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導讀：渦軸發動機據其動力渦輪的形式不同，可分為固定渦輪軸發動機和自由渦輪軸發動機兩種。
渦軸發動機據其動力渦輪的形式不同，可分為固定渦輪軸發動機和自由渦輪軸發動機兩種。
一、機身結構圖
二、機身
機體用來支持和固定直升機部件、系統，把它們連接成一個整體，並用來裝載人員、物資和設備，使直升機滿足既定技術要求。機體是直升機的重要部件。下圖為 UH—60A直升機的機身分段圖。
機體外形對直升機飛行性能、操縱性和穩定性有重要影響。
在使用過程中，機體除承受各種裝載傳來的負荷外，還承受動部件、武器發射和貨物吊 裝傳來的動負荷。這些載荷是通過接頭傳來的。為了裝卸貨物及安裝設備，機身上要設計很 多艙門和開口，這樣就使機體結構複雜化。
旋翼、尾槳傳給機體的交變載荷，引起機身結構振動，影響乘員的舒適性及結構的疲勞壽命。因此，在設計機身結構時，必須採取措施來降低直升機機體的振動水平。
軍用直升機機體結構應該有耐彈擊損傷和抗墜撞的能力。 近年來，複合材料日益廣泛地應用於機身結構，與鋁合金相比較，它的比強度、比剛度高，可以大大減輕結構重量，而且破損安全性能好，成型工藝簡單，所以受到人們的普遍重 視。例如波音360直升機由於採用了複合材料結構新技術以及先進氣動、振動和飛行控制技 術，可使巡航速度增加35％，有效載荷增加1296，生產效率提高50％。
三、發動機直升機的動力裝置
發動機直升機的動力裝置大體上分為兩類，即航空活塞式發動機和航空渦輪軸發動機。 在直升機發展初期，均採用技術上比較成熟的航空活塞式發動機作為直升機的動力裝置。但由於其振動大，功率質量比和功率體積比小、控制複雜等許多問題，人們就利用已經 發展起來的渦輪噴氣技術尋求性能優良的直升機動力裝置，從而研製成功直升機用渦輪鈾發動機。
實踐證明，渦輪軸發動機較活塞式發動機更能適合直升機的飛行特點。當今世界上，除部分小型直升機還在使用活塞式發動機外，渦輪軸發動機已成為直升機動力裝置的主要形式。
航空渦輪軸發動機：
航空渦輪軸發動機，或簡稱為渦鈾發動機，是一種輸出軸功率的渦輪噴氣發動機。法國 是最先研製渦軸發動機的國家。50年代初，透博梅卡公司研製成一種只有一級離心式葉輪壓氣機、兩級渦輪的單轉於、輸出軸功率的直升機用發動機，功率達到了206kW(280hp)，成為世界上第一台直升機用航空渦輪軸發動機，定名為「阿都斯特—l」(Artouste—1)。首先裝用這種發動機的直升機是美國貝爾直升機公司生產的Bell 47(編號為XH—13F)，於1954年進行了首飛。
渦軸發動機自從問世近40年來，產品不斷改進發展，結構、性能一代比一代好，型號不斷推陳出新。據不完全統計，世界上直升機用航空渦軸發動機，經歷了四代發展時期，輸出軸功率從幾十千瓦到數千千瓦，大大小小約有二十幾個發展系列。
西方典型的四代航空渦軸發動機
渦軸發動機分類：
渦軸發動機據其動力渦輪的形式不同，可分為固定渦輪軸發動機和自由渦輪軸發動機兩種。前者的動力渦輪和燃氣發生器轉於，共同固定在同一根軸上；後者的動力渦輪和燃氣發生器轉子，分別固定在兩根軸上，動力渦軸與燃氣發生器轉於彼此無機械聯繫，動力渦軸呈「自由」狀態。自由渦輪軸發動機，又可分為後出軸和前出軸兩種。
渦軸發動機的主要機件及其工作原理：
與一般航空噴氣發動機一樣，渦軸發動機也有進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪及排氣 裝置等五大機件，渦軸發動機典型結構如下圖所示。
四、減速器
減速器直升機一般為齒輪傳動式主減速器(如下圖所示)， 它有發動機的功率輸入端以及與旋翼、尾槳附件傳動軸相聯的功率輸出端，是直升機上主要動部件之一，也是傳動裝置中最複雜、最大、最重的一個部件。
主減速器工作特點及要求
主減速器的工作特點是減速、轉向及並車。它將高轉速小扭短的發動機功率變成低轉 速、大扭短傳遞給旋翼軸，並按轉速、扭矩需要將功率傳遞給尾槳、附件等，在直升機中它 還起作中樞受力構件的作用，它將直接承受旋翼產生的全部作用力和力矩並傳遞給機體。 根據主減速器的工作特點，對其性能有如下要求：
傳遞功率大、重量輕。隨著直升機技術不斷發展，要求主減速器傳遞的功率越來越 大，齒輪嚙合處的載荷也大得驚人。一台限制傳遞功率為3000kW直升機主減速器，其中有 的一對嚙合齒輪要承受高達10000kg的力，為了保證齒輪、軸的強度，減速器不得不付出相 當大的重量代價。比如直升機的主減速器重量一般要占整個直升機結構重量的 l/7~l／9。
減速比大，傳遞效率高。主減速器的減速比即傳動比，也就是發動機功率輸出軸轉 速與旋翼轉速之比；傳遞效率即傳遞過程中功率的損失。由於旋翼與發動機輸出軸轉速相差 十分懸殊，有的直升機總減速比高達120。轉速差越大，旋翼軸的扭矩也越大，齒輪載荷就越高。為了減輕載荷，就必須採取多級傳動和複雜的齒輪傳動系等卸載措施，這勢必給傳遞效率帶來不利影響。 一般現代直升機減速器的傳遞效率大致保持在0.985左右。
壽命長、可靠性好。儘管設計時，現代直升機的主減速器多數零件包括齒輪、軸和 機匣都是按無限壽命設計的，但實際上卻是按有限壽命使用。因此要求在實際使用中每工作 一段時間後，要從直升機上卸下主減速器送往工廠翻修；更換被耗損的零件，檢查合格後再 裝上直升機重新投入使用。
這樣的翻修可以進行數次，每兩次送廠翻修的間隔時間稱作翻修 間隔期，或稱主減速器翻修壽命。對於主減速器的可靠性，常用平均故障間隔時間(MTBF)表示，即主減速器在實際使 用中，所發生故障的次數對工作時間的平均值(或每兩次故障之間的平均時間)。
干運轉能力強。由於主減速器內部齒輪多、載荷重，工作時需要滑油循環流動行潤 滑，以保證主減速器正常工作，一旦失去滑油，齒輪之間、軸與軸之間便會因過熱而「燒蝕」，後果十分嚴重。為了保證飛行安全，特別是軍用直升機應要求主減速器一旦斷油後，有一定干運轉能力。現代直升機上主減速器一般有30—40min的於運轉能力，使飛行員能夠繼續完成作戰任務，能安全返場或緊急著陸。
主減速器的結構和工作原理
在直升機上主減速器是一個獨立的部件，安裝在機身上部 的減速器艙內，用支架支撐在機體承力結構上。主減速器由機 匣、減速齒輪及軸系和潤滑系統組成。見某直升機的主減速器 外形和部面圖（右圖）。
該主減速器機匣為鋁合金(或鎂合金)鑄件，構成主減速 器的主要承力構件，內部裝有帶遊星齒輪及軸系的減速裝置和 滑油潤滑系統附件。旋翼軸從頂部伸出，四周有兩個與發動機 動力輸出軸相連的安裝座以及尾傳動軸、其他附件傳動軸相聯 的安裝座，最下方為滑油池。
主減速器的潤滑
主減速器必須設置獨立、自主式潤滑系統，用於減少齒輪 和 軸承 面的摩擦和磨損，防過熱、防腐蝕、防劃傷並通過滑油 循環流動以排出磨損產物。 主減速器潤滑系統應保證在各種工作條件下潤滑可靠，散 熱充分，系統密封好，滑油消耗小，帶有金屬磨損物探測報警 裝置維護檢查方便。
主減速器工作情況的檢查
由於使用中不可能採用目視查看和直接檢測的方法檢查主 減速器內部零件的技術狀態，除使用時空勤人員可通過滑油溫 度和壓力指示，以及滑油系統中金屬屑報警裝置等判斷滑油系 統是否工作正常，還應通過定期檢查減速器中滑油的狀態來判 斷這減速器零件的技術狀態，因為使用時間到翻修間隔期後， 要及時返廠翻修，這樣方能保證直升機關鍵部件——主減速器 的安全可靠工作。
五、旋翼系統
旋翼系統中，槳葉是提供升力的重要部件，對槳葉設計除去氣動力方面的要求之外，還 有動力學和疲勞方面的要求。例如所設計的槳葉的固有頻率不與氣動激振力發生共振，槳葉揮舞、擺振基頻滿足操縱穩定性和「地面共振」等要求；槳葉承力結構能有高的疲勞性能或 採用破損安全設計等等。旋翼槳葉的發展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎上的。依據槳 葉發展的先後順序，它有混合式槳葉、金屬槳葉和複合材料槳葉三種形式。由於混合式槳葉 在50年代後期逐漸被新式槳葉所代替，目前只在重型直升機米—6、米—26上使用。
金屬槳葉
金屬槳葉是由擠壓的D型鋁合金大梁和膠接在後緣上的後段件組成。後段件外麵包有 金屬蒙皮，中間墊有泡沫塑料或蜂窩結構，如下圖所示。這種槳葉比混合式槳葉氣動 效率高，剛度好，同時加工比較簡單，疲勞壽命較高。因此在50年代後期，金屬槳葉逐漸 替代了混合式槳葉。
復到了70年代初，隨著複合材料的普遍使用，旋翼槳葉又進入一個新的 發展階段，即使用複合材料槳葉。合材料槳葉 如下圖所示為「海脈」直升機的複合材料槳葉結構，主要承力件「C」形大梁主要 承受離心力並提供了大部分揮舞彎曲剛度，它是由抗拉及彎曲方面比剛度和比強度較高的零 度單向玻璃纖維預浸帶構成。在翼型前部和後部各布置了一個「Z」形梁。前後「Z」形梁 與蒙皮膠接在一起，使槳葉剖面形成多閉室結構；另外，槳葉蒙皮全部採用了與展向呈 +-45度的碳纖維布鋪成，顯然這些都是為了提高槳葉的扭轉剛度。槳葉採用泡沫塑料作為內部支承件，前緣包有不鏽鋼片防止磨蝕。
複合材料槳葉根部連接方式是一個突出的問題。為了不切斷玻璃纖維，一般方式是使纖維纏繞在金屬件上。如下圖所示的「海脈」直升機槳葉，把纖維直接纏繞在金屬襯套上，使槳根結構乾淨光滑，沒有明顯的應力集中。它不僅提高了疲勞強度，也大大減少了維護工作量。
六、自動傾斜器
自動傾斜器是直升機操縱系統的一個主要組成部分，旋翼的總距及周期變距操縱都要通 過它來實現。 下圖所示為「雲雀」 III直升機的自動傾斜器。
七、尾槳
尾槳是用來平衡反扭矩和對直升機進行航向操縱的部件。旋轉著的尾槳相當於一個垂直安定面，能對直升機航向起穩定作用。雖然後槳的功用與旋翼不同，但是它們都是由旋轉而產生空氣動力、在前飛時處於不對稱氣流中工作的狀態，因此尾槳結構與旋翼結構有 很多相似之處。
尾槳的結構形式有蹺蹺板式、萬向接頭式、鉸接式、無 軸承 式、「涵道尾槳」 式等等。前面幾種形式與旋翼形式中的討論相似，只是鉸接式尾槳一般不設置擺振鉸。70年代以來，又發展了無軸承尾槳(包括採用交*式布置無軸承尾槳)及「涵道尾槳」。「涵道尾槳」是把尾槳置於機身尾斜梁的「涵道」之中。下圖為直9直升機的「涵道風扇」尾槳。
涵道風扇直徑小，葉片數目多。
前飛時尾面可以提供拉力，因此，可以減小尾槳的需用功率。但在懸停時「涵道風 功率消耗偏大，對直升機懸停和垂直飛行性能不利。
八、傳動機構傳動軸
發動機與主減速器之間，主減速器和中、尾減速器之間以及和附件之間均需有傳動軸和聯軸節將其相聯，以傳遞功率。傳動軸根據其用途可分為主軸、中間軸和尾軸等(見下圖)。
一般軸的負荷大，使用條件複雜，對其平衡振動特性及軸的可靠性要求高。直升機在飛 行中傳動軸的任何破壞，輕則迫使飛行任務中斷，重則造成嚴重事故。所以現代直升機的傳 動軸，在研製時要求進行長期的台架試驗、疲勞試驗以及飛行驗證試驗，以獲得有關壽命、 可靠性等綜合使用數據。
九、起落架
直升機起落裝置的主要作用是吸收在著陸時由於有垂直速度而帶來的能量，減少著陸時撞擊引起的過載，以及保證在整個使用過程中不發生「地面共振」。此外，起落裝置往往還用 來使直升機具有在地面運動的能力，減少滑行時由於地面不平而產生的撞擊與顛簸。
在陸地上使用的直升機起落裝置有輪式起落架和滑橇式起落架。如果要求直升機具備在 水面起降或應急著水迫降能力，一般要求有水密封機身和保證橫側穩定性的浮筒，或應急迫 降浮筒。對於艦載直升機，還需裝備特殊著艦裝置，如拉降設備等。以下分別介紹各種形式 起落裝置的結構特點。
輪式起落架
和固定翼飛機相似，直升機輪式起落架由油氣式減震器和橡膠充氣機輪組成。直升機起 落架減展器除了具有吸收著陸能量、減小撞擊等功能以外，還需要通過減震器彈性和阻尼的 配置消除「地面共振」。為了在所有使用狀態減震器都能提供阻尼，消除「地面共振」的發生，直升機上普遍採用雙腔式減震器。
右圖所示為某直升機起落架雙腔式減震器。這個減震器的特點是油液及氣體是分開的，活塞2的上部是油室，下部是氣室，活塞l又把氣室分為低壓腔及高壓腔。油液及氣體不分開的減震器， 油液會吸收氣體而改變工作特性，同時由於泡沫的形成也會導致油液填 充量不準確，油氣分開後就避免了這個缺點。
減震器分高壓腔和低壓腔之後，直升機起飛和降落時，起落架只要剛剛接觸地面，低壓腔就開始工作，當有一定壓縮量之後，高壓腔參與工作，這樣，可保證起落架在各狀態下具有避 免「地面共振」所需的剛度，並在觸地的全過程都提供足夠的阻尼，消除「地面共振」。此外，為 提供所需的側向剛度，對直升機機輪也有些特殊要求。
十、燃油系統渦輪軸
發動機的燃油系統(如下圖所示)，由燃油泵、燃油濾、噴油嘴等組成，以保證發動機在各種工作狀態和各種飛行條件下所需要的燃油流量。根據直升機飛行需要，對渦軸發動機燃油系統有以下要求：
能在較寬的溫度範圍內正常供 油。一般要求的外界氣溫範圍為-60一 60℃。氣溫過低，可能導致處於懸浮狀 的水分結冰，而沉積在燃油濾上將其堵 塞，使進入發動機的燃油減少，致使發 動機停車；氣溫過高，燃油在劇熱之下也會分解形成焦炭，同樣會影響燃油系 統正常供油。
應具有抗墜毀、抗彈擊能力。 要求在設計上減少燃油管道外露，防止 彈傷；採取余度設計，以保證在某些附 件損壞後仍能保持燃油系統正常輸油； 採取吸油式燃油輸油泵以及墜毀自封措 施，防止墜毀時燃油外泄起火。
保證燃油良好的霧化質量。要 求燃油系統在發動機處於各種狀態都能 通過噴嘴或甩油盤在燃燒室中使燃油均 勻霧化
十一、機載設備機載設備對直升機技術發展的影響
直升機機載設備是指在直升機上為保障飛行、完成各種任務的設備和系統的總稱。直升機機載設備品種繁多，包括電氣、顯示和控制、導航、通信及電子對抗故障診斷等。
隨著現 代直升機技術發展，機載設備的地位越來越重要。機載設備性能的優劣已成為現代直升機先 進與否的重要標誌之一，先進的機載設備在提高直升機的使用效能和保證經濟性、安全性方面具有不可替代的突出作用。據有關統計資料，80年代中期的民用直升機上，機載設備只占總價的5％；軍用直升機上，機載設備占總價的30％一40％。
隨著對民用直升機和軍用直升機的性能要求的不斷提高和軍、民用直升機應用領域的不斷拓展，機載設備占全機總價的比例有了顯著的增加。目前民用直升機中設備所占的價格比 已達10％左右，而軍用直升機，尤其是專用武裝直升機、特種部隊所裝備的直升機機載設備所占價格比已上升至50％左右。美國正在研製的RAH—66輕型偵察攻擊直升機，其機載設備所占的價格比已超過60％。
十二、直升機的飛行自動控制系統
由於直升機有懸停、垂直升降及後飛的功能，其自動飛行控制系統和全向空速系統在技術上較特殊。
與固定翼飛機相比，作為被控制對象的空中飛行的直升機，運動狀態更為複雜。固定翼飛機飛行時可視為六自由度的運動物體。而對直升機而言，還必須考慮旋翼、尾槳的旋轉， 直升機一系列特有的飛行狀態，如懸停、垂直上升和下降、自轉下降等。旋冀旋轉時除產生 升力外還產生操縱直升機運動的縱向、側向力，俯仰、滾轉力矩。因此，與固定翼飛機相比，直升機的飛行控制有顯著區別。
旋翼系統產生的操縱載荷不僅數值大，而且變化複雜，因而不能讓其通過操縱線系等反 傳到駕駛操縱機構上，為此現代直升機特別是大、中型直升機上，均採用不可逆的(無回力)液壓助力操縱系統，使載荷在傳到駕駛杆上之前分散至機體結構上去。使助力器產生足夠大的力來操縱旋翼系統，同時還使旋翼操縱載荷直接傳到機體結構，而不致傳到駕駛操縱機構上。
十三、液壓助力器
液壓助力器是系統中執行助力的附件。利用液壓助力器，飛行員只需施加很小的力就可 操縱較大載荷的旋翼系統。由於液壓助力器具有體積小、重量輕、快速致動性好，並能產生 出很大的操縱力等優點，因而被廣泛採用。一般液壓助力器是由以下幾個主要機件所組成 (見下圖)：液壓滑閥(伺服閥)、活塞杆、作動筒及輸入搖臂機構等。液壓滑閥起著 功率放大作用，活塞杆是將液體壓力能轉換成機械能，輸入搖臂機構則起著操縱和反饋作用。
目前在直升機上採用的液壓助力器，構造形式很多，但常見的有裝有主、副液壓分油滑 閥的單腔液壓助力器；裝有制動器的雙系統供油的液壓助力器；裝有主、副液壓分油滑閥的雙壓助力器(有的在主液壓分油滑閥上帶有阻尼活塞)。
在較小型直升機上只有一套液壓系統就能進行滿意的操縱，甚至將液壓系統關閉或發生 故障時也能飛行。但大的直升機上有雙套或更多獨立的液壓系統來保證時時有一個系統在工作，以確保飛行安全。
十四、配平機構
駕駛員改變飛行狀態，通過駕駛杆借自動傾斜器使槳葉周期變距位置發生變化。如果駕 駛員移動駕駛杆沒有力的感覺顯然是無法操縱直升機的，杆力大小不同反應就會不同。大多 數直升機上駕駛杆的杆力縱向梯度為0.2—0.7kg／cm，橫向杆力梯度相對小一些，均由載荷 感覺彈簧產生。但飛行中如果要長時間保持這一狀態，駕駛員就感到疲勞。
為了能在不同的飛行狀態下持續飛行而又不使駕駛員感到體力疲勞，就需卸除駕駛杆(包括腳蹬)上的「載荷」。所以一般直升機上為此設置了杆(舵)力配平機構。
目前直升機上的配平機構有兩種類型，即用磁性制動器或用雙向傳動電動機構，從而達 到卸載作用。配平機構的按鈕都裝在駕駛杆頂端，飛行中使用非常方便。
十五、直升機自動飛行控制
一般直升機的操縱力矩較小，操縱響應遲緩，而且直升機操縱時的協調動作多，加上直升機自身穩定性較差，因而使直升機駕駛員工作負擔重、易於疲勞，而且也難以掌握直升機 的駕駛技術。為此，越來越多的直升機上設計了自動飛行控制系統，如自動駕駛儀和增穩裝置，以減輕飛行員的負荷、改善直升機的穩定性。
在四五十年代間出現了初期的系統，即利用傳感器(姿態角、航向角、高度和加速度等 傳感器)的電信號控制液壓舵機，舵機按並聯或串聯方式接入操縱系統，通過自動傾斜器使 槳葉進行周期變距自動穩定來控制俯仰角和傾斜角，通過尾槳變距來穩定和控制航向角，通 過控制總距來穩定和改變飛行高度，還可以用速度信號控制俯仰角來穩定飛行高度。
在70 年代功能發展到包括自動懸停、自動過渡飛行、自動載荷穩定、全天候自動飛行及拉降著艦 (直升機在顛簸的艦面上降落時，用艦上鋼索掛上並拖拉直升機，使它安全降落)、自動穩定等。
另外，也可以與其他設備交聯以提高直升機的戰鬥性能，如：地形迴避、反潛吊放聲吶 電纜角自動穩定、反潛搜索時飛行航跡的自動控制等。很多新技術，如射流式系統、增穩系 統、數字式控制系統、電傳系統、變穩系統等也先後進行了試驗和應用。
十六、聯軸節
聯軸節是傳動軸與鈾之間的聯接裝置，要求聯軸節以最小的功率損失可靠地傳遞扭矩並實現傳動軸間的角位移和線位移補償。現代直升機上傳動軸的聯軸節，為了減小振動、易於 實現補償，大多數採用柔性結構。 聯軸節的種類比較多，主要有以下4種(如下圖所示)：
十七、槳轂
旋翼系統由槳葉和槳轂組成。旋翼形式是由槳毅形式決定的。它隨著材料、工藝和旋翼理論的發展而發展。到目前為止，已在實踐中應用的旋翼形式有鉸接式、蹺蹺板式、無鉸式和無 軸承 式，它們各自的原理如下表所示。
一、槳轂結構特點
(一)鉸接式
鉸接式(又稱全鉸接式)旋翼槳轂是通過槳轂上設置揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸來實現槳葉的揮舞、擺振和變距運動。典型的鉸接式槳轂鉸的布置順序(從裡向外)是由揮舞鉸、擺振鉸到變距鉸，如圖2.2—1所示。也有揮舞鉸與擺振鉸重合的。
在軸向鉸中除了用推力軸承來負擔離心力並實現變距運動外，另一種流行的方式是利用彈性元件拉扭杆來執行這個功能，如圖2.2—2所示。這樣在旋翼進行變距操縱時必須克服拉扭杆的彈性及扭短，為了減小操縱力，就必須使拉扭杆有足夠低的扭轉剛度。
鉸接式槳轂構造複雜，維護檢修的工作量大，疲勞壽命低。因此在直升機的發展中一直在努力改善這種情況。在20世紀60年代後期開始發展的層壓彈性體軸承(橡膠軸承)也是解決這個問題的一個較好的方案，現已實際應用。
層壓彈性體軸承也可稱為核膠軸承，以圖2.2—3b中徑向軸承為例，這是由每兩層薄橡膠層中間由金屬片隔開並硫化在一起。內外因的相對轉動是通過橡膠層的剪切變形來實現的，而徑向負荷則要由橡膠的受壓來傳遞。圖中還表示了層壓彈性軸承的一些基本形式，並標示了它允許的相對運動方向和受力方向。
圖2.2—4為槳轂一個支管的構造。軸承組件的主要部分是一個球面彈性體軸承，槳葉的揮舞及擺振運動全部通過這個軸承來實現。此外靠近內端有一個層壓推力鈾承，槳葉變距運動的85％通過這個軸承的扭轉變形來實現，其餘15％則由球面軸承來實現。這種形式的槳轂是用一組層壓彈性體軸承組件來實現揮舞鉸、擺振鉸、變距鉸三鉸的功能，這樣使構造大大簡化，零件數量也大大減少。同時由於不需要潤滑及密封，維護檢修的工作量亦少很多。
(二)槳轂減擺器
鉸接式旋翼在擺振鉸上都帶有槳轂減擺器，簡稱為減擺器，為槳葉繞擺振鉸的擺振運動提供阻尼。減擺器對於防止出現「地面共振」，保證其有足夠的穩定性裕度是必要的。此外，對於裝備渦輪軸發動機的直升機，發動機、傳動系統及旋翼整個系統的扭轉振動，由於存在著燃油控制系統而形成一個閉合迴路，也存在著操縱響應的穩定性問題。對於這樣一種自激振動，減擺器對集合型的擺振運動提供的阻尼也是有利的，即可以保證所要求的穩定性裕度。
1．液壓減擺器
主要是用油液流動速度的損失來產生壓力差從而起到阻尼作用。圖2.2—5為這種減擺器的原理，圖2.2—6表示了這種減樓器在槳轂上可能的安裝情況。當槳葉繞垂直鉸來回擺動時，減擺器殼體與活塞杆之間產生往復運動。這時，充滿殼體內的油液也就要以高速度流進殼體與活塞之間的縫隙(或者是活塞上的節流孔)，活塞的左右就產生了壓力差，從而形成減擺力矩。液壓減擺器的減擺力矩比較穩定，它不像摩擦減擺器那樣需經常檢查及調整。
但如果油液泄漏使空氣進入，則會顯著地改變減擺器的特性。因此，除了在減擺器上帶密封裝置外，往往還需要有油液補償裝置。
2．粘彈減擺器
70年代開始出現了用粘彈性材料矽橡膠製成的粘彈減擺器。這種減擺器是利用粘彈性材料變形時很大的內阻尼來提供所要求的減振阻尼，其構造原理見圖2.2—7。減擺器由當中的金屑扳及其兩邊的兩塊外部金屬板構成。內部金屬板及兩塊外部金屑板之間各有一層矽橡膠，金屬板與橡膠硫化粘結在一起，內部金屬板一端與鈾向鉸軸頸相連，而外部金屬板則與中間連接件相連接。
槳葉繞垂直鉸擺動時，由矽橡膠層的往復剪切變形使減擺器產生往復軸向變形。粘彈材料變形時將產生內摩擦，內摩擦力在相位上滯後變形90』，這些變形要消耗能量，從而起到了阻尼的作用。粘彈減擺器突出的優點是結構簡單，除了目視檢查外，不需要維護。這種減擺器不僅提供了阻尼也對槳葉擺振運動附加了剛度，提高了槳葉擺振固有頻率。在低溫下矽橡膠會硬化，這是設計時應注意的問題。
(三)萬向接頭式及蹺蹺板式
40年代中期，在全鉸式旋翼得到廣泛應用的同時，貝爾公司發展了萬向接頭式旋翼，並將其成功地應用在總重量一噸級的輕型直升機Bell47上。50年代中期又把萬向接頭式進一步發展成統統板式，研製了總重量達4噸多的中型直升機UH—l和9噸級的BeH214直升機。雖然這兩種族翼形式除了貝爾公司外很少採用，但僅僅Bell47型及UH—l系列直升機產量就很大，應用也很廣泛。
圖2.2—8所示為Bell47型直升機萬向接頭式旋翼槳轂的構造，圖2.2—9為其原理圖。兩片槳葉通過各自的軸向鉸和槳轂殼體互相連接，而槳轂殼體又通過萬向接頭與旋翼軸相連。揮舞運動通過萬向接頭B—B鉸實現。改變總距是通過軸向鉸實現的，而周期變距是通過萬向接頭繞。a--a鉸的轉動實現。
蹺蹺板式旋翼和萬向接頭式旋翼的主要區別是槳轂殼體只通過一個水平鉸與旋翼軸相連，這種槳轂構造比萬向接頭式簡單一些，但是周期變距也是通過變距鉸來實現。一般變距鉸採用拉扭杆來負擔離心力。
這兩種槳轂形式與鉸接式相比，其優點是槳轂構造簡單，去綽了擺振鉸、減擺器，兩片槳葉共同的揮舞鉸不負擔離心力而只傳遞拉力及旋翼力矩，軸承負荷比較小，沒有「地面共振」問題。但是，這種旋翼操縱功效和角速度阻尼比較小，為了加大角速度阻尼，這種形式的旋翼都要帶機械增穩裝置——穩定杆，沒有辦法改善操縱功效，對於機動性要求較高的直升機，上述缺點就很突出。
(四)無鉸式
從40年代到60年代，鉸接式旋翼是主要的旋翼形式。在長期的應用中這種形式發展得比較成熟，經驗也比較多。但是，由於結構複雜、維護工作量大、操縱功效及角速度阻尼小等固有的缺點，這種形式不夠理想。因此，從50年代起，除了簡化鉸接式旋冀結構外，還開始了無鉸式旋翼的研究工作。經過長期的理論與試驗研究，印年代末及70年代初無鉸式旋翼進入了實用階段。帶有無鉸式旋翼的宜升機如德國的BO—105，英國的「山貓」(WG—13)等，它們取得了成功並投入了批生產。
與鉸接式旋冀相比，無鉸式旋翼的結構的力學特性與飛行的力學特性聯繫更為密切。這種形式的旋翼會產生一些新的動力穩定性問題，本節著重介紹無鉸旋冀的結構特點。
(1)BO—105型直升機的無鉸式旋翼如圖2.2—10所示為BO—105型直升機無較式旋翼，它的槳轂尺寸比較緊湊，剛度也很大，變距鉸在槳葉根部與槳轂相連，槳葉揮舞和擺振運動是通過玻璃鋼槳葉根部的彎曲變形來實現的。這種槳葉是屑於擺振柔軟型旋翼槳葉，擺振頻率n，1，0.65，旋翼結構錐度角為2.5。
(2)「山貓」直升機的無鉸式旋翼圖2.2—11所示為山貓直升機槳轂結構，它與BO—105直，升機槳轂相比剛度要小，槳葉的揮舞運動由和槳軸相聯的揮舞柔性件彎曲變形實現，而擺振運動則是由變距鉸殼體的延伸段的彎曲變形實現。這種族翼是採用了消除耦合的設計，它的擺振頻率。wvl=0.43，也是擺振柔軟的旋翼。
(3)星形柔性槳轂
圖2.2—12所示為法國航宇公司的SA—365N「海豚」 II型直升機的星形柔性旋翼槳轂構造，它主要是由中央星形件、球面層壓彈性體軸承、粘彈減擺器(也稱頻率匹配器)、夾板和自潤滑關節軸承等組成。中央星形件通過螺栓直接固定在旋翼軸接合盤上，球關節軸承套裝在星形件四個支臂的外端，而軸承座通過粘彈減擺器與夾板相連接。上、下夾板在外端連接槳葉，而內端通過固定在星形件孔內的球面層壓彈性體軸承與星形件相連接。星形件上伸出的四個支臂在揮舞方面是柔性的。
1．整流罩；2．自潤滑關節軸承；3．粘彈減擺器；4．夾板；5．球面彈性軸承；6．墊片；7．中央星形件；8．銷子。
槳葉上的離心力通過夾板傳給彈性軸承，彈性體軸承以受壓方式將離心力傳到星形件上(圖2.2－13)。
由變距拉杆經搖臂作用到夾板上的扭轉力矩使彈性軸承產生扭轉變形，夾板帶動槳葉一起繞彈性體軸承球中心與關節軸承中心的連線轉動，從而實現槳葉的變距運動，如圖2.2—14所示。
槳葉揮舞運動時，由於星形件柔性臂在揮舞方向是柔性的，因此，當槳葉連同夾板組件一起繞彈性體軸承中心上、下揮舞時，彈性體軸承本身繞球心產生剪切變形，而星形件柔性臂產生上下彎曲變形(見圖2.2—15)。
由於星形件柔性臂在擺振方向的剛度要比在揮舞方向大得多，因此當槳葉連同夾板組件一起繞彈性體軸承的中心前後擺動時，彈性體軸承本身產生剪切變形，而在擺振方向剛度比星形件柔性臂低得多的粘彈減擺器的矽橡膠層也將產生剪切變形，這樣既提供了阻尼又附加了彈性約束(見圖2.2—16)。
由以上所述可以看出，這種形式的槳轂實際上就成了在位接處有彈性約束的鉸接式旋翼。其揮舞一階固有頻率wV1=1.04，相應的當量水平鉸外移量約為4.9％只，接近鉸接式旋翼的上限；擺振一階固有頻率。wV1=0.62，接近於擺振柔軟的無鉸式旋翼的下限。
所以，星形柔性旋翼其結構動力學特性介於鉸接式與無鉸式之間。採用這種結構動力學布局的出發點，可能是為了能在操縱功效及角速度阻尼方面比鉸接式有所改善。同無鉸式旋翼一樣，這種形式的旋翼也帶有結構錐度角，以消除旋翼拉力所引起的不變的彎距。「海脈」旋翼的結構錐度角為4.5度，直升機的槳葉還帶有2度的後掠角，這主要是為了改善在巡航狀態時槳轂的受力。
(五)無軸承式旋翼
上面所說的無鉸式旋翼只是沒有揮舞鉸和擺振鉸，卻仍然保留了變距用的軸向鉸，因此也還不是真正的「無鉸」。由於保留了承受很大力矩和離心力的變距鉸，結構重量難以減輕，結構的簡化也受到了限制。無鉸式旋翼合乎邏輯的進一步發展，就是取消變距鉸。無軸承旋翼就是取消了揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸的旋翼，槳葉的揮舞、擺振和變距運動都以槳葉根部的柔性元件來完成。
西科斯基公司制出一種所謂「交叉梁」式的無軸承旋翼方案，原理簡圖見圖2．2—17。槳葉的主要承力件是一根單向碳纖維大梁。 士45』鋪層的玻璃鋼蒙皮構成了槳葉的外形，蒙皮與大梁之間充填泡沫塑料，到達根部蒙皮就轉變成為空心的扭管。空心扭管與大梁沒有聯繫，其內端連操縱搖劈。作用在操縱接臂上的操縱力從扭管向外傳至大梁，使大梁在扭管中的那一部分產生扭轉變形而實現變距。這個方案引人注目地採用了交叉梁的布局，槳葉的離心力在大梁中自身得到平衡，有可能大大地減輕旋翼的重量。與一般無鉸式旋具相比，重量可減輕50％。
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