RU214725U1 - Helicopter spin prevention device - Google Patents

Helicopter spin prevention device Download PDF

Info

Publication number
RU214725U1
RU214725U1 RU2022110899U RU2022110899U RU214725U1 RU 214725 U1 RU214725 U1 RU 214725U1 RU 2022110899 U RU2022110899 U RU 2022110899U RU 2022110899 U RU2022110899 U RU 2022110899U RU 214725 U1 RU214725 U1 RU 214725U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
module
protected
helicopter
signals
receivers
Prior art date
Application number
RU2022110899U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Асим Мустафаевич Касимов
Александр Иванович Попов
Валерий Андреевич Ивчин
Константин Юрьевич Самсонов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук
Application granted granted Critical
Publication of RU214725U1 publication Critical patent/RU214725U1/en

Links

Images

Abstract

Полезная модель относится к области обеспечения безопасности полета авиационной техники, в частности к безопасности полетов гражданской авиации, и предлагается к использованию для полетов на вертолете. Техническим результатом является получение данных о скорости и направлении разворота балки с рулевым винтом, а также при боковом ветре получение информации о воздушном потоке в области рулевого винта одновинтового вертолета для оповещения пилота об опасной ситуации при различных режимах полета. Технический результат достигается тем, что полезная модель - устройство «нет самопроизвольному» вращению вертолета, характеризующееся тем, что содержит два приемника воздушной скорости с частотным выходом и два модуля сравнения выходных частот приемников, первый модуль по безопасной частоте скорости бокового ветра связан защищенным и закрепленным кабелем в фюзеляже с расположенным на рулевой балке первым приемником воздушной скорости бокового ветра, второй модуль по безопасной частоте индуктивной скорости рулевого винта связан защищенным и закрепленным кабелем со вторым приемником воздушной скорости, расположенным на концевой балке в площади рулевого винта, модули между собой связаны защищенным и закрепленным кабелем для передачи сигналов алгоритма одновременного действия сравнения, результирующий сигнал первого модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «полет» (ƒ1Vz/ƒ1Vи)≥0,75, результирующий сигнал второго модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «висение» (ƒ2Vz/ƒ2Vи)≥0,75, модули связаны защищенным и закрепленным кабелем в фюзеляже с пилотом для передачи сигналов о приближении опасного режима - «неуправляемое самопроизвольное вращение». 2 ил.

Figure 00000014
The utility model relates to the field of aviation safety, in particular to the safety of civil aviation, and is proposed for use in helicopter flights. The technical result is to obtain data on the speed and direction of turn of the beam with a tail rotor, as well as in a crosswind, obtaining information about the air flow in the tail rotor area of a single-rotor helicopter to alert the pilot about a dangerous situation in various flight modes. The technical result is achieved by the fact that the utility model is a device "no spontaneous" rotation of the helicopter, characterized in that it contains two airspeed receivers with a frequency output and two modules for comparing the output frequencies of the receivers, the first module is connected to a safe crosswind speed frequency by a protected and fixed cable in the fuselage with the first crosswind airspeed receiver located on the steering beam, the second module is connected by a protected and fixed cable to the second airspeed receiver located on the end beam in the area of the tail rotor, the modules are connected to each other by a protected and fixed cable for transmitting signals of the algorithm of simultaneous action of comparison, the resulting signal of the first module is processed by comparing the signals of the first and second receivers according to the formula "flight" (ƒ 1Vz /ƒ 1Vi )≥0.75, the resulting signal of the second module is processed by comparing with signals of the first and second receivers according to the “hovering” formula (ƒ 2Vz /ƒ 2Vi )≥0.75, the modules are connected by a protected and fixed cable in the fuselage with the pilot to transmit signals about the approach of a dangerous mode - “uncontrolled spontaneous rotation”. 2 ill.
Figure 00000014

Description

Полезная модель относится к области обеспечения безопасности полета авиационной техники, в частности к безопасности полетов гражданской авиации, и предлагается к использованию для полетов на вертолете.The utility model relates to the field of aviation safety, in particular to the safety of civil aviation, and is proposed for use in helicopter flights.

По различным данным на вертолетах в государственной авиации, а также в авиакомпаниях и авиапредприятиях гражданской авиации произошло 235 авиапроисшествий (АП), 42 (18%) из них - по причине попадания вертолетов в самопроизвольное левое вращение.According to various data, 235 accidents occurred on helicopters in state aviation, as well as in airlines and civil aviation enterprises, 42 (18%) of them were due to helicopters falling into spontaneous left rotation.

Известны рекомендации для пилотов, попадающих в режим непроизвольного непреднамеренного левого вращения вертолета (Беличенко И.А. Самопроизвольный разворот // Вертолет. - 2000. - №1. - С. 24-25). Недостатком рекомендаций является необходимость предварительного обучения, что требует финансового обеспечения и дальнейшей практики летного дела.Known recommendations for pilots falling into the mode of involuntary unintentional left rotation of the helicopter (Belichenko I.A. Spontaneous turn // Helicopter. - 2000. - No. 1. - P. 24-25). The disadvantage of the recommendations is the need for preliminary training, which requires financial support and further flight practice.

Известно устройство уменьшения вероятности возникновения самопроизвольного вращения - это изменение направления вращения рулевого винта (Никифоров В.А. Методика выбора параметров рулевого винта одновинтового вертолета, соответствующих максимальному коэффициенту весовой отдачи. Вертолеты: Труды ОКБ МВЗ имени М.Л. Миля. Выпуск 3. М., Машиностроение-Полет, 2018, стр. 219-247). Ранее при прежнем направлении вращения (толкающий тип винта) потоки воздуха, отходившие от рулевого винта, совпадали по направлению с направлением циркуляции вихрей от несущего винта при ветре справа-сзади, что отражалось на ухудшении эффективности работы рулевого винта. Устройством изменения направления вращения (тип винта тянущий) диапазон нагрузки на лопасть расширился в -1,5 раза, что позволило улучшить путевую управляемость вертолета одновинтовой схемы Недостатком известного предложения является неизвестность направления и скорости бокового ветра.A device is known to reduce the likelihood of spontaneous rotation - this is a change in the direction of rotation of the tail rotor (Nikiforov V.A. Method for selecting the parameters of the tail rotor of a single-rotor helicopter corresponding to the maximum weight return coefficient. Helicopters: Proceedings of the Design Bureau of the Moscow Helicopter Plant named after M.L. Mil. Issue 3. M ., Mashinostroenie-Polyot, 2018, pp. 219-247). Previously, with the same direction of rotation (pushing type of propeller), the air flows that departed from the tail rotor coincided in direction with the direction of circulation of vortices from the main rotor in the wind from the right-rear, which was reflected in the deterioration of the efficiency of the tail rotor. The device for changing the direction of rotation (propeller type is pulling) the load range on the blade expanded by -1.5 times, which improved the directional controllability of a single-rotor helicopter. The disadvantage of the known proposal is the unknown direction and speed of the crosswind.

Известна автоматическая система вывода из левого вращения (DequinA-M, The Myth of Losing Tail Rotoreffectiveness. 45th European Rotorcraft Forum, Warsaw, Poland, 17-20 September. 2019. Paper#17. p. 1-15), принятая за прототип. «При использовании ЭДСУ и закона управления по угловой скорости этой проблемы не существует. Положение педалей при этом не привязано к шагу РВ, и связано только с командой на скорость разворота. Пилот не заботится о балансировочном положении педалей, поскольку оно всегда нейтральное». Недостаток такой системы состоит в большой стоимости электродистанционной системы управления (ЭДСУ), которая входит в общую систему ориентации вертолета в пространстве. ЭДСУ не будет установлено на всех вертолетах. Поэтому в ближайшем будущем пилоты вертолетов могут встречаться с проблемами неуправляемого вращения.Known automatic withdrawal system from left rotation (DequinA-M, The Myth of Losing Tail Rotoreffectiveness. 45th European Rotorcraft Forum, Warsaw, Poland, 17-20 September. 2019. Paper#17. p. 1-15), taken as a prototype. “When using the EDSU and the angular velocity control law, this problem does not exist. In this case, the position of the pedals is not tied to the PB step, and is connected only with the turn speed command. The pilot does not care about the balancing position of the pedals, since it is always neutral. The disadvantage of such a system is the high cost of the fly-by-wire control system (EDSU), which is included in the overall orientation system of the helicopter in space. EDSU will not be installed on all helicopters. Therefore, helicopter pilots may encounter uncontrolled rotation problems in the near future.

Техническим результатом является снижение стоимости устройства «нет самовращению» вертолета за счет уменьшения количества приборов в оповещении пилота о возможной опасности появления режима неуправляемое вращение.The technical result is to reduce the cost of the device "no self-rotation" of the helicopter by reducing the number of devices in alerting the pilot about the possible danger of the appearance of the uncontrolled rotation mode.

Технический результат достигается тем, что полезная модель - устройство «нет самопроизвольному» вращению вертолета, характеризующееся тем, что содержит два приемника воздушной скорости с частотным выходом и два модуля сравнения выходных частот приемников, первый модуль по безопасной частоте скорости бокового ветра связан защищенным и закрепленным кабелем в фюзеляже с расположенным на рулевой балке первым приемником воздушной скорости бокового ветра, второй модуль по безопасной частоте индуктивной скорости рулевого винта связан защищенным и закрепленным кабелем со вторым приемником воздушной скорости, расположенным на концевой балке в площади рулевого винта, модули между собой связаны защищенным и закрепленным кабелем для передачи сигналов алгоритма одновременного действия сравнения, результирующий сигнал первого модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «полет» -

Figure 00000001
результирующий сигнал второго модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «висение»
Figure 00000002
модули связаны защищенным и закрепленным кабелем в фюзеляже с пилотом для передачи сигналов о приближении опасного режима неуправляемое самопроизвольное вращение.The technical result is achieved by the fact that the utility model is a device "no spontaneous" rotation of the helicopter, characterized in that it contains two airspeed receivers with a frequency output and two modules for comparing the output frequencies of the receivers, the first module is connected to a safe crosswind speed frequency by a protected and fixed cable in the fuselage with the first crosswind airspeed receiver located on the steering beam, the second module is connected by a protected and fixed cable to the second airspeed receiver located on the end beam in the area of the tail rotor, the modules are connected to each other by a protected and fixed cable for transmitting signals of the algorithm of simultaneous action of comparison, the resulting signal of the first module is processed by comparing the signals of the first and second receivers according to the formula "flight" -
Figure 00000001
the resulting signal of the second module is processed by comparing the signals of the first and second receivers according to the "hovering" formula
Figure 00000002
the modules are connected by a protected and fixed cable in the fuselage with the pilot to transmit signals about the approach of a dangerous mode. uncontrolled spontaneous rotation.

На фиг. 1 на вертолете показана схема расположения приемника 1 ПВС Vz истинной воздушной скорости с частотным выходом для измерения окружной скорости разворота фюзеляжа и боковой скорости ветра, а также приемника 2 ПВС Vи истинной воздушной скорости с частотным выходом для измерения индуктивной скорости рулевого винта вертолета, оба приемника предназначены для одновременной работы в модуле 6 и модуле 7 (не показаны) и связаны сигналами по кабелю 5.In FIG. 1 on the helicopter shows the layout of the receiver 1 PVA Vz true airspeed with a frequency output for measuring the circumferential rate of turn of the fuselage and the lateral wind speed, as well as the receiver 2 PVA V and true airspeed with a frequency output for measuring the inductive speed of the tail rotor of the helicopter, both receivers designed for simultaneous operation in module 6 and module 7 (not shown) and are connected by signals via cable 5.

На фиг. 2 показана схема взаимодействия и сравнения сигналов приемников 1 ПВС Vz и 2 ПВС Vи воздушной скорости в модуле 6 сравнения и в модуле 7 сравнения при различных режимах - «полет» и «висение».In FIG. 2 shows a diagram of the interaction and comparison of the signals of the receivers 1 PVA V z and 2 PVA V and airspeed in the comparison module 6 and in the comparison module 7 in various modes - "flight" and "hover".

Работа устройства «нет самопроизвольному» вращению вертолета и предупреждения летчика о возникновении непреднамеренного разворота влево одновинтового вертолета на двух режимах (полет и висение) происходит следующим образом (фиг. 2).The operation of the device "no spontaneous" rotation of the helicopter and warning the pilot about the occurrence of an unintentional turn to the left of a single-rotor helicopter in two modes (flight and hover) occurs as follows (Fig. 2).

Режим «Полет». При выполнении задания в полете требуется перевести вертолет в режим горизонтального полета Vx со снижением по высоте. При скорости

Figure 00000003
и маневре разворота измеряют скорость разворота совместно с боковым ветром скоростью Vz приемником 1 ПВС с частотным выходом
Figure 00000004
(фиг. 2), расположенным на рулевой балке 4 фюзеляжа (фиг. 1). Приемником 1 ПВС Vz(~≥5 м/с), подается частотный сигнал
Figure 00000005
(например, ≅90 Гц) о величине скорости при развороте в электронный модуль 6 для сравнения с одновременным поступающим сигналом индуктивной скорости Vи из области рулевого винта от приемника 2 ПВС Vи, расположенным на рулевой балке 4, с частотным выходом
Figure 00000006
(фиг. 2). При несоответствии режиму ограничения принятого отношения частотных сигналов по формуле
Figure 00000007
вычисленного в электронном модуле 6 сравнения, подается сигнал опасности летчику для изменения режима полета для удовлетворения отношения частотных сигналов скорости разворота и индуктивной скорости равного
Figure 00000006
(фиг. 2). Расположенный в кабине пилотов электронной модуль 6 сравнения, связан защищенным и закрепленным кабелем 5 (фиг. 1) в фюзеляже с приемником воздушной скорости 1 ПВС Vz расположенным на рулевой балке 4.Flight mode. When performing a task in flight, it is required to transfer the helicopter to the level flight mode V x with a decrease in altitude. At speed
Figure 00000003
and the turn maneuver measure the turn speed together with the crosswind speed V z by the receiver 1 PVS with a frequency output
Figure 00000004
(Fig. 2), located on the steering beam 4 of the fuselage (Fig. 1). Receiver 1 PVA V z (~≥5 m/s), frequency signal
Figure 00000005
(for example, ≅90 Hz) about the value of the speed when turning into the electronic module 6 for comparison with the simultaneous incoming signal of the inductive speed V and from the tail rotor area from the receiver 2 PVA V and located on the steering beam 4, with a frequency output
Figure 00000006
(Fig. 2). If the accepted ratio of frequency signals does not correspond to the restriction mode according to the formula
Figure 00000007
calculated in the electronic comparison module 6, a danger signal is given to the pilot to change the flight mode to satisfy the ratio of the frequency signals of the turn rate and the inductive speed equal to
Figure 00000006
(Fig. 2). The electronic comparison module 6 located in the cockpit is connected by a protected and fixed cable 5 (Fig. 1) in the fuselage with the airspeed receiver 1 PVA V z located on the steering beam 4.

Конструктивной основой приемников воздушной скорости 1 ПВС Vz и 2 ПВС Vи с выходными частотными сигналами является проточный струйный автогенератор. Работа струйного автогенератора заключается в следующем.The constructive basis of the airspeed receivers 1 PVA V z and 2 PVA V and with output frequency signals is a flow jet oscillator. The work of the jet oscillator is as follows.

Набегающий поток, например, Vz проходит через входной канал приемника ПВС в трехкаскадный струйный автогенератор, на выходе которого формируются пневматические автоколебания давления воздушной среды, преобразованные пьезоэлектропреобразователем в электрический частотный сигнал ƒ1Vz. Одновременно другим трехкаскадным струйным автогенератором внутри 2 ПВС Vи в модуль 6 сравнения подается сигнал индуктивной скорости рулевого винта с частотой

Figure 00000008
Далее частотные сигналы
Figure 00000009
и
Figure 00000006
после сравнения в электронном модуле 6 сравнения по формуле
Figure 00000007
(фиг. 2) передаются в кабину пилота сигналом опасности (звук и свет).The oncoming flow, for example, V z passes through the input channel of the PVA receiver into a three-stage jet self-oscillator, at the output of which pneumatic self-oscillations of air pressure are formed, converted by a piezoelectric transducer into an electric frequency signal ƒ 1Vz . At the same time, another three-stage jet oscillator inside 2 PVA V and into the comparison module 6 receives a signal of the inductive speed of the tail rotor with a frequency
Figure 00000008
Further frequency signals
Figure 00000009
and
Figure 00000006
after comparison in the electronic module 6 comparison according to the formula
Figure 00000007
(Fig. 2) are transmitted to the cockpit as a danger signal (sound and light).

На фиг. 2 показано, что приемники 1ПВС Vz (1), 2 ПВС Vи (2) алгоритмически связаны между собой и с модулем 6 сравнения и с модулем 7 сравнения. Конструктивно они соединены защищенным и закрепленным кабелем 5 (фиг. 1) в фюзеляже, расположение модулей 6 и 7 не показано.In FIG. 2 shows that the receivers 1PVS V z (1), 2 PVS V and (2) are algorithmically connected to each other and to the comparison module 6 and to the comparison module 7. Structurally, they are connected by a protected and fixed cable 5 (Fig. 1) in the fuselage, the location of modules 6 and 7 is not shown.

На режиме «висение» при скорости Vz (~≥12 м/с) бокового ветра приемником воздушной скорости 1 ПBC Vz c частотным выходом

Figure 00000010
(например, ≅120 Гц), расположенным на рулевой балке, подается сигнал в электронный модуль 7 для сравнения с одновременным поступающим сигналом индуктивной скорости Vи из области рулевого винта от 2 ПВС Vи, расположенным на концевой балке, с частотным выходом
Figure 00000011
При несоответствии режима «висение» режиму ограничения принятого отношения частотных сигналов по формуле
Figure 00000012
вычисленного в электронном модуле 7 сравнения, подается сигнал опасности летчику для изменения режима полета для удовлетворения отношения частотных сигналов скорости разворота и индуктивной скорости равного
Figure 00000013
In the "hovering" mode at a speed V z (~≥12 m/s) of a crosswind with an airspeed receiver 1 PBC V z with a frequency output
Figure 00000010
(for example, ≅120 Hz) located on the steering beam, a signal is sent to the electronic module 7 for comparison with the simultaneous incoming signal of the inductive speed V and from the tail rotor area from 2 PVA V and located on the end beam, with a frequency output
Figure 00000011
If the "hovering" mode does not correspond to the mode of limitation of the received ratio of frequency signals according to the formula
Figure 00000012
calculated in the electronic comparison module 7, a danger signal is given to the pilot to change the flight mode to satisfy the ratio of the frequency signals of the turn rate and the inductive speed equal to
Figure 00000013

Включение режимов «полет» или «висение» автоматически определяется штатным прибором скорости на вертолете.The inclusion of the "flight" or "hovering" modes is automatically determined by the standard speed device on the helicopter.

Предложенным устройством достигается снижение стоимости устройства «нет самопроизвольному» вращению вертолета за счет уменьшения количества приборов в оповещении пилота о возможной опасности появления режима неуправляемое вращение.The proposed device achieves a reduction in the cost of the device "no spontaneous" rotation of the helicopter by reducing the number of devices in alerting the pilot about the possible danger of the appearance of the uncontrolled rotation mode.

Claims (1)

Устройство предотвращения самопроизвольного вращения вертолета, характеризующееся тем, что содержит два приемника воздушной скорости с частотным выходом и два модуля сравнения выходных частот приемников, первый модуль по безопасной частоте скорости бокового ветра связан защищенным кабелем, выполненным с возможностью закрепления в фюзеляже, с первым приемником воздушной скорости бокового ветра с возможностью его расположения на рулевой балке, второй модуль по безопасной частоте индуктивной скорости рулевого винта связан защищенным кабелем, выполненным с возможностью закрепления в фюзеляже, со вторым приемником воздушной скорости с возможностью его расположения на концевой балке в площади рулевого винта, модули между собой связаны защищенным и закрепленным кабелем для передачи сигналов алгоритма одновременного действия сравнения, результирующий сигнал первого модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «полет» - (ƒ1Vz/ƒ1Vи)≥0,75, результирующий сигнал второго модуля отрабатывается сравнением сигналов первого и второго приемников по формуле «висение» (ƒ2Vz/ƒ2Vи)≥0,75, модули связаны защищенным и закрепленным кабелем в фюзеляже с пилотом для передачи сигналов о приближении опасного режима «неуправляемое самопроизвольное вращение». A device for preventing spontaneous rotation of the helicopter, characterized in that it contains two airspeed receivers with a frequency output and two modules for comparing the output frequencies of the receivers, the first module is connected by a protected cable, which can be fixed in the fuselage, to the first airspeed receiver crosswind with the possibility of its location on the steering beam, the second module on the safe frequency of the inductive speed of the tail rotor is connected by a protected cable, made with the possibility of being fixed in the fuselage, with the second airspeed receiver with the possibility of its location on the end beam in the area of the tail rotor, the modules are interconnected connected by a protected and fixed cable for transmitting signals of the algorithm of simultaneous action of comparison, the resulting signal of the first module is processed by comparing the signals of the first and second receivers according to the formula "flight" - (ƒ 1Vz /ƒ 1Vi )≥0.75, resulting in The signal of the second module is processed by comparing the signals of the first and second receivers according to the “hovering” formula (ƒ 2Vz /ƒ 2Vi )≥0.75, the modules are connected by a protected and fixed cable in the fuselage with the pilot to transmit signals about the approach of the dangerous mode “uncontrolled spontaneous rotation”.
RU2022110899U 2022-04-21 Helicopter spin prevention device RU214725U1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU214725U1 true RU214725U1 (en) 2022-11-11

Family

ID=

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1997046813A2 (en) * 1996-06-06 1997-12-11 University Of Southampton Active vibration control system
RU58719U1 (en) * 2006-07-05 2006-11-27 ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") HELICOPTER SPEED METER
RU2439584C1 (en) * 2010-08-17 2012-01-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" им. Г.А. Ильенко" On-board system of information support to helicopter crew
RU2587389C1 (en) * 2014-12-10 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Onboard system of measuring parameters of wind velocity vector at station, takeoff and landing helicopter
US11220997B2 (en) * 2016-12-09 2022-01-11 Vestas Wind Systems A/S Adaptive noise control for wind turbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1997046813A2 (en) * 1996-06-06 1997-12-11 University Of Southampton Active vibration control system
RU58719U1 (en) * 2006-07-05 2006-11-27 ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") HELICOPTER SPEED METER
RU2439584C1 (en) * 2010-08-17 2012-01-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" им. Г.А. Ильенко" On-board system of information support to helicopter crew
RU2587389C1 (en) * 2014-12-10 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Onboard system of measuring parameters of wind velocity vector at station, takeoff and landing helicopter
US11220997B2 (en) * 2016-12-09 2022-01-11 Vestas Wind Systems A/S Adaptive noise control for wind turbine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10676181B2 (en) Gearbox for a dual rotor, rotary wing aircraft
US11433997B2 (en) Rotorcraft anti-torque systems and methods therefor
US8918235B1 (en) Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry
EP1620311B1 (en) Method and apparatus for preventing adverse effects of vortex ring state
US6352223B1 (en) System for the yaw control of an aircraft
US20180178908A1 (en) Device for regulating the speed of rotation of a gas generator shaft of a rotorcraft turboshaft engine, a rotorcraft provided with such a device, and an associated method of regulation
EP3733509A1 (en) Rotorcraft anti-torque systems and methods therefor
US20020021230A1 (en) Detecting a low performance takeoff condition for aircraft for use with ground proximity warning systems
RU214725U1 (en) Helicopter spin prevention device
Cichy et al. Flight tests of a rotating cylinder flap on a North American Rockwell YOV-10 aircraft
RU2782807C1 (en) System for warning the pilot about the occurrence of an unintentional turn to the left of a single-rotor helicopter
US20180312250A1 (en) Device for regulating a setpoint for a speed of rotation of a rotorcraft rotor, a rotorcraft fitted with such a device, and an associated method of regulation
US20190127055A1 (en) Apparatus for Using Aircraft Active Vibration Control System as Pilot Cueing Aid
RU2782038C1 (en) Method for preventing spontaneous rotation of a helicopter
Andoga et al. Automatic decision making process in a small unmanned airplane
Ivchin et al. Development of the technical solution to prevent a single-rotor helicopter from entering uncontrolled rotation
Barber et al. Wake vortex attenuation flight tests: A status report
RU195166U1 (en) Rotor Flow Meter
Kolesár et al. Analysis of the operational variables affecting TKE-off and landing of aircraft
RU2818823C1 (en) Method of preventing rotorcraft from entering vortex ring state zone at pre-landing maneuvers in hovering mode
Khakimullin ANALYSIS OF THE REQUIREMENTS FOR MEASURING THE WIND PARAMETERS ON THE BOARD OF THE SINGLE-SCREW HELICOPTER AT THE PARKING, STARTING, TAKEOFF AND LANDING MODES
Brender et al. The attributes of a variable-diameter rotor system applied to civil tiltrotor aircraft
Innis et al. Flight tests under IFR with an STOL transport aircraft
McGovern UAS flight test for safety and for efficiency
Pegg A Flight Investigation of a Lightweight Helicopter to Study the Feasbility of Fixed-collective-pitch Autorotations