【簡(jiǎn)介：】光學(xué)系統(tǒng)對(duì)稱共軸作圖編輯對(duì)稱共軸的性質(zhì)①光軸上的物點(diǎn)，像點(diǎn)也在光軸上；②過光軸的截面內(nèi)的物點(diǎn)，與其像共面；③過光軸的任意截面性質(zhì)都是相同的；④垂直于軸的平面，同一面內(nèi)具有相

光學(xué)系統(tǒng)對(duì)稱共軸作圖編輯對(duì)稱共軸的性質(zhì)①光軸上的物點(diǎn)，像點(diǎn)也在光軸上；②過光軸的截面內(nèi)的物點(diǎn)，與其像共面；③過光軸的任意截面性質(zhì)都是相同的；④垂直于軸的平面，同一面內(nèi)具有相同的放大率；⑤已知兩對(duì)共軛面位置及放大率，或已知一對(duì)共軛面位置及放大率，加上光軸上的兩對(duì)共軛點(diǎn)，可以確定理想光學(xué)系統(tǒng)的成像

光學(xué)儀器如何調(diào)節(jié)到共軸等高？

共軸等高這個(gè)概念一般是對(duì)激光束而言有意義，首先讓激光水平出射（在不同位置比較高度），把各個(gè)儀器先目測(cè)調(diào)等高，放入光路，調(diào)節(jié)反射光點(diǎn)和入射光重合，微調(diào)使得出射光線方向不變

180秸稈還田機(jī)配多大馬力？

65-75（馬力

清旋180秸稈還田機(jī)是水旱兩用機(jī)。反轉(zhuǎn)作業(yè)，稻麥埋茬率達(dá)90%左右。接盤式整根刀軸、拆裝方便.，中間作業(yè)無溝痕。一次性完成秸桿的埋茬、旋耕、覆土增壓作業(yè)。配置專利鎮(zhèn)壓輥、拖板后埋茬和平整度更好。整機(jī)剛性好。配套拖拉機(jī)動(dòng)力65-75（馬力）；幅寬1800（mm）；標(biāo)準(zhǔn)三點(diǎn)懸掛；動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)速734，634（r/min）；側(cè)邊齒輪傳動(dòng)；結(jié)構(gòu)質(zhì)量395（kg）；刀輥反向旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速233，202（r/min）；刀輥回轉(zhuǎn)半徑245（mm）；旋耕刀采用IT系列、46把刀；雙螺旋排列；耕深12（cm）；耕深穩(wěn)定性93%；植被覆蓋率84%。

我國有雙槳共軸直升機(jī)嗎?

有進(jìn)口,是卡莫夫系列,整套進(jìn)口,多裝備海軍,基本用來反潛,數(shù)量不多,大多數(shù)在海軍的現(xiàn)代級(jí)驅(qū)逐艦上.我國的直升機(jī)技術(shù)還很落后,國產(chǎn)的在軍隊(duì)中地位比較低,好的直升機(jī)全都是進(jìn)口,例如卡莫夫,米17等,我們的直7直8直9實(shí)在是...

找一種小型四旋翼無人機(jī)的具體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量

共軸雙旋翼直升機(jī)具有繞同一理論軸線一正一反旋轉(zhuǎn)的上下兩副旋翼，由于轉(zhuǎn)向相反，兩副旋翼產(chǎn)生的扭矩在航向不變的飛行狀態(tài)下相互平衡，通過所謂的上下旋翼總距差動(dòng)產(chǎn)生不平衡扭矩可實(shí)現(xiàn)航向操縱，共軸雙旋翼在直升機(jī)的飛行中，既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。 共軸雙旋翼直升機(jī)的上述特征決定了它與傳統(tǒng)的單旋翼帶尾槳直升機(jī)相比有著自身的特點(diǎn)。20世紀(jì)40年代初，這種構(gòu)形引起了航空愛好者極大的興趣，并試圖將其變成可實(shí)用的飛行器，然而，由于當(dāng)時(shí)人們對(duì)共軸雙旋翼氣動(dòng)特性認(rèn)識(shí)的缺乏以及在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面遇到的困難，許多設(shè)計(jì)者最終放棄了努力，而在很長一段時(shí)間對(duì)共軸式直升機(jī)的探討只停留在實(shí)驗(yàn)階段。1932年，西科斯基研制成功了單旋翼帶尾槳直升機(jī)VS-300，成為世界上第一架可實(shí)用的直升機(jī)。從此，單旋翼帶尾槳直升機(jī)以其簡(jiǎn)單、實(shí)用的操縱系統(tǒng)和相對(duì)成熟的單旋翼空氣動(dòng)力學(xué)理論成為半個(gè)多世紀(jì)來世界直升機(jī)發(fā)展的主流。 [ 轉(zhuǎn)自鐵血社區(qū) ]然而，人們對(duì)共軸雙旋翼直升機(jī)的研究和研制一直沒有停止。 俄羅斯卡莫夫設(shè)計(jì)局從1945年研制成功卡-8共軸式直升機(jī)到90年代研制成功被西方譽(yù)為現(xiàn)代世界最先進(jìn)的武裝攻擊直升機(jī)卡-50；發(fā)展了一系列共軸雙旋翼直升機(jī)，在型號(hào)研制、理論實(shí)驗(yàn)研究方面均走在世界前列。美國也于50 年代研制了QH-50共軸式遙控直升機(jī)作為軍用反潛的飛行平臺(tái)，并先后交付美國海軍700 多架。美國西科斯基公司在70年代發(fā)展了一種前行槳葉方案（A B C）直升機(jī)，該機(jī)采用共軸式旋翼，剛性槳轂，上下旋翼的間距較小。它利用上下兩旋翼的前行槳葉邊左右對(duì)稱來克服單旋翼在前飛時(shí)由于后行槳葉失速帶來的升力不平衡力矩，從而提高旋翼的升力和前進(jìn)比，其驗(yàn)證機(jī)XH-59A于1973年進(jìn)行試飛，并先后進(jìn)行大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。 共軸式直升機(jī)的總體結(jié)構(gòu)特點(diǎn) 共軸式直升機(jī)與單旋翼帶尾槳直升機(jī)的主要區(qū)別是采用上下共軸反轉(zhuǎn)的兩組旋翼用來平衡旋翼扭矩，不需尾槳。在結(jié)構(gòu)上，由于采用兩副旋翼，與相同重量的單旋翼直升機(jī)相比，若采用相同的槳盤載荷，其旋翼半徑僅為單旋翼直升機(jī)的70%。單旋翼直升機(jī)的尾槳部分必須超出旋翼旋轉(zhuǎn)面，尾槳直徑約為主旋翼的16% ～ 22%，這樣，假設(shè)尾槳緊鄰旋翼槳盤，則單旋翼直升機(jī)旋翼槳盤的最前端到尾槳槳盤的最后端是旋翼直徑的1.16 ～ 1.22倍。由于沒有尾槳，共軸式直升機(jī)的機(jī)身部分一般情況下均在槳盤面積之內(nèi)，其機(jī)體總的縱向尺寸就是槳盤直徑。這樣，在槳盤載荷、發(fā)動(dòng)機(jī)和相同的總重下，共軸雙旋翼直升機(jī)的總體縱向尺寸僅為單旋翼直升機(jī)的60% 左右。 共軸式直升機(jī)的機(jī)身較短，同時(shí)其結(jié)構(gòu)重量和載重均集中在直升機(jī)的重心處，因而減少了直升機(jī)的俯仰和偏航的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。 在10t 級(jí)直升機(jī)上，共軸式直升機(jī)的俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大約是單旋翼直升機(jī)的一半，因此，共軸式直升機(jī)可提供更大的俯仰和橫滾操縱力矩。并使直升機(jī)具有較高的加速特性。 由于沒有尾槳，共軸式直升機(jī)消除了單旋翼直升機(jī)存在的尾槳故障隱患和在飛行中因尾梁的振動(dòng)和變形引起的尾槳傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的故障隱患，從而提高了直升機(jī)的生存率。 由于采用上下兩副旋翼，增加了直升機(jī)的垂向尺寸，兩副旋翼的槳轂和操縱機(jī)構(gòu)均暴露在機(jī)身外。兩副旋翼的間距與旋翼直徑成一定的比例，以保證飛行中上下旋翼由于操縱和陣風(fēng)引起的極限揮舞不會(huì)相碰。兩旋翼間的非流線不規(guī)則的槳轂和操縱系統(tǒng)部分增加了直升機(jī)的廢阻面積，因而，共軸式直升機(jī)的廢阻功率一般來說大于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的廢阻功率。 [ 轉(zhuǎn)自鐵血社區(qū) ]共軸式直升機(jī)一般采用雙垂尾以增加直升機(jī)的航向操縱性和穩(wěn)定性。 一般來說，共軸式直升機(jī)繞旋翼軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大大小于單旋翼帶尾槳直升機(jī)，因而，航向的操縱性好于單旋翼帶尾槳直升機(jī)，而穩(wěn)定性相對(duì)較差；由于共軸式直升機(jī)的機(jī)身較短，故增加平尾面積和采用雙垂尾來提高直升機(jī)的縱向和航向穩(wěn)定性。共軸式直升機(jī)的垂尾的航向操縱效率只在飛行速度較大時(shí)方起作用。 共軸雙旋翼直升機(jī)的主要?dú)鈩?dòng)特性 共軸式直升機(jī)具有合理的功率消耗（無用于平衡反扭矩的尾槳功率消耗），優(yōu)良的操縱性、較小的總體尺寸等特點(diǎn)。與單旋翼帶尾槳直升機(jī)相比，共軸式直升機(jī)的主要?dú)鈩?dòng)特點(diǎn)為：共軸式直升機(jī)具有較高的懸停效率；沒有用于平衡反扭矩的尾槳功率損耗；尾漿在起飛、懸停狀態(tài)下的功率消耗為7% ～ 12%；空氣動(dòng)力對(duì)稱；具有較大的俯仰、橫滾控制力矩。 [ 轉(zhuǎn)自鐵血社區(qū) ]據(jù)卡莫夫設(shè)計(jì)局資料稱，通常共軸雙旋翼直升機(jī)的懸停效率要比單旋翼帶尾槳直升機(jī)高出17% ～ 30%。由于上述的原因，在相同的起飛重量、發(fā)動(dòng)機(jī)功率和旋翼直徑下，共軸式直升機(jī)有著更高的懸停升限和爬升率。 共軸式直升機(jī)的另一個(gè)重要特性是隨著升限增高，其航向轉(zhuǎn)彎速度保持不變甚至有所增加。這是由于共軸式直升機(jī)不需要額外的功率用于航向操縱，因而改善了航向的操縱效率。增加同樣的拉力所需的扭矩增量隨懸停高度的增加而增加，因此，對(duì)單旋翼直升機(jī)來說，為平衡反扭矩所需的尾槳功率也需要增加，在尾槳功率供應(yīng)不足的情況下使航向操縱效率減小。而共軸式直升機(jī)不存在這樣的問題。 共軸雙旋翼的平飛氣動(dòng)特性與單旋翼也有不同，資料表明，在相同拉力和旋翼直徑下，剛性共軸雙旋翼的誘導(dǎo)阻力比單旋翼低20% ～ 30%。 由于操縱系統(tǒng)部分和上下旋翼槳轂這些非流線形狀部件的數(shù)量和體積大于單旋翼直升機(jī)并暴露在氣流中，因而共軸式直升機(jī)的廢阻面積大于單旋翼直升機(jī)。共軸式直升機(jī)在懸停、中低速飛行時(shí)的需用功率小于單旋翼直升機(jī)，隨速度增加，需用功率逐漸增大至大于單旋翼直升機(jī)，這一特性決定了共軸式直升機(jī)有較大的實(shí)用升限、較大的爬升速度、更大的續(xù)航時(shí)間。而單旋翼直升機(jī)則有較大的平飛速度、較大的巡航速度和飛行范圍。由于共軸式直升機(jī)具有特殊的操縱系統(tǒng)構(gòu)件，兩旋翼必須保持一定的間距，因此要將廢阻面積降低到單旋翼直升機(jī)的水平很困難。 共軸式直升機(jī)在各種飛行狀態(tài)下均不同程度地存在著氣動(dòng)干擾，表現(xiàn)為上旋翼對(duì)下旋翼的下洗流的影響以及下旋翼對(duì)上旋翼的流態(tài)的影響，實(shí)驗(yàn)和理論研究表明，在懸停和小速度前飛狀態(tài)下，旋翼的相互影響使得下旋翼的下洗速度比單旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度與單旋翼幾乎相同，略大一些。上旋翼的滑流流管在下旋翼處收縮至Rs(Rs＜R)，即下槳盤只在半徑Rs以內(nèi)的區(qū)域受到上旋翼下洗流的影響，而上槳盤完全處于受下槳盤作用的滑流里。在垂直爬升時(shí)，由于上下旋翼的氣動(dòng)干擾，每組旋翼的軸向速度包括直升機(jī)的爬升速度、自身誘導(dǎo)速度和來自另一旋翼的誘導(dǎo)干擾速度。 因此，無論是上旋翼還是下旋翼，在氣動(dòng)力估算時(shí)均不能用估算單旋翼的方法進(jìn)行旋翼特性估算。早期共軸雙旋翼的氣動(dòng)計(jì)算是按等效實(shí)度的單旋翼氣動(dòng)模型計(jì)算的，如上下旋翼共4片槳葉，則按4 片相同幾何參數(shù)的單旋翼來估算。后來發(fā)現(xiàn)這種方法與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差較大，而且由此得出的結(jié)果導(dǎo)致了操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)余度不夠而出現(xiàn)飛行事故。因此，無論是前飛還是懸停，簡(jiǎn)單的動(dòng)量法已不能用于共軸雙旋翼的氣動(dòng)計(jì)算。應(yīng)當(dāng)用比較符合旋翼流場(chǎng)物理現(xiàn)象的渦流理論或計(jì)算流體力學(xué)解決共軸雙旋翼的氣動(dòng)計(jì)算問題。 [ 轉(zhuǎn)自鐵血社區(qū) ]由于上下旋翼的誘導(dǎo)速度不同，上下旋翼的氣動(dòng)特性也不同。表現(xiàn)在當(dāng)上下旋翼的升力相同時(shí)，上下旋翼的扭矩不同；上下旋翼的扭矩相同時(shí)，上下旋翼的升力不同。并且上下旋翼的拉力系數(shù)和阻力系數(shù)以及上下旋翼的扭矩均隨飛行狀態(tài)和飛行速度而變化。 一般來說，扭矩相同的情況下，共軸雙旋翼的上下旋翼在懸停狀態(tài)的拉力之比為CTlow/CTupp=0.85左右，隨著前飛速度的增加，在μ≥1.5時(shí)，CTupp=1.05CTlow。 與單旋翼帶尾槳直升機(jī)有所不同的是，共軸式直升機(jī)的航向操縱是通過改變上下旋翼總距來實(shí)現(xiàn)的。因此，在改變了上下旋翼的扭矩分配后，上下旋翼的升力也有所變化。其結(jié)果是，伴隨著航向的變化直升機(jī)還有升降的變化。因此，這種航向與升降運(yùn)動(dòng)的耦合響應(yīng)，必須通過總距操縱補(bǔ)償來解決。