旋翼的案例
雙旋翼飛行器如何在旋翼故障時避免墜毀
雙旋翼飛行器（兩軸飛行器，Bi-copter）是一種新構型的無人機，可以通過改變兩個電機的角度來控制姿態。與四旋翼相比，雙旋翼使用更少的電機，因此重量和能耗都更低。在續航能力上，目前續航時間已經是四旋翼無人機的一大痛點，雙旋翼飛行器要比四旋翼更勝一籌，因此更加靈活高效的雙旋翼有較好的發展空間。與四旋翼相比，其僅有的兩個旋翼意味著當某個電機或旋翼發生故障時后果更加嚴重：一旦某個旋翼的拉力減小，機體便會側翻墜落，造成危險。因此，對雙旋翼飛行器的容錯控制研究是很有必要的。
圖1：極飛科技V40無人機
圖2：零零科技V-Coptr Falcon
圖3：一種雙旋翼模型機
本文介紹了雙旋翼飛行器的原理和模型，設計了容錯控制器，可以控制雙旋翼正常飛行，并在不做故障診斷和控制器重構的情況下，發生單側旋翼效率下降或失效故障時使飛行器通過自旋來避免側翻墜落，保持高度和降落。
本文導讀
1. 研究問題
2. 控制器設計
3. 綜合仿真與視景顯示
1. 研究問題
本文所要解決的是雙旋翼飛行器的容錯控制問題，即使得雙旋翼在一側旋翼拉力減小時避免翻轉墜落，保證飛行器的安全，甚至使飛行器可以實現對位置的完全跟蹤。采用被動容錯的方法，不使用故障檢測和隔離（FDI），在正常情況和故障情況下使用同一種控制策略，控制器自行得出當前飛行器的最佳狀態并保持。
展開 共軸剛性旋翼構型高速直升機發展研究
共軸剛性旋翼概念
共軸剛性旋翼是國內對前行槳葉概念（
ABC
）的別稱
，源自文藝復興時期達
·
芬奇的
“
旋翼機
”
假想圖，但是由于它對旋翼結構的要求遠遠超出了當時的技術水平，直到
20
世紀
60
年代，西科斯基公司采用鈦合金制造旋翼槳葉以探索共軸剛性旋翼技術，才正式開啟了西科斯基公司長達近
60
年的共軸剛性旋翼構型高速直升機的研發之路
。
常規直升機旋翼受到前行槳葉激波限制（見圖
1
）和后行槳葉失速限制（見圖
2
），飛行速度最大只能到
300km/h
左右。而共軸剛性旋翼構型高速直升機打破了常規直升機旋翼的工作原理（見表
1
），采用前行槳葉概念和共軸雙旋翼構型，只通過旋翼前行側提供升力，后行側不提供升力，充分利用了旋翼前行側動壓大的優勢，避免了后行側失速對飛行速度的限制；同時，在高速飛行時，降低旋翼轉速以減弱前行槳葉激波的限制，并采用輔助推進裝置
(
推力槳
)
提供足夠的前進力。該構型直升機結構緊湊，保留并提升了常規直升機低空機動能力，可實現大幅度的速度提升。
二戰后，美國經濟和科技高速發展，試飛了多種復合式高速直升機，并有明確的計劃牽引和競爭決策機制。在該背景下，
1964
年起，美國西科斯基公司對前行槳葉概念旋翼進行了大量的探索性研究和技術攻關，包括旋翼氣動設計、剛性旋翼結構設計、動力學設計、飛行操縱與控制、縮比模型風洞試驗等，并于
1970
年在
NASA-AMES 40ft×80ft
風洞中進行了全尺寸共軸剛性旋翼風洞試驗驗證，這標志著前行槳葉概念旋翼的理論分析和試驗研究達到了頂點，并初步驗證前行槳葉概念旋翼系統的技術可行性和性能潛力。
展開 私人飛機高手介紹：旋翼機的空氣動力學
直升機和旋翼機都是通過旋翼來產生升力的，因此解釋升力產生的許多基本空氣動力學原理對兩種飛行器而言是相同的。
這些基本原理在《第2 章：一般的空氣動力學》里有詳細的解釋，這些原理也同樣構成了旋翼機空氣動力學討論的基礎。
[自旋]
直升機和旋翼機之間一個根本的不同在于：在依靠動力維持飛行的過程中，旋翼機旋翼系統工作在自旋狀態下。這意味著旋翼依靠向上流過翼面的氣流維持自身的自由旋轉，而不是通過發動機的動力旋轉翼面，從上方吸收氣流。
[圖16-1]在自旋過程
中產生的力一方面維持旋翼的旋轉，另一方面產生將飛行器維持在空中的升力。從空氣動力學的角度而言，在正常飛行時旋翼機旋翼系統的運轉和直升機的旋翼系統在發動機失效時，向前自旋下降時的運轉方式一樣。
圖 16-1. 在旋翼機上氣流通過旋翼系統的方向和動力飛行狀態下的直升機相反。這些氣流是把動力從旋翼機發動機傳送到旋翼系統并保持旋翼自轉的媒介。
**********************************************************************************************
[垂直自旋]
在垂直自旋過程中，旋翼槳片遇到的相對風由兩個基本的組成部分。如圖16-2所示，一個是向上的通過旋翼系統的空氣流，在一個給定的飛行條件下該氣流保持相對不變。另一個分量是槳葉旋轉造成的周向氣流（旋轉方向的相對氣流，譯者注）。這個分量的大小和離開旋翼葉轂的距離關系很大。
舉例來說，考慮一個轉速300轉/分鐘(r.p.m)的直徑25 英尺的槳盤，在離開旋翼葉轂1英尺的位置上的一點，槳葉沿著一個周長6.3英尺的圓運動，這時的線速度大約為31.4英尺/秒(f.p.s) 或者21英里/小時(m.p.h)。
展開 多旋翼+螺旋槳型eVTOL飛行器飛行性能簡要評估
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器實際上是電動版的復合式直升機。電動多旋翼相當于復合式直升機的單/雙旋翼，是專門用于提供升降力的推進器，電動螺旋槳是專門用于前向飛行的推進器，多旋翼的支撐結構可作為飛行短翼，在前向飛行時減輕多旋翼的升力負擔。
共軸雙槳復合式直升機
同多旋翼型 eVTOL飛行器和機翼+螺旋槳+多旋翼型eVTOL飛行器一樣，在此簡要評估一下此種類型 eVTOL 飛行器的飛行性能：
Eve Air Mobility Eve V3 網址：https://evtol.news/embraer/
垂直飛行性能：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，可靈活設計電動旋翼的直徑尺寸、功率載荷、旋翼數量，電動螺旋槳數量以及安裝位置、結構布局。
懸停狀態飛行：電動旋翼安裝位置距離飛行器重心遠，控制力矩大；電動旋翼在水平面上多位均勻布局，量化了方位角度，控制響應快；電動旋翼同型號的數量多，便于設計交替冗余使用。遇有強風干擾，電動螺旋槳能夠逆風推進，提高飛行器的抗風性能。
起降狀態飛行：垂直起飛時，電動螺旋槳能夠快速強力推進飛行器，加快從懸停到前飛狀態的過渡時間，減少懸停能量消耗；降落進近時，電動螺旋槳能反向推進為飛行器剎車，避免機頭上揚影響駕駛員著陸操縱視線。
前向飛行性能：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，專門由電動螺旋槳提供前向水平推進動力，能夠保持多旋翼槳盤平面處于水平狀態，使各個電動旋翼能夠均勻提供升力，避免了前后電動旋翼功率需求差異過大的困境。
電動旋翼支架結構能夠進行翼型設計，前向飛行時產生附加升力，提高飛行器的升阻比。
展開 
直升機旋翼的動力學奧妙
兩個旋翼的排列有如下三個情況：
縱列式：兩個旋翼前后縱向排列，旋轉方向相反。例如，美國波音公司制造的CH-47“支努干”運輸直升機。
橫列式：兩個旋翼左右橫向排列，旋翼軸間隔較遠，旋轉方向相反。比如，前蘇聯的Mi-12直升機。
共軸式：兩個旋翼上下排列，在同一個轉軸線上，互成反向旋轉。例如，前蘇聯的卡-50武裝直升機。（請見圖7的共軸式雙旋翼直升機圖片）
03
四旋翼直升機
圖3是中國研制的四旋翼無人直升機。四個旋翼分為兩對，分別以正螺旋和反螺旋方向旋轉。
圖3 四旋翼無人直升機（中國制造）
04
葉片數量
葉片數量往往與載重量大小相關，常見有2，3，4，8 個葉片。例如米-8直升機有4個葉片；米-28有5個葉片；米-26直升機的旋翼有8個葉片，尾槳有5個葉片。2008年5月26日，一架紅色米-26直升機吊裝了一臺重約13.2噸的重型挖掘機，前往唐家山堰塞湖壩體。圖4為執行該項任務的米-26直升機照片。
圖4 “米-26”直升機
05
傾轉式旋翼飛機
美國V-22魚鷹直升機就是傾轉式旋翼飛機（參見圖5），它兼有直升機和飛機的共同優點。當旋翼的轉軸豎直時，旋翼產生升力。當轉軸角（與豎直軸的夾角）接近90度時，旋翼就變成螺旋槳，飛行速度由300公里/時，提高到500公里/時?，F在，美國V-22部署到東亞美軍駐日基地，對中國進行威懾。
圖5 V-22“魚鷹”傾斜（傾轉）式旋翼飛機
直升機旋翼動力學奧妙與動量矩守恒律
前邊提到，單旋翼直升機除了有一個大的旋翼外，在尾部還有一個小的尾旋翼（也叫尾槳）。圖6是一個帶鑲嵌式尾旋翼（尾槳）的直升機。尾槳產生的作用力沿水平方向，并且與機身垂直，對機身重心有一個力矩（轉矩）。
展開 四旋翼無人飛行器仿真分析
四旋翼無人飛行器仿真分析
旋翼無人飛行器具有垂直起降／著陸、可懸停、機動性好及結構簡單等多種優點，無論是在軍事領域還是民用領域，都有非常廣泛的應用價值。
作為垂直／短距起降飛行器，多旋翼無人飛行器不受起降場地的限制，具有很強的適應性，一直是各國軍方關注的焦點。多旋翼無人飛行器與常規的飛行器相比，具有垂直起降、著陸、懸停、縱飛和側飛等飛行特性。隨著近年來微電子、微機械、計算機技術及電池等技術的飛速發展，小型四旋翼無人機的體積、重量、靈活性和機動性等多個方面有了長足的進步。根據動力配置形式的不同，旋翼無人飛行器一般有四旋翼、六旋翼和八旋翼等。根據飛行器的飛行方式，一般分為自由型及系留型。目前的產品主要集中在自由型多旋翼，其載重量較小，主要面向航模愛好者，應用領域為航拍，單塊電池僅能支持飛行器滯空１５ｍｉｎ左右。而系留型多旋翼飛行器具有覆蓋面積大、留空時間長、機動性能強及效能費用比高等顯著的特點，無論是在軍事領域還是民用領域，都有非常廣泛的應用價值。四旋翼無人飛行器在結構上更為簡潔：四只旋翼相互抵消扭矩，不需要專門的反扭矩槳；具有更簡潔的控制方式，僅通過改變四只旋翼的轉速即可實現各種姿態控制。因此，系留型四旋翼無人飛行器備受國內外很多專家和學者的關注和研究。
本文以系留型四旋翼無人飛行器為研究對象，采用通用大型有限元分析軟件Ａｂａｑｕｓ建立了對應的力學仿真模型。應用該仿真模型對該旋翼無人飛行器在旋翼升力、風載荷及降落沖擊等工況下的結構強度和剛度響應進行了仿真分析，得到了對應的安全裕度數據，為該無人機的結構設計提供了理論依據。
系留型四旋翼飛行器系統是一種有４個螺旋槳且螺旋槳呈十字交叉形式的飛行器，如圖１所示。整個飛行平臺結構包含中心架（設備艙）、支撐臂、起落架及其他系統的受力結構等。
展開 傾轉旋翼機復合材料機翼動特性仿真分析
傾轉旋翼機可在直升機模式、固定翼飛機模式和兩者之間過渡模式飛行，集直升機和固定翼飛機飛行特點與一身。相比傳統直升機，傾轉旋翼機的飛行速度大幅提高，飛行包線更大，應用范圍更加廣闊；與固定翼飛機相比，傾轉旋翼機大大降低了對場地的要求，提高了空間靈活性。然而，傾轉旋翼機特殊的結構設計使其兼具了類似于直升機“地面共振”“空中共振”以及固定翼飛機回轉顫振的動力學不穩定問題，其中回轉顫振是傾轉旋翼機設計不容忽視的自激不穩定性問題。研究表明傾轉旋翼機的機翼剛度是影響回轉顫振穩定性的重要因素之一，其中扭轉剛度對回轉顫振穩定性的影響較大，弦向及垂向彎曲剛度的影響較小，適當提高機翼扭轉剛度能夠有效提升回轉顫振邊界速度。但是，復合材料機翼力學性能相比金屬材料更為復雜。國內外諸多學者針對傾轉旋翼機復合材料機翼開展研究探索。Rais-Rohani M.等研究了復合材料的方向剛度特性對傾轉旋翼機機翼剛度的影響，分析了動力等約束條件下最小重量機翼結構設計方法。Popelka等人通過機翼氣彈剪裁設計研究了機翼厚度對對V-22傾轉旋翼回轉顫振的影響，機翼最大厚度變化對回轉顫振速度邊界提升明顯。Sprangers,C.A等進行V-22傾轉旋翼機機翼仿真（如圖1）分析，并通過振動試驗研究對仿真結果進行了驗證，提高了全尺寸機翼研制設計把握。諸多研究證明了復合材料機翼結構設計在傾轉旋翼機研制中具有重要的工程意義。
基于有限元方法分析了傾轉旋翼機復合材料機翼動特性，通過文獻測試結果驗證了有限元分析結果的準確性和建立的機翼模型可信度。然后進行了復合材料機翼的構型設計分析，研究了蒙皮厚度和復合材料蒙皮鋪層角度對機翼動特性尤其是扭轉剛度的影響，為進一步提高傾轉旋翼機回轉顫振穩定性邊界提供方向。
展開 多旋翼無人機：新設計、新應用及新發展
多旋翼無人機經歷十年的高速發展，已經從單一場景應用向廣域場景蔓延，從單機飛行到多機協同再到集群控制。伴隨著技術的突飛猛進，無人機在結構上不斷迭代創新，在載荷上持續推陳出新，以適應行業發展的需求。本文首先介紹了多旋翼無人機最新發展的設計結構，然后羅列了多旋翼無人機在各行業的應用場景，最后描述了多旋翼無人機的發展趨勢。
引言
自多旋翼飛行器的誕生至今已有百年之久，但科研人員在多旋翼飛行器上的探索卻沒有停止。近年以來，在技術、材料和制造等方面的極速發展態勢下，多旋翼無人機在民用領域和軍用領域應用逐漸廣泛，備受青睞。為適應行業發展的新需求，多旋翼無人機的結構設計也發生的諸多變化，不再是簡單地增加旋翼數量和擴大軸距，比如加裝籠式裝置既保護了無人機的旋翼又避免旋翼割傷損壞周圍的人員和物品；通過改裝使機體結構模塊化，方便更換任務載荷以適應多場景；設計專用消防無人機來彌補傳統消防器材的不足……總之，科技發展的促進和行業應用的倒逼將會促使無人機技術邁向更高的臺階。
多旋翼無人機的新設計
多旋翼無人機的形態設計已經多種多樣，但新的結構形式仍在不斷涌現。多旋翼無人機的新設計主要體現在無人機本身結構的設計，比如可折疊多旋翼無人機、全向多旋翼無人機等，也體現在無人機外部加裝結構的設計，比如帶機械臂多旋翼，還有多旋翼與固定翼的復合形態設計，比如垂直起降固定翼無人機、尾座式多旋翼無人機、升力翼多旋翼無人機，同樣還有異構設計，比如雙旋翼無人機、多棲多旋翼無人機。
1.1 籠式多旋翼無人機
為解決多旋翼無人機帶來的安全性問題，設計者研發了籠式多旋翼，將多旋翼放置于一個籠式結構中，即使無人機在飛行過程中發生失誤，由于有保護籠裝置，可以有效降低人身傷害或螺旋槳損壞的風險。
展開 旋翼式火星無人機技術發展綜述
該方法能夠彌補仿真方法存在的模型合理性與結果準確性問題，并直觀地反應無人機的動力學性能，實現對火星旋翼式無人機的旋翼系統的氣動力學特性評價。
4.1 火星無人機懸停實驗的優勢
早期火星無人機旋翼的空氣動力學特性主要通過風洞實驗進行研究。風洞實驗能夠快速獲取不同翼型的空氣動力學特性，從而優選適合火星大氣環境的翼型[57]。由于無人機旋翼沿翼展方向的流速具有梯度，而風洞實驗的被測旋翼各截面的流速相同，這導致風動實驗僅能反映旋翼單一截面的氣動特性。此外，由于低雷諾數環境中翼型的阻力系數較小，風動實驗的洞壁效應將導致翼型的阻力系數顯著增大。無人機的懸停實驗能夠直接測量旋翼的升阻特性與損耗功率，因而被廣泛用于評估旋翼式無人機的飛行性能[58]。旋翼在低氣壓環境產生的升力值遠小于地球環境下的升力值，因而懸停實驗裝置應具有較高的測量精度與測量分辨率。目前，火星無人機懸停實驗裝置主要包括旋翼升力測試裝置、阻力測試裝置、扭矩測試裝置及功率測試裝置。
4.2 無人機懸停測試實驗裝置
火星無人機的旋翼在火星大氣環境產生升力僅與無人機的自重在同一量級，且旋翼的升力、扭矩、功率等參數的變化速率遠小于旋翼轉速的變化速率。這要求懸停測試裝置能夠直接測量旋翼升力或將升力轉換為角度、位移等間接量進行測量，并采用配重等方式抵消測量系統重量對結果的干擾，以提高測量裝置的準確性和測量精度。因此，懸停測量裝置需具備較大的旋翼轉速調整范圍，并能夠直接測旋翼升力，且具有較高的測量精度。
為了評估無人機旋翼的懸停性能，斯坦福大學的Kunz[59]基于杠桿原理設計了一種火星無人機旋翼升阻特性測量裝置。測量裝置杠桿的一端為旋翼系統，另一端為配重塊與應變片。測量裝置采用配重的方式實現了應變片對旋翼升力的直接測量，采用將旋翼水平安裝的方式實現了將旋翼產生的扭矩轉變換為對應變片的應力進行測量。
展開 四旋翼無人直升機論文
如圖1.1所示，旋翼1、3順時針旋轉，旋翼2、4逆時針旋轉，旋翼的扭矩會自動平衡。而傳統直升機必須加一個尾翼用來平衡旋翼扭矩，這個尾翼對向上的推力無幫助作用，浪費了能量。另外，由于四旋翼機的旋翼更小，轉速更高，因而其效率更高；小旋翼也可以減少旋翼碰撞周圍建筑物的概率，飛行更加安全。
圖1.1 四旋翼直升機飛行原理示意圖
1.2 四旋翼直升機工作原理
四旋翼直升機有4個控制輸入量，分別為四個旋翼的轉速；6個輸出量，
分別為飛機位置量（x、y、z）和姿態角(俯仰角?、橫滾角?、航向角?)。四旋翼直升機通過調節對角線上旋翼的轉速來改變姿態：圖1.1中，1、3旋翼的推力不同會改變四旋翼直升機的俯仰角，同時在機體X方向產生一個加速度。由于對稱性，在機體Y方向也會產生相似的作用。四旋翼直升機改變對角旋翼的轉速大小，同時往相反方向改變另外一對旋翼的轉速的大小，兩對旋翼間扭矩便不再平衡，從而航向角改變。
二、總體設計
2.1 設計目標
目前，國內外有很多四旋翼無人直升機模型的生產廠家，從購買渠道和方便維護考慮，選用的機體平臺是國產的華科爾UFO4型遙控四旋翼直升機（圖2.1）。直升機的主要參數見表
2.1
圖2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機
表2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機主要參數
機體參數
旋翼半徑
機體長/寬
驅動系統（電
機）
接收器 參數大小 198mm 470mm 1225 FE 4-in-1 機體參數 遙控器 陀螺儀 重量（含電池） 電池 參數大小 WK-0701 3D 225g 11.1V-Li
本文的主要內容是設計小型四旋翼飛行器的控制系統，實現小型四旋翼無人直升機在近地環境下的姿態控制。
展開 ABAQUS四旋翼無人飛行器仿真分析
旋翼無人飛行器具有垂直起降／著陸、可懸停、機動性好及結構簡單等多種優點，無論是在軍事領域還是民用領域，都有非常廣泛的應用價值。
作為垂直／短距起降飛行器，多旋翼無人飛行器不受起降場地的限制，具有很強的適應性，一直是各國軍方關注的焦點。多旋翼無人飛行器與常規的飛行器相比，具有垂直起降、著陸、懸停、縱飛和側飛等飛行特性。隨著近年來微電子、微機械、計算機技術及電池等技術的飛速發展，小型四旋翼無人機的體積、重量、靈活性和機動性等多個方面有了長足的進步。根據動力配置形式的不同，旋翼無人飛行器一般有四旋翼、六旋翼和八旋翼等。根據飛行器的飛行方式，一般分為自由型及系留型。目前的產品主要集中在自由型多旋翼，其載重量較小，主要面向航模愛好者，應用領域為航拍，單塊電池僅能支持飛行器滯空１５ｍｉｎ左右。而系留型多旋翼飛行器具有覆蓋面積大、留空時間長、機動性能強及效能費用比高等顯著的特點，無論是在軍事領域還是民用領域，都有非常廣泛的應用價值。四旋翼無人飛行器在結構上更為簡潔：四只旋翼相互抵消扭矩，不需要專門的反扭矩槳；具有更簡潔的控制方式，僅通過改變四只旋翼的轉速即可實現各種姿態控制。因此，系留型四旋翼無人飛行器備受國內外很多專家和學者的關注和研究。
本文以系留型四旋翼無人飛行器為研究對象，采用通用大型有限元分析軟件ABAQUS建立了對應的力學仿真模型。應用該仿真模型對該旋翼無人飛行器在旋翼升力、風載荷及降落沖擊等工況下的結構強度和剛度響應進行了仿真分析，得到了對應的安全裕度數據，為該無人機的結構設計提供了理論依據。
系留型四旋翼飛行器系統是一種有４個螺旋槳且螺旋槳呈十字交叉形式的飛行器，如圖１所示。整個飛行平臺結構包含中心架（設備艙）、支撐臂、起落架及其他系統的受力結構等。
圖１ 系留型四旋翼無人飛行器結構示意圖
在Ａｂａｑｕｓ軟件中建立的有限元模型如圖２所示。
展開 
一種無人直升機旋翼槳葉設計與動力學試驗
目前無人機主要執行的是航拍、監測環境、農業植保等任務載荷，且大部分無人機以多旋翼為主。多旋翼無人機是靠螺旋槳轉速的變化，來調整力和力矩的，實現多旋翼無人機的飛行運動控制。對多旋翼無人機的槳葉來說， 一方面，槳葉尺寸越大，越難以迅速改變其速度。也正是因為如此，無人直升機主要是靠改變槳距而不是速度來改變升力。另一方面，在大載重下，槳葉的剛性需要進一步提高。不可變距的槳葉上下振動會導致剛性大的槳葉很容易折斷。另外，
無人直升機具有載荷大、抗風性能好等優點。因此，也被廣泛應用在科研搭載、大載重農業植保、
高空消防滅火、物流運輸等領域
。
1 技術現狀剖析
目前，大載重單旋翼無人直升機的槳葉系統市場選擇的空間較小，大部分槳葉均是某個型號專用的槳葉，互換性較低，槳葉產品獨立性較低。因此，根據某型單旋翼無人直升機升機動力系統的更換，需要重新定義設計與發動機相匹配的旋翼槳葉，才能使得整機性能最大化，復合材料槳葉的設計參考原有槳葉進行，其組成主要有大梁、蒙皮、后緣條、槳葉內腔泡沫填充、配重等結構組成[2]。其中，大梁是主要承力件。蒙皮是次要承力件。根據原有的旋翼槳葉成型工藝與配置方式，通過優化迭代槳葉結構、氣動效率、旋翼動特性等重要參數進行優化設計。
展開 雙旋翼，真的只是酷炫嗎？
雙旋翼，只是少了兩個螺旋槳嗎？
表面上看，雙旋翼只是比四旋翼少了兩個螺旋槳，但這背后的難度其實非常大。有業內人士表示，第一、雙旋翼無人機的飛控算法非常復雜，不僅要考慮旋翼的控制，還要結合舵機傾轉等方面的協調；第二、在成本和穩定性上要做到和四旋翼同等程度，廠商要付出的前期研發投入會高很多，研發周期也會更長。
雙旋翼的機械機構設計和生產的難度更高。在市面上沒有成熟可量產技術的情況下，零零科技從零摸索，自研雙旋翼舵機傾轉技術，結合非線性動力模型及控制算法設計，使無人機在空中?行更穩定，并具有良好的機動性。研發過程中，零零科技也積累了多項V型雙旋翼結構設計相關的發明專利。
從短期商業利益的角度看，同樣能賺錢，大部分企業會傾向于選擇更穩妥的方式。但是回看零零科技的歷史就會發現，其做出這樣的選擇并不令人意外，推出的每一款產品都突破了當時的技術挑戰。
早在2016年10月，零零科技發布了Hover Camera Passport小黑俠跟拍無人機，火爆一時， 相繼拿下了“iF設計獎”“紅點設計大獎”等設計界大獎。零零科技創始人王孟秋說，每一次創新的目標都是朝著“能讓無人機領域往前邁一大步”來推進的。
雙旋翼，普通消費者真能玩嗎？
一款消費級無人機采用更加酷炫、也更加復雜的雙旋翼結構，普通用戶可以駕馭它嗎？實際上完全不用擔心，“獵鷹”(Falcon)采用GPS + GLONASS雙模定位，可以實現穩定的一鍵起飛、自主懸停、一鍵返航。
展開 直升機旋翼的轉速到底變不變？事實可能與你想的不一樣
但是，直升機飛行狀態是在變化的，飛行姿態在槳距操縱中也會有輕微的改變，因而自動油門系統調整之后，旋翼的拉力大小和方向也會有一定的變化，旋翼的轉速平衡點也會因此有所改變，從總體來說，這個改變幅度是非常小的，因而可以在理論分析中可以認為是不變的。
## 自動油門控制系統
自動油門控制系統將會監控總距的增加，也就是說，如果直升機駕駛員，提拉總距的時候，自動油門系統就會自動的跟隨你提拉的幅度來改變油門的開度來保持旋翼的轉速，一方面這個自動系統能補償的比較準確，另一方面也減輕了飛行員的負擔；但是這個系統也不是萬能的，在某一些特殊的大機動情況下，可能他也不能準確的改變油門開度，這時候呢，還是需要駕駛員手動的調整的。
# 旋翼變轉速的例外情況
## 傾轉旋翼機
傾轉旋翼機可以算是當前在軍民領域都相當熱門的機型了，因為其本身就具有直升機模式和螺旋槳飛機兩種模式，所以它的旋翼至少要有兩套轉速，這也是大型傾轉旋翼機研制難點之一。
## 轉速優化旋翼直升機
轉速優化直升機，例如美國的A160，這類新型直升機為了獲得更長的航時和航程，配備有兩套轉速，懸停一套，巡航一套，巡航時候一般是降低轉速，這樣可以節省燃油和功率消耗。
## 新構型高速旋翼飛行器
當前的高速構型旋翼飛行器，比如前歐洲直升機公司的單旋翼帶機翼帶尾推螺旋槳的高速復合旋翼機：X-3，以及西科斯基的高速剛性共軸雙旋翼復合直升機S-97 掠奪者就都屬于這一類，這類直升機為了提高前飛速度，都會在高速前飛的時候，降低旋翼轉速，因而也有兩套旋翼轉速，他們的旋翼有個新的名稱，叫——Slowed Rotor 。
展開 復雜的直升機旋翼空氣動力學
旋翼是直升機的關鍵部件，為直升機的飛行提供所需的升力、推進力和操縱力。
旋翼的氣動特性直接決定了直升機的性能、飛行品質、噪聲輻射和振動特性等，因而旋翼空氣動力學是直升機設計的關鍵技術之一。由于旋翼的風洞實驗技術復雜、費用昂貴，旋翼計算流體力學越來越受到學術界和工業界的重視。
另外，旋翼計算流體力學可以在旋翼的外形優化方面發揮無可替代的作用。到目前為止，旋翼計算流體力學仍然是計算流體力學領域的前沿問題，也是直升機工業界急需解決的關鍵技術問題。美國空軍甚至將旋翼空氣動力學的研究列為21世紀美國空軍的7個空氣動力學重點研究方向之一。
直升機旋翼空氣動力學特性
與固定翼相比，旋翼空氣動力學的復雜性（如圖1所示）主要包括：
旋翼所產生的尾渦結構比較復雜，始終在旋翼下方附近，主宰著整個流場，嚴重地改變了槳葉的有效迎角，從而影響旋翼的氣動性能；
直升機在低速下降過程中，前行槳葉產生的槳尖渦會與后行槳葉產生葉渦干擾(Blade-Vortex Interaction, BVI) 現象；
前飛狀態下，前行槳葉的相對速度較大，而后行槳葉的相對速度較小，后行槳葉為了獲得足夠的升力，必須工作在大迎角狀態，這樣很容易產生大分離流動，甚至動態失速；
前行槳葉的相對速度較大，靠近槳尖區一般都會有激波產生，激波較強時會產生激波-附面層的干擾現象，并誘導邊界層發生分離；
旋翼流場高低速并存，在跨音速態下，槳尖有激波產生，槳轂區為不可壓區。旋翼流動的這些復雜特征給旋翼流場的數值模擬帶來了很大的困難。
常見的研究方法
近幾十年來，隨著計算流體力學 (ComputationalFluid Dynamics, CFD) 的發展和廣泛應用，旋翼CFD也經歷了快速發展。
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