(完整版)直升机旋翼技术及发展
旋翼机的发明和趋势
旋翼机详细内容：２０世代飞机升降时常因故障而失速，导致多人丧生。
西班牙工程师谢巴于是发明了自转旋翼机试图解决这一问题。
旋翼靠飞机运动时激起气流转动，产生升力，使飞机失速时不会下坠，当时，他的这个发明被新闻界称之为“风车飞机”，１９２５年，谢巴在汉普郡芳白露皇家空军基地首次正式试飞。
三年后，１９２８年，谢巴亲自驾驶旋翼机用37分钟的时间成功横越英伦海峡。
此后，英美一些公司开始制造旋翼机，用于搜索和测量。
１９３６年１２月，谢巴搭乘的民航机在伦敦的克罗依登机场起飞时失速坠毁，他在这次空难中丧生。
旋翼机虽然和直升机一样，都是依靠旋翼产生升力，但它不是直升机。
旋翼机与直升机的最大区别是，旋翼机的旋翼不与发动机传动系统相连，发动机不是以驱动旋翼为飞机提供升力，而是在旋翼机飞行的过程中，由气流吹动旋翼旋转产生升力。
乍一看，旋翼机和直升机简直一模一样：它们头顶都有一副大直径的旋翼，在飞行中依靠旋翼的旋转产生升力。
但是除去这些表面上的一致性，旋翼机和直升机却是两种完全不同的飞机。
旋翼机实际上是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有一副螺旋桨以提供前进的动力，一般也装有较小的机翼在飞行中提供部分升力。
旋翼机与直升机的最大区别是，旋翼机的旋翼不与发动机传动系统相连，发动机不是以驱动旋翼为飞机提供升力，而是在旋翼机飞行的过程中，由前方气流吹动旋翼旋转产生升力，象一只风车；而直升机的旋翼与发动机传动系统相连，既能产生升力，又能提供飞行的动力，象一台电风扇。
由于旋翼为自转式，传递到机身上的扭矩很小，因此旋翼机无需单旋翼直升机那样的尾桨，但是一般装有尾翼，以控制飞行。
在飞行中，旋翼机同直升机最明显的分别为直升机的旋翼面向前倾斜，而旋翼机的旋翼则是向后倾斜的。
需要说明的是，有的旋翼机在起飞时，旋翼也可通过“离合器”同发动机连系，靠发动机带动旋转而产生举力。
这样可以缩短起飞滑跑距离，几乎以陡直地向上爬升，但还不能垂直上升，也不能在空中不动（即“悬停”）。
(完整版)直升机旋翼技术及发展
二、旋翼的主要动力学问题
➢ 从降低直升机振动考虑 （1）旋翼桨叶片数K增加时，传给机体的桨毂激振力降低 （2）小速度和高速度飞行时会出现激振力的峰值，特别是消速状态 （3）无铰式旋翼的桨毂激振力矩往往要比铰接式高 （4）如果能合成桨毂激振力的桨叶载荷谐波次数与桨叶固有频率接
近，则桨毂激振力加大。
二、旋翼的主要动力学问题
直升机旋翼技术及其发展
主要内容
1、引言 2、旋翼的主要动力学问题 3、旋翼技术的发展 4、新概念、新构型旋翼
一、引言
1.1 旋翼的功用
➢产生直升机飞行所需的力——升力面 ➢实现直升机的操纵——操纵面
旋翼总拉力
桨尖平面前倾
驾驶杆前移
旋翼总拉力
桨尖平面前倾
驾驶杆左倾
一、引言
1.2 旋翼的工作特点
（1）旋翼气动环境的特殊性
➢旋翼桨叶由三个方向的运动——挥舞、摆振、扭转，相应有 这三个方向的固有特性，在有些情况下这三个方向的固有模 态之间存在着耦合。
➢旋翼动特性与旋翼型式密切相关——即与桨毂型式有关
二、旋翼的主要动力学问题
2.1.2 旋翼桨叶动特性的计算
➢桨叶动特性可以采用有限元或其它方法进行计算，并通过试验验证 ➢计算所用原始参数是桨叶的质量、刚度分布，质量刚度计算结果也
➢气动载荷可以分解为以为基频的傅里叶级数，即包含有旋翼转速整数 倍的各次谐波的成分：1、 2、 3、 L L 。
➢在各次谐波气动载荷作用下，会引起桨叶同频率的各阶模态的动响应 （弹性振动），此响应又会反馈于气动载荷，形成一个气动弹性耦合的 响应问题, 旋翼的振动载荷.
二、旋翼的主要动力学问题
➢消除措施
1）制造过程中严格控制各组件的尺寸、外形及质量准确度。 2）设计补偿措施。 旋翼静平衡、动平衡（调锥度）
直升机旋翼的工作原理
直升机旋翼的工作原理直升机是一种飞行器，它的旋翼是实现垂直升降和悬停的关键部件。
旋翼是围绕垂直轴旋转的大型叶片，通过快速旋转产生升力，使直升机能够在空中悬停和飞行。
旋翼的工作原理可以分为三个部分：升力产生、控制和稳定。
首先，我们来看升力的产生。
直升机旋翼的叶片通过在空气中剪切产生升力。
叶片相对于速度产生的气流剪切会生成横向流动，导致高压区域在叶片的下表面，低压区域在叶片的上表面。
这个压力差会产生向上的升力，使直升机能够腾空而起。
旋翼的旋转产生了稳定的升力，使得直升机能够在不同高度上保持平衡。
同时，叶片的扩展形状使得空气可以更好地在上下表面间流动，从而增加升力的产生。
其次，我们来看旋翼的控制。
直升机可以通过调整旋翼的迎角来控制飞行姿态。
迎角是叶片与进气流之间的夹角，可以通过旋翼的步进电机等方式进行调整。
当迎角增大时，产生的升力也会增加，使直升机向上升高。
当迎角减小时，升力也减小，直升机会下降。
通过调整旋翼的迎角，直升机可以实现上升、下降、前进、后退、左右移动等各种操纵动作。
最后，我们来看旋翼的稳定性。
直升机的旋翼具有旋转惯性，使得机身在横向和纵向上有自稳定的趋势。
当直升机发生轻微倾斜时，旋翼会产生一个接近中心的修正力矩，使得机身重新保持平衡。
同时，直升机还通过尾旋翼来抵消旋转副反作用力，使得旋翼的旋转被抵消，保持机身的稳定。
另外，直升机还可以通过副翼和升降舵等设备进行补偿和控制，确保其平稳飞行。
总而言之，直升机的旋翼工作原理是通过旋转产生的气流剪切来产生升力，通过调整迎角来控制飞行姿态，通过旋翼旋转产生的惯性和副翼等设备来实现稳定。
这种独特的工作原理使得直升机具有垂直起降和悬停能力，成为重要的交通工具和救援工具。
直升机旋翼知识点总结
直升机旋翼知识点总结直升机是一种可以垂直起降的飞行器，其旋翼是实现垂直升降的关键部件。
在直升机的设计和运行过程中，旋翼的知识是非常重要的。
本文将从旋翼基本原理、旋翼结构、旋翼型式、旋翼控制等几个方面来进行详细的介绍。
一、旋翼基本原理1. 旋翼的作用旋翼是直升机的升力产生器，它产生的升力可以支撑直升机的重量，并使其垂直起降。
旋翼还可以控制直升机的飞行方向和高度。
2. 旋翼受力旋翼在飞行时受到四种力的作用：升力、拉力、风力和扭矩。
升力是垂直方向的力，支持直升机的重量；拉力是使直升机向前飞行的推动力；风力是来自旋翼运动所产生的气流作用力；扭矩是使直升机旋转的力。
3. 旋翼的旋转旋翼在飞行时以相对静止的直升机机身为中心旋转，旋转的目的是为了产生升力和推动力。
旋翼的旋转还可以产生反作用力，使直升机保持稳定飞行。
二、旋翼结构1. 旋翼叶片旋翼叶片是旋翼的主要部件，它由叶片根部、叶片翼型、叶片桨距、叶片弹性铰链等部分组成。
叶片是直升机产生升力和推动力的关键部件。
2. 旋翼桨毂旋翼桨毂是旋翼的连接部件，它将旋翼叶片连接到直升机的主转子轴上，使旋翼可以旋转并受到机身的控制。
3. 旋翼支撑系统旋翼支撑系统由旋翼桨毂、旋翼桨叶、旋翼振动减震器等部分组成，用于支撑和固定旋翼整体结构，保证旋翼的正常运行及稳定飞行。
三、旋翼类型1. 直升机旋翼直升机旋翼通常采用主旋翼和尾旋翼的形式，主旋翼产生升力和推动力，尾旋翼用于平衡主旋翼产生的扭矩。
2. 双旋翼直升机双旋翼直升机采用上下两层旋翼结构，上旋翼产生升力和推动力，下旋翼用于平衡上旋翼产生的扭矩。
3. 旋翼无人机旋翼无人机采用小型旋翼结构，可以进行垂直起降和定点悬停，用于军事侦察、航拍摄影等领域。
四、旋翼控制1. 旋翼调整旋翼调整是通过改变旋翼叶片的角度、转速和位置来控制旋翼的升力和飞行方向，以实现直升机的飞行和悬停等动作。
2. 旋翼平衡旋翼平衡是通过旋翼振动减震器、旋翼铰链等部件来保持旋翼在飞行过程中的稳定性和平衡性。
直升机的旋翼
直升机的旋翼张德和葛吉灵夏小同直升机的分类形式很多，按用途可分为武装直升机、运输直升机、勤务直升机三大类，最显著的标志就是旋翼。
直升机的英文名字Helicopter，意思就是“旋转的翼”。
它与生俱来的而固定翼飞机和其它飞行器所没有的飞行特点，都与旋翼密不可分。
旋翼由桨毂和若干片(最多八片)桨叶组成。
工作时，桨叶与空气作相对运动。
桨叶给空气以向下的作用力，使空气向下加速流动，与此同时，空气就给旋翼一个大小相等、方向相反的反作用力，就是旋翼产生的旋翼拉力。
旋翼拉力提供的升力等于直升机的重力，直升机悬停；升力小于重力，就下降：升力大于重力就上升。
平飞时，要想使直升机沿预定方向运动，必须使旋翼拉力朝预定方向倾斜，以获取向该方向运动的力。
桨毂的变化15世纪，有人便将螺旋型的螺旋桨，作为人类实现垂直飞行的目标。
然而由于直升机旋翼相对机身是以恒定的速度转动，与固定翼相比，旋翼桨叶的工作环境要复杂得多，也就使得直升机旋翼的结构比固定翼飞机机翼复杂。
因此它的成功飞行比固定翼飞机迟了30多年。
在试验中，人们发现旋翼是作圆周运动，由于半径的关系，翼尖处线速度已经接近音速时，圆心处线速度几乎为零，所以旋翼靠近圆周的地方产生的升力最大，靠近圆心的地方则几乎为零。
同时，桨叶向前划行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度；反之，桨叶向后划行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样旋翼两侧产生的拉力不同，形成的拉力差会产生一个令直升机翻滚的力矩，我们称它为“倾覆力矩”。
这个力矩会造成直升机向一侧翻滚，无法维持平衡。
倾覆力矩的平衡问题是直升机发展史上首先遇到的技术难题。
是西班牙人首先攻克了这个难题。
他们在桨叶的翼根部增加了一个允许桨叶在回转过程中上下挥舞的铰链，它只传力不传力矩，这个铰链称为挥舞铰(flapping hinge，也称垂直铰)。
桨叶在旋转过程中，以铰链中心为轴上下挥舞，达到平衡倾覆力矩的作用。
直升机旋翼的工作原理
直升机旋翼的工作原理
直升机旋翼的工作原理主要涉及旋翼的旋转产生升力和空气给旋翼的反作用力矩。
直升机旋翼在发动机驱动下旋转时，会产生向上的升力和空气给旋翼的反作用力矩。
这个升力主要用以平衡直升机的重力以及机身、平尾、机翼等部件在垂直方向上的分力。
旋翼的旋转方向有右旋和左旋之分，这取决于旋翼的旋转方向与大拇指指向旋翼升力方向的四指握拳方向是否一致。
旋翼还起到类似于飞机副翼、升降舵的作用，在飞行中可以产生向前的水平分力，克服空气阻力使直升机前进，也能产生侧向或向后水平分力，使直升机进行侧飞或后飞。
旋翼产生的升力大小取决于旋翼的迎角，即旋翼的翼型与空气流动方向的夹角。
当旋翼的迎角加大，被旋翼推向下方的气流速度也增大，旋翼也会受到更大的反作用力，这就是直升机升力来源。
直升机的旋翼是由发动机带动的，旋翼的轴连接着发动机的轴。
直升机的旋转是动力系统提供的，旋翼旋转会产生向上的升力和空气给旋翼的反作用力矩，在设计中需要提供平衡旋翼反作用扭矩的方法，通常有单旋翼加尾桨式（尾桨通常是垂直安装）、双旋翼纵列式（旋转方向相反以抵消反作用扭矩）等。
直升机旋翼的工作原理是通过旋翼的旋转产生升力和空气给旋翼的反作用力矩，从而实现直升机的垂直升降、前进、后退、侧飞等动作。
直升机关键技术及未来发展与设想
直升机关键技术及未来发展与设想摘要：直升机是利用生物仿生学原理制造，具有其它类型飞行器所不具备的垂直起降能力，能在空中悬停，可实现超近距离低空飞行，对结构复杂的环境有很强的适应性，这些特点也使其成为不可替代的飞行工具。
关键词：直升机；关键技术；发展前景；设想直升机是一种通过旋转机翼提供升力、推进力、控制力，能垂直起降的飞行器，其飞行原理、功能、用途不同于固定翼飞机。
直升机具有垂直起降、悬停、前后左右飞行、近地机动能力强等典型特点，因而在军事及民用领域发挥着重要作用。
一、直升机关键技术1、高精度气动分析。
飞行中的直升机旋翼和机身持续处于高度动态气动环境中，旋翼流速跨度大，可压与不可压流动并存，前行桨叶处于跨声速区域，桨尖产生激波，后行桨叶出现气流分离与动态失速现象，并且桨叶脱体涡、尾随涡、桨尖涡等螺旋尾迹复杂，旋翼流场存在强烈的桨涡干扰现象。
因此常规气动分析和设计方法仅能定性指导研究工作，需大量试验、试飞以完善和确定产品设计。
随着计算机技术的进步，用于直升机空气动力学计算的CFD软件技术突飞猛进，网格技术出现了结构化网格、非结构化网格、笛卡尔网格、蝇网格等，并从单一网格到并行重叠网格、嵌套网格、多网格、自适应网格，甚至多个异构求解器耦合，同时在算法上，采用自由尾迹模型、涡量输运模型等效率更高更精确的模型。
这些技术极大地提高了求解精度，并降低了能量耗散。
2、地面共振/空中共振。
直升机构型能简单看作以旋翼桨毂中心连接的两个振动系统。
异常激励后导致的地面、空中共振是直升机多发事故原因之一。
直升机桨叶摆振会导致整个旋翼的重心发生变化，旋翼重心绕旋转中心的转速与旋翼转速不一致，当其转速小于旋翼转速时，形成摆振后退型振动。
当这种摆振后退型振动与机体模态耦合，存在发生地面共振可能。
而随着无铰旋翼的应用，由桨毂力矩引起的机身振动频率若接近桨叶摆振频率，则可能引起空中共振。
空中共振需考虑因素多，包括桨叶挥舞、摆振、机体运动、空气动力等因素，是复杂的直升机动力学问题。
直升机旋翼技术及发展
直升机旋翼技术及发展
一、直升机旋翼技术
直升机旋翼是一种机械装置，用于运载直升机在空中旋转以产生升力
的设备。
它是由外部旋翼与内部旋翼构成的，外部旋翼提供抵抗空气以及
一定程度的升力，内部旋翼提供空速与升力的控制。
一个完整的旋翼主要
由桨叶、桨根、桨顶、桨底和保护组成，这些部分在旋翼的正中央放置。
桨叶是旋翼的核心，它包括多个翼片，这些翼片可以把空气流动转换
成升力，而这些翼片的大小、形状、材料和弯度都是由设计师决定的。
桨
根是把桨叶固定到旋翼上的部件，它可以改变桨叶的形状和位置，以达到
更好的升力或空速效果。
桨顶是支撑桨叶的支架，它的主要作用是阻止桨
叶被风流击打，防止桨叶受损。
桨底是把桨叶固定到桨根上的结构，它的
主要作用是改变桨叶的弯曲度，以改变旋翼的性能。
最后，保护部件可以
有效地避免桨叶和桨根发生损坏，从而保护旋翼的安全性。
二、直升机旋翼的发展
19世纪时，直升机开始发展，但是当时的旋翼技术还处于萌芽阶段，直升机的旋翼只有简单的桨叶，而且无法满足性能要求。
由于直升机的不
断发展，旋翼技术也开始不断进步。
直升机旋翼机的技术特征及未来发展趋势
直升机技术特点与发展前景SY1005525 余艳辉直升机技术特点与发展前景《飞行器总体设计》课程直升机部分课程报告SY1005525 余艳辉2010-12-24文章总结了直升机的主要技术特点，概括了未来直升机发展的可能方向。
一、直升机的技术特点：直升机的技术先进性主要体现在如下5个方面：动力装置、升力系统、机体结构材料、电子系统和直升机总体特性。
1)动力装置50年代中期以前，绝大部分直升机都安装活塞发动机。
小型活塞发动机具有耗油率低，经济性好等优点；缺点是体积大、重量重，振动大、噪声高；寿命短，维护工作量大。
50年代以后，涡轴发动机逐渐取代活塞发动机。
涡轴发动机具有体积小、重量轻、比容积和比功率大、寿命长、噪声低、便于维护等优点。
2)升力系统40年代至50年代中期，直升机升力系统通常采用木质或钢木混合材料桨叶。
桨叶寿命短，通常在600h一下；采用对称翼型，桨尖平面形状通常为矩形。
桨毂采用全铰结构。
旋翼效率约为0.5，旋翼升阻比约为6.8. 50年代中期，旋翼桨叶以金属结构为主，桨叶寿命提高到1200h以上。
将也开始采用非对称翼型，桨毂仍以全铰式为主。
旋翼效率约为0.6，旋翼升阻比为7.3 60年代末到70年代中期，桨叶逐渐被玻璃钢等复合材料取代金属结构，寿命提高到3600h以上。
桨叶采用直升机专用翼型，桨尖形状后掠和尖削；开始采用结构简单，便于维护的无铰式桨毂；旋翼效率提高到大约0.75，旋翼升阻比大约为8.5, 80年代中期以后，旋翼系统采用先进复合材料结构桨叶，桨叶寿命无限。
桨叶采用直升机专用高效翼型，桨尖形状三位变化，不但尖削、后掠，而且下反。
桨毂采用结构进一步简化的无铰式、星形柔性、球柔性和无轴承式桨毂，提高了可靠性和维护性。
旋翼效率接近0.78左右，旋翼升阻比达到10.5左右。
3)机体结构状态50年代中期以前，直升机机体通常采用全金属构架结构、金属大梁和蒙皮。
50年代末到60年代末，大多采用金属薄壁结构，金属大梁和铝合金蒙皮。
07旋翼飞行器技术
悬停和垂直飞行
1. 悬停 需用功率： 地面效应
P悬＝ 停P诱导 P型阻
发动机可用功率
垂直上升
需用功率： P 垂 ＝ 直 P 诱 导 P 型 阻 P 爬升
垂直下降
需用功率： P 下 ＝ 降 P 诱 导 P 型 阻 P 下降 涡环状态
飞机： 升力面：机翼； 操纵面：升降舵、方向舵、襟副翼； 推进器： 螺旋桨、喷气发动机； 气动效率较高；需要跑道；飞行速 度大；升限高；寿命较长；载重大， 经济性好；平稳舒适；操纵容易， 稳定性好；
直升机构造特点
桨穀 桨叶 自动倾斜器 尾桨 机身 起落架 传动系统
拉扭式桨穀构造
1923 年，Juan de la Cierva 在 设计旋翼机时，无意 中解决了直升机的一个重大问题，他发明的挥舞 铰解决了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题；
1930 年 10 月，意大利人 Corradino D‘Ascanio 设计 的共轴反转双桨直升机是公认的第一架现代意义 上的直升机，在 18 米高度上前飞了 800 多米的距 离；
CH-47
米-12
一、直升机的发展历史
公元4世纪我国晋代一书《抱朴子》 “竹蜻蜓” 中国陀螺(chinese top)
公元15世纪 意大利 科学家达芬奇 画，最早的直升机设计方案；
本世纪30年代 德国、法国、美国 载人直升机
1923年西班牙人J·西尔瓦发明铰接式旋翼
定翼飞机
腾空而起（鸟）
莱特兄弟发明飞机； 需要跑道（草地、缓坡） “正规”的混凝土跑道
起飞 、着陆； 飞机的滑跑速度、重量
和对跑道的冲击， 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 固的长跑道的需求增加
直升机传动系统和旋翼系统关键技术
直升机传动系统和旋翼系统关键技术直升机是依靠旋翼作为升力和操纵机构的飞行器，其旋翼充当了固定翼飞机的机翼、副翼、升降舵和推进器的作用。
根据反扭矩形式，直升机又可分为单旋翼带尾桨形式，共轴双旋翼，纵列式、横列式及倾转旋翼式。
目前应用比较广泛的是单旋翼带尾桨形式直升机。
直升机的旋转部件多，包括旋翼系统、操纵系统、主减速器、尾减速器、尾桨等部件。
因此，整个直升机是在很多旋转系统及部件的协调运转中工作的。
尤其是大旋翼，在飞行中一般处于非对称气流中，除了旋转运动外，还有挥舞、摆振方面的运动，成为直升机振动的主要来源。
直升机的关键技术主要体现在直升机的旋转部件的设计技术上。
对于固定翼飞机，由于在高速飞行中工作，其机翼、机身、尾翼的气动外形非常重要，影响到飞机的飞行性能和操稳特性。
而对于直升机，其气动特性主要体现在旋翼桨叶的几何特性、翼型、旋翼转速、旋翼实度、桨盘载荷等参数。
由于直升机的速度较低，一般最大速度不超过350km/h，机身的气动外形对飞行性能的影响相对固定翼飞机来说较弱。
因此，有人说直升机气动特性主要是旋翼气动特性。
就直升机本体技术而言，传动系统和旋翼系统是直升机最重要的关键部件，反映了直升机技术的本质和特征。
传动系统直升机的发动机所提供的动力要经过传动系统才能到达旋翼，从而驱动旋翼旋转。
对于一般的直升机来说，其作用是将发动机的功率和转速按一定比例传递到旋翼、尾桨和各附件。
直升机性能在很大程度上取决于传动系统的性能，传动系统性能好坏将直接影响直升机的性能和可靠性。
1 传动系统的结构直升机传动系统的典型构成为“三器两轴”，即：主减速器、尾减速器、中间减速器、动力传动轴和尾传动轴。
现代直升机的发动机多为涡轮轴发动机，其输入转速较高，意大利的A129输入转速最高，为27000r/min，所以要达到旋翼的设计转速必须经过主减速器减速。
减速器的减速比一般比较大，例如美国武装直升机阿帕奇的总传动比为72.4，“黑鹰”直升机的总传动比为81。
直升机技术
直升机技术的特点及发展趋势直升机技术特点直升机是一种以动力装置驱动的旋翼作为主要升力和推进力来源，能垂直起落及前后、左右飞行的旋翼航空器。
直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至尾桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。
通过称为“倾斜盘”的机构可以改变直升飞机的旋翼的桨叶角，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。
直升机最大的技术特点是将旋翼作为升力主要来源。
一般来说直升机结构主要包括：旋翼，尾桨，机身，起落架，发动机和操纵机构。
直升机上飞和前飞的动力皆由旋翼提供，是直升机上最重要的空气动力部件。
旋翼由桨叶、桨毂、铰链、桨轴等部件构成，按其结构形式，一般可分为跷跷板式，铰接式，无铰式，轴承式等。
旋翼的作用主要有，产生向上的力以克服机重，产生向前的水平分力使直升机向前，产生其它分力及力矩保持直升机平衡或进行机动飞行，若发动机空中停车，能自转产生升力，确保安全着落。
直升机旋翼产生升力的原理为：旋翼向下排压空气，形成旋翼尾流，同时从上方吸入空气。
气流受到旋翼作用力，被加速、增压；同时对旋翼施加反作用力，即是旋翼拉力。
为研究旋翼空气动力，在直升机空气动力学中一般会做出滑流假定，即假定空气无粘性，不可压缩；将旋翼作为作用盘，认为其产生稳定均布的诱导速度；而受旋翼作用的气流被简化为一流管，气流无扭转诱导速度。
在这种假定下，可由动量定理和动能定理计算出旋翼拉力，桨盘载荷，功率载荷等参数。
然而，滑流理论难以对建立桨叶气动外形、运动特性和空气动力特性之间的关系，为解决这一问题，需要引入叶素理论。
直升机技术发展与展望
直升机技术发展与展望(SY0905525 杨轩)人类有史以来就向往着能够自由飞行。
即使在幻想时期，仍然产生了直升机的基本思想，昭示了现代直升机的原理。
最有价值、最具代表性的是中国古代的玩具“竹蜻蜒”和意大利人达·芬奇的画。
20世纪初为直升机发展的探索期，多种试验性机型相继问世。
由于直升机升空后，为实现其可控稳定飞行，第一个需要解决的问题是配平旋翼旋转所引起的反扭矩。
因此，直升机早期的方案大多是多旋翼式，靠旋翼彼此反转来解决配平问题。
旋翼技术的第一次突破，应归功于西班牙人西尔瓦，他为了创造“不失速”的飞机以解决固定翼飞机的安全问题，采用自转旋翼代替机翼，发明了旋翼机。
他在固定翼上采用挥舞铰和周期变距，从而使旋翼能在垂直飞行和前进飞行中产生稳定的升力，又能产生俯仰和滚转操纵力矩。
旋翼技术在旋翼机上的成功应用和发展，为直升机的诞生提供了另一个重要条件。
到30年代末期，在法国、德国、美国和苏联都有直升机试飞成功，并迅速改进达到了能够实用的程度。
直升机进入实用期后，其重大技术进展仍然像探索期的突破点一样，是在动力装置和旋翼方面。
首先是涡轴发动机的采用20世纪50年代在军用飞机上开始发展了涡喷发动机，使飞机的速度和其他性能发生了飞跃。
以涡喷发动机为基础，在尾喷口气流中安置了动力涡轮将喷流的动能转换为轴功率，创造了适用于驱动直升机旋翼旋转的涡轴发动机。
第二项重要的技术进展是采用复合材料的旋翼桨叶。
早期的旋翼桨叶为木质或金属/木质混合结构，60年代发展了全金属桨叶，70年代开始使用复合材料桨叶，并且很快发展和普及，不仅新机采用，一些原装有金属桨叶的现有直升机也纷纷换用。
复合材料桨叶的应用，不仅显著改善了气动性能，而且使直升机的适用性更佳，维护大为简化，，而最大的优势是其疲劳性能特别好，桨叶的寿命从早期的几百小时增加到上万小时．或无限寿命。
另一项重大进展是桨毂的结构形式。
早期的全金属铰接式桨毅结构复杂，重量大且维护工作量大，而且寿命仅几百小时。
旋翼创新升级推动国产直升机跨越发展
旋翼创新升级推动国产直升机跨越发展作者：林志刚来源：《中国军转民》 2017年第2期林志刚我国直升机旋翼设计技术起步于上世纪六七十年代的直-5、直-6和直-7 研制时期，发展于八十年代测仿的直-8 金属全铰接式旋翼和参考样机设计的直-11 星形柔性旋翼研制，而真正形成能力则是通过直9复合材料旋翼反设计研究、25B 旋翼原理样机预先研究、直-10 旋翼先期攻关与国际合作研制。
在此基础上，自主研制成功大型直升机先进复合材料旋翼系统。
旋翼系统是直升机最具特色、最为关键的标志性部件。
直升机之所以不同于绝大部分固定翼飞机，能够垂直起降，就是因为它采用的是旋翼系统。
常规直升机旋翼系统一般采用单旋翼带尾桨构型，也有采用双旋翼构型，提供直升机前飞、侧飞、后飞等各种飞行状态所需的升力和操纵力。
旋翼由数片桨叶和桨毂构成，桨叶连接在桨毂上，桨毂安装在旋翼轴上，旋翼轴由发动机经过传动系统带动旋转。
桨叶旋转时与周围空气相互作用，产生气动力。
直升机对旋翼系统要求极为严苛，旋翼设计工作在行业内被称为“刀锋上的行走”，每一项旋翼技术的进步，都意味着直升机关键性技术的突破。
纵观世界各大直升机行业巨头，均将旋翼技术视为核心机密，不惜花费巨资进行研究，旋翼技术水平也成为衡量直升机先进程度的关键指标之一。
我国直升机旋翼设计技术起步于上世纪六七十年代的直-5、直-6和直-7 研制时期，发展于八十年代测仿的直-8 金属全铰接式旋翼和参考样机设计的直-11 星形柔性旋翼研制，而真正形成能力则是通过直9复合材料旋翼反设计研究、25B 旋翼原理样机预先研究、直-10 旋翼先期攻关与国际合作研制。
在此基础上，自主研制成功大型直升机先进复合材料旋翼系统。
当前，我国已经大量装备了以直-10 为代表的第三代技术水平的直升机，国产民用直升机AC313、AC311A等已具备较强的市场竞争力，形成了“探索一代、预研一代、研制一代、生产一代”的合理格局和“一机多型、系列发展、军民互动”的良好态势。
直升机的旋翼原理
直升机的旋翼原理
直升机的旋翼原理是通过旋转产生升力和推力，实现飞行。
旋翼由主旋翼和尾旋翼组成。
主旋翼是直升机的主要升力和推力来源。
它借助于空气动力学原理产生升力，将直升机推向空中。
主旋翼通常由多个叶片、旋转轴和传动系统组成。
当主旋翼旋转时，每个叶片都会相继经历升降、前进、后退和倾转运动。
这些复杂的运动使得叶片受到气流作用，产生升力和推力。
主旋翼在旋转过程中产生的升力是靠两种主要机构完成的：变距桨和循环变距桨。
当直升机需要上升时，变距桨会增大叶片的迎角，使得升力增加。
当需要下降时，变距桨会减小迎角，减小升力。
循环变距桨则是通过调整叶片的整体旋转角度实现升力的变化。
这两种机构的结合，能够使直升机在各种飞行工况下保持稳定的升力和推力。
尾旋翼是直升机的平衡和操控装置。
它的主要作用是抵消主旋翼旋转产生的扭矩，防止直升机发生自旋。
尾旋翼通过改变推力的方向来抵消扭矩，以保持直升机的稳定。
同时，通过改变尾旋翼的推力大小，可以实现直升机的转向操纵。
总的来说，直升机的旋翼原理是通过旋转主旋翼产生升力和推力，以实现垂直起降和悬停的能力。
同时，尾旋翼则起到平衡和操纵的作用。
这种复杂而精巧的设计使得直升机成为一种独特而重要的航空工具。
ACF旋翼主动控制技术的现状与发展
DOI：10.15913/ki.kjycx.2024.01.004ACF旋翼主动控制技术的现状与发展朱棣文，胡和平（中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西景德镇333001）摘要：直升机的振动抑制一直是直升机设计和研究的重难点，围绕直升机主动控制技术中的主动控制后缘襟翼（Actively Controlled Flap，ACF）技术介绍了相对于其他方法的优点。
从内外2个部分梳理归纳了ACF的发展历程，由内主要总结了几种国外设计验证的不同构型的压电驱动器，向外则归纳了几种常用的外环减振控制算法发展过程，通过对比分析论证了不同算法的优点和缺点。
最后结合ACF旋翼主动控制技术现状与发展脉络阐述分析了ACF振动控制方法的技术潜力及进一步发展过程中亟待解决的几个关键点。
关键词：主动控制；控制算法；直升机；旋翼动力学中图分类号：V214.1 文献标志码：A 文章编号：2095-6835（2024）01-0015-04直升机的振动直接影响飞行员、机组人员和乘客的舒适度，并对机械、结构和电子部件的疲劳寿命有很大的影响。
因此，直升机振动的抑制问题一直是研究的重点。
从直升机发展的早期开始，振动问题就一直受到人们的关注。
在早期的研究中，研究人员确定了3类不同的减振方法，即降低旋翼激振力（振源控制）、在旋翼产生的振动到达机身之前减轻振动（传）递路径隔振和降低在一定激振力作用下的机体响应（响应控制）。
在此基础上，可以采用被动减振和主动减振2种方式进行减振。
传统的被动系统是针对特定的飞行状态和动力学特性进行调整或优化的，因此，如果飞行条件、旋转频率或系统动力学发生变化，被动系统很可能出现减振效率降低的问题，无法适应新时代越来越高的减振要求。
而主动振动控制属于有源控制，系统能够适应多种飞行条件，减振效果明显。
目前基于主动控制技术的研究已经成为未来的主要趋势。
主动振动控制技术结合不同的控制方法在运用上已经日趋成熟，其减振频带范围宽而且能够对控制律进行修改，满足性能指标。
旋翼机发展简史
旋翼机发展简史Breguet-Richet：1907年法国Breguet兄弟制造了第一架多旋翼飞行器Breguet-Richet，它成功将飞行员升到约3米的空中，持续一分钟。
但它不稳定且无法控制，而且还需要四名地面人员帮助稳定，因此被认为是第一次有人驾驶的系留飞行。
Cornu：1907年11月，Paul Cornu的串联式旋翼直升机将飞行员升到约3米高的空中20秒，这被认为是第一架可自由飞行的有人驾驶直升机，尽管飞行时间很短。
Pescara：在法国工作的阿根廷侯爵Raul Pateras Pescara开发了一种同轴旋翼直升机，它的两个旋翼各有四个双翼叶片，叶片上带有弯曲的机翼，用于循环控制。
1922年，2号模型成功升空。
1924年，改进后的3号模型创造了738米的飞行距离纪录。
Oehmichen：法国人Etienne Oehmichen的2号直升机有四个旋翼用于升力，六个螺旋桨用于稳定和控制，两个用于推进。
这架直升机于1922年首次飞行，并于1924年完成了1公里的闭路飞行。
D’Ascanio：1930年，意大利航空工程师Corradino D 'Ascanio制造了同轴旋翼直升机D 'AT3，它使用三个小螺旋桨进行滚转、俯仰和偏航控制。
旋翼的控制是通过叶片上的补偿片实现的——后来Charles Kaman也使用了这种技术。
Cierva：1923年，搭载了由西班牙工程师Juan de la Cierva发明的自动陀螺仪C.4的飞机首次飞行。
随后于1925年，其改进版C.6搭载于Avro 504飞机上飞行。
1929年，Harold Pitcairn获得了Cierva设计的版权，于是Harold Pitcairn Autogiro开始在美国制造飞机(如图所示)，并加速生产，为今天的旋翼飞机工业奠定了基础。
Breguet-Dorand：1935年6月在法国由Louis Breguet和Rene Dorand设计并飞行的同轴旋翼飞机可能是第一架实用型直升机，但是随着第二次世界大战的爆发而被放弃了。
直升机旋翼空气动力学的发展_王适存
L andgrebe 在 70 年代初给出了一种实用的预 定尾迹模型[16], 将桨尖涡和内段涡面的几何形状 表达为旋翼参数和拉力的函数, 其桨尖涡的轴向坐 标为
zλ = k 1Ωw 0 ≤ Ωw ≤ 2Π b zλ = zλΩw = 2Π b + k 2 (Ωw - 2Π b) Ωw ≥ 2Π b
进入 50 年代, 涡流理论受到普遍重视。Ca s2 tles 等人分别在文 [ 11 ] 和文 [ 12 ] 中使用常环量涡 流理论计算了前飞旋翼纵横向平面的诱速分布。 1957 年, H ey son 和 Ka tzoff[13], 舍弃桨盘均匀载荷 假设, 建立了由许多同心涡柱组成的变环量涡系模 型。1961 年, 我国学者王适存考虑纵横向涡线一般 情况, 推导了广义涡流理论[14], 为经典涡流理论作 出了重要贡献。
图 2 是文[ 6, 30 ]计算的一个典型旋翼自由尾 迹和固定尾迹的对比。 从图 2 可以看出, 与固定尾 迹或预定尾迹相比, 自由尾迹试图模拟实际尾迹形 状的变化, 允许涡线自由地移动, 特别是考虑了尾 迹对其本身的作用和桨叶与尾迹之间的 1 相互干 扰, 因此成为 80 年代以后旋翼尾迹分析方法的主 流。
预定尾迹基于流动显示实验总结出桨尖涡和 内段涡面结构随旋翼参数变化的半径验公式来确 定尾迹的几何形状, 从而可计入涡线实际的收缩并 改进涡系的轴向位移。
50 年代, G ray[15] 基于烟流显示实验数据第一 次得出了悬停旋翼单片桨叶的尾迹结构, 如图 1 所 示。 旋翼尾迹由迅速卷起的桨尖涡和内段涡面组 成, 前者在流场的影响中占主导地位, 而内段涡面 的向下移动速度在外侧比桨尖涡的要快, 且随径向 位置的减小而减小。
经典涡流理论包括桨盘涡系模型和桨叶涡系 模型。 前者旋翼被假设为具有无限片桨叶的桨盘, 尾迹涡线连续地规整地布置在圆柱涡面上; 后者则 由有限片桨叶后拖出的螺旋涡线组成, 按来流速度 和等效诱导入流确定其延伸方向的刚性尾迹。固定 尾迹计算可表达为解析式, 便于理解, 且发展成熟, 六、七十年代在旋翼气动分析中曾得到相当广泛的 应用。 但固定尾迹未考虑尾迹的收缩和涡线的畸 变, 因而与实际尾迹的形状有一定的差别。 1. 3. 2 半经验涡流理论——预定尾迹
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1.3 产生的后果
一、引言
交变气 动环境
交变气 动载荷
桨叶弹 性振动
桨叶各自由度 一定条件下 旋翼桨叶的
之间的耦合
动力不稳定
动应力— 旋翼疲劳
直升机振动
旋翼运动与机体 一定条件下 直升机机体的
间的耦合
动力不稳定
地面共振 空中共振 传动系统动力不稳定
一、引言
1.4 旋翼设计的特殊性
旋翼的质量及气动不平衡产生作用于桨毂中心处的纵向及横向
激振力及力矩，其频率为1 ，从而引起直升机振动（对旋翼无影响）。 ➢旋翼可能的不平衡
1）制造误差产生的各片桨叶对旋翼中心的质量静矩不相等或相 邻两片桨叶之间的夹角不相等， 离心力不平衡。
2）各片桨叶的气动外形、安装角、扭转变形不相等， 气动不平衡
二、旋翼的主要动力学问题
2.5 旋翼/动力/传动扭振系统动力学问题
➢扭转共振
由旋翼/动力/传动/尾桨组成的机械扭振系统，在直升机地
面开车及飞行时会有从旋翼桨毂上传递的基频为k的交变扭矩
作用在扭振系统上，当扭振系统的固有频率与激振力频率接近 或重合时，在系统中就会产生过大的交变载荷，以至引起传动 系统结构的疲劳破坏。
1）不对称气流 悬停时 旋翼桨叶上的相对气流呈三角形分布，不随方位角变化 前飞时 旋翼桨叶上的相对气流是前飞速度与旋转速度的合成，
合速度的大小及方向各处都不同 因此，旋翼桨叶上的空气动力
时刻在变化
桨盘上的速度分布
一、引言
2）旋翼桨叶的复杂运动 旋翼不仅旋转、前飞，还有挥舞、摆振、变距运动 挥舞运动 桨叶通过挥舞铰上下挥舞，挥舞相对速度使桨叶剖 面迎角变化——桨叶升力实现动态平衡。 摆振运动 挥舞运动引起桨叶前后方向的交变哥氏力，对桨 根产生很大交变力矩，因而在桨根又设置了摆振铰， 允许桨叶前后摆振——由此引起地面共振。 变距运动 为了改变旋翼拉力的大小和方向，需通过变距铰改变 桨叶桨距，实现对直升机的飞行操纵。 挥舞、摆振、变距运动使桨叶的运动及空气动力更加复杂
I
I
K ——绕挥舞铰的弹性
约束刚度
一般铰接式旋翼基阶固有频率 1 (1.03 ~ 1.04)
UH-60A直升机： 1 1.035 l 4.7%
二、旋翼的主要动力学问题
● 对于无铰式和无轴承式旋翼桨叶基阶模态可以采用等效 模型来处理以便与铰接式进行比较
1
K (1 l M )Ω2
稳定性越大 ➢只有同时存在摆振阻尼及机体（起落架）阻尼才可能消除地面共振不稳定性
二、旋翼的主要动力学问题
2.直升机空中共振
空中共振是直升机在飞行中出现的旋翼与机体耦合的动不 稳定现象，不稳定源还是后退型摆振运动与机体运动之间的相 互激励，但挥舞运动也起作用，即与空气动力有关，它是直升 机动力学中最复杂的问题之一。 ➢铰接式旋翼在工作转速范围内只可能发生地面共振 ➢摆振柔软的无铰、无轴承旋翼地面、空中共振都可能存在 ➢摆振刚硬式则不存在这个问题
➢气动载荷及桨叶振动惯性力在桨叶剖面中产生交变弯矩、切
力
桨叶疲劳；
其中最大的是一次、二次谐波成分，谐波次数越高载荷幅值越小。
➢从直升机振动的角度考虑：
交变的桨根力和力矩合成起来形成桨毂力和力矩
桨毂六力素；
桨根力和力矩也包含有各阶谐波成分，但仅其中一部分能合成起来
传递给机身，其余都互相抵消了（桨毂是各滤波器）。
I
I
K
、l、M
、I
分别为绕摆振铰的弹簧刚度、摆振铰外伸量、绕
摆振铰静矩及惯矩。
对纯铰接式： K 0，1 (0.2 ~ 0.3),l 约为3%~5%
当采用粘弹减摆器时， 1会显著提高，达到0.6Ω
一般无铰式及无轴承式旋翼 1 (0.6 ~ 0.7) —摆振柔软式
二、旋翼的主要动力学问题
➢ 从降低直升机振动考虑 （1）旋翼桨叶片数K增加时，传给机体的桨毂激振力降低 （2）小速度和高速度飞行时会出现激振力的峰值，特别是消速状态 （3）无铰式旋翼的桨毂激振力矩往往要比铰接式高 （4）如果能合成桨毂激振力的桨叶载荷谐波次数与桨叶固有频率接
近，则桨毂激振力加大。
二、旋翼的主要动力学问题
合成后的桨毂六力素在固定坐标系中的频率为 k 的整数倍（Nk ），
k 称旋翼主通过频率
直升机的振源。
二、旋翼的主要动力学问题
旋翼桨叶的气动载荷及其响应是直升机空气动力学及动 力学中最复杂的问题，预估准确度低。特别是低速和高速飞 行时振动载荷预估的准确度更低。 ➢ 降低旋翼振动载荷的措施 （1）避免共振 （2）气动载荷越接近某阶模态，这阶模态的响应就越大（负扭转） （3）提高外载与振型函数的正交性——改变气动载荷的分布 （4）过轻的桨叶对动应力不利
旋翼主要有：挥舞/摆振动不稳定性 变距/挥舞动不稳定性——经典颤振 变距/摆振动不稳定性
动不稳定性分析主要采用特征分析法，建立运动方程后解出其特征 值及特征向量，特征值实部为正时系统是不稳定的，不稳定区的下边界 称为临界转速。
二、旋翼的主要动力学问题
2.4 旋翼与机体耦合的动力稳定性
1.直升机地面共振
无反作用型：与机体没有耦合 集合型：挥舞运动与机体垂直向运动相耦合
摆振运动与桨毂中心的扭转运动相耦合 周期型：挥舞运动与桨毂中心有纵、横向角位移的机体运动相耦合
摆振运动与桨毂中心有纵、横向水平位移的机体运动相耦合
二、旋翼的主要动力学问题
2.2 旋翼的振动载荷
➢当直升机具有水平速度时（前、侧、倒飞），即使是在定常状态， 由于旋翼旋转与飞行速度的叠加： ——桨叶剖面的切向速度是随方位角而周期变化的 ——诱导速度分布不均匀 ——气动干扰、失速、压缩性影响 造成旋翼的气动环境及其复杂，从而使桨叶的气动载荷必然是周期变化的
和试飞，这也是直升机研制成本高、周期长的主要原因。 （4）旋翼的某些结构动力学特性及其参数还与直升机的飞行动力学
特性直接相关——旋翼操纵功效、角速度阻尼、迎角静稳定 性——也对设计有影响。
二、旋翼的主要动力学问题
2.1 旋翼动特性
2.1.1桨叶固有特性
➢旋翼动特性主要指旋翼桨叶的固有振型以及对应的固有 频率（模态特性） ——它是研究旋翼动力学问题的基础 ——对直升机动力学，甚至飞行力学都有重要影响
➢集合型
各片桨叶的相位差0或2 的整数倍
二、旋翼的主要动力学问题
➢周期型（后退型、前进型）
各片桨叶的相位顺旋转方向
依次递增 2 / k ——后退型
各片桨叶的相位顺旋转方向
依次递减 2 / k ——前进型
二、旋翼的主要动力学问题
➢无反作用型
相位依次递增或递降
➢不同的整体振型与机体耦合关系不同
旋翼摆振
1
摆振后退型
1
水平激振力
1
机体在起落架上的振动
b
当 1 b 时，整个系统出现不稳定
➢地面共振是直升机在地面开车、滑行、滑跑时发生 ➢地面共振只可能在摆振柔软旋翼的摆振后退型固有频率与机体在起
落架上的振动频率重合或接近时发生 ➢不稳定源是两个运动之间的相互激励，能量来源是旋翼的旋转动能 ➢桨叶摆振固有频率越低，桨叶总质量与直升机总质量之比越大，不
➢旋翼桨叶由三个方向的运动——挥舞、摆振、扭转，相应有 这三个方向的固有特性，在有些情况下这三个方向的固有模 态之间存在着耦合。
➢旋翼动特性与旋翼型式密切相关——即与桨毂型式有关
二、旋翼的主要动力学问题
2.1.2 旋翼桨叶动特性的计算
➢桨叶动特性可以采用有限元或其它方法进行计算，并通过试验验证 ➢计算所用原始参数是桨叶的质量、刚度分布，质量刚度计算结果也
直升机旋翼技术及其发展
主要内容
1、引言 2、旋翼的主要动力学问题 3、旋翼技术的发展 4、新概念、新构型旋翼
一、引言
1.1 旋翼的功用
➢产生直升机飞行所需的力——升力面 ➢实现直升机的操纵——操纵面
旋翼总拉力
桨尖平面前倾
驾驶杆前移
旋翼总拉力
桨尖平面前倾
驾驶杆左倾
一、引言
1.2 旋翼的工作特点
（1）旋翼气动环境的特殊性
高速飞行时，前行桨叶的压缩性及后行桨 叶的动态失速也使桨叶迎角剧烈变化
即使在定常飞行状态下，旋翼产生的气动 载荷也是周期交变的
这些因素给旋翼流场、涡系描述、气动力建模及气动力测试 带来很大困难
一、引言
（2）旋翼桨叶本身的特殊性
➢离心力场中细长、刚度很低的弹性体——容易产生振动响应 ➢桨叶固有频率难以做到远离激振力频率——容易引起共振 ➢旋翼桨叶各运动自由度之间及旋翼与机体之间存在 着复杂的耦合关系
二、旋翼的主要动力学问题
➢扭振系统的耦合动稳定性
传动链机械扭振系统在扭振时与发动机燃调系统相耦合，形成的 闭环系统在一定的条件下会成为动不稳定。
系统扭振
燃调系统转速传感器脉动
功率涡轮扭矩脉动
供油量脉动
通过调节燃调系统的增益和桨叶减摆器提供的阻尼来消除
二、旋翼的主要动力学问题
2.6 旋翼1激振力
2.3 旋翼动力稳定性
旋翼桨叶有挥舞、摆振、扭转（变距）等运动自由度，这些自由 度之间存在着复杂的耦合关系，包括气动、惯性、结构、几何（运动） 等不同性质的耦合，在一定条件下，由于这些耦合两个自由度运动之间 会有相互激励作用，即一个自由度运动对另一个自由度作用力作正功， 输入能量，如果这个激励作用作用超过了系统阻尼，就会引起系统的发 散运动，出现动不稳定性。
I
I
K ——当量弹簧刚度
l ——当量挥舞铰外伸量
等效铰模型
一般无铰式和无轴承式旋翼在额定转速时
1 (1.08 ~ 1.15)
当量挥舞铰外伸量 l 约为 11%~21.5%