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直升機全方位講述

時間:2011-04-04 21:08來源:藍天飛行翻譯 作者:航空 點擊:


在 0°到 180°之間,槳葉向上揮舞,而如果槳葉向上揮舞,且槳葉角又在基準角之上,槳葉角必定繼續增大(陳述 B),因此槳葉角將從基準值 12°增大到最大值 18°,然后再回到基準值 12°,槳葉角的最大值將出現在 0°至 180°之間的中間位置,即 90°點。
在 180°至 0°之間規律是一樣的(陳述 C),槳葉角必定從基準值 12°減小到最小值 6°再回到基準值 12°,最小槳葉角將出現在 270°點。
這樣就得到了五個點,將這些點用一平滑的曲線連接,得到圖 1-35。

圖 1-35槳葉角變化曲線將圖 1-34和圖 1-35疊加,得到圖 1-36,從圖中可以看出,槳葉角變化曲線比槳葉揮舞量變化曲線要早 90°。

圖 1-36揮舞量與槳葉角變化曲線從圖 1-36可以得出以下結論:在 0°,槳葉角是基準值,槳葉不揮舞。 0°—90°,槳葉角逐漸增大至最大值,槳葉開始向上揮舞且向上揮舞的速率也
越來越大,當到達 90°時槳葉的揮舞速率最大。 90°—180°,槳葉角從最大值逐漸恢復到基準值,此時由于槳葉角大于基準值,槳葉繼續向上揮舞,當槳葉角變成基準值時(180°),槳葉停止向上揮舞。 180°—270°,槳葉角逐漸減小至最小值,槳葉開始向下揮舞,且向下揮舞的速率也越來越大,當到達 90°時槳葉的揮舞速率最大。
270°—0°,槳葉角從最小值逐漸恢復到基準值,此時槳葉角仍小于基準值,槳葉繼續向下揮舞,當到達 0°點時,槳葉角變為基準值,槳葉停止向下揮舞,繼續下一個循環。
前面我們討論了幾種引起相位滯后原因的理論,由于這種現象的存在,最大槳葉角位置相對于需要的最高揮舞位置必須提前 90°,最小槳葉角相對于需要的最低揮舞位置也必須提前 90°。

1.8.2前置角
在設計直升機主槳系統時必須考慮到相位滯后的因素,絕大多數直升機利用傾斜盤將操縱通過變距拉桿傳遞到主槳系統上,變距拉桿和連接主槳葉的夾板或軸向關節之間加裝一變距搖臂,而變距搖臂通常裝在槳葉的前緣。變距搖臂操縱輸入點與槳葉之間的夾角稱作前置角。
對于兩片主槳葉的主槳系統,尤其是裝有平衡棒的主槳系統,變距搖臂的前置角為 90°。這是因為平衡棒與槳葉的夾角為 90°,駕駛艙操縱首先傳遞到平衡棒,然后再到變距搖臂。當傾斜盤前傾時,平衡棒指向前方,最小槳距也傳遞到平衡棒,此時槳葉仍在 270°,因此最小槳葉角位置相對于最低揮舞位置提前了 90°。
現代直升機主槳系統的前置角則為 45°,也就是說,變距搖臂的操縱輸入點與槳葉的夾角為 45°,這意味著傾斜盤的傾斜方向不能與周期操縱桿的移動方向一致。當槳葉處在 270°點時,如果要使槳葉的最低揮舞位置在 0°點,最小槳距必須在 270°點,但前置角只有 45°,因此傾斜盤也必須提前 45°傾斜,最低傾斜點應在 315°點上。將主伺服裝置(液壓助力器)安裝在這個位置可以實現此目的,其他伺服裝置與其夾角 90°,如圖 1-37。

圖 1-37主伺服裝置的安裝位置示意圖
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第 1.9節直升機的穩定性和外界影響
1.9.1穩定性
直升機的穩定性是指直升機在外力的作用下能夠恢復到原來的飛行路線和飛行姿態的能力。,理論上,直升機主槳系統本身是不穩定的,也就是說槳盤的姿態必須隨時由周期變距桿控制和操縱,任何非人為的主槳槳盤姿態的改變必須通過物理操縱才能恢復到原姿態。全鉸式主槳正是如此,而有的主槳加裝了其他的增加穩定性的方法如平衡棒等,即使這樣槳盤的姿態仍然由周期變距桿來決定,要想保證槳盤保持在一個所需的姿態,周期變距桿不能松開,必須始終保持在一個選定的位置。
許多現代直升機都使用了自動飛行控制系統(AFCS)或增穩系統(SAS),使駕駛員不必始終在桿上不停地修正,而自動補償姿態和航向的非人為改變。

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