简介：本文介绍了自行设计的某型引进直升机旋翼转速表的设计，并为国内同型号直升机旋翼转速的测量提供了实现方案。

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简介：摘 要：本文针对直升机旋翼转速告警故障，从工作原理着手，阐述了故障发生原因，提出了故障排除方法，并对具体维护工作提出了建议，具有一定的指导和实践意义。

简介：摘要：自由涡轮式涡轮轴发动机的问世，设计人员找到完美解决上述问题的办法-控制自由涡轮转速（Nft）等于常数即旋翼转速恒定。而直升机通过改变总桨距和周期杆变矩来改变桨盘产生拉力的大小和方向远比改变转速要简单、迅速、经济且实用。总桨距与油门互联机构能够提高响应时间、补偿自由涡轮静下垂甚至可能过渡补偿。总桨距上的旋翼转速调节按钮能够微动调节旋翼转速并在单发等条件下参与旋翼转速控制以保持飞行姿态。燃油调节器能够通过Nft调节器调制一个燃气发生器转速（Ng）调节信号给Ng调节器以实现自动调节甩油盘供油量并保持Nft=常数调节规律。

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简介：摘要

简介：    摘要：新型可倾转旋翼四旋翼飞行器的功能性较强，能够垂直起降和高空巡航，还能保证模式转化阶段的安全，在实际应用过程中巡航速度快，可以提高飞机整体姿态的稳定性，在多领域中得到了广泛应用。为实现灵活切换飞行器的运行模式，则应提供足够的能源支持，这就需要做好飞行器结构设计工作，从保证飞行过程安全、可靠的角度出发，合理设计飞行器结构。本文提出了一种具有伸缩翼膜结构的可倾转旋翼的四旋翼飞行器，通过建立旋翼、机身和主翼膜力学模型的方式分析了新型飞行器在不同飞行模式下的受力情况，经过仿真分析后，实验结果显示与传统可倾转旋翼四旋翼飞行器相比功能性能更佳。

简介：本文介绍了直-8旋翼设计技术分析有关内容,包括旋翼基本参数选择、气动设计、结构动力学设计、疲劳设计、平衡与互换。

简介：为了保证某型直升机操纵系统设计的顺利进行,本文基于国内外相关资料对气动提前操纵角进行了深入的研究,得出该角度主要取决于桨叶挥舞基阶固有频率ωβ1.而ωβ1与挥舞铰外伸量e、桨叶根部弹性约束Kβ和挥舞调节系数Kp密切相关.通过分析e,Kβ和Kp对气动提前操纵角△ψ的影响,推导出计算该角度的具体公式.采用该公式对几个型号进行计算,经校核与验证后,表明本文提供的计算方法可行,能满足工程精度,可应用于工程研究,从而为布置助力器提供理论依据.

简介：倾转旋翼机最引以为傲的绝技就是“变身”。看到V-22机身两侧的发动机短舱及旋翼70-57当它们与机身垂直时，“鱼鹰”就可以像直升机那样垂直起降；当它们与机身平行，

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简介：噪声设计已成为现代直升机设计的重点.本文从理论上推导了Farassat1A公式,建立了可进行预估直升机旋翼厚度噪声的方法,并对1/4的UH-1直升机旋翼模型和某型机进行了理论计算,研究了桨叶桨尖马赫数、桨叶翼型相对厚度等因素对厚度噪声的影响.

简介：采用"桨叶表面预先压槽,再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔"的方法测量旋翼模型桨叶表面压力,在8mx6m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验,研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术,获得了桨叶表面特征剖面的压力分布,建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术.

简介：旋翼轴机加工后进行磁粉检测,发现沿轴向存在多条磁痕显示。采用磁粉检测、低倍组织检查、金相组织观察及电子探针微区成分分析等方法,对磁痕显示原因进行了分析。结果表明：磁痕显示部位对应的亮条区为粗大的针状马氏体＋残余奥氏体组织,Cr、Mo、Mn、Ni含量均高于正常区,因此旋翼轴的磁痕显示为沿轴向分布的奥氏体,其产生原因为成分偏析导致的马氏体转变点Ms降低。

简介：要想飞好无人机,模拟飞行练习必不可少。模拟飞行是在电脑上使用模拟飞行软件来模拟真实飞行情况的一种练习。我们在使用无人机进行实际飞行前,应该在模拟飞行软件上熟练地掌握想要飞行的动作。

简介：摘要：近20多年来，由于无人驾驶技术的进步，曾经的“飞行”概念已经彻底改变，使得飞行成为一种普遍的现象，它已成为鸟类的特殊的生活方式。此次，无人飞机的出现，标志着飞行的新纪元，它将改变我们对于飞行的认知，让我们拥抱新的挑战，让我们拥抱新的未知。无人机飞行技术是一种无人驾驶的航空器，它通过无人机的无人操纵来实现空中活动，在未来却有着宽广的发展前景。

简介：摘要：倾转旋翼飞行器具有垂直起降和高速前飞的优点，其发动机短舱倾转过程中气动耦合问题影响纵向稳定性。本文以“十”字构型倾转四旋翼无人机为例，建立了基于CFD的网格分区和雷诺时均方程等高精度算法的流场数值模拟方法，并进行了实验验证。以此为基础，进一步对倾转过渡态旋翼对机翼俯仰力矩和横滚力矩气动干扰进行了数值计算，以对倾转过渡态旋翼/机翼气动干扰规律进行了解，指导倾转旋翼飞行器总体和气动设计。

简介：本文基于压缩性修正,非定常修正,径向流修正,动态失速修正和反流区修正,给出了计算大速度前飞旋翼性能的方法。计算结果表明此方法精度较高,可用于型号设计。

简介：针对大速度前飞的特点,我们研制了一套计算大速度前飞旋翼气动载荷的方法和软件,算例计算表明计算值和试验值有较好的吻合度,它不仅在桨叶内段吻合得较好,而且在桨尖这种大载荷区域也是如此;不仅对前进比μ=0.3以下状态符合得较好,而且对μ=0.4,0.45这种高速状态也是如此。这说明本计算方法与软件对大速度前飞旋翼气动载荷计算达到了一定的精度,基本上能满足工程设计的需要。

简介：直升机在悬停时旋翼/机身的气动干扰,主要引起机身垂向阻力的增加.本文根据参考文献[1],给出估算垂向阻力的理论方法,并以某机为例进行了计算,计算结果与该机的旋翼/机身组合风洞试验结果相比,获得了很好的一致.