1) tail rotor vortex ring
尾桨涡环
1.
In this paper,the helicopter tail rotor vortex ring has been calculated and analyzed,according to the result of the rightward level side flight test of the sample helicopter.
根据样机右侧飞的飞行试验,对尾桨涡环现象进行了计算分析;根据右侧飞试验结果,估算出样机悬停回转时尾桨处于涡环状态的偏航角速度范围;将试验结果与国内外的涡环状态判据进行了对比。
2) propeller wash
循环叶尾流，螺旋桨尾流
3) tail rotor
尾桨
1.
This paper describes a demarcation and decoupling technology of helicopter bearingless tail rotor flexible beam,this technology can be used to solve the problem of flapping bending moment and lag bending moment coupling that encountered in bearingless flexible beam fatigue test,it also can be used to separate each test load component on the section effectively and to reduce the test error.
本文介绍了一种直升机无轴承尾桨柔性梁标定与解耦技术,该技术能有效地解决无轴承尾桨柔性梁在试验中挥舞弯矩与摆振弯矩的耦合问题,并能有效分离截面上各分项试验载荷,减少其试验误差。
2.
Combining a helicopter rotor loads flight testing,the study and application of the tail rotor loads flight testing technology are described,which has achieved the expectation.
结合某型机寿命可靠性动部件载荷实测任务要求,较详细地论述了尾桨动部件飞行载荷测试技术方法研究及应用,达到了预期目的。
3.
A prediction method for the load noise of tail rotors is studied.
对尾桨载荷噪声的预测方法进行了研究。
4) Stroke oar
尾桨
1.
Using S7-300 PLC as center controller, PⅡ IPC as monitor and SIEMENS SIMOVERT MD inverter as DP slave station to create a PROFIBUS-DP fieldbus control network, according to specification of drive and control system of stroke oar test-bed.
根据尾桨试验台拖动系统的特点及技术要求 ,采用 S7- 30 0 PL C作为中央控制器 ,P 工控机作为监控计算机 ,SIMOVERT MD工程型变频器作为 DP从站 ,构成一个基于 PROFIBU S- DP现场总线控制网
5) tail rotor blade
尾桨桨叶
6) trailing vortex
尾涡
1.
Rigid trailing vortex model consistent with Goldstein hypothesis is often employed in propelles lifting line (lift surface) calculation on the condition of light load,but presents certain errors on the condition of heavy load.
与Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ假设一致的刚性尾涡是螺旋桨升力线（面）计算中的常用模型，适于轻负荷工况，但在较大负荷工况时则有一定的误差。
2.
And ensemble average was made in order to find the spatial evolution of the propeller wake,including tip vortex and trailing vortex sheet,in the region from the training edge to 2.
介绍了试验设置以及方案,通过对轴平面不同相位下螺旋桨尾流场的测试,分析了梢涡、尾涡的结构,以及梢涡、尾涡在尾流中生成、演化过程,试验还研究了螺旋桨尾流场随进速系数变化产生的变化情况。
3.
The evolutionary process of trailing vortex structure was analyzed.
利用数字式粒子图像测速系统(DPIV)开展了摆动柔性鳍的尾流场测试,分析了尾涡结构的演变过程。
补充资料：尾桨
单旋翼直升机用以平衡旋翼反作用扭矩和实现航向操纵和稳定的尾部螺旋桨，简称尾桨。尾桨的构造与旋翼类似，但没有自动倾斜器。尾桨轴一般垂直于机身对称平面。飞行员通过改变尾桨桨叶的安装角来改变尾桨的水平拉力，从而实现航向操纵。尾桨桨叶多为2～6片，直径最小的仅1米左右，最大的达6米以上。早期的尾桨桨叶多为木制的，20世纪60年代以后多采用金属或复合材料的桨叶。实际应用的尾桨型式有"跷跷板"式、铰接式、万向接头式、无轴承式和涵道风扇式。轻型直升机上常用的双叶尾桨多为跷跷板式。双叶以上的尾桨以铰接式较多，结构与铰接式旋翼类似，不过一般不带垂直铰。个别直升机采用万向接头式尾桨。80年代有些直升机采用全复合材料无轴承式尾桨，结构与无轴承式旋翼类似。此外，少数直升机使用涵道风扇式尾桨，桨叶短而片数多，整个尾桨安装在流线型的环形通道内。这种型式的尾桨尺寸小，使用安全，但悬停及低速飞行时气动效率较低。少数单旋翼直升机不用尾桨，而用尾部侧向喷气或其他方法实现航向稳定和操纵功能。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条