放在中間就行？淺談如何在直升機總體設計中確定重心範圍

圖——機動飛行中的直升機

直升機總體布局中，重心範圍的確定是相當重要的環節，因為這一環節直接影響到直升機的運輸負載能力以及機動性能，本文將從設計的角度，大概地談一談直升機總體布局設計中，重心的範圍是如何確定的。

## 直升機的重心範圍確定的限制條件

在進行總體布局設計時，應同時進行全機的重量計算和重心定位，以保證直升機的前後重心位置和變化範圍符合要求。為了檢查直升機的重心是否符合要求，必須進行全機重量、重心計算，確定直升機可能的使用重心範圍。

這種計算在直升機設計過程中要進行多次，一次比一次更精確，直至每架機生產完成後，稱重求出準確的全機重心變化範圍。

直升機攜帶不同的裝載和燃油量時，其重心位置會發生變化。一般單旋翼式直升機所允許的重心變化範圍比較窄，它受到下列條件的限制：

（1）在各種飛行條件下，藉助於正常的操縱，應能保證直升機的平衡。

圖——直升機操縱量與平飛速度的關係

要保證直升機在各種飛行狀態下的平衡，必須使得由駕駛員通過操縱機構所產生的作用在直升機上的諸力總和與繞重心的諸力矩總和都為零。由縱向力矩平衡條件，給定一個重心位置，可以作出自動傾斜器的傾斜角與飛行速度的關係曲線，這樣，對於不同的重心位置，可以作出一組類似的曲線。從圖上可以看出，隨著飛行速度的增加，駕駛桿向前推桿加大，自動傾斜器的前傾角也增大。因此，重心不應過分靠後，以免在最大速度飛行時，超出自動傾斜器極限前傾角所限制的界限，即最大速度狀態決定了直升機重心的後限；重心也不應過分靠前，以免在懸停或後退飛行時，超出自動傾斜器極限後傾角所限制的界限，即懸停或後退飛行狀態決定了直升機重心的前限。重心範圍的確定，還必須考慮留有操縱餘量，以克服直升機在飛行時可能遇到的縱向擾動。操縱餘量的選取可參考有關規範，如美國軍用規範（MIL-H-8501A）規定，直升機縱向操縱餘量一般應至少能產生相當於懸停時最大允許俯仰力矩的10%。

（2）旋翼獎葉在各種飛行狀態下的揮舞量不能超過設計限制

直升機旋翼槳葉的周期揮舞量a1可以簡單表示為：

圖——揮舞量公式

式中

xc.g.――重心離旋翼軸的縱向位置；

y――旋翼槳轂中心離重心的高度；

lβ――旋翼槳轂的揮舞鉸外移量；

Fc――旋翼槳葉離心力。

當lβ=0時，a1=xc.g./y，從式中可以看出，在自動傾斜器的操縱範圍內，直升機重心變化範圍越大，則槳葉產生的周期揮舞量也越大。為了防止旋翼和尾槳的槳葉與機身或其他結構相碰，槳葉與機身或其他結構間必須有足夠的間隙。

（3）槳葉、槳轂和旋翼軸的疲勞強度不能超過設計限制

增大旋翼槳轂揮舞鉸外移量可擴大直升機的重心變化範圍。由於無鉸式或無軸承旋翼的當量揮舞鉸外移量較大，採用這種旋翼型式的直升機，其重心變化範圍可以加大。但不論鉸接式旋翼還是無鉸式旋翼揮舞鉸外移量（或當量外移量）的增加，除對直升機的穩定性和操縱性有影響外，還會增加旋翼和旋翼軸的疲勞應力，影響其疲勞壽命。

（4）直升機的縱向穩定性應符合設計要求

圖——直升機中心位置對迎角靜穩定性的影響

直升機的前後重心位置影響迎角靜穩定性。當重心在旋翼軸前面時，直升機受一抬頭擾動後，增加了迎角，旋翼氣動合力相應增加了拉力增幅，從而產生一個繞重心的低頭力短，可抵消不穩定的擾動抬頭力短，使直升機回復到初始位置狀態，這樣對穩定性是有利的。

而當重心在旋翼軸後面時，氣動合力的增量對重心產生一個附加的抬頭力矩，這樣就加劇了最初的抬頭擾動，使直升機更不穩定，對穩定性不利。

因此，從縱向穩定性的角度來看，直升機的重心位置不宜太后，一般應使正常重心變化範圍相對於旋翼軸偏前，也就是重心的前極限大於後極限，這樣有利於直升機的迎角靜穩定心. 否則，為保證直升機的迎角靜穩定性，必須過分增大水平尾面，對重量不利。有關直升機穩定性的要求，可參照有關規範。

直升機正常重心位置在旋翼軸之前，也可使自動傾斜器前後傾斜範圍接近對稱，同時，可使拉力矢量對重心的力短平衡直升機其他部分的力短，使槳盤平面大致垂直於旋翼軸，以改善旋翼槳轂和旋翼軸的受力狀況。

由上可見，直升機的重心允許變化範圍，除了取決於旋翼縱向操縱範圍和最大平飛速度之外，還與縱向穩定性和部件受力有關。其重心變化範圍愈小，對這些方面愈有利。但直升機重心的允許變化範圍太窄，會限制直升機的使用。因此，在總體布置時，應全面考慮和綜合安排，一般最好將一些消耗重量（如燃油、武器等）布置在全機重心（或旋翼軸）附近，並盡量減小重量變化對重心所造成的影響。

## 縱列式直升機的特點

圖——大重心範圍的縱列式直升機

對於縱列式直升機，與單旋翼式直升機相比，由於其縱向操縱主要藉助於前後旋翼的槳距差動使前後拉力大小不同而實現的，所以操縱力矩較大，允許重心變化範圍也較大。

當縱列式直升機的重心位置靠前時，則前旋翼需在高槳距下工作，這樣在前飛時，前旋翼將會有較大的揮舞，在高速平飛時，允許的揮舞角和操縱範圍將決定直升機的重心前限。

重心後限的影響與單旋翼式直升機相同，重心愈靠後，縱向穩定性愈壞，當直升機受到抬頭擾動時，由於迎角變化使前後旋翼產生同樣的氣動合力增顯，重心愈後，氣動合力增量所產生的拾頭力矩也愈大，從而使直升機的迎角靜穩定性惡化。

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