直升机原理图

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*Q
F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。

2
L=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 * RPM
V = 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 ) / G
F = 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。

先谢了！
问题补充：
关键的是这个问题：为什么它和上面的旋传盘连结（上面可以转动，下边又是固定的）而且上面两层之间又能前~后~左~右倾斜呢？？？？它不是和主旋翼轴连结一起的吗？为什么还可以前~后~左~右倾斜呢？？？？不懂不懂！忘高手指教。

最想想知道：“倾斜盘的详细结构呀”
最佳答案
直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。

直升机作为一种运输工具，主要依靠前飞来完成其作业任务。

为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑的等速直线平飞人手，有关上升率Vy不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。

直升机的水平直线飞行简称平飞。

平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的许多特点在乎飞时表现得更为明显。

直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。

平飞时力的平衡
相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力G，机体的废阻力X身及尾桨推力T尾。

前飞时速度轴系选取的原则是：X铀指向飞行速度V方向；Y轴垂直于X轴向上为正，2轴按右手法则确定。

保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为(参见图2．1—43) 。

平飞时力的平衡
X轴：T2=X身
Y轴：T1=G
Z轴：T3约等于T尾
其中Tl，T2，T3分别为旋翼拉力在X，Y，Z三个方向的分量。

对于单旋翼带尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩平衡，直升机稍带坡度角r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为y，T尾与T3方向不完全一致，因为y角很小，即cosr约等于1，故Z向力采用近似等号。

平飞需用功率及其随速度的变化
平飞时，飞行速度垂直分量Vv=0，旋翼在重力方向和Z方向均无位移，在这两个方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由三部分组成：型阻功率——P 型；诱导功率——P诱；废阻功率——P废。

其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消耗的功率。

从上图可以看出，旋翼拉力的第二分力T2可平衡机身阻力X身。

对旋翼而言，其分力T2在X轴方向以速度V作位移。

显然旋翼必须做功，P =T2V或P 废=X身V，而机身废阻X身在机身相对水平面姿态变化不大的情况下，其值近似与V的平方成正比，这样废阻功
平飞需用功率随速度的变化
率P废就可以近似认为与平飞速度的三次方成正比，如上图中的点划线③所示。

平飞时，诱导功率为P诱=TV，其中T为旋翼拉力，vl为诱导速度。

当飞行重量不变时，近似认为旋翼拉力不变，诱导速度271随平飞速度V的增大而减小，因此平飞诱导功率P诱随平飞速度V的变化如上图中细实线②所示。

平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。

随平飞速度的增加其平均迎角变化不大。

所以P型随乎飞速度V的变化不大，如图中虚线①所示。

图中的实线④为上述三项之和，即总的平飞需用功率P平需随平飞速度的变化而变化。

它是一条马鞍形的曲线：小速度平飞时，废阻功率很小，但这时诱导功率很大，所以总的乎飞需用功率仍然很大。

但比悬停时要小些。

在一定速度范围内，随着平飞速度的增加，由于诱导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，因此总的平飞需用功率随乎飞速度的增加呈下降趋势，但这种下降趋势随V的增加逐渐减缓。

速度继续增加则由于废阻功率随平飞速度增加急剧增加。

平飞需用功率随V的增加在达到平飞需用功率的最低点后增加；总的平飞需用功率随V的变化则呈上升趋势，而且变得愈来愈明显。

直升机的后飞
相对气流不对称，引起挥舞及桨叶迎角的变化
直升机的侧飞
侧飞是直升机特有的又一种飞行状态，它与悬停、小速度垂直飞行及后飞一起是实施某些特殊作业不可缺少的飞行性能。

一般侧飞是在悬停基础上实施的飞行状态。

其特点是要多注意侧向力的变化和平衡。

由于直升机机体的侧向投影面积很大，机体在侧飞时其空气动力阻力特别大，因此直升机侧飞速度通常很小。

由于单旋翼带尾桨直升机的侧向受力是不对称的，因此左侧飞和右侧飞受力各不相同。

向后行桨叶一侧侧飞，旋翼拉力向后行桨叶一例的水平分量大于向前行桨叶一侧的尾桨推力，直升机向后方向运动，会产生与水平分量反向的空气动力阻力Z。

当侧力平衡时，水平分量等于尾桨推力与空气动力阻力之和，能保持等速向后行桨叶一侧侧飞。

向前行桨叶一例侧飞时，旋翼拉力的水平分量小于尾桨推力，在剩余尾桨推力作用下，直升机向民桨推力方向一例运动，空气动力阻力与尾桨推力反向，当侧力平衡时，保持等速向前行桨叶一侧飞行。

您提出的问题，已经概括直升机所有特性了，一句两句说不太清楚，如果您真的
是想学习的话，到这个科技论坛的旋翼机版块去找吧，那里是全国航空知识最全
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5尾翼作用
1平衡旋转力矩。

直升机旋翼旋转时，由于作用力与反作用力原理，对机身产生一个反向的旋转力
矩，如果不采取相应的措施，其结果将是直升机与旋翼互为反向旋转。

现代直升机克服旋转力矩的办法有两个：一个是采用双旋翼。

即使用一对同轴互
为反向旋转的旋翼，使用其产生的旋转力矩相互抵消，以保持机身稳定。

另一个
是在机身尾部使用一个与旋翼垂直，旋转方向与主旋翼产生的旋转力矩方向相反
的尾翼，利用其产生的横向作用力克服主旋翼的旋转力矩。

由于同轴双旋翼机构设置比较复杂，因此，当前多数直升机采用设置尾桨的方法。

2。

单旋翼直升机用于平衡旋翼反作用扭矩和稳定与操纵航向的部件。

直升机飞行时，旋翼旋转的反作用扭矩会使直升机向与旋翼旋转的相反方向转动，尾桨产生的拉力可抵消这种转动而实现航向稳定。

改变尾桨拉力的大小，可以操纵航向。