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我们知道,武装直升机是为执行大规模的地面作战任务而专门设计制造的航空器,它可以在低空或超低空执行攻击坦克、支援登陆作战、掩护机降、火力支援和直升机空战等多种任务,是战场上的多面手。而攻击机也是为执行近距低空支援作战任务而设计的,它们机动速度快,突击火力强,同样具有攻击地面坦克装甲车以及其它目标的能力。说到这里,不禁有人会问:为什么要同时存在两种飞行器来执行相同的作战任务呢?应该说,攻击机与武装直升机之间虽然共性的东西很多,但还是有 相似文献
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建立了直升机与武器系统的整体分析模式,并以直升机近距空战为例计算炮塔式枪炮的运动变化规律,从而直接为提高空中命中概率提供依据。 相似文献
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军用直升机大多配备有一些机载武器,主要用于有限的自卫。而武装直升机则专指装有武器系统并执行战斗任务的直升机。过去,人们也习惯地称其为攻击直升机。根据作战任务的不同,武装直升机通常分为反坦克、反舰、反潜、火力支援和空战等类型。对于陆军而言,武装直升机不仅促进了新兵种——陆军航空兵的诞生,而且引发了地面作战的一场巨大变革。与主战坦克一样,武装直升机也是集火力、机动性、防护力于一身的武器系统,是重要的陆军武器平台。但坦克只能在地面上 相似文献
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下一代美国陆军侦察/攻击直升机的设计要求是在白天,黑夜和恶劣气象条件下能完成基本武装侦察和轻型攻击任务。要求将直升机对付空中威胁的空战能力纳入设计之中。这样下一代侦察/攻击 相似文献
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根据无人机空战仿真需要和专家系统原理,建立了一套基于机动动作库的快速响应自主空战机动决策系统模型;根据第三代战斗机空战中典型的机动动作,建立了相应的专家数据库;通过对驾驶员经验的分析,建立了专家知识库,并将整套决策模型应用于空战仿真中.仿真结果表明,应用该模型建立的空战仿真系统,可以使无人机根据实时战场环境,实现快速自主决策空战模拟飞行. 相似文献
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本文详细地论述了现代武装直升机的可靠性维修性参数体系的选择原则及指标的确定方法,并LHX为例,阐述了现代武装直升机高可靠性高维修性要求和满足这些要求的基本考虑。 相似文献
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针对现有超视距空战威胁估计模型的不足,提出了一种新的基于模糊逻辑的超视距空战威胁估计模型。该模型以机载中远程空空导弹攻击区、雷达搜索区性能参数以及双方战术几何关系、相对运动趋势作为评估对象进行模糊化,设计了角度优势、距离优势推理模块,并以二者的加权和作为当前空战态势的优势指数。模型较为全面反应了空战态势与参战飞机的作战能力,可为超视距多机协同攻击多目标空战时的目标分配、战术选择提供参考。仿真结果验证了模型的有效性。 相似文献
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研究舰载直升机反潜区域是为了能及时、准确、有效地搜索和攻击敌潜艇。从有利于舰载直升机反潜作战使用的角度出发,在分析潜艇鱼雷攻击圆的基础上,指出在水面舰艇前方存在一个潜艇鱼雷攻击可攻区域,并结合舰载直升机的反潜作战特点,最终得出舰载直升机的主要反潜区域,为水面舰艇合理配置和使用舰载直升机反潜作战奠定了理论基础。 相似文献
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应用神经网络方法研究了直升机对地射击的一些技术问题。文中首先介绍了直升机对地攻击的火控系统原理;其次,对复杂又不稳定的直升机飞行运动模型设计了模糊神经网络控制器;然后,设计了综合火/飞控制系统,并对所设计的整个攻击系统进行了仿真,通过仿真证明满足系统设计要求。在神经网络设计中,采用了变尺度优化算法,提高了算法的速度和精度,直升机对地攻击的实时应用提供了重要的参数价值。 相似文献
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加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。 相似文献
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旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的. 相似文献
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独立桨距控制对直升机飞行性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明:高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。 相似文献