电动直升机飞行性能计算和分析

在传统直升机飞行性能计算方法的基础上,结合电动系统的特性和直升机总体设计的特点,提出了电动直升机主要飞行性能的算法,并分析了电动系统特性参数和直升机气动布局、总体参数等变量对飞行性能的影响.以某小型无人直升机为例,计算和比较了该机电动化改装前后的主要飞行性能.算例结果和分析表明:相对于油动直升机,电动直升机受目前电动系统技术的限制,其续航时间和航程较短,但升限较高;微小型直升机的电动化比轻中型直升机更具有优势和潜力.该算法适用于电动直升机的总体设计和参数选择,也可为油动直升机的电动化改装提供一定的理论指导.     

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

强气流扰动下无人直升机自主导航技术发展与展望

无人直升机在低空、山区、海面飞行时，极易受到危及其飞行安全的强气流干扰，提高强气流扰动下无人直升机的自主导航性能对于其飞行安全具有极其重要的意义.本文对强气流扰动下无人直升机自主导航技术的发展过程、现状和趋势进行总结展望.文章在阐述无人直升机相关概念的基础上，分析了影响无人直升机导航性能的强气流扰动特性和建模方法，说明了强气流扰动对无人直升机及其导航系统的影响情况，基于无人直升机导航系统总结了对强气流扰动进行测量、估计的方法，并根据研究现状展望了未来强气流扰动下无人直升机的自主导航研究发展趋势.对无人直升机自主导航中强气流扰动的有效解决能够有助于提高直升机在复杂环境下的飞行和导航性能，促进我国无人直升机自主导航技术的发展.     

武装直升机DIY

在越南战争时期美国首先使用了“武装直升机”，从此，开辟了直升机作战的新纪元。此次之后，世界各国对武装直升机的发展非常重视，不仅是美、俄、欧这些军事强手都有自己武装直升机，就连日本、南非这样的国家也开发了自己的武装直升机。我国很早以前就进行了直升机的武装型改进的尝试，在早期使用的直5直升机就曾经使用过航空机枪吊舱和火箭巢挂架，     

无人直升机雷达目标特性研究CSCD

雷达散射目标特性(RCS)是无人直升机的重要性能指标。以某型直升机几何参数为例,分析了无人直升机RCS的特点,基于CAD软件法和电磁计算网格法建立其几何模型并生成了机身旋翼电磁计算网格。在编制计算分析流程基础上,分析计算了无人直升机RCS性能指标,得出了无人直升机的RCS分析结果。     

无人驾驶直升机特点简介

无人驾驶直升机特点简介无人驾驶直升机不需要跑道，机场适应性较强，在飞行中机动灵活，生存力较强．无人驾驶直升机独特的飞行能力是其它一些飞行器不具备的，它可以执行许多有人驾驶直升机无法完成的任务．因此，国外近些年来加快了无人驾驶直升机的发展速度．共轴式直...     

全球空中作战的先决条件空中加油技术（下）

直升机空中加油 对军用直升机来说空中加油技术对提高其战斗力是非常重要而有效的手段。美国的军用直升机大多具有空中加油能力苏联英法等国也部在研究直升机的空中加油技术。直升机对受油装置的主要要求是：不占用座舱内部空间和不降低直升机升力；加油时保证飞机和乘客安全，操作简便，易于维护，重量轻，气动阻力小。     

风切变场中直升机前飞状态动态响应

为解决复杂风切变场中直升机运动的数值仿真,把握非线性直升机模型在风场中的响应特性,建立了一维、二维的风切变模型,采用直升机非线性飞行动力学模型,考虑直升机的控制系统,用四阶龙格－库塔法数值仿真直升机在风场中的前飞运动.对水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响进行比较.结果表明,水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响是不同的,此研究中二维空间的组合梯度场构成更为危险的飞行环境;在不同的情况下其作用是不可忽略的,尤其注意在低空飞行状态下对直升机飞行性能的影响.也进一步说明此数值仿真法对非线性直升机模型在复杂风场中响应研究实用有效.     

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

武装直升机在杀爆弹打击下的易损性及防护策略

为研究武装直升机对小口径杀爆（HE）弹的防护策略,建立了某型武装直升机在小口径杀爆弹打击下的易损性模型,计算了典型受攻击方向的武装直升机易损面积,并将武装直升机底面划分为不同区域,计算了各区域的防护效率。计算表明,武装直升机最易损方向为其右后下方,此方向的易损面积为6.97 m2,结合武装直升机的外形特征,得出底面和侧面应当优先防护。对于武装直升机底面,前后燃油箱所在的2个区域的防护效率均达到50%以上,在布置装甲重量有限的条件下可优先防护该区域。另外,在主机身与机尾舱之间增加隔板可阻挡弹丸爆炸后横向飞散的破片,与直接防护武装直升机尾部相比,其防护效率由2.93%提高至11.07%。      

直升机自卫电子战系统现状及发展分析

在对直升机的作战使命、战场环境以及面临的威胁进行简要分析的基础上,阐述了自卫电子战系统对直升机的战场生存能力和作战使命执行能力的重要性。介绍了直升机自卫电子战系统的组成、工作原理、国外典型产品和发展现状,并指出了直升机自卫电子战的发展趋势。     

直升机目标的雷达特性分析

为了研究直升机目标的雷达特性,采用了理论分析、统计分析和性能指标体系分析的方法,对直升机与固定翼飞机、不同直升机之间目标的雷达特性进行了对比分析;建立了直升机的雷达特性统计模型,对统计特性结果进行了分析;采用性能指标体系分析的方法对旋翼调制特性进行了分析,得到了直升机目标的雷达特性影响因素和分布规律。其方法和结果可以作为直升机系统、防空武器系统和直升机靶标的设计参考。     

直升机目标的雷达特性分析

为了研究直升机目标的雷达特性,采用了理论分析、统计分析和性能指标体系分析的方法,对直升机与固定翼飞机、不同直升机之间目标的雷达特性进行了对比分析;建立了直升机的雷达特性统计模型,对统计特性结果进行了分析;采用性能指标体系分析的方法对旋翼调制特性进行了分析,得到了直升机目标的雷达特性影响因素和分布规律。其方法和结果可以作为直升机系统、防空武器系统和直升机靶标的设计参考。     

直升机人机协同控制方法研究与飞行验证

人机协同系统可以充分发挥人类智慧的优越性和机器人作业的高精度与高效率，被广泛应用于决策指挥、工业控制和医疗手术等领域。飞行员驾驶飞行器时需要实时处理大量信息并给出精准操控，操纵负担大。基于典型单旋翼直升机的操控特点，设计一种直升机协同驾驶机器人系统，驾驶机器人连接直升机周期变距杆控制直升机的俯仰运动和滚转运动，飞行员通过总距杆和脚蹬控制直升机的航向运动和升降运动。协同驾驶机器人可以在不改装原有直升机的基础上实现一种新型的人机协同飞行控制，快速提升现有直升机的自动化水平和飞行员在应急情况下的生存能力。研究驾驶机器人控制系统模型，建立适用于直升机人机协同控制的飞行模拟平台，通过飞行员在环飞行仿真初步验证了人机协同控制方法的可行性。在飞行仿真验证的基础上研制了驾驶机器人样机，并将样机搭载在SVH-4直升机上完成飞行实验验证。     

直升机目标的雷达特性分析CSCD

为了研究直升机目标的雷达特性,采用了理论分析、统计分析和性能指标体系分析的方法,对直升机与固定翼飞机、不同直升机之间目标的雷达特性进行了对比分析;建立了直升机的雷达特性统计模型,对统计特性结果进行了分析;采用性能指标体系分析的方法对旋翼调制特性进行了分析,得到了直升机目标的雷达特性影响因素和分布规律。其方法和结果可以作为直升机系统、防空武器系统和直升机靶标的设计参考。     

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。     

四方帽博士为您解答

北京读者王瑞起问：听说有一种反直升机地雷，它是怎么打直升机的呢？ 四方帽博士：反直升机地雷，是80年代末提出的一种对抗超低空直升机的防御新概念。该地雷在广域地雷的基础上发展而成。它由4个声传感器探测和识别低空的直升机（主螺旋桨和尾旋桨发生特殊的声信号），     

多直升机协调吊挂系统飞行力学建模与特性分析

对多直升机协调吊挂系统中每一架直升机与外吊挂载荷分别建立他们的飞行动力学模型,将弹性吊索视为弹簧阻尼系统,建立弹性吊索数学模型;然后通过弹性吊索动力学将多直升机与吊挂载荷的运动耦合到一起,建立了通用的多直升机协调吊挂系统仿真模型;最后,针对单、四直升机协调吊挂系统建立了仿真验证模型,对直升机协调吊挂系统的稳定性、配平特性进行了分析.仿真结果表明外挂载荷对直升机的稳定性和配平特性产生了较大影响,通过分析证明了仿真结果的合理性,同时证明本文提出的多直升机协调吊挂系统飞行动力学建模方法的可行性.     

中国C701轻型反舰导弹

在当今海军主战军舰普遍搭载直升机的潮流下，研制可挂载在直升机上的轻型反舰导弹，使直升机可对军舰雷达视距之外的敌舰发动先发制人的攻击，成为各海军强国的一项重要任务。