无人直升机自转着陆功能设计

文章以单旋翼带尾桨的小型无人机作为对象,研究发动机在空中停车时的安全着陆问题。根据直升机自转飞行的经验,将自转着陆分成3个阶段,为无人直升机设计了自转着陆功能。为了使直升机触地速度降到最低,多次使用软化控制指令,并且巧妙地设计软化因子。实验表明,设计自转着陆功能能够使无人直升机在发动机停车的情况下安全着陆。研究成果对无人直升机的自转着陆问题有一定的参考意义。

无人直升机自转着陆控制设计与仿真验证

针对常规构型无人直升机,研究在发生发动机空中停车的情况下,通过自转下滑进行应急着陆的控制方法,制定自转着陆控制策略,并通过仿真试验进行验证。

Z11直升机自转着陆试飞

通过对 Z1 1直升机自转特性及自转着陆的试飞 ,研究了在自转着陆的进场着陆阶段 ,如何使旋翼能够提供最大的拉力 ,减小下降率 ,使直升机以低于起落架设计允许的最大下降率进行自转着陆 ,从而保证直升机和驾驶员的安全。最后分析探讨了 Z1 1直升机空中停车后处置的驾驶技术及操纵要领。可供有关研究人员和直升机飞行员参考。

直升机旋翼自转着陆的安全性研究

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。

直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化

为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋翼转速变化的相关方程,并将直升机尾桨完全失效后的自转着陆问题转换为非线性最优控制问题进行求解。以某型号单旋翼带尾桨直升机为样机,计算空中停车自转着陆过程,并与飞行试验数据进行对比,验证了所建模型和最优控制方法的准确性。计算分析该型号直升机在以巡航速度下前飞时,尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程。从结果可以看出:尾桨完全失效时,直升机在旋翼反扭矩的作用下会产生较大的偏航角速度和侧滑角变化,进而产生复杂的耦合运动,驾驶员在关闭发动机进行自转着陆操作的同时,还需要通过操纵横向周期变距稳定滚转角,并以侧滑的方式来稳定横航向的姿态角,最后安全着陆。计算得到的最优轨迹和操纵过程,与工程试飞得出的定性的结论和建议相符。

前飞直升机发动机失效时自转着陆分析

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。

某多发直升机自转着陆试飞方法

为评估某多发直升机自转着陆能力,掌握自转着陆试飞方法,开展了自转着陆试飞风险分析,建立了一套较完整的自转着陆试飞方法,并完成了自转着陆接地试飞验证。结果表明,所建立的自转着陆试飞风险分析和试飞方法可以用于指导直升机的自转着陆试飞和训练。

直升机自转着陆性能研究

自转是直升机旋翼失去发动机动力,然后运用直升机原旋转动能和势能使直升机保持稳定旋转的特殊飞行状态。直升机发动机在空中突然停车后如何保证直升机自转安全着陆变得尤为重要。本文介绍了直升机自转着陆的过程、操作措施、安全性以及设计要素等。

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型,通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束,将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题,使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵。以UH-60直升机为例,首先计算了自转着陆距离最短的最优解,并与二维点质量模型进行对比。结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力系数和下降率的时间历程与二维点质量模型一致的情况下,能提供直升机自转过程中的姿态变化,且纵向操纵更符合实际。然后考虑驾驶员反应滞后的实际情况,研究了自转着陆速度最小的最优轨迹和操纵,发现可以获得更小的下降率和更柔和的操纵,而着陆所需的末端时间和自转着陆距离会明显增加。

共轴式直升机自转下滑着陆飞行轨迹近似计算

介绍了直升机自转下滑的概念 ,对自转下滑着陆过程中的能量转换进行了分析。以能量法计算为基础 ,根据共轴式直升机的特点 ,介绍了共轴式直升机诱导功率的计算方法 ,引入了计算自转下滑着陆轨迹的控制模型 ,根据该控制模型 ,用数值计算得出了某轻型共轴式直升机的自转下滑着陆轨迹 ,其结果可为飞行员实施自转着陆提供参考。

菜昂纳多要求FAA允许AW609采用模拟器测试自转着陆

莱昂纳多公司正在等待美国联邦航空局（FAA）对其AW609倾转翼飞机的认证，但该公司已经请求FAA放弃对该机进行采用实机自转着陆测试的要求，而是使用模拟器来代替。莱昂纳多公司认为自转着陆测试有损坏AW609机身的风险，而模拟器也能够证明该机具备自转着陆的能力。目前，AW609飞机已经完成了数十次飞行中的自转着陆测试，包括不同重心和不同总重的自转着陆。

直升机不同尾桨距卡滞后的着陆轨迹和操纵优化

计算并分析直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优安全着陆和操纵过程。首先,将直升机不同尾桨距卡滞后的安全着陆问题表示成最优控制问题。然后,采用直接多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。最后,分别计算样例直升机遭遇大尾桨距卡滞与小尾桨距卡滞后的最优安全着陆过程和操纵策略。结果表明:当尾桨卡滞在大桨距时,尾桨提供侧向力大,有利于使用较大的功率状态以较小的速度和下降率着陆,期间可以通过侧滑来保持航向稳定;当尾桨卡滞在小桨距时,尾桨提供侧向力小,有利于在经济速度附近飞行,但不利于着陆机动。若此时采用常规着陆,则触地时偏航角速度很大,容易造成危险。若此时采用自转着陆,则触地时偏航角速度很小,因此着陆更为安全。直升机尾桨距卡滞后安全着陆的轨迹优化方法可以得到直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优着陆轨迹和操纵,从而为尾桨距卡滞飞行试验提供一定的参考。

直升机低速回避区计算分析

在可实现安全自转着陆的条件下,基于最小化回避区面积的思想分析预测了直升机低速高度——速度曲线。将直升机自转着陆表示成非线性最优控制问题,其状态方程使用发动机失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型。采用直接转换和非线性规划的方法求解非线性最优控制问题。以UH-60直升机为例,计算了考虑1s操纵延迟的单发失效的低速高度-速度曲线,并给出了高悬停点、拐点和低悬停点的最优自转着陆过程,发现这些最优着陆过程与驾驶员的实际操纵程序一致。

变桨距多旋翼无人机研究进展

目前广泛应用的多旋翼无人机均采用螺距角不可变的固定桨距旋翼,此种旋翼结构虽降低了机身复杂度,却限制了动力机构的控制品质和能量效率,且牺牲了动力失效下挽救坠机的能力,而引入变桨距结构则可以很好地解决上述问题。文中总结阐述了变桨距多旋翼无人机的原理、特点、应用场景及研究进展,并提出了其关键技术问题及发展趋势。其研究内容为旋翼式无人机研究领域中的基础和关键技术,对促进多旋翼无人机及其他构型的无人机自主飞行控制研究有较好的推动作用。

直升机在二战中的崛起和应用

世界上最原始形态的直升机首次飞离地面始于1907年9月19日。但作为飞行器中一种新的种类,直至第二次世界大战爆发时,直升机仍处于初期探索和试验阶段。战争期间参战国中间只有少数几种型号实现了实战评估试验或试用。

变转速旋翼直升机单发失效低速回避区分析

利用最优控制方法研究变转速旋翼直升机在遭遇单发失效时,旋翼转速对自转着陆低速回避区的影响。首先,以UH-60A直升机为样机,建立三维刚体飞行动力学模型,并分析低速范围内旋翼转速对直升机需用功率的影响。然后,在模型中加入单发失效后自转着陆阶段发动机输出功率以及旋翼转速变化方程,并利用直接多重打靶法将直升机单发失效后的自转着陆过程转换为非线性最优控制问题进行数值求解。最后,基于最小化回避区面积的思想,得到并分析直升机在不同旋翼转速下单发失效后的自转着陆低速回避区,以及回避区高悬停点、拐点和低悬停点对应的最优着陆轨迹和操纵过程。结果表明:随着旋翼转速的降低,直升机单发失效后的低速回避区首先会逐渐缩小,然后迅速增大。最小回避区对应的旋翼转速略高于最小需用功率对应的旋翼转速。适当降低旋翼转速不仅能有效降低直升机的需用功率,还有利于提高直升机单发失效后的自转着陆性能。