某型直升机尾桨疲劳试验连接螺栓故障分析

连接螺栓用于直升机尾桨部位零件的连接,对直升机的结构强度和寿命起着重要作用,因此螺栓的强度需要经过严格的强度试验进行考核。此次针对同批次两件疲劳寿命相差较大的螺栓进行分析,并找出断裂原因。将两件螺栓编号为1#、2#,1#螺栓按第1级至第3级疲劳载荷进行加载,第3级载荷循环次数为13.68万次后发生断裂,2#螺栓从第3级载荷开始加载,循环次数为6.82万次后发生断裂。

直升机尾桨卡滞后着陆的操控分析

在简述直升机尾桨卡滞后着陆的主要风险点与风险管控对策的基础上,分析了直-X系列直升机返场、接地速度及着陆方法;重点研究了无风、侧风条件下尾桨卡滞后着陆的有关问题;最后得出了该型机尾桨卡滞后着陆操控的结论。所得结论对其他无涵道尾桨的单旋翼直升机有一定参考价值。

直升机尾桨涡环边界的计算

为避免直升机进入尾桨涡环状态,分析了直升机尾桨涡环状态的特点,将高-辛判据应用于直升机尾桨涡环边界的计算,分别计算了进入尾桨涡环的各临界速度,并绘制了尾桨涡环边界曲线。针对计算结果的分析表明,直升机的飞行高度和地面温度对尾桨涡环的临界速度有一定影响,直升机侧飞或转弯时有可能进入尾桨涡环,应加以避免。最后对进一步的研究工作提出了建议。

直升机悬停时涵道尾桨的需用功率计算

涵道尾桨是将一螺桨置于直升机尾斜梁的涵道中，通过改变螺桨叶片的安装角实现直升机的航向操纵。为了弄清涵道尾桨的拉力（或推力）和需用功率之间的关系，本文根据Ｒ·Ｋｒｉｅｂｅｌ关于薄圆柱涵道螺旋桨的研究结果，用叶栅理论分析了涵道尾浆的气动特性，并将动量理论、叶素理论和叶栅理论结合起来，推导出直升机悬停时的涵道尾浆的需用功率计算公式。最后计算了ＳＡ３６５Ｎ直升机涵道尾浆和Ｂｅｌｌ－２２２直升机常规尾桨在产生相同拉力时的需用功率，并对计算结果作了对比分析。

某型直升机涵道尾桨的固有频率区间估计

研究具有不确定复合材料参数的某型直升机涵道尾桨的固有频率。基于区间数学,将不确定复合材料参数用区间定量化,结合有限元刚度矩阵和质量矩阵的参数分解模型提出了一种估计其固有频率的区间参数顶点法。尾桨的建模、计算及后处理工作均是在大型工程分析软件ANSYS8.0中完成的,结果表明了区间分析方法的实用性和有效性。

直升机尾桨电传动系统关键技术分析

在传统能源日趋枯竭、新能源获得极大发展、电池和电机技术取得极大进步的同时,电传动技术有推动直升机动力传动构型实现革命性转变的潜力,成为相关领域重点关注的方向之一。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.

某型直升机异常离地状态的尾桨涡环特性分析

为弄清某型直升机连续发生的两起异常离地后加速快转事故的原因,根据直升机尾桨涡环的机理,结合事故直升机的状态特点,进行了计算、分析,有关参数计算结果与事故直升机飞参记录的数据一致。研究表明,由于该型机在地面处于尾桨小拉力状态时,进入尾桨涡环的临界偏转角速度小,因而异常离地时一旦意外偏转,尾桨涡环易进、难改,即尾桨涡环特性显著变差。经分析,提出了相关应对措施,有利于提高该型机的起降安全水平。研究结论对其他类似机型也有参考价值。

无尾桨直升机发展综述

本文为了促进中国无尾桨直升机的设计与发展,系统梳理了无尾桨直升机的研发历史及其关键技术。首先提出无尾桨直升机的优点,无尾桨直升机取消了传统直升机的尾桨,提出了一种新型平衡旋翼反扭矩的方式,具有结构简单、安全性高、噪声小等特点;然后介绍了无尾桨直升机的研发与改进历史;最后分析了设计无尾桨直升机使用的关键技术,即环量控制技术,并对其发展与国内外研究现状进行了归纳与总结。

无尾桨直升机航向操纵系统气动特性分析

针对无尾桨直升机的航向操纵系统进行气动特性分析与建模。航向操纵系统是无尾桨直升机平衡旋翼反扭矩和实现航向操纵的关键部件,气动环境较为复杂,所以研究主要集中在系统中的环量控制尾梁的气动实验及二维建模仿真分析,但考虑航向操纵系统的整体特性、针对整个系统的建模难度很大,成果很少。为综合分析航向操纵系统的气动特性,首次考虑旋翼下洗流的旋流和扭转效应,建立了包括旋翼和无尾桨直升机航向操纵系统的三维CFD计算模型。采用动量源方法模拟旋翼流场,在FLUENT中计算了无尾桨直升机在悬停状态下,航向操纵系统所能产生的侧向力随动量系数的变化趋势。结果表明,计算所得结果与试验数据吻合较好,改进建模方法能够用来仿真无尾桨直升机航向操纵系统流场,可为后续设计提供依据和参考。

无尾桨直升机航向操纵系统参数影响分析

针对无尾桨直升机的航向操纵系统进行参数影响分析。目前针对整个航向操纵系统的建模研究难度很大,成果很少,多数研究集中于其中的一个部件-环量控制尾梁,分析时无法考虑部件间的相互影响规律与整体特性。建立了包括旋翼和航向操纵系统的三维CFD计算模型,在验证模型正确性后,对其参数影响进行了计算与分析。突破传统二维建模只分析尾梁截面特性只关注动量系数的方法,基于三维建模优势,考虑部件间的综合影响。开展了尾梁长度、喷气舵喷口面积、风扇增压与狭缝形状等参数对机身航向稳定性的影响分析,得到了一些参数影响规律,为后续设计和研究提供了依据和参考。

某型民用直升机模拟尾桨操纵故障分析及应急处置

直升机在悬停、平飞过程中若出现尾桨操纵卡滞或失效,尾桨不能平衡旋翼的反扭矩,导致直升机飞行姿态失去控制。通过在某型民用直升机上模拟尾桨失效试飞,对直升机在悬停、平飞时的尾桨失效故障状态试飞测试数据进行了分析,得出尾桨失效时机体姿态变化,并给出直升机尾桨卡滞和尾桨失效的应急处置建议。

麦道直升机公司无尾桨直升机的发展

无尾桨直升机发展历程麦道直升机公司的前身休斯直升机公司,早在1975年就开始自筹资金进行无尾桨技术的发展研究,并于1977～1978年期间进行了飞行试验。试验是在一架改装后的OH-6A直升机上进行的,该机仍带有尾桨,只是在尾梁外加装了玻璃钢环量控制包皮,用一个普通风扇提供低压气流。首次试飞时环量控制尾梁提供了相当于尾桨25％推力的侧向力,证实了环量控制尾梁的可行性和有效性。

直升机桨叶结冰喷洒塔设计

直升机桨叶结冰会严重影响直升机的飞行性能。甚至引发危及飞行安全的事故。喷洒塔是一类用于直升机主桨或尾桨的模拟试验设备，可在自然低温环境下，人工构造云雾条件进行结冰及防除冰试验。论述了结冰喷洒塔的系统组成及工作原理，分析了设计及试验过程中的关键技术问题。以某型直升机尾桨结冰喷洒塔研制为例。设计了系统参数，进行了设备配置。布置了工艺流程，通过液态水含量及云雾粒子直径标定，确定了喷雾参数，完成了试验及试验结果分析。结果表明，系统采取空气雾化喷嘴造雾，40个喷嘴布置为5排，保证喷雾浓度及云雾粒子运行距离。系统有效优化了喷嘴设置，通过调节喷雾水压（O．2—0．4MPa）、喷雾气压（0．3～0．4MPa）、开启的喷嘴数（6～18个）等喷雾参数。实现了液态水含量及云雾粒子直径的控制。整体试验效果良好。

直升机的两个话题

"直升机"不叫"直升飞机"飞机是由动力装置产生前进推力,由固定机翼产生升力,在大气层中飞行的重于空气的航空器。直升机是由动力装置驱动旋翼旋转而产生升力和拉力的、在大气层中飞行的重于空气的航空器。从以上这两种航空器的定义所反映出的内涵可以看出,飞机和直升机是有着很大不同的:飞机是靠动力装置先获得前进速度,在前进中是固定机翼在相对气流中产生上下压力差而获得升力,其操纵也是靠舵面和副翼在流动的空气中产生空气动力而实现。

环量控制尾梁参数研究

为了掌握环量控制尾梁机理,本文研究了用壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系。其中,动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点。研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数,也可降低喷气能量消耗。

旋翼反扭矩系统结构参数对其气动特性的影响分析

针对一种新型的横流风扇式旋翼反扭矩系统,对该系统的流场进行了数值模拟。通过CFD计算,分析了这种新型反扭矩系统的结构参数对其流场的影响,找出该反扭矩系统的最优几何参数,使得这种新型反扭矩系统能够获得更好的性能。

信息与动态

《×直升机尾桨工艺标准化综合要求》通过评审2012年6月10日,×直升机标准化工作系统在保定主持召开了《×直升机尾桨工艺标准化综合要求》评审会,参加会议的有总参陆航部装发办,陆航驻景德镇、北京地区军事代表室,中航工业301所、602所、122厂、372厂、550厂等8个单位的23名代表。