无人直升机总体设计
无人直升机设计关键技术
无人直升机设计关键技术摘要：在信息技术的驱动下，无人机已经成为发展最快的飞机类型。
作为无人机体系中的重要分支——无人直升机，因其结构紧凑、灵活的转换,盘旋,垂直起飞和降落,在低速低性能,高机动性和安全性等,形成了覆盖目标、情报、监视、战场监视、通信中继、目标指示、指导和摧毁,电子干扰和对抗,灾难情况调查、气象观测、调查的土地和资源,测绘,地理信息动力巡逻和管道巡逻系统在军事、民用等领域的任务产品。
然而，由于一些独特的关键技术尚未完全突破，无人直升机的发展落后于无人机系统的另一个分支——固定翼无人机。
关键词：无人直升机；设计；关键技术；由于其结构紧凑、转场灵活、空中悬停、垂直起降、低空低速性能、机动性和安全性高等特点，已经形成了覆盖靶标、情报侦察、战场监视、通信中继、目标指示、引导与摧毁、电子干扰与对抗、灾害灾情调查、气象探测、国土资源调查、地理信息测绘、电力巡线和输油管线巡线等军、民用任务领域的产品体系。
一、飞行控制与导航技术1.从飞行控制和导航技术来看，由于无人直升机作为受控对象具有多变量、非线性、强耦合性、时变性等特性，是一种稳定性差、不易操纵和难以控制的飞行器。
所以目前飞行控制和导航技术是制约无人直升机投入实际应用中的瓶颈，也是一项决定无人直升机飞行品质的一项关键技术。
美军根据飞行控制与导航技术水平的高低，按照发展型谱把无人直升机的能力分类定义成十级，分别是：远程引导飞行控制能力、实时故障诊断与监控能力、飞行条件和故障的适应能力、机上航线再规划、集群配合、集群战术再规划、集群战术目标、分布式控制、集群战略目标和完全自主集群。
概括起来就是无人直升机的飞行控制与导航技术水平可分为四类：遥控飞行技术、自动飞行技术、自主飞行技术和智能飞行技术。
无人直升机遥控飞行需要地面人员操纵，按人工指令飞行，其中包括连续指令和离散指令控制飞行两种状态。
自动飞行需要预编程机载飞控系统，无人直升机按编定的程序指令飞行，具有自动导航功能，可按照程序设定实现自动起飞、航线飞行和着陆（舰）。
垂直起降无人机总体方案分析
" 怪" . 鬼 等
图 1 两种推力定 向类 垂直起降无人机
() 3 复合式无人直升机
在无人机直 升机 的基础上加装 机翼 和水平推进
标, 通信 与数据 中继 和电子对抗.该 机翼尖都装 有可偏转旋翼短舱来实现推 力换 向, 两副旋翼 由
等.特别是英国霍克 · 西德利公 司成功研制 出的 要 .
A -" 成为世界上首架成功投入实用的垂直起 V 8鹞" 与有人驾驶 的垂直起降飞机相 比, 无人机 可 如尾座式 ) 布 , 降战斗机 .垂直起 降飞行器虽然兼有 固定翼飞机 以采用前者难 以实现 的总体方 案 ( 起 速度快, 航程远和直升机垂直起 降, 可悬停作业 的 局可 以更加简洁合理 , 降方式更加灵活.此外, 优点 , 但是也带来 了设计过于复杂, 控制困难 等弊 先进的飞行控制系统可以保 证起降动作更 精确可
摘 要: 垂直起降无人机是垂直起降技术和无人机的结合体.它既有直升机的垂直起降和悬停能力, 又具有
固定翼飞机的速度快 , 航程远 的特 点 .还具备 一般无人 机的基本 特点 , 可满 足执 行特殊任 务的需要 .因无 需
考虑机载人员的 因素 , 垂直起 降无人 机的总体设 计方案 更加灵 活和多样 .在分析现有各种垂直起降无人机方
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程
20 0 6年第 1 期
器不需高性 能稳定 器 , 降低 购置及使用 费用并 延 分为垂直类和平行类两类. a 直类 : 麦道 直升机 公 司 于 19 首 先 .垂 原 92年 长传感器 寿命 ; 明显 降低 气动 载荷 , 减轻 结构 重 量 .代表机 型是 自由翼航 空机器 人公 司的 " " 提 出旋翼/ 蝎 机翼转换方案.旋 翼采用短翼展 , 宽翼
(M28)无人直升机系统框图介绍
（M28）无人直升机介绍M28无人直升机系统框图一、 M28无人直升机简介M28无人直升机经由多年的研究论证和试验研制，是目前中国军民用市场上具有完全自主知识产权的最成熟、载重量最大的国产无人直升机。
M28无人直升机动力系统发动机发电机共轴反桨动部件自动驾驶系统GPS 大气数据机惯性测量单元气压高度计无线电高度计磁航向计捷联惯导舵系统舵机舵机驱动系统光电吊舱增稳云台可见光、红外影像M28无人直升机参数介绍旋翼直径 5.1m机身高度 2.2m机身宽度 1.5m总重380kg（海平面）有效载荷80kg （海平面）续航时间3~4小时动升限3000m最大飞行速度120km/s巡航速度100km/s悬停定位水平方向CEP(圆概率误差)< 5m 悬停定位高度方向误差<1.8m直线航线飞行误差<15m数传电台有效距离10－180KmM28总体尺寸设备舱尺寸如图所示：M28外型图M28总体尺寸M28设备舱尺寸完全自主起降M28无人直升机采用完全自主垂直起降系统，不需要人为干预即可以完成从起飞、航线飞行到降落的整个过程。
有效载荷80公斤M28无人直升机以反桨共轴直升机为机体，无尾桨的气动特点使其结构紧凑，动力效率高，避免了飞行中比例高达75％的由尾桨失效引起的事故，尤其适用于海上平台起降。
其有效商用载荷达到80公斤，一个外挂架和一个尺寸为50cm ×50cm×40cm的载荷舱均可使用。
多余度设计M28无人直升机采用HeliAP自动驾驶仪和整体设计的机身，具有可靠的多余度飞行控制和舵系统，用户通过10－180公里的可靠数据链路和简洁的图形用户界面甚至可以操纵直升机在雨中完成从起飞到着陆的整个任务。
M 28无人直升机的机身采取单体横造的高级复合材料外壳，它提供了卓越的强度/重量比例，动力传动系统原件航空级铝钛材料。
北京拓云海智能设备技术有限公司正与民航局密切合作，确保了设计、生产和系统的运作符合有关民航条例。
M22小型无人直升机的设计特点
342第二十届（2004）全国直升机年会论文M22小型无人直升机的设计特点陈 铭 胡继忠（北京航空航天大学 航空科学与工程学院）摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双旋翼之间的气动干扰问题。
经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。
关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数一、直升机型式和总体参数选择随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。
这种飞行平台的主要用途有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。
另外，这种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。
M22直升机的设计考虑了上述需要。
对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好，动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用一辆轻型车运输。
根据这些要求，在直升机型式选择上，采用了共轴式双旋翼方案。
这种型式直升机的特点是：悬停和中速飞行效率高；结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨，不存在来自尾桨的故障。
1.1桨盘载荷选取在总体参数选择中，首先要考虑的是桨盘载荷的问题。
考虑该直升机主要作业在悬停和经济巡航速度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。
对于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此，减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机图1 2000年M22参加珠海国际343更具有重要意义。
与单旋翼带尾桨直升机不同的是，单旋翼直升机增加旋翼直径导致直升机尾梁长度增加，对于机身的尺寸和重量影响较大。
共轴双旋翼直升机的机身可以在旋翼桨盘的投影面积之内，增加旋翼直径可不影响机身的几何尺寸。
因此，共轴式直升机的尺寸和重量与旋翼直径的关系相对较弱。
100kg载荷多旋翼 参数
100kg载荷多旋翼参数1 前言一套完整的共轴双旋翼无人直升机系统一般有7个系统组成，包括：直升机平台，飞控系统，动力系统，舵机系统，数据链系统，地面站系统，载荷系统。
本文主要是针对共轴双旋翼无人直升机平台的构造及设计进行了简要的阐述。
2 概述“共轴双旋翼无人直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过所谓的上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向操纵，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。
”图1 共轴双旋翼无人直升机3 共轴双旋翼无人直升机总体设计3.1 主要参数分析与选择共轴双旋翼无人直升机平台的主要参数是总体方案的设计变量，它对直升机的性能有着决定性的影响。
因此，在直升机平台总体设计的初始阶段就要严密地进行参数选择，直升机平台总体设计参数关系到平台的飞行性能，飞行品质，气动，结构等参数。
是属于顶层设计。
对平台关键性指标起着决定性作用，同时也需要结合底层细节设计的数据相互验证，反复迭代。
直升机平台的主要参数包括，直升机总重，桨盘载荷，功率载荷，旋翼实度，和桨尖速度等。
3.1.1桨盘载荷的选择及方法桨盘载荷的定义：旋翼的拉力与旋翼桨盘面积之比。
式中，p 表示桨盘载荷，G表示直升机重量，R表示旋翼半径。
p=G/(πR²)桨盘载荷应在保证直升机平台所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机平台的有效载荷在总重中所占比例最大。
在具体设计时，参考与所设计直升机相近的现有直升机平台的统计数据，根据设计的具体情况来确定，一般可以遵循以下的原则：1.直升机总重量越大，桨盘载荷也应选得越大，一方面，总重较大时，往往选取更大的能获得较高的有效载荷，另一方面，对于总重较大的直升机。
如果p选得不够大，旋翼直径就会过大，在总体布置，使用等方面将引起相应问题。
2.采用涡轮轴发动机时，桨盘载荷可以选得大一些。
这样也可以获得较大的有效载荷。
无人机总体设计报告
图 1.4 任务剖面 运动模式示意图如下：
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图 1.5 垂直起降及模式转换 在此模式下， 无人机机翼呈“十” 字状， 机械结构锁死使机翼固 定， 而后螺旋桨的旋转轴方向与上翼面垂直， 拉力方向垂直于上翼面， 逐渐增加拉力从而使飞行器垂直起飞， 垂直降落模式拉力逐渐减小从 而使飞行器降落。
图 1.6 平飞爬升
1
目录 前言 .................................................................................................... 4 第一章 总体设计与分析 .................................................................... 5 1.1 概念介绍................................................................................ 5 1.2 设计背景................................................................................ 5 1.3 设计定位................................................................................ 6 1.4 设计灵感................................................................................ 7 1.5 结构外形................................................................................ 8 1.6 运动模式................................................................................ 9 第二章 气动布局设计与分析 ........................................................... 12 2.1 背景介绍.............................................................................. 12 2.2 主要设计思想 ...................................................................... 12 2.3 设计过程（矩形机翼） ....................................................... 12 第三章 结构设计与分析 .................................................................. 16 3.1 设计要求.............................................................................. 16 3.2 参考方案.............................................................................. 16 3.3 分析与选择.......................................................................... 18 第四章 能源、推进设计与分析 ....................................................... 20 4.1 相关资料.............................................................................. 20 4.2 任务分析.............................................................................. 21 4.3 能源可行性论证 .................................................................. 21 第五章 动力学分析与飞行控制 ....................................................... 23
探讨PC104的无人直升机飞行控制系统设计
探讨PC104的无人直升机飞行控制系统设计1. 引言现今无人机（UAV）的研究和发展越来越受到世界各国的重视。
其中飞行控制系统是无人直升机飞行控制的核心部分。
飞行控制系统的复杂性和实时性对所使用的嵌入式控制系统软件有很高的要求，而Linux 系统基本可以满足要求，同时由于其开源特性，正越来越多的被应用于飞控系统设计开发中，目前较为成熟的嵌入式Linux 系统多建立于ARM 系列芯片上，其具有开发时间短、可参考资料多、开发成熟度高、能耗低、体积小的优点，因此在民用嵌入式解决方案中被广泛采用。
但基于ARM 的系统由于其自身结构的限制，并不适用于高计算强度、高可靠性的应用。
所以本文提出了一种基于AMD Geode 系列处理器的PC/104模块加定制Linux 系统的控制系统方案提高该系统的可靠性。
2. 系统总体设计说明本文所研究的直升机飞行控制系统，其硬件由双工数传电台、飞控计算机、下级控制器、捷联惯导系统、发动机控制单元ECU、任务设备管理器、R/C 接收机、地面测控系统等组成。
PC/104的外部接口包括一个I/O模块和四个串口。
其中任务设备管理器通过I/O模块和机载的任务设备进行通讯，传输的信号为模拟信号和数字信号；串口分别和数传电台、捷联惯导系统、下位机控制器和发动机控制器进行通讯。
捷联惯导系统通过串口为飞控计算机提供无人直升机飞行过程中所有的飞行状态和导航信息，包括姿态角、航向角、三轴角速率、三轴线速度、线加速度、飞行位置等等。
捷联惯导系统还通过串口和下位机控制器相连接。
数传电台用于和地面测控系统进行无线链路通讯。
它接收地面测控系统的控制指令进行自主及各种模态的自动飞行以及机载工作设备的管理和控制等。
而地面测控系统通过数传电台接收机上的各种遥测信息、系统状态数据、任务工作设备的状态数据等。
下位机控制器通过串口和飞控计算机相连，接收其控制器输出信号，驱动总矩、俯仰、横滚和方向舵机的运动；在系统调试阶段利用RC遥控器共同完成无人直升机的手动模式飞行。
110公斤级无人直升机解析
110公斤级飞行机器人载具主要技术参数
• 1，主要技术参数 空气动力布局：单旋翼带尾桨式布局 最大起飞重量：110公斤 有效载荷：30公斤 旋翼直径：3.26米 旋翼桨叶弦长：0.132米 旋翼实度：0.0515 桨尖速度：185米/秒 尾桨直径：0.40米 载油量：20K公斤 2，主要性能 无地效悬停高度：560米 最大速度（海平面）：90千米/小时 最大航程（海平面）：120千米 最大航时（海平面）：1.5小时 使用升限：3000米 活动半径：30千米
沈阳通飞航空科技有限公司
1，军事方面： 可用于前沿目标侦察;地面火炮炸点校 射;电子对抗；航测等。 2，民用方面： 可用于航拍;输电线路巡检；油气管线巡检； 水灾、森林火灾监测；农田、果园病虫害 防治等。
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空气动力布局：单旋翼带尾桨式布局 最大起飞重量：110公斤 有效载荷：30公斤 旋翼直径：3.26米 旋翼桨叶弦长：0.132米 旋翼实度：0.0515 桨尖速度：185米/秒 尾桨直径：0.40米 载油量：20公斤 无地效悬停高度：560米 最大速度（海平面）：90千米/小时 最大航程（海平面）：120千米 最大航时（海平面）：1.5小时 使用升限：3000米 活动半径：30千米
飞行机器人载具设计原则
1, 先进性： 该飞行机器人载具，从飞行原理，结构布 局，材料、标准件，复合材料选用等方面要体 现先进性。 2，可行性： 设计工作充分考虑加工工艺的可行性，从 实际出发，结合国情，选用新技术、新材料， 新工艺。 3, 低造价： 总造价控制在 30 万左右。
总体布局特点
• 用途定位：飞行机器人的用途定位于，机载的主系统为摄 像系统。摄像系统在军事上可用于侦察，地面火炮射击校 射，航测等；民用方面可用于航拍，石油管线、输电线路 的巡检，森林火灾监测等。 • YAMAHA RMAX定位于农业的农药喷洒 • 用途的定位，决定载荷的性质，载荷的性质决定总体布局 装载摄像系统是固定载荷，装载农药是变载荷。 • 对变载荷，载荷的位置在飞行机器人的重心附近。载荷的 变化，不影响飞行器质量的分布的偏移。 • 固定载荷不存在重心变化的问题，但摄像系统要求有最佳 的视场环境（前置最有利）。
基于嵌入式开发的四旋翼无人机系统设计
基于嵌入式开发的四旋翼无人机系统设计乔梦甜;冀保峰;吴文乐;范世朝;李鹏【摘要】The paper introduces a micro quadrotor uav based on STM32F106 ZET6. The main hardware circuit includes minimum system, dc motor drive, NRF24 L01 based on 2. 4 GHz, six-axis attitude acquisition and humancomputer interaction module. Various attitude of air frame is transmitted back to the ground by wireless communication module and the flight attitude of uav is controlled in real time by remote control. For software algorithm, the attitude collection array is solved by quaternion method and rotation matrix to obtain the flight attitude of the fuselage.Then, the cascade PID algorithm is adopted to minimize the system error, so as to achieve the purpose of accurate data processing and realize the stable flight of uav.%本文研究了基于STM32F106ZET6嵌入式开发板的微型四旋翼无人机, 主要硬件电路包括最小系统、直流电机驱动、基于2. 4 GHz的NRF24L01无线通信、六轴姿态传感器以及人机交互模块.依靠无线通信模块将机身的各种姿态传输回地面, 并通过遥控器实时控制无人机的飞行姿态.在软件算法上, 将姿态数组通过四元数解法和旋转矩阵, 获得机身的飞行姿态.然后通过串级PID, 将系统误差最小化, 达到准确处理数据的目的, 实现无人机的稳定飞行.【期刊名称】《山西电子技术》【年(卷),期】2019(000)002【总页数】4页(P20-23)【关键词】STM32;NRF24L01;姿态解算;串级PID;电机驱动【作者】乔梦甜;冀保峰;吴文乐;范世朝;李鹏【作者单位】河南科技大学,信息工程学院,河南洛阳 471023;河南科技大学,信息工程学院,河南洛阳 471023;电子科技大学,航空航天学院,四川成都 611731;河南科技大学,信息工程学院,河南洛阳 471023;河南科技大学,信息工程学院,河南洛阳471023;河南科技大学,信息工程学院,河南洛阳 471023【正文语种】中文【中图分类】TP18;TP273.30 前言依托方便的人机交互功能，目前无人机技术涉及的范围极广。
小型四旋翼无人机飞行控制系统设计与实现
小型四旋翼无人机飞行控制系统设计与实现李杰;齐晓慧;韩帅涛;刘星海【摘要】为进一步深入研究和开发小型四旋翼无人机搭建飞行控制实验系统,从硬件设计、软件开发和系统调试与飞行试验3个方面对搭建的小型四旋翼无人机飞行控制系统进行较为详细地阐述.飞行试验表明:所设计的飞行控制系统初步实现了对机体姿态的有效控制,为进一步研究自主飞行奠定了基础.【期刊名称】《中国测试》【年(卷),期】2014(040)002【总页数】4页(P90-93)【关键词】小型四旋翼无人机;飞行控制系统;硬件设计;软件设计;系统调试;飞行试验【作者】李杰;齐晓慧;韩帅涛;刘星海【作者单位】军械工程学院无人机工程系,河北石家庄050003;军械工程学院无人机工程系,河北石家庄050003;军械工程学院无人机工程系,河北石家庄050003;军械工程学院无人机工程系,河北石家庄050003【正文语种】中文【中图分类】V279;V249;V217;TP2730 引言随着嵌入式处理器、传感器、导航、通信、动力与能源供给以及控制理论等技术的发展，具有广阔军事和民用前景的小型四旋翼无人机的研究与开发已经取得了很大的进展并逐步得到广泛应用[1-5]。
搭建飞行控制实验系统对深入研究与开发小型四旋翼无人机有很重要的现实意义。
通过这个平台可以展开控制算法、控制系统和导航等方面的研究，为实现小型四旋翼无人机在复杂环境中的自主飞行、编队飞行以及应用打下基础。
本文从硬件设计、软件开发、系统调试与飞行试验3个方面对搭建的飞行控制系统进行较为详细的阐述，并在系统调试的基础上进行有关飞行试验。
1 硬件设计与实现1.1 飞行控制系统硬件总体设计整个飞行控制系统硬件构成包括中心控制模块、传感器模块、四电机控制模块、遥控接收机/导航控制模块、无线通信模块和电压转换模块等部分[6]。
（1）中心控制模块即飞行控制系统的的核心处理器，是系统的核心控制部分。
负责采集传感器（包括九轴姿态传感器和高度传感器）信息并实时解算出机体姿态角和高度;根据遥控接收机信息或者导航信息，结合实时解算的机体姿态角和高度，控制电机转速；通过无线通信模块与地面站进行数据双向传输，包括上传控制指令或修改参数和下传飞行状态数据。
四旋翼无人机设计
四旋翼无人机设计四旋翼自主飞行器是一种能够垂直起降、多旋翼式的飞行器，其通过自带电源驱动电机来提供动力。
它在总体布局上属于非共轴式碟形飞行器，与常规旋翼式飞行器相比，因其四只旋翼可相互抵消反扭力矩的优点，而不需要专门的反扭矩桨从而使其结构更为紧凑，能够产生更大的升力。
同时又因其具有灵活性高、要求的飞行空间小、能源利用率高、隐蔽性强以及安全性能高等优势，特别适合在近地面环境（如室内、城区和丛林等）中执行监视、侦查等任务，其在军事（电子战）和民用（通信、气象、灾害监测）方面都有很大的应用前景。
另外，新颖的外形、简单的结构、低廉的成本、卓越的性能及独特的飞行控制方式（通过控制四只旋翼的转速实现飞行控制）使其对广大科研人员具有很强的吸引力，成为国际上新的研究热点。
四旋翼飞行器按照四只旋翼和机架布置的方式其飞行控制平台（机架）可以分为十字模式和X模式。
X模式比十字模式灵活，但是对于姿态测量和控制的算法编程来说，十字模式较X模式简单，更容易实现。
X模式通过同时控制两对旋翼转速的大小来实现飞行控制及姿态的调整，而十字模式只要同时控制一对旋翼的转速就能实现相应的飞行动作。
十字模式容易操作，飞行平稳，综合考虑采用十字模式。
四旋翼自主飞行器是由安装在十字型刚性结构的四个电机作为驱动的飞行器。
控制器通过调节四个电机的转速使四个旋翼间出现特定的转速差从而实现飞行器的各种动作。
由于四旋翼自主飞行器是通过增大或减小四只旋翼的转速达到四个方向升力的变化进而控制飞行器的飞行姿态和位置的稳定，相对于传统的直升机少去了舵机调节平衡、控制方向，并且不用改变螺旋桨的桨距角，使得四旋翼自主飞行器更容易控制。
但是四旋翼自主飞行器有六个状态输出，即是一种六自由度的飞行器，而它却只有四个输入，是一个欠驱动系统。
也正是由于这个原因使得四旋翼自主飞行器非常适合在静态及准静态的条件下飞行。
四旋翼自主飞行器飞行控制系统由飞行控制器、各类测量传感器装置、驱动电机、被控对象（飞行器机体）等部分组成，如图1。
直升机总体课程设计
直升机总体课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能够理解直升机的基本结构、工作原理及分类。
2. 学生能够掌握直升机的主要性能指标及其影响因素。
3. 学生能够了解直升机在军事、民用领域的应用及其重要性。
技能目标：1. 学生能够通过观察、分析，识别直升机的各种部件及其功能。
2. 学生能够运用所学知识，分析直升机性能与设计参数之间的关系。
3. 学生能够运用团队合作，设计并制作一个简易的直升机模型。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对直升机及其相关领域的兴趣，激发学生探索科学技术的热情。
2. 培养学生尊重和珍视团队合作，树立良好的团队协作意识。
3. 培养学生关注国家航空事业的发展，增强国家荣誉感。
课程性质：本课程为直升机相关知识的学习，结合理论教学与实践操作，以提高学生的理论素养和实际操作能力。
学生特点：学生处于好奇心强、动手能力逐渐提高的年级，对直升机有一定的兴趣，但相关知识体系尚不完善。
教学要求：教师应注重理论与实践相结合，关注学生的个体差异，引导学生在探究中学习，培养学生的创新精神和实践能力。
通过课程目标的分解，使学生在知识、技能和情感态度价值观方面取得具体的学习成果，为后续教学设计和评估提供依据。
二、教学内容1. 直升机概述- 直升机的定义、发展历史- 直升机的分类及特点2. 直升机基本结构- 机体结构、动力装置- 旋翼系统、尾桨系统- 起落架、飞行控制系统3. 直升机工作原理- 旋翼的空气动力学原理- 直升机的稳定性和操纵性- 直升机的主要飞行性能指标4. 直升机的应用领域- 军事应用：侦查、作战、救援等- 民用应用：交通、旅游、消防、医疗等5. 直升机设计与制作- 直升机设计原则与流程- 直升机模型制作方法与技巧- 团队合作与分工教学内容安排和进度：第一课时：直升机概述、基本结构第二课时：直升机工作原理、应用领域第三课时：直升机设计与制作（理论）第四课时：直升机设计与制作（实践）教学内容与教材关联性：本教学内容与教材中关于直升机的基础知识、工作原理和应用领域等内容密切相关，旨在帮助学生构建完整的直升机知识体系，培养学生的实践操作能力。
直升机总体设计
第二章 直升机设计技术要求和评 价直升机设计方案的准则
直升机设计的依据：直升机设计技术要求
军用直升机：战术技术要求
民用直升机：使用技术要求
直升机研制必须具有明确的指导思想：
正确的研制指导思想应充分考虑有关主客观的条件，工程设计 的一般规律，还应反映国家对直升机发展和应用的方针政策，各种 用户的要求，以及国内外技术水平和动向等一系列情况，并进行综 合分析。 错误的研制指导思想常常会将研制工作引入歧途，造成时间、财 力和人力的大量浪费。 应该把确定正确的指导思想作为研制工作的首要问题来对待，并 将其贯彻始终，以求达到预期目的。
设计定型与适航审定：
1、军用直升机的设计定型由国家组织专门的定型委员会依据 研制总要求和设计规范对新机研制全过程进行审查、考核 和验收，通过后颁发定型证书；
2、民用直升机适航条例（CCAR-27部、CCAR-29部）是民用 直升机最低安全标准 。民用直升机在适航管理上实施“型 号合格证（TC证）、生产许可证（PC证）和单机适航证 （AC证）”三证管理，民用直升机只有在该型号获得型号 合格证，单机又取得适航证后才能进入民用市场。
2.3 评价直升机设计方案的有效性准则
为了对直升机总体设计方案进行评价和优选，需要有一个评价 准则；一般最通用、最普遍或最广义的有效性准则就是这种直升 机所完成的有效功与为研制和使用该直升机所花费的总费用之 比——效费比。 当一个总体方案能满足战术（使用）技术要求时，则认为这个 方案是可行的，但它不一定是最优方案。 对有效性准则的一般要求： 尽可能全面地反映对直升机提出的各种要求；
2.1 直升机设计技术要求
2.1.1 直升机设计技术要求的主要内容：
1、直升机的任务使命或用途 （1）任务使命或用途
共轴双桨直升机概述
6.5参与军方的演习
6.6基础条件和人员
试飞场一处，地点高花，面积45亩。 生产厂两处：彰驿飞机组装、调试车间200平米。
宁官复合材料生产、加工零部件车间1000平米， 外有2000平米场地。 销售服务：三好街百脑汇9楼，45平米。 生产设备：电脑雕刻机1台、真空热压罐1套、平 板热压机100T2台、50T1台、25T1台、合成设备、 烘干箱等。 技术人员：博士后1人、博士1人、高级职称4人， 中初级3人、本科2人。生产工人20人。
我们在具备国外双悬翼直升机所拥有的优点外， 还具有如下特点：
使用同级别的发动机，双旋翼的负荷能力可比单 旋翼提高25%。
采用双尾桨技术，可有效提高飞行时的机动性能， 优于国外的无尾桨设计；
由于采用双旋翼和双尾桨设计，可以有效的提高 直升机的可靠性和安全性能，可提高四倍；
完全国产化的发动机、控制设备、机体和附件， 不依赖进口；模块化设计，便于维修和保养；
2、机动性能不足。
பைடு நூலகம்
4国内现状
市面上见到的共轴双旋翼是双电机电子通 过调速器控制转数，只有玩具，没有实用 价值。
见到电动或非电动直升无人机都是单桨。 单桨非电动直升无人机大部份都是甲醇燃
料，甲醇机缺点滞空时间短，安全性低。 我们是国内唯一能生产26CC1.8M的单桨和
共轴双桨无人汽油直升机的企业。
5应有的主要飞行性能
使共轴双旋翼具有合理的功率消耗，采用双尾桨可供 优良的操纵性能、较小的总体尺寸等特点。与单旋翼 直升机相比，共轴式直升机的主要气动特点为：共轴 式直升机具有较高的悬停效率；空气动力对称；具有 较大的俯仰、横滚控制力矩。
由于1.8M共轴双悬翼设计，受侧风影响较小。共轴双 桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平 稳性和悬停性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径 可以较小，直升机总尺寸较紧凑，“占地面积”较小， 要特别适合军队及地方的工作需求。
无人机总体设计
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扑翼无人机视频
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1.4.2.2 无人机种类或型式选择：固定翼
1、常规飞机布局 与有人飞机的常规式布局类似，平尾和垂尾后置的布局，有时设计V形 尾代替平尾和垂尾。 但无人机的机身体积较小，动力系统通常为前置螺旋桨或涡轮（或冲压 ）喷气发动机。
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航标 HB 6717
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飞行性能要求：
续航时间 航程
飞行高度 飞行速度 本体尺寸 有效载荷质量 爬升率 经济性 可靠性 发射回收方式
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1.4.2.1 无人机系统技术要求
• 根据任务确定，分正常任务载重和最大任务载重 • 需要在一定的环境适应性考虑航程指标，与任务信息传输能力有关 • 最大使用高度、巡航高度、最低飞行高度、使用升限 • 最大飞行速度，巡航速度、最小速度、最大爬升速度 • 能够影响其使用性能和抵抗恶劣环境的能力 • 衡量能够携带任务载荷多少的指标 • 单位时间内上升的高度 • 与任务重要性有关； • 可用性、可靠性、可维修性、安全性、便携性 • 直接影响无人机的易用性
3、多旋翼无人机 目前有四旋翼、六旋翼、八旋翼等小型无人机，每一对旋翼旋转方向相反 ，以抵消反扭矩。利用对角旋翼转速差动来改变航向。
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1.4.2.2 无人机种类或型式选择：混合式
1、倾转旋翼无人机 相当于螺旋桨安装在无人机上，螺旋桨（旋翼）可以绕机体Y轴线倾 转，起飞时旋翼呈水平位置可以像直升机一样垂直起飞和悬停，而 旋翼转至垂直位置则可像固定翼飞机一样飞行。 实现倾转旋翼无人机的关键是倾转过程中的自动控制技术。
直升机总体设计课程设计
直升机总体设计课程设计一、课程目标知识目标：1. 了解直升机的基本结构、原理及其组成部分的功能；2. 掌握直升机总体设计的基本流程、方法和评价指标；3. 掌握直升机飞行性能、稳定性和操纵性的基本知识；4. 了解直升机设计中的限制因素和优化方法。
技能目标：1. 能够运用直升机总体设计的基本方法，进行初步的直升机设计方案制定；2. 能够分析直升机的飞行性能、稳定性和操纵性，提出改进措施；3. 能够运用相关软件工具，进行直升机总体设计的计算和分析；4. 能够撰写规范的直升机总体设计报告，并进行口头汇报。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对直升机总体设计及相关工程问题的兴趣，激发创新意识；2. 培养学生严谨、务实、团结协作的科学态度，增强工程实践能力；3. 培养学生关注国家航空事业的发展，树立民族自豪感和社会责任感；4. 培养学生尊重知识产权，遵循职业道德，具备良好的职业素养。
课程性质：本课程为专业选修课，以直升机总体设计为主线，结合理论知识与实践操作，旨在提高学生的专业素养和工程实践能力。
学生特点：学生具备一定的航空基础知识，对直升机设计有一定兴趣，但实践经验不足。
教学要求：结合课程性质和学生特点，注重理论与实践相结合，强化设计方法与工程实践能力的培养，提高学生的综合素质。
通过课程学习，使学生能够达到上述具体的学习成果。
二、教学内容1. 直升机基本原理与结构：包括直升机分类、旋翼原理、尾桨作用、机身结构等；参考教材章节：第一章《直升机概述》2. 直升机总体设计流程与方法：介绍直升机设计的基本步骤、方法和评价指标；参考教材章节：第二章《直升机总体设计方法》3. 直升机飞行性能分析：涉及飞行速度、升限、航程、载荷等方面的知识；参考教材章节：第三章《直升机飞行性能》4. 直升机稳定性与操纵性分析：研究直升机的稳定性、操纵性及其影响因素；参考教材章节：第四章《直升机稳定性与操纵性》5. 直升机设计限制与优化：探讨设计过程中的限制因素、优化目标及方法；参考教材章节：第五章《直升机设计限制与优化》6. 直升机总体设计实践：结合实际案例，进行直升机设计方案制定、计算与分析；参考教材章节：第六章《直升机总体设计实践》7. 直升机总体设计报告撰写与口头汇报：规范报告格式，锻炼学生表达与沟通能力。
无人直升机桨叶结构设计
桨叶结构设计选材
旋翼桨叶结构设计选材要从桨叶抗疲劳和动力学特性的 匹配两个基本要求出发。在进行桨叶结构设计选材时，首先 要结合该结构元件的功能，同时还要考虑桨叶成型工艺。目 前，复合材料桨叶制造主要采用二次胶结共固化或闭模共固 化，闭化的压力和温度还有材料间的匹配性显得十分突出。 共固化成型的桨叶普遍采用中温固化环氧树脂，按结构元件 的功能进行选择玻璃纤维、碳纤维、芳纶粗纱、织布等。
复合材料桨叶根部纤维绕衬套缠成接头主要由两大类。 一类是由单销或双销的垂直销连接接头，一类是单短梁或双 短梁的水平短梁连接接头。这两类接头各有优缺点。目前， 复合材料桨叶根部接头大多采用双垂直销连接。
为了最终确定旋翼桨叶的根部几何外形，必须结合桨叶 的重量要求、强度和刚度要求、动力学特性要求等。在工艺 性方面还要考虑桨叶根部复杂几何外形方便脱模。对于小型 直升机，综合考虑选取结构简单，重量轻、便于加工制造的
表 1 无人直升机旋翼主要参数
桨叶参数 桨叶翼型 桨叶弦长 旋翼直径 工作转速 桨叶长度 桨叶质量 桨叶负扭
数值 某翼型 0.135m 4.4m 800rpm 2.025m 2.85Kg
8°
桨叶根部结构设计
桨叶通过桨叶根部与桨毂连接，桨叶产的的气动力、离 心力、挥舞摆阵弯矩等力均要通过桨叶根部传递至桨毂，所 以桨叶根部的结构设计直接关系、影响到桨叶的载荷传递和 劳寿命。桨叶与桨毂的连接接头是由复合材料旋翼桨叶大 梁纤维绕接头衬套缠绕而成。此外，桨叶根部设计还包括根 部的加强设计。
第一章无人直升机设计概论
无人直升机优势
无人直升机的功能
无人直升机分系统：执行任务的载体、携带任务载荷飞行之目标 区完成任务。 任务设备分系统：完成侦查、校射、电子对抗、通信中继等任务 测控与信息传输分系统：通过上行信道实现对无人机与任务载荷 的控制；通过下行信道完成对无人机、任务载荷的遥测，并获取情 报信息。 指挥与控制分系统：作战计划制定，任务数据加载，对无人机、 任务载荷的状态监视与操纵控制，飞行参数情报数据的记录 发射与回收分系统：完成无人直升机的起飞，回收任务 保障与维修分系统：完成无人机的日常维护，状态测试和维修等 任务。
第一章 无人直升机设计概述
内容
• • • • •
无人直升机的优势 无人直升机的分类 已有无人直升机一览 无人直升机构型 国内的无人直升机
无人直升机优势
无人直升机的定义
无人直升机是一种由动力驱动，机上无人驾驶的航空 器。它由机体、动力装置、飞行控制与管理设备等组成， 能遥控能自主飞行。 无人机系统由无人飞行器、任务设备、测控与信息传 输、指挥控制、发射与回收、保障与维修等分系统等组 成，能完成特定任务的系统 导弹与无人机的区别：1、无人机、直升机可以回 收；2、无人机携带的弹药无需特殊制造，不与机 身形成一体。
主要工作内容：
1. 气动方面 –性能、操稳、外载荷 2. 结构设计 –结构草图、强度计算、试验 3. 系统设计 –系统布局图 4. 总体布局 –改善外形和内部布置，绘制样机 图、协调、审查
主要工作内容：
详细设计（工程设计或零件设计）
继续进行性能、操稳、气动、动力学等方面的校核性试验，
利用校核试验结果和由图纸得到的重量、重心和惯量数据进行全 面的性能、操稳等方面的计算，同时根据正式的外载荷进行零、 部件的强度校核计算，提前进行零构件、部件的强度试验或有关 的振动试验。完成全机和零部件的重量、重心和惯量的计算，提 交静、动力试验任务书和飞行试验任务书。
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经过设计定型或技术鉴定后的无人直升机系统，新产品生产还 可能会有一定的更改，特别是工艺改进，改进后的无人直 升机系统进入小批量生产。首批生成的无人直升机，经检 验、试飞、工艺质量审查、确认其符合批量生产标准，质 量稳定可靠后，生产定型，转入批生产。
1.3 评价无人直升机设计方案的有效 性准则
四、各功能区的特点： 1、机体 2、起落装置 3、动力系统 4、仪表和导航设备 5、航空电子设备 6、直升机地面移动 7、货物运输
1.1.3 特殊要求举例
表2-2 直升机被撞部位统计
撞击部位 旋翼桨叶 旋翼轴
尾桨 尾梁 风挡玻璃 机头 起落架 机翼 其他部位 不详 总计
撞击次数 620 16 148 21 48 53 28 2 15 231 1182
✓尽可能全面地反映对直升机提出的各种要求；
✓可以进行定量分析；
✓简单明了，易于在研制阶段运用。
通常评价准则分为三个层次（三级）：
第一级包括功能有效性准则，生产有效性准则和使用有效性准则。 ➢从完成基本任务的有效程度及其技术完善程度出发进行评价的准则 是功能有效性准则；（生产率、重量效率、任务效能） ➢从结构工艺性和生产条件出发进行评价的准则是生产有效性准则； （劳动量、材料利用系数等） ➢从使用品质观点来评价的准则是使用有效性准则。（技术维护工时 比、每小时技术维护工作量） 第二级是从经济性观点出发，评价一架直升机在使用时的经济性准 则。（全寿命周期费用、效-费比） 第三级是从经济学观点来评价一种机型在完成一定国民经济任务时 的经济性准则，它是最高一级的准则。
LCC= CRDTE+ CMAN+ CPRO+ COPS+ CDISP
为了对无人直升机总体设计方案进行评价和优选，需要有一个 评价准则；一般最通用、最普遍或最广义的有效性准则就是这种 直升机所完成的有效功与为研制和使用该直升机所花费的总费用 之比——效费比。
当一个总体方案能满足战术（使用）技术要求时，则认为这个 方案是可行的，但它不一定是最优方案。
对有效性准则的一般要求：
无人直升机系统寿命周期费用构成与概念：
*无人直升机项目的全寿命期是指从项目需求调查、项目可行性论证、 方案论证、生产制造、使用和产品支援以及到寿命后报废处置整个 从项目产生到终结的全过程。 *无人直升机项目全寿命周期内各阶段发生的费用(LCC)总和，称为 无人直升机项目的全寿命周期费用。有四个部分组成： •论证、研制、试验和鉴定费用CRDTE •生产采购费用CACQ包括制造费用CMAN制造商利润CPRO •使用费用COPS用户在使用期间发生的费用 •处置费用CDISP无人直升机报废后的处置费用
3．主要飞行性能 （1）悬停升限（有地效，无地效）或垂直爬升率 （2）使用升限或最大爬率 （3）最大平飞速度 （4）续航时间或航程（或活动半径） （5）单发停车性能（装有多台发动机的情况）。 4、典型任务剖面（表示无人直升机完成典型任务的飞行航线综合图）
图2-1 直升机的典型使用曲线
T0—在基地起动； T1—带载荷、燃油重直起飞； T2—爬高到巡航高度a； T3—飞行d1距离后降落，任务1； T4—垂直起飞； T5—飞行d2距离，无地效悬停、任务2； T6—返回基地； T7—带t分钟余油着陆；
1、概述 2、任务
应能完成的任务：基本任务和辅助任务 二、特性：
1、性能特性 （1）基本特性 （2）停车性能 （3）机动性 （4）操纵性和稳定性 （5）空气动力学特性
2、设计特性 （1）重量 （2）结构设计准则 3、可靠性 4、维护性 5、可用率 6、环境条件 7、残存性和易损性 8、使用寿命 三、设计与构造： 1、材料性质 2、残存性 3、标准件和材料
3、内容包括设计情况、安全系数、过载、重量、重心、飞行载 荷、着陆载荷、强度和刚度、动力学特性、配平特性、操纵性 和稳定性、飞行品质、结构试验、飞行试验等
4、它是通用性文件，在具体型号设计要无人直升机的设计定型由专门组织的定型委员会依据研制总要 求和设计规范对新机研制全过程进行审查、考核和验收， 通过后颁发定型证书；
第二章 无人直升机总体设计
内容
• 无人直升机设计技术要求和评价直升机设计方 案的准则
• 无人直升机型式分析与选择 • 直升机主要参数分析与选择
一、无人直升机设计技术要求和评价直 升机设计方案的准则
无人直升机设计的依据：无人直升机设计技术要求
➢ 军用无人直升机：战术技术要求 ➢ 民用无人直升机：使用技术要求
应该把确定正确的指导思想作为研制工作的首要问题来对待，并 将其贯彻始终，以求达到预期目的。
1.1 无人直升机设计技术要求
无人直升机系统因无人直升机的任务不同而不同 1.1.1 设计技术要求的主要内容：
1、任务使命或用途 （1）任务使命或用途 （2）使用环境条件 2、主要装载情况 （1）武器 （2）特种设备 （3）任务载荷
无人直升机研制必须具有明确的指导思想：
正确的研制指导思想应充分考虑有关主客观的条件，工程设计 的一般规律，还应反映国家对直升机发展和应用的方针政策，各种 用户的要求，以及国内外技术水平和动向等一系列情况，并进行综 合分析。
错误的研制指导思想常常会将研制工作引入歧途，造成时间、财 力和人力的大量浪费。
技术要求的论证： 1. 需求（作战、使用），对军用无人直升机还有威协
分析； 2. 现有装备存在的缺陷或不足； 3. 技术、经济可行性分析； 4. 提出战术技术（使用技术）要求； 5. 做出风险分析； 6. 明确研制计划与周期。
1.1.2 (无人直升机技术要求)
小型无人直升机small unmanned helicopter 一、定义：
% 52.5 1.4 12.5 1.8 4.0 4.5 2.4 0.2 1.3 19.5 100
1.2 设计规范和设计定型
设计规范：
1、无人直升机设计规范是在无人直升机设计实践过程中逐步形成 的，它是无人直升机设计和使用实践的积累和总结
2、它是设计过程中必须遵循的指令性文件，也是直升机设计定 型或生产定型、验收的依据