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对直升机在发动机失效、进入自转、自转着陆等过程的稳定性、操纵性进行了系统地讨论,并分析了安全实现完全拉平着陆和滑跑着陆的方法. 相似文献
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研究了直升机由悬停转前飞的过渡飞行中高度和速度变化。首先研究了计算方法,并以 S A365 N 型直升机为例进行了核算比较,验证了分析方法的可行性和合理性;最后对一般直升机在各种发动机故障状态及操纵输入进行了分析计算, 得出了一些有意义的结论,这些结论将为今后的实际飞行提供有益的指导。 相似文献
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按照无风、稳定风、梯度风三种情况,分别分析、确定了直升机以特定速度自转下滑时滑翔比的表达式,并以超黄蜂直升机为例,计算了以特定速度自转下滑时滑翔比的数据。 相似文献
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直升机稳定性试飞,受到诸多因素如大气扰动,驾驶员技术水平,测试仪器精度等的影响,其结果往往比较分散,求解直升机纵向稳定根,本质上就是求解一组纵向微分方程组。本文运用小扰动理论,通过对纵向受扰运动方程组的线化和降阶处理,用标准特征矩阵表示纵向运动方程组,从而转化成求解特征矩阵的特征根问题,直升机气动导数模型不考虑旋三个自由度对总导数的影响。 相似文献
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直升机旋翼自转着陆的安全性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
旋翼自转是直升机一种特殊的飞行情况,在此情况下,旋翼失去发动机动力,只能利用其原有的旋转动能和直升机的势能保持稳定旋转。因此发动机停车后如何保证直升机自转着陆的安全性变得尤为重要,本文从理论上分析影响自转着陆安全性的几个因素,并就加强海军航空兵旋翼自转飞行训练的问题提出一些建议。 相似文献
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直升机横侧稳定性试飞数据计算法 总被引:1,自引:1,他引:1
运用小扰动理论,通过在力矩方程略去姿态项及横侧受扰运动方程组的线化和降价处理,使横侧运动方程组用标准特征矩阵表示,从而转化成求解特征矩阵的特征根问题,并利用Z11直长操稳试飞数据,用特征矩阵法对Z11直升机横侧稳定极进行了求解,所得结果与费拉雷法比较,结果是一致的,这表明该方法正确,可靠,完全可用于直升机横侧稳定性的飞行试验研究。 相似文献
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本文以能量法研究直升机带前飞速度的自转下降性能,提出了稳定自转下滑时最小自转下降率的计算数学模型,给出了样机的计算结果,该结果经过适当的修正后飞行试验结果比较吻合。 相似文献
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基于加速度计和角速率陀螺的超小无人直升机姿态控制系统 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了一种基于加速度计和角速率陀螺的超小型无人直升机姿态控制系统;由卡尔曼滤波算法融合加速度计和陀螺数据,实时估计最优的直升机姿态信号;根据最优的姿态反馈信号,飞行控制系统采用参数自整定的模糊PID控制方法得到舵机控制信号,从而实现了超小型无人直升机的姿态控制。 相似文献
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计入畸变修正的旋翼尾迹前飞状态稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
现有的旋翼尾迹稳定性分析方法在涡线过近处会得出不现实的过大发散率结果,因而存在一定的局限性。为了消除这种前飞状态下尾迹高度畸变对其稳定性分析所造成的不合理干扰,提出了一个旋翼尾迹在正弦扰动下,结合涡线畸变修正的线性化稳定性分析方法。在该方法中,将尾迹涡线离散为一系列涡元,并对其端点施加沿尾迹涡线分布的正弦扰动;考虑了桨尖涡的自诱导、互诱导以及与桨叶的干扰作用,并创新地引入在伪涡核对稳定性分析中,因尾迹高度畸变产生的不合理干扰而进行的修正。以H-34型直升机旋翼模型为例,在前飞状态下,重点计算分析了尾迹向后飘移、涡核大小和前飞速度等对旋翼尾迹稳定性的影响。研究结果表明:引入伪涡核模型可以有效地修正在涡线过近处所产生的不现实稳定性分析结果;前飞速度、涡核大小等因素会在一定条件下有限地影响尾迹的不稳定性,但都不改变前飞状态旋翼尾迹的本质不稳定性。 相似文献
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