回旋小飞机范文1
魔术回旋飞机特点介绍:一、魔术回旋飞机是继遥控飞机,飞鸟之后的又一新款飞行玩具,设计独特、机翼总宽21公分、机体全长21公分,战斗机式设计,属七彩飞机类型,机型凹凸有型,每架飞机结构均配有飞行图案,螺旋桨,超值的是整架飞机全部采用超轻防水板为材料,既轻巧,又环保。二、功能强大,魔术回旋飞机是一款无需添加任何燃料、橡皮筋、电池电源就能飞行的智能飞机,飞行时可360°回旋飞行,既好玩又神奇,不但能开发孩子的智力,而且还能从玩耍中找到乐趣,锻炼身体。三、飞行简单,不限场地、室内室外均可,大人小孩都能玩,只要抓住机翼一侧往前方一投即可快速飞出,然后再慢慢飞回到自己的手中,飞行时形象逼真、光彩夺目,是一款真正既能飞出又能飞回的魔术回旋飞机。四、无需开店,经营方式灵活多样,可选择到公园、学校、幼儿园门口、闹市、夜市等地流动演示经营,也可将产品批发到当地的小商贩代销,一般日销量不低于100架。湖南的季文兵将该产品带到当地旅游景点边飞边销售,10天时间就净赚2300多元。因此该产品适合任何人经营。五、投资少,少量批发经销360个/箱580元,720个/箱1008元、样品36个150元进货满3000个退回样品费150元,更优惠。
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回旋小飞机范文2
【关键词】微型四旋翼;姿态控制;串级PID控制
引言
微型四旋翼无人机是一种能够适应多种复杂环境的无人飞行器，相比传统的固定翼飞行器，微型四旋翼无人机结构简单，动作灵活[1-3]。可在复杂地形环境中或者比较狭小的空间中使用，该飞行器在搜救、航拍和侦察等方面具有广阔的应用前景[4-8]。
本文针对微型四旋翼飞行器研究设计了基于的串级PID控制算法的姿态控制系统，并在软件上编程实现，利用飞行测试验证控制算法和控制系统的有效性和可靠性。
1.微型四旋翼飞行器系统组成
本文研究对象为“X”四旋翼飞行器，其系统组成主要包括旋翼电机及驱动模块、姿态检测模块、无线遥控模块等几部分组成。
图1 四旋翼飞行机器人系统结构图
主控器选用STM32F405RG芯片，通过NRF24L01接收控制命令，并采集姿态传感器数据进行飞行器姿态解算，输出4路PWM信号控制4个微型电机转速以实现对飞行器姿态的调整。
2.基于串级PID算法的飞控设计
由于四旋翼飞行无人机控制系统为数字控制系统，所以采用串级PID控制时，选用数字PID。数字式PID控制器有位置式PID控制算法和增量式PID控制算法两种形式，此处采用增量式PID控制算法，其表达式为：
（1）
其中，kp、kI、kD分别为控制器比例系数、积分系数和微分系数，u（k）是第k次采样时刻计算的PID输出值，e（k）是第k次采样时刻控制器输入的偏差。
，。
四旋翼飞行器每一时刻的姿态可分解为横滚角、俯仰角和偏航角，针对每一个自由度，都是一个二阶系统。如式2所示，对这三个角度分别采用PID控制，这样就可以将复杂的非线性多变量输入多变量输出控制问题简化为两变量输入单变量输出问题。
（2）
其中P1、P2、P3、P4分别代表控制电机M1、M2、M3、M4的驱动器所需的PWM值，P4表维持四旋翼飞行器飞行高度所需升力的PWM值，可由遥控输入或者自动高度修正，、、分别代表修正航向角偏差、俯仰角偏差和横滚角偏差及其变化率所需的PWM值，最后还需要将得到的PWM值限制在电机驱动器能接受的范围内。
、、采用串级PID控制算法计算，内回路为角速度控制回路，外回路为角度控制回路。三个角度的控制规律一致，以俯仰角控制为例，如下图所示，其中表示为控制飞行器的目俯仰角，和分别是飞行器当前的俯仰角和俯仰角速度。是外环PID控制器的输出值，是内环PID控制器的输出值，即。
图2 串级PID控制器框图
即首先求得四旋翼飞行侦察机器人姿态误差信号（即当前获得的姿态数据和给定姿态数据的差值）和误差率，然后通过串级PID算法求得对每个电机的调整量，将调整信号传递给四个旋转电机，改变电机转速调整整个系统的受力情况，实现对飞行器的姿态控制，使其姿态误差始终趋近于最小化，形成双级闭环回路控制。
飞控系统接通电源后，开始进行初始化，包括通信初始化、PWM初始化、角度初始化和角速度初始化。然后等待接收遥控命令，在确认接收到控制命令后，开始对姿态信息进行采集和处理，通过串级PID算法调整PWM输出从而调整姿态，使姿态误差短时间内到达最小值并保持稳定。控制算法程序流程图如图3所示。
图3 控制主程序流程图
3.系统测试
为检验本文设计的控制系统的有效性，特设计如下实验对系统控制性能参数进行测试。
修改程序使姿态估计任务解算出的姿态以100ms的周期通过无线发送给上位机，总共测量50s。图4是悬浮时的横滚角变化，从图中可以看出飞行器悬浮时横滚角变化小于2.5度。图5是悬浮时俯仰角变化，从图中可以看出其变化小于2.5度。图6是悬浮时偏航角变化，从图中可以看出其变化小于3度。
图4 横滚角悬停测试图
图5 俯仰角悬停测试图
图6 偏航角悬停测试图
四旋翼飞行器的在空中的飞行姿态比较复杂，因此为便于测量姿态，先进行自由度受限的系留试验，将一碳纤维细杆固定在飞行器载体坐标系的Y轴上，则可以限制飞行器的位移、偏航、横滚，只测试俯仰角变化。同理可只测横滚角变化。以俯仰角测试为例，修改测试程序每隔20ms发送一次目标俯仰角和姿态估计出的俯仰角，测试结果如图7所示，图中黑线是目标俯仰角，红线是姿态估计出的俯仰角。从图中可以看出本设计的串级PID控制算法可以快速跟踪目标姿态，跟踪误差小于2度，调节时间小于1s。
图7 系统动态控制性能测试图
对系统进行室内飞行测试，经过多次测试，该系统均能可靠飞行，并能够完成垂直起降、悬停、前进、后退、横滚、转弯等动作。
图8 系统进行实际飞行测试
4.结论
本文针对微型四旋翼无人机这一典型的多变量、非线性、强耦合、欠驱动运动系统，采用串级PID算法对无人机姿态进行控制，飞行实验和测试验证了控制系统的稳定性、可靠性和有效性，满足飞行姿态的控制要求，既克服了传统PID 精度不高的不足，又避免了因使用其它智能算法带来的编程复杂性，为无人机姿态控制提供了一条新思路。
参考文献
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[6]Ivan Gonzalez，Sergio Salazar，Rogelio Lozano and Juan Escareno.2013-Real-Time Altitude Robust controller for a Quad-rotor aircraft[J].ICUAS， 2013， 650-660.
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[8]段国强.四旋翼无人直升机仿真及控制方法比较研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2013：3?4.
回旋小飞机范文3
关键词：尾旋；风洞试验；海鸥300
1 引言
尾旋是飞机最复杂也是最危险的飞行状态之一，常被称之为极限状态飞行。为了分析和预测尾旋、防止尾旋事故的发生， 自1910 年世界上发生第一起飞机尾旋事故以来， 人们已为之苦心研究了100多年， 但由机设计技术的发展，飞机的气动布局与质量配置特性在不断的发展，因此，对飞机的尾旋特性研究从未停止过。其间发展的尾旋预测技术有：大迎角静态测力、强迫振荡、旋转天平测力和大幅度快速俯仰振荡等常规风洞试验技术[1]； 流态分析试验技术[2]； 水平风洞、立式风洞、空中动力相似模型自由飞试验技术[3]； 分析研究[4～6]； 飞行模拟器； 设计判据以及飞行试验研究[7～9]等。
在飞机失速/尾旋飞行试验之前，获得失速/尾旋动态特性资料的最可靠资料来源于模型自由飞试验，这些试验包括：模型失速/偏离自由飞风洞试验、立式风洞模型自由飞试验、空中投放自由飞尾旋试验。对机尾旋的研究，基于立式风洞的优点，大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的试验研究都在立式风洞进行。对于一种特定的飞机，利用立式风洞的主要目的在于分析其尾旋特性，以确定最佳的尾旋改出方法和各重要参数（例如各个部件、质心位置以及外形变化等）对尾旋特性的影响。
海鸥300飞机采用悬臂式中上单翼，“+”型高置水平尾翼高置单发前三点可收放式起落架的船身式水上飞机。海鸥300飞机为单发正常类轻型通用飞机， 在正常使用过程中， 是禁止有意进入尾旋飞行的， 但在研制阶段必须按照中国民用航空规章要求进行尾旋特性飞行试验验证[10]。
2 试验相似准则及方法
尾旋试验过程的模拟准则除几何相似外，还应满足动力相似（即弗劳德数Fr相等）。试验模型应满足以下缩比原则[1]：
几何缩比因子
质量
转动惯量
质心位置
式中，K为模型缩比因子；大气密度比？驻=？籽f/？籽m，？籽f为模拟高度处的大气密度，？籽m为风洞所在地海拔的大气密度。
试验采用悬挂支持模型法[1]，试验时由上下柔性悬挂绳索将模型置于试验段中（图1）。试验从低速开始， 操作员将模型放入试验段， 用手给模型施加一个初始旋转（约每秒1～3圈），然后气流速度平缓变化直到模型所受到的气动阻力等于其重量，此时操作员松开上挂绳，使模型处于自由悬浮运动状态。当模型处于尾旋运动时， 操纵测示系统（包括运动轨迹复现系统――由位于试验段侧边和试验段顶部或底部的摄像机组成）测量模型作尾旋运动时的各运动参数随时间变化的规律，一直持续到模型尾旋运动3～5圈后，自动操纵台给舵面偏转自动装置发出（遥控）指令，使模型舵面按预定方案偏转以改出尾旋或到新的尾旋状态时，才停止测量（包括摄影）。在判读仪上判读摄影胶片，就可获得给定飞机模型的尾旋特性和改出尾旋特性。
3 试验设备及模型
试验在Φ5m立式风洞进行（模型在风洞中的安装见图2），该采用单回流、圆形开口试验段结构，风洞总高54.66m，地下部分15m。试验段直径5m，自由射流长度7.5m，试验段风速5m/s～50m/s连续可调，常用风速10m/s～35m/s。试验模型为海鸥300飞机动力学相似模型，缩比比例为1：8.5。其总长1.057m，翼展1.466m。模型除各操纵面外，其余为整体结构。模型结构采用骨架蒙皮的方式，内部固定舵机和前、后吊挂的支撑板是用Kelvar布铺成的纤维板，在满足强度刚度要求的前提下，上面设计有减轻孔，以减轻飞机总重量。其他零部件（方向舵、升降舵、副翼、襟翼等）都使用碳纤维-聚氨酯泡沫夹芯结构，表面蒙皮采用多层碳纤维布，机身采用多圈铝质/Kelvar布制作加强框。除襟翼偏转和起落架收放通过手动变化，方向舵、副翼、升降舵和配平机构由计算机控制五个独立的舵机驱动舵面控制机构实现任意偏度和时序的组合偏转。试验前，检测模型的质量、质心和惯量特性，并通过在机身和机翼内部添加配重块，使其满足动力学相似。
图2 海鸥300飞机模型尾旋风洞试验照片
4 试验结果及分析
4.1 试验结果
进行了三种襟翼构型、三种重心位置（前重心15.58%MAC、正常重心20.57%MAC、后重心24.81%MAC）、起落架收起/放下的相互组合状态试验。共计进行了196次试验，试验结果表明：（1）升降舵偏度影响：随着升降舵从上偏到下偏的过程中，进入尾旋后的迎角有所降低，旋转角速度略有增加，标准改出动作即可改出。（2）在方向舵最大正舵偏情况下，随着副翼从负偏到正偏（参考右副翼）的过程中，进入右尾旋的难度增大，特别是在副翼正偏度下，旋转很难稳定，振荡加大，甚至不能进入尾旋。（3）方向舵影响：随着方向舵偏度变小，进入尾旋后，旋转半径增大，迎角有所降低，在不偏方向舵仅偏副翼和升降舵情况下，很难进入稳定尾旋状态。（4）尾旋进入与改出特性不受襟翼构型、起落架是否放下以及重心位置影响，这与资料[11]中的结论是一致的。
图3中给出了一组典型的飞机模型进入与改出试验实测曲线（巡航襟翼，正常重心，右尾旋，标准动作改出）。
回旋小飞机范文4
关键词：四旋翼飞行器 MWC Arduino参数 PID调试
1引言
本文所讲四旋翼飞行器也称为四旋翼直升机，依靠四个旋翼产生的升力进行姿态与位置控制，因此四旋翼飞行器能够实现垂直起飞与降落，相比于固定翼飞行器能够适应狭小的起降环境。四旋翼飞行器能够实现空中定点、定高，高速亦或低速稳定飞行，并且飞行器的结构紧凑，机动性能高。应用前景非常广阔。
2框架及硬件组成
四旋翼飞行器的框架模式分为X模式和十字模式【1】：十字模式的前进方向与四轴中的一个电机一致，也就是飞控板上的箭头指向其中一个电机；而在 X模式下，飞控板上箭头指向的是前端两个电机的中间位置。相比较于X模式，十字模式能够清楚的区分机头与机尾，在飞行中十字模式的修正力较小比较容易控制。X模式，依靠3轴姿态控制，4个电机都需要进行调整，所以在飞行过程中修正力较大，但是相比于十字模式，X模式更加灵活速度更快，也非常适合特技飞行。本文所讲飞行器将采用X模式。本文所述飞行器采用F450机架，新西达XXD20A电调，新西达A2212/1000KV电机，1045浆，MWC MultiWii SE v2.5飞控板。
2.1 MWC MultiWii SE v2.5飞控板
MWC飞控板通常分为两个版本一个是 Atmega328P 版本另一个是Atmega2560版。本文将讲解Atmega328P版本。这是一款基于Arduino平台，实际上就是一块Arduino ProMini板加上MPU6050 数字三轴陀螺与三轴加速度传感器（自稳用），BMP085 数字气压传感器（锁定高度用），HMC5883L 三轴数字磁阻传感器（电子罗盘，锁定航向用）。
2.2电机与螺旋桨的搭配
本此研究采用的是直流无刷电机。直流无刷电机由电动机主体和驱动器组成，是一种典型的机电一体化产品。直流无刷电机（BLCD）既具备直流电动机运行效率高、无励磁损耗以及调速性能好的优势，又具有交流电动机的结构简单、运行可靠、维护方便等特点，已广泛应用于办公自动化设备、仪器仪表、计算机设备、医疗器械、家用电器和航空航海等领域。
在四旋翼飞行器的电机驱动系统中， 控制器完成的主要工作是实现电机的转速控制。当电机开环启动后，进入闭环工作状态，通常由控制器通过 PWM 控制 MOSFET 的导通和关断，进而达到调节电机的转速的目的，四旋翼飞行器在完成不同姿态时的电机转速表如下：
实际上对于四旋翼飞行器，电机与螺旋桨的搭配是个非常复杂的问题，它牵扯到其自身产生的升力与飞行器自身的重量与姿态的平衡。当螺旋桨的尺寸越大，那么其产生的升力就越大，但是需要更强的驱动力。当螺旋桨的尺寸越小，其产生的升力就越小，那么其需要更高的转速以弥补其升力的不足。而用怎样的电机与螺旋桨搭配关系【2】，如下图所示：
2.3四旋翼飞行器动力模型【3】
四旋翼飞行器悬停状态动力学建模由行器在飞行过程中的姿态角以及航速均是在地面坐标系下讨论的，而机体的受力分析多是在与机体固联的机身坐标系下讨论的，因此需要建立起两套参考坐标系之间的联系，这两套坐标系如图1所示，图中坐标系 RE 为地面坐标系。RB 为与机体固结的机体坐标系， 机体坐标系各坐标轴的定义为： OBZB 为垂直于机身轴线的坐标轴， 约定竖直向上为正； OBXB为与飞行器航向平行的坐标轴， 约定与飞行方向相同为正； 坐标轴 OBYB 由 OBXB和OBZB按照右手法则确定。初始状态时， 机体坐标系原点 OE与地面坐标系原点 OB重合，机体坐标系三轴与地面坐标系三轴重合。机体在地面坐标系下的航向角、 俯仰角、 横滚角三个姿态角分别记作 、θ、φ，由机体坐标系到地面坐标系的变换矩阵可以写为 ：
式中，Sθ表示角度θ的正弦值，Cθ表示角度θ的余弦值。根据牛顿第二定律及飞行器动力学方程和力矩平衡方程再结合相关文献，直接引用四旋翼飞行器X模式的总的动力方程式其中其中，（FX，FY，FZ） 是旋翼产生的力在机体坐标系下三个轴向上的分量，（x，y，z）为惯性坐标系下飞行器的位置。用 表示飞行器的线运动方程， 三个等式表示姿态角角速率与集体坐标轴三个角速率分量（p，q，r） 之间的关系。 三个等式表示飞行器的角运动方程【4】。
3 Arduino固件烧写调试
四旋翼飞行器所有固件组装完成后，就到了极为重要的Arduino固件烧写调试环节。
我们将固件上传前，需要先进行对源代码编辑烧写，此时Arduino作为一个编辑器使用。
3.1选择固件模式
由于本次研究的X姿态模式飞行器，我们需要启用此语句：
对于Motor minthrottle（马达油门最小值）和Motor maxthrottle（马达油门最大值）环节：
如果将马达油门最小值设置为初始值：1000 则会影响飞行器在飞行过程中回中的问题，也许会因为操作失误导致急速下坠的可能性。
#define MINTHROTTLE 1250和Motor maxthrottle环节和#define MAXTHROTTLE 2000。
且在Combined IMU Boards（组合传感器）环节，我们需要选择搭配飞控的传感器型号，本文所用，Hobbyking board with MPU6050 + HMC5883L + BMP085。
Gyro filters 陀螺仪滤波
这是一个很重要的环节，四旋翼飞行器在飞行过程中会因为自身机体原因，和外界环境因素产生较大的震动，导致飞行过程的颤动甚至无法飞行。那么，需要通过PID和机身调节消减震动，倘若通过一系列的减震调试，依然无法使飞行器平稳飞行，那么需要进行调试低通滤波器来滤掉震动产生的高频干扰信号，以稳定传感器信号。
Motor， servo and other presets （马达，舵机和其它预置）
#define MOTOR_STOP 如果启用此语句，那么飞行器解锁后螺旋桨也不会怠速转动，而且也容易在四旋翼飞行器飞行过程中，当油门摇杆处于最低位时，螺旋桨停止转动，导致飞行器急速坠落，造成不必要的损失。
ESCs calibration 电调行程校准
这是基于MultiWii代码的角度对四旋翼四个电调统一行程校准，将四个电机上的螺旋桨拆卸掉，然后启用#define ESC_CALIB_CANNOT_FLY这条语句，上传后电调开始校准，一分钟过后校准完成，重新弃用此语句。
4 MultiWiiGUI 参数配置
关于multiwii的调节关键在于PID的整调。
上式是wiki中的PID核心式子。在式中kp是比例系数， e（i）是误差比例项， ki是积分系数， 是积分项， kd是微分系数， 是微分项。我们将u（t）离散化，即可得到PID控制角度控制量U（t）式【5】：
P - 纠正飞行器回到初始位置的力度大小，这是一个增益因子，当多轴飞行器受风等的影响发生向一边倾斜时，P值直接决定多轴飞行器的抵抗这种倾斜的力的大小而且P的值是基于I、D的值。
I - 在有系统误差和外力作用时消除偏差、提高精度，同时也会增加响应速度，产生过冲，过大会产生振荡。
D - 飞行器回到初始位置的速度。D能够抑制过冲和振荡，过小系统会过冲，过大会减慢响应速度。D的另外一个作用是抵抗外界的突发干扰，阻止系统的突变。
在PID的调试过程中，PID的各值是基于不同的环境，不同的外界干扰因素而发生不定性改变的，最简易的方式是通过不断的于测试场地，进行不断定变量调试。
5结语
四旋翼飞行器在目前的制作水平上能够做到时尚精美，且具有容易维护的稳定性设计。在操控体验上能够自由灵活的控制方向，切换多种飞行模式，容易上手。在续航方面目前以电动为主，油电混合动力，或者是全油动力难于数学建模的稳定算法，及后续的参数调节。而本次基于MWC的四旋翼飞行器只是浅析简易的四旋翼飞行器的模型建立及调试方式。
参考文献：
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回旋小飞机范文5
“地道战，嘿，地道战，埋伏下神兵千百万“地道战，嘿，地道战，埋伏下……”当电影里传来坚定、雄壮的旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火纷飞，硝烟弥漫的抗战时期纷飞，硝烟弥漫的抗战时期…………
；《地道战》《地道战》这部影片讲述了旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火1942~1944年间，日本鬼子在冀中平原上进行旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火“大扫荡纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……”，冀中人民团结一心，利用结合了冀中人民智慧与力量的地道战来消灭日本侵略军的故事。面对日本侵略军旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火“杀光、烧光、抢光神兵千百万……”当电影里传来坚定、雄壮的”的旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火“三光纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……”政策，他们毫不畏惧，利用百里长的地道和冀中人民的智慧、勇敢和力量，把鬼子打得惊慌逃窜、片甲不留。纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……
纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……小小的屏幕牵动着我的心，时而激动紧张、时而放松开怀。印象最深刻的是冀中人民用墙上的小眼儿左打一枪，右放一炮，鬼子们在十字路口窜来跑去，我们捧腹大笑。此刻，我恨不得钻进屏幕，亲手扛起枪，把鬼子打个稀巴烂！旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火
纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……百里的地道蜿蜒曲折，埋伏着的神兵充满了智慧。是什么让他们如此机智勇猛，赢得胜利？是他们必胜的信心，是他们机智的头脑，是他们团结的力量。虽然他们没有高科技的武器，但他们有最“地道战，嘿，地道战，埋伏下“聪明“地道战，嘿，地道战，埋伏下”的；《地道战》“土纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……”办法纷飞，硝烟弥漫的抗战时期……——地道。他们有共同的民族魂旋律，我心中不禁热血沸腾，仿佛回到了战火——爱国情。一个伟大的民族一定会为?I卫自己的尊严而不屈奋斗；不管敌人多么强大和残忍，只要团结坚持就一定能胜利！
双语初一：李一硕
回旋小飞机范文6
非专职试飞员、陆航某部年轻的飞行教官“初生牛犊不怕虎”,亲历直十一国产旋翼-尾桨系统首飞
1999年1月25日,江西某机场。
我国自行设计、研制、生产的直升机旋翼-尾桨系统即将升空试飞。
7时整,来自中国航空界的专家、学者,生产厂家的总设计师;总装备部、总参陆航局、海军航空兵、空军的军工室总代表;江西省、景德镇市有关领导以及省、市电台、电视台的新闻记者会聚试飞现场。众人怀着激动的心情,翘首期盼这次具有里程碑意义的首飞。
直十一是我国第一个拥有自主知识产权的国产型直升机。该机型从进口型到混装型,到全部国产化,走过了一条跨越式发展的道路。在这个过程中,作为直升机的关键动部件旋翼-尾桨系统质量是否过关,直接关系到我国直升机工业发展的进程。它的试飞成功,将意味我直十一型直升机实现了真正意义上的国产化。
8时20分,试飞组专用车准时驶向机场,稳稳地停在停机坪。车门打开,机长王鹏带领副驾驶佘应龙迈着矫健的步伐走向飞行前指示区有近30年飞行经历的特级飞行员陈联合坐阵指挥。
8时30分,气象预报员报告天气实况:能见度大于6公里,南西风每秒3～4米,云量3～4个,云底高1500米。对于一月份的景德镇来说,这是一个难得的好天气。那写着“预祝国产直十一型机旋翼-尾桨系统首飞成功”的大红横幅,迎风招展,仿佛在向年轻的试飞勇士发出“为祖国争光”的美好祝愿。
9时整,一颗绿色的信号弹冲天而起,随着直十一发动机的轰鸣声,在场领导、专家的心也随之提了起来。
“03开车好,准备悬停”
“检查好,可以悬停。”
飞速旋转的旋翼产生的升力,托着最大起飞重量2.2吨的直十一缓缓上升。3米、5米、10米、15米、20米……犹如一只矫健的雄鹰灵巧地悬升于机场的上空;然后高度缓缓下降至5米标高,机体360度悬停回转、侧飞、通场飞行、大速度接地飞行,后飞。10分钟后,直十一稳稳落地。
听话筒再次传来机长沉着冷静的声音,“悬停操纵正常,各参数指示良好,请示起飞。”
“可以起飞。”指挥员声音果断、干脆利落。
只见直十一稳稳地低头增速,似凌空飞燕般扑向万里无云的蓝天。100米、200米、300米……直十一在机场上空不断爬高。当高度升到400米时,话筒里传来机长王鹏请示的声音:“高度400米,开始工作。”
“可以工作。”
随后,直升机在机场上空做着变速、盘旋、跃升等高难度动作。观众的心也随之提起、放下。试验要求20分钟、起飞2次的空中试飞,一分一秒地接近首飞成功的终点。
20分钟后,直十一做了一个漂亮的下滑线,稳稳地停在了停机坪预定位置。空中试验结论:国产直升机旋翼-尾桨系统首次试飞成功!
年仅27岁的机长王鹏,25岁的副驾驶佘应龙,这两位来自陆航部队某团的飞行教官,此时真切地感受到了观众长久而热烈的情绪,全场一片沸腾。直十一总设计师朱其宝顾不上旋翼还未完全刹住,便快步向直升机奔去。试飞员的双手和总设计师的双手紧紧地握在了一起。凝聚着全行业智慧,历经“八・五”、“九・五”近十年共同努力的国产直升机旋翼-尾桨系统,首飞告捷。它填补了国内直升机设计制造业的这一空白,标志着我国民族直升机产业在关键技术领域取得了历史性的突破。
陆航飞行员挑战直十一自转着陆,成功地完成了直十一出厂定检试飞、空中无动力自转着陆、国产主减速器定型试飞等高风险科研试飞
1998年5月,某飞机工业公司聘请外国和国内地方试飞员,对新研制的直十一直升机进行“空中无动力自转着陆”的科研试飞。这是一个高难度的一类风险科目,空中操纵稍有不慎,就会造成直升机损伤甚至机毁人亡。当时,国外试飞员担心中国直升机的质量不过关不愿飞;国内一些飞行员顾虑科目风险太大不敢飞。有关部门经过慎重研究,最后把这个艰巨的任务交给了陆航某部的年轻飞行员陈军。
1998年7月2日,瓷都景德镇的天气格外晴朗,当地机场上空不时传来清脆的鸟鸣。然而机场指挥塔台内却笼罩着一层紧张的空气。飞行指挥员陈联合手握对讲机,沉着地指挥着正从远处上空飞来的直十一进入目标空域。塔台一侧,救护车、消防车、工程抢险车严阵以待……
空中驾驶直十一的是31岁的一级飞行员陈军。进入三转弯后,陈军驾驶直十一通场作了一周盘旋;再上升到300米高度改平飞;然后关闭发动机,让直升机仅靠惯性和下滑时的空气动力使主旋翼产生升力,保持无交叉、无侧滑状态,平稳降落。
一年前,在国外培训期间,陈军曾亲眼看到老练的西欧飞行员运用精湛的飞行技术,轻松自如地完成了自转着陆。此时的他自信地深深地吸了一口气。“011号已进入目标空域待命。”“进行自转着陆。”“明白!”陈军坚定地回答。他收尽油门,摆状态……直十一仿佛一只归巢的苍鹰轻盈地向落地点下降。100米高度时,发动机已处于停车状态,隆隆的轰鸣声嘎然而止,主旋翼仍然靠着惯性急速旋转,支撑着最大起飞重量达2.2吨的庞大机体缓缓滑向地面。稳住!柔和!柔和!陈军不断地提醒自己。此时的他紧握驾驶杆,靠着手脚默契的配合,稳稳地控制着下滑的方向和直升机的平衡。他非常清楚,在这只有5秒的下滑过程中,必须准确地判断直升机的下降速度、方向位置和离地高度,把握好提桨矩的最佳时机。地面目标出现了,陈军迅速地估算了自己的高度,果断地拉起驾驶杆,提起桨矩。直十一如同一只飞燕轻轻地降落在预定的落点圈内。着陆成功了!成功了!
这一天,在场的每一位航空专家永远不会忘记,他们亲眼目睹了一位年轻的陆航飞行员驾驶国产未定型的直十一连续44次完成自转着陆,将这个高难度的一级风险科目演练得炉火纯青。
低温区民用型适航取证以特级飞行员陈联合为领队的试飞小组,把国产直十一高寒、高原试飞演绎得惊天动地、荡气回肠
与亲历直十一高寒、高原试飞的现团队领航参谋于忠权面谈,是在6月11日星期一的中午。
此前,于忠权已接到命令,要起程赶赴西安阎良机场,执行某型直升机到江西景德镇的转场任务。
景德镇,对于忠权来说,实在太熟悉了。从1996年11月起,整整4年多时间,从直十一设计定型到交付部队使用,他与该机结下了不解之缘。
1999年夏秋之交,陈联合副团长、于忠权、张志强一行三人乘坐南下景德镇的列车,执行直十一型号取证试飞这一重大任务。此行试飞结果将决定该机是否拿到通向民用生产的通行证。望着窗外大好河山不时掠过,三位空中铁骑勇士的心情并不轻松,临行前部队领导的嘱托依然在耳边回响:国产直升机首次组织适航取证试飞,只能成功,不能失败,要支持研究所和生产厂家把直十一型机推向市场。
此前,为了满足国民经济发展对军、民用直升机的急需,在直十一军用型签订交付的基础上,直升机研究所、生产厂家紧锣密鼓地开展了直十一型机高寒适航取证(TCP)工作。这项工作是首次进行,难度非常大。通过飞行试验,要验证直十一在特定条件下的飞行情况,满足或超过《中国航空民用规章》中相应的规定要求;把民机取证试飞所强调的新机安全性、使用边界及极限重心等试飞出来。
7月下旬,高寒、高原试飞前的热身赛如期进行。按照试飞内容,由易至难,由简到繁,逐次逼近,梯次前进的原则,在确保试飞安全的基础上,陈联合副团长紧张有序地安排每天的飞行任务。作为指挥员,他对每个飞行环节都必须要熟悉,以保证在厂方组织的第一波次试飞中,试飞员所取得的数据和定性评价,严谨而有效。
正在紧张之际,从沈阳传来于忠权母亲癌症晚期的消息。陈副团长命令他立即赶赴沈阳。在沈阳医院,于忠权以泪洗面,望着母亲憔悴的脸,紧紧握住老人干枯的手,陪伴母亲度过了短短的3天。临行之前,他告诉哥哥,母亲的一切都托付给哥嫂了。为了集中精力试飞,他要求哥嫂不要将母亲的不幸告诉他。
几乎是于忠权母亲病危同时,副驾驶张志强也经受了一次严峻的考验:爱人要分娩了,可他却要离开执行任务。刚毅的妻子含着热泪送丈夫上了火车。9月中旬,常州来了急电,爱人难产,医院通知男方必须到位。等小张从景德镇赶到常州时,妻子虽然分娩成功。然而因为难产时间较长,妻子双眼充血,婴儿头部变形。小张心情难以平静。
2000年1月4日,瓷都景德镇天气乍暖还寒。陈联合试飞机组一行4人又前往高寒试飞目的地佳木斯,试飞检查直十一在本区的静稳定性情况。直升机制造公司试飞站站长廖高茂一同前往。
佳木斯冬天的雪下得真大,厚厚的积雪被行人和车辆轧得嘎嘎作响。当地的气象预报说,地面气温摄氏零下32度,空中气温零下38度到零下42度之间。在经过机库24小时冷冻存放后,直十一低温条件下开车一次启动成功。随后进行的低高度5米悬停机动,发动机最大连续功率爬高,直十一均表现出了良好的高寒适航性能。
随后,在海拔1500米高度,直十一模拟发动机停车,进行寒区自转下滑飞行试验。
机长于忠权沉着地驾驶着战鹰,放总距到底,收油门,保持发动机燃气涡轮转速8～10米/秒的下降率。直十一进入慢车状态。自转下滑,此时逆风速度1.5米/秒。
“控制好飞行速度,检查高度和下降率”。
“明白。”白茫茫的大地迎面向直十一扑来。
高度10米时,于忠权提总距,减少下沉的速度,用操纵杆控制好直升机状态,以增大旋翼迎风角,提高升力。
“好!向前稳住杆。”注意进一步提总距,试飞机长于忠权自我暗示。不要拉飘,他稳稳地控制着着陆方向。