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。
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。
一、机身结构图
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％。
三、发动机直升机的动力装置
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”(Artouste—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。
四、减速器
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0.985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。
五、旋翼系统
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。
六、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。
七、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。
八、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。
九、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。
在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。如果要求直升机具备在 水面起降或应急着水迫降能力，一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒，或应急迫 降浮筒。对于舰载直升机，还需装备特殊着舰装置，如拉降设备等。以下分别介绍各种形式 起落装置的结构特点。
轮式起落架
和固定翼飞机相似，直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。直升机起 落架减展器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外，还需要通过减震器弹性和阻尼的 配置消除“地面共振”。为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼，消除“地面共振”的发生，直升机上普遍采用双腔式减震器。
右图所示为某直升机起落架双腔式减震器。这个减震器的特点是油液及气体是分开的，活塞2的上部是油室，下部是气室，活塞l又把气室分为低压腔及高压腔。油液及气体不分开的减震器， 油液会吸收气体而改变工作特性，同时由于泡沫的形成也会导致油液填 充量不准确，油气分开后就避免了这个缺点。
减震器分高压腔和低压腔之后，直升机起飞和降落时，起落架只要刚刚接触地面，低压腔就开始工作，当有一定压缩量之后，高压腔参与工作，这样，可保证起落架在各状态下具有避 免“地面共振”所需的刚度，并在触地的全过程都提供足够的阻尼，消除“地面共振”。此外，为 提供所需的侧向刚度，对直升机机轮也有些特殊要求。
十、燃油系统涡轮轴
发动机的燃油系统(如下图所示)，由燃油泵、燃油滤、喷油嘴等组成，以保证发动机在各种工作状态和各种飞行条件下所需要的燃油流量。根据直升机飞行需要，对涡轴发动机燃油系统有以下要求：
能在较宽的温度范围内正常供 油。一般要求的外界气温范围为-60一 60℃。气温过低，可能导致处于悬浮状 的水分结冰，而沉积在燃油滤上将其堵 塞，使进入发动机的燃油减少，致使发 动机停车；气温过高，燃油在剧热之下也会分解形成焦炭，同样会影响燃油系 统正常供油。
应具有抗坠毁、抗弹击能力。 要求在设计上减少燃油管道外露，防止 弹伤；采取余度设计，以保证在某些附 件损坏后仍能保持燃油系统正常输油； 采取吸油式燃油输油泵以及坠毁自封措 施，防止坠毁时燃油外泄起火。
保证燃油良好的雾化质量。要 求燃油系统在发动机处于各种状态都能 通过喷嘴或甩油盘在燃烧室中使燃油均 匀雾化
十一、机载设备机载设备对直升机技术发展的影响
直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。直升机机载设备品种繁多，包括电气、显示和控制、导航、通信及电子对抗故障诊断等。
随着现 代直升机技术发展，机载设备的地位越来越重要。机载设备性能的优劣已成为现代直升机先 进与否的重要标志之一，先进的机载设备在提高直升机的使用效能和保证经济性、安全性方面具有不可替代的突出作用。据有关统计资料，80年代中期的民用直升机上，机载设备只占总价的5％；军用直升机上，机载设备占总价的30％一40％。
随着对民用直升机和军用直升机的性能要求的不断提高和军、民用直升机应用领域的不断拓展，机载设备占全机总价的比例有了显著的增加。目前民用直升机中设备所占的价格比 已达10％左右，而军用直升机，尤其是专用武装直升机、特种部队所装备的直升机机载设备所占价格比已上升至50％左右。美国正在研制的RAH—66轻型侦察攻击直升机，其机载设备所占的价格比已超过60％。
十二、直升机的飞行自动控制系统
由于直升机有悬停、垂直升降及后飞的功能，其自动飞行控制系统和全向空速系统在技术上较特殊。
与固定翼飞机相比，作为被控制对象的空中飞行的直升机，运动状态更为复杂。固定翼飞机飞行时可视为六自由度的运动物体。而对直升机而言，还必须考虑旋翼、尾桨的旋转， 直升机一系列特有的飞行状态，如悬停、垂直上升和下降、自转下降等。旋冀旋转时除产生 升力外还产生操纵直升机运动的纵向、侧向力，俯仰、滚转力矩。因此，与固定翼飞机相比，直升机的飞行控制有显著区别。
旋翼系统产生的操纵载荷不仅数值大，而且变化复杂，因而不能让其通过操纵线系等反 传到驾驶操纵机构上，为此现代直升机特别是大、中型
