尾桨
- 同是直升机，飞行构型为何那么多？
完美呢？单旋翼带尾桨构型单旋翼带尾桨是直升机最传统的构型。机头上方水平安装的主旋翼提供上升动力，机尾处近乎垂直安装的是尾桨。尾桨不产生升力，主要是用来抵消主旋翼旋转时在机身上产生的反扭力矩。尾桨直径虽然比主旋翼要小得多，但是必不可少的。空中飞行时尾桨一旦失效，则直升机将无法保持状态，机身螺旋式转动，高度会迅速下降。中国的直-20直升机单旋翼带尾桨这种构型相对简单，技术也比较成熟，选择该构型的直升机数量最多。随着新型航空电子设备、新型材料技术不断进步，旋翼构
大众科学 2023年8期2023-12-06
- 直升机涵道尾桨气动噪声特性风洞试验研究
重要的研究方向。尾桨和主旋翼是直升机气动噪声的主要来源，二者在噪声主要频率和指向性方面存在差异。尾桨气动噪声研究是直升机降噪设计研发的一个重要方面。涵道尾桨具有气动效率高、安全性好、噪声水平低等特点，在多种型号的直升机中得到应用，如法国的EC 系列，美国的科曼奇，俄罗斯的卡-60，中国的直-9、直-19、AC312 等机型[1-2]。涵道尾桨气动噪声特性与降噪设计研究有利于进一步改善直升机噪声水平，是直升机降噪设计研究领域中的重要方向之一。欧美较早开展了涵
实验流体力学 2023年3期2023-07-12
- 侧风下孤立尾桨的气动特性和抗侧风优化
京 211167尾桨主要用于主旋翼反扭矩的平衡和机体的航向操纵，是单旋翼-尾桨式直升机中极其关键的空气动力学部件。随着战术运输和空战发展需要，对单旋翼-尾桨式直升机的重载能力、航向机动性及复杂风下的临界飞行范围提出了新的要求。上述飞行性能的提升，需建立在主旋翼和尾桨空气动力学认识水平不断提高的基础之上。许多学者对主旋翼流场机制和气动特性开展了研究，如黄明其等［1］对主旋翼涡环进行了不同下降率的风洞试验，获得了主旋翼在典型涡环状态下的流场结构和气动力，李高华
航空学报 2023年10期2023-06-27
- 直升机的“尾巴”
起飛中的直-8L尾桨是单旋翼直升机的一个重要组成部分，它安装在直升机尾部。发动机产生的功率通过传动装置，带动尾桨转动。由于力的作用是相互的，直升机飞行时，主旋翼旋转会对空气产生一个作用力矩，同时空气也会对主旋翼产生一个反作用力矩。这个反作用力矩传递到机身上，会使飞机升空飞行，同时也会产生与旋翼旋转方向相反的转动，而尾桨产生的拉力（或推力）正好可抵消这种转动，从而实现航向稳定，使直升机更好地平稳飞行或空中悬停。当直升机需要转弯时，可通过尾桨改变旋转速度来实现
知识就是力量 2023年3期2023-03-17
- 轻型直升机分布式电驱动反扭矩系统构型方案的综合评估技术研究
33001直升机尾桨是用来平衡主旋翼反扭矩和对直升机进行偏航操纵的部件。传统机械式尾桨一般由中间传动轴、中间减速器、尾传动轴、尾减速器等组成，具有结构强度较高、技术应用成熟等优点，但仍存在一系列问题，主要有：（1）机械传动链长，结构复杂，造成维修成本高、耗时长[1-2]；（2）尾桨故障率高，据统计，由尾桨系统引发的事故，占直升机事故总数的15%以上，如美国西科斯基公司的“黑鹰”直升机便发生过因尾桨传动轴断裂，导致多名高级军官同直升机坠亡事故；（3）尾桨功率
航空科学技术 2023年2期2023-03-08
- 测试系统在某直升机高频尾桨振动的应用
。本文通过某架机尾桨高频振动异常的情况，结合机上加装的振动测试系统进行飞行姿态判断、振动数据处理。诠释振动测试系统在直升机上应用的必要性。1 振动测试系统1.1 振动监测系统简介某型机加装了振动监测系统，主要用于保障载机飞行安全，同时提高三大动部件的维护工作效率。其加装的振动监测系统可以视为一套较为完整的整机振动水平测量采集/分析系统，其主要由监测处理机、数据卡、振动传感器等LRU组成。主要部件见表1。表1 系统组成各个部件之间的交联关系如下。1)振动监测
新技术新工艺 2023年1期2023-03-06
- 直升机尾桨卡滞后着陆的操控分析
)0 引言直升机尾桨卡滞通常由尾桨操纵机构卡滞或尾助力器故障等原因引起。有关事故和试飞表明：直升机尾桨卡滞后着陆是最难处置的特情之一；飞行员熟悉尾桨卡滞后不同状态、不同条件的操控策略非常重要[1-2]。尽管目前已有此类研究[1-2]，有关机型手册也有规定，但对具体机型来说仍有进一步完善、细化的必要；加之教材中没有对此问题的专门分析，不便于飞行员全面、深入地掌握。本文就直升机尾桨卡滞的有关问题进行分析、总结。1 尾桨卡滞后着陆的主要风险点与风险管控直升机尾桨
直升机技术 2022年4期2022-12-29
- 尾桨叶静态RCS特性分析及隐身设计
射源，而直升机的尾桨是区别于固定翼飞行器最直观的特征。尾桨叶的几何外形和尾桨叶的前后缘特征，使得边缘绕射和镜面反射在散射机理中占主要作用。因而，对桨叶RCS特性的准确预估是增强直升机雷达隐身性能的前提。国内外对于在直升机尾桨叶的RCS特性分析方面研究不多，特别在研究桨叶中参数变化引起的RCS特性分析以及在可应用于尾桨叶的雷达隐身设计方法上的研究较少。对尾桨叶电磁散射特性的获取，可以采用实测和仿真2种手段，实测方法虽然结果准确但是需要在特定的电磁环境下测量，
中国科技纵横 2022年14期2022-08-29
- 拍频振动对直升机尾操纵系统的影响
维多刚体系统。在尾桨、主旋翼等旋转部件的激励下，会产生一系列动力学问题。为适应现代工业中航空航天器等产品的需要，多体系统动力学从经典力学发展而来，并形成了以拉格朗日法和迪卡尔法为代表的2 类建模方法。其所建立的动力学方程能够清晰地反映出各种因素对位移、速度、加速度等动力学响应的影响。在工程中，当2 个激励频率相差接近20%时，尾操纵系统有可能产生拍频振动。拍频振动是由几个频率接近、振幅相当的简谐运动重新调制合成的一种力学现象。拍频振动的产生，会使尾操纵系统
中国新技术新产品 2022年6期2022-07-03
- 基于混合优化算法的直升机旋翼转速优化控制
出了一种通过降低尾桨转速减少尾桨需用功率，提升整体续航性能的办法；姚文荣等[4]研究了转速可变的涡轴发动机/旋翼系统性能优化方法。然而，以上研究并未涉及特定情况下旋翼转速的优化方向，仅研究了旋翼转速变化对直升机性能带来的影响，或是对于旋翼转速优化的约束条件等问题，更侧重于涡轴发动机/旋翼系统工作状态的变化，忽略了变旋翼转速对直升机整体飞行性能的影响。如果在直升机进入巡航(稳态前飞阶段)时，通过优化算法找到最优旋翼转速以实现全机需用功率最小，同时保证直升机飞
机械与电子 2022年5期2022-05-25
- 直升机尾桨失效事故案例分析
10)0 引 言尾桨是单旋翼构型直升机平衡主旋翼反扭矩、为全机提供偏航稳定性及实现航向操纵的重要部件，尾桨功能受损会严重威胁直升机的飞行安全。尾桨功能受损不仅包括机械性故障导致，还可能由空气动力学因素导致尾桨失效(loss of tail-rotor effectiveness, LTE)[1]。直升机在侧风环境中低速飞行、偏航角速度过大以及大速度侧滑转弯飞行时，尾桨的气动拉力性能易发生损失或突变，导致飞行员操纵直升机难度增大，甚至造成坠机事故。美国国家运
重庆交通大学学报(自然科学版) 2022年4期2022-04-21
- 某型直升机异常离地状态的尾桨涡环特性分析
判明在旋转过程中尾桨进入涡环状态。为分析其具体特点，下面首先计算两种不同条件下尾桨涡环的临界偏转角速度。2.1 尾桨涡环的临界偏转角速度计算单旋翼直升机在悬停回转和侧飞等情况下，尾桨可能会进入涡环状态[5]。由于尾桨涡环和旋翼涡环的机理和成因相同，可根据旋翼涡环边界的高-辛判据确定尾桨涡环边界[6]。就上述事故看，进入尾桨涡环是直升机在垂直上升中偏转引起，因而以下确定某机在垂直飞行状态下，尾桨涡环对应的临界偏转角速度[5]：旋翼轴扭矩：(1)尾桨拉力：(2
空军工程大学学报 2022年1期2022-04-08
- 被动变弦长提升变转速尾桨性能
,但同时也会改变尾桨转速。尾桨转速降低引起动压降低,导致尾桨最大拉力降低,进而降低尾桨平衡旋翼反扭矩和实施航向控制的能力。直升机高速飞行时,降低尾桨转速可能导致尾桨需用功率增加。直升机处于飞行包线边界附近,尾桨功率可达旋翼功率20%。对于变转速尾桨,有必要寻找降低需用功率和提升最大拉力的方法,以补偿尾桨转速降低对直升机飞行性能的负面影响。为提升尾桨性能,可优化尾桨翼型、扭转角、桨叶片数、尾桨半径等参数,但参数确定后无法随直升机飞行状态改变,无法适应变转速直
航空学报 2022年2期2022-03-29
- 无轴承尾桨柔性梁损伤对振动载荷的影响
本文主要对无轴承尾桨柔性梁损伤后形成的差异旋翼进行仿真分析，以得出柔性梁损伤程度及损伤位置对尾桨振动载荷的影响规律。本研究不仅可以为无轴承尾桨外场振动异常提供一定的理论支撑，对差异旋翼振动降低提供一定指导，也为以后差异旋翼研究提供一定的思路。1 计算模型本文主要对无轴承尾桨柔性梁损伤形成的差异旋翼系统进行建模分析，主要包括结构模型、气动模型和分析方法。在进行建模时桨叶采用二阶非线性及结构阻尼的弹性梁模型；柔性梁采用大变形梁进行精确计算；柔性梁与桨叶则通过支
直升机技术 2022年1期2022-03-18
- 米-6“吊钩”运输直升机
局设计的单旋翼带尾桨式重型运输直升机，绰号为“吊钩”。研发历史米-6 运输直升机于1954 年开始研制，1957 年首次试飞，其后投入批量生产。其机组成员由5 人组成：正、副驾驶员，领航员，随机机械师，报务员，此外有必要时，还可增加一名空降设备专家。性能解析米-6 运输直升机的机身为普通全金属半硬壳式短舱和尾梁式结构，旋翼有5 片桨叶，尾桨有4 片桨叶。它身上最有特点的就是机体两侧的那对翼展达15.3 米的悬臂式短翼，这是为了减轻旋翼负担，用以在前飞中产生
小学生学习指导(小军迷联盟) 2021年12期2021-12-31
- 关于单旋翼直升机长期悬停后部件使用寿命缩短现象的研究
器与滑油散热器、尾桨层压半轴承的工作状态进行分析，通过与其他作业模式下的直升机相同部件使用寿命的比对，研究此类部件寿命缩短的原因，并根据受损原因结合工作实际提出设计改进建议。一、单旋翼直升机的工作原理与操纵系统1.1 单旋翼直升机的工作原理直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，单旋翼直升机的主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。[1]1.2 单旋翼直升机的操纵系统总距操纵杆：用
科学与财富 2021年10期2021-07-04
- 基于无限元方法的直升机外部噪声仿真分析
噪声主要由旋翼和尾桨等产生的中低频噪声以及发动机等产生的中高频噪声组成。机外噪声评估主要采用声学类比法，即将计算流体力学和计算气动声学相结合进行远场噪声求解。以计算流体力学（Compu‑tational fluid dynamics,CFD）计算得到的流场结果作为声学评估的输入，再采用各种声学算法计算流体产生的噪声源以及声音的传播特性。目前，国内已开展了较多关于孤立旋翼和尾桨的气动噪声研究,韩忠华[2]、段广战[3]、王阳等[4]学者先后在各自的领域将CF
南京航空航天大学学报 2021年3期2021-06-26
- 直升机旋翼干扰对尾桨气动噪声影响的数值研究
）直升机飞行时，尾桨常处于旋翼尾流场中，旋翼桨叶产生的螺旋桨尖涡会对尾桨有很强的干扰作用，旋翼/尾桨气动干扰一直是直升机型号研制中必须考虑的设计问题[1]。噪声特性是旋翼/尾桨干扰的重要方面，特别是旋翼尾流干扰下的尾桨噪声，是旋翼/尾桨干扰噪声特性的研究重点，这是因为前飞时，尾桨始终工作在旋翼的尾流中，旋翼桨尖涡与尾桨桨叶相接近甚至直接相碰，使得尾桨产生严重的桨-涡干扰噪声，从而导致尾桨噪声激增，甚至超过比尺寸较大的旋翼的噪声水平[2]。例如，Lynx 直
南京航空航天大学学报 2021年2期2021-05-06
- 基于飞行实测的直升机操纵与载荷特性
影响较大，同时对尾桨、垂尾、旋翼轴等关键结构载荷鲜有涉及等诸多问题。综上可见，无论是综合气弹分析方法还是CFD/CSD耦合方法，都需在直升机操纵与载荷特性的预估精度上不断改进和完善，方能投入到真正工程应用上。而要实现这一目标的最有效的技术途径就是利用大量的飞行试验实测结果来进行模型与方法的修正与完善，进而达到预测结果与飞行实测结果的尽可能吻合，从而提升预估精度。但是由于中国在这方面研究工作起步较晚，一直以来尚未在直升机型号上专门开展此类的飞行试验工作。为此
科学技术与工程 2021年7期2021-04-13
- 某型直升机座舱低频振动现象分析及改善
频率(2kΩ)和尾桨一阶通过频率(kΩt)在座舱处合成，形成拍频现象。分析了拍频的形成机理，给出了拍频振动典型频谱图，提出了相应的改善建议，经外场试飞验证，可在一定程度上改善座舱低频(拍频)振动。1 原因分析直升机的振源[3,5,6]一般为旋翼、尾桨、发动机及传动系统等旋转部件引起的周期激励和气动环境中的随机激励。相应地，座舱内的主要激励频率为旋翼的转速频率1Ω和一阶通过频率kΩ，尾桨的转速频率1Ωt和一阶通过频率kΩt以及传动轴的转速频率等。直升机低频振
直升机技术 2020年4期2020-12-23
- 某型直升机新构型尾桨抗侧风能力验证试飞
型直升机的老构型尾桨由尾桨毂轴、轴套和尾桨叶等组成，在使用的过程中，暴露出使用寿命不足、使用维护复杂、可靠性偏低等问题，特别是尾桨抗侧风能力难以胜任该型机高原使用的复杂气象环境。按照直升机飞行品质规范的要求，直升机应该可以在任何方向的65km/h相对风中进行配平飞行，飞行员的正常操作不会受到明显影响。而该型直升机的使用限制中，密度高度2000m以上时，任意风向下允许悬停的最大风速均小于规范要求。我国高原平均海拔在3000m以上，直升机执行高原任务时，百米高
直升机技术 2020年1期2020-04-14
- 直升机尾桨电传动系统关键技术分析
方向之一。直升机尾桨传动系统通常由中间减速器、尾减速器、尾传动轴组件3部分组成，如图1所示。尾水平轴组件将主减速器尾传动输出功率传递给中间减速器，经减速和换向后由尾斜轴组件传递给尾减速器驱动尾螺旋桨工作，并由尾减速器承受尾桨载荷和尾桨桨距操纵载荷，将尾桨推力和反扭矩等载荷传递到机体。这种尾传动系统具有结构强度高、环境适应性强、转速恒定等特点，可在复杂的环境条件下完成其任务使命，但也存在着以下不足：机械构件多、结构复杂、传动链长；减速器采用螺旋锥齿轮传动，机
航空动力 2020年1期2020-03-10
- 直升机尾桨故障分析及其试飞研究
直升机飞行当中，尾桨故障是最难解决的故障问题。纵观以往的直升机飞行历史发现，尾桨故障发生率较高。因此，在直升机尾桨故障试飞过程中，飞行员应做好试飞准备，在丰富的理论知识及实践经验的基础上，配合正确的尾桨故障处理方法，合理进行尾桨故障的正确与及时应对，进而为直升机试飞的安全提供保障。一、尾桨故障的类型分析1.气动性尾桨故障。气动性故障发生时，尾桨的抗扭力矩将会消失，在旋翼反力矩的影响下，直升机的航向会向着旋翼旋转相反的方向偏离，进而会导致直升机机头下俯现象。
经济技术协作信息 2020年31期2020-02-28
- 侧风状态下剪刀型尾桨的气动噪声特性
。直升机的旋翼和尾桨通常是直升机气动噪声的主要来源。在特定的飞行状态下，直升机尾桨噪声会急剧增大，导致尾桨噪声成为直升机总噪声的主要来源［1］。随着计算机技术与数值计算方法的发展，计算流体力学（CFD）方法逐渐成为直升机噪声研究的重要手段。对直升机旋翼和尾桨噪声的研究分为尾桨流场的计算与气动噪声的计算。旋翼数值计算方法的发展可以分为4个主要发展阶段，每个阶段所使用的方程分别是：小扰动方程、全位势方程、Euler（欧拉）方程以及Navier-Stokes（N
西南科技大学学报 2019年4期2019-12-16
- 我首次涵道尾桨噪声特性风洞试验完成
我国完成首次涵道尾桨气动噪声风洞试验。该试验是由航空工业空气动力研究院（气动院）噪声团队近日在FL-52聲学风洞完成的，标志着我国直升机领域试验能力得到进一步拓展。据航空工业气动院噪声团队负责人介绍，这个试验项目旨在为新型涵道尾桨降噪设计提供试验验证数据，同时形成先进的涵道尾桨噪声测量试验技术。本期试验模型和支撑系统均为气动院自主设计与加工制造，经过多次改进、优化模型制造工艺，修整传动轴系部件，试验顺利完成。
科学导报 2019年26期2019-09-03
- 直升机尾桨桨距角试飞测试技术
科研试飞过程中，尾桨变距所带来的桨距角变化是衡量直升机性能、品质的一个关键参数。在试飞过程中，由于尾桨高速旋转，因此直接测量尾桨桨距角非常困难，本文介绍了一种通过对尾桨操纵系统操纵位移进行测试、标定，从而对尾桨桨距角进行间接测试的方法。关键词：试飞;尾桨;桨距角;测量中图分类号：V275 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）09-0072-020 引言在直升机科研试飞过程中，尾桨变距所带来的尾桨桨距角变化是衡量直升机性能、品质的一个关键
中国科技纵横 2019年9期2019-06-25
- 尾桨升降转速自然激励固有频率识别方法研究
)0 引言直升机尾桨固有频率是直升机旋翼系统动态设计中一个重要的参数，它直接影响尾桨性能甚至全机振动水平，因此在设计阶段需要合理配置尾桨各阶模态频率。由于受尾桨构型和具体结构,复合材料的分散性及工艺不稳定性,孤立旋翼动力学计算时未考虑机身、扭振系统等因素的影响，尾桨固有频率理论计算结果与实际值可能存在一定的偏差，故通过尾桨旋转状态动特性试验测试尾桨固有频率成为尾桨研制工作的重要环节之一，也为后续设计改进、改型提供试验依据。国内外旋翼学者对旋转状态下旋翼固有
直升机技术 2019年2期2019-06-19
- 正负尾桨距下尾桨两侧噪声特性试验研究
除了旋翼噪声外，尾桨噪声也是直升机外部噪声的重要来源。因此，开展直升机尾桨噪声特性研究具有重要意义。在尾桨噪声特性研究过程中，试验研究是非常重要的一种方法。直升机旋翼/尾桨的噪声试验可归结为四类[1]：1)在消声室内进行的模型旋翼/尾桨悬停状态噪声试验；2)在声学风洞中进行的模型旋翼/尾桨前飞状态噪声试验；3)在户外自然环境下进行的旋翼/尾桨噪声试验(一般为悬停试验)；4)噪声的飞行测量试验。目前的噪声试验主要是针对旋翼的，以尾桨为研究对象的相关试验研究并
直升机技术 2018年3期2018-10-09
- 一种直升机旋翼防除冰电控子系统验证技术
盒、主桨集流环和尾桨集流环组成：旋翼防除冰控制器在接收到探测子系统大气温度及结冰告警数据后，依据给定的控制律将主、尾桨加热控制指令发送给防除冰配电盒，同时将工作状态发送给综合显示及告警系统；防除冰配电盒根据旋翼防除冰控制器发出的控制指令，将旋翼防除冰加热电源分配给主桨集流环和尾桨集流环。主桨集流环由静止部件和旋转部件组成，静止部件连接防除冰配电盒，旋转部件连接主桨加热组件，静止部件与旋转部件通过电刷接触，用于将防除冰配电盒输出的主桨加热电源传输至主桨加热组
电子制作 2018年13期2018-07-27
- 直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化
京210016)尾桨是常规单旋翼带尾桨直升机的重要部件，其作用主要是提供侧向力，从而产生偏航力矩以平衡旋翼反扭矩。驾驶员可以通过改变尾桨距实现直升机的航向操纵。为了提供足够的偏航力矩，尾梁一般较长，故操纵系统和传动系统较长，容易发生各种尾桨故障。20世纪初，国内外就发生了多起由于尾桨故障引起的直升机事故［1］。因此，研究直升机在尾桨故障时的安全着陆轨迹和操纵过程，对直升机的飞行安全具有重大意义。在尾桨故障中，最严重也是最危险的故障就是尾桨完全失效［2-3］
北京航空航天大学学报 2018年6期2018-07-17
- 教你玩转模型直升机
尾管的强度。7.尾桨传动轴将动力传达到尾桨齿轮组的旋转轴，一般用钢丝或碳杆制成。8.同步皮带配合啮合齿轮同步转动。重量轻，常用于模型直升机尾桨。9.主轴从电机送出的动力经过主轴传送到旋翼头。10.主齿轮大部分用强化铝合金制造，部分小电直会采用便宜的尼龙等工业树脂制成。11.尾桨齿轮箱尾桨齿轮箱可将减速机构传来的动力，传到尾桨旋转轴上。该齿轮箱通常使用一组伞形齿轮将旋转轴变向90°。12.升降舵通过控制倾斜盘带动旋翼倾斜，以控制模型直升机前进或后退。13.方
航空模型 2017年12期2018-05-08
- 无尾桨直升机发展综述
晨 李凤鸣无尾桨直升机发展综述陈晨李凤鸣中国民用航空飞行学院陈晨，女，硕士，中国民用航空飞行学院，助教，主要研究方向：直升机设计，无尾桨直升机，空气动力学。行业曲线本文针对无尾桨直升机的发展过程和关键技术，提出综述性概括和总结。在直升机设计尤其无尾桨直升机设计行业起到承前启后、为我国研发无尾桨直升机提供参考和依据的作用。该技术现阶段只有美国拥有，为加强我国国防实力，并促进通航产业的发展，无尾桨直升机是不可或缺的中坚力量，该文总结无尾桨直升机的研发过程并
中国科技信息 2016年13期2016-08-01
- 图解美国海军陆战队CH—53E“超级种马”重型直升机
3发、单旋翼、带尾桨布局，尾桨装在尾斜梁左侧。机身采用水密半硬壳式结构，两侧装有短翼，翼梢装有浮筒。机身能承受垂直方向的20000千牛和横向10000千牛的坠毁力。尾斜梁采用液压动力向左折叠。CH-53E“超级种马”直升机可以降落到两栖攻击舰上并折叠起旋翼。主旋翼采用全铰接式7桨叶旋翼，桨叶扭转角为14°，每片桨叶有钛合金大梁，采用蜂窝芯和玻璃纤维环氧树脂复合材料蒙皮，桨毂由钛合金和钢制成。旋翼桨叶采用液压动力折叠。铝合金4桨叶尾桨安装在向左倾斜20°的尾
军事文摘 2016年5期2016-05-10
- 悬停状态下跷跷板式无轴承尾桨气弹稳定性研究
下跷跷板式无轴承尾桨气弹稳定性研究赵文梅,李建伟,赵 军,冯拯桥(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)以某跷跷板式无轴承尾桨为研究对象，开展具有跷跷板与无轴承双重结构特性的尾桨的气弹稳定性分析研究。在考虑了集合型振型与周期型振型两种尾桨振型的基础上，建立跷跷板式无轴承尾桨动力学模型，研究了尾桨转速、尾桨总距及阻尼器阻尼刚度对尾桨摆振阻尼和阻尼比的影响。数值分析研究表明尾桨阻尼器阻尼刚度对尾桨气弹稳定性具有显著影响，通过控制阻尼器刚度可以有效提
直升机技术 2016年1期2016-02-23
- 直升机尾桨系统振动成因分析及调整措施
430）0 引言尾桨作为直升机的关键部件之一，其不仅可以提供反扭矩，实现航向的操纵，而且可以保持直升机的航向稳定性，尾桨系统的工作状态将直接影响到直升机的飞行安全。直升机尾桨系统离座舱较远，中间通过较长的尾桨传动轴进行动力传递以及硬式的推拉杆进行操纵。所以，尾桨系统的振动很难传到座舱，飞行人员对尾桨系统的振动状态变化感觉不明显，其危害性较大而且比较隐蔽。直升机因尾桨系统振动所造成的危害时有发生，如国内某通航直升机在飞行训练中感觉到尾梁异常震动，滑回检查，在
机械工程师 2015年3期2015-12-25
- 旋翼的选择
烈地表明了旋翼和尾桨比其他任何系统都更需要利用新技术，由于旋翼一直是直升机的心脏和核心，这也无可厚非。旋翼系统产生力和力矩，但同时也是产生振动、噪声和需要维修的主要原因。因此，直升机由于其旋翼的独特特点，尤其是振动、机动灵敏性、噪声和维修负担，为人们所牢记。西科斯基公司当时的旋翼技术特点是全铝桨叶、对称翼型、滑油润滑的铰接式桨毂，这离UTTAS的要求目标差得很远。UTTAS直升机需要非常先进的桨叶和桨毂设计才能满足技术要求。因此，有必要考虑新桨叶空气动力设
航空世界 2015年10期2015-10-24
- 尾桨转速对旋翼转速优化直升机操稳特性的影响
210016)尾桨转速对旋翼转速优化直升机操稳特性的影响徐明, 李建波, 韩东(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室, 江苏 南京 210016)基于状态空间法建立了直升机的全量方程,通过计算直升机对航向操纵的脉冲响应及横向稳定性特征根,分析了两种尾桨转速方案对旋翼转速优化直升机的横航向操稳特性的影响。计算结果表明,与尾桨转速不随旋翼转速变化方案相比,虽然尾桨转速随旋翼转速联动时的直升机横航向操纵性减小了一些,稳定性也轻微降低,但差异较小。
飞行力学 2015年1期2015-03-15
- 基于N－S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究
0 引 言剪刀式尾桨是一种常应用于武装直升机的尾桨构型。当前，著名的美国AH－64“阿帕奇”武装直升机和俄罗斯Mi－28“浩劫”武装直升机等均采用了这种构型的尾桨，如图1所示。图1 剪刀式尾桨示意图Fig.1 Schematic of scissors tail－rotor剪刀式尾桨由沿其旋转轴的上、下两副桨叶构成，两副桨叶为非垂直布置，并且存在一定的轴向间距。非等距角桨叶布置引起的“调制效应”使得剪刀式尾桨具有一定的降噪能力［1］，其降噪机理一直是之前研
空气动力学学报 2014年4期2014-11-09
- 单旋翼直升机气动布局对飞行性能的影响
[4]进行了两种尾桨构型方案飞行性能的对比计算，结果表明，如果能较好解决倾斜尾桨可能会带来的航向操纵和纵向配平等问题[5]，则尾桨倾斜能够显著提高直升机中小速度的性能.此外，采用参数辨识技术只需进行少量试飞便获得大量与直升机性能有关的信息[6]，减少试飞周期、节约成本.为研究气动布局参数对直升机主要飞行性能的影响，本文建立了适合性能分析的直升机飞行动力学模型.以UH-60A直升机为分析对象，选取典型的气动布局参数，分析了参数变化对主要飞行性能的影响规律，为
北京航空航天大学学报 2014年5期2014-11-05
- 车道沟10号
个问题，我国涵道尾桨已经有成功的范例，如直-9，那为什么没存新的直升机上大规模采用？现在的常规布局直升机一般有两种尾桨设计，一种是普通式，即尾桨桨叶桨毂裸露，另一种是涵道尾桨，是在垂尾中制成筒形涵道。在涵道内装尾桨叶和尾桨毂。涵道尾桨最早由法国宇航公司提出，并于1968年首先在“小羚羊”直升机上应用。与普通尾桨相比，涵道尾桨的优势是阻力较低，噪音小，雷达反射特征低，当直升机在超低空机动飞行时可防止尾桨桨叶碰到物体，致人伤亡。因此安全性好、不易损坏。然而与普
兵器知识 2014年2期2014-11-03
- 直升机尾桨涡环边界的计算
用,同时对直升机尾桨涡环也具有适用性[3]。但是对于直升机尾桨涡环尤其是进入尾桨涡环的速度边界的研究远远不够。本文对直升机尾桨涡环的特点进行了研究,并利用高-辛判据计算直升机进入尾桨涡环的临界速度,包括临界前飞速度、临界侧飞速度和临界悬停回转角速度,根据计算结果,绘制了直升机尾桨涡环的边界曲线,分析了侧滑、前飞速度之间的关系,对直升机飞行安全具有实际的指导意义。1 尾桨涡环的特点与主旋翼类似,直升机尾桨在工作中以产生诱导速度来提供拉力,以此平衡主旋翼产生的
飞行力学 2014年2期2014-09-17
- “查理号”坠海真相
，这说明直升机的尾桨出了故障。此时，要停止旋转，唯一的办法就是把主螺旋桨关掉——水上迫降无可避免。海中逃生此时，40km外的另一架直升机“喝彩号”正准备起飞。地勤人员听到了从无线电里传来的呼救声，立即指挥“喝彩号”前往，展开救援行动。“查理号”正在迅速下落。速度超过了600m/s。直升机飞行员此时的操作，带有相当的技术难度，他们很难平稳地落在汹涌的海面上。装在机身下的漂浮装置，可以避免直升机沉入大海，不过如果打开速度过快，直升机会因为不够平稳而倾翻；如果速
劳动保护 2014年2期2014-02-13
- 旋翼航空器尾桨保护装置适航条款分析研究
款——地面间隙:尾桨保护装置的符合性验证要求及符合性验证方法进行分析研究，为工程技术人员提供该条款符合性验证的方法和思路。1 条款发展历史与内容FAR27.411和FAR29.411条款的起源最早可以追溯到1956年生效的美国联邦航空规章第6部第223条款(简称CAR6.223)和第7部第223条款(简称CAR7.223)。1964年初，美国联邦航空局将CAR6转换为新的联邦航空规章FAR27，将CAR7转换为新的联邦航空规章FAR29，并于1965年2月
直升机技术 2013年3期2013-09-15
- 应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析
016)0 引言尾桨是一个十分重要的直升机气动部件，其流场和气动特性对直升机的性能、飞行品质、噪声特性等具有重要影响，关于它的分析一直是直升机技术研究的重点之一。尾桨分为常规尾桨与涵道尾桨两种。与常规尾桨相比，涵道尾桨具有安全性更高、气动性能更好、噪声更小等优点，因此，涵道尾桨目前在多种直升机型号中得到应用。然而，由于涵道的存在，涵道尾桨的滑流形式和气动特性都发生了很大的变化，并且涵道尾桨的气动特性与其飞行状态密切相关。因此，开展涵道尾桨气动特性的研究对于
空气动力学学报 2011年6期2011-11-08
- 侧风对舰载直升机悬停性能的影响
总距、周期变距及尾桨距的限制，制定了比较严格的理论风限图的计算条件。本文将研究不同方向和大小的侧风对直升机悬停性能的影响，确定某型舰载直升机悬停时的风限。1 侧风条件下的直升机飞行动力学模型1.1 风向的定义和选取直升机相对空气速度AV，风速WV 及直升机相对地面的速度 VK之间的关系为[5]VK=VA+VW。假如侧风为水平风，风定义风向如图1所示。图1中 Oxdydzd为地轴系，箭头表示风向，定义风速方向与Xd间的夹角为ξ （右侧风时为正），圆周半径为风
海军航空大学学报 2010年2期2010-03-24
- 直升机旋转逆动力学建模及姿态控制研究
纵、横向挥舞角和尾桨偏航力矩指令等三个关键状态量，然后利用主旋翼挥舞动态逆解算和尾桨桨距指令逆解算，由关键状态量解算出期望的纵、横向周期变距角和尾桨桨距角，进而建立了直升机旋转逆动力学模型。在此基础上，完成了姿态控制系统设计。仿真结果表明，该模型能够在大包线范围内较准确地反映直升机的旋转动态逆特性，系统能够很好地实现姿态控制目标，在各类干扰因素存在时体现出了较强的性能鲁棒性。直升机;逆动力学;建模;大包线;姿态控制0 IntroductionA helic
电机与控制学报 2010年8期2010-01-26
- 创新之作卡-60
，采用了单旋翼带尾桨布局。更有甚者，该机还结束了前苏联、俄罗斯不采用涵道尾桨的历史，首次引入了西方的涵道尾桨技术。突破与挑战“半中型”填补空白 在前苏联和俄罗斯，无论在军用还是民用领域，都特别需要一种比中型直升机再小一些的“半中型”直升机。所谓“半中型”，就是指起飞重量为6至7吨、有效载重为2.5吨左右的一类直升机。“半中型”直升机在西方应用十分普遍，例如，美国的S－76、贝尔－412，法国的SA－365直升机等。这些直升机也特别受欢迎，仅贝尔－412，在
航空知识 1999年12期1999-06-07