直升机原理图
直升机空气动力学-第4章
0 改变拉力大小 前后左右飞—操纵桨叶周期变距 1和 2 ，
改变旋翼锥体（拉力）倾斜方向和角度 航向---操纵尾桨总距，改变尾桨拉力值 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
旋翼动力学国防科技重点实验室
令： a0 a10 cos b10 sin
也代表旋锥体倾斜量：
a10 角。a10 称为旋翼后倒角。 旋翼锥体向后倾倒了
同理，桨叶在方位 900处
下垂了b10 ，在 2700 处上台 了b10 ，b10 称为侧倾角。
0 各桨叶在方位 180处都抬高 a10 度，在 00处都下垂a10 度，表明
Vr d国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
Fgs Gye g 2rG
2
d sin dt
a12 b12 2 rG (a0a1 sin a0b1 cos sin 2 a1b1 cos2 ) g 2 G ye
1s 10 1
b1s b10 2
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直升机空气动力学基础
—第四章前飞时旋翼桨叶的工作原理
第五节 偏置铰旋翼和无铰旋翼 5-1 偏置铰旋翼 为便于结构布置及增大桨毂力矩，挥舞铰不在旋转中心， 而是有 l 偏置量 。计算挥舞力矩时对挥舞铰（不是对旋转中 心）取矩，挥舞方程变为
4，为使旋翼向所需的方向倾斜所需的角度，令旋翼做变距
运动。变距与挥舞等效。 5，挥舞铰偏置，旋翼可产生桨毂力矩。挥舞对于吹风及操
纵的响应不再恰是共振。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机原理详解真实完整版
发一套最完整的直升机原理（绝对完整，绝对精华）这是我找到的最完整，最系统介绍直升机的原理及发展史的文章。
转到这里，送给论坛里喜欢飞行，向往蓝天的朋友！！自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。
在莱特兄弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。
不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“喷火”战斗机和Me 109战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。
今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减，连简易跑道也是高速公路等级的。
现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日益成为现代空军的致命的软肋。
为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。
自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。
机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。
所谓“机翼前行”，实际上就是机翼和空气形成相对速度。
既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起落的基本原理。
中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/ 达·芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。
多才多艺的达·芬奇在15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。
1796 年，英国人George C ayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的1842 年，英国人W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有9 公斤重的模型直升机。
直升机主旋翼反扭力的示意图
直升机主旋翼反扭力的示意图没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。
主旋翼顺时针转，对机身就产生逆时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。
抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见 / 典型的贝尔 407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。
有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。
尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。
极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。
尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。
为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。
尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。
在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。
即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。
图解飞机的飞行原理
图解飞机的飞⾏原理本⽂根据互联⽹资料整理，版权归原作者所有。
本⽂图⽚有多张是动图，如果你是从微信或⽹页打开的，可能是看不到动画效果的，建议你在 简书 ⾥阅读，将获取最佳阅读体验！没有看到动画的话，此⽂的效果将⼤打折扣！⼤众对飞机是⽐较好奇的，⼼中总会有许许多多的问号，飞机是怎么飞起来的？飞机是怎么操纵的？飞机的构成是怎样的？其实，飞机并不神秘，相信看完这些图，你就会秒懂⼀些飞机相关的知识，保你成为半个飞机设计专家！⼤多数飞机由五个主要部分组成：机翼、机⾝、尾翼、起落装置和动⼒装置。
飞机的操纵⾯可不能说飞机是由钢铁造成的，钢铁只占很少⼀部分飞机的受⼒升⼒的产⽣--⽓流流过的压⼒差产⽣了升⼒，飞⾏的根本流速越快，压⼒越⼩机翼受⼒与迎⾓⼤⼩的关系飞机运动的三轴简化，俯仰、滚转、偏航滚转是副翼控制的俯仰运动靠升降舵控制偏航运动靠⽅向舵控制实际的飞机舵⾯是这么动的飞机的操纵驾驶舱操控装置⼀般为如下形式：控制杆——或者⼀个控制曲柄，固连在⼀根圆柱上，通过操纵副翼和升降舵控制飞机的滚转和俯仰。
⽅向舵踏板——控制飞机的偏航。
操纵飞机的基本⽅法飞⾏员操纵驾驶盘（或驾驶杆）、脚蹬板，使升降舵、副翼和⽅向舵偏转，能使飞机向各个⽅向转动。
后拉驾驶盘，升降舵上偏，机头上仰；前推驾驶盘，则升降舵下偏，机头下俯。
向左压驾驶盘，左边副翼上偏，右边副翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘右副翼上偏，左副翼下偏，飞机向右滚转。
向前蹬左脚蹬板（即蹬左舵），⽅向舵左偏，机头向偏转；反之，向前蹬右脚蹬板（即蹬右舵），⽅向舵右偏，机头向右偏转。
航空发动机--飞机前进的动⼒提供涡轮风扇发动机，⼤型运输机的发动机。
涡扇⽓路两条，外边这条提供基本70-80%的推⼒，⾥边这条仅提供20-30%的推⼒。
涡轮喷⽓发动机，喷⽓就靠喷来推动了。
涡轮螺旋桨发动机活塞发动机直升机⼒的抵消直升机前进和上升控制起落架收放⽰意延伸阅读: 飞机的主要组成部分及其功⽤⾃从世界上出现飞机以来，飞机的结构形式虽然在不断改进，飞机类型不断增多，但到⽬前为⽌，除了极少数特殊形式的飞机之外，⼤多数飞机都是由下⾯五个主要部分组成，即：机翼、机⾝、尾翼、起落装置和动⼒装置。
航空器飞行原理
涡桨发动机原理图
涡喷发动机
航空器飞行原理
一、 多旋翼的飞行原理
二、 直升机的飞行原理
三、 固定翼的飞行原理
飞行原理：
多旋翼无人机，是一种具有三个及以上 旋翼轴的特殊的无人驾驶直升机。 其通过 每个轴上的电动机转动，带动旋翼，从而 产生推力。旋翼的总距固定，而不像一般 直升机那样可变。通过改变不同旋翼之间 的相对转速，可以改变单轴推进力的大小， 从而控制飞行器的运动轨迹。
按 照 轴 数 分 为 ： 三轴、四轴、六轴、八轴等。 按照发动机个数分为：三旋翼、四旋翼、六旋翼、八旋翼等。
多旋翼无人机的实际
应用
农林植保
航拍摄影
线路巡检
多旋翼无人机飞行姿态控制
向前飞：前面电机减速，后边电机加速。
向左飞： 左边电机减速，右边电机加速。 向左偏航时，反桨加速正桨减速。
向右飞： 右边电机减速，左边电机加速。
向右偏航时，正桨加速反桨减速。
向后飞：前面电机加速，后面电机减速。
直升机：
主要靠主螺旋桨转动提供升力，尾桨转动抵 消反扭矩，通过操纵总距杆、周期变距杆、脚蹬 来控制飞机的运动姿态。
军用： 武装直升机
民用：私人飞机、观光旅游、紧急救援等
固定翼飞行原理
固定翼飞机通常包括方向、副翼、升降、油门、襟翼等控制舵面，通过舵机改 变飞机的翼面，产生相应的扭矩，控制飞机转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。 发动机提供动力，机翼产生升力，各个舵面控制飞行姿态，从而实现飞行。
固定翼飞机操纵舵面示意图
塞斯纳商务机 安225运输机
苏35
F22
根据机翼平面形状分类
平直翼飞机 梯形翼飞机 前掠翼飞机
后掠翼飞机
三角翼飞机
直升机飞行原理 2
双桨共轴
但是缺点也很明显。共轴双桨用套筒轴驱动 上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋 翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能 打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度 要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难 度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面 旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当 的难度。例如俄罗斯卡 莫夫系列直升机在向左 上升转弯时必须小心， 否则上下 桨打架， 后果将是机毁人亡。
尾桨原理
前缘 b
Vq 桨毂旋转面 后缘 桨毂旋转轴线
Hale Waihona Puke 自动倾斜器构造驾驶杆操纵
与旋翼的自动倾斜器连接，带动整个旋翼倾斜 —— 直升机低头并向前运动； 向后 —— 抬头并向后退； 向左 —— 向左倾斜并向左侧运动； 向右 —— 向右倾斜并向右侧运动。
向前
双桨共轴
方便的维护无尾桨结构。由于上下旋翼反向旋转，形成了直升机水平 方向的力矩平衡，所以双桨共轴直升机不需要尾桨来平衡直升机水平 方向上的力矩。 气动特性对称，机动性好。在使用相同发动机的情况下，两副共轴式 旋翼的升力比单旋翼/尾桨布局的旋翼升力大12%。共轴式旋翼气动 力对称性显然优于单旋翼式，不存在各轴之间互相交连的影响，机动 飞行时易于操纵。改变航向时，共轴式直升机很容易保持直升机的飞 行高度，这在超低空飞行和飞越障碍物时尤其可贵，对飞行安全有重 要意义。
升力来源
直升机飞行原理和结构与飞机
不同飞机靠它的固定机翼产生 升力，而直升机是靠它头上的 桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。 直升机的桨叶大概有2—3米长， 一般有5叶组成。普通飞机是靠 翅膀产生升力起飞的，而直升 飞机是靠螺旋桨转动，拨动空 气产生升力的。直升飞机起飞 时，螺旋桨越转越快，产生的 升力也越来越大，当升力比飞 机的重量还大时，飞机就起飞 了。在飞行中飞行员调节高度 时，就只要通过改变大螺旋桨 旋转的速度就可以了。
直升机的特性
直升机的特性楢林寿一与其他飞行器相比，直升机起飞着陆并不需要那么宽阔的场地。
它不仅可以垂直上升下降、在空中悬停，还可以向前后左右飞行。
利用它的这种特性，除可用于人员物资的运输、救难活动、摄影测量以及科学观测外，它还在农林水产事业等广阔的领域内活跃着。
乍一看那种活跃的情景，似乎会觉得它是近乎万能的。
但在实际使用中不得不承认，从物理方面来看其稳定范围要比普通飞机来得窄。
为此，首先来阐述一下直升机特性的概要：1.主旋翼的空气动力学特性和需用功率【图1-1】悬停时的旋翼上下的空气流动直升机进入空中悬停时，通过旋翼旋转面的空气流如【图1-1】所示。
至于作用在旋翼叶素（【图1-1】中由R1标出的A点处的桨叶剖面。
它离旋翼中心的距离为旋翼半径的70～80%。
）上的力，我想可以按【图1-1】所示的矢量来理解。
悬停中，流入旋翼旋转面的空气速度为V1,经过旋翼旋转面时被加速（+V2）,通过旋翼旋转面后不久，下洗流（down wash）速度变为V1+V2。
为能继续悬停，首先必须要有与该旋翼旋转所诱导出的下洗速度V1+V2相协调的功率，所需的这种功率称为诱导功率（Induced power）。
另外，把该旋翼旋转所产生的——在这种场合是由下洗而产生的阻力称为诱导阻力。
随着直升机水平飞行速度的增加，这个垂直方向的下洗速度V1+V2会减少，故其诱导功率也会减少。
▲涡环状态如【图1-2】所示，随着旋翼的旋转，在其边缘产生了一种环状的下洗流。
它连成像炸麻花圈那样的形状，称之为涡环。
因此，垂直方向的下洗流变得非常之大，使维持悬停所需的功率也大为增加。
【图1-2】涡环状态【图1-3】自转垂直下降时的空气流▲自转制动状态它并不是由动力装置提供动力而形成的。
它只是一种由空气动力作用而造成的旋翼像风车那样转动着的状态。
该状态如【图1-3】所示。
这是自转（后述）下降场合的问题，其他场合不存在这样一类问题。
▲地面效应【图1-4】【图1-4】地面效应当旋翼旋转产生的垂直下洗流强烈冲击地面时，由于地面的影响，下洗流的速度将比旋翼远离地面时为小。
直升机简介
油门总距杆通常位于驾驶员座椅的左方,由驾驶员左手操纵,此杆可同时 操纵旋翼总距和发动机油门,实现总距和油门联合操纵。
垂直飞行,靠改变总距来实施,换句话说,就是靠同时改变所有桨
叶的迎角来实施。此时所有桨叶同时增大或减小相同的迎角,就会相 应地增大或减小升力,因而直升机也会相应 地进行垂直上升或下降。
直升机由机身、旋翼、结构
2.直升机的操纵
直升机主要 操纵系统
驾驶杆（周期变距操纵杆） 脚蹬 油门总距杆 油门调节环
直升机的结 构
驾驶杆与旋翼
的自动倾斜器
连接，带动整 个旋翼倾斜。
方法步骤
驾驶杆位于驾驶员座椅前面,通过操纵线系与旋翼的自动倾斜器连接。驾 驶杆偏离中立位置表示: 向前——直升机低头并向前运动; 向后——直升机抬头并向后退; 向左——直升机向左倾斜并向左侧运动; 向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。
知识导入 【创设情境】
提出问题：直升机和飞机有什么不同？
知识导入
解决问题：直升机和飞机最大的不同就是它没有固定翼。因此， 直升机不能称作飞机。我们常常会听到人们这样是：“看，那里有 一架直升飞机。”其实这是错误的说法。
一、直升机的构造及操纵原理
1. 直升机的构造 2. 直升机的操纵
1.直升机的构造
J离心力。
层桨的构造同旋翼相似,不过比旋翼要简单得多。尾桨的每一桨叶 和旋翼桨叶一样, 其旋转铀转动。由于尾桨转速很高,工作时会产生很大 的离心力。
直升机操纵 图解
归纳规律 直升机的构造。
知识迁移 简述直升机的操纵原理。
操纵总距是用座舱内驾驶员座椅左侧的油门总距杆。 从下图中看
直升机前进原理图解
直升机前进原理图解直升机是一种能够垂直起降和在空中悬停的飞行器，它的前进原理与固定翼飞机有很大的不同。
直升机的前进原理主要依靠旋翼的旋转产生升力和推进力，下面我们将通过图解的方式来详细解析直升机的前进原理。
首先，我们来看一张直升机的结构图。
在图中可以清晰地看到直升机的主要部件，包括机身、旋翼、尾桨等。
其中，旋翼是直升机能够飞行的关键部件，它由多个叶片组成，通过发动机驱动旋转。
接下来，我们来看一张旋翼的工作原理图。
当发动机启动后，旋翼开始旋转，产生升力和推进力。
在旋翼旋转的过程中，叶片的扭转和上下摆动使得空气流动产生了气动力，从而使得直升机获得了升力和推进力，实现了飞行。
在飞行过程中，直升机的旋翼可以根据需要进行倾斜，这样就可以改变飞行方向。
当旋翼倾斜时，产生的升力不仅可以支撑直升机的重量，还可以产生一个水平方向的推力，从而使得直升机能够向前飞行。
这种倾斜旋翼的设计使得直升机具有了前进的能力，从而可以在空中进行各种机动飞行。
除了旋翼的工作原理，直升机的尾桨也起着至关重要的作用。
尾桨的主要功能是平衡直升机的扭矩，使得直升机在飞行过程中保持平衡。
此外，尾桨还可以产生一个反推力，帮助直升机实现水平飞行。
总的来说，直升机的前进原理主要依靠旋翼的旋转产生升力和推进力，再通过倾斜旋翼和尾桨的配合，使得直升机能够在空中实现各种机动飞行。
这种独特的设计使得直升机成为了一种非常灵活和多功能的飞行器，被广泛应用于军事、医疗救援、消防救援等领域。
通过以上的图解和解析，相信大家对直升机的前进原理有了更深入的了解。
直升机的独特设计和工作原理使得它成为了一种独特的飞行器，为人们的生活和工作带来了诸多便利。
希望本文能够帮助大家更好地理解直升机的工作原理，对相关领域的学习和研究有所帮助。
直升机桨毂结构
直升机结构（桨毂）旋翼系统由桨叶和桨毂组成。
旋翼形式是由桨毅形式决定的。
它随着材料、工艺和旋翼理论的发展而发展。
到目前为止，已在实践中应用的旋翼形式有铰接式、跷跷板式、无铰式和无轴承式，它们各自的原理如下表所示。
一、桨毂结构特点(一)铰接式铰接式(又称全铰接式)旋翼桨毂是通过桨毂上设置挥舞铰、摆振铰和变距铰来实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。
典型的铰接式桨毂铰的布置顺序(从里向外)是由挥舞铰、摆振铰到变距铰，如图2．2—1所示。
也有挥舞铰与摆振铰重合的。
在轴向铰中除了用推力轴承来负担离心力并实现变距运动外，另一种流行的方式是利用弹性元件拉扭杆来执行这个功能，如图2．2—2所示。
这样在旋翼进行变距操纵时必须克服拉扭杆的弹性及扭短，为了减小操纵力，就必须使拉扭杆有足够低的扭转刚度。
铰接式桨毂构造复杂，维护检修的工作量大，疲劳寿命低。
因此在直升机的发展中一直在努力改善这种情况。
在20世纪60年代后期开始发展的层压弹性体轴承(橡胶轴承)也是解决这个问题的一个较好的方案，现已实际应用。
层压弹性体轴承也可称为核胶轴承，以图2．2—3b中径向轴承为例，这是由每两层薄橡胶层中间由金属片隔开并硫化在一起。
内外因的相对转动是通过橡胶层的剪切变形来实现的，而径向负荷则要由橡胶的受压来传递。
图中还表示了层压弹性轴承的一些基本形式，并标示了它允许的相对运动方向和受力方向。
图2．2—4为桨毂一个支管的构造。
轴承组件的主要部分是一个球面弹性体轴承，桨叶的挥舞及摆振运动全部通过这个轴承来实现。
此外靠近内端有一个层压推力铀承，桨叶变距运动的85％通过这个轴承的扭转变形来实现，其余15％则由球面轴承来实现。
这种形式的桨毂是用一组层压弹性体轴承组件来实现挥舞铰、摆振铰、变距铰三铰的功能，这样使构造大大简化，零件数量也大大减少。
同时由于不需要润滑及密封，维护检修的工作量亦少很多。
(二)桨毂减摆器铰接式旋翼在摆振铰上都带有桨毂减摆器，简称为减摆器，为桨叶绕摆振铰的摆振运动提供阻尼。
直升机构造
直升机构造－－起落架作者：－文章来源：直升机乐园点击数：4735 更新时间：2005-8-19 10:03:19【字体：小大】【发表评论】【加入收藏】【告诉好友】【打印此文】【关闭窗口】直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量，减少着陆时撞击引起的过载，以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。
此外，起落装置往往还用来使直升机具有在地面运动的能力，减少滑行时由于地面不平而产生的撞击与颠簸。
在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。
如果要求直升机具备在水面起降或应急着水迫降能力，一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒，或应急迫降浮筒。
对于舰载直升机，还需装备特殊着舰装置，如拉降设备等。
以下分别介绍各种形式起落装置的结构特点。
轮式起落架和固定翼飞机相似，直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。
直升机起落架减展器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外，还需要通过减震器弹性和阻尼的配置消除“地面共振”。
为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼，消除“地面共振”的发生，直升机上普遍采用双腔式减震器。
右图所示为某直升机起落架双腔式减震器。
这个减震器的特点是油液及气体是分开的，活塞2的上部是油室，下部是气室，活塞l又把气室分为低压腔及高压腔。
油液及气体不分开的减震器，油液会吸收气体而改变工作特性，同时由于泡沫的形成也会导致油液填充量不准确，油气分开后就避免了这个缺点。
减震器分高压腔和低压腔之后，直升机起飞和降落时，起落架只要刚刚接触地面，低压腔就开始工作，当有一定压缩量之后，高压腔参与工作，这样，可保证起落架在各状态下具有避免“地面共振”所需的刚度，并在触地的全过程都提供足够的阻尼，消除“地面共振”。
此外，为提供所需的侧向刚度，对直升机机轮也有些特殊要求。
直升机构造－－机载设备（部分）作者：－文章来源：直升机乐园点击数：6248 更新时间：2005-8-19 10:05:50 【字体：小大】【发表评论】【加入收藏】【告诉好友】【打印此文】【关闭窗口】机载设备对直升机技术发展的影响直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。
各种直升机飞行原理分析
直升机飞行原理1.绪论本文的内容主要着重于飞行原理的介绍。
首先介绍简单的旋翼切面原理，其次则为动量理论（mo mentum theory）及旋翼元素理论（blade element theory）。
于翼切面原理中介绍翼切面如何产生升力，以及相对的阻力及翻转力矩；而动量理论介绍旋旋翼的简单物理数学模式，及其相关的理论基础；最后旋翼元素理论则较详细的解释翼片如何产生升力、阻力及所消耗的功率。
了解直旋翼如何产生飞行时所需的推力及所消耗的功率后，将有助于更深入的了解下一章对于直升机飞行的功能与操控的介绍。
2旋翼切面原理当一个人乘坐于前进中的车子里，把手伸出窗外，手掌张开且向上倾斜时，手臂将感受到有往后和往上移动的倾向，而且其倾向大小又与手掌倾斜的角度大小成正比，另外当手掌倾角大于某一角度时，往上移动的倾向急速地消失且往后移动的倾向遽然升高。
此种现象可作如下的解释，当一物体相对于空气有前进的速度时，空气作用于此物体上的力量可分为两个分量：一为垂直于自由流（free stream）方向的分量，另一为沿着自由流方向的分量，前者为升力而后者则为阻力。
而手掌的仰角高于某一特定的角度时，升力会急速的随着仰角的增加而下降，且阻力遽然地上升，而此一特定的角度亦则随着物体形状的不同改变。
对于旋翼切面亦然，当旋翼切面相对于空气移动时，其升力及阻力的大小与物体相对于自由流的动压力和旋翼片面积的乘积成正比，其升力和阻力的比例系数称为升力系数（lift coefficient，）及阻力系数（drag coefficient，），此二系数随着物体形状的不同改变且和翼切面的攻角（angle of attack）大小成正比，图3.2.1为一典型旋翼切面升力系数（）对攻角（）的函数图。
当攻角并非很大时，旋翼切面的升力系数与攻角成线性关系，，其中为升力线斜率，在此范围内，空气很平顺的流过翼切面的表面。
当攻角逐渐增加，气流开始与翼切面的上表面分开，气流在分开点的后方产生一尾流，此尾流在分离份范围循环，有部份甚至是逆向流动，此一现象由流体黏性所产生，将于下面讨论。
直升机飞行原理(图解)
飞行原理（图解）直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。
旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。
旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题.直升机主旋翼反扭力的示意图没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。
主旋翼顺时针转，对机身就产生逆时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力,以抵消主旋翼的反扭力.抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。
有意思的是,美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转,法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解,中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的,和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向,法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。
尾桨要是太大了，会打到地上,所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。
极端情况下,尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆.尾桨需要安装在尾撑上,尾撑越长,尾桨的力矩越大,反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。
为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴,这又增加了重量和机械复杂性.尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆;但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制.在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。
直升机的原理及分类ppt课件
§4.7 直升机
1、旋翼受力（轴向铰）
旋翼和螺旋桨相同，它的桨叶的迎角即 桨距和拉力的产生有直接的关系，因而它的 桨距也要求可调，从而调节和控制升力，这 需要第3个铰链使桨叶可以围绕自身的轴运 动，这个铰称为桨距角，或轴向铰。这样直 升机的桨叶可以绕着3个铰链挥舞、摆振和 转动，从而形成了一个构造复杂，维护困难 又寿命不高的桨毂系统。
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§4.7 直升机
2、动力传递和控制
直升机的动力是通过减速器的旋转轴带动 旋翼传送的，驾驶员操纵总距杆来改变桨叶的 桨矩角(安装角)实现旋翼的拉力增大或减小， 使直升机上升或下降；改变飞行方向则操纵周 期变矩杆(也称驾驶杆)，使旋翼的旋转平面向 某一方向倾斜，使直升机向这一方向飞去，执 行这个动作的机构称为自动倾斜器。
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§4.7 直升机
3、操纵及性能 （2）
驾驶员操纵直升机使用两根驾驶杆和脚蹬， 总距杆和油门通常连在一起，或称为总距油门杆。 驾驶杆后拉，旋翼桨矩增大，油门开大，旋翼升 力增加，直升机上升，前推则下降。周期变矩杆 也称为驾驶杆，装在球铰上可向任一方向偏移， 带动自动倾斜器向同一方向倾斜，使直升机向这 一方向平移，脚蹬在单旋翼直升机上控制尾桨桨 矩，改变尾桨拉力，从而改变直升机的航向(机 头所对方向)。对双旋翼机脚蹬控制方向舵或其 他航向控制机构。
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动力装置
直升机的动力装置要提供旋转扭矩使旋 翼和尾桨旋转，早期直升机和现在小型直升 机使用活塞式发动机。喷气发动机出现后， 直升机使用涡轮轴发动机。对直升机的发动 机除要求重量轻和耗油率低之外，由于直升 机经常用于短途飞行，它的工作场所离地面 近，因而要求发动机部件有良好的耐疲劳性 能和抗腐蚀性能。
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双旋翼式
目前以纵列式的使用较多，即两 个旋翼沿机身长度方向排列，它的重 心移动范围大、机身长，可以把直升 机做得很大，共轴式的紧凑，但操纵 复杂，在小型直升机上有较多的使用。
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1动压科技名词定义中文名称：动压英文名称：dynamic pressure其他名称：速压定义：总压与静压之差，运动流体密度和速度平方积之半。
所属学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科）本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布物体在流体中运动时，在正对流动运动的方向的表面，流体完全受阻，此处的流体速度为0，其动能转变为压力能，压力增大，其压力称为全受阻压力（简称全压或总压，用P表示），它与未受扰动处的压力（即静压，用P静表示）之差，称为动压（用P动表示）。
即：P动 = P - P静 = ρ*V*V*1/2其中：ρ为密度，V为速度推导：先看看势能的推导势能=F*S=m*g*h=ρ*Q*g*h=ρ*g*h*QF为力大小，S为面积，m为质量，g为重力加速度，h为高度，Q为体积即势能=压强*体积动能=m*V*V*1/2=ρ*Q*V*V*1/2=ρ*V*V*Q*1/2=动压*体积体积为Q，所以动压为1/2*ρ*V*V即证。
飞机飞行的原理就是运用机翼上下气流速度是不一样而产生的压力差托起飞机的，注意机翼上下的空气速度是不一样的，它是由机翼的结构和飞机的迎角所决定的。
2L=CρV^2/2,L是升力,C为升力系数,ρ是标准大气密度为一恒量,V是飞机的指示空速3直升机是怎样改变方向的陀螺效应这是一个很奇妙的物理现象，如下图，一个转动的物体，当在某一点施力，施力的效果会出现在沿转动方向90 度的地方出现，而且转动的物体会有保持原来状态，抗拒外来力量的倾向，也就是转动中物体的轴心会极力保持在原来所指的方向。
像枪管中的膛线使子弹高速旋转以保持直进性就是运用陀螺效应，直升机高速旋转的主旋翼同样的也会有陀螺效应产生，控制方式也必须考虑这种力效应延后90 度出现的陀螺效应。
陀螺仪的功用直升机飞行的基本原理是利用主旋翼可变角度产生反向推力而上升，但对机身会产生扭力作用，于是需要加设一个尾旋翼来抵消扭力，平衡机身，但怎样使尾旋翼利用合适的角度，来平衡机身呢？这就用到陀螺仪了，它可以根据机身的摆动多少，自动作出补偿讯号给伺服器，去改变尾旋翼角度，产生推力平衡机身。
以前，模型直升机是没有陀螺仪的，油门、主旋翼角度和尾旋翼角度很难配合，起动后便尽快往上空飞(因为飞行时较易控制)，如要悬停就要控制杆快速灵敏的动作，所以很容易撞毁，现在已有多中直升机模型使用的陀螺仪，分别有机械式、电子式、电子自动锁定式。
直升机的抬头现象当直升机快速前进时，旋翼一偏离6 点和12 点钟方向时，两支旋翼对空气速度就会不一样，而在 3 点和9 点钟方向产生最大速度差，假设旋翼翼端转速300km/h，机体前进速度100km/h 时，以R/C 直升机顺时钟方向转动的旋翼来讲，3 点钟方向对空气速度200km/h ( 后退旋翼)，9 点钟方向对空气速度400km/h（前进旋翼)，产生 3 点和9 点钟方向的升力差，因陀螺效应的关系，力效应发生在 6 点和12 点钟方向产生抬头现象，此种抬头现象不论主旋翼是顺时针或逆时针转动皆会发生。
翼端速度与离心力直升机靠著主旋翼高速回转时所产生的离心力来悬住机体。
离心力是水平方向的力而机体重力是垂直方向的力，实№飞行时两者几乎呈90 度，所以直升机飞行时其主旋翼所产生的速度和离心力是非常大的。
在这里有一个公式可算出翼端速度和离心力:翼端速度：V = 2 * 圆周率* R * 60 * RPMV = 旋翼翼端速度(公尺/小时)圆周率= 3.14(大约值)R = 旋翼头中心到翼端距离(公尺)RPM = 旋翼每分钟转速以30级来算停悬1500 RPM 翼端速度= 2 * 3.14 * 0.625 * 60 * 1500 = 353km/h上空1800 RPM 翼端速度= 2 * 3.14 * 0.625 * 60 * 1800 = 424km/h速度够吓人吧!离心力：F = W * R * ( 2 * 圆周率* RPM / 60 )* ( 2 * 圆周率* RPM / 60 ) / GF = 离心力,也就是单边旋翼头承受的拉力(公斤)W = 旋翼重量(公斤)R = 旋翼头中心到旋翼重心距离(公尺)G = 重力加速度( 9.8 公尺/ 秒平方)以30及来算停悬1500 RPM 离心力=0.1 * 0.355 *(2*3.14*1500/60)的平方/9.8 = 89 公斤上空1800 RPM 离心力=0.1 * 0.355 *(2*3.14*1800/60)的平方/9.8 =129公斤可见旋翼头要承受多大的拉力以上只是30级的数据,60级的数据更大地面效应当直升机接近地面时会产生地面效应，直升机离地滞空时，旋翼把空气向下抽，因此旋翼和地面之间的空气密度变大，形成气垫效果，浮力会变佳，离地越近，效果越佳，但是因为空气被压缩，无处逸散而产生乱流，导致停悬的不稳定，所以R/C直升机在接近地面时会呈现不稳定现象而比较难控制，产生这种气垫效果的高度大约是旋翼面直径的一半左右。
反扭力高速转动的主旋翼，有一定的速度和质量，除了会产生陀螺效应外，更有反扭力的产生，尾旋翼主要的功用就是平衡反扭力使机身不自转，但现在的R/C 直升机均采用可变攻角形态，油门的加减，攻角的变化 ...等因素使得反扭力千变万化，尾旋翼产生的平衡力也要跟著快速变化，以保持机身的稳定，现在的R/C 直升机采用各种的措施来平衡瞬息万变的反扭力。
直升机的反扭力可分成两种：静转距和动转距。
两者的特性不同所采用的平衡方法也不同。
1.静转距静转距和旋翼攻角，旋翼转数有关，两者的大小都会对静转距造成影响，而且静转距是随著旋翼攻角，旋翼转数的产生而持续存在的。
旋翼+9 度1800rpm 和+9 度1500rpm的静转距不同。
而+9 度1800rpm 和+5度1800rpm的静转距也不同。
当操作直升机上升下降时，旋翼攻角，旋翼转数都不断的在变化，静转距的大小也不断的在变化。
所以必须不断的变化尾旋翼攻角来矫正。
静转距以尾旋翼连动Revolution Mixing(也叫做ATS )来矫正，在较高级的遥控器上都拥有多段式的ATS，以因应不同的攻角，油门曲线组合。
2.动转距顾名思义，动转距是"动了"才会产生的转距。
直升机从停悬加油门到最高速的"过程"中，动转距就会产生，动转距的大小决定在加速过程的快慢，停悬加油门到最高速花 2 秒钟比花 4 秒钟所产生的动转距大，一但到达最高速时，动转距就消失了。
以力学来讲，如静转距是因速度而产生，那动转距就是因加速度而产生，克服动转距以ACC ( Acceleration Mixing ) 或陀螺仪来矫正，ACC是早期陀螺仪不普及时代的产物，是一种主动式的矫正方式，预先在发射机设定连动值，但因影响动转距的因素实在太多，难以预先设定一个适当的矫正值，在陀螺仪普及后就没人使用了。
现今有些遥控器仍保留此项功能，使用陀螺仪时必须关闭ACC，否则陀螺仪和ACC两种修正系统会相冲突，导致不正常的修正。
陀螺仪虽然是一种被动式的修正方式，但是总比人工修正快多了。
而陀螺仪的优劣也是决定在反应速度，一般机械式陀螺仪的反应速度大约70 ms，压电式陀螺仪大约10ms，普通伺服机转60 度要200ms ，好一点的伺服机约100ms ，所以使用压电陀螺仪时，使用高速伺服机才能发挥压电式陀螺仪的功效。
尾旋翼联动(evolution Mixing )陀螺仪的调整静转距和动转距虽是不同类型的反扭力，但仍会对ATS 系统和陀螺仪造成微量的相互混淆。
所以调整ATS ( Revolution Mixing ) 前，必须先把陀螺仪感度尽可能的调低。
调整ATS前，先保持机体停悬，如果尾舵会偏向，把机体降落，调整尾舵拉杆长度或用内部微调( SUB TRIM ) 矫正，使停悬时尾舵不会偏向，再来调整ATS ( Revolution Mixing )尾部连动，因为陀螺仪对静转距亦会有微量的修正作用，所以要先尽可能的调低陀螺感度，此时要注意有些陀螺丁改变感度时，尾舵中立点会稍微改变，此时先用外部微调修正尾舵偏向，停悬后慢慢加油门上升，观察尾部偏向，加减REVO UP 值矫正之，要慢慢加油门的原因是要把动转距( 加速度值) 减到最小.以减少动转距对ATS 系统的影响，减油门下降也是一样的做法，以REVO DOWN 矫正偏向，直到停悬，加减油门上升下降时，尾舵都不会偏向，然后再加大陀螺仪感度，此时陀螺仪感度尽可能调大，感度只要不会大到引起尾舵左右晃动即可，此时可得到最大的尾舵修正能力。
机头锁定式陀螺仪传统式陀螺仪对动转距有不错的修正作用，但对静转距就没辄了，其他类似静转距的作用力诸如侧风等持续的作用力，对传统陀螺仪来说并无法产生足够的修正作用。
这也是装了传统陀螺仪以后还是要做上下跟轴连动调整、侧风时要带尾舵的原因。
机头锁定式陀螺仪不但对瞬间短暂的动转距有修正作用，对静转距等持续的偏向力也有修正作用，因为它会"记住"现在机头是朝哪个方向，直到你打尾舵改变方向为止。
因为它能感应到引起偏向的所有外力，也就是机头一偏向，陀螺仪马上感应到而送出修正讯号，直到机头回到原来的方向为止，所以在侧风停悬、侧面飞行、后退飞行、侧面筋斗等尾部是锁定在一个方向，完全不用操纵者做尾舵的修正动作。
机头锁定式陀螺仪和传统式陀螺仪的主要差异在於对静转距的感应能力，可做以下试验，用手转动机身，无论你把机头转得多慢( 即转动时的加速度值小到几乎只剩静转距)，机头锁定式陀螺仪都有办法感应得到而做出修正动作，而传统式陀螺仪一但机头转动时慢到一定速度(即加速度值小於一定数值)，就感应不出来了。
4直升机原理旋翼的桨叶角，从而实现旋翼周期变距，以此改变旋翼旋转平面不同位置的升力来实现改变直升机的飞行姿态，再以升力方向变化改变飞行方向。
同时，直升机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整旋翼的总距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。
4直升机主旋翼结构悬赏分：10 |解决时间：2009-6-18 17:26 |提问者：576106816我想问以下几个问题：一，直升机向前，向后，向左，向右。
的原理。
（注：单翼那种直升机）二，主旋翼和尾翼的转速比。
三，在主旋翼转速和桨距发生变化时如何让机身保持平衡。
（是直接调整尾翼的角度吗？）四，直升机的主旋翼和倾斜盘的详细结构五，我听别人说，如果要让直升机前进。
就必须要使直升机主旋翼旋转轴线前倾，那么如何让直升机“主旋翼旋转轴线前倾呢？？”（因为我个人认为主旋翼轴使终是固定的噻，怎么可以前后左右倾斜呢？难道有什么装置？？？）小弟主要是第五点一直搞不懂，希望大家指点指点。