某型直升机尾桨振动实时监控技术
直升机尾桨系统振动成因分析及调整措施
直升机尾桨系统振动成因分析及调整措施摘要：直升机各级减速器及传动系统将发动机动力涡轮输出的功率传递给旋翼和尾桨。
直升机上这些主要的动部件组成的系统称为直升机动部件系统。
直升机因尾桨系统振动所造成的危害时有发生，如某直升机在飞行训练中感觉到尾梁异常震动，滑回检查，在尾梁站位BS135.00 附近的尾传动轴整流罩扣子固定支架铆钉处发现沿周向扩展的裂纹，为保障直升机的飞行安全，对尾桨系统的振动进行调整与控制。
关键词：直升机；尾桨系统；振动直升机尾桨主要用于平衡主旋翼产生的反扭矩和航向操纵。
作为直升机的主要气动部件，与主旋翼不同，尾桨不仅受机体和桨毂扰流的影响，更主要的是受主旋翼尾迹的干扰。
悬停或侧滑状态，尾桨浸润在主旋翼尾迹中，形成较强的主旋翼／尾桨非定常气动干扰，由此影响尾桨的气动载荷特性。
尾桨作为直升机的关键部件之一，其不仅可以提供反扭矩，实现航向的操纵，而且可以保持直升机的航向稳定性，尾桨系统的工作状态将直接影响到直升机的飞行安全。
直升机尾桨系统离座舱较远，中间通过较长的尾桨传动轴进行动力传递以及硬式的推拉杆进行操纵。
所以，尾桨系统的振动很难传到座舱，飞行人员对尾桨系统的振动状态变化感觉不明显，其危害性较大而且比较隐蔽。
一、直升机尾桨系统振动产生的原因一般情况下平面内摆振刚硬旋翼的直升机不发生“地面共振”，只有平面内摆振柔软旋翼的直升机存在“地面共振”问题。
那么，当尾桨设计成摆振柔软的旋翼后，它与尾梁低阶模态耦合也存在“地面共振”问题，即尾桨和尾梁耦合动不稳定性问题。
该动力学问题与主旋翼机体耦合动不稳定性产生的机理相同。
但是，两者有重大差别：1、耦合模态的异同。
主旋翼转速范围一般在每分钟几百转以内，在关心的转速范围内正好与机体在起落架上刚体振动模态发生耦合，因此可以假设机体是刚体，但尾梁不能作此假设。
尾旋翼转速一般可达到每分钟一千转以上，在关心的转速范围内除了与尾梁的刚体模态发生耦合外，更重要的是与尾梁弹性模态耦合存在动不稳定性问题。
47 某型直升机飞行抖动故障分析与排除-曹学峰(5)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文某型直升机飞行抖动故障分析与排除曹学峰1张宏斌1赵鹏2李春虹1（1.陆军航空兵学院机载设备系，北京101123；2. 71906部队，山东聊城252000）摘要：本文针对某型直升机在飞行过程中蹬左舵时直升机出现抖动，而蹬右舵时故障消失的故障现象进行了分析，并根据故障现象及相关测试判断故障部位为控制增稳系统的航向开关拉杆。
通过对航向开关拉杆调整消除了故障。
本文对此类故障的排除具有一定参考价值。
关键词：直升机；抖动；控制增稳系统；航向开关拉杆1 故障现象及初步判断陆航某团某型直升机在一次飞行训练中，蹬右舵直升机进入右转弯，飞行正常。
但当飞行员蹬左舵，试图驾驶直升机进行左转弯时，直升机开始出现航向抖动。
随后直升机也进入了左转弯，但是抖动并没有停止，而当退出转弯或切断控制增稳系统后，抖动停止。
通过以上现象可以发现，出现故障的关键有两点：一是进入左转弯时故障发生，而当退出左转弯或做右转弯时无故障现象；二是控制增稳系统的通断，当接通控制增稳系统时故障出现，而断开后故障消失。
因此，通过以上分析可以初步判断故障部位为控制增稳系统。
为了进一步查清故障原因，排除故障，需要对某型直升机的控制增稳系统做详细了解。
2 控制增稳系统结构及工作原理2.1 控制增稳系统功能及特点某型直升机控制增稳系统是一个三轴系统，即能够控制纵向周期通道（俯仰轴）、横向周期通道（横滚轴）以及尾桨控制通道（偏航轴）[1]。
飞行前，在地面上可以利用操纵台进行增稳系统的自检测，根据检测结果可以判别增稳系统工作是否正常。
飞行中增稳系统可以根据比较监控结果自动断开故障通道，并发出告警信息。
其主要功能如下：(1)接通控制增稳系统之前，利用周期变距杆上的比普按钮进行俯仰和横滚轴的人工电气配平，可以通过相应的并联舵机人工控制卸除驾驶杆上的载荷。
(2)接通控制增稳系统之后，可完成以下功能：○1俯仰、横滚和航向通道的控制增稳、保持和自动配平功能。
ADS-B技术分析和应用
ADS-B技术分析和应用ADS-B技术（Automatic Dependent Surveillance-Broadcast）是一种航空领域的先进技术，它被广泛应用于航空监控和飞行安全领域。
本文将对ADS-B技术进行详细分析，并探讨其在航空领域的应用。
1. ADS-B技术概述ADS-B技术是一种基于GPS导航系统的航空监控技术，它通过航空器上安装的ADS-B发射器向地面和其他飞行器发送飞行信息，包括位置、速度、高度等数据。
这些数据可以被地面监控站和其他飞行器接收，并用于飞行监控、空中交通管理和飞行安全等用途。
相比传统的雷达监控技术，ADS-B技术具有更高的精度和实时性，能够提高空中交通的安全性和效率。
相比传统的雷达监控技术，ADS-B技术具有许多优势。
ADS-B技术具有更高的精度和实时性，能够提供更准确、更新更快的飞行数据，有助于提高空中交通管理的效率。
ADS-B技术能够实现飞行器之间的信息共享，通过广播式的数据传输方式，让所有飞行器都能够获取到实时的飞行信息，从而避免了传统雷达监控中的“盲区”和“暗区”，提高了飞行安全性。
ADS-B技术还具有更广泛的应用范围，不仅可以用于民航飞行监控，还可以应用于通用航空、军用航空等领域，具有更大的市场潜力。
ADS-B技术已经在全球范围内得到了广泛的应用，包括民航、通用航空和军用航空等领域。
在民航领域，许多国家已经要求所有飞行器必须安装ADS-B设备，以便提高空中交通管理的效率和飞行安全性。
在通用航空领域，ADS-B技术也被越来越多地应用于小型飞行器和私人飞机上，为这些飞行器提供更好的飞行监控和安全保障。
在军用领域，ADS-B技术也被广泛应用于军用飞行器和军事航空基地，为军事航空活动提供了更先进的监控手段。
随着航空技术的不断进步，ADS-B技术也将不断发展和完善。
未来，ADS-B技术有望实现更高的精度和更广的覆盖范围，能够应对更多样化的空中交通管理需求。
ADS-B技术也将更多地与其他航空技术相结合，如自动驾驶技术、无人机技术等，共同推动航空领域的发展。
直升机尾桨动部件载荷测试技术方法研究与应用
⑦测试设备满 足机载条件要求 。 要研制适用 于尾 桨系统 的测试设 备 ， 必须解 决 以下 技术 难
点：
①满足尾桨高速旋转下的高抗干扰编码方案和信号传输及
技术；
②满足严格 动平 衡要 求 及加 改装 后不 影 响原 系统 的动 特 最为复杂的部件， 旋转速度高、 气动特性复杂、 振动环境恶劣、 对 性 ： 加 改装的结构件动平衡要求严 ， 是直升机界的一个难题 。为此 ， ③ 电源供电技术 ； 笔者结 合任 务要 求 ， 了这方 面的研究 工作 ， 试方 案选型 开展 从测 ③安装在尾桨上的设备小型化及结构优化研究。 到原理性 试验再到实际应用 ， 时几 年 ， 历 经过近 ２０多小 时的实 ０ 际飞行应用 。 得到 了大量有效 的数据 ， 取得 了圆满 成功。 根据上述条件 ， 通过对任务需求 的分 析 ， 了方案比较和 进行
Ａｂ ｔａ ｔＣｏ ｂｎｎ ｅｉｏ ｔｒｒｔｒｌａ ｓｆ ｇ ｔ ｅｔ ｇ ｔｅｓｕ ｙａ ｄ ａ ｐｉａｉｎ ｏ ｅ ｔｉ ｒｔｒｌａ ｓｆｇ ｔｔｓｉｇ ｔｃ ｎ ｌｇ ｓｒ ｃ： ｍ ｉｉｇａｈ ｌ ｐｅ ｏｏ ｄ ｉｈ ｓｉ ，ｈ ｔｄ ｎ ｐ ｌ ｔ ｆｔ ａｌ ｏｏ ｏｄ ｉｈ ｅｔ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ｃ ｏ ｌ ｔ ｎ ｃ ｏ ｈ ｌ ｎ ａｅｄ ｓｒ ｅ ． ｈｅ ａ ｃ ｉｖ ｄ ｔｅｅ ｐ ｃａｉｎ ｒ ｅｃ ｉ ｄ ｗ ｉｈ ｈ ｓａｈｅ ｅ ｈ ｘ ｅ ｔｔ ． ｂ ｏ
维普资讯
①旋转速度 ： ００ｒｍ ｎ ２ ０ ｉ： ／
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某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理
河南科技Henan Science and Technology 机械与动力工程总第804期第10期2023年5月某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理郑坤薛晨吕一鸣周圣宏（昌河飞机工业集团有限责任公司，江西景德镇333000）摘要：【目的】通过低频振源频率分析和机载振动监测系统监测来研判直升机的低频振动问题，为同类问题的分析与处理提供一定的参考。
【方法】对某型机主旋翼1Ω振动、主尾旋翼形成的拍振和传动链扭振进行振动机理分析，结合振动数据进行判读。
【结果】从主桨振动和主桨锥体两个方面改善主旋翼1Ω振动，从基础频率、振动水平和飞行姿态三个方面改善主尾旋翼形成的拍振，从旋翼、传动、动力三个系统及飞行姿态等方面改善传动链扭振。
【结论】直升机振动故障排除需要通过振动的表象结合数据分析找到故障的根源，改善直升机振动问题，进一步保证飞行安全。
关键词：直升机；振动；飞行振动数据；使用维护建议中图分类号：V217.33文献标识码：A文章编号：1003-5168（2023）10-0044-04 DOI：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.010.009Cause Analysis and Problem Solving of a Fault on Low Frequency Vibration in Air Condition of a Certain HelicopterZHENG Kun XUE Chen LYU Yiming ZHOU Shenghong(Changhe Aircraft Industries Group Co.,Ltd.,Jingdezhen333000,China)Abstract:[Purposes]Through the frequency analysis of low frequency vibration source and the monitor⁃ing of airborne vibration monitoring system,the low frequency vibration problem of helicopter is analyzed and judged,which provides some guiding significance for the analysis and treatment of similar problems. [Methods]Through analyzing the vibration mechanism of the1Ωvibration of the main rotor and the beat vibration formed by the main tail rotor and the torsional vibration of the transmission chain of a certain type of aircraft,and combing with the vibration data,relevant analysis was made.[Findings]The1Ωvi⁃bration of the main rotor was improved from the two aspects of the main rotor vibration and the main rotor cone.The beat vibration of the main and tail rotor was improved from the three aspects of basic fre⁃quency,vibration level and flight attitude.The torsional vibration of the transmission chain was improved from the three systems of rotor,transmission,power and flight attitude.[Conclusions]Helicopter vibra⁃tion troubleshooting needs to find the root cause of the fault through the appearance of vibration com⁃bined with data analysis,improve helicopter vibration,and further ensure flight safety.Keywords:helicopter;vibration;data of vibration during flight;maintenance suggestion0引言低频振动对人体的危害主要是精神方面的刺激和身体功能的下降。
直升机振动监测分析
直升机振动监测分析【摘要】直升机震动较大，不同的部件及位置震动形式不同，通过监控这些震动，可以发现部件功能失效，大大提高直升机的安全水平，节省维护时间。
【关键词】直升机；震动；HUMS；EC2251.直升机振动形式由于直升机设计及工作特性，转动部件很多，不可避免地存在振动。
振动来自各种活动件，桨叶、传动机构、发动机、这些振动对机体结构产生应力，缩短部件的使用寿命，影响直升机的舒适程度，对安全威胁很大.本文主要分析来自于主桨及尾桨振动。
振动为一种快速的振荡运动。
这样的振荡运动可以表述为：如左下图振动曲线，位移或振幅、频率。
直升机描述旋翼系统中的振动水平，常用振动频率与旋翼旋转速率相比较。
每圈一振：在旋翼旋转一周发生振动5个循环，也就是5R 振动或者比率为5：1。
现代直升机通常使用了震动监控系统，可以采集到整机不同部位震动的频谱。
这对于分析全机震动很直观。
如右上图，可以在不同的震动频率看到振幅大小，不同频率通常指向不同的部件，震动值的突变，常可以发现部件的功能损伤失效。
2.引起振动的原因转动部件的振动频率一般与部件的转动速度有关，而直升机上部件的转动速度各不相同，因此振动频率是识别振动来源主要指标。
振动按频率一般分三类：低频振动，主要来自于主桨系统，中频振动，主要来自于尾桨系统，高频振动，主要来自于发动机和高速传动轴，一些固定频率的震动也指向特定转动附件。
根据振动的幅度大小，再辅助以转动速度、飞行速度等其他因素，可以准确地找到振动的原因。
2.1低频振动对各种主桨系统来说，最常见的振动原因是桨叶锥体偏差。
锥体是指直升机所有桨叶叶尖转动轨迹都在一个平面内，首先应该在地面进行桨叶锥体的检查，合格后，再进行悬停状态的检查。
一般振动可以分为两种形式：垂直振动：是由于桨叶产生的升力不相等，即主桨锥体超标而引起，与飞行速度有直接关系，飞行速度越大，振动越大。
如果振动发生在低速状态下可以通过调节变距拉杆长度来减小振动；如果振动发生在高速度状态下，调节桨叶调整片角度来减小振动值。
某直升机驾驶杆抖动问题研究与分析
某直升机驾驶杆抖动问题研究与分析发布时间：2023-06-07T06:52:24.726Z 来源：《科技新时代》2023年5期作者：杨恒[导读] 飞行操纵系统是将驾驶员的操纵（驾驶杆、总距杆和脚蹬）通过座舱操纵装置经助力器传递到主、尾桨叶，实现直升机的姿态和状态控制；总距杆能同时改变所有桨叶的桨距角，从而改变主桨升力的大小。
（昌河飞机工业集团有限责任公司工程技术部江西省景德镇 333002）摘要：某直升机在飞行过程中，接通飞控功能，驾驶杆侧向有轻微的抖动现象，手握住驾驶杆感到打手，断开飞控开关，驾驶杆抖动现象消失。
本论文对直升机飞行中驾驶杆抖动问题进行深度研究，分析出产生驾驶杆抖动的原因，提出解决抖动问题办法和后续直升机预防和检查措施，为机务人员排除直升机驾驶杆抖动问题提供参考和借鉴。
关键词：驾驶杆抖动舵机1 直升机操纵系统工作原理飞行操纵系统是将驾驶员的操纵（驾驶杆、总距杆和脚蹬）通过座舱操纵装置经助力器传递到主、尾桨叶，实现直升机的姿态和状态控制；总距杆能同时改变所有桨叶的桨距角，从而改变主桨升力的大小。
周期变距杆能使主桨桨距角产生周期性的改变，从而操纵旋翼桨盘的倾斜角，控制直升机升力的方向。
脚蹬的作用是改变尾桨推力的大小，从而实现直升机的航向操纵。
当操纵总距杆时，三台助力器在A、B、C三点上产生相同的行程且方向相同，自动倾斜器平行于它的初始位置向上或向下运动，各桨叶安装角的变化是相等的。
总距杆向下推，桨距减小，升力减小，直升机向下飞行；总距杆向上拉，桨距增大，升力增大，直升机向上飞行，操作系统工作原理见下图所示所示。
图1 操纵系统工作原理图驾驶员向前推周期变距杆，前助力器收缩，纵向助力器B点下降，自动倾斜器倾斜，当变距拉杆转到B点处时，它位于自动倾斜器旋转环的最低点，由于空气动力的作用滞后于桨叶安装角的变化，因而桨叶旋转平面就向前倾斜，直升机向前飞行；驾驶员向后推周期变距杆，前助力器伸出，纵向助力器B点上升，自动倾斜器倾斜，当变距拉杆转到B点反相处时，它位于自动倾斜器旋转环的最高点，由于空气动力的作用滞后于桨叶安装角的变化，因而桨叶旋转平面就向后倾斜，直升机向后飞行。
卡曼公司获K-MAX无人直升机验证合同
动力学问题解决的效率,同时降低型号研制的风险。
二是关于对直升机振动的认识与把握问题。
目前国内在振动方面的分析方法与技术仍有待完善,分析解决振动问题的措施和办法也不多,基本上还处于发现问题之后再行设法解决的被动状态。
直升机由于其特有的工作原理,振动问题无法回避,需要系统地开展研究和验证工作。
特别是随着民用直升机可能即将出现的快速发展,用户对振动的要求越来越高,相关技术的应用也将更加迫切。
参考文献:[1] 许 宁,凌爱民.直升机尾桨/尾梁耦合稳定性分析研究.直升机技术,2007(1)[2] 凌爱民,许 宁.尾桨与机体模态耦合动力稳定性研究.直升机技术,2008(4)[3] 艾剑波,樊光华,凌爱民.旋翼改进研制中的动力学匹配分析.第22届直升机年会[4] 查建平,凌爱民.直升机动力传动链扭振稳定性和响应计算研究.直升机技术,2008(1)[5] 邓景辉,艾剑波.直8金属桨叶升级换代的几个设计关键分析.直升机技术,2007(3)卡曼公司获K-MAX无人直升机验证合同 卡曼公司日前宣布,其直升机子公司———卡曼宇航公司与美国海军陆战队(代表K-MAX项目组)签订了价值8614万美元的合同,合同要求卡曼宇航公司验证其无人直升机K-MAX在极端环境和高海拔地区为部队运输物资的能力。
K-MAX项目组由卡曼公司和洛克希德马丁公司共同派员工组成。
洛克希德马丁公司将对卡曼公司的“空中卡车”K-MAX加装超视距数据链和无人航空系统任务管理系统。
K-MAX项目组将验证K-MAX无人直升机在150海里距离内运输物资的能力,美国海军陆战队设定的目标是24小时内运输2万磅的物资。
验证计划安排在2009年末进行。
为了在阿富汗快速部署美军部队,向前线不断补给装备和物资,美国海军陆战队系统指挥部要求一套物资运输无人航空系统(UAS),此次验证就是在此背景下提出的。
“此次K M X无人机的验证是该计划非常重要的一步”,卡曼公司董事长,总裁兼首席执行官Neal J.Keating说“我们相信该直升机能够胜任再补给任务,并将部队和飞行员撤出阿富汗”。
民航局令第132号CCAR-23-R3正常类、实用类、特技类和
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定
目录
A 章 总则.......................................................................................................................................1 第 23.1 条 适用范围......................................................................................................................1 第 23.2 条 特别追溯要求..............................................................................................................1 第 23.3 条 飞机类别......................................................................................................................1 B 章 飞行.......................................................................................................................................2 总则 .............................................................................................
直升机传动系统装机振动特性综述
2019.02科学技术创新 -1 -直升机传动系统装机振动特性综述谭武中"王祁波"（1、中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002 2、直升机传动技术重点实验室，湖南株洲412002）摘要：传动系统动力学设计技术是影响直升机飞行安全的关键技术。
传动系统装机后的动力特性与旋翼系统、发动机所组 成的机械扭转系统耦合特性密切相关，应避免旋翼系统与旋翼轴联接后的振动特性的改变影响其工作性能。
动力传动轴和尾传 动轴是易频发振动故障的关键部位，应综合考虑各种因素进行分析;应避免主、中、尾减速器装机后频率发生变化与系统模态频率 重合，通过有效的隔振系统隔开旋翼通过减速器传递到机身、发动机的振动；舰载直升机着舰时工况恶劣，对传动系统的振动影 响也不可忽略。
关键词：直升机;传动系统;动力学；主旋翼;尾旋翼；减速器；传动轴；装机;耦合振动中图分类号:V212.4 文献标识码:A 文章编号:2096-4390（ 2019 ）02-0001 -031概述对于单旋翼带尾桨直升机而言，传动系统一般由主减速器、中 间减速器、尾减速器、动力传动轴组件、尾传动轴组件组成,其功能 是将发动机功率和转速按比例传递给主旋翼、尾桨和直升机附件。
并承受和传递直升机升力系统在各种飞行状态下的载荷，保证直 升机执行各种飞行任务。
传动系统安装后的振动特性对直升机的 性能和可靠性有着关键性的影响。
直升机相对其他飞行器而言,振 动源丰富，为了保证直升机动力传输系统的正常可靠运行，对传动 系统装机的振动特性分析十分必要。
2耦合振动2.1传动系统耦合。
传动系统主要由行星齿轮传动、多级齿轮传动副、传动轴等弹性结构集成系统组成。
对于系统耦合模态，其典型的振型如图1所示。
以单旋翼带尾桨直升机传动为例，主要考虑的激励频率有:主、中、尾减齿轮系统啮合激励及其谐波、轴承滚动的激励及其谐波。
由于结构参数激励引起振动（啮合冈U 度激励、误差激励、齿面摩擦激励和啮合冲击激励等）的影响.还应考虑各啮合频率的l/2、3Z2、5/2……等非整数次谐波。
直升机有关震动频率PDF
直升机在使用过程中旋翼、尾桨、发动机、传动装置等旋转运动部件要产生交变载荷引起机体结构的振动。
结构的振动会给直升机的使用带来严重后果如主要部件、仪表设备等会产生振动疲劳的失效从而降低其使用寿命影响驾驶员和乘员的舒适性当直升机的振动水平高于0.1g时乘员就会感到不适。
近年来要求直升机在巡航状态全机的振动水平不超过0.05g甚至0.02g。
因此直升机设计研究阶段必须尽最大努力控制和降低振动水平。
在直升机的旋转运动部件中旋翼产生的交变载荷最大它是直升机的主要振源。
由于桨叶处于交变的气动力作用下因而它在旋翼的拉力面和旋转面上发生振动。
故在桨叶和桨毂接头处的作用力和反作用力也是交变的。
因为桨叶的弹性振动产生的激振载荷汇集于桨毂进而传给机体结构。
所以从振动的桨叶传到机体上的载荷可抽象为三个交变力和对坐标轴的三个交变力矩。
这些激振载荷传到机体上结构将产生弯曲或弯-扭耦合振动。
国外概况直升机的减振技术一直是从事直升机研究者致力于研究和解决的一个重要问题也是伴随直升机诞生而来的一个技术难点。
它涉及到驾驶员和乘员的舒适性、仪表设备的工作环境、飞机结构的重量、机载武器的命中率等许多方面。
为了减少直升机的振动世界各国的直升机公司都做了大量的工作投资了大量经费。
各种学术会议和杂志上发表的文章也很多。
综观各直升机公司所做的工作主要是减小以WZP为基频由旋翼传到机身上的振动Z-桨叶片数P-旋翼转速。
从直升机诞生以来直升机的振动水平不断降低主要是采取如下一些减振技术。
一、早期的直升机设计是使直升机固有频率避开旋翼激振频率的方法如直升机旋翼激振频率为ZZP直升机固有频率为Ω则Ω应小于0.9W及大于1.1Ω。
直五、直六直升机就是采用这种设计思想。
这种方法虽然可以避免发生共振的危险但机体的振动水平还是比较高的。
二、机身结构动力优化设计技术这种技术的难度较大机器运算时间很长。
七十年代后期已开始研究目前这一技术在直升机设计上还未采用。
而研究局部结构动力优化的课题却更引人注目。
HUMS在某型直升机上的应用
参考。
关键 词
条 例上 。 采 用 ＨＵＭＳ 可 降低 振 动 水 平 ，提 高结
引 言
直升机状态与使用监控系统（ Ｈｅ ａ ｌ ｔ ｈ ｙ ａ ｎ ｄ Ｕ ｓ ａ ｇ ｅ Ｍｏ ｎ ｉ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍｓ ， 简称 ＨＵＭＳ ）是 一个集 航 空 电子设 备 、地面 支持 设 备及 机载 计算 机监 视诊 断产 品于 一体 的 复 杂 系统 。它 包含 一 系列 的传感 器 ，并通 过 各 种算 法 监控 发动 机 、传动 系统 、旋 翼 系统 和 机 体 结 构 的 状 态 ，ＨＵＭＳ 主 要 由状 态监 控 和使 用监 控 两部 分组 成 。 在 国 外 过 去 的 十 年 间 ， 直 升 机 健 康 和使用监控系统 （ ＨＵＭＳ） 已从 实 验 环 境 转 变 为 在 民用 、军 用 直 升 机 上 实 际应 用 的 机 载 设 备 。在 欧 洲 适 航 规 定 中 ， 已 经 强 制 要 求 一 些 类 型 的 直 升 机安 装ＨＵＭＳ 系统。 在 ＨＵＭＳ 应 用 方 面 ，军 机 相 对 民 机 落 后 一 些 ，然 而 正 是 因 为这 些情 况 的 出现 ，使 得 ＨＵＭＳ 在 军 用 直 升 机 上 应 用 比 预 期 快 得 多 。我 国 目前 ＨＵＭＳ 技 术 研 究 仍 处 于预 研 阶 段 ，没 有 定 型 的 ＨＵＭｓ 系统装机使用 ， 但是 ，在某 些方 面 已经取 得 了突破 进展 。
某型民用直升机模拟尾桨操纵故障分析及应急处置
link appraisement 航空工业直升机设计研究所CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jun.2020·中国科技信息2020年第11期航空航天◎航向偏离初始航向20°左右。
但航向变化与侧滑并非完全等价，仅可用作参考，且在航向一段时间内能够保持稳定。
通过数据分析，将下降率控制在－1～－2m/s之间，则航向偏离可以控制在8°～20°以内，处置中需要精力集中，谨慎操作。
前飞尾桨高位卡滞试飞方法在高度2000m，以指示空速120km/h开始加速爬升，以最大连续功率稳定爬升，模拟尾桨高位卡滞；操纵总距杆和驾驶杆，逐渐减小前飞速度和爬升率，使直升机侧滑角基本保持不变，直到爬升率减小至零；脚蹬位置固定，操纵总距杆和驾驶杆，缓慢降低高度，保持侧滑角在15°之内进入稳定下降，下降200m左右高度后恢复脚蹬操纵并改出，正常有动力下滑着陆。
试飞结果分析脚蹬中位卡滞，缓慢降低总距，同时降低速度，可以将爬升率减小到零。
继续小幅度降低总距，控制前飞速度，可将下降率保持在2m/s左右，速度控制在90km/h左右，而此过程中，航向变化缓慢，基本可以认为航向保持稳定。
通过减速基本可以达到速度为零、下降率为零且无明显偏航角速度的飞行状态，基本上可以正常悬停着陆。
低高度悬停尾桨卡滞试飞方法离地高度10m悬停；脚蹬位置固定，缓慢推杆进入地速为20km/h左右的带侧滑稳定前飞约100m；尝试仅使用缓慢的左压驾驶杆，同时更缓慢地提高总距，操纵使直升机在前飞和爬升中不断转弯，调整至机头对准机场着陆跑道；脚蹬位置固定，缓慢降低飞行高度和速度，滑行着陆。
试飞结果分析着陆时降低总距，总扭矩减小，而尾桨拉力不变，全机力矩不平衡，导致直升机打转。
经过试飞演示中7次悬停着陆，1次5km/h和15km/h左右滑行着陆验证均是安全的。
说明合理操纵，将下降率控制在小值，这种打转现象不会影响着陆安全，但悬停着陆的航向偏转均小于20°，而15km/h 滑行着陆的航向偏转达到140°左右，可见悬停着陆更安全，因此着陆前应在航向可接受的条件下尽可能减小前飞速度。
某型直升机显示器振动排故分析
某型直升机显示器振动排故分析作者：苏越来源：《硅谷》2013年第21期摘要针对某型直升机飞行试验中出现的显示器异常振动现象，通过试飞数据分析和地面振动试验进行了验证，指出此振动由于显示器航向振动固有频率未避开旋翼一阶通过频率引起。
结合飞行试验，进一步确认了振动在传力路线上被放大，传力路线上部件的连接方式存在问题，为设计所改进设计提供了依据。
关键词飞行试验；振动；固有频率；显示器中图分类号：V217 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2013）21-0052-03在飞行试验中，直升机异常振动现象时有发生。
直升机振动故障的危害主要有：降低空勤人员工效性和乘员舒适性、引起结构疲劳破坏、影响机载设备的使用性能及降低直升机系统及设备的可靠性等。
因而，通过分析直升机振动故障信号，可为振动故障诊断提供依据，保证试飞安全。
直升机是非常复杂的机械系统，其工作的振动环境也非常复杂。
在飞行过程中，直升机振动的激振力包括旋翼引起的nKΩ激振力（其中K为桨叶片数，Ω为旋翼转速，n=1，2，3，……）、旋翼质量和气动不平衡引起的1Ω激振力、旋翼尾流引起的KΩ激振力、尾桨的激振力、发动机的激振力、各旋转部件（传动轴、减速器等）质量不平衡引起的激振力以及机载武器发射产生的激振力等。
为了确定振源机理，除了根据测试数据和理论分析外，还需要根据具体情况补充进行地面振动试验以验证分析结果。
补充试验的原因在于两方面，一是直升机多数局部结构并没有开展完整的地面振动试验，二是开展试验的部件多是在实验室完成，装机后动力学特性会发生一定改变。
因此，具备一定的地面振动试验设施及试验能力对于振动故障排故分析至关重要。
本文所述正是一个很好的例证。
1 问题概述在某型直升机飞行试验过程中，客舱战勤人员反映加装的显示器振动明显，该机客舱显示器通过操作台架连接在地板结构上，在执行较长时间的飞行任务时会使人产生晕眩等不适反应。
此振动现象已严重影响了战勤人员试飞中对任务系统的操作，为使试飞任务正常开展，需对此问题进行分析，给出振动故障产生的机理，为设计更改提供依据。
某型直升机尾桨叶专用超声探头参数的确定
【 键 词 】 桨 叶 大 梁 ； 波探 头 ； 关 尾 横 工作 频 率 ； 射 角 ； 片 尺 寸 入 晶
Ｐａ ａ ｅ ｒ ｃ Ｄｅ ｅ ｍｉ ａ ｉ ｎ ｏ ｐ ｃ ａ ｔ ａ ｏ ｉ ｏ ｅ ｆ ｒ ｔ ｅ ｓ ｒ ｋｅ ｏ ｒ ｌ ａ ｆａ ｃ ｒ ａ ｎ ｌｃ ｐｔ ｒ ｒ ｍ ｔ ｉ ｔ ｒ ｎ ｔｏ ｆａ ｓ ｅ ｉ ｌＵＩｒ ｓ ｎ ｃ Ｐｒ ｂ ｏ ｈ ｔｏ ａ ｆｏ ｅ ｔ ｉ ｈｅｉ ｏ ｅ ｅ
科技信息
。科教 前沿 ０
Ｓ ＩＮ Ｅ＆Ｔ Ｃ Ｎ Ｌ Ｇ Ｆ Ｒ Ａ Ｉ Ｎ ＣＥ Ｃ Ｅ Ｈ Ｏ Ｏ ＹＩ Ｏ Ｍ ＴＯ Ｎ
２０ ０ ８年
第 ３ 期 ３
某型直升机尾桨叶专用超声探头参数的确定
陈新 波 ’ 丁 振 国 ’ 孙 金 立 ’ 姜 东宏
（． １海军 航 空 工 程 学 院 青 岛分 院 山 东 青 岛
信 甚 该 查 桨 叶大 梁 疲 劳 裂 纹 ， 但需 要 设计 专用 检 测 探 头 。 对 于 超 声 横 波 探 头 波 屏 上 出现 林 状 回波 ， 噪 比下 降 ， 至 无 法 检 测 。 直 升 机 桨 叶 大 梁 而 对 的设 计 ， 考 虑 的 参 数 有 晶 片 的 工 作 频 率 、 片 的 入 射 角 和 晶 片 的 尺 属 于 晶粒 较 粗 大 的 铝 薄 板 构 件 ， 且 桨 叶 长 度 较 大 ， 灵 敏 度 和分 辨 要 晶
ｐａ ａ ｔ ｒ ｗｈ ｃ ｓ ｐ ｏ ｅ ｏ ｄ ｂ ｘ ｅ ｍｅ ｔ ｒ ｍｅｅ ， ｉ ｈ ｉ ｒ ｖ ｄ ｇ ｏ ห้องสมุดไป่ตู้ ｙ ｅ ｐ ｒ ｎ ． ｉ
【 ｙｗｏｄ 】 ｅｃａｋｏ ｅｓｒｋ ａ ａ’ ｃｏｓｅｍ；ａ ｓｅ ｅｗ ｖ ｒｂ ； ｅｆ ｑ ｅｃ ｔｅａ ｇｅｔｅｓａｅｏ ｅｗ ｆｒ Ｋｅ ｒｓ ｔ ｒｃ ｆｈ ｏ ｅｏｒｅｆｓ ｒｓｂａ ｔ ｎｖｒ ａｅｐｏｅ ｔ ｒ ｕｎｙ； ｎ ｌ； ｈｐ ｆｈ ａｅ ｈ ｔ ｔ ｌ ｒ ｓ ｈ ｅ ｈ ｈ ｔ
03-(6)某型直升机动力学解决方案-郭俊贤 胡茂和 艾剑波
第二十五届(2009)全国直升机年会论文某型直升机动力学解决方案郭俊贤胡茂和艾剑波（中国直升机设计研究所，景德镇，333001）摘要：动力学问题是某型直升机设计研制的技术关键，本文结合该型机从方案设计到工程研制的各个阶段，针对动力学问题的解决途径与实现情况进行了回顾，给出了设计分析、试验验证结果及其相关性。
文中还结合球柔性旋翼和尾桨特有的动力学问题解决方案，分析、探讨解决方案中的得与失，提出了进一步改进的方向。
关键词：直升机动力学旋翼系统1引言直升机动力学问题一直是困扰型号研制和发展的一道难题，特别是在直升机新型号的设计研制中，动力学问题是设计师无法回避的重要内容。
某型直升机为了提升技术水平与综合性能，需要对旋翼系统等进行升级改进。
鉴于国内多年的技术攻关研究以及型号研制工作基础，经过分析研究，确定采用球柔性构型的旋翼及尾桨。
球柔性旋翼系统目前在国内外许多机型得到上广泛使用，但球柔性尾桨由于其与机体耦合的动力学问题，仅有为数不多的几个型号成功应用。
然而，基于该型直升机尾桨总体参数、尺寸特征等因素的考虑，以及已有技术能力基础，球柔性尾桨方案成为首选。
复合材料旋翼和尾桨的全新设计研制，需要解决的动力学问题包括两大方面：一是孤立旋翼/尾桨的动力学特性与稳定性，二是旋翼、尾桨与机身耦合的动稳定性。
本文将主要针对上述两个方面动力学问题的一些设计分析、试验验证等情况进行介绍。
2方案设计与动力学初步分析当在方案设计阶段，旋翼系统采用球柔性钛合金桨毂、全复合材料桨叶结构基本确定，但尾桨是仍然采取常规跷跷板式结构还是其它构型方案颇费踌躇。
常规跷跷板式结构型式技术成熟，动力学问题简单，但必须采用金属轴承，使用寿命及可靠性维护性较差，与全机技术水平不相匹配。
另一选择是采用摆振刚硬的无轴承尾桨构型，主要考虑是已有型号对外合作研制基础。
但是，一是由于起飞重量差异，尺寸效应影响尚不清楚，二是国内尚未完全掌握类似构型尾桨的设计技术，对可能存在的技术问题及研制风险难以把握。
某型直升机典型飞行状态下驾驶舱地板振动特性研究
某型直升机典型飞行状态下驾驶舱地板振动特性研究摘要：针对某型直升机驾驶舱地板振动大问题，研究了其在典型飞行状态下的振动特性，主要介绍了测量位置选择、测试系统建立、飞行数据采集和振动特性分析四个方面，得到了典型频率点及其幅值，判断了振动来源，为后续设计减振方案提供了数据支持。
关键词：直升机；驾驶舱；地板振动；振动特性；振动直升机不可避免的存在振动，其振动主要来源于旋翼、尾桨、发动机、减速器和传动系统等转动部件。
某型直升机在交付用户使用过程中，多次收到驾驶舱地板振动大的反馈，该振动增加了飞行员的驾驶疲劳度。
为研究其振动来源以及设计减振方案，在驾驶舱地板上选取了一定数量的测量点、建立了测试系统、采集了典型飞行状态下的飞行数据，分析了数据的振动特性，得到了典型频率点及其幅值。
1.1.测量位置选择根据飞行员的振动反馈，了解到驾驶舱地板振动大主要感受源为两处，分别为脚蹬和座椅。
所以，选取测量点四处，分别为主驾驶员脚蹬地板、副驾驶员脚蹬地板、主驾驶员座椅地板、副驾驶员座椅地板，测量方向Z向（飞机垂向）。
1.1.测试系统建立1.1.加速度计的选取和安装原则考虑驾驶舱地板振动较小，时域最大量程应不超过±10g，选取美国PCB公司的356A15型加速度计进行振动加速度信号的获取，将物理量的加速度信号转换为电学量的电压信号。
加速度计使用乐泰454胶水粘贴安装在测量位置上，安装后24小时达到最佳粘合状态。
加速度计安装时禁止影响飞行员正常操作机上设备，尤其严禁影响动部件行程的正常运动。
1.1.动态信号分析仪的选取和安装原则考虑到安装便捷性和操作舒适性原则，选取江苏东华测试技术股份有限公司的DH5909型动态信号分析仪。
该分析仪可实现四通道振动数据的同步采集和存储，以便数据事后分析。
DH5909体积小、无需安装，可由飞行员手持操作，不影响飞行员正常驾驶飞机。
由于无需固定在机上，减少了改装工作量、降低了改装风险，特别是避免了抽引机上高度、速度信号来确定飞行状态的操作，全程由飞行员在典型飞行状态下操作分段记录数据，既可以直接从设备读取测试结果，也可以存储数据事后分析编写报告。
直升机振动健康监测指南-CAP753
直升机振动健康监测指南-CAP753朱桂芳【摘要】直升机振动健康监测指南(CAP753)是直升机HUMS系统设计与使用的重要技术标准.CAP753对HUMS系统的安装、系统的能力,地面站系统的能力,交付系统性能的修改与确认,系统的服务支持和系统的使用等方面,都给出了详细的建议.文章从产生背景,特定的技术术语,指南主要内容等方面详细介绍了CAP753,希望能对我国自主HUMS系统的研制有一定的启示作用.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】5页(P63-66,71)【关键词】直升机;振动;振动健康监测;VHM;健康状态与使用监测系统;HUMS;CAP753【作者】朱桂芳【作者单位】中国直升机设计研究所,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V267+.31随着我国低空领域的开放，民用直升机必将大量使用。
与军用直升机关注机动性、隐身能力、电子对抗和作战性能不同，民用直升机更注重安全性、可靠性、经济性、舒适性和环保性。
我国民用直升机的研制已成系列化发展，已成功推出AC系列直升机，包括：AC310、AC311、AC312、AC313等。
直升机HUMS系统对于提高直升机安全性、减少维护费用、提高出勤率的重要作用，已得到广泛认可和验证，而VHM是HUMS的核心内容。
自从1991年第一套HUMS系统装备在北海油田直升机以来，HUMS技术得到了持续的发展，HUMS产品广泛应用于军民用直升机(据主要供应商资料统计，HUMS装机量超过6000套)。
同时，也制定了各类技术标准，主要包括：英国CAA制定的直升机振动健康监测指南(CAP753)，美国FAA制定的AC29 M15旋翼航空器健康状态和使用监视系统(HUMS)的适航批准，美国旋翼机工业技术协会(RITA，Rotorcraft Industry Technology Association)制定的AS539X系列标准。
直升机尾桨失效事故案例分析
直升机尾桨失效事故案例分析
王畅;程蒙;马帅
【期刊名称】《重庆交通大学学报:自然科学版》
【年(卷),期】2022(41)4
【摘要】尾桨是平衡旋翼反扭矩、控制直升机航向的重要部件,尾桨失效是威胁直升机飞行安全的重要影响因素之一。
针对由直升机尾桨失效造成的若干起飞行事故进行了梳理与总结,简要介绍了尾桨失效的定义以及引发尾桨失效的空气动力学原理,并从环境影响和飞行人员操作因素方面深入地分析了事故发生的具体原因。
结果表明:尾桨失效多发生于直升机低速飞行阶段,且易受环境风影响;最后针对预防直升机尾桨失效和发生尾桨失效时的处置措施提出了建议。
【总页数】7页(P126-132)
【作者】王畅;程蒙;马帅
【作者单位】清华大学航天航空学院;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所;西南科技大学土木工程与建筑学院
【正文语种】中文
【中图分类】V328.2
【相关文献】
1.直升机尾桨失效分析及试飞技术研究
2.某型直升机尾桨桨距操纵杆断裂故障分析
3.动力学分析在某直升机尾桨故障分析中的应用
4.直升机尾桨连杆组件失效分析
5.直升机尾桨机械性失效及试飞研究
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某型直升机尾桨振动实时监控技术
作者：周长悦
来源：《电子技术与软件工程》2017年第04期
摘要某型直升机在试飞期间，一架直升机在飞行中由于振动过大造成尾桨被撕裂，导致迫降，险些造成重大飞行事故。
文章介绍了此型直升机尾桨振动实时监控、实时处理方法，通过实际应用，保证了在飞行过程中直升机尾桨的安全。
【关键词】直升机尾桨振动实时监控实时处理
某型直升机在试飞期间，一架直升机在飞行中由于振动过大造成尾桨被撕裂，导致迫降，险些造成重大飞行事故，对直升机尾桨振动进行实时监控在国内试飞行业中还是首例。
因为振动环境专业要求的采样率很高，而目前由于我们拥有的遥测设备的数据传输带宽的限制，无法对如此高采样率的振动数据进行实时传输、实时监控，这也是振动环境试飞一直没有进行实时监控的主要原因。
在本文中我们关心的尾桨一次转频率属于低频，目前的遥测设备的数据传输带宽能够满足本次实时监控的频率要求。
1 传动系统简介
该型机为单旋翼带尾桨式直升机，传动系统主要由动力传动轴、主减速器、尾传动轴、中间减速器、尾减速器和尾桨组成，其中尾传动轴包括尾传水平轴和尾传斜轴。
发动机功率通过动力传动轴传递给主减速器，主减速器传送到尾传水平轴，经过中间减速器到尾传斜轴，再经尾减速器传送给尾桨，传动系统示意图见图1。
2 测试方案
在直升机传动系统的尾减速器处安装了2个振动加速度传感器和1个红外光电传感器，振动加速度传感器测量尾桨部位的响应，红外光电传感器测量尾桨每次旋转的脉冲信号用于实时监控数据的处理。
根据需要，最终决定机载测试采用如下方案。
将振动传感器感受到的信号经过放大器调节后分成两路：一路振动信号经过抗混滤波器后和红外光电传感器的脉冲信号时间同步记录进入PCM流，通过遥测设备传回地面，用于数据实时处理、实时监控；另一路进入机载数据记录器，用于飞行后的数据事后处理与分析。
3 实时数据处理方法
实时飞行数据通过遥测设备传回到地面，经过地面实时处理，最终得到尾桨一次转频率下对应的振动响应曲线，通过监控中心的计算机显示用于实时监控。
飞行数据实时处理首先根据脉冲信号对振动数据进行截取，然后进行多段时域平均，接着对平均后的振动数据进行傅立叶级数分析，最后得出尾桨一次转下的振动响应，具体方法如下：
4 数据处理结果对比
经过计算，两种飞行状态下的实时和事后振动幅值的差异均在6%以内。
实时数据和事后数据的不同来源路径、数据处理方法上的区别，是造成两种数据处理结果存在差异的原因，如图2、3所示。
5 结束语
通过对此型直升机尾桨振动进行实时监控及数据处理结果对比分析表明，用本文介绍的方法对直升机尾桨振动进行实时监控是可行的。
通过这种方法对直升机尾桨一次转频率下的振动进行实时监控，能够保证直升机尾桨在飞行过程中的安全。
参考文献
[1]刘红星，林京，屈梁生等.信号时域平均处理中的若干问题的探讨[J].振动工程学报，10（04）：446-450.
[2]阎风文.测量数据处理方法[M].北京：原子能出版社，1990：204-205.
作者简介
周长悦（1982-），女。
学士学位。
工程师。
主要研究方向为飞行结构动力学、振动与声学。
秦浩（1983-），男。
硕士学位。
工程师。
主要研究方向为飞行结构动力学、航空声学。
作者单位
中国飞行试验研究院飞机所陕西省西安市 710089。