直升機尾槳
關注創建者：匿名 創建時間：2021-07-28
直升機尾槳的實例教程
圖 1
日本在無人直升機的開發和使用方面起步較早，尤其是在農業領域，雅馬哈發動機有限公司于 1990 年代初首次推出了旗艦 RMAX 無人直升機。從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno所解釋：“較低的噪音水平有利于操作員。對于農業用途，我們必須降低無人直升機產生的噪音，因為它們將飛越住宅區周圍的田野。降噪還有助于減輕操作員的疲勞。到目前為止，我們主要通過采用四沖程發動機來實現發動機降噪。但是，現在想要更進一步，降低主旋翼造成的噪音”
設計無人直升機的挑戰
直升機的主要聲音來源之一是主旋翼葉片引起的流體噪聲。
由于無法使用隔聲罩來阻止轉子的噪音傳播，雅馬哈不得不考慮轉子速度和葉片形狀的設計。
然而，這兩個因素對直升機的整體性能都有很大影響，任何變化都會產生需要優化的多種設計權衡。
一旦產品規格細節到位，評估工業產品的聲學性能非常復雜，并且通常在設計的后期階段。但是，在設計過程后期將聲學性能評估的結果納入規范會產生一系列問題：例如，工程師必須回頭來查看更改對先前設計決策的影響，這是一個費力的過程，且可能導致交貨時間的延長。出于這個原因，雅馬哈希望在設計初期整體考慮各方面的設計因素與產品性能。
使用聯合仿真技術進行無人直升機的流體-結構-聲學仿真設計
雅馬哈發動機公司基于 MSC CoSim聯合仿真模塊來全面評估無人直升機“FAZER R”的性能（圖 1）。
展開 圖 1
日本在無人直升機的開發和使用方面起步較早，尤其是在農業領域，雅馬哈發動機有限公司于 1990 年代初首次推出了旗艦 RMAX 無人直升機。從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno所解釋：“較低的噪音水平有利于操作員。對于農業用途，我們必須降低無人直升機產生的噪音，因為它們將飛越住宅區周圍的田野。降噪還有助于減輕操作員的疲勞。到目前為止，我們主要通過采用四沖程發動機來實現發動機降噪。但是，現在想要更進一步，降低主旋翼造成的噪音”
設計無人直升機的挑戰
直升機的主要聲音來源之一是主旋翼葉片引起的流體噪聲。
由于無法使用隔聲罩來阻止轉子的噪音傳播，雅馬哈不得不考慮轉子速度和葉片形狀的設計。
然而，這兩個因素對直升機的整體性能都有很大影響，任何變化都會產生需要優化的多種設計權衡。
一旦產品規格細節到位，評估工業產品的聲學性能非常復雜，并且通常在設計的后期階段。但是，在設計過程后期將聲學性能評估的結果納入規范會產生一系列問題：例如，工程師必須回頭來查看更改對先前設計決策的影響，這是一個費力的過程，且可能導致交貨時間的延長。出于這個原因，雅馬哈希望在設計初期整體考慮各方面的設計因素與產品性能。
使用聯合仿真技術進行無人直升機的流體-結構-聲學仿真設計
雅馬哈發動機公司基于 MSC CoSim聯合仿真模塊來全面評估無人直升機“FAZER R”的性能（圖 1）。
展開 有些人轉向了多翼機──三翼機、四翼機，甚至更多機翼的飛機；其他一些人則將機翼的形狀更改成了后掠翼、串翼（andem wing）、連接機翼（joined wing）和十字翼（cruciform wing）。
圖：萊特兄弟的“飛行者1號”飛機，采用了當時最好的翼型
在這些機翼當中，絕大多數因為效率太低而難以起飛；有些機翼則能夠產生剛好足夠的升力，如果再配備有功率足夠強大的發動機的話，那么是能夠讓飛機在空中蹣跚地飛行的。而直升機又與飛機有些區別，主要區別在于它們產生升力的機理不同。飛機靠機身兩側的形似蜻蜓翅膀的平直機翼提供升力，前進的動力是由機頭的螺旋槳或尾部噴管（即尾噴管）的噴氣來提供；而直升機則是借助旋轉的機翼（旋翼）產生升力。直升機的旋翼和飛機的螺旋槳都是用旋轉的葉片推動空氣產生作用力的。
今天我們就來說說直升機旋翼的動力學奧秘。
直升機種類
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直升機方面也出現了相對多的機翼種類，按照旋翼的數目與配置以及葉片數目來區分，直升機有如下幾種：
1單旋翼直升機
顧名思義，單旋翼直升機就是它只有一個旋翼。一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產生的反轉矩。例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。下圖就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機。
展開 一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產生的反轉矩。例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。圖2就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。
圖2 外掛式尾部旋翼（尾槳）
但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機。“旋翼產生的反轉矩”將是本文的討論的重點。
02
雙旋翼直升機
雙旋翼直升機具有兩個旋翼。兩個旋翼的排列有如下三個情況：
縱列式：兩個旋翼前后縱向排列，旋轉方向相反。例如，美國波音公司制造的CH-47“支努干”運輸直升機。
橫列式：兩個旋翼左右橫向排列，旋翼軸間隔較遠，旋轉方向相反。比如，前蘇聯的Mi-12直升機。
共軸式：兩個旋翼上下排列，在同一個轉軸線上，互成反向旋轉。例如，前蘇聯的卡-50武裝直升機。（請見圖7的共軸式雙旋翼直升機圖片）
03
四旋翼直升機
圖3是中國研制的四旋翼無人直升機。四個旋翼分為兩對，分別以正螺旋和反螺旋方向旋轉。
圖3 四旋翼無人直升機（中國制造）
04
葉片數量
葉片數量往往與載重量大小相關，常見有2，3，4，8 個葉片。例如米-8直升機有4個葉片；米-28有5個葉片；米-26直升機的旋翼有8個葉片，尾槳有5個葉片。2008年5月26日，一架紅色米-26直升機吊裝了一臺重約13.2噸的重型挖掘機，前往唐家山堰塞湖壩體。圖4為執行該項任務的米-26直升機照片。
圖4 “米-26”直升機
05
傾轉式旋翼飛機
美國V-22魚鷹直升機就是傾轉式旋翼飛機（參見圖5），它兼有直升機和飛機的共同優點。當旋翼的轉軸豎直時，旋翼產生升力。
展開 直-18采用的就是前三點起落架
S-70C2的后三點起落架結構
“前三點”的優勢
直升機在起飛時都是先把屁股翹起來，呈一個斜向上的拉起姿態，這樣能夠在起飛的同時獲得一個平飛速度，便于迅速脫離這個最危險的起降階段。如果是米-17/171或者是直-8/18這種采用前三點起落架的直升機，就會出現一個問題，屁股翹起來了，單面前面只有一個支點（輪子），增加了飛機的不穩定性。而像直-20這種采用后三點起落架的飛機，屁股翹起來了不要緊，反正前面兩個輪子可以形成相對穩定的支點。
注意UH-60直升機的作戰起飛方式
與固定翼飛機一樣，直升機在降落時通常會屁股先落地，高尾梁飛機雖然尾巴翹的非常高，可如果地不平的話，還是容易發生意外。而采用低尾梁的直升機，在降落期間雖然是尾輪先落地，但正好能保護尾槳，從而能適應各種地形。
尾巴低可以更好的保護尾槳
從維護性和安全性來講，低尾梁直升機尾槳的位置低，更有利于在條件簡陋的前線維護。最關鍵的是低尾梁和機體主梁結構渾然一體，整體強度高，墜落時對人員的保護更好。另一方面，從空氣動力學的角度說，尺寸逐漸收縮的低尾梁也比直挺挺的高尾梁阻力更小。
當然有些直升機顯得略微“怪異”，比如說卡-52
當然，我們并非要黑“高尾梁”布局，它也是有好處的，可以很方便的在后機身設置跳板式尾門，裝載車輛和較大的貨物。比如我們常見的米-17一家和過去提到過的空中巨無霸——米-26“光環”，而“黑鷹”這類低尾梁直升機只能通過嚴重增加阻力的吊掛方式運輸。
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此外，由于涵道風扇可在較小的直徑下產生較大的推力，可以用來充當電動矢量推力發生器，這種矢量推力發生器依靠電驅動可以實現持續、穩態、精確的推力控制，適合應用到直升機尾槳、航空器懸停調姿增穩等場景。
航空器對涵道風扇電推進的需求
航空器作為一種高價值、高技術、高風險的運輸裝備，對涵道風扇電推進系統提出了較高的使用要求。
仲唯貴等則是采用FW-H方程分析了直升機尾槳與渦線干擾噪聲，表明干擾狀態下尾槳噪聲在中頻段有所增加且具有一定指向性。解福田等同樣應用FW-H方程分析了主旋翼噪聲的指向性。對于艙內噪聲的仿真分析，Perazzolo等和雷燁等應用統計能量法分別分析了AW139和某型直升機的艙內噪聲傳遞路徑，但對噪聲源判定和簡化加載介紹較少。
圖 1
日本在無人直升機的開發和使用方面起步較早，尤其是在農業領域，雅馬哈發動機有限公司于 1990 年代初首次推出了旗艦 RMAX 無人直升機。從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno
看到這里大家的疑惑是不是就解決掉了呢，所以直升機安裝尾槳并不是為了裝飾或者是好看，而是大有作用的，可以說尾槳是直升機保持平衡的重要部分。
圖 1
日本在無人直升機的開發和使用方面起步較早，尤其是在農業領域，雅馬哈發動機有限公司于 1990 年代初首次推出了旗艦 RMAX 無人直升機。從那時起，雅馬哈發動機不斷在其原始設計的基礎上進行改進，優化無人直升機在不同環境中的使用。
設計無人直升機時要考慮的一個關鍵因素是飛行器將在哪里飛行。任何在居民區飛行的飛行器都需要限制其產生的噪音。正如雅馬哈發動機公司機器人事業部 KentaMizuno
偏航運動
懸停狀態，直升機的航向由尾槳操縱決定。如果尾槳拉力變化，則會破壞原有的直升機旋翼反扭矩平衡，從而使航向產生變化。比如，對右旋旋翼，右蹬舵時，尾槳拉力減小、機頭右偏；左蹬舵時，尾槳拉力增加、機頭左偏。
與懸停狀態不同，直升機前飛時，航向的變化需要依靠協調轉彎實現。
為客戶提供完整的測量鏈，包括定制傳感器
作為測量項目的一部分，HBM為直升機的機身，尾槳和旋轉塔測試臺提供了完整的測量鏈。
直升機尾槳噪聲相對于旋翼的噪聲頻率更高，而且又恰好處于人耳聽覺中最敏感頻譜段，所以更是令人討厭。
尾巴低可以更好的保護尾槳
從維護性和安全性來講，低尾梁直升機尾槳的位置低，更有利于在條件簡陋的前線維護。最關鍵的是低尾梁和機體主梁結構渾然一體，整體強度高，墜落時對人員的保護更好。另一方面，從空氣動力學的角度說，尺寸逐漸收縮的低尾梁也比直挺挺的高尾梁阻力更小。
下圖就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機。
圖：外掛式尾部旋翼（尾槳）
2雙旋翼直升機
雙旋翼直升機具有兩個旋翼。
