完美呢？單旋翼帶尾槳構(gòu)型單旋翼帶尾槳是直升機(jī)最傳統(tǒng)的構(gòu)型。機(jī)頭上方水平安裝的主旋翼提供上升動(dòng)力，機(jī)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(shí)在機(jī)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。空中飛行時(shí)尾槳一旦失效，則直升機(jī)將無法保持狀態(tài)，機(jī)身螺旋式轉(zhuǎn)動(dòng)，高度會(huì)迅速下降。中國的直-20直升機(jī)單旋翼帶尾槳這種構(gòu)型相對(duì)簡單，技術(shù)也比較成熟，選擇該構(gòu)型的直升機(jī)數(shù)量最多。隨著新型航空電子設(shè)備、新型材料技術(shù)不斷進(jìn)步，旋翼構(gòu)

重要的研究方向。尾槳和主旋翼是直升機(jī)氣動(dòng)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(dòng)噪聲研究是直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)研發(fā)的一個(gè)重要方面。涵道尾槳具有氣動(dòng)效率高、安全性好、噪聲水平低等特點(diǎn)，在多種型號(hào)的直升機(jī)中得到應(yīng)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(jī)型[1-2]。涵道尾槳氣動(dòng)噪聲特性與降噪設(shè)計(jì)研究有利于進(jìn)一步改善直升機(jī)噪聲水平，是直升機(jī)降噪設(shè)計(jì)研究領(lǐng)域中的重要方向之一。歐美較早開展了涵

京 211167尾槳主要用于主旋翼反扭矩的平衡和機(jī)體的航向操縱，是單旋翼-尾槳式直升機(jī)中極其關(guān)鍵的空氣動(dòng)力學(xué)部件。隨著戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸和空戰(zhàn)發(fā)展需要，對(duì)單旋翼-尾槳式直升機(jī)的重載能力、航向機(jī)動(dòng)性及復(fù)雜風(fēng)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(dòng)力學(xué)認(rèn)識(shí)水平不斷提高的基礎(chǔ)之上。許多學(xué)者對(duì)主旋翼流場機(jī)制和氣動(dòng)特性開展了研究，如黃明其等［1］對(duì)主旋翼渦環(huán)進(jìn)行了不同下降率的風(fēng)洞試驗(yàn)，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(dòng)力，李高華

起飛中的直-8L尾槳是單旋翼直升機(jī)的一個(gè)重要組成部分，它安裝在直升機(jī)尾部。發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的功率通過傳動(dòng)裝置，帶動(dòng)尾槳轉(zhuǎn)動(dòng)。由于力的作用是相互的，直升機(jī)飛行時(shí)，主旋翼旋轉(zhuǎn)會(huì)對(duì)空氣產(chǎn)生一個(gè)作用力矩，同時(shí)空氣也會(huì)對(duì)主旋翼產(chǎn)生一個(gè)反作用力矩。這個(gè)反作用力矩傳遞到機(jī)身上，會(huì)使飛機(jī)升空飛行，同時(shí)也會(huì)產(chǎn)生與旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反的轉(zhuǎn)動(dòng)，而尾槳產(chǎn)生的拉力（或推力）正好可抵消這種轉(zhuǎn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)航向穩(wěn)定，使直升機(jī)更好地平穩(wěn)飛行或空中懸停。當(dāng)直升機(jī)需要轉(zhuǎn)彎時(shí)，可通過尾槳改變旋轉(zhuǎn)速度來實(shí)現(xiàn)

33001直升機(jī)尾槳是用來平衡主旋翼反扭矩和對(duì)直升機(jī)進(jìn)行偏航操縱的部件。傳統(tǒng)機(jī)械式尾槳一般由中間傳動(dòng)軸、中間減速器、尾傳動(dòng)軸、尾減速器等組成，具有結(jié)構(gòu)強(qiáng)度較高、技術(shù)應(yīng)用成熟等優(yōu)點(diǎn)，但仍存在一系列問題，主要有：（1）機(jī)械傳動(dòng)鏈長，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，造成維修成本高、耗時(shí)長[1-2]；（2）尾槳故障率高，據(jù)統(tǒng)計(jì)，由尾槳系統(tǒng)引發(fā)的事故，占直升機(jī)事故總數(shù)的15%以上，如美國西科斯基公司的“黑鷹”直升機(jī)便發(fā)生過因尾槳傳動(dòng)軸斷裂，導(dǎo)致多名高級(jí)軍官同直升機(jī)墜亡事故；（3）尾槳功率

。本文通過某架機(jī)尾槳高頻振動(dòng)異常的情況，結(jié)合機(jī)上加裝的振動(dòng)測試系統(tǒng)進(jìn)行飛行姿態(tài)判斷、振動(dòng)數(shù)據(jù)處理。詮釋振動(dòng)測試系統(tǒng)在直升機(jī)上應(yīng)用的必要性。1 振動(dòng)測試系統(tǒng)1.1 振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)簡介某型機(jī)加裝了振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)，主要用于保障載機(jī)飛行安全，同時(shí)提高三大動(dòng)部件的維護(hù)工作效率。其加裝的振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)可以視為一套較為完整的整機(jī)振動(dòng)水平測量采集/分析系統(tǒng)，其主要由監(jiān)測處理機(jī)、數(shù)據(jù)卡、振動(dòng)傳感器等LRU組成。主要部件見表1。表1 系統(tǒng)組成各個(gè)部件之間的交聯(lián)關(guān)系如下。1)振動(dòng)監(jiān)測

)0 引言直升機(jī)尾槳卡滯通常由尾槳操縱機(jī)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(jī)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(jī)型手冊也有規(guī)定，但對(duì)具體機(jī)型來說仍有進(jìn)一步完善、細(xì)化的必要；加之教材中沒有對(duì)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(jī)尾槳卡滯的有關(guān)問題進(jìn)行分析、總結(jié)。1 尾槳卡滯后著陸的主要風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)與風(fēng)險(xiǎn)管控直升機(jī)尾槳

射源，而直升機(jī)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(jī)理中占主要作用。因而，對(duì)槳葉RCS特性的準(zhǔn)確預(yù)估是增強(qiáng)直升機(jī)雷達(dá)隱身性能的前提。國內(nèi)外對(duì)于在直升機(jī)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(yīng)用于尾槳葉的雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)方法上的研究較少。對(duì)尾槳葉電磁散射特性的獲取，可以采用實(shí)測和仿真2種手段，實(shí)測方法雖然結(jié)果準(zhǔn)確但是需要在特定的電磁環(huán)境下測量，

維多剛體系統(tǒng)。在尾槳、主旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的激勵(lì)下，會(huì)產(chǎn)生一系列動(dòng)力學(xué)問題。為適應(yīng)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(dòng)力學(xué)從經(jīng)典力學(xué)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(dòng)力學(xué)方程能夠清晰地反映出各種因素對(duì)位移、速度、加速度等動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響。在工程中，當(dāng)2 個(gè)激勵(lì)頻率相差接近20%時(shí)，尾操縱系統(tǒng)有可能產(chǎn)生拍頻振動(dòng)。拍頻振動(dòng)是由幾個(gè)頻率接近、振幅相當(dāng)?shù)暮喼C運(yùn)動(dòng)重新調(diào)制合成的一種力學(xué)現(xiàn)象。拍頻振動(dòng)的產(chǎn)生，會(huì)使尾操縱系統(tǒng)

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(dòng)機(jī)/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(duì)直升機(jī)性能帶來的影響，或是對(duì)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(dòng)機(jī)/旋翼系統(tǒng)工作狀態(tài)的變化，忽略了變旋翼轉(zhuǎn)速對(duì)直升機(jī)整體飛行性能的影響。如果在直升機(jī)進(jìn)入巡航(穩(wěn)態(tài)前飛階段)時(shí)，通過優(yōu)化算法找到最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速以實(shí)現(xiàn)全機(jī)需用功率最小，同時(shí)保證直升機(jī)飛

10)0 引 言尾槳是單旋翼構(gòu)型直升機(jī)平衡主旋翼反扭矩、為全機(jī)提供偏航穩(wěn)定性及實(shí)現(xiàn)航向操縱的重要部件，尾槳功能受損會(huì)嚴(yán)重威脅直升機(jī)的飛行安全。尾槳功能受損不僅包括機(jī)械性故障導(dǎo)致，還可能由空氣動(dòng)力學(xué)因素導(dǎo)致尾槳失效(loss of tail-rotor effectiveness, LTE)[1]。直升機(jī)在側(cè)風(fēng)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(shí)，尾槳的氣動(dòng)拉力性能易發(fā)生損失或突變，導(dǎo)致飛行員操縱直升機(jī)難度增大，甚至造成墜機(jī)事故。美國國家運(yùn)

判明在旋轉(zhuǎn)過程中尾槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)。為分析其具體特點(diǎn)，下面首先計(jì)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(jì)算單旋翼直升機(jī)在懸?；剞D(zhuǎn)和側(cè)飛等情況下，尾槳可能會(huì)進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)[5]。由于尾槳渦環(huán)和旋翼渦環(huán)的機(jī)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(jìn)入尾槳渦環(huán)是直升機(jī)在垂直上升中偏轉(zhuǎn)引起，因而以下確定某機(jī)在垂直飛行狀態(tài)下，尾槳渦環(huán)對(duì)應(yīng)的臨界偏轉(zhuǎn)角速度[5]：旋翼軸扭矩：(1)尾槳拉力：(2

,但同時(shí)也會(huì)改變尾槳轉(zhuǎn)速。尾槳轉(zhuǎn)速降低引起動(dòng)壓降低,導(dǎo)致尾槳最大拉力降低,進(jìn)而降低尾槳平衡旋翼反扭矩和實(shí)施航向控制的能力。直升機(jī)高速飛行時(shí),降低尾槳轉(zhuǎn)速可能導(dǎo)致尾槳需用功率增加。直升機(jī)處于飛行包線邊界附近,尾槳功率可達(dá)旋翼功率20%。對(duì)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(bǔ)償尾槳轉(zhuǎn)速降低對(duì)直升機(jī)飛行性能的負(fù)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(jī)飛行狀態(tài)改變,無法適應(yīng)變轉(zhuǎn)速直

本文主要對(duì)無軸承尾槳柔性梁損傷后形成的差異旋翼進(jìn)行仿真分析，以得出柔性梁損傷程度及損傷位置對(duì)尾槳振動(dòng)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(dòng)異常提供一定的理論支撐，對(duì)差異旋翼振動(dòng)降低提供一定指導(dǎo)，也為以后差異旋翼研究提供一定的思路。1 計(jì)算模型本文主要對(duì)無軸承尾槳柔性梁損傷形成的差異旋翼系統(tǒng)進(jìn)行建模分析，主要包括結(jié)構(gòu)模型、氣動(dòng)模型和分析方法。在進(jìn)行建模時(shí)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(jìn)行精確計(jì)算；柔性梁與槳葉則通過支

局設(shè)計(jì)的單旋翼帶尾槳式重型運(yùn)輸直升機(jī)，綽號(hào)為“吊鉤”。研發(fā)歷史米-6 運(yùn)輸直升機(jī)于1954 年開始研制，1957 年首次試飛，其后投入批量生產(chǎn)。其機(jī)組成員由5 人組成：正、副駕駛員，領(lǐng)航員，隨機(jī)機(jī)械師，報(bào)務(wù)員，此外有必要時(shí)，還可增加一名空降設(shè)備專家。性能解析米-6 運(yùn)輸直升機(jī)的機(jī)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(diǎn)的就是機(jī)體兩側(cè)的那對(duì)翼展達(dá)15.3 米的懸臂式短翼，這是為了減輕旋翼負(fù)擔(dān)，用以在前飛中產(chǎn)生

器與滑油散熱器、尾槳層壓半軸承的工作狀態(tài)進(jìn)行分析，通過與其他作業(yè)模式下的直升機(jī)相同部件使用壽命的比對(duì)，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(shí)際提出設(shè)計(jì)改進(jìn)建議。一、單旋翼直升機(jī)的工作原理與操縱系統(tǒng)1.1 單旋翼直升機(jī)的工作原理直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)旋翼提供升力，把直升機(jī)舉托在空中，單旋翼直升機(jī)的主發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)也輸出動(dòng)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(jī)的操縱系統(tǒng)總距操縱桿：用

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(dòng)機(jī)等產(chǎn)生的中高頻噪聲組成。機(jī)外噪聲評(píng)估主要采用聲學(xué)類比法，即將計(jì)算流體力學(xué)和計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)相結(jié)合進(jìn)行遠(yuǎn)場噪聲求解。以計(jì)算流體力學(xué)（Compu?tational fluid dynamics,CFD）計(jì)算得到的流場結(jié)果作為聲學(xué)評(píng)估的輸入，再采用各種聲學(xué)算法計(jì)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(dòng)噪聲研究,韓忠華[2]、段廣戰(zhàn)[3]、王陽等[4]學(xué)者先后在各自的領(lǐng)域?qū)F

）直升機(jī)飛行時(shí)，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(huì)對(duì)尾槳有很強(qiáng)的干擾作用，旋翼/尾槳氣動(dòng)干擾一直是直升機(jī)型號(hào)研制中必須考慮的設(shè)計(jì)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(diǎn)，這是因?yàn)榍帮w時(shí)，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(yán)重的槳-渦干擾噪聲，從而導(dǎo)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

影響較大，同時(shí)對(duì)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(jī)操縱與載荷特性的預(yù)估精度上不斷改進(jìn)和完善，方能投入到真正工程應(yīng)用上。而要實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的最有效的技術(shù)途徑就是利用大量的飛行試驗(yàn)實(shí)測結(jié)果來進(jìn)行模型與方法的修正與完善，進(jìn)而達(dá)到預(yù)測結(jié)果與飛行實(shí)測結(jié)果的盡可能吻合，從而提升預(yù)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(jī)型號(hào)上專門開展此類的飛行試驗(yàn)工作。為此

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(jī)理，給出了拍頻振動(dòng)典型頻譜圖，提出了相應(yīng)的改善建議，經(jīng)外場試飛驗(yàn)證，可在一定程度上改善座艙低頻(拍頻)振動(dòng)。1 原因分析直升機(jī)的振源[3,5,6]一般為旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)及傳動(dòng)系統(tǒng)等旋轉(zhuǎn)部件引起的周期激勵(lì)和氣動(dòng)環(huán)境中的隨機(jī)激勵(lì)。相應(yīng)地，座艙內(nèi)的主要激勵(lì)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(dòng)軸的轉(zhuǎn)速頻率等。直升機(jī)低頻振

型直升機(jī)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(hù)復(fù)雜、可靠性偏低等問題，特別是尾槳抗側(cè)風(fēng)能力難以勝任該型機(jī)高原使用的復(fù)雜氣象環(huán)境。按照直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范的要求，直升機(jī)應(yīng)該可以在任何方向的65km/h相對(duì)風(fēng)中進(jìn)行配平飛行，飛行員的正常操作不會(huì)受到明顯影響。而該型直升機(jī)的使用限制中，密度高度2000m以上時(shí)，任意風(fēng)向下允許懸停的最大風(fēng)速均小于規(guī)范要求。我國高原平均海拔在3000m以上，直升機(jī)執(zhí)行高原任務(wù)時(shí)，百米高

方向之一。直升機(jī)尾槳傳動(dòng)系統(tǒng)通常由中間減速器、尾減速器、尾傳動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(jī)體。這種尾傳動(dòng)系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)、轉(zhuǎn)速恒定等特點(diǎn)，可在復(fù)雜的環(huán)境條件下完成其任務(wù)使命，但也存在著以下不足：機(jī)械構(gòu)件多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、傳動(dòng)鏈長；減速器采用螺旋錐齒輪傳動(dòng)，機(jī)

直升機(jī)飛行當(dāng)中，尾槳故障是最難解決的故障問題?？v觀以往的直升機(jī)飛行歷史發(fā)現(xiàn)，尾槳故障發(fā)生率較高。因此，在直升機(jī)尾槳故障試飛過程中，飛行員應(yīng)做好試飛準(zhǔn)備，在豐富的理論知識(shí)及實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，配合正確的尾槳故障處理方法，合理進(jìn)行尾槳故障的正確與及時(shí)應(yīng)對(duì)，進(jìn)而為直升機(jī)試飛的安全提供保障。一、尾槳故障的類型分析1.氣動(dòng)性尾槳故障。氣動(dòng)性故障發(fā)生時(shí)，尾槳的抗扭力矩將會(huì)消失，在旋翼反力矩的影響下，直升機(jī)的航向會(huì)向著旋翼旋轉(zhuǎn)相反的方向偏離，進(jìn)而會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)機(jī)頭下俯現(xiàn)象。

。直升機(jī)的旋翼和尾槳通常是直升機(jī)氣動(dòng)噪聲的主要來源。在特定的飛行狀態(tài)下，直升機(jī)尾槳噪聲會(huì)急劇增大，導(dǎo)致尾槳噪聲成為直升機(jī)總噪聲的主要來源［1］。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)與數(shù)值計(jì)算方法的發(fā)展，計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法逐漸成為直升機(jī)噪聲研究的重要手段。對(duì)直升機(jī)旋翼和尾槳噪聲的研究分為尾槳流場的計(jì)算與氣動(dòng)噪聲的計(jì)算。旋翼數(shù)值計(jì)算方法的發(fā)展可以分為4個(gè)主要發(fā)展階段，每個(gè)階段所使用的方程分別是：小擾動(dòng)方程、全位勢方程、Euler（歐拉）方程以及Navier-Stokes（N

我國完成首次涵道尾槳氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)。該試驗(yàn)是由航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院（氣動(dòng)院）噪聲團(tuán)隊(duì)近日在FL-52聲學(xué)風(fēng)洞完成的，標(biāo)志著我國直升機(jī)領(lǐng)域試驗(yàn)?zāi)芰Φ玫竭M(jìn)一步拓展。據(jù)航空工業(yè)氣動(dòng)院噪聲團(tuán)隊(duì)負(fù)責(zé)人介紹，這個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目旨在為新型涵道尾槳降噪設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)據(jù)，同時(shí)形成先進(jìn)的涵道尾槳噪聲測量試驗(yàn)技術(shù)。本期試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃椭蜗到y(tǒng)均為氣動(dòng)院自主設(shè)計(jì)與加工制造，經(jīng)過多次改進(jìn)、優(yōu)化模型制造工藝，修整傳動(dòng)軸系部件，試驗(yàn)順利完成。

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(jī)性能、品質(zhì)的一個(gè)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(duì)尾槳操縱系統(tǒng)操縱位移進(jìn)行測試、標(biāo)定，從而對(duì)尾槳槳距角進(jìn)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(hào)：V275 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-2064（2019）09-0072-020 引言在直升機(jī)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(jī)性能、品質(zhì)的一個(gè)關(guān)鍵

)0 引言直升機(jī)尾槳固有頻率是直升機(jī)旋翼系統(tǒng)動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)中一個(gè)重要的參數(shù)，它直接影響尾槳性能甚至全機(jī)振動(dòng)水平，因此在設(shè)計(jì)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(fù)合材料的分散性及工藝不穩(wěn)定性,孤立旋翼動(dòng)力學(xué)計(jì)算時(shí)未考慮機(jī)身、扭振系統(tǒng)等因素的影響，尾槳固有頻率理論計(jì)算結(jié)果與實(shí)際值可能存在一定的偏差，故通過尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動(dòng)特性試驗(yàn)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(shè)計(jì)改進(jìn)、改型提供試驗(yàn)依據(jù)。國內(nèi)外旋翼學(xué)者對(duì)旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼固有

除了旋翼噪聲外，尾槳噪聲也是直升機(jī)外部噪聲的重要來源。因此，開展直升機(jī)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(yàn)研究是非常重要的一種方法。直升機(jī)旋翼/尾槳的噪聲試驗(yàn)可歸結(jié)為四類[1]：1)在消聲室內(nèi)進(jìn)行的模型旋翼/尾槳懸停狀態(tài)噪聲試驗(yàn)；2)在聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行的模型旋翼/尾槳前飛狀態(tài)噪聲試驗(yàn)；3)在戶外自然環(huán)境下進(jìn)行的旋翼/尾槳噪聲試驗(yàn)(一般為懸停試驗(yàn))；4)噪聲的飛行測量試驗(yàn)。目前的噪聲試驗(yàn)主要是針對(duì)旋翼的，以尾槳為研究對(duì)象的相關(guān)試驗(yàn)研究并

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(shí)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

京210016)尾槳是常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機(jī)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(shí)現(xiàn)直升機(jī)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(dòng)系統(tǒng)較長，容易發(fā)生各種尾槳故障。20世紀(jì)初，國內(nèi)外就發(fā)生了多起由于尾槳故障引起的直升機(jī)事故［1］。因此，研究直升機(jī)在尾槳故障時(shí)的安全著陸軌跡和操縱過程，對(duì)直升機(jī)的飛行安全具有重大意義。在尾槳故障中，最嚴(yán)重也是最危險(xiǎn)的故障就是尾槳完全失效［2-3］

尾管的強(qiáng)度。7.尾槳傳動(dòng)軸將動(dòng)力傳達(dá)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(dòng)。重量輕，常用于模型直升機(jī)尾槳。9.主軸從電機(jī)送出的動(dòng)力經(jīng)過主軸傳送到旋翼頭。10.主齒輪大部分用強(qiáng)化鋁合金制造，部分小電直會(huì)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(jī)構(gòu)傳來的動(dòng)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(dòng)旋翼傾斜，以控制模型直升機(jī)前進(jìn)或后退。13.方

　晨　李鳳鳴?無尾槳直升機(jī)發(fā)展綜述陳晨李鳳鳴中國民用航空飛行學(xué)院陳晨，女，碩士，中國民用航空飛行學(xué)院，助教，主要研究方向：直升機(jī)設(shè)計(jì)，無尾槳直升機(jī)，空氣動(dòng)力學(xué)。行業(yè)曲線本文針對(duì)無尾槳直升機(jī)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(jī)設(shè)計(jì)尤其無尾槳直升機(jī)設(shè)計(jì)行業(yè)起到承前啟后、為我國研發(fā)無尾槳直升機(jī)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(qiáng)我國國防實(shí)力，并促進(jìn)通航產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，無尾槳直升機(jī)是不可或缺的中堅(jiān)力量，該文總結(jié)無尾槳直升機(jī)的研發(fā)過程并

3發(fā)、單旋翼、帶尾槳布局，尾槳裝在尾斜梁左側(cè)。機(jī)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(jī)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(dòng)力向左折疊。CH-53E“超級(jí)種馬”直升機(jī)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(fù)合材料蒙皮，槳轂由鈦合金和鋼制成。旋翼槳葉采用液壓動(dòng)力折疊。鋁合金4槳葉尾槳安裝在向左傾斜20°的尾

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(jī)設(shè)計(jì)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(duì)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(dòng)力學(xué)模型，研究了尾槳轉(zhuǎn)速、尾槳總距及阻尼器阻尼剛度對(duì)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(duì)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

430）0 引言尾槳作為直升機(jī)的關(guān)鍵部件之一，其不僅可以提供反扭矩，實(shí)現(xiàn)航向的操縱，而且可以保持直升機(jī)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(jī)的飛行安全。直升機(jī)尾槳系統(tǒng)離座艙較遠(yuǎn)，中間通過較長的尾槳傳動(dòng)軸進(jìn)行動(dòng)力傳遞以及硬式的推拉桿進(jìn)行操縱。所以，尾槳系統(tǒng)的振動(dòng)很難傳到座艙，飛行人員對(duì)尾槳系統(tǒng)的振動(dòng)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(jī)因尾槳系統(tǒng)振動(dòng)所造成的危害時(shí)有發(fā)生，如國內(nèi)某通航直升機(jī)在飛行訓(xùn)練中感覺到尾梁異常震動(dòng)，滑回檢查，在

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(jī)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(shí)也是產(chǎn)生振動(dòng)、噪聲和需要維修的主要原因。因此，直升機(jī)由于其旋翼的獨(dú)特特點(diǎn)，尤其是振動(dòng)、機(jī)動(dòng)靈敏性、噪聲和維修負(fù)擔(dān)，為人們所牢記。西科斯基公司當(dāng)時(shí)的旋翼技術(shù)特點(diǎn)是全鋁槳葉、對(duì)稱翼型、滑油潤滑的鉸接式槳轂，這離UTTAS的要求目標(biāo)差得很遠(yuǎn)。UTTAS直升機(jī)需要非常先進(jìn)的槳葉和槳轂設(shè)計(jì)才能滿足技術(shù)要求。因此，有必要考慮新槳葉空氣動(dòng)力設(shè)

210016)尾槳轉(zhuǎn)速對(duì)旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化直升機(jī)操穩(wěn)特性的影響徐明, 李建波, 韓東(南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇 南京 210016)基于狀態(tài)空間法建立了直升機(jī)的全量方程,通過計(jì)算直升機(jī)對(duì)航向操縱的脈沖響應(yīng)及橫向穩(wěn)定性特征根,分析了兩種尾槳轉(zhuǎn)速方案對(duì)旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化直升機(jī)的橫航向操穩(wěn)特性的影響。計(jì)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(dòng)時(shí)的直升機(jī)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。

0 引 言剪刀式尾槳是一種常應(yīng)用于武裝直升機(jī)的尾槳構(gòu)型。當(dāng)前，著名的美國AH－64“阿帕奇”武裝直升機(jī)和俄羅斯Mi－28“浩劫”武裝直升機(jī)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(yīng)”使得剪刀式尾槳具有一定的降噪能力［1］，其降噪機(jī)理一直是之前研

[4]進(jìn)行了兩種尾槳構(gòu)型方案飛行性能的對(duì)比計(jì)算，結(jié)果表明，如果能較好解決傾斜尾槳可能會(huì)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(jī)中小速度的性能.此外，采用參數(shù)辨識(shí)技術(shù)只需進(jìn)行少量試飛便獲得大量與直升機(jī)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(dòng)布局參數(shù)對(duì)直升機(jī)主要飛行性能的影響，本文建立了適合性能分析的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型.以UH-60A直升機(jī)為分析對(duì)象，選取典型的氣動(dòng)布局參數(shù)，分析了參數(shù)變化對(duì)主要飛行性能的影響規(guī)律，為

個(gè)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(jī)上大規(guī)模采用？現(xiàn)在的常規(guī)布局直升機(jī)一般有兩種尾槳設(shè)計(jì)，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(jī)上應(yīng)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(dá)反射特征低，當(dāng)直升機(jī)在超低空機(jī)動(dòng)飛行時(shí)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

用,同時(shí)對(duì)直升機(jī)尾槳渦環(huán)也具有適用性[3]。但是對(duì)于直升機(jī)尾槳渦環(huán)尤其是進(jìn)入尾槳渦環(huán)的速度邊界的研究遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。本文對(duì)直升機(jī)尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)進(jìn)行了研究,并利用高-辛判據(jù)計(jì)算直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的臨界速度,包括臨界前飛速度、臨界側(cè)飛速度和臨界懸停回轉(zhuǎn)角速度,根據(jù)計(jì)算結(jié)果,繪制了直升機(jī)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(duì)直升機(jī)飛行安全具有實(shí)際的指導(dǎo)意義。1 尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)與主旋翼類似,直升機(jī)尾槳在工作中以產(chǎn)生誘導(dǎo)速度來提供拉力,以此平衡主旋翼產(chǎn)生的

，這說明直升機(jī)的尾槳出了故障。此時(shí)，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(shí)，40km外的另一架直升機(jī)“喝彩號(hào)”正準(zhǔn)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(hào)”前往，展開救援行動(dòng)?！安槔硖?hào)”正在迅速下落。速度超過了600m/s。直升機(jī)飛行員此時(shí)的操作，帶有相當(dāng)?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(jī)身下的漂浮裝置，可以避免直升機(jī)沉入大海，不過如果打開速度過快，直升機(jī)會(huì)因?yàn)椴粔蚱椒€(wěn)而傾翻；如果速

款——地面間隙:尾槳保護(hù)裝置的符合性驗(yàn)證要求及符合性驗(yàn)證方法進(jìn)行分析研究，為工程技術(shù)人員提供該條款符合性驗(yàn)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

016)0 引言尾槳是一個(gè)十分重要的直升機(jī)氣動(dòng)部件，其流場和氣動(dòng)特性對(duì)直升機(jī)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(jī)技術(shù)研究的重點(diǎn)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(dòng)性能更好、噪聲更小等優(yōu)點(diǎn)，因此，涵道尾槳目前在多種直升機(jī)型號(hào)中得到應(yīng)用。然而，由于涵道的存在，涵道尾槳的滑流形式和氣動(dòng)特性都發(fā)生了很大的變化，并且涵道尾槳的氣動(dòng)特性與其飛行狀態(tài)密切相關(guān)。因此，開展涵道尾槳氣動(dòng)特性的研究對(duì)于

總距、周期變距及尾槳距的限制，制定了比較嚴(yán)格的理論風(fēng)限圖的計(jì)算條件。本文將研究不同方向和大小的側(cè)風(fēng)對(duì)直升機(jī)懸停性能的影響，確定某型艦載直升機(jī)懸停時(shí)的風(fēng)限。1 側(cè)風(fēng)條件下的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型1.1 風(fēng)向的定義和選取直升機(jī)相對(duì)空氣速度AV，風(fēng)速WV 及直升機(jī)相對(duì)地面的速度 VK之間的關(guān)系為[5]VK=VA+VW。假如側(cè)風(fēng)為水平風(fēng)，風(fēng)定義風(fēng)向如圖1所示。圖1中 Oxdydzd為地軸系，箭頭表示風(fēng)向，定義風(fēng)速方向與Xd間的夾角為ξ （右側(cè)風(fēng)時(shí)為正），圓周半徑為風(fēng)

縱、橫向揮舞角和尾槳偏航力矩指令等三個(gè)關(guān)鍵狀態(tài)量，然后利用主旋翼揮舞動(dòng)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(jìn)而建立了直升機(jī)旋轉(zhuǎn)逆動(dòng)力學(xué)模型。在此基礎(chǔ)上，完成了姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。仿真結(jié)果表明，該模型能夠在大包線范圍內(nèi)較準(zhǔn)確地反映直升機(jī)的旋轉(zhuǎn)動(dòng)態(tài)逆特性，系統(tǒng)能夠很好地實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制目標(biāo)，在各類干擾因素存在時(shí)體現(xiàn)出了較強(qiáng)的性能魯棒性。直升機(jī);逆動(dòng)力學(xué);建模;大包線;姿態(tài)控制0 IntroductionA helic

，采用了單旋翼帶尾槳布局。更有甚者，該機(jī)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(bǔ)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(jī)再小一些的“半中型”直升機(jī)。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(jī)。“半中型”直升機(jī)在西方應(yīng)用十分普遍，例如，美國的S－76、貝爾－412，法國的SA－365直升機(jī)等。這些直升機(jī)也特別受歡迎，僅貝爾－412，在