直升机自转飞行中容易犯的几个错误

自转是直升机所特有的飞行状态术语,是指当发动机无功率提供给主旋翼并且主旋翼只靠相对气流作用转动时的飞行状态。自转是直升机发动机失效后或出现其他紧急情况时,飞行员控制直升机安全着陆的必要手段。本文介绍了直升机自转飞行中容易犯的几个错误及纠正错误的方法。     

直升机自转飞行的最大过载系数试飞验证

为了验证直升机自转飞行的最大过载系数,首先从直升机最大过载系数理论估算模型入手,分析最大过载系数的关键影响因素;其次,通过对模拟自转下滑和俯冲拉起试飞方法的研究,确定自转情况俯冲拉起的初始试验高度、自转进入速度以及纵向重心位置;最后,提出了一种自转情况俯冲拉起试飞方法并经飞行试验验证,结果表明:该方法能够验证直升机自转飞行的最大过载能力;获取的过载系数随拉杆量、旋翼转速的变化关系曲线与理论分析吻合.这对试飞工程师和试飞员理论、驾驶技术培训具有较高的科学研究和推广应用价值.     

小型单旋翼无人直升机系统的设计与实现

针对无人直升机动力学建模与飞行控制方法研究的问题,构建了一个由空中飞行平台、数据传输设备以及地面监控平台组成的小型单旋翼无人直升机验证系统.系统中空中飞行平台由Raptor-50型直升机和自主研制的飞行控制系统组成,可以实现不同飞行模态下飞行状态的测量与记录功能;数据传输设备完成小型单旋翼无人直升机机载电子设备与地面站间的通讯传输功能.地面监控平台用于监控飞行状态以及实现人机交互等功能;地面监控平台用于监控飞行状态以及实现人机交互等功能.通过实际的飞行测试,所构建的系统能够满足小型单旋翼无人直升机系统建模与控制方法的研究内容对系统性能的要求.     

垂直或短距离起落飞机

要点偏转式旋翼新型的垂直或短距离起落飞机使用螺旋桨发动机为了实现垂直起落,它的螺旋桨发动机要偏转朝上像直升机旋翼那样,在正常飞行后它的螺旋桨发动机再偏转朝向前方。     

新型高速直升机

欧洲最大的直升机公司欧洲直升机公司计划利用最新技术研制一款X3型高速直升机,意欲竞争世界速度最快直升机的名号。X3型直升机采用一对涡轮发动机为主旋翼提供动力,在机身两侧两个小机翼上还装配有一对前向螺旋推进器,飞行速度高达250节（约合每小时463公里）。这种高速直升机主要是根据军事方面的需求而研制,此外,高速直升机也将满足民用需求,如地面搜救、医疗救护飞行等。     

直升机飞行动力学实时仿真模型研究

进行直升机飞行仿真的关键是要有一个可信度高的直升机飞行动力学模型。飞行动力学模型的可信度取决于旋翼诱导速度模型。本文在推导直升机全机运动方程组的基础上,引入旋翼广义涡流理论表示旋翼的诱导速度分布,并推导出旋翼挥舞运动模型。把旋翼气动力模型结合到运动方程组中,给出了完整的飞行动力学仿真模型。并对某型无人直升机进行了仿真计算,计算结果与实际相符。     

动力舱通风冷却性能仿真及其影响因素分析

针对某型直升机动力舱通风冷却系统,提出了一种简化的基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法,利用商业CFD软件,计算了悬停状态下动力舱通风冷却系统性能,分析了湍流模型、旋翼下洗流以及发动机散热率等因素对动力舱温度场和排气引射器性能的影响.结果表明,不同湍流模型预测结果差别不大,旋翼下洗流和发动机散热率对动力舱通风冷却性能影响较大,研究结果为进一步研究飞行状态下动力舱通风冷却性能打下了基础.     

直升机综合健康管理系统研究综述

直升机的动力系统不但是飞行动力的来源，同时也是直升机进行机动飞行所需控制力和力矩的来源，直升机的动力系统不具备冗余通道、因此，直升机传动系的健康管理是直升机健康管理系统至关重要的独特组成部分论文重点探讨了包含直升机传动系统、主旋翼系统以及传动系内相关动态机械部件在内的综合健康管理的内容和挑战。     

无人纵列式直升机建模与仿真

当前无人机在各个领域正在发挥着越来越重要的作用。针对清华大学无人机研究的需要,首先分析了无人纵列式直升机的气动布局和操纵特性,建立了旋翼和直升机的数学模型,推导出控制量与飞机飞行状态的关系,实现了在PC机上实时仿真无人直升机的飞行状态及控制响应。仿真结果较好地反应了纵列式直升机的控制特性,在小扰动情况下的控制效果与直升机的实际飞行状态非常接近,实时仿真得到的控制响应和飞行状态数据为无人直升机的飞行控制系统的研究提供了依据。     

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明：将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。     

微型四旋翼直升机控制系统设计

微型四旋翼直升机是由4个电机作为动力装置,通过调节电机转速来实现飞行的无人机系统.首先,文章在滑流理论的基础上介绍了微型四旋翼直升机飞行原理;其次,提出微型四旋翼直升机的飞行控制系统整体架构;第三,讨论了内环姿态控制规律,并通过simulink对所建立的俯仰通道进行仿真,仿真结果表明,设计的控制规律有良好的实时跟踪控制...     

有限元模拟电桥的直升机旋翼轴拉力与扭矩测量方法

为了精确地测得直升机飞行过程中旋翼轴的拉力及扭矩,通过有限元计算,模拟了现有直升机旋翼轴拉力测量中惠斯通电桥的输出,研究了旋翼轴现有测量方式中各向载荷对电桥输出的影响,分析了旋翼轴拉力、扭矩与各向载荷的耦合情况。结果表明,现有的旋翼轴拉力及扭矩测量的误差,主要来源于直升机飞行过程中俯仰力矩、滚转力矩传递到旋翼轴上的侧向弯矩的影响;通过耦合分析,给出了一种新的旋翼轴拉力及扭矩测量的组桥方式,并通过有限元模拟计算,验证了新方式的可行性。研究结果为后续直升机旋翼轴拉力及扭矩飞行测量提供了一种新的方法。     

基于自适应逆控制方法的小型四旋翼无人直升机姿态控制 

以上海交通大学工程训练中心运动控制实验室自行研制的小型四旋翼无人直升机为研究对象,搭建了姿态控制实验系统.根据牛顿 欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,首次将自适应逆控制（AIC）方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定控制.仿真结果和实际飞行实验表明,AIC方法在小型四旋翼直升机姿态控制中具有很好的实时性和鲁棒性.     

直升机N?R包线拓展飞行试验方法研究

提出了直升机NR包线拓展试飞方法,包括有动力NR包线拓展及无动力NR包线拓展飞行试验方法,并着重针对无动力NR包线拓展提出了在目标速度直接进入自转及进入自转后增速至目标速度的两种飞行试验方法,进行了飞行结果分析及对比评估,对后续直升机NR包线拓展飞行试验具有指导意义。     

小型四旋翼无人直升机自适应优化控制

摘要： 针对小型四旋翼无人直升机姿态稳定及位移跟踪控制问题,提出了一种新的控制方法.根据牛顿 欧拉方程及刚体理论建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,并利用二次拟合实验建立了旋翼升力和输入控制信号之间的关系模型.将自适应优化 (Adaptive Control Optimization,ACO)控制方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定及位移跟踪控制.实际飞行实验表明,自适应优化控制方法在小型四旋翼直升机姿态及位移控制中相对于传统的自适应控制方法,具有很好的实时性和鲁棒性.     

大载荷植保无人直升机近地飞行流场模拟

为了研究大载荷植保无人直升机近地飞行时下洗流场的特征,建立了FR-200植保无人机三维实体模型,并对计算区域进行网格划分,采用SST k-ω湍流模型计算了大载荷植保无人直升机近地飞行流场.结果表明:大载荷植保无人直升机近地飞行时下洗流场由于受到机身阻挡的作用,在机身正下方位置处速度分布较为紊乱;下洗流场的主要运动形式为垂直向下运动,旋翼正下方沿旋翼方向速度先增大后减小,在y/R=0.8附近速度到达最大;植株冠层处风场随着飞行高度的降低,风场宽度增加,获得较佳的飞行高度为H=4 m;大载荷植保无人直升机喷杆垂直方向安装在z=-1.50 m至z=-2.00 m之间,飞行方向安装在x=-0.50 m至x=0.50 m之间.     

浅谈状态监测与故障诊断系统在直升机旋翼中的应用

阐述了状态监测与故障诊断系统的主要检测对象及其在直升机旋翼应用中的基本理论和作用,提供了研究方法,展望了直升机旋翼状态监测与故障诊断技术未来的发展方向。     

微型无人直升机旋翼操纵机构设计及分析

针对微型无人直升机体积小、载重量轻的特点,论述了一种利用惯性力的作用和材料的弹性性能对旋翼进行操纵的机构。该机构对电机驱动力矩的变化反应灵敏,能够满足控制微型无人直升机各种飞行模态的需要。考虑离心力的影响,应用Hamilton原理建立了桨叶的摆振运动方程,并用广义Galerkin法对方程进行求解,分析了微型直升机旋翼桨叶变速度旋转时在摆振平面内的弯曲振动。结果表明:轴心到桨叶根部的回转半径和旋翼的变速度回转对桨叶变形有影响;旋翼初始回转角速度对桨叶的摆振频率有影响。     

确定直升机性能的旋翼功率及拉力简化算法

为满足直升机部队计算机辅助决策、作战模拟推演等工作需要,用基本的直升机悬停性能和少量的原始数据作支持,对旋翼功率及其拉力计算方法进行建模.通过分析直升机动力学特点,运用动量法和叶素理论,将直升机旋翼功率进行拆分求解,推导出一套旋翼需用功率及可用功率的简化计算方法;根据线性外插法,用剩余功率建立拉力计算模型,对旋翼拉力进行估算.最后通过算例说明简化计算模型的可行性,解决了确定直升机飞行性能和动力学仿真的实际需要,具有较强的实用价值.     

小型无人直升机建模与分析

由于小型无人直升机具有不同于大型直升机的独特特点,提出采用结构分析法推导小型无人直升机的数学模型.将小型直升机看作2个刚体（机体和主旋翼）,借助Kane方法推导了小型直升机的动力学模型,并与单刚体建模进行了比较.分析表明,2种建模方法的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学模型完全不同.采用2种刚体所建模型的响应具有余弦规律而单刚体所建模型则呈线性规律.飞行试验验证了模型的有效性.