FH-1共轴式无人直升机

“FH FH--1”

无人无人直升直升直升机系统机系统机系统

北方天途航空技术发展北方天途航空技术发展（（北京北京））有限公司有限公司

2010年9月

一、用途及功能

用途：

“FH-1”无人直升机是经多年科研攻关，自主研发的具有国内先进水平的小型无人直升机。该机采用共轴双旋翼形式，目前在国内，该技术居领先或独有的地位。该机具有尺寸小、结构紧凑、悬停效率高的特点。可在较小的陆地和甲板上起飞和降落，陆地和海上运载方便，可广泛应用于图像传输、对地观测、电子对抗、数据通讯、海上作战、中继转发、空中监测、电力巡线、高压架线、航空摄影等领域。

功能：

1．可以对任务侦察区域在不同高度进行侦察摄像，将图像实时下传。

2．夜间对任务侦察区域，在不同高度进行红外摄像。

3．可以利用无线电测控系统进行自主程序飞行，减轻操作手的负担，又可提高飞行航线精度和目标定位准确性。

二、主要特点

自动起飞

定位降落

稳定悬停

空中任意回转

有效载荷大

续航时间长

飞行稳定性强

低速近距拍摄

抗风能力强

该机采用了独创专利技术：共轴式直升机机械增稳系统。该系统显著增加了无人直升机的飞行稳定性和操纵性。

该机机身采用了独特的金属盒形结构， 机身既是承力结构又是油箱和机载设备舱，结构紧凑，空间利用率高。

该机在国内外首次采用左右对置安装2台活塞发动机的布局形式，改善了发动机的维护性和工作环境，减小了发动机对设备的干扰。在一台发动机出现故障时，另一台发动机可保证飞行器安全降落，提高了飞行器的安全性。

三、主要技术指标

几何参数几何参数：：

旋翼直径 2.6 米

桨叶片数 2×2

起落架跨度 0.8 米

机高 1.3 米

发动机功率 2×15 马力 重量重量：：

空机重量 50 公

斤 任务载重+ 燃油

40 公斤 最大起飞重量

90 公斤 飞行性能飞行性能：：

海平面最大平飞速度 100 公

里/小时 海平面巡航速度 60

～70公里/小时 风力（飞行时） 60

公里/小时 （阵风70公里/小时） 风力（起降时） 36

公里/小时（无阵风） 悬停升限 1500

米 动升限 2500 米

续航时间（速度为60公里/小时）

2 小时（15升油） 2.6 小时

（20升油） 3.3

小时（25升油） 最大航程（速度为60公里/小时）

120 公

里（15升油） 150 公里（20升油）；

190 公里（25升油）

燃料:97号车用汽油＋全合成机油 50:1

启动方式

启动方式

12v（45Ah以上）直流车用电瓶地面启动。发动机自带启动电机。

“FH-1”无人直升机内部结构

与相同重量的单旋翼直升机相比，共轴式直升机具有如下优点： 旋翼直径小（因采用两副旋翼）；

总体尺寸小，机身可完全在旋翼桨盘的范围内。对起降场地（单旋翼直升机的尾桨部分必须超出桨盘部分）；

无需尾桨，通过上下旋翼平衡反扭矩。没有尾桨的功率损耗（单旋翼直升机尾桨在悬停时最多可消耗总功率的15%。）；

消除了由于尾桨带来的事故隐患（具有关资料显示，尾桨故障占整个直升机的20%左右）；

气动效率高。根据有关资料显示：共轴式直升机在悬停、中低速

飞行时的气动效率高。这正是无人直升机的主要作业状态； 由于气流对称，共轴式直升机纵横向运动的固有气动耦合小，更有利于实现直升机的飞行自动控制；

由于体积小、结构紧凑，共轴式直升机在相同重量下较单桨直升机更便于应用，可在更小的场地起降，可用更小的地面汽车运载。

“FH-1”无人直升机三面图及部位安排

四、系统组成

“FH-1”无人直升机系统主要由飞行平台系统、飞行控制系统、遥控遥测系统、载荷设备等组成。

（一）飞行平台系统

1. 机体结构

“FH-1”无人直升机设计在结构上力求简单可靠，最大限度地降低空机重量，并充分利用机身的空间容积。

机身采用钣金盒形件结构，分为前、中、后三个盒形框。中框为传动系统、发动机、操纵系统的支撑结构，内有燃油箱，使得油量的变化不影响全机重心的水平位置。

前后盒形框内安装飞控计算机、传感器、电源及任务载荷等设备。该设备为遥控飞行（或自主飞行）的基本控制设备。外加的任务载荷如摄像机、天线等可安装在盒形框底部。盒形框底部预留安装孔可根据载荷尺寸、形状进行安装。

后盒形框后端安装尾架。尾架后段安装水平尾翼和垂直尾翼。尾翼的主要功能是提供航向稳定性或操纵性。

机身蒙皮与机身盒形框用螺栓连接，拆卸方便。蒙皮的作用为

减小前飞时的气动废阻力。如在低速飞行时也可不装蒙皮。蒙皮采用玻璃钢薄壁结构形式。降低前飞时的废阻力，从而降低直升机前飞时的需用功率，提高前飞速度。

2. 动力装置

“FH-1”无人直升机的发动机选用2台活塞式发动机，发动机单台功率15马力，为双缸水平对置，强制风冷、离心式离合器、电启动。每台发动机可独立输出12V、50W的直流电和70瓦的交流电。货源可靠。

采用两台发动机的模式可提高直升机的飞行可靠性，即当一台发动机停车后，另一台发动机可使直升机维持飞行、返回地面。

3. 旋翼系统

旋翼系统包括桨叶和桨毂，直升机通过旋转的桨叶产生升力来平衡重量和飞行阻力，同时产生前后左右的操纵力。

旋翼系统采用的翘翘板式。其特点是，省去了垂直铰和水平铰，只用一个悬挂铰，旋翼桨盘相对于旋翼轴的挥舞通过悬挂铰的摆动来实现。

4. 操纵系统

操纵系统主要包括舵机、变距拉杆、自动倾斜器等部件。舵机通过操纵系统实现旋翼的总距、周期变距和航向操纵。操纵系统用于控制直升机的姿态和航迹，改变直升机的运动状态。

5. 传动系统

传动系统的功能是：将发动机的动力按总体设计规定的路径、转速及转向传递给旋翼。传动系统由离合器、减速器、旋翼轴组成。其

功能是将发动机的输出功率按规定的传动比和方向传到旋翼轴。 6.起落架

起落架采用常规的滑橇式起落架，制造材料为高强碳纤维材料。由模具加温固化成形。特点是重量轻、承载大。在起飞和着陆时，起落架对整个机身起到缓冲作用。

（二）飞控导航系统

FH-1无人直升机飞行控制和导航系统（自动驾驶仪） 采用动态逆技术、H∞算法和扩展“卡曼”滤波技术。该技术达到国际先进水平。可以实现自主起飞、自主降落、自主任务飞行和地形匹配飞行等功能。

该系统在导航方面使用自适应扩展卡尔曼(EK F)算法,把IMU、地磁传感器、GPS、气压高度计和地形匹配高度计等传感器的数据进行深度融合,在恶劣条件下也可得到高精度高可靠的导航数据。

在建模方面使用了参数辨识算法,只需要采集手动飞行的数据

便可以自动建立精确的直升机模型,然后生成控制器。不需要复杂的数学推导。减小了自动驾驶仪集成的风险,减少了集成的时间。

控制方面使用了自适应鲁棒控制。对风切变、任务负载突然变化等干扰有很强的鲁棒性,保证了飞行的安全。对机械磨损任务负载、重心等变化有很强的自适应性,保证了飞行的精度和安全。控制器可以进行速度控制也可以进行姿态控制,姿态控制有效的保证了恶劣条件下的飞行安全。

引导方面有遥控手柄、航路点和地形匹配等引导功能。在遥控手柄引导模式下可以根据遥控手柄的输入量产生引导数据,在保证安全飞行的前提下实现对飞机的速度控制。在航路点引导模式下直升机可以根据3D 航路点产生引导数据,实现直升机的3D 飞行。在地形匹配模式下可以根据地形数据产生引导数据,实现直升机的地形匹配飞行。

飞控导航系统的主要优点

姿态和速度控制。正常情况下使用姿态稳定和速度控制,在出现较大的干扰情况下使用速度稳定和姿态控制,大大增加了飞行安全。 实现了遥控手柄、航路点和地形匹配引导功能。可以由外环生成内环控制指令。

通过自适应扩展卡尔曼(EK F)滤波实现GPS/I N S捷联组合导航,对飞行负载、重心等变化的自适应性,大大提高了飞行精度和飞行安全。

5M数据记录空间。(最大可扩展成1G)

导航算法对震动和其他干扰适应能力强。即使在恶劣的震动情况下也能得到满意的导航数据。

使用V x W orks操作系统,实时强,可靠性高,方便裁减,方便在不同硬件平台上移植。对硬件的依赖性低。

硬件和接口：

嵌入式计算机系统

A R M920T内核处理器

32 M B F las h(最大可扩成1G)存储器

64M B S DR AM 内存

GPS接收模块

接收器类型:L1 频率,16通道,可差分.

位置精度:2.0m C EP

冷起设定时间:40s

IMU

3 陀螺:+/- 100deg/s

3 加速度计：+/- 4g

接口

12通道PWM输入(12位精度)

12通道PWM输出(12位精度)

5 路12 位精度的模拟量输入 5路数字I/O通道(高3.3V,低0V) R S-232 接口：地磁传感器

R S-232 接口：数据链

2个R S-232接口：用户任务设备

1 个以太网接口: 用于调试

参数

控制精度：水平2.5m，垂直1.8m，航向1.5 度

前飞速度：<25m/s(空速),爬升速度<4.5m/s,侧飞速度<4.5m/s.

尺寸：107×101×117mm

重量：1405 g

功耗:412 m A(12V)(不包括舵机用电)

工作温度：-25 ℃～65 ℃

主要指标：

导航：

GPS更新速率：1H z

航点模式下可移动伺服舵机、可改变高度、空速；用户可自定义待命航线和错误处理方式、缓冲区可存储多达1000个航点命令。

（三）遥控遥测系统

遥控遥测系统主要由遥控遥测发射机、遥控遥测接收机、天线组成。地面发射机通过天线与机载接收机通讯，并将得到的信息通过地面计算机显示。机载接收机通过天线得到地面上行的指令并传送到机载计算机执行。

硬件基本配置：

数传电台(R S232接口，波特率在4800以上)；

发动机转速传感器（0-3V脉宽信号或0-5V电压模拟信号）； 发动机温度传感器；

油量传感器；

电源；

地面站遥测的数据有：

直升机速度、姿态、GPS星数、航路点属性；

发动机转速、电池电压、链路告警、油量；

当前指令，各个关键传感器的状态；

地面站控制界面

FH-1共轴式无人直升机

“FH FH--1” 无人无人直升直升直升机系统机系统机系统 北方天途航空技术发展北方天途航空技术发展（（北京北京））有限公司有限公司 2010年9月

一、用途及功能 用途： “FH-1”无人直升机是经多年科研攻关，自主研发的具有国内先进水平的小型无人直升机。该机采用共轴双旋翼形式，目前在国内，该技术居领先或独有的地位。该机具有尺寸小、结构紧凑、悬停效率高的特点。可在较小的陆地和甲板上起飞和降落，陆地和海上运载方便，可广泛应用于图像传输、对地观测、电子对抗、数据通讯、海上作战、中继转发、空中监测、电力巡线、高压架线、航空摄影等领域。 功能： 1．可以对任务侦察区域在不同高度进行侦察摄像，将图像实时下传。 2．夜间对任务侦察区域，在不同高度进行红外摄像。 3．可以利用无线电测控系统进行自主程序飞行，减轻操作手的负担，又可提高飞行航线精度和目标定位准确性。

二、主要特点 自动起飞 定位降落 稳定悬停 空中任意回转 有效载荷大 续航时间长 飞行稳定性强 低速近距拍摄 抗风能力强 该机采用了独创专利技术：共轴式直升机机械增稳系统。该系统显著增加了无人直升机的飞行稳定性和操纵性。 该机机身采用了独特的金属盒形结构， 机身既是承力结构又是油箱和机载设备舱，结构紧凑，空间利用率高。 该机在国内外首次采用左右对置安装2台活塞发动机的布局形式，改善了发动机的维护性和工作环境，减小了发动机对设备的干扰。在一台发动机出现故障时，另一台发动机可保证飞行器安全降落，提高了飞行器的安全性。 三、主要技术指标 几何参数几何参数：：

旋翼直径 2.6 米 桨叶片数 2×2 起落架跨度 0.8 米 机高 1.3 米 发动机功率 2×15 马力 重量重量：： 空机重量 50 公 斤 任务载重+ 燃油 40 公斤 最大起飞重量 90 公斤 飞行性能飞行性能：： 海平面最大平飞速度 100 公 里/小时 海平面巡航速度 60 ～70公里/小时 风力（飞行时） 60 公里/小时 （阵风70公里/小时） 风力（起降时） 36 公里/小时（无阵风） 悬停升限 1500 米 动升限 2500 米 续航时间（速度为60公里/小时） 2 小时（15升油） 2.6 小时 （20升油） 3.3 小时（25升油） 最大航程（速度为60公里/小时） 120 公 里（15升油） 150 公里（20升油）； 190 公里（25升油）

蜜蜂28(M28)无人直升机系统框图介绍

蜜蜂28（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无人直升机参数介绍 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

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10－180Km M28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。 以下就从分系统方面作一下详细介绍。 二、动力系统 1.发动机 目前M28使用的发动机是奥地利生产的Rotax912S四缸四冲程发动机，发动机最大起飞功率100马力，最大持续功率95马力，可以达到海拔3000m高度 Rotax912S 2.发电机 发电机采用德国Bosch的专用发电机，可以向有效载荷提供12伏和24伏高达600瓦的电力。

共轴双桨无人直升机

飞行器名称：SERVOHELI 260共轴双桨汽油动力直升机 产品介绍： 复合式共轴双桨无人直升机是我公司经多年科研攻关，自主研发的具有国际先进水平的小型无人直升机。 该机完全自主研发，更改了俄式共轴通过桨距离差改变航向的结构缺陷，采用共轴双主旋翼形式复合了尾桨设计，使安全和飞行稳定性、环境适应性均有所提高，在结构上实现俄式共轴体积无法小型化的弊端，使直升机完成不炸桨情况下的安全伞降回收。目前在国内，该技术居领先或独有的地位。这款无人直升机在2011年国际无人机大赛上取得佳绩，拥有完全知识产权。截止2012年3月，这款复合式共轴双桨直升机已经申请到国家知识产权局发明专利2项，实用新型专利1项，外观设计专利2项。 几何参数：

机体长度：1800mm 机体宽度：300mm 机体高度：600mm 旋翼直径：1600mm 起落架跨度：400mm 桨叶片数：2×2 发动机功率：26 cc 重量： 空机重量：16公斤 任务载重：5公斤 最大起飞重量：25公斤 飞行性能： 海平面最大平飞速度：80 公里/小时 海平面巡航速度：50～60公里/小时 风力（飞行时）：40公里/小时（阵风50公里/小时） 风力（起降时）：26公里/小时（无阵风） 实用升限：1800 米 最大续航时间：1 小时 燃料:97（93）号车用汽油＋高级摩托车2冲程油 启动方式： 12v（45Ah以上）直流车用电瓶地面启动。发动机自带启动方式。实现目标： 同级别直升机任务载重提高到130%； 抗风飞行能力比传统直升机提高150% 安全性比传统单旋翼直升机提高400%； 安定性能在结构上不依靠平衡仪的情况下实现自主悬停。 主要特点：

民用微型共轴无人机历史现状和前景

民用微型共轴无人机历史现状和前景 图：旋翼类共轴无人机。 本文的目的：1、介绍什么是无人机。2、介绍微型无人飞行器的历史。3、介绍民用微型飞行器市场的目前状况。 首先，无人机就是不载人的飞行器，而说到飞行器，通常我们把飞行器分为三类。 1、固定翼（fixed wing）。平时坐的波音747空客A380，还有F-16歼-15之类的都是固定翼飞机。顾名思义就是翅膀形状固定，靠流过机翼的风提供升力。动力系统包括桨和助推发动机。固定翼根据机翼尺寸的不同还有很多小的分类，在此不细说。固定翼飞行器的优点是在三类飞行器里续航时间最长、飞行效率最高、载荷最大，缺点是起飞的时候必须要助跑，降落的时候必须要滑行。 2、单旋翼直升机（helicopter）。特点是靠一个或者两个主旋翼提供升力。如果只有一个主旋翼的话，还必须要有一个小的尾翼抵消主旋翼产生的自旋力。为了能往前后左右飞，主旋翼有极其复杂的机械结构，通过控制旋翼桨面的变化来调整升力的方向。动力系统包括发

动机、整套复杂的桨调节系统、桨。直升机的优点是可以垂直起降，续航时间比较中庸，载荷也比较中庸。缺点是极其复杂的机械结构导致了比较高的维护成本。 3、微型旋翼飞行器（multi-rotor）。空机重量小于7公斤，具有两个或者更多个旋翼的直升机，也能垂直起降，多旋翼主要利用相反方向转动的旋翼来克服反扭矩，这种飞行器操作简单，如果是共轴双旋翼飞行器，同样基本的动力源，任务载荷要大于单旋翼的飞行器30%左右。下图是共轴无人直升机的动力系统结构，共轴双旋翼的优点是控制简单，能垂直起降，任务载荷大，缺点是结构重量偏大。 图：旋翼类共轴直升机。 上文谈到了三种飞行器外形和续航时间的不同点，这里要再说一些更理论的不同之处。 首先，固定翼是自稳定系统，简单说就是固定翼飞上天、助推发动机稳定工作之后，不需要怎么控制，固定翼就能自己抵抗气流的干扰保持稳定。此外对于飞行器姿态控制来说，固定翼是完整驱动系统，意思是它在任何姿态下可以调整到任何姿态，并且保持住这个姿态（当然失速的时候不可以，但是失速是特殊情况，我们也可以忽略……）。 其次，单直升机是不稳定系统，飞上天之后如果不施加控制，一阵风吹来就翻了。不过还好的是，直升机也是完整驱动系统，可以自由调整姿态。这是因为直升机的桨面不但可以产生相对机身向上的推力，也可以产生相对机身向下的推力。而且直升机没有失速的问题，什么时候都能调整姿态，可以在天上如散步一般自由运动。所以直升机虽然不稳定、很难控制好，但是姿态翻了的时候完全可以控制回到正常的姿态。

共轴双桨飞行机器人

龙源期刊网 https://www.wendangku.net/doc/574234054.html, 共轴双桨飞行机器人 作者：伍锡坤易重桂袁帅 来源：《物联网技术》2017年第04期 摘要：针对现实生活中，飞行机器人易因碰撞而“机毁人亡”的问题，文中设计了一款共轴双桨飞行机器人。该产品具有结构简单，气动特性对称，机动性好，外廓尺寸紧凑等特点，可广泛应用于我国东北部地区，具有良好的社会效益与经济效益。 关键词：共轴双桨飞行机器人；GPS 0 引言 现今研究中，飞行机器人在障碍物较多的环境中的保护措施主要是增加外框对机器人进行保护。图1所示的防护方式采用泡沫材质的外框对四轴飞行器的四个螺旋桨进行保护。该保护形势可有效保护在平飞过程中产生的碰撞问题。但由于底部、顶部缺少保护，如上部有柔性的树叶树枝等障碍时会被螺旋桨的吸力吸附，而飞行器可能会因缠绕螺旋桨产生碰撞毁损。 图2所示的飞行机器人则具有全方位的外围保护网，该种形式的保护笼原理上可以保护因各方向撞击造成的损害，但由于同时存在4部螺旋桨系统因此体积往往具有冗余空间，且四台电机中任意一台出现问题就会让整个飞行机器人瘫痪，因此在电机可靠性系数相同的情况下，可靠性反而低于只有一台推进器的飞行机器人。 共轴双桨飞行机器人可以利用自身惯性导航和GPS定位的优势被应用到许多复杂的环境之中，最典型的例子就是森林搜索与救援。传统的飞行器如果与障碍物直接相撞就会“机毁人亡”，而且复杂环境对螺旋桨的气流影响也会干扰其飞行的稳定性，因此本作品提出一种弹性概念飞行机器人，在复杂环境中飞行和与障碍物发生碰撞时都不会对飞行机器人的稳定性产生太大干扰。 1 工作原理 共轴双桨飞行机器人可以利用自身惯性导航和GPS定位的优势被应用到许多复杂的环境中。文中设计了一种弹性概念飞行机器人。该机器人的关键技术包括一个被保护在两个碳纤维复合材料防护框架中的共轴双桨推进系统和一套三轴平衡系统。内部框架包括传统的推进和稳定系统，使得飞行器在空中可以形成一个方向向上的力，抵抗微小的扰动；外部框架用于保护内部结构不受外部物体接触，不会过多的影响推进系统。弹性概念飞行机器人结构如图3所示。 这种结构设计可以让机器人的重心稳定保持在球型结构的几何中心，当发生碰撞时这种活动的结构可使飞行器与障碍物之间的摩擦力最小，使得碰撞对机器人飞行姿态的影响最小。基

双桨共轴直升机

双桨共轴直升机 双桨共轴直升机 目录 ??双桨共轴直升机发展历程 ??双桨共轴直升机的特点 双桨共轴直升机发展历程[回目录] 卡52双桨共轴直升机 美国宣布研制共轴式高速直升机X2后，在新闻界产生很大反响，引起世界航空专家的关注是，共轴式直升机一直是俄国人独占领域，是卡氏直升机家族的拿手绝活，美国等西方国家多年来无人涉足。这一次，一向以生产单旋翼直升机而著称的美国西科斯基公司，突然宣布发展共轴式直升机。在共轴式直升机领域同俄国人较起劲来，估计对俄国人的心理冲击不小。 实际上美国在共轴双旋翼直升机的起步并不晚，美国西科斯公司的创始人西科斯基早在1909年就开始建造他的第一架共轴双旋转翼直升机，与其它直升机先驱们一样，他所面临的引擎马力不足及有效控制直升机等问题一直无法获得解决，因此他在1910年放弃直升机转而往固定翼飞机的建造方面发展。1938年，已经在美国联合直升机公司工作多年的西科斯基组建专门的公司研制直升机，单旋转翼直升机就是在此时期，因为西科斯基的成功变成美国军方直升机型式的主流。但是西科斯公司本身却一直没有放弃

对共轴直升机技术的研究。上世纪70年代，同样采用同轴共桨的 S-69（军用代号 XH-59A）就参加了 LHX（实验轻型直升机计划）竞争。在2005年，西科斯基公司展示过它的共轴式“X2技术起重直升机”(X2 Technology Crane)。X2高速直升机是在相同技术概念下发展的攻击型直升机。 就在美国军方因单旋翼直升机的成功而逐步放弃共轴直升机的发展时，前苏联却在该领域获得了相当大的成功。1949年，由卡莫夫直升机公司制造为前苏联海军研制的卡-10轻型直升机问世，它奠定了前苏联共轴直升机的基础。根据军方的需要，卡莫夫在卡-10的基础上增大了机体，结构设计也更加复杂，得到了新型的卡-15（1953年）、卡-15M（1956年），作战型的卡-25（1961年）、卡-27（1973年）和卡-28；运输/战斗型卡-29（1976年）。从卡-15的研制成功，标志着前苏联实用型岸基直升机时代的开始，卡-15与其发展型在海军和国内服役长达20年之久。而令人感到有趣的是，难道只有俄国血统的人对双桨共轴直升机的研发具有天份？因为西科斯基公司的主要创始人之一西科斯基是俄裔美国人。 双桨共轴直升机的特点[回目录] 直升机双桨共轴式布局的优点 直升机双桨共轴式布局的优点很多： 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。前苏军在阿富汗的作战经验表明，作战中损失的苏军直升机有30%与尾桨有关。主要是：尾桨的弹伤或异物损伤；承载的尾梁损伤；长距离的尾桨传动轴系损伤等。共轴式直升机因取消了尾桨，所以不仅和与尾桨有关的损伤无缘，而且也可节省尾桨所耗用的额外功率。这带来了更方便的维护和更强的生存能力，比如俄国的卡-50机身后半部分的结构主要是出于气动布局的需要，即便该部分被击毁，直升机依然可以进行正常的飞行。 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。 外廓尺寸紧凑。在提供同样升力的情况下，共轴直升机的外廓尺寸自然要比单翼直升机要小，因此雷达识别特征和目视识别特征就小，便于隐蔽；外廓尺寸小，受弹面就小，战斗损伤概率也小。由于共轴双桨没有尾桨，短短的尾撑用于支持垂直安定面，后者在前飞中提供像固定翼飞机一样的气动控制，减小周期距控制的负担。由于共轴双桨的机身短，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