武装直升机的防护设计
可靠性、维修性和保障性
可靠性、维修性和保障性国外直升机可靠性、维修性和保障性发展综述1. 引⾔可靠性、维修性和保障性(RMS)是响影军⽤直升机作战效能、作战适⽤性和寿命周期费⽤的关键特性。
特别是在现代⾼技术战争中，RMS成为武装直升机战⽃⼒的关键因素。
美国武装直升机AH-64“阿柏⽀”由于在研制中重视RMS⼯作，具有较⾼的RMS⽔平，保证AH-64具有较的战备完好性和任务成功概率。
在1990年12⽉⾄1991年4⽉的海湾战争中，美国陆军101师攻击直升机营的8架AH-64直升机，突袭伊拉克，摧毁了通往巴格达沿途的雷达站，为盟国空军执⾏空战任务开辟了空中通道，仅在2⽉28⽇，第⼀武装分队的AH-64摧毁了36辆坦克，俘获了850名伊军官兵。
在海湾战争中，美军出动了288架AH-64，累计飞⾏18700⼩时，仅有⼀架AH-64被地⾯炮⽕击落，在“沙漠盾牌”和“沙漠风暴”⾏动中，AH-64的能执⾏任务率分别达到80%和90%，超过了设计要求。
AH-64的战例充分表明，RMS是现代武装直升机形成战⽃⼒的基础，是发挥其作战效能的保证，也是现代军⽤直升机设计中必须考虑的、与性能同等重要的设计特性。
2. 国外直升机RMS技术的发展随着直升机在现代战争中和国民经济建设中的作⽤及地位的⽇益提⾼，直升机RMS越发引起各⼯业发达国家的重视，特别是对直升机可靠性和安全性问题早就得到重视；随着武装直升机的应⽤与发展、机载雷达及⽕控系统的可靠性及维修性也相继引起各国军⽅的重视；近⼗多年来，尤其是海湾战争之后，为了满⾜现代⾼技术战争的需要，要求直升机具有快速出动能⼒和⾼的战备完好性，降低武装直升机的寿命周期费⽤，要求直升机具有低的维修⼯时、少量维修⼈⼒、少量备件和良好的测试性和保障性。
总的说来，近50年来，国外直升机RMS技术的发展⼤⾄可划分为如下3个阶段。
2.1 50年代中期⾄60年代末期50年代中期或末期开始研制或60年代初期开始研制、在60年代投⼊服役的直升机，如美国的CH-47A、CH-53A、AH-1A、AH-56A、OH-58A、UH-1A等。
直升机防撞系统结构构想
直升机防撞系统结构构想发表时间：2010-07-21T16:12:51.890Z 来源：《价值工程》2010年第3月下旬供稿作者：周占宇；陈恩龙[导读] 直升机具有其他飞行器不具备的很多优点，因此其地位和作用不可替代。
周占宇；陈恩龙（中国人民解放军61769部队机务大队，文水 032100）摘要：直升机具有其他飞行器不具备的很多优点，因此其地位和作用不可替代。
近年来，直升机事故频发，作者参考固定翼飞机和美国相关信息，设想一种适合目前直升机的新型防障碍规避系统，并给出了相关的模型结构建议。
关键词：直升机；防障碍；规避危险中图分类号：V24 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2010）09-0238-01 1 加装直升机防撞系统的必要2009年直升机相撞和直升机撞山坠毁的事件频发，同样，在其他航空领域也存在着诸多的飞行事故教训。
直升机飞行机动性、灵活性强，安定性、稳定性差，疏忽上下、左右、前后的任何一方都会影响飞行安全。
因此，飞行员要精湛、全面、规范地掌握飞行技能。
然而，仅靠飞行员的技术是很难把握和控制的，航空事故的统计说明，绝大多数的飞行事故是由于人为差错造成的，不管飞行器多么先进，自动化程度有多高，只要属于有人驾驶，飞行事故中人的因素都将是民航界研究的一个主题。
因此提高装备的可靠性，能够有效地规避风险，不失为降低事飞行故率，保证生命财产安全的好方法。
目前，固定翼飞机的机载防撞系统已经得到不同程度的运用，美国也完成了直升机机载防撞系统的试验，据传测试结果良好。
此外，据《防务日报》2001年11月27日报道：欧洲航空防务和航天公司（EADS）于2001年11月26日正式对外宣布，美国陆军将对该公司研制的直升机激光（HELLAS）雷达避障系统进行测试。
该HELLAS雷达能通过光学和声音信号探测到飞机在低空飞行中将要碰到的障碍物（例如，电线和树木），并向机组成员发出警报。
然而，对于军用直升机而言，引用外来产品存在几个方面的问题。
武装直升机抗坠毁技术研究
发动机架在设计上必须使之 连接到基本支持构件（ 机 头 部 分 、 机 翼 、后 机 身 部 分 等 ） 下 ， 减 少 发 生火灾的危害， 同时也减少发动机 脱离安装支架后在机内冲撞而对 其他结构造成局部损坏。
位于机身上部的大质量部件 （ 如 旋 翼 轴 、传 动 系 统 ） 的 支 撑 结 构在设计上应能承受下述载荷： 侧 向 １８ｇ， 纵 向 ２０ｇ， 垂 直 方 向 ２０ｇ。 这些要求可保证上部构件不致穿 透乘员保护壳体。
二、抗坠毁技术 从武装直升机任务效率的观点
看， 抗坠毁技术并不能提高直升机 的生存性。不过， 这种技术能保护坠 落直升机上飞行员的生命。幸存的 飞行员能重新驾驶直升机投入战 斗， 这无疑会提高部队的作战能力。 另一方面， 驾驶具有抗坠毁能力直 升机的飞行员不必担心被击中后自 己的生命安全， 可以放心大胆全力 以赴地投入战斗。这对提高直升机 的生存力也有一定的影响。
为了防止起落架支撑结构造 成损坏， 应使起落架的位置远离燃 油系统和乘员区。或将起落架设计 成能在受撞击时间向外伸出， 使损 坏点所处的位置对重要区域所构 成的危险减至最低。
３． 座椅耐坠毁设计 座 椅 、连 接 件 和 支 撑 结 构 应 具 有足够的强度， 以使乘员相对直升 机结构（ 座椅连在上面） 的速度减 至零。另外， 约束系统和座椅都应 尽量减小而不是放大由直升机结 构传递给乘员的减速载荷。由于束 带和座椅使乘员和直升机互连并 与乘员长时间的接触， 因此， 在增 加耐坠毁性的时候不应使舒适性 有很大降低。
还有一种方法是采用火箭牵 引技术。弹射救生技术已在固定翼 机上普遍采用， 比较成熟， 成功率 很高。目前， 国外也有将弹射救生 技术用到直升机上， 其最大的困难 是弹射时要先将旋翼炸掉。火箭牵 引救生技术虽然具有结构紧凑， 占 空间小， 重量轻等优点， 但由于直
直升机设计所用GJB目录参考(设计规定)
直升机设计、管理涉及的GJB目录(119项)机体结构(暂计57项)1.GJB 67.10A-2008 军用飞机结构强度规范飞行试验2.GJB 67.11A-2008 军用飞机结构强度规范结构生存力3.GJB 67.12A-2008 军用飞机结构强度规范文件和报告4.GJB 67.14-2008 军用飞机结构强度规范复合材料结构5.GJB 67.1A-2008 军用飞机结构强度规范总则6.GJB 67.3A-2008 军用飞机结构强度规范其他载荷7.GJB 67.7A-2008 军用飞机结构强度规范气动弹性8.GJB 67.8A-2008 军用飞机结构强度规范振动和航空声耐久性9.GJB 2635-1996 军用飞机腐蚀防护设计和控制要求2010-10-2110.GJB 2635A-2008 军用飞机腐蚀防护设计和控制要求11.GJB 1390-1992 飞机整体油箱用防腐涂12.GJB358-1987 军用飞机电搭接技术要求2010-10-1913.GJB2639-1996 军用飞机雷电防护2009-11-2514.GJB 3548-1999 舰船直升机系留索具通用规范2010-05-0715.GJB 5112-2002(K) 直升机尾桨叶设计要求2010-05-0716.GJB 909A-2005 关键件和重要件的质量控制17.GJB 1357-1992 飞机内的噪声级2010-10-2018.GJB 775.1-1989 军用飞机结构完整性大纲飞机要求19.GJB 655A-2003 飞机燃油副燃油箱通用规范2010-02-0120.GJB 4439-2002 军用飞机喷漆通用要求2010-10-2121.GJB 6256-2008 飞机迷彩涂料规范22.GJB3061-1997 飞机拦阻装置通用规范2010-10-2123.GJB 3054-1997 飞机液压管路系统设计、安装要求24.GJB 1C-2006 机载悬挂物和悬挂装置接合部位的通用设计准则25.GJB 6208-2008 航空用花键型扳拧结构和尺寸26.GJB 478-1988 飞机维护和警告标记27.GJB 6607-2008 军用直升机驾驶员夜视系统通用规范28.GJB 2100-1994 飞机地面保障设备颜色要求29.GJB 4234-2001 人体坐姿着陆冲击安全限值30.GJBZ 131-2002 军事装备和设施的人机工程设计手册31.GJB 966-1988 人体全身振动暴露的舒适性降低限和评价准则32.GJB 4710A-2008 军用直升机检验验收要求33.GJB 3464-1998 直升机与载舰动态配合要求2010-10-2134.GJB 3569-1999 飞机地面保障设备配套目录编制要求2010-10-2135.GJB 6541-2008 军用飞机维修方舱通用规范36.GJB 6601-2008 西埃斯规范37.GJB 5017-2003 武器装备维修方舱技术要求38.GJB 1395A-2009 飞机模拟器通用规范39.GJB 1948-1994 隔振器通用规范40.GJB 594-1988 金属镀覆层和化学覆盖层选择原则与厚度系列41.GJB 717-1989 人用降落伞通用规范42.GJB 2231-1994 直升机海上救援和垂直补给通用要求2010-10-2143.GJB 5293-2004 航空发动机主轴轴承保持架动平衡技术要求2010-10-2144.GJB 1172.4-1991 军用设备气候极值地面风速45.GJB 1172.5-1991 军用设备气候极值地面降水强度46.GJB 1172.6-1991 军用设备气候极值雪47.GJB 1172.7-1991 军用设备气候极值雨凇和雾凇48.GJB 1172.8-1991 军用设备气候极值冰雹49.GJB 1172.9-1991 军用设备气候极值地面气压50.GJB 2604-1996 军用电磁屏蔽涂料通用规范2010-10-2151.GJB 4080-2000 军用直升机机体表面清洗剂52.GJB 624.1-1988 军用飞机科研试飞训练要求总则2010-04-1553.GJB 624.2-1988 军用飞机科研试飞训练要求飞机飞行性能2010-04-1554.GJB 624.3-1988 军用飞机科研试飞训练要求飞机飞行品质2010-04-1555.GJB 67.8-1985 军用飞机强度和刚度规范振动56.GJB 2488-1995 飞机履历本编制要求57.GJB 3273-1988 研制阶段技术审查2009-11-25航电、飞行控制(暂计50项)1.GJB 6536-2008 飞机内部通信系统通用规范2.GJB 6347-2008 军用直升机数字视频记录仪通用规范3.GJB 6408-2008 直升机抗坠毁供输油软管组件通用规范4.GJBZ 148-2006 军用电容器选择和应用指南5.GJB 6242-2008 军用EMI电源滤波器规范6.GJB 5545-2006 卫星通信机载站通用规范7.GJB 733A-1996 有可靠性指标的非固体电解质钽固定电容器总规范8.GJB 4904-2003 超短波空间谱估计测向系统通用规范9.GJB 597A.18-2003 半导体集成电路CMOS门阵列器件规范10.GJB 2142-1994 印制线路板用覆金属箔层压板总规范11.GJB 2142.1-1995 耐热阻燃型覆铜箔环氧玻璃布层压板详细规范12.GJB 4902-2003 短波单站测向定位系统通用规范13.GJB 4903-2003 通信侦察装备数字接口要求14.GJB 701.9-1989 地面雷达情报处理和传递系统通用技术条件软件要求15.GJB 5357-2005 解调分系统通用规范16.GJBZ 94-1997 军用电气系统安全设计手册17.GJB 3629-1999 军用通信设备使用手册编写规定18.GJB 6852-2009 航空装备寿命管理要求19.GJB 219B-2005 军用通信车通用规范20.GJB 546B-2011 电子元器件质量保证大纲21.GJB 2185A-2008 飞机外部电源监视器通用规范22.GJB 4869-2003 航空起动电动机通用规范23.GJB 1932-1994 密封电磁断路器总规范24.GJB 5189-2003 飞机供电特性参数测试方法（网络上更新时间）25.GJB 735-1989 密封钮子开关总规范2010-11-2326.GJB 774-1989 舰船用电缆和软线通用规范2010-11-2227.GJB 572-1988 飞机地面电源供电特性及一般要求2010-11-2128.GJB 367A-2001 军用通信设备通用规范29.GJB 2445-1995 电子元器件引线端插座2010-10-2130.GJB 2448-1995 无焊绕接电连接要求31.GJB 2670-1996 电池组极端通用要求32.GJB 4477-2002 锂离子蓄电池组通用规范2010-10-2133.GJB 4866-2003 飞机参数记录系统地面站通用规范34.GJB 1389-1992 系统电磁兼容性要求2010-10-2035.GJB 1389A-2005 系统电磁兼容性要求2010-10-2036.GJB 1718-1993 电子束焊接规范2010-10-2037.GJB 1718a-2005 电子束焊接2010-10-2038.GJB 606-1988 航空用铅酸蓄电池通用技术条件2010-10-2039.GJB 181A-2003 飞机供电特性2010-10-1940.GJBZ 457-2001 机载电子设备通用指南41.GJBZ 299A-1991 电子设备可靠性预计手册2010-03-2042.GJBZ 299B-1998 电子设备可靠性预计手册2010-03-2043.GJBZ 768A-1998 故障树分析指南2010-03-2044.GJBZ 379A-1992 质量管理手册编制指南45.GJB 441-1988 机载电子设备机箱、安装架的安装形式和基本尺寸2010-03-1946.GJB 2439-1995 混合集成电路生产设施和生产线的认证要求2010-03-1247.GJB 4194-2001 飞机液压系统油液采样阀通用规范2010-03-1248.GJB 181-1986 飞机供电特性及对用电设备的要求2009-11-2549.GJB 2349-1995 飞机驾驶员操纵传感器通用规范50.GJBZ 132-2002 军用电磁干扰滤波器选用和安装指南质量控制工作(暂计12项)1.GJB 1310A-2004 设计评审2009-03-292.GJB 1406A-2005 产品质量保证大纲要求2009-03-293.GJB 909-1990 关键件和重要件的质量控制2009-03-294.GJB 1269a-2000 工艺评审5.GJB 3363-1998 生产性分析2009-11-256.GJB 907A-2006 产品质量评审2009-03-297.GJB 1442A-2006 检验工作要求2009-03-298.GJB 1442-1992 检验工作要求2009-03-299.GJB/Z 114-1998 新产品标准化大纲编2010-10-2010.GJB 1687-1993 军工产品承制单位内部质量审核要求2010-10-2011.GJB 1712-1993 军工产品承制单位质量保证体系认证审核2010-10-2012.GJB 3649-1999 军品价格审查程序。
阿帕奇直升机工作原理
阿帕奇直升机工作原理阿帕奇直升机是战争史上的一次革命。
它就像一部飞翔的坦克——一架能够抵御猛烈的攻击并重创对手的直升机。
无论白天还是晚上，无论天气条件多么恶劣，它都能瞄准特定目标。
它是一种令地面部队望而生畏的武器。
本文将介绍阿帕奇那令人称奇的飞行系统、武器系统、传感器系统以及装甲系统。
分开来看，每个系统都属于尖端技术。
而当它们组合在一起时，就构成了一件难以置信的武器——迄今为止最具杀伤力的直升机。
就其核心功能来说，阿帕奇和其他任何直升机的工作方式几乎一样：有两个螺旋桨，带动多个桨叶旋转；桨叶像飞机的机翼一样翘起；螺旋桨旋转时，桨叶产生上升力（要了解上升力是如何产生的，请参见飞机如何飞上蓝天）。
主螺旋桨位于直升机顶部，带动4个约6米长的桨叶旋转。
飞行员通过调整旋转斜盘来操纵直升机。
旋转斜板通过改变桨叶的姿态角（倾斜角度）来增加上升力。
均匀地调整所有桨叶的姿态角可使直升机垂直升降。
当浆叶旋转起来后改变姿态角可以产生不均匀的上升力，从而使直升机沿特定方向侧飞。
在主螺旋桨旋转时，会给整个直升机施加一种旋转力。
尾部螺旋桨桨叶产生抗拒力，从而将尾桁推向相反方向。
通过改变尾部螺旋桨桨叶的迎角，飞行员可以让直升机向任意方向旋转或根本不让它转向。
而阿帕奇有两个尾部螺旋桨，每个螺旋桨有两个桨叶。
美国国防部供图AH-64A阿帕奇直升机上的螺旋桨装置最新的阿帕奇直升机装备有两个通用电气T700-GE-701C涡轮轴引擎，每个引擎的功率大约为1,700马力（1249.5千瓦，1马力=0.735千瓦），分别驱动一个传动轴，而传动轴和一个简单的传动箱相连接。
传动箱将旋转角度改变大约90度并将动力传递给传动装置。
传动装置将动力传递给主螺旋桨和通向尾部螺旋桨的一根长轴。
螺旋桨已经过优化，可以提供普通直升机所不具备的高灵活性。
桨叶的核心结构由五个称为“桁条”的不锈钢臂组成，由一个玻璃纤维骨架包裹着。
每个桨叶的后缘都覆盖有坚硬的石墨合成材料，前缘由钛制成。
世界主要国家的军用飞机综合自我保护系统
意大利国内有两家制造机载综合自我保护系统的专业公司，即Elettronica公司和塞莱克斯公司。Elettronica公司目前正在开发一种新的机载综合自我保护系统，据该公司的两位电子战专家拉斐尔?利贝拉蒂和维托里奥?罗西介绍说，该系统已经完成最后的开发阶段和初步的内部测试，该公司计划在2015至2018年之间将该系统交付意大利空军。他们补充说，这种称为Virgilius的机载综合自我保护系统结构旨在对付空对空以及空对地射频威胁，集成了激光预警、导弹预警、红外干扰、箔条和热焰弹投放器，它可以同时执行电子支援措施（威胁探测、定位和识别）与电子对抗（对射频威胁进行电子干扰）任务。该公司表示，Virgilius机载综合自我保护系统预计将装备意大利空军的AW-101中型多用途直升机等军用飞机，并正在装备一个中东国家的“幻影”2000多用途战斗机，虽然未得到Elettronica公司的证实，但是舆论普遍认为装备该系统的是卡塔尔空军的“幻影”2000-5DA多用途战斗机。
世界主要国家的军用飞机综合自我保护系统
本文简要介绍了世界主要国家军用飞机综合自我保护系统（以下简称机载综合自我保护系统）的研制和装备情况以及未来发展趋势。
在面对大量的射频和红外制导威胁时，机载综合自我保护系统利用所有必要的装置来保护战斗机、运输机和直升机。该系统主要通过结合雷达和导弹预警功能、箔条和热焰弹投放器以及干扰设备来实现保护军用飞机的目标。
一些国家的公司提供的机载综合自我保护系统在设计上已经越来越模块化，具有可伸缩性，达到了开放式体系结构的软件标准。模块化设计能够使机载综合自我保护系统根据需要装备的飞机体积或者它们需要提供覆盖的范围扩大或缩小。采用开放式体系结构同样具有多方面的作用，它能够使机载综合自我保护系统的软件控制系统相对容易地升级，从而使该系统能够应对紧急情况的威胁。这可以包括新发现来自潜在敌对雷达的波形或修改软件，使机载综合自我保护系统的整体定向红外对抗措施在欺骗红外制导地对空导弹或者空对空导弹时更加有效。
直升机防撞系统结构构想
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直升机 防撞系统结构构想
刘 贯 博 （ 河北保定 ６ ６ ３ ４ ７ 部队９ １分 队 ， 河北 保定 ０ ７ １ ０ ０ ０ ）
摘 要： 直升机 拥有许 多其他 飞行 器所没有 的优 点 ， 诸如超低 空、 超低数 、 前后 左右飞行等 。其超强的运载与短距 离快速机动能力备 受 军方 的青睐 。但是正是 由于其超低空能力导致 了直升机 经常 出没于人 类生存 的空间， 这就给 直升机 带来了诸如触碰到 高压线 、 树 木、 房 屋 等障碍物 的危险 ， 因此而引发 的惨剧也 经常见诸报端 。新型的直升机防撞 系统的研 制 已经势在 必行 了。 比体型较小的飞鸟、 甚至飞来的流弹等。 车辆的倒车雷达系统 自从安装 到车辆上 ，已经成功的帮助了成千 （ Ｂ 够准确探测电缆 ， 电线杆和塔 、 高耸烟囱等建筑 ， 且误报率要 上万人免于碰撞与事故的危险，然而 目前许多直升机上都没有安装类 低高分辩率的激光全 向雷达必须能够准确检测出电力线路，因为电力 似的系统 ， 这也是致使直升机的安全 『 生 逐年降低 ， 直升机事故每年都有 线路是直升机的最主要的杀手 ， 据统计 ， 全球 的直升机事故中因触碰电 十几起的主要原因。由于直升机的特点决定了直升机只能在人类密集 力线坠毁的直升机 占总坠毁数量的百分之六十多。 区域做短距离飞行 ， 而人类 的居住区域存在着各种各样 的障碍 ， 既使是 ２ ． ２ Ａ 此设计在运用时还要充分考虑到直升机的功率 睛 况、 剩余功 再小心 的飞行员也会有疏忽的时候 ， 殊不知 ， —个小小的疏忽就将导致 率使用情况 ， 以及加改装后直升机重心位置的变化和对飞行 的影响。 机毁人亡。任何系统都要允许人犯错误 ， 直升机也一样 ， 飞行员也难免 ３实现 方法设 想 会有疏忽的情况出现。因此 ， 为直升机安装防撞雷达就十分必要。安装 当对面来机时， 雷达测算直升机与对面机的距离 、 相对速度 、 对方运 了防撞雷达 ，就可以在飞行员接近障碍物的时候用语音提醒飞行员注 动的趋势， 并依据本机机型主要数据、 运动特点规划出相应的最佳规避 意， 同时还可以对直升机进行 自动防撞操控 ， 即将直升机 向安全的方 向 路线 ， 反映给驾驶员的则是相应 的总距 、 周期变距以及脚蹬的相应操作 自动移动。目前 ， 这些防撞激光雷达系统 已经成功地应用于大型飞机之 角度和后续变化位置。测算障碍物时 ， 应测出相应障碍物的相对距离、 上， 为大型飞机的飞机安全提供 了保障 。下一步， 防撞系统的安装于小 高度 、 宽度的资料 ， 进而得出障碍物的外形 ， 运算 出规避或者跳跃 的最 型或者是直升机上就已经是指 日可待了。考虑到直升机的机舱 内的空 佳路线。 间有 限， 因此 ， 这种激光雷达防撞系统 的显示屏要相对小一点 ， 可 以置 ３ ． １系统主要结构组成 于直升机的传统的显示屏 的边上 ，用激光雷达机动检测周围环境的变 （ １ 戤 ： 主要有机头 、 机尾以及直升机底部的三个观测雷达。 化 隋况 ， 并对某些特殊情况进行相应的处理 。在距离障碍物低于 １ Ｏ米 ②导线。 的距离应该马上进行声音报警 ，低于 ３ 米则必须从飞机员手 中接过飞 （ 算单元 ： 用于汇总雷达数据 、 计算危险与否 、 控制给驾驶员 的 行器的操纵权 ， 将飞机器移出障碍物的危险区域之外。 显示信号、 控制 自动操纵机构 计算最佳航行路线等 、 判断驾驶权限的 ２直升机防防撞系统主要实现的功用及相关要求 收放。 记录自动控制运动姿态以及危险的主要参数。 位置主要在机舱内 ２ ． １直升机 的防撞系统主要应用于避免直升机与飞行器之间、 直升 部计算单元可采用双余度设计，只有当危险指令和驾驶权限抢夺指令 机与建筑 、 自然环境 、 电力线路之间的碰撞。 致时才予以执行 ，保证可靠ｆ 生 工作和危险隋况的判断 。控制调整单 Ｚ ２相关要求 元： 用于控制直升机的姿态 ， 根据指令调整航行。位置主要在机舱底部 ， ２ ． Ｚ１ 雷达扫描半径要求 与操纵拉杆相关联 。 在雷达扫描半径的具体数值方面 ，可 以参考 目前大型飞机的防撞 ④ 显示单元 ： 用于给出驾驶员的信号显示 ， 主要显示数据 ： 危险警 系统。该关径应对与直升机做相对移动的空中障碍物的速度与本机速 告 ， 总距 、 周期变距 、 脚蹬的操纵角度及继续变化的角度 ， 声音告警 ， 障 度计算 出相撞的时间与距离 ， 然后迅速在显示屏上显示 出来 ， 并 同时发 碍物的位置 、 姿态 、 运动轨迹 ， 危险解除 ， 系统控制直升机显示等主要信 出时间提醒 ， 由于发声 的过程有一段时间的持续性 ， 因此 ， 计算的碰撞 号。以及维护和设置计算存储单元的信息显示 。位置在驾驶舱内， 并设 距离应以最后一个字让飞行员听到时计算并多加百分之十的飞行员反 有维护按键和系统开关 、 应余量。 一 ３ ． ２控制飞行的实现方式 ２ ． ２ ． ２关于紧急避险 计算机通过精确的液压伺服来实现。这种方式既免除了直升机操 紧急避险当且仅当机载计算机判断飞行员未意识到危险或 已意识 纵线系的总体改变 ， 又模块集 中， 处理和维护都相应便捷 ， 同时 ， 对于驾 到危险 ，但是直升机与障碍物之间的相对距离 已经不允许飞行员做 出 驶权限的控制较为简单 、 严格 ， 液压驱动时 ， 驾驶员无法控制直升机。可 反应 的情况下触发。紧急避险机制可以极大地保护直升机与飞行员免 采用双余度设计， 保证工作 的可靠性和稳定 ｌ 生。 受意外危险的伤害并最大限度地保障了机载人员与设备的安全 。在紧 结束 语 急避 险被触发 以后 ， 计算机会 自动控制直升机 ， 并发出语音提示 ， 紧急 直升机具有多种特点 ， 不仅军事用途多样 ， 在民用领域用途也相当 避险！ 计算机正在 自 动控制紧急避险！ ￣ｉ ｔ ３ ｇ 机自 动调整飞行轨迹与飞 广泛。直升机技术的进步和经济发展的需要 ， 都将继续促进民用直升机 行姿态驶 出危险区域以后 ， 再次语音提示飞行员接管直升机 ， 飞行员必 的应用。 直升机的应用 已渗透到了国民经济的众多领域 ， 并逐渐发挥出 须在语音提升后的 ５ 秒钟之 内做 出应答操作 ，否则计算机继续 自动驾 越来越大的作用。在一些发达 国家， 直升机已被广泛用于商务运输 、 观 驶直升机并再次提示飞行员接管直升机 ，在五次提示以后飞行员未做 光游览 、 缉私缉毒 、 治安消防： 医疗救护、 通讯以及森林灭火、 喷洒农药、
直升机材料防护技术及设想
装备环境工程第5卷第6期‘108‘EQ U I P M E'N T E N V I R()N M E N T A I。
E N G I N E E R I N G2008年。
12月。
直升机材料防护技术及设想瞿新辉，韩志忠，谌广昌’(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要：简要介绍了直升机现用材料的表面防护技术，针对直升机腐蚀控制与防护的不足及传统工艺存在的缺点，从选材、材料的表面防护、使用维护等方面提出了加强直升机腐蚀控制与防护技术的若干设想。
关键词：直升机；材料防护；技术；设想中图分类号：V250文献标识码：A文章编号：1672—9242(2008)06—0108一04H e l i copt er M at eri al P r ot ect i on Tec hnol ogi es and R el evant C ons i der at i onQ UX i n～hui，H A N Zhi—zhong，C H E N G uang—c hang(C hi na H e l i co pt e r R e s ear c h a nd D eve l o pm ent I ns t i t u t e，Ji ng dezh en333001，C h i na)A bst r ac t：A va i l abl e m at er i al sur f ace pr o t ect i on t ec hno l ogi e s of hel i c opt er w er e i nt roduc ed．The def i ci enci es of hel i co pt er co r r os i on con t r ol t ec hno l ogi e s and t r adi ti onal pr oc ess es w e re an al yze d．C on si der at i on s o n r ei n f or ci ng hel i c opt er co r r os i on c on—t r o l and pr o t ect i on t e chnol ogi es w er e put f or w a r d i n t he as pe ct s of m at er i al sel e ct i on。
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武装直升机的防护设计
武装直升机早期的战术目标与防御手段是什么？
美国陆军在越南战场上广发应用运输直升机，将作战部队直接投放到战术目标附近，实现跨越丛林和河流的点对点突击。
直升机低空飞行时及在降落场地空域，很容易受到地面防空和轻武器火力杀伤。
美国陆军最初通过为UH-1通用直升机安装武器，用混合编组的方式为执行运输任务通用直升机提供火力掩护，但在实战中发现即使空载的武装化运输直升机，飞行速度也无法和运输直升机同步，机载火力也缺乏低空支援所需要的灵活杀伤能力。
越战中为直升机护航，压制机降场地对空火力的需求，促使了第一代武装直升机的发展。
AH-1G 就是利用UH-1，完全按照对地攻击任务设计的型号。
AH-1G虽然是武装直升机的开端，但应急色彩较强。
AH-1G选择7.62毫米转管机枪与40毫米中速榴弹发射器组合，对近距离无防护的点、面目标杀伤力很好，大备弹量可提供猛烈又持续的火力压制，但缺乏攻击防御掩体的火力强度。
UH-1本身就具备轻武器防御能力，AH-1G采用串列双坐降低了投影面积，在强火力受敌面的防御较好，能够抵御7.62毫米枪弹，但发动机舱和传动系统暴露安装，旋翼系统也缺乏火力防御结构，单发布局更是缺乏破坏和故障亢余度。
AH-1G 投入越南战场后不久，作为强化火力灵活性的措施，用20毫米转管炮取代了早期的机载武器，还增加了试用反坦克导弹的功能。
AH-1被动防御体系的设计比较传统，轻装甲与防弹玻璃的防护性能并不高。
越战后期AH-1开始遭遇越来越多的12.7毫米高射机枪射击，装甲防
护显得过于薄弱，随后型号虽然有所改善，但基础设计不佳仍然限制了防御标准。
苏联在参照AH-1的战术思想的基础上，也采用与UH-1到AH-1类似设计，利用米-8改进设计了米-24.米-24参照了AH-1的火力，机头旋转机枪和外挂火箭提供了很强的近距离杀伤力，大尺寸带来的高载荷又增强了火力效能，大展长的外翼下又可挂载多组32联C5火箭发射器。
米-24的防御重点加强，尤其是机身下半球装甲防御更是以12.7毫米机枪作为装甲防护重点。
AH-1和米-24这代武装直升机的基础设计都是通用直升机，利用成熟设计的优点比较明显，但限制也很突出。
AH-1的机体空间紧张，载荷和装甲的重量限制很大，米-24则受到米-8动力-传动布局制约，不得不保留一个可载8人的机舱，虽然算是个附加功能，但对强化火力和飞行性能的武装直升机来讲，大尺寸机舱带来的成本、重量和阻力代价很高。
AH-1和米-24防护性能的最大弱点是设计时将防御集中在正面和前段机体的下半球，关键的动力-传动系统缺乏装甲保护。
米-24在阿富汗战场很少出现下半球战损，但上半球的动力系统却很容易被火力毁伤；AH-1的被动防护还低于米-24的标准，在两伊战争的武直对抗中吃了不小的亏。
第二代武装直升机的防护设计特点是什么？
第二代武装直升机在70年代开始研制，以全新的设计体系和系统作为基础，在改进火控和武器的同时，重点强化防护。
AH-64和米-28这类第二代武装直升机，都采用了低噪声旋翼和红外遏制系统，以提高战场隐蔽性，并将被动防护的重点由轻武器转向低空野战防空系统。
武装直升机被称为“飞行坦”，重火力和远程打击能力确实可比坦克，但作为飞行器，重量限制使其防御能力远不能配上“坦克”的名称。
按照设计要求，AH-64机体可以防御12.7毫米机枪射击，被命中一发23毫米爆破单后可以持续飞行30分钟，在垂直、侧向和水平冲击坠毁时，特殊的结构设计可以为飞行机组提供不少于80%的生存能力。
现代武装直升机普遍强调耐坠性，这个要求虽然通过弹性和压缩措施保证，但结构的冲击完整性也是安全保证因素。
耐坠措施保证飞行员在正常坠机速度时避免结构撞击、穿刺和后续火灾的伤害，坠机冲击的结构变形不能影响飞行员自主脱离直升机。
武装直升机收重量限制，职能根据理论计算和战场实践，有重点的对直升机要害部位进行防御准备。
按照美军在越战中的经验，轻型直升机（投影面积与中性武装只直升机接近）主要中单部位与战伤比例中，座舱为21%，前机身为9%，尾梁为17%，动力系统为10%，后机身则有15%。
按照这个标准去分析，驾驶舱和动力系统被命中的概率接近1/3，但在受创坠毁的直升机比例中却超过了60%。
直升机活动与低空的主要威胁是各种高射机枪，但低空防空导弹的威胁在近年来逐步加大。
犹豫直升机主要活动于超低空，红外制导导弹命中直升机的比例超多了80%，雷达制导导弹命中直升机的比例则相对不大。
导弹毁伤以破片杀伤为主，单兵对空导弹触发爆破的威胁性并不比20-30毫米口径炮弹更大，但红外弹对动力系统破坏的比例远比枪炮要高，对关键系统的毁伤危险性也更大。
根据战斗损失统计数据作为设计依据，现代武装直升机的结构防护主要针对低空防空用小口径枪、炮，对导弹防御则通过红外遏制系统降低信号特征，结合干扰弹和主动红外干扰机承担反导防御。
防御措施的排列选择为，驾驶舱重点防穿透，动力-传动系统强化备份和破损后的功能维持，燃料系统则以防火和防泄漏为目标，针对不同位置采取不同措施以获取整体平衡。