民机标准研究项目研究报告——直升机旋翼锥体与动平衡仪校准规范

编号：分类号：

部门编号：

基层编号：密级: 内部

民用飞机专项科研报告

《直升机旋翼锥体与动平衡仪

校准规范》民机标准研究

Commercial Standard Research of Calibration specification for Helicopter Vibrex Track and Balance System

（初稿）

×××所

（2014-6-23）

辑要页

密级：内部报告题名《直升机旋翼锥体与动平衡仪校准规范》民机标准研究报告编号报告密级内部

部门编号分类号

基层编号

作者（学衔或技术职称）侯秀波（高级工程师）

总页数

完成单位哈尔滨飞机工业集团有限责任公

司

审查批准人（学

衔、职务或技术

职称）

叙词

摘要：

本项目深入的研究分析了各类型直升机旋翼椎体与动平衡仪测量原理，提炼出直接影响直升机旋翼椎体与动平衡仪测量结果的主要技术参数。并依据测量原理设计了模拟被校设备的测量过程：用满足校准技术要求的计量标准设备模拟输出主要技术参数相关信号，完成直升机旋翼锥体与动平衡仪的校准方案。依据此方案研究制定的校准规范为校准直升机旋翼锥体与动平衡仪提供了统一适用的校准标准和方法，解决了因标准缺失导致的直升机旋翼锥体与动平衡仪的维护和校准困难的问题，保证了校准结果的通用性和准确性。

关键词：旋翼锥体；动平衡；校准；规范

完成日期：2010年5月12日

英文摘要：

This project got across to study and analyze profoundly for the principium of kinds of helicopter vibrex track and balance system, educe direct influence the mostly technology parameter of the helicopter rotor centrums and the dynamic balance measure results. And devise according as the measure principium for simulating calibrated apparatus’ measure course: Use the measuring standard equipment of the satisfying calibration technology require to simulate exporting the mostly technology parameter correlative signal, to finish the calibrating scheme of the helicopter vibrex track and balance system according to the research of the calibration specification. This project provide the unified and applicative calibration standards and method for the helicopter vibrex track and balance system. The calibration method solved the difficult problems of maintenance and calibration in the helicopter vibrex track and balance system as a result of lack of the standard, and ensures the universality and accuracy of the calibration results.

Key words: Rotor Track；Dynamic Balance；Calibration；Criterion

翻译：史继楠

审校：侯秀波

目次

1 引言（黑体，小四号） (1)

1.1 任务来源（黑体，小四号） (1)

1.2 项目背景 (1)

1.3 目的与意义 (1)

1.4 研究范围和内容 (2)

1.5 研究途径和方法 (2)

1.6 预期研究成果 (2)

2 国内外技术现状分析 (2)

2.1 直升机旋翼锥体与动平衡技术简介 (3)

2.2 国外技术发展现状 (3)

2.3 国内技术发展现状 (3)

3 关键技术环节分析 (4)

4 国内外标准现状 (6)

4.1 国外标准现状 (6)

4.2 国内标准现状 (6)

5 标准需求分析 (6)

6 标准草案关键技术分析 (6)

6.1 标准框架分析 (6)

6.2 标准内容分析 (6)

6.2.1 范围 (7)

6.2.2 引用文件 (7)

6.2.3 术语和定义 (7)

6.2.4 计量性能 (7)

6.2.5 校准条件 (8)

6.2.6 校准项目 (9)

6.2.7 校准结果处理和复校时间间隔 (9)

7 技术指标的验证试验 (9)

8适航性要求分析 (12)

9标准实施能力分析 (12)

9.1 关键技术指标处理 (12)

9.2 引用标准关系处理 (13)

9.3 标准贯彻实施 (13)

9.4 标准化效果分析 (13)

10结论与建议 (13)

[参考文献] (14)

《直升机旋翼锥体与动平衡仪校准规范》民机标准研究

1引言（黑体，小四号）

1.1 任务来源（黑体，小四号）

本项目来自于工业和信息化部批复的民机科研专项“民用飞机标准规范研究”中的项目。

1.2 项目背景

旋翼是直升机赖以飞行的主要升力源。各片桨叶的制造误差、桨叶的安装角或扭转变形会引起旋翼不平衡现象，进而引起各片桨叶的锥度角不相等，即旋翼的不同锥度。旋翼的不同锥，会进一步形成激振力，不仅会使操纵系统产生振动影响操纵，而且会使直升机的主要受力部件因产生疲劳而降低寿命，严重时可能造成疲劳断裂，危及飞行安全。旋翼锥体和动平衡的测量和调整一直是直升机生产、使用过程中必须经常检查的重要项目，它的准确与否会直接影响直升机飞行安全性。

直升机旋翼锥体、动平衡相关参数的测量是由专用的测量设备完成的，整套设备一般包括测量飞机动平衡数据的动平衡仪和测量旋翼锥体参数的频闪仪。由于旋翼锥体和动平衡的测量需要在旋翼转动时甚至是在直升机飞行的状态下进行测量，所以旋翼锥体与动平衡仪的工作环境十分恶劣，剧烈的振动、潮湿、酷热、严寒和频繁的使用，造成设备故障率居高不下，测量结果的可信程度降低，计量测试机构既需要对其进行有效的设备维护又需要进行定期的参数校准，研究和制定这类测试设备统一的计量测试标准和校准规范，可以最大限度的保证其校准数据的可信性、使设备在使用中的测量结果准确可靠并尽量延长其使用寿命。

1.3 目的与意义

通过开展本项目，针对直升机企业旋翼锥体与动平衡仪的校准面临的现状研究并制定出统一适用的校准技术、校准标准并据此编制校准规范，不仅可以保证在用的旋翼锥体与动平衡仪测量结果的准确可靠，保证直升机企业制造、研制和生产的直升机的质量和飞行安全，而且可以为各计量机构或校准实验室提供统一的参考技术标准，使校准数据可以相互参照、比对，提高该类测量被校准结果的量值传递和量值溯源能力。更重要的是可以为旋翼锥体与动平衡仪的研制、开发

提供统一的技术标准，对今后此类设备及设备校准技术的有序发展有重要的意义。

1.4 研究范围和内容

本项目主要研究的是制定针对直升机旋翼锥体与动平衡仪的测量参数进行可靠通用的校准方案，研究的范围主要包括直升机旋翼锥体与动平衡仪的工作原理、主要技术参数的提炼、校准用标准器的选择、校准方法的确定、校准数据的处理以及校准规范的建立。研究的具体内容如下：

1）根据各类旋翼锥体与动平衡仪的测试方法及原理，研究并确定其基本的计量特性及计量技术参数；

2）根据计量特性和技术参数的要求研究并确定校准适用的计量标准的参数和技术要求；

3）研究并确定旋翼锥体与动平衡仪各技术参数校准时的方法和过程，其中还包括测量数据的处理和测量结果的表示等内容。

4）制定并完善校准规范文件。

1.5 研究途径和方法

根据旋翼锥体与动平衡仪校准规范研究的范围和内容，研究采用的是理论与实验相结合和的途径，研究方法包括广泛深入学习和分析各类型旋翼锥体与动平衡仪的设计及工作原理，找出各类型旋翼锥体与动平衡仪设计及工作原理的异同点，从而确定哪些参数是决定测量结果准确与否的最重要的参数；对各参数进行有针对性的测试实验和数据分析得到各参数的实用技术标准要求其中包括通过实验数据分析，实现振动速度值、振动加速度值和信号电压值的换算，实现振动参数的有效测试和校准；通过对各种计量标准设备的研究和实验选择并确定满足被校设备特殊技术要求的计量标准设备；通过对实验确定校准的具体过程并通过对实验数据的分析和总结得出校准数据适宜的处理方法。

1.6 预期研究成果

本项目研究的目标是完成直升机旋翼锥体与动平衡仪计量测试标准的确立以及校准规范的编制并发布，以期从计量测试的角度解决该类仪器困扰多年的校准难题，使计量部门可以为广大直升机用户提供量值准确可靠的直升机旋翼锥体与动平衡仪测试校准服务。

2国内外技术现状分析

2.1 直升机旋翼锥体与动平衡技术简介

直升机旋翼锥体与动平衡仪用于测量直升机动平衡状态参数。直升机动平衡状态的各种信号都是通过安装在机身上的传感器捕获并提供给直升机旋翼锥体与动平衡仪的。旋转机械的重量不平衡在机械运转时将产生1次/转的振动，直升机旋翼或尾桨的振动信号可以通过振动传感器测量。振动传感器捕获的信号非常复杂，为了准确得到旋翼动平衡的数据，需要从振动传感器感受的频率成分很丰富的振动信号中不失真的提取标称动平衡情况的信号。直升机旋翼锥体与动平衡仪采用同步采样，进行跟踪滤波（相当于一种频谱分析）的方法，得到比较满意的结果。

在动平衡状态的实际测量中，直升机的旋翼及尾桨上都安装有转速传感器，它们与振动传感器同步采样，捕获的旋翼或尾桨的转速信号作为同步信号提供给直升机旋翼锥体与动平衡仪，旋翼锥体与动平衡仪依据转速同步信号对复杂的振动信号用跟踪滤波的方法进行分离，得到1次/转的振动信号，并计算出其振动幅值和相对于同步信号的相位。所求出的振动幅值可以表示目标的不平衡程度，或者说不平衡状态下引起的振动水平，而相位则表示了不平衡的位置，也就是重量多余的位置。掌握了动不平衡的实际情况，就可以采取各种措施对其进行调整，使目标达到动平衡状态，从而降低由于旋翼和尾桨的动平衡问题而引起的振动水平，达到直升机减振的目的。

2.2 国外技术发展现状

随着集成电路和微电脑技术的成熟和广泛应用，目前，国外的直升机旋翼锥体与动平衡测量技术从精度较低的电器机械版指针式设备升级到集成电路微电脑版。新型测量设备都采用了集成电路、微电脑等先进技术，大大改善了测量的精度，并且实现了测量的自动化，在便携和使用方便性方面也有很大提高，典型设备有美国CHADWICK公司的V2000 /V2000+等。

测量旋翼锥体的设备除了利用频闪灯打锥体的方法外，还发展出利用光学轨迹传感器及工业摄像机等更专业的精细测量设备捕捉旋翼锥体状态信息等技术。

2.3 国内技术发展现状

直升机旋翼锥体与动平衡测量技术在国内的发展起步较晚，但随着旋翼锥体与动平衡测量在直升机生产、飞行中的重要性认识的增加，近几年国内各直升机生产单位及科研机构也加强了对这方面技术和设备的研究，而且国内的研究基于集成电路、微电脑等先进技术，起点较高，不仅有较高的测量精度，甚至可以给

出供参考的配重解决方案。到目前为止，国内自主研发的应用在实际科研生产中的直升机旋翼锥体与动平衡仪包括上海的XZD-3、哈飞的HRMS等型号的产品，此外ACES公司还生产有一款Model2020型动平衡仪，但在国内应用不广泛。

国内测量旋翼锥体的设备由于使用习惯等问题，应用最广泛的还是频闪灯。各公司在研发旋翼锥体与动平衡仪时除了Model2020有自己专门配套的频闪灯具外，其他产品基本采用的都是CHADWICK公司的135M系列产品，目前135M-12已基本替代了135M-11。

3关键技术环节分析

直升机旋翼锥体与动平衡仪校准规范的制定和编写中涉及的关键技术环节有四个，一是直升机旋翼锥体与动平衡仪的主要校准技术参数的确定；二是校准方法的确定；三是校准用计量标准的选取；四是校准过程的实现。现针对这四项关键技术环节进行具体分析。

1）直升机旋翼锥体与动平衡仪的主要校准技术参数的确定

由于直升机旋翼锥体与动平衡仪类型驳杂，没有统一的技术标准，难以提炼出统一的计量技术参数。针对这一问题，本项目通过广泛研究各类型旋翼锥体与动平衡仪的设计及工作原理，得出直升机旋翼锥体与动平衡仪的测量原理：都是通过参考同步信号，用跟踪滤波的方法得到1次/转的振动信号，进而显示振动信号的振动幅值和相对于同步信号的相位这个原理进行测量的。根据此测量原理，同时对尽可能多的设备进行测量实验和数据分析，总结分析得出各类直升机旋翼锥体与动平衡仪在实际测量中的技术要求主要由转速、振动幅值以及相位三个参数描述的，即直升机旋翼锥体与动平衡仪的主要校准技术参数就是转速、振动幅值以及相位。

2）校准方法的确定

对直升机旋翼锥体与动平衡仪工作原理的研究，不仅得到了主要校准技术参数，也为直升机旋翼椎体与动平衡仪的校准提供了一个可行的方法。模拟直升机旋翼椎体与动平衡仪的测量状态，在被校直升机旋翼锥体与动平衡仪的转速信号输入端口加上一个脉冲信号，模拟转速传感器提供的同步信号，同时在被校设备的振动信号输入端口加上一个同步同频的正弦信号，用以模拟振动传感器提供的振动信号。当两路输入信号的输出频率、电压和相位差可以准确的设置时，被校

设备测量这些参数时的测量误差就可以准确的计算出来，这样就完成了直升机旋翼锥体、动平衡测量设备的校准工作。通过对各类直升机旋翼锥体与动平衡仪进行对比试验和数据分析，用该方法对直升机旋翼锥体与动平衡仪进行校准，校准结果准确可靠，可以保证被校设备的计量技术指标满足预期使用要求。

3）校准用计量标准的选择

因直升机旋翼锥体与动平衡仪属于专用测量设备，经对历次实验数据的统计分析，其计量技术要求如下：

A）转速测量范围：100~30 000 r/min;

B）转速测量误差：0.1%RD；

C）振动幅值测量误差：±5% F.S.

D）相位测量范围：0°~180°（24个钟角指示灯）

E）相位测量误差：±15°（±1个钟角）

为了满足校准的计量技术要求，校准直升机旋翼锥体与动平衡仪的标准计量器具应能同时提供满足要求的振动信号和转速信号。在选择标准计量器具时，本项目最初设计了两个方案，一是自行研制满足要求的专用校准设备，其优点在于能根据参数要求设计，可以实现转速、振动幅值的直接测量，缺点是专用设备实现难度高，方法的实施能力降低；二是寻找符合技术要求的通用信号发生设备，其优点是据此形成的校准方法和校准规范的实施能力高，缺点是需要考虑转速与频率、振动幅值与电压值之间的数据转换问题，而且能够同时输出正弦和脉冲两路不同类型，准确可靠的低频率小电压（高阻状态下<10 mV rms）信号，且两路信号之间还要有可以控制的相位关系的函数发生器难以寻找。经过论证及调研考察，项目选择了第二套方案并成功找到了满足条件的函数发生器。

4）校准过程的实现

校准过程的实现部分难点在于数据的处理，主要是振动信号的处理。直升机旋翼锥体与动平衡仪的振动信号是由振动传感器捕获的，所以直升机旋翼锥体与动平衡仪上表示旋转体动平衡状态时，一般是根据习惯或传感器类型选用振动加速度a（单位为g）或振动速度v（单位为IPS）来表示。作为校准标准设备的函数发生器输出信号幅度是以电压值形式给出的，需要研究并给出函数发生器输出电压值与被校直升机旋翼椎体与动平衡仪的振动显示值之间正确的换算关系。本

项目通过查阅资料得到振动加速度、振动速度与输入信号电压之间的换算与用于测量的振动传感器的灵敏度系数有关，又通过大量的实验和数据分析，得出了三者之间的换算关系，实现了振动幅值的校准。

4国内外标准现状

4.1 国外标准现状

国外直升机产品与国内有很大的差别，直升机旋翼锥体与动平衡仪属于专用测试类设备，因此国外没有针对直升机旋翼锥体与动平衡仪的校准方法或标准。

4.2 国内标准现状

由于国内旋翼锥体与动平衡仪校准技术发展滞后，因此一直没有旋翼锥体与动平衡仪的校准规范和校准标准。

5标准需求分析

随着国内外旋翼锥体与动平衡测量技术的提高，没有旋翼锥体与动平衡仪的校准规范和标准，造成对旋翼锥体与动平衡仪的维护和校准非常困难，按照各公司产品的技术说明书进行校准得到的数据，难以保证数据的通用性和准确性，标准的缺失已经严重制约了旋翼锥体与动平衡测量技术的发展。

直升机旋翼锥体与动平衡仪的校准标准需要从旋翼椎体与动平衡仪的原理着手，研究出统一或基本统一适用的计量测试标准并据此得到可行的校准方法，编制校准规范。校准标准的研究可以为各计量机构或校准实验室提供统一的参考技术标准，使校准数据可以相互参照、比对，最大限度的保证校准结果的准确可靠。该项标准的研究，不仅可以保证旋翼椎体与动平衡仪的校准可靠性和结果的可信程度，而且可以提高各机构校准数据的可比较性，消除各企业间协同合作的障碍。6标准草案关键技术分析

6.1 标准框架分析

本标准通过对直升机旋翼椎体与动平衡仪的测量原理的深入分析，提炼出直升机旋翼椎体与动平衡仪的主要技术参数，并设计了依据测量原理模拟被校设备的测量过程，用满足校准技术要求的计量标准设备模拟输出转速和振动信号，完成了相位平衡仪的转速、振动幅值和相位以及频闪仪灵敏度、振荡信号转速等参数的校准以及频闪仪灯聚焦的检查及调整等项目。可以满足各类直升机旋翼椎体与动平衡仪校准要求。

6.2 标准内容分析

6.2.1 范围

本标准规定了直升机旋翼锥体与动平衡仪的计量特性、校准条件、校准项目、校准方法、校准结果的处理和复校时间间隔。适用于新制造、使用中和修理后的直升机旋翼锥体与动平衡仪的校准。 6.2.2 引用文件

下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。

GB/T 1.1 标准化工作导则 第1部分：标准的结构和编写 6.2.3 术语和定义 6.2.3.1 振动速度v

用于表征旋转体动平衡状态的振动参数，可用振动速度传感器测量得到，单位：IPS 。振动速度与输入信号电压和振动加速度的换算可按式（1）、式（2）进行：

1

k U v = (1)

1

44614461k Uf vf a ..=

=

(2)

式中：k 1 ——振动传感器灵敏度系数，单位为 mV/IPS f ——振动频率值，单位为 Hz 6.2.3.2 振动加速度a

用于表征旋转体动平衡状态的振动参数，可用加速度传感器测量得到，单位：g 。振动加速度与输入信号电压和振动速度的换算可按式（3）、式（4）进行： 2

k

U a = (3)

f

k U f a v 244614461..=?=

(4)

式中：k 2 ——加速度传感器灵敏度系数，单位为 mV/g f ——振动频率值，单位为 Hz 6.2.4 计量性能 6.2.4.1 相位平衡仪

目前常用的相位平衡仪分两类，一类是指针式测量设备，一类是数字式测量设备。各类相位平衡仪计量性能要求见表1。

表1 相位平衡仪计量性能要求

设备类型指针式数字式

转速测量范围100~9990 r/min 100~30 000 r/min

转速测量误差±2%RD ±0.1%RD

振幅测量范围0~1 IPS 参见说明书

振幅测量误差±5% F.S. ±5% F.S.

相位测量范围0:00~12:00（24个钟角指示灯）0°~180°

相位测量误差±1个钟角（±15°）±15°

6.2.4.2 频闪仪

输入灵敏度：峰峰值电压≤ 600 mV。

振荡信号转速范围：100 r/min~9990 r/min

振荡信号转速误差：< 2%RD

聚焦性能：10英尺~20英尺（3米~6米）之间的墙上聚焦成的光点直径应为12英寸~18英寸（30厘米~45厘米），光点应很亮且无空心。

6.2.5 校准条件

6.2.5.1 环境条件

环境条件及其要求如下：

环境温度：(20±5)℃；

相对湿度：≤80%；

其他：直流28 V供电（V2000/V2000+可由四节1号干电池供电）；

周围无影响仪器正常工作的噪声、电磁干扰和机械振动。

6.2.5.2 校准用标准器具

校准用标准计量器具应经过法定计量技术机构检定合格或经校准，并在有效期内。

a)双通道函数发生器：

输出频率范围：1~10 kHz

输出频率准确度：≤1×10-6

输出幅度（峰峰值）范围：10 mV~10 V（输入阻抗为高阻时）

输出幅度误差：±1%；

输出相位调节范围在-180°~180°之间，输出误差≤ ±1°。

b)转台：

转速范围：100 r/min~9990 r/min

转速误差：<±0.1 %RD

输出电压峰峰值：> 4.5 V

6.2.6 校准项目

校准项目见表2。

表2 校准项目表

项目名称首次校准后续校准使用中校准外观及工作正常性+ + +

相位平衡仪校准

转速测量误差+ + + 振动幅值测量误差+ + + 振动相位测量误差+ + -

频闪仪校准

输入灵敏度+ + + 振荡信号转速误差+ + - 灯聚焦的检查及调整+ + +

注：表中“+”表示应校准项目，“-”表示可不校准项目。

6.2.7 校准结果处理和复校时间间隔

6.2.

7.1 直升机旋翼锥体与动平衡仪校准后应出具校准证书。

6.2.

7.2 直升机旋翼锥体与动平衡仪的复校时间间隔一般为12个月，必要时可随时校准，修理后应重新校准。

7技术指标的验证试验

7.1 指针式直升机旋翼锥体与动平衡仪校准技术指标的验证试验。

7.1.1 验证试验设备：直升机旋翼锥体与动平衡仪，型号：177M-6A；出厂编号：7742。

7.1.2 校准用标准：双通道函数发生器，型号：WF1974；出厂编号：9169606。

7.1.3 转速测量误差的校准，校准结果见表3

表3 177M-6A转速测量误差的校准结果

输入频率/Hz 对应标准转速/

r/m

实测平均值/

r/min

不确定度U/

r/min，k=2

误差/ %

2 120 120.7 0.

3 0.56 5 300 301.3 0.

4 0.44 10 600 603.0 0.6 0.50 30 1800 1805.7 0.

5 0.31

50 3000 3021.7 0.5 0.72

100 6000 6051.3 0.7 0.86

166.67 10000 10080 0.5 0.80

500 30000 30081 0.5 0.27

1000 60000 60112 0.5 0.19

1666.7 100000 100140 0.5 0.14

7.1.4 振动幅值测量误差的校准，校准结果见表4

表4 177M-6A振动幅值测量误差的校准结果

转速/ r/m IPS值对应电压/mV 实测值/mV 误差/%

3000 1 35.38 34.91 1.3

6000 1 70.77 70.26 0.7

10000 1 118.00 117.25 0.6

30000 1 353.83 352.51 0.4

60000 1 707.65 705.95 0.2

100000 1 1179.45 1177.84 0.1

10000 0.5 59.00 59.17 -0.3

10000 0.2 23.60 24.63 -1.7

7.1.5 振动相位测量的校准，校准结果见表5

表5 177M-6A振动相位测量的校准结果

f1=f2=55 Hz；测试相位为12:30，当f2> f1时，逆时针旋转；当f1> f2时，顺时针旋转；

相位角0°15°30°45°60°75°

钟角指示值9:00 8:30 8:00 7:30 7:00 6:30

钟角示值误差0 0 0 0 0 0 相位角90°105°120°135°150°165°

钟角指示值6:00 5:30 5:00 4:30 4:00 3:30

钟角示值误差0 0 0 0 0 0 相位角180°195°210°225°240°255°

钟角指示值3:00 2:30 2:00 1:30 1:00 12:30 钟角示值误差0 0 0 0 0 0 相位角270°285°300°315°330°345°

钟角指示值12:00 11:30 11:00 10:30 10:00 9:30

钟角示值误差0 0 0 0 0 0

7.2 数字直升机旋翼锥体与动平衡仪校准技术指标的验证

7.2.1 验证试验设备：直升机旋翼锥体与动平衡仪，型号：V2000+；出厂编号：1292。

7.1.2 校准用标准：双通道函数发生器，型号：WF1974；出厂编号：9169606。

7.1.3 转速测量误差的校准，校准结果见表6

表6 V2000+转速测量误差的校准结果

输入频率/Hz 对应标准转速/

r/m

实测平均值/

r/min

不确定度U/

r/min，k=2

误差/ %

2 120 120.00 0

6 360 359.80.3 -0.056

10 600 599.80.3 -0.033

20 1200 1200.20.3 0.017

30 1800 1799.90.2 -0.006

40 2400 2399.70.3 -0.013

50 3000 2999.60.3 -0.013

60 3600 3599.90.2 -0.003

100 6000 5999.80.3 -0.003

166.5 9990 9989.40.3 -0.006

7.1.4 振动幅值测量误差的校准，校准结果见表7

表7 V2000+振动幅值测量误差的校准结果

转速/ r/m IPS值对应电压值/mV 振幅平均值/IPS 误差/% 360 1 13.44 0.953 -4.7

600 1 13.44 0.960 -4.0

1200 1 13.44 0.960 -4.0

1800 1 13.44 0.960 -4.0

2400 0.1 1.344 0.097 -3.0

2400 0.5 6.720 0.480 -4.0

2400 1 13.44 0.960 -4.0

2400 2 26.88 1.920 -4.0

3000 1 13.44 0.960 -4.0

3600 1 13.44 0.960 -4.0

6000 1 13.44 0.960 -4.0

9990 1 13.44 0.960 -4.0

7.1.5 振动相位测量的校准，校准结果见表8

表8 V2000+振动相位测量的校准结果

相位角0°15°30°45°60°75°钟角指示值6:02 5:32 5:02 4:32 4:02 3:31 钟角示值误差0:02 0:02 0:02 0:02 0:02 0:01 相位角90°105°120°135°150°165°钟角指示值3:01 2:31 2:01 1:32 1:02 12:32 钟角示值误差0:01 0:01 0:01 0:02 0:02 0:02 相位角180°195°210°225°240°255°钟角指示值12:02 11:32 11:02 10:31 10:01 9:31 钟角示值误差0:02 0:02 0:02 0:01 0:01 0:01 相位角270°285°300°315°330°345°钟角指示值9:01 8:31 8:02 7:32 7:01 6:32 钟角示值误差0:01 0:01 0:02 0:02 0:01 0:02

7.3 验证试验结论

被校设备的技术指标校准结果准确可靠，满足设备的使用技术要求。

8 适航性要求分析

通过对CCAR-25-R4运输类飞机适航标准的第25-33、25-907等适航性要求进行分析，并参考AP-21-03R3型号合格审定程序等适航性技术支持文件分析，得到结论：直升机旋翼锥体与动平衡项目满足上述文件的适航性要求。 9 标准实施能力分析 9.1 关键技术指标处理 9.1.1 转速测量误差的处理 按式（5）计算转速测量误差

%100?-=

?s

s

i n n n n (5)

式中：i n ——校准点的转速测量平均值，3

3

1

∑==i i

i n

n ；

n s ——校准点的转速标准值。

9.1.2 振动幅值测量误差的处理

指针式旋翼锥体与动平衡仪按式（6）计算振动幅值的测量误差；对于数字式旋翼锥体与动平衡仪，按式（7）计算振动幅值的测量误差。

%1000?-=

?i

i

A A A A (6)

式中：A 0 ——校准点振动幅值标称值； A i ——校准点振动幅值测量值。

%100?-=

?s s

i A A A A (7)

式中：A i ——校准点振动幅值测量值； A s ——校准点振动幅值标准值。 9.1.3 振动相位测量值的处理

按式（8）计算振动相位测量误差。

s i ???-=? (8)

式中i ?——相位测量值；

s ?——函数发生器脉冲信号相位标准值。

9.2 引用标准关系处理

本项目研究的校准规范编写格式要求依据GB/T 1.1-2009 标准化工作导则第1部分：标准的结构和编写，未引用其它标准。

9.3 标准贯彻实施

校准规范采用函数发生器作为校准用标准设备，函数发生器属于通用设备，不需要研制专用设备，配备成本和配置难度低。配备双通道函数发生器可以校准全部项目，也可以使用普通函数发生器用同步方波信号代替脉冲信号，此时振动相位测量误差固定为一点。

对不同人员依据校准规范进行的校准试验数据进行分析，依据校准规范的校准方法步骤，校准人员可以正确的进行直升机旋翼锥体与动平衡仪各项技术参数的校准工作，校准数据准确可靠，数据的可对比性强。

综上所述，本标准实际可行，易于贯彻实施。

9.4 标准化效果分析

按照本项目制定的标准化规范方法进行直升机旋翼锥体与动平衡仪的校准，效果分析如下：

1）可以实现此类设备的可靠校准，保证在用的旋翼锥体与动平衡仪测量结果的准确，保证直升机企业制造、研制和生产的直升机的质量和飞行安全；

2）可以为各计量机构或校准实验室提供统一的参考技术标准，使校准数据可以相互参照、比对，提高该类测量被校准结果的量值传递和量值溯源能力；

3）可以提高旋翼锥体与动平衡仪校准的工作效率，缩短校准用时；

4）可以为旋翼锥体与动平衡仪的研制、开发提供统一的技术标准，对今后此类设备及设备校准技术的有序发展提供保障。

10结论与建议

本项目通过对各类型直升机旋翼椎体与动平衡仪测量原理的深入研究分析，提炼出直接影响直升机旋翼椎体与动平衡仪测量结果的主要技术参数，设计了依据测量原理模拟被校设备的测量过程，用满足校准技术要求的计量标准设备模拟输出主要技术参数相关信号，以完成直升机旋翼锥体与动平衡仪主要技术参数校准的方案。依据此方案研究制定的校准规范为校准直升机旋翼锥体与动平衡仪提供了统一适用的校准标准和方法，解决了因标准缺失导致的直升机旋翼锥体与动平衡仪的维护和校准困难的问题，保证了校准结果的通用性和准确性。为该类设

备的校准技术的标准化和有序发展提供了保障。

对项目的建议：项目在频闪仪校准时需要用到转台，建议今后进一步研究用更通用的方法和设备校准该项内容；此外项目在应用推广方面有不足，建议今后能提高推广力度。

[参考文献]

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[3]

共轴双旋翼直升机悬停方向的控制

共轴双旋翼直升机悬停方向的控制 姓名：张鲲鹏班号：02020802 学号：2008300596 摘要 本文主要目的是设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制系统。文中主要介绍了此控制系统的设计方案，在时域和频域中详细地分析了系统的稳定性、稳态性能和 动态性能。并且，为达到设计指标，对系统进行了串联校正，使系统能够较好地达 到了指标要求。在控制系统的设计过程中，利用了Scilab和Matlab软件进行仿真 分析，动态直观地反映了系统的性能。 关键字共轴双旋翼直升机串联校正稳定性稳态性能动态性能 引言 研究背景 20世纪40年代初，航空爱好者开始对共轴双旋翼直升机产生浓厚的兴趣。然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。1932 年，单旋翼带尾桨直升机研制成功，成为世界上第一架可实用的直升机。从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。俄罗斯1945 年研制成功了卡-8 共轴式直升机，至今发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。美国也于50 年代研制了QH-50 共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶共轴双旋翼形式直升机。在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。 研究对象特点分析 共轴双旋翼直升机有两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。这样，就用不着再装尾桨了。直升机的航向操纵靠上下两旋翼总距的差动变化来完成。 共轴双旋翼直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。这种直升机无尾桨，机身长度大大缩短。有两副旋翼产生升力，每副旋翼的直径也可以缩短。机体部件可以紧凑地安排在直

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认识遥控直升机的旋翼头 遥控直升机可说是所有遥控模型里头最为复杂的一个项目，各细节的关连性更是环环相扣，其中最复杂的结构莫过於旋翼头的设计，旋翼头也是性能的主要取决性，本章针对於主旋翼结构对性能的影响作深入的分析，直升机迷们不可错过！ 决定性能的旋翼头 决定遥控直升机机体特性的几个要素里项，旋翼头所占的比例相当高。要如何分辨机体特性呢?遥控直升机不像飞机一样，可以从外形上直接分辨出特级机、练习机、象真机，直升机可就不一样了，同样的旋翼头，经过不同的设定与调整，可以让性能有截然不同的表现，就算是相同的直升机，也可以安稳的适合初学者，也可以灵活的对应3D飞行，旋翼头的变化可说是相当大的。相信有许多直升机模友们从直升机的种类，即使不曾亲身试飞过，就可以大约知道飞行的特征，对直升机性能的推断依据多半也是来自于旋翼头的造型设计，但是相信也有更多的朋友们对旋翼头的性能会有著『为什么不一样』的想法?但是想要深入研究，却又被复杂的结构打败。这一次我们就来说明一下关於旋翼头的性能取决做一个研究。 决定性能的四大要素 1、三角补偿角 2、贝尔希拉比率 3、修正率 4、避震橡胶 这四个要素的搭配，可决定大多数直升机的性格。实际上有人测试过，将J牌的旋翼头装在H牌的直升机上面，整体飞行起来的感觉就会比较接近於J牌的感觉。 一、三角补正角 一般玩家可以比较简单变更的一项。请参考图一，以目前市面上多数韵．型态多半是主旋翼夹片球头臂在主旋翼後方(三角补正角为正角度)，接著要注意的是夹片球头的部分(图二) ，当夹片球头臂太短的时候，三角补偿角便会增加，当主旋翼高转速运转时执行动作，整体旋翼面的倾斜会使的旋翼夹片会受到三角补偿角的影响增大螺距角度，使的直升机的反应迅速加快执行动作，虽然这样可以增加机体的灵活度，但是你也会同时发现直升机变的更加难以操纵，因为既使是简单的停悬动作，只要风轻轻的吹向旋翼面，直升机主旋翼会做出些微的摆荡运动，但是很容易因为三角补偿角的关系而自行产生螺距角度的变化，造成直升机会出现类似打舵的现象，因此会变的难以控制。

浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势

空版不知道是不是也包含直升机，在陆版的介绍看到包括陆航……但好歹直升机也飞的，就强插空版了…… 对直升机而言，重要的部件太多了，但旋翼无疑会被放在首位。直升机的升力，前飞、滚转、俯仰的操纵力，都需要靠旋翼实现。早期直升机采用铰接式旋翼，结构是机器复杂的，动部件太多，寿命不长，可靠性不高，维护性极差，……比较有代表的，CH53，有张“鬼斧”给的图，足见其复杂。 技术贴：浅谈直升机旋翼的种类和发展趋势！AH-66隐形直升机

后来转而坐弹性轴承，来代替过去的金属铰链，黑鹰是比较有代表性的。此外球柔、星形柔性等也就随之出现，海豚是星形柔性桨毂，EC155是球柔。这些旋翼还是大大简化了结构，寿命已经很不错。 UH60

但这些旋翼还不够简单，毕竟还有好多的轴承，于是有人想到用弹性变形来实现轴承的功能。无铰式旋翼就来了。山猫，Bo105，两个最具代表性。一个是消除耦合，一个是利用挥摆耦合，两个分别代表了两种设计思路。 山猫 Bo105

无铰式旋翼用弹性变形来代替铰链，可以预想，桨叶挥舞时对桨毂的力矩就很大，比铰接式大得多。所以这种旋翼直升机机体的响应很灵敏，于是有人想到了武装直升机，武直是需要反应更灵敏一些的。不过无铰式的初衷和最大好处是简化结构，灵敏不是其最大的功效，毕竟太灵敏--->一阶挥舞频率更高--->交叉导数更大--->驾驶员感觉的交叉耦合更大--->更难控制姿态--->飞行员说好累。 无铰式比起CH53那种已经极大简化了，不过这还不够，无铰式旋翼还有变距轴承，所以终极的目标是无轴承旋翼。EC135、MD900，Bell430、AH1Z这些都是，连倭奴的OH1、鹅毛的Ansat也都是。其实不难发现，这累机，重量不大，这是和目前的材料技术有关。做太大，桨毂尺寸大，弹性变形实现挥摆扭，载荷太高，寿命就得下来了。 看看具体的结构，喜欢用EC135说事儿： EC135

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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。1878 年，意大利人Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有3.5 公斤重的模型直升机。1880 年，美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人Paul C ornu 在1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90 转，发动机是一台24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。

国内外无人直升机的发展现状及应用分析

国内外无人直升机的发展现状及应用分析 在无人机里有一种特殊的无人直升机，它是指由无线电遥控飞行或自主控制飞行的无人驾驶、不载人的垂直起落旋翼飞行器。它依靠发动机驱动旋翼产生升力和操纵力，能垂直起落、空中悬停，能向任何一个方向灵活飞行。真正意义上的无人直升机以长航时、多任务、稳定性等为标志，与时下一些航模性质的无人机根本不在一个量级上。 无人直升机的多功能特性 无人直升机无论在现代战争还是经济建设、日常生活中都具有独特作用。以民用为例，无人直升机具有成本相对较低、无人员伤亡风险、生存能力强、机动性能好、使用方便等优势，广泛应用于包括：航空拍摄、航空摄影、地质地貌测绘、森林防火、地震调查、边境巡逻、应急救灾、禁毒、反恐、警用侦查巡逻、治安监控、消防航拍侦查、通信中继、城市规划等多个领域。近年来，无人机在民用市场的潜在需求也将逐步显现，我国民用无人机将进入快速发展期。 国外无人直升机的发展 无人直升机研制始于上世纪50年代初，美国、英国、德国等国家率先对无人直升机进行研究。当时美国为加强反潜搜索能力以应对前苏联庞大的潜艇威胁开始无人直升机研制，委托“螺旋动力”公司为美海军研发了第一架无人直升机——QH-50，该机为遥控无人直升机，先后交付近800架。上世纪70年代，美国陆军使用其改进型QH-50D在越南战场上执行战场侦察和炮兵目标观测任务，由于该机为遥控直升机，使用不甚方便，失事率也非常高，美军无奈于70年代末期取消了QH-50的订货计划，其任务使命由无人机代替，无人直升机在美国的研制呈萧条趋势。 在经历了试用、萧条、复苏之后，上世纪80至90年代，无人直升机的发展呈现出百家齐放的特点，出现了各种气动外形的无人直升机。国外无人直升机逐渐步入加速发展时期。上世纪90年代中后期，美国无人直升机研制呈迅猛发展趋势，各大直升机公司纷纷介入，也带动了全球无人直升机的研制热潮。2005年8月，美军颁布2005～2030年《无人机系统路线图》，该路线图表明美军今后将大力开发无人直升机，可以预见美军无人直升机的研制将步入正轨并快速发展，这也正是美国各大直升机公司纷纷涌入无人直升机领域的主要原因。无人直升机作为一种重要武器装备，其研制任务已由美国各大直升机公司全面接管，小公司承担无人直升机研制的时代在美国将一去不复返。 纵观历史，国外无人直升机发展趋势在创新构型、提升任务载荷和续航能力之外还具有其他特征。一是以信息支援任务为中心，作战任务进一步扩展，最终形成侦察、攻击任务综合一体化的无人直升机；二是无人机系统研制由“以平台为中心”向“以任务为中心”转变，充分考虑作战使用的特殊要求；三是不断提高智能化水平和自主飞行控制能力，具备故障隔离/排除故障、自动航路规划等智能控制能力；四是具备执行多任务的作战能力；五是采用钛合金、复合材料、模块化设计等新材料和新技术。

直升机旋翼头工作原理

解读直升机旋翼头的奥秘 遥控直升机可说是所有遥控模型里头最为复杂的一个项目，各细节的关连性更是环环相扣，其中最复杂的结构莫过於旋翼头的设计，旋翼头也是性能的主要取决性，本章针对於主旋翼结构对性能的影响作深入的分析，直升机迷们不可错过！ 决定性能的旋翼头 决定遥控直升机机体特性的几个要素里项，旋翼头所占的比例相当高。要如何分辨机体特性呢?遥控直升机不像飞机一样，可以从外形上直接分辨出特级机、练习机、象真机，直升机可就不一样了，同样的旋翼头，经过不同的设定与调整，可以让性能有截然不同的表现，就算是相同的直升机，也可以安稳的适合初学者，也可以灵活的对应3D飞行，旋翼头的变化可说是相当大的。相信有许多直升机模友们从直升机的种类，即使不曾亲身试飞过，就可以大约知道飞行的特征，对直升机性能的推断依据多半也是来自于旋翼头的造型设计，但是相信也有更多的朋友们对旋翼头的性能会有著『为什么不一样』的想法?但是想要深入研究，却又被复杂的结构打败。这一次我们就来说明一下关於旋翼头的性能取决做一个研究。 决定性能的四大要素 1、三角补偿角 2、贝尔希拉比率 3、修正率 4、避震橡胶 这四个要素的搭配，可决定大多数直升机的性格。实际上有人测试过，将J牌的旋翼头装在H牌的直升机上面，整体飞行起来的感觉就会比较接近於J牌的感觉。 一、三角补正角 一般玩家可以比较简单变更的一项。请参考图一，以目前市面上多数韵．型态多半是主旋翼夹片球头臂在主旋翼後方(三角补正角为正角度)，接著要注意的是夹片球头的部分(图二) ，当夹片球头臂太短的时候，三角补偿角便会增加，当主旋翼高转速运转时执行动作，整体旋翼面的倾斜会使的旋翼夹片会受到三角补偿角的影响增大螺距角度，使的直升机的反应迅速加快执行动作，虽然这样可以增加机体的灵活度，但是你也会同时发现直升机变的更加难以操纵，因为既使是简单的停悬动作，只要风轻轻的吹向旋翼面，直升机主旋翼会做出些微的摆荡运动，但是很容易因为三角补偿角的关系而自行产生螺距角度的变化，造成直升机会出现类似打舵的现象，因此会变的难以控制。 以主旋翼相同的旋转方向来说（顺时针) ，三角补正角的正数值(+)越大，机体越灵敏，但也越不安定。三角补正角负数值(-)越大则越安定，但反应也越迟钝。然而要获得一个折衷的办法，就是让三角补正角度为0度，三角补正角为0度的直升机最好掌握而且不失灵活度。而调整三角补正角的方式也很简单，只需要加长旋翼夹片上的球头长度就可以了，但是要注意旋翼夹片的强度喔!如果是塑胶品的话，建议用新品来改装，免得发生断裂的危险。 每一家厂牌的直升机旋翼头的支点不太一样，以遥控直升机为例，大约有五种型式的旋翼头，所以先确定好支点旋翼头的种类的位置，再来做相关的测量。这样才能够有效的发挥三角补正角的效果。

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。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。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右

直升机技术现状及发展趋势分析

直升机技术现状及发展趋势分析 【摘要】较其他飞行器不同，直升机具有空中悬停、垂直起降及低速机动等特点，因而在军事、搜救等多个领域均有重要的应用，是衡量一个国家综合实力的标志之一。本文重点就当前国内外直升机技术现状进行了分析，并针对未来直升机技术的发展趋势进行了展望。 【关键词】直升机技术；现状；发展趋势 纵观直升机技术的多年发展历史，自第一代到第四代直升机，各项性能指标的进步均得益于直升机技术的快速发展和进步，直升机各项技术的进步又离不开材料、加工、制造工艺技术的创新和发展。如今，直升机经典技术已发展成熟，为了满足特定使用需求，要求设计人员必须树立严谨的设计理念，掌握现代化先进设计技术，充分考虑到设计、制造、管理、成本等各方面因素，逐步提高我国直升机技术水平。 1.直升机技术现状分析 目前，全球直升机正处在一个快速发展阶段，军用及民用直升机市场需求，极大地推动了直升机技术的逐步发展和提高。为了满足军事作战需求，要求直升机具有多种作战功能，满足军事战术的需求；而在民用领域方面，直升机也有重要的应用，需要满足市场需求，同时最大限度地降低成本，因此，在研制新型直升机时，应关注装备的改进。就全球直升机技术而言，主要具有如下特点：（1）总气动设计技术日趋精细化、综合化与集成化，具有满足客户各方面需求的总体设计能力；（2）新一代旋翼系统技术全面实现了视情维护，直升机桨叶拥有无限寿命；（3）综合隐身技术大幅提高，新隐身材料及设计技术有了新进展，有效减小了直升机的红外、雷达、目视及声学特征，满足了直升机的生存性能；（4）直升机机体结构日趋模块化，极大地简化了机体结构，有效减少了各种零部件的数量，有助于维修及维护工作的开展；（5）关键部位采用了复合材料，极大地提升了其适坠性与抗击性能，延长了机体寿命；（6）发动机技术油耗越来越低，功重比日趋增大，并装备了现代化监控、数控及状态监控系统，提高了其有效载重，有助于在高温高原环境下使用；（7）现代化航电系统及设备的应用，满足了信息共享、多路传输等需求，加之现代化夜视传感器的应用，使得直升机全天候作战水平大幅提高；（8）新型高速设计技术满足了直升机高速飞行及各项作战任务的需求。 虽然经多年发展，我国直升机设计、制造、试飞、试验等硬件水平已经达到中上水平，具有一定的研发、生产技术基础。但由于产业总集成效果差，产业支撑技术基础薄弱，还未形成成熟的自主研发技术体系，设计水平及技术含量不高。对于直升机产品而言，我国直升机行业已形成了以AC310、311、312、313、352等为代表的谱系，但是，在30吨以上的重型直升机方面几乎仍为空白，在应对重大自然灾害时仍需借助国外先进重型直升机完成救助任务，国产直升机技术水平亟待提升。此外，目前我国能够在高温、高原环境下工作的直升机很少，必须

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）

图解直升机原理

图解直升机原理之一－－－涡轮轴发动机工作 原理 航空涡轮轴发动机 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为X H—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件，涡轴发动机典型结构如下图所示。

进气装置 由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在3 50km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的

通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外(见下图)。 压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空 气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变，从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的

共轴机

?共轴双旋翼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。 共轴双旋翼直升机的上述特征决定了它与传统的单旋翼带尾桨直升机相比有着自身的特点。20世纪40年代初，这种构形引起了航空爱好者极大的兴趣，并试图将其变成可实用的飞行器，然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。1932年，西科斯基研制成功了单旋翼带尾桨直升机VS-300，成为世界上第一架可实用的直升机。从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。 [ 转自铁血社区https://www.wendangku.net/doc/e44952592.html,/ ] 然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。 俄罗斯卡莫夫设计局从1945年研制成功卡-8共轴式直升机到90年代研制成功被西方誉为现代世界最先进的武装攻击直升机卡-50；发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。美国也于50 年代研制了QH-50共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。美国西科斯基公司在70年代发展了一种前行桨叶方案（A B C）直升机，该机采用共轴式旋翼，刚性桨毂，上下旋翼的间距较小。它利用上下两旋翼的前行桨叶边左右对称来克服单旋翼在前飞时由于后行桨叶失速带来的升力不平衡力矩，从而提高旋翼的升力和前进比，其验证机XH-59A于1973年进行试飞，并先后进行大量的风洞实验。 从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶直升机。近年来，无人直升机已成为国内外航空领域内的研究热点。比较成熟的有：加拿大的CLL227，德国的“Seamos”, 美国的“QH50”。这些无人直升机的共同特点是均采用了共轴双旋翼形式。 在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。 北京航空航天大学于上世纪80年代开始研制共轴式直升机，并先后研制了“海鸥”共轴式无人直升机、M16 单座共轴式直升机、M22、FH-1小型共轴式无人直升机。其中FH-1小型共轴式无人直升机已在电力部门、科研院所等单位应用。该机目前已实现了从起飞到降落的无人驾驶自主飞行，可载20kg任务载荷，飞行1.5h。 [ 转自铁血社区https://www.wendangku.net/doc/e44952592.html,/ ] 共轴式直升机的总体结构特点 共轴式直升机与单旋翼带尾桨直升机的主要区别是采用上下共轴反转的两组旋翼用来平衡旋

直升机操控原理

第六章 直升机的操纵原理
直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中 供操纵的专用活动舵面。这是由于在小速度飞行 或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度 很大时舵面或副翼才会产生足够的空气动力。单 旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵， 而双旋翼直升机靠两副旋翼来操纵。由此可见， 旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。

直升机操纵原理
旋翼不仅提供升力同时也是直升机的主要操 纵面。
总距操纵杆：通过自动倾斜器改变旋翼桨叶 总距，控制直升机的升降运动。提杆，增大 总距，升力增大，直升机上升；压杆，减小 总距，直升机下降。
周期变距操纵杆：操纵周期变距操纵杆，使 自动倾斜器相应的倾斜，从而使桨叶的桨距 作每周一次的周期改变，造成旋翼拉力矢量 按相应的方向倾斜，达到控制直升机的前、 后（左、右）和俯仰（或横滚）运动。

直升机操纵原理
脚蹬：控制尾桨，实现航向操纵。 尾桨：平衡旋翼反扭矩、航向操纵。 垂尾：增加航向稳定性。 平尾：增加俯仰稳定性。

直升机操纵原理（续）

6.1 直升机操纵特点
直升机驾驶员座舱 操纵机构及配置直 升机驾驶员座舱主 要的操纵机构是： 驾驶杆(又称周期 变距杆)、脚蹬、 油门总距杆。此外 还有油门调节环、 直升机配平调整片 开关及其他手柄.

驾驶杆和脚蹬
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。 脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼带尾桨的直升机
来说，驾驶员蹬脚蹬操纵尾桨变距改变尾桨推(拉) 力，对直升机实施航向操纵。

直升机空气动力学现状和发展趋势

直升机空气动力学现状 二级学院：航空维修工程学院 班级：航修六班 学号：14504604 姓名：李达伦 日期：2015年6月30日

直升机空气动力学现状 （航修六班14504604 李达伦） 摘要：直升机空气动力学是直升机技术研究及型号研制的基础性学科和先进学 科，本文概述了国外的直升机气动理论与方法研究、基于气动理论和方法的应用基础研究、直升机气动试验技术的研究现状。 关键词：空气动力学；直升机 Abstract：Aerodynamics of helicopter is a helicopter technological research and model development of basic disciplines and advanced subject. This paper summarizes the foreign helicopters gas dynamic theory and method of research, based on the aerodynamic theory and methods of applied basic research, helicopter aerodynamic test technology research status. Key word：Air dynamics; helicopter 1 前言 飞行器的设计和研制必须以其空气动力学为主要依据，这是飞行器研制区别 于其它武器平台的典型特征。直升机以旋翼作为主要的升力面、推力面和操纵面， 这种独特的构型和旋翼驱动方式，更使其气动特征具有复杂的非定常特征，其气 动分析和设计技术固定翼飞行器更具挑战性。 直升机气动研究是指认识直升机与空气之间作用规律、解释直升机飞行原 理、获取提升直升机飞行能力和效率的新知识、新原理、新方法的研究活动，其 主要任务是获得直升机的空气动力学特性[1]。由于直升机气动特征性直接决定了 型号飞行性能、振动特性、噪声水平，且是结构设计、寿命评估等的直接依据， 因此直升机气动研究是直升机技术研究的重要方面，更是型号研制的基础。尤其 是要实现舒适、安全、便利、快捷的直升机型号研制目标，直升机空气动力学将 体现其核心推动作用。 2 内容和范围 直升机空气动力学专业发展涵盖的内容和范围主要有直升机气动理论与方 法的研究、基于气动原理的应用基础研究以及气动特性试验研究三大内容。 直升机气动理论与方法的研究重点关注旋翼与周围空气相互作用现象及机 理的分析模型和方法，通过对气动理论和方法的研究，实现对直升机及其流场的 深入了解，以准确地计算其空气动力学特性。 气动应用研究是指基于气动理论和方法，以直升机研制为目标所展开的应用 基础研究，涵盖气动特性、气动弹性、气动噪声、结冰模拟、流动控制等应用领

直升机飞行原理

直升机与旋翼机的飞行原理 直升机的飞行原理 1. 概况 与普通飞机相比，直升机不仅在外形上，而且在飞行原理上都有所不同。一般来讲它没有固定的机翼和尾翼，主要靠旋翼来产生气动力。这里所说的气动力既包括使机体悬停和举升的升力，也包括使机体向前后左右各个方向运动的驱动力。直升机旋翼的桨叶剖面由翼型构成，叶片平面形状细长，相当于一个大展弦比的梯形机翼，当它以一定迎角和速度相对于空气运动时，就产生了气动力。桨叶片的数量随着直升机的起飞重量而有所不同。重型直升机的起飞重量在20t以上，桨叶的数目通常为六片左右；而轻、小型直升机，起飞重量在以下，一般只有两片桨叶。 直升机飞行的特点是： (1) 它能垂直起降，对起降场地要求较低； (2) 能够在空中悬停。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势； (3) 可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。 2. 直升机旋翼的工作原理 直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作类同于一个机翼。旋翼的截面形状是一个翼型，如图所示。翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴平面(称为桨毂旋转平面)之间的夹角称为桨叶的安装角，以表示，有时简称安装角或桨距。各片桨叶的桨距的平均值称为旋翼的总距。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为2o~14o。

气流V 与翼弦之间的夹角即为该剖面的迎角。显然，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力在桨轴方向上的分量将提供悬停时需要的升力；在旋转平面上的分量产生的阻力将由发动机所提供的功率来克服。 旋翼旋转时将产生一个反作用力矩，使直升机机身向旋翼旋转的反方向旋转。前面提到过，为了克服飞行力矩，产生了多种不同的结构形式，如单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等。对于最常见的单桨式，需要靠尾桨旋转产生的拉力来平衡反作用力矩，维持机头的方向。使用脚蹬来调节尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现直升机机头转向(转弯)操纵。 3. 直升机旋翼的操纵 直升机的飞行控制与飞机的飞行控制不同，直升机的飞行控制是通过直升机旋翼的倾斜实现的。直升机的控制可分为垂直控制、方向控制、横向控制和纵向控制等，而控制的方式都是通过旋翼实现的，具体来说就是通过旋翼桨毂朝相应的方向倾斜，从而产生该方向上的升力的水平分量达到控制飞行方向的目的。 直升机体放在地面时，旋翼受其本身重力作用而下垂。发动机开车后，旋翼开始旋转，桨叶向上抬，直观地看，形成一个倒立的锥体，称为旋翼锥体，同时在桨叶上产生向上的升力。随着旋翼转速的增加，升力逐渐增大。当升力超过重力时，直升机即铅垂上升(图；若升力与重力平衡，则悬停于空中；若升力小于重力，则向下降落。 旋转旋翼桨叶所产生的拉力和需要克服阻力产生的阻力力矩的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。从原理上讲，调节转速和桨距都可以调节拉力的大小。但是 桨毂旋转面 桨毂旋转轴线 前缘 后缘 b ? α V 图 直升机的旋翼 (a) (b)

世界直升机发展史

世界直升机发展史 Document serial number【UU89WT-UU98YT-UU8CB-UUUT-UUT108】

世界直升机之最最大的直升机——米-26 米-26是世界上最大的现役直升机，其最大起飞重量为56吨，有效载重为20吨，空重为最大起飞重量的50%。旋翼有8片桨叶，是世界上桨叶最多的单旋翼直升机。 最早的直升机——FW-61 世界上第一架直升机出现于1936年，由德国科学家福克设计，被称为FW-61 。这是世界上第一架能够在空中盘旋的直升机。 最早的武装直升机——AH-1G 世界上第一种专用武装直升机是美国的AH-1G，绰号“休伊眼镜蛇”。该直升机由美国贝尔公司研制，主要用于为运输直升机护航和火力支援。1967年在越南战场首次投入使用。 最早的客运直升机——S-51 世界上最早把直升机作为客运业务的是英国，1950年英国把仿制的S-51直升机用在加的夫和利物浦的航线上，正是运送第一批旅客。 最快的直升机——“山猫” 1986年改进的“山猫”直升机创造了速度为千米/小时的绝对世界纪录。“山猫”可执行舰载反潜、攻击海面舰只、搜索和救援等海军任务；也可执行攻击、侦察、指挥、联络、货物和部队运送等陆军任务。 飞得最高的直升机——SA315B

SA315B具有良好的高原性能，1969年在喜马拉雅山飞行表演期间，SA315B载2名驾驶员和140千克燃油，创下了在7500米高度起飞着陆的世界记录。1972年6月21日，该机在法国创造了12442米的直升机飞行绝对高度记录。 最“冷”的直升机——RAH-66 RAH-66“科曼奇”是美国研制的双座侦察/攻击、空战直升机，也是世界上第一种隐身直升机，RAH-66是一种最“冷”的直升机，它是把红外抑制技术综合运用到机体设计中的第一种直升机。 直升机最多的城市——圣保罗 世界上直升机最多的城市是圣保罗，该市拥有直升机达540架，停机坪220个。圣保罗已成为世界上增长最快的私人直升机市场，圣保罗正在筹建一座可以起降120架直升机的大型直升机机场。 直升机的跨越发展期 创建时间：2012年09月10日点击量：456 在过去的几十年里，世界直升机制造业迅猛发展。世界几大直升机公司为了抢占直升机市场份额而不断地进行竞争，直升机技术在竞争中得到了发展。由于在直升机设计上不断采用新结构、新材料和新工艺，所以直升机的性能得以不断地提高。 目前，直升机进入跨越发展期。新构型相继涌现，新技术不断发展，直升机在军民用领域应用日益广泛。为适应全球市场和用户不断增长的需求，许多着名的直升机科研、制造机构进行了重组，形成了一批具有强大竞争力的新的工业集团，世界直升机产业格局发生了重大变化。直升机研究、设计和制造新模式不断出现，大量新产品相继投放市场。例如，俄罗斯政府合并直升机工业，把直升机工

完整版 直升飞机单翼和共轴双翼自动倾斜器结构图解析分解

直升飞机单翼和共轴双翼自动倾斜器结构图解析 河南巩义市王有备编辑整理 直升机上用以操纵旋翼实现升降、前后、左右运动的特殊装置，又称自动倾斜仪。1911年由俄国人H.尤里耶夫发明，后为所有直升机采用。自动倾斜器一般由类似轴承的旋转（外）环和不旋转（内）环组成（图1），它通过万向接头或球铰套在旋翼轴上，不旋转环通过操纵拉杆与驾驶舱中的驾驶杆和总距杆相连，旋转环通过变距拉杆与桨叶相连。自动倾斜器无倾斜时，各片桨叶在旋转时桨距保持恒定；当它被操纵倾斜时，则每片桨叶在旋转中周期性地改变桨距。变距拉杆转至倾斜器上位时桨距加大，桨叶向上挥舞；转至下位时桨距减小，桨叶向下挥舞。这样

就形成旋翼旋转面的倾斜，使旋翼合力倾斜，产生一水平分力（图2）。直升机的前后和左右方向的飞行运动就是通过这种操纵实现的，称为周期变距操纵。飞行员操纵（提或压）总距杆使自动倾斜器沿旋翼轴平行向上或向下滑动。各片桨叶的桨距将同时增大或减小,使旋翼的升力增大或减小,直升机随之上升或下降。这种操纵称为总距操纵。 自动倾斜器，直升机上用以操纵旋翼实现升降、前后、左右运动的特殊装置，又称自动倾斜仪。自动倾斜器一般由类似轴承的旋转（外）环和不旋转（内）环组成。

共轴双旋翼直升机机倾斜器结构组成图示 比起单旋翼直升机而言，共轴双旋翼直升机省略了尾桨，具有更好的悬停稳定性，作为核心部位，当然它的倾斜器结构也要比但旋翼直升机复杂许多，这是我最着迷的飞行器，这里我把以前收集的一些共轴双旋翼直升机机倾斜器结构图提供给大家，希望有共轴机爱好者喜欢。 这个是最经典的K-50倾斜器图片 这张是模型版本的

这是美国早期的QH-50倾斜器部分照片

直升机传动系统

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