平面不不能立即即倾斜，旋转平平面总力力求保持持自己的的状态。此外流流过旋翼翼的气流流，也不不能随着着旋转平平面的倾倾斜立即即改变自自己的方方向。旋旋转平面面倾斜时时，旋翼翼排压出

37、出的气流流还产生生附加涡涡流，这这在一定定程度上上阻碍新新的拉力力方向的的建立。由此可可见，直直升机对对操纵杆杆的反应应总带有有一定的的延迟。综上所所述，驾驾驶员在在操纵直直升机，特别是是改变飞飞行状态态时，要要用更多多的“提前量量”使驾驶驶杆倾斜斜。 (二)操纵的的反复性性由前述得得知，从从操纵驾驾驶杆使使自动倾倾斜器倾倾斜，到到旋翼锥锥体改变变方向，再到直直升机的的状态开开始改变变，要经经过一段段时间。当飞行行员操纵纵驾驶杆杆产生位位移时，开始感感到飞行行状态没没有立即即反应或或直升机机姿态改改变很慢慢，误认认为操纵纵量不够够，或者者为较快快地改变变飞行状状态，而而加大了了操纵量量。但当当

38、飞行状状态发生生变化后后，由于于直升机机的角速速度阻尼尼小，操操纵灵敏敏度较高高，使直直升机姿姿态变化化量很大大，往往往超过预预定的飞飞行状态态，在悬悬停时此此种现象象更为明明显。为为保持或或改变直直升机的的飞行状状态，就就要求在在操纵驾驾驶杆时时，要有有往返的的反复动动作。例如，驾驾驶员操操纵直升升机作稳稳定悬停停时，在在直升机机离地后后，为保保持力和和力矩的的平衡，必须保保持适当当飞行状状态。如如果机头头下俯时时，应向向后拉一一定量的的驾驶杆杆，经过过一段时时间后，直升机机在上仰仰力矩的的作用下下，机头头开始上上仰。此此时，驾驾驶员应应根据机机头上仰仰角速度度的大小小和接近近预定状状态的程

39、程度，及及时、适适量地向向前回杆杆。当机机头上仰仰到预定定状态时时，再稍稍向后带带杆，就就能使直直升机保保持某一一状态稳稳定悬停停。这种种杆的往往返动作作，就是是操纵驾驾驶杆的的反复性性。 (三)操纵的的协调性性直升机运运动状态态的变化化同操纵纵杆、舵舵和油门门总距杆杆是互相相联系着着和互相相影响着着的。例例如上提提油门总总距杆后后，旋翼翼拉力和和反作用用力矩都都增大，在直升升机增加加高度的的同时又又要向一一边偏转转。因此此，必须须相应地地蹬舵，才能保保持航向向平衡。加大舵舵量后，尾桨拉拉力所形形成的滚滚转力矩矩也增大大，为保保持侧向向平衡，还必须须向另一一侧压杆杆。而且且，上提提油门总总距杆

40、越越猛，力力和力矩矩的变化化也就越越突然，驾驶杆杆和舵配配合保持持平衡就就越困难难。反之之，操纵纵得越柔柔和，保保持平衡衡就越容容易。此外，操操纵还必必须考虑虑到旋翼翼的陀螺螺效应对对飞行状状态的影影响，当当操纵驾驾驶杆时时，旋翼翼的陀螺螺效应使使直升机机产生进进动作用用，对飞飞行状态态的影响响如图22136所示示。进动动大小决决定于操操纵杆动动作的粗粗猛程度度。柔和和协调地地操纵驾驾驶杆，直升机机转动慢慢，还可可减小旋旋翼进动动所带来来的不利利影响，有利于于直升机机从一种种状态转转换到另另一种所所需状态态。第三章直直升机构构造特点点第一节升升力系统统旋翼系统统由浆叶叶和浆毂毂组成。旋翼形形式

41、是由由浆毂形形式决定定的。它它随着材材料、工工艺和旋旋翼理论论的发展展而发展展。到目目前为止止，已以以实践中中就用的的旋翼形形式有铰铰接式、跷跷板板式、无无铰式和和无轴承承式，它它们各自自的原因因如图2221所示。一、浆毂毂连结构构特点(一)铰铰接式铰接式(又称全全铰接式式)旋翼浆浆毂是通通过浆毂毂上设置置挥舞铰铰、摆振振铰和变变距铰来来实现浆浆叶的挥挥舞、摆摆振和变变距运动动。典型型的铰接接式浆毂毂铰的布布置顺序序(从里向向外)是由挥挥舞铰、摆振铰铰到变距距铰，如如图222所示。也有挥挥舞铰与与摆振铰铰重合的的。(二)浆浆毂减摆摆器铰接式旋旋翼在摆摆振铰上上都有带带有浆毂毂减摆器器，简称称为

42、减摆摆器，为为浆叶绕绕摆振铰铰的摆振振运动提提供阻尼尼。减摆摆器对于于防止出出现“地面共共振”，保证证其有足足够的隐隐定性裕裕度是必必要的。1、液压压减摆器器主要是用用油液流流动速度度的损失失来产生生压力差差从而起起到阻尼尼作用。图225为这种种减摆器器的原理理，图2226表示了了这种减减摆器在在浆毂上上可能的的安装情情况。当当浆叶绕绕垂直铰铰来回摆摆动时，减摆器器壳体与与活塞杆杆之间产产生往复复运动。这时，充满壳壳体内的的油液也也就要以以高速度度流进壳壳体与活活塞之间间的缝隙隙(或者是是活塞上上的节流流孔)，活塞塞的左右右就产生生了压力力差，从从而形成成减摆力力矩。2、粘弹弹减摆器器70年代

43、代开始出出现了用用粘弹性性材料硅硅橡胶制制成的粘粘弹减摆摆器。这这种减摆摆器是利利用粘弹弹性材料料变形时时很大的的内阻尼尼来提供供所要求求的减振振阻尼，其构造造原理见见图227。减摆摆器由当当中的金金属板及及其两边边的两块块外部金金属板构构成。内内部金属属板及两两块外部部金属板板之间各各有一层层硅橡胶胶，金属属板与橡橡胶硫化化粘结在在一起，内部金金属板一一端与轴轴向铰轴轴颈相连连，而外外部金属属板则与与中间连连接件相相连接。(三)万万向接头头式及跷跷跷板式式40年代代中期，在全铰铰式旋翼翼得到广广泛应用用的同时时，贝尔尔公司发发展了万万向接头头式旋翼翼，图2228所示为为Belll 447型直

44、直升机万万向接头头式旋翼翼浆毂的的构造，。两片片浆叶通通过各自自的轴向向铰和浆浆毂壳体体互相连连接，而而浆毂壳壳体又通通过万向向接头与与旋翼轴轴连结。改变总总距是通通过轴向向铰实现现的，而而周期变变距是通通过万向向接头绕绕QQ铰的转转动实现现。跷跷板式式旋翼和和万向接接头式旋旋翼的主主要区别别浆毂壳壳体中通通过一个个水平铰铰与旋翼翼轴相连连，这种种浆毂构构造比万万向接头头式简单单一些，但是周周期变距距也是通通过变距距铰来实实现。(四)无无铰式与铰接式式旋翼相相比，无无铰式旋旋翼的结结构的力力学特性性与飞行行的力学学特性联联系更为为密切。这种形形式的旋旋翼会产产生一些些新的动动力稳定定性问题题。

45、(1)BB01055型直升升机的无无铰式旋旋翼BO一11 055型直升升机无铰铰式旋翼翼，它的的浆毂尺尺寸比较较紧凑，刚度也也很大，变距铰铰在浆叶叶根部与与浆毂相相连，这这种浆叶叶是属于于摆振柔柔软型旋旋翼浆叶叶，摆振振频率u1=0065，旋旋翼结构构锥度角角为250。(2)“山猫”直升机机的无铰铰式旋翼翼图22211所示示为山猫猫直升机机的浆毂毂结构，它与BBO一1055直升机机浆毂相相比刚度度要小，浆叶的的挥舞运运动由和和浆轴相相联的挥挥舞柔性性件弯曲曲变形实实现，而而摆振运运动则是是由变距距铰壳体体的延伸伸段的弯弯曲变形形实现。这种旋旋翼是采采用了消消除耦合合的设计计，它的的摆振频频率u

46、11=0。43，也也是摆振振柔软的的旋翼。(3)星星形柔性性浆毂图22212所示示为法国国航宇公公司的SSA一3655N“海豚”型直升升机的星星形柔性性旋翼浆浆毂构造造，它主主要是由由中央星星形件、球面层层压弹性性体轴承承、粘弹弹减摆器器(也称频频率匹配配器)、夹板板和白润润滑关节节轴承等等组成。中央星星形件通通过螺栓栓直接固固定在旋旋翼轴接接合盘上上，球关关节轴承承连接浆浆叶，而而内端通通过固定定在星形形件孔内内的球面面层压弹弹性体轴轴承与星星形件相相连接。星形件件上伸出出的四个个支臂在在挥舞方方面是柔柔性的。无轴承旋旋翼就是是取消了了挥舞铰铰、摆振振铰和变变距铰的的旋翼，浆叶的的挥舞、摆振

47、和和变距运运动都以以浆叶根根部的柔柔性元件件来完成成。西科斯基基公司制制出一种种所谓“交叉梁梁式的无无轴承旋旋翼方案案，原理理简图见见图221 77。二、浆叶叶的结构构特点旋翼系统统中，浆浆叶是提提供升力力的重要要部件，对浆叶叶设计除除去气动动力方面面的要求求之外，还有动动力学和和疲劳方方面的要要求。例例如所设设计的浆浆叶的固固有频率率不与气气动激振振力发生生共振，浆叶挥挥舞、摆摆振基频频率满足足操纵稳稳定性和和“地面共共振等要求求；浆叶叶承力结结构能有有高的疲疲劳性能能或采用用破损安安全设计计等等。旋翼浆浆叶的发发展是建建立在材材料、工工艺和旋旋翼理论论基础上上的。依依据浆叶叶发展的的先后顺

48、顺序，它它有混合合式浆叶叶、金属属浆叶和和复合材材料浆叶叶三种形形式。由由于混合合式浆叶叶在500年代后后期逐渐渐被新式式浆叶所所代替。(一)金金属浆叶叶金属浆叶叶是由挤挤压的DD型铝合合金大梁梁和胶接接在后缘缘上的后后段件组组成。后后段件外外面包有有金属蒙蒙皮，中中间垫有有泡沫塑塑料或蜂蜂窝结构构，如图图221 99所示。这种浆浆叶比混混合式浆浆叶气动动效率高高，刚度度好，同同时加工工比较简简单，疲疲劳寿命命较高。(二)复复合材料料浆叶图22220所示示为“海豚直升机机的复合合材料浆浆叶结构构，主要要承力件件“C形大大梁主要要承受离离心力并并提供了了大部分分挥舞弯弯曲刚度度，它是是由抗拉拉及

49、弯曲曲方面比比刚度和和比强度度较高的的零度单单向玻璃璃纤维预预浸带构构成。在在翼型前前部和后后部各布布置了一一个“Z”形梁。前后“Z”形梁与与蒙皮胶胶接在一一起，使使浆叶剖剖面形成成多闭室室结构；三、自动动倾斜器器自动倾斜斜器是直直升机操操纵系统统的一个个主要组组成部分分，旋翼翼的总距距及周期期变距操操纵都要要通过它它来实现现。图22221所示示为“云雀IIII直直升机的的自动倾倾斜器。它用球球铰直接接套在旋旋翼轴外外面，球球铰外面面通过两两个青铜铜轴瓦与与旋转环环连接，旋转环环通过旋旋转扭力力臂与浆浆毂相连连，不旋旋转环通通过双排排径向止止推轴承承和旋转转环连接接。在不不旋转环环上有三三个操

50、纵纵接头互互成900。布置置，其中中成1880。布布置的两两个接头头与两根根横向拉拉杆连接接，中间间的一个个接头与与纵向拉拉杆连接接。三根根拉杆同同时上下下运动可可实现总总距操纵纵，横向向拉杆的的差动运运动实现现横向操操纵。为为了防止止不旋转转环转动动，采用用了防扭扭臂。四、尾浆浆尾浆是用用来平衡衡反扭矩矩和对直直升机进进行航向向操纵的的部件。另外，旋转着着的尾浆浆相当于于一个垂垂直安定定面，能能对直升升机航向向起稳定定作用。虽然尾尾浆的功功用与旋旋翼不同同，但是是它们都都是有很很多相似似之处。尾浆的的结构形形式有跷跷跷板式式、万向向接头式式、铰接接式、无无轴式、“涵道尾尾浆”式等等等。700

51、年代以以来，又又发展了了无轴承承尾浆(包括采采用交叉叉式布置置的无轴轴承尾浆浆)及“涵道尾尾浆”。“涵道尾尾浆”是把尾尾浆置于于机身尾尾斜梁的的“涵道”之中。图2222为直升升机的“涵道风风扇”尾浆。第二节机机体结构构一、概述述机体用来来支持和和固定直直升机其其他部件件、系统统，把它它们连接接成一个个整体，并用来来装载人人员、物物资和设设备，使使直升飞飞机满足足既定技技术要求求。机体是直直升机的的重要部部件。图图2224为UH一60AA直升机机的机身身分段图图。机体外形形对直升升机飞行行性能、操纵性性和稳定定性有重重要影响响。在使用过过程中，机体除除承受各各种装载载传来的的负荷外外，还承承受动

52、部部件、武武器发射射和货物物吊装传传来的动动负荷。这些载载荷是通通过接头头传来的的。为了装卸卸货物及及安装设设备，机机身上要要设计很很多舱门门和开口口，这样样就使机机体结构构复杂化化。二、起落落装置(着陆、着水、着舰装装置)直升机起起落装置置的主要要作用是是吸收在在着陆时时由于有有垂直速速度而带带来的能能量，减减少着陆陆撞击引引起的过过载，以以及保证证在整个个使用过过程中不不发生“地面共共振”。此外外，起落落装置往往往还用用来使直直升机具具有在地地面运动动的能力力，减少少滑行时时由于地地面不平平而产生生的撞击击与颠簸簸。在陆地上上使用的的直升机机起落装装置有轮轮式起落落架和滑滑橇式起起落架。如

53、果要求求直升机机具备在在水面起起降或应应急着水水迫降能能力，一一般要求求有水密密封机身身和保证证横侧稳稳定性的的浮筒，或应急急迫降浮浮筒。对对于舰载载直升机机，还需需装备特特殊着舰舰装置，如拉降降设备等等。(一)轮轮式起落落架和固定翼翼飞机相相似，直直升机轮轮式起落落架由油油气式减减震器和和橡胶充充气机轮轮组成。直升机机起落架架减震器器除了具具有吸收收着陆能能量、减减小撞击击等功能能以外，还需要要通过减减震器弹弹性和阻阻尼的配配置消除除“地面共共振”。为了在所所有使用用状态减减震器都都能提供供阻尼消消除“地面共共振”的发生生，直升升机上普普遍采用用双腔式式减震器器。为某直升升机起落落架双腔腔式

54、减震震器。这这个减震震器的特特点是油油液及气气体是分分开的，活塞22的上部部是油室室，下部部是气室室，活塞塞1又把气气室分为为低压腔腔及高压压腔。油油液及气气体不分分开的减减震器，油液会会吸收气气体而改改变工作作特性，同时由由于泡沫沫的形成成也会导导致油液液填充量量不准确确，油气气分开后后就避免免了这个个缺点。减震器分分高压腔腔和低压压腔之后后，直升升机起飞飞和降落落时，起起落架只只要一触触地面，低压腔腔就开始始工作，当有一一定压缩缩量之后后，高压压腔参与与工作，这样，可保证证起落架架在各种种状态下下具有避避免“地面共共振”所需的的刚度，并在触触地的全全过程都都提供阻阻尼，消消除“地面共共振”

55、。此外外，为提提供所需需的侧向向刚度，对直升升机机轮轮也有些些特殊要要求。(二)滑滑橇式起起落架这种起落落架在着着陆时依依靠结构构的弹性性变形来来吸收能能量，起起到缓冲冲作用。这种起起落架结结构简单单、成本本低、重重量轻，不足之之处是不不具备超超载滑跑跑起飞的的能力。为了能能在地面面移动，往往需需要在滑滑橇上安安装辅助助机轮。滑橇结结构弹性性变形吸吸能起到到缓冲作作用，但但阻尼很很小，因因此，采采用滑橇橇式起落落架的直直升机为为了避免免“地面共共振”，在滑滑橇结构构上应考考虑设计计有阻尼尼器。三、直升升机着水水和着舰舰装置如果直升升机在水水上使用用，可以以将机体体底部做做成船底底，同时时为了增

56、增加横向向稳定性性，在机机体两侧侧加装浮浮筒，也也可以在在机身或或起落架架上安装装应急迫迫降浮筒筒，在直直升机着着水前充充气展开开，以使使直升机机能飘浮浮一段时时间，供供人员撤撤离直升升机。由于舰船船运动(纵摇、横摇、升沉)将导致致直升机机着舰时时滑移或或翻倒，这就是是直升机机在中小小型舰船船上起降降、停放放的困难难所在。鱼叉装装置是解解决这一一问题的的方法之之一。它它的基本本原理是是通过鱼鱼叉作动动筒和锁锁钩座提提供一个个向下拉拉力，使使直升机机牢牢固固定在舰舰面的桥桥栅上，从而阻阻止直升升机滑动动和倾覆覆，保证证直升机机在舰上上安全起起降和快快速系留留。第三节直直升机的的动力装装置直升机动

57、动力装置置大体上上分为两两类，即即航空活活塞式发发动机和和航空涡涡轮轴发发动机。在直升机机发展初初期，均均采用技技术上比比较成熟熟的航空空活塞式式发动机机作为直直升机的的动力装装置。但但由于其其振动大大，功率率质量比比和功率率体积比比小、控控制复杂杂等许多多问题，人们就就利用已已经发展展起来的的涡轮喷喷气式技技术寻求求性能优优良的直直升机动动力装置置，从而而研制成成功直升升机用涡涡轮轴发发动机。实践证明明，涡轮轮轴发动动机较活活塞式发发动机更更能适合合直升机机的飞行行特点。当今世世界上，除部分分小型直直升机还还在使有有活塞式式发动机机外，涡涡轮轴发发动机已已成为直直升机动动力装置置的主要要形式

58、，如图22228、图图2229所示示。二、直升升机对动动力装置置的要求求航空发动动机对直直升机的的各种使使用特性性都有重重要影响响，因而而直升机机对发动动机的要要求是多多方面的的。一般般有以下下几点：(一)发发动机的的功率重重量比(kWkg)发动机从从输出轴轴上传递递出来的的功率，即发动动机的有有效功率率，是保保证直升升机性能能的基本本技术参参数之一一。有效效功率值值一般在在发动机机性能说说明书中中给出。但评价价发动机机性能不不只考虑虑其有效效功率大大小，还还必须顾顾及其重重量大小小，即发发动机的的功率重重量比(kWkg。为为了保证证直升机机获得良良好的重重量效益益，在保保证发动动机安全全可靠

59、的的前提下下，应尽尽量使发发动机功功重比越越大越好好。现代一般般涡轮轴轴发动机机的功率率重量比比为68，活塞塞式发动动机在22以下。(二)发发动机的的单位耗耗油主率率(kggkWh)发动机的的单位耗耗油率是是指发动动机平均均每产生生1kWW的有效效功率在在lh内所所消耗燃燃油量的的千克数数。单位耗油油率也是是评价发发动机的的重要指指标，是是影响直直升机使使用经济济性的因因素。为为了提高高直升机机的有效效载荷能能力，保保证一定定航程和和续航时时间，应应要求单单位耗油油率越小小越好。一般涡涡轴发动动机的单单位耗油油率为002603kggwh。(三)发发动机的的高度特特性由于空气气密度减减小，发发动

60、机的的有效功功率随飞飞行高度度的增加加而降低低，但由由于发动动机的有有效功率率随高度度升高后后空气温温度也降降低，使使涡轴发发动机压压气机效效率略有有升高，使有效效功率比比空气密密度降低低较为缓缓慢。(四)发发动机的的温度特特性环境温度度的变化化，也会会影响到到发动机机的工作作。当环环境温度度升高后后，进入入发动机机的空气气密度减减小，发发动机的的有效功功率会因因此降低低，单位位耗油率率将会增增加。(五)发发动机的的起动特特性直升机特特别是军军用直升升机，要要求发动动机在各各种条件件下，都都易于起起动，并并使发动动机的转转速迅速速从零到到达慢车车转速。而且还还要求发发动机在在空中能能可靠地地进