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臺灣博碩士論文加值系統

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研究生:許震華
研究生(外文):Xu, Zhen-Hua
論文名稱:無尾翼火箭旋噴式直昇機之功率分析與先導實驗
論文名稱(外文):Kinetic Power Analysis and Pilot Test Rocket-Propelled Tail-rotor- less Helicopter
指導教授:李興軍李興軍引用關係
指導教授(外文):Li, Xing-Jun
學位類別:碩士
校院名稱:國立中興大學
系所名稱:機械工程研究所
學門:工程學門
學類:機械工程學類
論文種類:學術論文
論文出版年:1996
畢業學年度:84
語文別:中文
中文關鍵詞:機械工程工程無尾翼火箭旋噴式直昇機功率分析先導實驗S型串連火箭
外文關鍵詞:MECHANICAL-ENGINEERINGENGINEERING
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無尾翼火箭旋噴式直昇機與傳統直昇機相比較之優點如下:無尾翼之功率損失、結構
簡單、可靠度高等。若以小型渦輪噴射引擊用於直昇機之主旋翼翼尖作為動力來源,
除成本較高外,另由於其轉子自我高速旋轉與主旋翼之公轉,合將形成無可克服之陀
螺動力破壞效應,因此並不比火箭更適合作為主旋翼之動力來源。故本文配合李興軍
所提出的拉氏雷諾輸送公式、火箭總動力功率式、傳送給火箭本身之動力功率式、及
火箭之推進效率式,對無尾翼火箭旋噴式直昇機進行動力功率之理論探討及先導實驗
。本文之理論分析與先導試驗,顯示火箭動力無尾翼旋噴式直昇機分析設計的一個重
要創新觀念:當火箭絕對速度昇高到某一定值之後,並非火箭繼續消耗燃料推動主旋
翼系統之旋轉,主旋翼系統即可獲得更多動能。從本文試驗例亦可看出,當火箭絕對
速度與噴口相對速度比大於1.92時,其推進效率轉為負值。此外,本文火箭動力旋噴
式直昇機主旋翼試驗機巧地採用現成之VCR 錄影設備,可以低成本的方式,從錄影帶
中分析出火箭燃燒時間、瞬間切線速度、加速度等重要數據。未來尚可參酌S 型串連
火箭等方式,進一步提昇推進系統整體之性能。再者,本文所引用之先進噴射系統動
力功率等分析公式,若經稍加修改,亦可適用於未來直昇機機體之滯空、爬升、沈降
、前進等之飛行動力分析,可謂潛力深厚。

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