直升機尾槳的案例
案例分享 | 雅馬哈直升機螺旋槳的聲音設計
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 案例分享 | 雅馬哈直升機螺旋槳的聲音設計
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 形形色色機翼中的動力學奧秘
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
▲▲▲
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 直升機旋翼的動力學奧妙
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?！靶懋a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-20為什么長得像黑鷹？其實這里邊有“經驗之談”
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。
展開 直升機噪聲為什么這么大？
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。
如何降低直升機噪聲的影響
美國聯邦航空局（FAA）于2013年5月建議提高直升機的飛行高度，并改變直升機在經過城鎮附近時的飛行路線，以減輕噪聲影響。另外，FAA正在和當地政府一起試驗一些由公眾建議的，在太平洋海岸高速公路和克倫肖（Crenshaw）公路上空的飛行路線，以使直升機噪聲“淹沒”在路面交通的噪聲當中。芝加哥直升機快車公司也提出了類似的策略，沿著高速公路和鐵路，設計直升機旅游觀光路線，同時將直升機的飛行高度設在600m以上，以進一步降低噪聲的影響。
當直升機飛行高度或直線距離增加一倍時，噪聲會減少6～7dB
FAA于2004年發布了一個“非軍用直升機的城市噪聲研究”報告，引用了大量研究，結論是可以用提高飛行高度的方式降低噪聲對地面的影響。這是一個由飛行員管理的政策，并借用倫敦直升機機場的經驗，政策要求直升機的飛行高度要在300m以上，并要在河道上飛行。
根據美國直升機協會（HAI）“友好飛行指南”公布的數據，當直升機飛行高度或直線距離增加一倍時，噪聲會減少6～7dB。為了滿足直升機在飛越噪聲敏感區域時的實際噪聲不高于65dB的標準，要求輕型/小型直升機的飛行高度應該不低于300m，而中型直升機則不低于600m。在一個安靜的臥室中噪聲應在40dB以下，在嘈雜的辦公室中的噪聲應在約60dB，如果噪聲高于65dB則會對語言交流產生較大影響。
展開 為什么直升機的尾巴上有個“小風扇？
作用二：抵消單旋翼的反扭力矩
當直升機的旋翼產生升力時，每片旋翼都會產生相應的阻力，這些阻力疊加在一起就會產生一個反扭力矩，這個時候直升機就會出現不平衡的現象，在直升機容易失衡的尾部加上一個“風扇”，也就是尾槳，尾槳發出的推力來抵消這個反扭力矩。
作用三：保持直升機的平衡
我們都知道天空上會產生強氣流，這個時候如果不采取任何措施，光憑借直升機的主旋翼是無法保持直升機平衡的。這樣一來直升機就會偏離飛行軌跡，或者無法躲避障礙物，而這個時候尾槳的作用就體現出來了。它可以輔助旋翼應對空中的強氣流，保持直升機的飛行平衡。
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。
展開 某民用直升機艙內噪聲水平仿真分析研究
降噪一直是直升機設計領域的熱點問題，從噪聲傳遞路徑角度分析，可以分別從噪聲源、傳遞途徑和目標位置3個方面開展降噪設計。對于源頭處降噪來說，理論上任何能夠降低噪聲源振動水平的措施都有利于降低機上噪聲水平。有研究表明，BK-117直升機槳葉采用的主動后緣襟翼控制技術可使噪聲水平下降6dB，優化減速器和發動機結構形式，也有利于降低直升機噪聲水平。Lewicki等在改進了減速器傳動齒輪形式后，聲功率和隨之降低10dB，WAH-64直升機在換裝Rolls RTM-322 發動機后，噪聲水平也得到了有效降低。傳遞途徑上的減振降噪設計則包含BELL-427上采用的主減液彈隔振技術、EC-725上采用的結構響應主動減振技術等，另外對艙內聲學環境進行吸聲、隔聲等改進設計也是有效的被動降噪手段。有源消音降噪和主動結構聲振控制則是目前比較先進的艙內主動降噪技術，有源消音降噪利用次聲場抵消源聲場，該技術可降低某型機艙內噪聲28dB，而主動結構聲振控制則是通過控制振動達到抑制噪聲的目的。目標位置處降噪手段則包括為駕乘人員配備主動降噪耳機、消音耳塞等。
聲學有限元仿真分析是進行直升機降噪設計的有效手段，可以在型號設計之初預估出機艙內外噪聲水平，給出降噪設計建議，評估降噪技術效果，大幅減少了后續優化改進和測試成本。目前，直升機噪聲的仿真分析主要集中在旋翼和尾槳噪聲等艙外噪聲上。王普緣應用有限元方法，分析得出在中速前飛狀態下，旋翼噪聲在直升機全機總噪聲中的占比超過90％。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。
展開 飛行三輪摩托：中國特種部隊的突襲利器，噪音更低更省錢更安全！
旋翼機與直升機的最大區別是，旋翼機的旋翼不與發動機傳動系統相連，發動機不是以驅動旋翼為旋翼機提供升力，而是在旋翼機飛行的過程中，由前方氣流吹動旋翼旋轉產生升力，象一只風車，旋翼系統僅在起動時由自身動力驅動，起飛之后靠空氣作用力驅動;
007電影中特工杰姆斯邦德駕駛旋翼機被直升機追殺，非常有喜劇色彩
而直升機的旋翼與發動機傳動系統相連，既能產生升力，又能提供飛行的動力，象一臺電風扇。由于旋翼為自轉式，傳遞到機身上的扭矩很小，因此旋翼機無需像單旋翼直升機那樣的尾槳，但是一般裝有尾翼，以控制飛行。
在飛行中，旋翼機同直升機最明顯的分別為直升機的旋翼面向前傾斜，而旋翼機的旋翼則是向后傾斜的。
旋翼機飛行時，升力主要由旋翼產生，固定機翼僅提供部分升力。有的旋翼機甚至沒有固定機翼，全部升力都靠旋翼產生。
由于旋翼機的安全性，有人就想出飛行旋翼機的高招，安全第一
由于旋翼機的旋翼旋轉的動力是由旋翼機前進而獲得。萬一發動機在空中停車螺旋槳不轉了，此時旋翼機因為具有慣性繼續維持前飛的狀態，并由于重力和空氣阻力逐漸減低速度和高度，就在這高度下降的同時，也就有了自下而上的相對氣流，旋翼就能可自轉提供升力。
這樣，旋冀機便可憑飛行員的操縱安全地滑翔降落。即使在飛行員不能操縱，旋翼機失去控制的特殊情況下，也會像降落傘一樣的降落，雖然也是粗暴著陸，但不會出現類似秤陀落地的情況。
直升機原理太復雜，飛行安全性比較低，粗暴著陸是常態，人員受傷死亡高發
直升機也是具備自轉下沿安全著陸能力的。但它的旋冀最初是發動機驅動高速宣傳的，發動機停車后轉換到風吹旋轉，這個過渡要損失一定高度。如果飛行高度不夠，那么直升機就可能來不及過渡而觸地。
展開 簡說氣動：直升機飛行
可以說，周期變距操縱直接影響著直升機的水平運動。
駕駛員前推桿操縱時，槳葉運動至右側時迎角最小，運動至左側時迎角最大；對蹺蹺板旋翼來說，由于揮舞響應滯后于操縱90度，最終槳盤后側上揮最大，前側下揮最大，也就是槳盤前傾，如下圖。其他方向周期變距操縱引起的周期揮舞響應，機理與前推桿類似。
駕駛員前推桿，槳盤前傾，從而產生驅動前向移動的氣動力，同時還需要保證垂向升力能夠平衡直升機重力，否則直升機將難以保持高度。
駕駛員橫向打桿，槳盤側傾，從而產生驅動側向移動的氣動力，直升機側飛。
駕駛員后拉桿，槳盤后倒，從而產生驅動后向移動的氣動力，直升機后飛。
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。直升機前飛改為盤旋時，駕駛員橫向打桿，使直升機側滑，產生使機頭偏轉的力矩，從而實現盤旋飛行。盤旋飛行過程中，旋翼拉力既要平衡重力，還要平衡盤旋過程中的離心力。速度越快、盤旋半徑越小，則離心力越大，旋翼需要提供的拉力越大。
過渡飛行
在直升機懸停改前飛的過渡過程中，需要達到一定的前飛速度才能體現出來旋翼氣動效率的提升。低速前飛階段，槳尖渦強度較大，而且旋翼與地面或機頭之間存在氣動干擾，會在直升機尾部形成亂流。
通常在前飛速度達到16~24節以上時，旋翼周圍氣動環境才會相對穩定。
展開 HBM幫助Marenco SKYe SH09直升機成功試飛
為測量可靠性設定高標準
在為第一架瑞士制造直升機設定了高標準后，Marenco Swisshelicopter對項目合作伙伴制定了極高的要求。公司需要精確的測試設備來驗證安全性，這樣它才能從歐洲航空安全局（EASA）和美國聯邦航空管理局（FAA）獲得型號證書。因此，必須選擇可靠的測量技術-確保提供精確的測量結果。
該公司開發人員過去曾使用過HBM解決方案，并擁有豐富的經驗，因此Marenco選擇使用HBM測量技術來對直升機應變、力和扭矩進行測量。
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。
旋轉塔上使用了三個HBM U10M力傳感器 ，用于對直升機旋翼的動靜態拉壓向力進行測量，旋翼產生的大多數扭矩可通過這三個力傳感器直接計算得出。
主變速箱測試臺采用了HBM T40B數字扭矩傳感器。并且HBM為Marenco專門定制了4個三分量力傳感器，用于對軸向力Fz和橫向力Fx、Fy進行動態測量，并利用三分量傳感器對飛行靜態機動性進行了一對一仿真試驗。
尾槳測試臺采用了T22傳感器和S9M力傳感器。
除了采用HBM力和扭矩傳感器以外， Marenco還采用了HBM應變片對飛機部件進行了應力測試，并采用QuantumX數據采集系統和catman測量軟件進行評估和分析。
展開 
涵道風扇電推進系統關鍵應用技術探討
目前市場上的消費級和工業級垂直起降無人機多采用開放式旋翼，主要因為其技術成熟、低成本、好維護，但是在尺寸輪廓、安全性和舒適性要求較高的使用場景，涵道風扇有它的優勢：在起降空間小、飛行通道狹窄的城市空中運輸，涵道風扇
eVTOL
航空器可以設計得更緊湊，使用更靈活，安全性和乘坐舒適度更佳，有望成為高端出行交通工具；對于軍用單兵特種作戰運輸平臺，緊湊型涵道風扇
eVTOL
航空器的機動性、隱蔽性和環境適應性也較為出色。
（
3
）其它領域
除了飛行器，登陸艇和氣墊船也可以采用涵道風扇。隨著電機功率密度和系統效率的提升，涵道風扇能夠提供的推力更大，尺寸更小，安裝布置更加靈活，使得船艇的設計和使用更為便利。因此，涵道風扇在登陸艇、氣墊船領域也有發展潛力。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。
大推重比
推重比是動力裝置的重要性能指標，直接影響航空器的起飛質量和有效載重。推進系統質量是分布式電推進飛機設計的重點內容，當前可占飛機起飛質量的
20%
以上
。涵道風扇推進系統能否在對質量極其敏感的電動航空器上廣泛應用，其推重比至為關鍵。
展開 