尾槳
- 同是直升機，飛行構(gòu)型為何那么多？
完美呢？單旋翼帶尾槳構(gòu)型單旋翼帶尾槳是直升機最傳統(tǒng)的構(gòu)型。機頭上方水平安裝的主旋翼提供上升動力，機尾處近乎垂直安裝的是尾槳。尾槳不產(chǎn)生升力，主要是用來抵消主旋翼旋轉(zhuǎn)時在機身上產(chǎn)生的反扭力矩。尾槳直徑雖然比主旋翼要小得多，但是必不可少的?？罩酗w行時尾槳一旦失效，則直升機將無法保持狀態(tài)，機身螺旋式轉(zhuǎn)動，高度會迅速下降。中國的直-20直升機單旋翼帶尾槳這種構(gòu)型相對簡單，技術(shù)也比較成熟，選擇該構(gòu)型的直升機數(shù)量最多。隨著新型航空電子設備、新型材料技術(shù)不斷進步，旋翼構(gòu)
大眾科學 2023年8期2023-12-06
- 直升機涵道尾槳氣動噪聲特性風洞試驗研究
重要的研究方向。尾槳和主旋翼是直升機氣動噪聲的主要來源，二者在噪聲主要頻率和指向性方面存在差異。尾槳氣動噪聲研究是直升機降噪設計研發(fā)的一個重要方面。涵道尾槳具有氣動效率高、安全性好、噪聲水平低等特點，在多種型號的直升機中得到應用，如法國的EC 系列，美國的科曼奇，俄羅斯的卡-60，中國的直-9、直-19、AC312 等機型[1-2]。涵道尾槳氣動噪聲特性與降噪設計研究有利于進一步改善直升機噪聲水平，是直升機降噪設計研究領(lǐng)域中的重要方向之一。歐美較早開展了涵
實驗流體力學 2023年3期2023-07-12
- 側(cè)風下孤立尾槳的氣動特性和抗側(cè)風優(yōu)化
京 211167尾槳主要用于主旋翼反扭矩的平衡和機體的航向操縱，是單旋翼-尾槳式直升機中極其關(guān)鍵的空氣動力學部件。隨著戰(zhàn)術(shù)運輸和空戰(zhàn)發(fā)展需要，對單旋翼-尾槳式直升機的重載能力、航向機動性及復雜風下的臨界飛行范圍提出了新的要求。上述飛行性能的提升，需建立在主旋翼和尾槳空氣動力學認識水平不斷提高的基礎(chǔ)之上。許多學者對主旋翼流場機制和氣動特性開展了研究，如黃明其等［1］對主旋翼渦環(huán)進行了不同下降率的風洞試驗，獲得了主旋翼在典型渦環(huán)狀態(tài)下的流場結(jié)構(gòu)和氣動力，李高華
航空學報 2023年10期2023-06-27
- 直升機的“尾巴”
起飛中的直-8L尾槳是單旋翼直升機的一個重要組成部分，它安裝在直升機尾部。發(fā)動機產(chǎn)生的功率通過傳動裝置，帶動尾槳轉(zhuǎn)動。由于力的作用是相互的，直升機飛行時，主旋翼旋轉(zhuǎn)會對空氣產(chǎn)生一個作用力矩，同時空氣也會對主旋翼產(chǎn)生一個反作用力矩。這個反作用力矩傳遞到機身上，會使飛機升空飛行，同時也會產(chǎn)生與旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反的轉(zhuǎn)動，而尾槳產(chǎn)生的拉力（或推力）正好可抵消這種轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)航向穩(wěn)定，使直升機更好地平穩(wěn)飛行或空中懸停。當直升機需要轉(zhuǎn)彎時，可通過尾槳改變旋轉(zhuǎn)速度來實現(xiàn)
知識就是力量 2023年3期2023-03-17
- 輕型直升機分布式電驅(qū)動反扭矩系統(tǒng)構(gòu)型方案的綜合評估技術(shù)研究
33001直升機尾槳是用來平衡主旋翼反扭矩和對直升機進行偏航操縱的部件。傳統(tǒng)機械式尾槳一般由中間傳動軸、中間減速器、尾傳動軸、尾減速器等組成，具有結(jié)構(gòu)強度較高、技術(shù)應用成熟等優(yōu)點，但仍存在一系列問題，主要有：（1）機械傳動鏈長，結(jié)構(gòu)復雜，造成維修成本高、耗時長[1-2]；（2）尾槳故障率高，據(jù)統(tǒng)計，由尾槳系統(tǒng)引發(fā)的事故，占直升機事故總數(shù)的15%以上，如美國西科斯基公司的“黑鷹”直升機便發(fā)生過因尾槳傳動軸斷裂，導致多名高級軍官同直升機墜亡事故；（3）尾槳功率
航空科學技術(shù) 2023年2期2023-03-08
- 測試系統(tǒng)在某直升機高頻尾槳振動的應用
。本文通過某架機尾槳高頻振動異常的情況，結(jié)合機上加裝的振動測試系統(tǒng)進行飛行姿態(tài)判斷、振動數(shù)據(jù)處理。詮釋振動測試系統(tǒng)在直升機上應用的必要性。1 振動測試系統(tǒng)1.1 振動監(jiān)測系統(tǒng)簡介某型機加裝了振動監(jiān)測系統(tǒng)，主要用于保障載機飛行安全，同時提高三大動部件的維護工作效率。其加裝的振動監(jiān)測系統(tǒng)可以視為一套較為完整的整機振動水平測量采集/分析系統(tǒng)，其主要由監(jiān)測處理機、數(shù)據(jù)卡、振動傳感器等LRU組成。主要部件見表1。表1 系統(tǒng)組成各個部件之間的交聯(lián)關(guān)系如下。1)振動監(jiān)測
新技術(shù)新工藝 2023年1期2023-03-06
- 直升機尾槳卡滯后著陸的操控分析
)0 引言直升機尾槳卡滯通常由尾槳操縱機構(gòu)卡滯或尾助力器故障等原因引起。有關(guān)事故和試飛表明：直升機尾槳卡滯后著陸是最難處置的特情之一；飛行員熟悉尾槳卡滯后不同狀態(tài)、不同條件的操控策略非常重要[1-2]。盡管目前已有此類研究[1-2]，有關(guān)機型手冊也有規(guī)定，但對具體機型來說仍有進一步完善、細化的必要；加之教材中沒有對此問題的專門分析，不便于飛行員全面、深入地掌握。本文就直升機尾槳卡滯的有關(guān)問題進行分析、總結(jié)。1 尾槳卡滯后著陸的主要風險點與風險管控直升機尾槳
直升機技術(shù) 2022年4期2022-12-29
- 尾槳葉靜態(tài)RCS特性分析及隱身設計
射源，而直升機的尾槳是區(qū)別于固定翼飛行器最直觀的特征。尾槳葉的幾何外形和尾槳葉的前后緣特征，使得邊緣繞射和鏡面反射在散射機理中占主要作用。因而，對槳葉RCS特性的準確預估是增強直升機雷達隱身性能的前提。國內(nèi)外對于在直升機尾槳葉的RCS特性分析方面研究不多，特別在研究槳葉中參數(shù)變化引起的RCS特性分析以及在可應用于尾槳葉的雷達隱身設計方法上的研究較少。對尾槳葉電磁散射特性的獲取，可以采用實測和仿真2種手段，實測方法雖然結(jié)果準確但是需要在特定的電磁環(huán)境下測量，
中國科技縱橫 2022年14期2022-08-29
- 拍頻振動對直升機尾操縱系統(tǒng)的影響
維多剛體系統(tǒng)。在尾槳、主旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的激勵下，會產(chǎn)生一系列動力學問題。為適應現(xiàn)代工業(yè)中航空航天器等產(chǎn)品的需要，多體系統(tǒng)動力學從經(jīng)典力學發(fā)展而來，并形成了以拉格朗日法和迪卡爾法為代表的2 類建模方法。其所建立的動力學方程能夠清晰地反映出各種因素對位移、速度、加速度等動力學響應的影響。在工程中，當2 個激勵頻率相差接近20%時，尾操縱系統(tǒng)有可能產(chǎn)生拍頻振動。拍頻振動是由幾個頻率接近、振幅相當?shù)暮喼C運動重新調(diào)制合成的一種力學現(xiàn)象。拍頻振動的產(chǎn)生，會使尾操縱系統(tǒng)
中國新技術(shù)新產(chǎn)品 2022年6期2022-07-03
- 基于混合優(yōu)化算法的直升機旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化控制
出了一種通過降低尾槳轉(zhuǎn)速減少尾槳需用功率，提升整體續(xù)航性能的辦法；姚文榮等[4]研究了轉(zhuǎn)速可變的渦軸發(fā)動機/旋翼系統(tǒng)性能優(yōu)化方法。然而，以上研究并未涉及特定情況下旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化方向，僅研究了旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機性能帶來的影響，或是對于旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化的約束條件等問題，更側(cè)重于渦軸發(fā)動機/旋翼系統(tǒng)工作狀態(tài)的變化，忽略了變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機整體飛行性能的影響。如果在直升機進入巡航(穩(wěn)態(tài)前飛階段)時，通過優(yōu)化算法找到最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速以實現(xiàn)全機需用功率最小，同時保證直升機飛
機械與電子 2022年5期2022-05-25
- 直升機尾槳失效事故案例分析
10)0 引 言尾槳是單旋翼構(gòu)型直升機平衡主旋翼反扭矩、為全機提供偏航穩(wěn)定性及實現(xiàn)航向操縱的重要部件，尾槳功能受損會嚴重威脅直升機的飛行安全。尾槳功能受損不僅包括機械性故障導致，還可能由空氣動力學因素導致尾槳失效(loss of tail-rotor effectiveness, LTE)[1]。直升機在側(cè)風環(huán)境中低速飛行、偏航角速度過大以及大速度側(cè)滑轉(zhuǎn)彎飛行時，尾槳的氣動拉力性能易發(fā)生損失或突變，導致飛行員操縱直升機難度增大，甚至造成墜機事故。美國國家運
重慶交通大學學報(自然科學版) 2022年4期2022-04-21
- 某型直升機異常離地狀態(tài)的尾槳渦環(huán)特性分析
判明在旋轉(zhuǎn)過程中尾槳進入渦環(huán)狀態(tài)。為分析其具體特點，下面首先計算兩種不同條件下尾槳渦環(huán)的臨界偏轉(zhuǎn)角速度。2.1 尾槳渦環(huán)的臨界偏轉(zhuǎn)角速度計算單旋翼直升機在懸?；剞D(zhuǎn)和側(cè)飛等情況下，尾槳可能會進入渦環(huán)狀態(tài)[5]。由于尾槳渦環(huán)和旋翼渦環(huán)的機理和成因相同，可根據(jù)旋翼渦環(huán)邊界的高-辛判據(jù)確定尾槳渦環(huán)邊界[6]。就上述事故看，進入尾槳渦環(huán)是直升機在垂直上升中偏轉(zhuǎn)引起，因而以下確定某機在垂直飛行狀態(tài)下，尾槳渦環(huán)對應的臨界偏轉(zhuǎn)角速度[5]：旋翼軸扭矩：(1)尾槳拉力：(2
空軍工程大學學報 2022年1期2022-04-08
- 被動變弦長提升變轉(zhuǎn)速尾槳性能
,但同時也會改變尾槳轉(zhuǎn)速。尾槳轉(zhuǎn)速降低引起動壓降低,導致尾槳最大拉力降低,進而降低尾槳平衡旋翼反扭矩和實施航向控制的能力。直升機高速飛行時,降低尾槳轉(zhuǎn)速可能導致尾槳需用功率增加。直升機處于飛行包線邊界附近,尾槳功率可達旋翼功率20%。對于變轉(zhuǎn)速尾槳,有必要尋找降低需用功率和提升最大拉力的方法,以補償尾槳轉(zhuǎn)速降低對直升機飛行性能的負面影響。為提升尾槳性能,可優(yōu)化尾槳翼型、扭轉(zhuǎn)角、槳葉片數(shù)、尾槳半徑等參數(shù),但參數(shù)確定后無法隨直升機飛行狀態(tài)改變,無法適應變轉(zhuǎn)速直
航空學報 2022年2期2022-03-29
- 無軸承尾槳柔性梁損傷對振動載荷的影響
本文主要對無軸承尾槳柔性梁損傷后形成的差異旋翼進行仿真分析，以得出柔性梁損傷程度及損傷位置對尾槳振動載荷的影響規(guī)律。本研究不僅可以為無軸承尾槳外場振動異常提供一定的理論支撐，對差異旋翼振動降低提供一定指導，也為以后差異旋翼研究提供一定的思路。1 計算模型本文主要對無軸承尾槳柔性梁損傷形成的差異旋翼系統(tǒng)進行建模分析，主要包括結(jié)構(gòu)模型、氣動模型和分析方法。在進行建模時槳葉采用二階非線性及結(jié)構(gòu)阻尼的彈性梁模型；柔性梁采用大變形梁進行精確計算；柔性梁與槳葉則通過支
直升機技術(shù) 2022年1期2022-03-18
- 米-6“吊鉤”運輸直升機
局設計的單旋翼帶尾槳式重型運輸直升機，綽號為“吊鉤”。研發(fā)歷史米-6 運輸直升機于1954 年開始研制，1957 年首次試飛，其后投入批量生產(chǎn)。其機組成員由5 人組成：正、副駕駛員，領(lǐng)航員，隨機機械師，報務員，此外有必要時，還可增加一名空降設備專家。性能解析米-6 運輸直升機的機身為普通全金屬半硬殼式短艙和尾梁式結(jié)構(gòu)，旋翼有5 片槳葉，尾槳有4 片槳葉。它身上最有特點的就是機體兩側(cè)的那對翼展達15.3 米的懸臂式短翼，這是為了減輕旋翼負擔，用以在前飛中產(chǎn)生
小學生學習指導(小軍迷聯(lián)盟) 2021年12期2021-12-31
- 關(guān)于單旋翼直升機長期懸停后部件使用壽命縮短現(xiàn)象的研究
器與滑油散熱器、尾槳層壓半軸承的工作狀態(tài)進行分析，通過與其他作業(yè)模式下的直升機相同部件使用壽命的比對，研究此類部件壽命縮短的原因，并根據(jù)受損原因結(jié)合工作實際提出設計改進建議。一、單旋翼直升機的工作原理與操縱系統(tǒng)1.1 單旋翼直升機的工作原理直升機發(fā)動機驅(qū)動旋翼提供升力，把直升機舉托在空中，單旋翼直升機的主發(fā)動機同時也輸出動力至尾部的小螺旋槳，通過調(diào)整小螺旋槳的螺距可以抵消大螺旋槳產(chǎn)生的不同轉(zhuǎn)速下的反作用力。[1]1.2 單旋翼直升機的操縱系統(tǒng)總距操縱桿：用
科學與財富 2021年10期2021-07-04
- 基于無限元方法的直升機外部噪聲仿真分析
噪聲主要由旋翼和尾槳等產(chǎn)生的中低頻噪聲以及發(fā)動機等產(chǎn)生的中高頻噪聲組成。機外噪聲評估主要采用聲學類比法，即將計算流體力學和計算氣動聲學相結(jié)合進行遠場噪聲求解。以計算流體力學（Compu?tational fluid dynamics,CFD）計算得到的流場結(jié)果作為聲學評估的輸入，再采用各種聲學算法計算流體產(chǎn)生的噪聲源以及聲音的傳播特性。目前，國內(nèi)已開展了較多關(guān)于孤立旋翼和尾槳的氣動噪聲研究,韓忠華[2]、段廣戰(zhàn)[3]、王陽等[4]學者先后在各自的領(lǐng)域?qū)F
南京航空航天大學學報 2021年3期2021-06-26
- 直升機旋翼干擾對尾槳氣動噪聲影響的數(shù)值研究
）直升機飛行時，尾槳常處于旋翼尾流場中，旋翼槳葉產(chǎn)生的螺旋槳尖渦會對尾槳有很強的干擾作用，旋翼/尾槳氣動干擾一直是直升機型號研制中必須考慮的設計問題[1]。噪聲特性是旋翼/尾槳干擾的重要方面，特別是旋翼尾流干擾下的尾槳噪聲，是旋翼/尾槳干擾噪聲特性的研究重點，這是因為前飛時，尾槳始終工作在旋翼的尾流中，旋翼槳尖渦與尾槳槳葉相接近甚至直接相碰，使得尾槳產(chǎn)生嚴重的槳-渦干擾噪聲，從而導致尾槳噪聲激增，甚至超過比尺寸較大的旋翼的噪聲水平[2]。例如，Lynx 直
南京航空航天大學學報 2021年2期2021-05-06
- 基于飛行實測的直升機操縱與載荷特性
影響較大，同時對尾槳、垂尾、旋翼軸等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)載荷鮮有涉及等諸多問題。綜上可見，無論是綜合氣彈分析方法還是CFD/CSD耦合方法，都需在直升機操縱與載荷特性的預估精度上不斷改進和完善，方能投入到真正工程應用上。而要實現(xiàn)這一目標的最有效的技術(shù)途徑就是利用大量的飛行試驗實測結(jié)果來進行模型與方法的修正與完善，進而達到預測結(jié)果與飛行實測結(jié)果的盡可能吻合，從而提升預估精度。但是由于中國在這方面研究工作起步較晚，一直以來尚未在直升機型號上專門開展此類的飛行試驗工作。為此
科學技術(shù)與工程 2021年7期2021-04-13
- 某型直升機座艙低頻振動現(xiàn)象分析及改善
頻率(2kΩ)和尾槳一階通過頻率(kΩt)在座艙處合成，形成拍頻現(xiàn)象。分析了拍頻的形成機理，給出了拍頻振動典型頻譜圖，提出了相應的改善建議，經(jīng)外場試飛驗證，可在一定程度上改善座艙低頻(拍頻)振動。1 原因分析直升機的振源[3,5,6]一般為旋翼、尾槳、發(fā)動機及傳動系統(tǒng)等旋轉(zhuǎn)部件引起的周期激勵和氣動環(huán)境中的隨機激勵。相應地，座艙內(nèi)的主要激勵頻率為旋翼的轉(zhuǎn)速頻率1Ω和一階通過頻率kΩ，尾槳的轉(zhuǎn)速頻率1Ωt和一階通過頻率kΩt以及傳動軸的轉(zhuǎn)速頻率等。直升機低頻振
直升機技術(shù) 2020年4期2020-12-23
- 某型直升機新構(gòu)型尾槳抗側(cè)風能力驗證試飛
型直升機的老構(gòu)型尾槳由尾槳轂軸、軸套和尾槳葉等組成，在使用的過程中，暴露出使用壽命不足、使用維護復雜、可靠性偏低等問題，特別是尾槳抗側(cè)風能力難以勝任該型機高原使用的復雜氣象環(huán)境。按照直升機飛行品質(zhì)規(guī)范的要求，直升機應該可以在任何方向的65km/h相對風中進行配平飛行，飛行員的正常操作不會受到明顯影響。而該型直升機的使用限制中，密度高度2000m以上時，任意風向下允許懸停的最大風速均小于規(guī)范要求。我國高原平均海拔在3000m以上，直升機執(zhí)行高原任務時，百米高
直升機技術(shù) 2020年1期2020-04-14
- 直升機尾槳電傳動系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)分析
方向之一。直升機尾槳傳動系統(tǒng)通常由中間減速器、尾減速器、尾傳動軸組件3部分組成，如圖1所示。尾水平軸組件將主減速器尾傳動輸出功率傳遞給中間減速器，經(jīng)減速和換向后由尾斜軸組件傳遞給尾減速器驅(qū)動尾螺旋槳工作，并由尾減速器承受尾槳載荷和尾槳槳距操縱載荷，將尾槳推力和反扭矩等載荷傳遞到機體。這種尾傳動系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)強度高、環(huán)境適應性強、轉(zhuǎn)速恒定等特點，可在復雜的環(huán)境條件下完成其任務使命，但也存在著以下不足：機械構(gòu)件多、結(jié)構(gòu)復雜、傳動鏈長；減速器采用螺旋錐齒輪傳動，機
航空動力 2020年1期2020-03-10
- 直升機尾槳故障分析及其試飛研究
直升機飛行當中，尾槳故障是最難解決的故障問題。縱觀以往的直升機飛行歷史發(fā)現(xiàn)，尾槳故障發(fā)生率較高。因此，在直升機尾槳故障試飛過程中，飛行員應做好試飛準備，在豐富的理論知識及實踐經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，配合正確的尾槳故障處理方法，合理進行尾槳故障的正確與及時應對，進而為直升機試飛的安全提供保障。一、尾槳故障的類型分析1.氣動性尾槳故障。氣動性故障發(fā)生時，尾槳的抗扭力矩將會消失，在旋翼反力矩的影響下，直升機的航向會向著旋翼旋轉(zhuǎn)相反的方向偏離，進而會導致直升機機頭下俯現(xiàn)象。
經(jīng)濟技術(shù)協(xié)作信息 2020年31期2020-02-28
- 側(cè)風狀態(tài)下剪刀型尾槳的氣動噪聲特性
。直升機的旋翼和尾槳通常是直升機氣動噪聲的主要來源。在特定的飛行狀態(tài)下，直升機尾槳噪聲會急劇增大，導致尾槳噪聲成為直升機總噪聲的主要來源［1］。隨著計算機技術(shù)與數(shù)值計算方法的發(fā)展，計算流體力學（CFD）方法逐漸成為直升機噪聲研究的重要手段。對直升機旋翼和尾槳噪聲的研究分為尾槳流場的計算與氣動噪聲的計算。旋翼數(shù)值計算方法的發(fā)展可以分為4個主要發(fā)展階段，每個階段所使用的方程分別是：小擾動方程、全位勢方程、Euler（歐拉）方程以及Navier-Stokes（N
西南科技大學學報 2019年4期2019-12-16
- 我首次涵道尾槳噪聲特性風洞試驗完成
我國完成首次涵道尾槳氣動噪聲風洞試驗。該試驗是由航空工業(yè)空氣動力研究院（氣動院）噪聲團隊近日在FL-52聲學風洞完成的，標志著我國直升機領(lǐng)域試驗能力得到進一步拓展。據(jù)航空工業(yè)氣動院噪聲團隊負責人介紹，這個試驗項目旨在為新型涵道尾槳降噪設計提供試驗驗證數(shù)據(jù)，同時形成先進的涵道尾槳噪聲測量試驗技術(shù)。本期試驗模型和支撐系統(tǒng)均為氣動院自主設計與加工制造，經(jīng)過多次改進、優(yōu)化模型制造工藝，修整傳動軸系部件，試驗順利完成。
科學導報 2019年26期2019-09-03
- 直升機尾槳槳距角試飛測試技術(shù)
科研試飛過程中，尾槳變距所帶來的槳距角變化是衡量直升機性能、品質(zhì)的一個關(guān)鍵參數(shù)。在試飛過程中，由于尾槳高速旋轉(zhuǎn)，因此直接測量尾槳槳距角非常困難，本文介紹了一種通過對尾槳操縱系統(tǒng)操縱位移進行測試、標定，從而對尾槳槳距角進行間接測試的方法。關(guān)鍵詞：試飛;尾槳;槳距角;測量中圖分類號：V275 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）09-0072-020 引言在直升機科研試飛過程中，尾槳變距所帶來的尾槳槳距角變化是衡量直升機性能、品質(zhì)的一個關(guān)鍵
中國科技縱橫 2019年9期2019-06-25
- 尾槳升降轉(zhuǎn)速自然激勵固有頻率識別方法研究
)0 引言直升機尾槳固有頻率是直升機旋翼系統(tǒng)動態(tài)設計中一個重要的參數(shù)，它直接影響尾槳性能甚至全機振動水平，因此在設計階段需要合理配置尾槳各階模態(tài)頻率。由于受尾槳構(gòu)型和具體結(jié)構(gòu),復合材料的分散性及工藝不穩(wěn)定性,孤立旋翼動力學計算時未考慮機身、扭振系統(tǒng)等因素的影響，尾槳固有頻率理論計算結(jié)果與實際值可能存在一定的偏差，故通過尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動特性試驗測試尾槳固有頻率成為尾槳研制工作的重要環(huán)節(jié)之一，也為后續(xù)設計改進、改型提供試驗依據(jù)。國內(nèi)外旋翼學者對旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼固有
直升機技術(shù) 2019年2期2019-06-19
- 正負尾槳距下尾槳兩側(cè)噪聲特性試驗研究
除了旋翼噪聲外，尾槳噪聲也是直升機外部噪聲的重要來源。因此，開展直升機尾槳噪聲特性研究具有重要意義。在尾槳噪聲特性研究過程中，試驗研究是非常重要的一種方法。直升機旋翼/尾槳的噪聲試驗可歸結(jié)為四類[1]：1)在消聲室內(nèi)進行的模型旋翼/尾槳懸停狀態(tài)噪聲試驗；2)在聲學風洞中進行的模型旋翼/尾槳前飛狀態(tài)噪聲試驗；3)在戶外自然環(huán)境下進行的旋翼/尾槳噪聲試驗(一般為懸停試驗)；4)噪聲的飛行測量試驗。目前的噪聲試驗主要是針對旋翼的，以尾槳為研究對象的相關(guān)試驗研究并
直升機技術(shù) 2018年3期2018-10-09
- 一種直升機旋翼防除冰電控子系統(tǒng)驗證技術(shù)
盒、主槳集流環(huán)和尾槳集流環(huán)組成：旋翼防除冰控制器在接收到探測子系統(tǒng)大氣溫度及結(jié)冰告警數(shù)據(jù)后，依據(jù)給定的控制律將主、尾槳加熱控制指令發(fā)送給防除冰配電盒，同時將工作狀態(tài)發(fā)送給綜合顯示及告警系統(tǒng)；防除冰配電盒根據(jù)旋翼防除冰控制器發(fā)出的控制指令，將旋翼防除冰加熱電源分配給主槳集流環(huán)和尾槳集流環(huán)。主槳集流環(huán)由靜止部件和旋轉(zhuǎn)部件組成，靜止部件連接防除冰配電盒，旋轉(zhuǎn)部件連接主槳加熱組件，靜止部件與旋轉(zhuǎn)部件通過電刷接觸，用于將防除冰配電盒輸出的主槳加熱電源傳輸至主槳加熱組
電子制作 2018年13期2018-07-27
- 直升機尾槳完全失效后自轉(zhuǎn)著陸軌跡優(yōu)化
京210016)尾槳是常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機的重要部件，其作用主要是提供側(cè)向力，從而產(chǎn)生偏航力矩以平衡旋翼反扭矩。駕駛員可以通過改變尾槳距實現(xiàn)直升機的航向操縱。為了提供足夠的偏航力矩，尾梁一般較長，故操縱系統(tǒng)和傳動系統(tǒng)較長，容易發(fā)生各種尾槳故障。20世紀初，國內(nèi)外就發(fā)生了多起由于尾槳故障引起的直升機事故［1］。因此，研究直升機在尾槳故障時的安全著陸軌跡和操縱過程，對直升機的飛行安全具有重大意義。在尾槳故障中，最嚴重也是最危險的故障就是尾槳完全失效［2-3］
北京航空航天大學學報 2018年6期2018-07-17
- 教你玩轉(zhuǎn)模型直升機
尾管的強度。7.尾槳傳動軸將動力傳達到尾槳齒輪組的旋轉(zhuǎn)軸，一般用鋼絲或碳桿制成。8.同步皮帶配合嚙合齒輪同步轉(zhuǎn)動。重量輕，常用于模型直升機尾槳。9.主軸從電機送出的動力經(jīng)過主軸傳送到旋翼頭。10.主齒輪大部分用強化鋁合金制造，部分小電直會采用便宜的尼龍等工業(yè)樹脂制成。11.尾槳齒輪箱尾槳齒輪箱可將減速機構(gòu)傳來的動力，傳到尾槳旋轉(zhuǎn)軸上。該齒輪箱通常使用一組傘形齒輪將旋轉(zhuǎn)軸變向90°。12.升降舵通過控制傾斜盤帶動旋翼傾斜，以控制模型直升機前進或后退。13.方
航空模型 2017年12期2018-05-08
- 無尾槳直升機發(fā)展綜述
晨 李鳳鳴?無尾槳直升機發(fā)展綜述陳晨李鳳鳴中國民用航空飛行學院陳晨，女，碩士，中國民用航空飛行學院，助教，主要研究方向：直升機設計，無尾槳直升機，空氣動力學。行業(yè)曲線本文針對無尾槳直升機的發(fā)展過程和關(guān)鍵技術(shù)，提出綜述性概括和總結(jié)。在直升機設計尤其無尾槳直升機設計行業(yè)起到承前啟后、為我國研發(fā)無尾槳直升機提供參考和依據(jù)的作用。該技術(shù)現(xiàn)階段只有美國擁有，為加強我國國防實力，并促進通航產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，無尾槳直升機是不可或缺的中堅力量，該文總結(jié)無尾槳直升機的研發(fā)過程并
中國科技信息 2016年13期2016-08-01
- 圖解美國海軍陸戰(zhàn)隊CH—53E“超級種馬”重型直升機
3發(fā)、單旋翼、帶尾槳布局，尾槳裝在尾斜梁左側(cè)。機身采用水密半硬殼式結(jié)構(gòu)，兩側(cè)裝有短翼，翼梢裝有浮筒。機身能承受垂直方向的20000千牛和橫向10000千牛的墜毀力。尾斜梁采用液壓動力向左折疊。CH-53E“超級種馬”直升機可以降落到兩棲攻擊艦上并折疊起旋翼。主旋翼采用全鉸接式7槳葉旋翼，槳葉扭轉(zhuǎn)角為14°，每片槳葉有鈦合金大梁，采用蜂窩芯和玻璃纖維環(huán)氧樹脂復合材料蒙皮，槳轂由鈦合金和鋼制成。旋翼槳葉采用液壓動力折疊。鋁合金4槳葉尾槳安裝在向左傾斜20°的尾
軍事文摘 2016年5期2016-05-10
- 懸停狀態(tài)下蹺蹺板式無軸承尾槳氣彈穩(wěn)定性研究
下蹺蹺板式無軸承尾槳氣彈穩(wěn)定性研究趙文梅,李建偉,趙 軍,馮拯橋(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)以某蹺蹺板式無軸承尾槳為研究對象，開展具有蹺蹺板與無軸承雙重結(jié)構(gòu)特性的尾槳的氣彈穩(wěn)定性分析研究。在考慮了集合型振型與周期型振型兩種尾槳振型的基礎(chǔ)上，建立蹺蹺板式無軸承尾槳動力學模型，研究了尾槳轉(zhuǎn)速、尾槳總距及阻尼器阻尼剛度對尾槳擺振阻尼和阻尼比的影響。數(shù)值分析研究表明尾槳阻尼器阻尼剛度對尾槳氣彈穩(wěn)定性具有顯著影響，通過控制阻尼器剛度可以有效提
直升機技術(shù) 2016年1期2016-02-23
- 直升機尾槳系統(tǒng)振動成因分析及調(diào)整措施
430）0 引言尾槳作為直升機的關(guān)鍵部件之一，其不僅可以提供反扭矩，實現(xiàn)航向的操縱，而且可以保持直升機的航向穩(wěn)定性，尾槳系統(tǒng)的工作狀態(tài)將直接影響到直升機的飛行安全。直升機尾槳系統(tǒng)離座艙較遠，中間通過較長的尾槳傳動軸進行動力傳遞以及硬式的推拉桿進行操縱。所以，尾槳系統(tǒng)的振動很難傳到座艙，飛行人員對尾槳系統(tǒng)的振動狀態(tài)變化感覺不明顯，其危害性較大而且比較隱蔽。直升機因尾槳系統(tǒng)振動所造成的危害時有發(fā)生，如國內(nèi)某通航直升機在飛行訓練中感覺到尾梁異常震動，滑回檢查，在
機械工程師 2015年3期2015-12-25
- 旋翼的選擇
烈地表明了旋翼和尾槳比其他任何系統(tǒng)都更需要利用新技術(shù)，由于旋翼一直是直升機的心臟和核心，這也無可厚非。旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生力和力矩，但同時也是產(chǎn)生振動、噪聲和需要維修的主要原因。因此，直升機由于其旋翼的獨特特點，尤其是振動、機動靈敏性、噪聲和維修負擔，為人們所牢記。西科斯基公司當時的旋翼技術(shù)特點是全鋁槳葉、對稱翼型、滑油潤滑的鉸接式槳轂，這離UTTAS的要求目標差得很遠。UTTAS直升機需要非常先進的槳葉和槳轂設計才能滿足技術(shù)要求。因此，有必要考慮新槳葉空氣動力設
航空世界 2015年10期2015-10-24
- 尾槳轉(zhuǎn)速對旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化直升機操穩(wěn)特性的影響
210016)尾槳轉(zhuǎn)速對旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化直升機操穩(wěn)特性的影響徐明, 李建波, 韓東(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)基于狀態(tài)空間法建立了直升機的全量方程,通過計算直升機對航向操縱的脈沖響應及橫向穩(wěn)定性特征根,分析了兩種尾槳轉(zhuǎn)速方案對旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化直升機的橫航向操穩(wěn)特性的影響。計算結(jié)果表明,與尾槳轉(zhuǎn)速不隨旋翼轉(zhuǎn)速變化方案相比,雖然尾槳轉(zhuǎn)速隨旋翼轉(zhuǎn)速聯(lián)動時的直升機橫航向操縱性減小了一些,穩(wěn)定性也輕微降低,但差異較小。
飛行力學 2015年1期2015-03-15
- 基于N－S方程的剪刀式尾槳前飛狀態(tài)氣動力計算研究
0 引 言剪刀式尾槳是一種常應用于武裝直升機的尾槳構(gòu)型。當前，著名的美國AH－64“阿帕奇”武裝直升機和俄羅斯Mi－28“浩劫”武裝直升機等均采用了這種構(gòu)型的尾槳，如圖1所示。圖1 剪刀式尾槳示意圖Fig.1 Schematic of scissors tail－rotor剪刀式尾槳由沿其旋轉(zhuǎn)軸的上、下兩副槳葉構(gòu)成，兩副槳葉為非垂直布置，并且存在一定的軸向間距。非等距角槳葉布置引起的“調(diào)制效應”使得剪刀式尾槳具有一定的降噪能力［1］，其降噪機理一直是之前研
空氣動力學學報 2014年4期2014-11-09
- 單旋翼直升機氣動布局對飛行性能的影響
[4]進行了兩種尾槳構(gòu)型方案飛行性能的對比計算，結(jié)果表明，如果能較好解決傾斜尾槳可能會帶來的航向操縱和縱向配平等問題[5]，則尾槳傾斜能夠顯著提高直升機中小速度的性能.此外，采用參數(shù)辨識技術(shù)只需進行少量試飛便獲得大量與直升機性能有關(guān)的信息[6]，減少試飛周期、節(jié)約成本.為研究氣動布局參數(shù)對直升機主要飛行性能的影響，本文建立了適合性能分析的直升機飛行動力學模型.以UH-60A直升機為分析對象，選取典型的氣動布局參數(shù)，分析了參數(shù)變化對主要飛行性能的影響規(guī)律，為
北京航空航天大學學報 2014年5期2014-11-05
- 車道溝10號
個問題，我國涵道尾槳已經(jīng)有成功的范例，如直-9，那為什么沒存新的直升機上大規(guī)模采用？現(xiàn)在的常規(guī)布局直升機一般有兩種尾槳設計，一種是普通式，即尾槳槳葉槳轂裸露，另一種是涵道尾槳，是在垂尾中制成筒形涵道。在涵道內(nèi)裝尾槳葉和尾槳轂。涵道尾槳最早由法國宇航公司提出，并于1968年首先在“小羚羊”直升機上應用。與普通尾槳相比，涵道尾槳的優(yōu)勢是阻力較低，噪音小，雷達反射特征低，當直升機在超低空機動飛行時可防止尾槳槳葉碰到物體，致人傷亡。因此安全性好、不易損壞。然而與普
兵器知識 2014年2期2014-11-03
- 直升機尾槳渦環(huán)邊界的計算
用,同時對直升機尾槳渦環(huán)也具有適用性[3]。但是對于直升機尾槳渦環(huán)尤其是進入尾槳渦環(huán)的速度邊界的研究遠遠不夠。本文對直升機尾槳渦環(huán)的特點進行了研究,并利用高-辛判據(jù)計算直升機進入尾槳渦環(huán)的臨界速度,包括臨界前飛速度、臨界側(cè)飛速度和臨界懸?；剞D(zhuǎn)角速度,根據(jù)計算結(jié)果,繪制了直升機尾槳渦環(huán)的邊界曲線,分析了側(cè)滑、前飛速度之間的關(guān)系,對直升機飛行安全具有實際的指導意義。1 尾槳渦環(huán)的特點與主旋翼類似,直升機尾槳在工作中以產(chǎn)生誘導速度來提供拉力,以此平衡主旋翼產(chǎn)生的
飛行力學 2014年2期2014-09-17
- “查理號”墜海真相
，這說明直升機的尾槳出了故障。此時，要停止旋轉(zhuǎn)，唯一的辦法就是把主螺旋槳關(guān)掉——水上迫降無可避免。海中逃生此時，40km外的另一架直升機“喝彩號”正準備起飛。地勤人員聽到了從無線電里傳來的呼救聲，立即指揮“喝彩號”前往，展開救援行動?！安槔硖枴闭谘杆傧侣?。速度超過了600m/s。直升機飛行員此時的操作，帶有相當?shù)募夹g(shù)難度，他們很難平穩(wěn)地落在洶涌的海面上。裝在機身下的漂浮裝置，可以避免直升機沉入大海，不過如果打開速度過快，直升機會因為不夠平穩(wěn)而傾翻；如果速
勞動保護 2014年2期2014-02-13
- 旋翼航空器尾槳保護裝置適航條款分析研究
款——地面間隙:尾槳保護裝置的符合性驗證要求及符合性驗證方法進行分析研究，為工程技術(shù)人員提供該條款符合性驗證的方法和思路。1 條款發(fā)展歷史與內(nèi)容FAR27.411和FAR29.411條款的起源最早可以追溯到1956年生效的美國聯(lián)邦航空規(guī)章第6部第223條款(簡稱CAR6.223)和第7部第223條款(簡稱CAR7.223)。1964年初，美國聯(lián)邦航空局將CAR6轉(zhuǎn)換為新的聯(lián)邦航空規(guī)章FAR27，將CAR7轉(zhuǎn)換為新的聯(lián)邦航空規(guī)章FAR29，并于1965年2月
直升機技術(shù) 2013年3期2013-09-15
- 應用多塊對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格方法的直升機涵道尾槳氣動特性分析
016)0 引言尾槳是一個十分重要的直升機氣動部件，其流場和氣動特性對直升機的性能、飛行品質(zhì)、噪聲特性等具有重要影響，關(guān)于它的分析一直是直升機技術(shù)研究的重點之一。尾槳分為常規(guī)尾槳與涵道尾槳兩種。與常規(guī)尾槳相比，涵道尾槳具有安全性更高、氣動性能更好、噪聲更小等優(yōu)點，因此，涵道尾槳目前在多種直升機型號中得到應用。然而，由于涵道的存在，涵道尾槳的滑流形式和氣動特性都發(fā)生了很大的變化，并且涵道尾槳的氣動特性與其飛行狀態(tài)密切相關(guān)。因此，開展涵道尾槳氣動特性的研究對于
空氣動力學學報 2011年6期2011-11-08
- 側(cè)風對艦載直升機懸停性能的影響
總距、周期變距及尾槳距的限制，制定了比較嚴格的理論風限圖的計算條件。本文將研究不同方向和大小的側(cè)風對直升機懸停性能的影響，確定某型艦載直升機懸停時的風限。1 側(cè)風條件下的直升機飛行動力學模型1.1 風向的定義和選取直升機相對空氣速度AV，風速WV 及直升機相對地面的速度 VK之間的關(guān)系為[5]VK=VA+VW。假如側(cè)風為水平風，風定義風向如圖1所示。圖1中 Oxdydzd為地軸系，箭頭表示風向，定義風速方向與Xd間的夾角為ξ （右側(cè)風時為正），圓周半徑為風
海軍航空大學學報 2010年2期2010-03-24
- 直升機旋轉(zhuǎn)逆動力學建模及姿態(tài)控制研究
縱、橫向揮舞角和尾槳偏航力矩指令等三個關(guān)鍵狀態(tài)量，然后利用主旋翼揮舞動態(tài)逆解算和尾槳槳距指令逆解算，由關(guān)鍵狀態(tài)量解算出期望的縱、橫向周期變距角和尾槳槳距角，進而建立了直升機旋轉(zhuǎn)逆動力學模型。在此基礎(chǔ)上，完成了姿態(tài)控制系統(tǒng)設計。仿真結(jié)果表明，該模型能夠在大包線范圍內(nèi)較準確地反映直升機的旋轉(zhuǎn)動態(tài)逆特性，系統(tǒng)能夠很好地實現(xiàn)姿態(tài)控制目標，在各類干擾因素存在時體現(xiàn)出了較強的性能魯棒性。直升機;逆動力學;建模;大包線;姿態(tài)控制0 IntroductionA helic
電機與控制學報 2010年8期2010-01-26
- 創(chuàng)新之作卡-60
，采用了單旋翼帶尾槳布局。更有甚者，該機還結(jié)束了前蘇聯(lián)、俄羅斯不采用涵道尾槳的歷史，首次引入了西方的涵道尾槳技術(shù)。突破與挑戰(zhàn)“半中型”填補空白 在前蘇聯(lián)和俄羅斯，無論在軍用還是民用領(lǐng)域，都特別需要一種比中型直升機再小一些的“半中型”直升機。所謂“半中型”，就是指起飛重量為6至7噸、有效載重為2.5噸左右的一類直升機。“半中型”直升機在西方應用十分普遍，例如，美國的S－76、貝爾－412，法國的SA－365直升機等。這些直升機也特別受歡迎，僅貝爾－412，在
航空知識 1999年12期1999-06-07