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面向直升机电动化技术发展需求,综合考虑直升机尾旋翼系统设计中的总体、气动、结构、动力学、新型能源动力系统等要求,从尾桨飞行性能、使用安全性、维修保障性等方面建立了能够全面综合评估尾桨构型方案的评估方法,用以指导未来电动化直升机的尾旋翼系统设计。本文以国产某轻型直升机尾旋翼系统为设计基准,在满足抗侧风能力与原准样机相当的基础上,针对单涵道变转速、双涵道变转速、三涵道变转速三种电驱动反扭矩系统构型方案,从操纵功效、系统重量、安全性、可靠性等方面综合对比评估了各构型方案的优劣,研究结果表明,三涵道变转速方案相较于其他两种方案综合性能最优,可优先发展并应用于未来轻型直升机电驱动尾旋翼系统。 相似文献
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尾桨故障是直升机飞行中最难处置的特情之一,在国内外所发生的直升机飞行事故中,有很多是因尾桨故障造成的。本文通过分析斯瓦泽直升机尾桨的工作原理、故障类型,结合理论与实际,论述了直升机在尾桨故障后的处置,供广大斯瓦泽直升机飞行员参考。 相似文献
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第十二届全国直升机年会在北京召开第十二届全国直升机年会于1996年9月24日~9月27日在北京举行。本届年会由总参陆航局承办,年会的主题为直升机使用维修科学。总参、国防科工委、陆海空三军、民航系统及航空工业总公司有关机关、院校、厂所共35个单位近一百... 相似文献
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以贝尔206BIII型直升机尾桨传动系统为研究对象,对尾桨传动轴的衡态准直原理进行分析,阐述其线位移和角位移的补偿原理,并给出相关维护建议以及操纵使用要求。结果表明,文中给出的尾桨传动轴衡态准直使用及维护措施,有效保证了其传动效率,极大提高了尾桨传动系统的安全性与可靠性,可为同类型直升机尾桨传动轴的深度维修/翻修检查工作提供参考。 相似文献
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本文简单介绍了轻型直升机涵道尾桨发展的情况,以欧直公司对新型涵道尾桨和 BELL 公司对 DTR尾桨所做的研究为例,阐述了影响涵道尾桨气动和声学性能的关键因素。 相似文献
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直升机尾桨失效分析及试飞技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对直升机在悬停飞行以及平飞时的尾桨失效故障状态进行了受力分析,利用D级模拟器对直升机尾桨失效试飞技术进行了探索,最后给出了直升机不同飞行状态下发生尾桨故障后的应急处置预案,对于保证飞行安全和开展直升机尾桨失效试飞技术研究具有重要的价值。 相似文献
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在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS 的影响。选用两种照射雷达方位,通过对尾桨不同参数和涂敷吸波材料的RCS 峰值、均值对比,判断更有利于直升机尾桨隐身的条件。结果表明:雷达从地面照射时,尾桨厚度小、弯度小的RCS 会适当减小,剪刀角角度的变化会导致RCS 峰值相位变化;雷达平行照射时,厚度小的尾桨RCS 小,弯度小的RCS 峰值更小;在桨叶前缘与桨尖端面涂敷吸波材料可以有效降低桨叶整体RCS。选择尾桨的厚度越小、弯度越小,有利于降低直升机尾桨的RCS,对桨尖端面和桨叶前缘进行吸波材料涂敷可以有效降低整体RCS。 相似文献
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越南战争的经验表明,虽然直升机的战场损失率仅为1.2架/万架次,低于固定翼飞机,但是其驾驶员死亡绝对数却相当高。这引起了军方对直升机乘员生存保护,特别是适坠毁生存设计和要求研究的高度重视。最先是美国陆航于1967年编制出版了《飞机适坠毁生存设计指南》(下简称《指南》),之后经数次修订为 相似文献
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拉扭条结构件是直升机主桨毂、尾桨毂通常采用的一种结构承载受力件。本文以直11型机尾桨毂拉扭条为例,详细介绍了直升机尾桨毂拉扭条的结构设计、材料选择、设计计算和加工工艺,对相关的试验情况也进行了介绍。 相似文献
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《航空标准化与质量》2015,(3)
<正>2015年6月5日,中航工业综合技术研究所在北京组织召开了《航空装备FPGA测试要求》等9项中航工业集团公司标准讨论会。来自中航工业一飞院、611所、601所、602所、320厂、132厂、613所、614所、615所、618所、631所,北京航空航天大学等12家单位的26名专家和代表参加了会议。 相似文献
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提出了一种确定直升机平直飞行时旋翼功率传递系数的方法;首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速度下旋翼和尾桨的需用功率;然后,用试飞实测方法确定除旋翼和尾桨外的功率损耗;最终,得到直升机在不同飞行速度下的旋翼功率传递系数。结果表明:由于旋翼、尾桨的需用功率由飞行力学的配平方法得到,能合理地反映飞行状态和直升机尾部构型等影响因素,加上除旋翼和尾桨外的功率由试飞实测得到,因而文中所述的直升机旋翼功率传递系数能更准确地反映直升机的功率传递关系。 相似文献
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《航空学报》2015,(9)
建立了一个基于计算流体力学(CFD)技术的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰分析方法。在该方法中,选取Navier-Stokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,并选取隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行时间推进,湍流模型为B-L(Baldwin-Lomax)模型;为了实现旋翼、尾桨和垂尾网格之间的流场信息交换,采用运动嵌套网格方法。应用所建立的方法,对Helishape 7A旋翼和Lynx直升机尾桨进行了算例计算,并与试验数据进行对比,验证了方法的正确性。着重针对旋翼/尾桨干扰特性进行了计算,并进一步计入垂尾的干扰,对垂尾/尾桨干扰以及旋翼/尾桨/垂尾干扰特性进行了研究,分析了旋翼、尾桨和垂尾相互干扰的规律。结果表明:对于不同的垂尾/尾桨构型,阻塞面积越大,对应的尾桨拉力也较大,但尾桨和垂尾获得的净拉力却减小,且不同阻塞面积下,推力式构型尾桨比拉力式尾桨具有更大的净拉力;然而,在前飞过程中,直升机垂尾对旋翼与尾桨干扰的影响很小。 相似文献