直升機旋翼的案例
直升機旋翼的轉速到底變不變？事實可能與你想的不一樣
摘要
我知道點進本文的讀者首先肯定想得到的是一個明確的答案，所以我覺得我最好還是先簡要概述一下題目中這個問題的答案好了：
從理論上來說，常規直升機旋翼的轉速是不變的，但是從實際飛行來說，旋翼的轉速會在一個非常小的幅度內變化，因而從理論上可以假設其不變。
不過這里所說的是常規直升機，如果研究的對象是一些復合構型的新型直升機，或者高速構型的直升機或者旋翼飛行器，其旋翼的轉速就不再是不變的了，關于這一點，讀者可以從正文中得到更多的詳細信息。
# 為什么理論上直升機旋翼轉速為什么不變？
這個問題看似簡單，實則上是一個涉及到多個學科的復雜問題。
展開 復雜的直升機旋翼空氣動力學
直升機旋翼CFD的計算網格
目前直升機旋翼CFD采用的網格仍然是多塊重疊網格，但是以美國為代表的西方發達國家采用的是非結構重疊網格，我國國內仍然以結構重疊網格為主。西方發達國家同時開發了自適應網格技術。自適應網格技術在直升機旋翼的數值模擬中目前是一種發展趨勢，但國內還比較少見。以高精度算法為基礎的高階曲線網格也是直升機空氣動力學研究的空缺。
直升機旋翼的動力學奧妙
一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產生的反轉矩。例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。圖2就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。
圖2 外掛式尾部旋翼（尾槳）
但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機?！?em>旋翼產生的反轉矩”將是本文的討論的重點。
02
雙旋翼直升機
雙旋翼直升機具有兩個旋翼。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。
展開 直升機旋翼系統
這是一個高細節的直升機旋翼組件 SolidWorks 模型，包含 4 個主槳葉、斜盤機構、俯仰控制連桿和執行器。該設計展示了機械運動如何通過斜盤從執行器傳遞到旋翼槳葉，從而控制俯仰、滾轉和升力。
共軸剛性旋翼構型高速直升機發展研究
摘要
共軸剛性旋翼帶推力槳構型在保留常規直升機優異近地面機動能力的基礎上,可實現速度與航程提升一倍,是下一代軍用直升機的主要構型。本文從直升機構型發展需求出發,系統梳理了共軸剛性旋翼的概念原理、技術攻關和型號預發展過程,并以美軍未來高速直升機型號發展和直升機技術發展趨勢,提煉并概括了以高速直升機裝備為代表的下一代軍用直升機的典型技術特征,對高速直升機的發展提出一些建議。
直升機具有垂直起降、空中懸停以及優良的近地面機動性能，在軍、民用領域發揮著不可替代的重要作用。然而，受旋翼工作原理的約束，當前飛速度疊加旋翼轉速接近聲速時，旋翼前行側會產生激波、后行側動態失速，因此，一般直升機的平飛速度很難超越300km/h，限制了直升機在軍、民用領域的應用拓展。在保留常規直升機獨特的垂直起降、低空懸停以及機動能力的基礎上，突破旋翼工作原理對速度的限制，實現高速飛行，一直是美歐等航空強國持續追求的目標。以美國西科斯基公司S-97、SB>1為代表的高速直升機，通過共軸剛性旋翼帶推力槳構型實現旋翼工作模式的優化，在保留常規直升機優異近地面機動能力的基礎上，平飛速度提高至450km/h以上，航程大于1200km，是下一代軍用直升機的主要構型。本文將系統地梳理共軸剛性旋翼的概念原理，分析國外共軸剛性旋翼帶推力槳構型的高速直升機的關鍵技術攻關歷程，以及當前的型號預發展情況，在此基礎上，通過對美軍未來高速直升機型號與技術發展趨勢的分析，提煉并概括下一代軍用直升機的典型技術特征，并對國內高速直升機的發展提出建議。
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 航天國器將攜新型縱列式雙旋翼無人直升機亮相珠海航展
據業內人士透漏：南京航天國器智能裝備有限公司將攜新型縱列式雙旋翼無人直升機亮相2022年第十四屆中國航展（珠海航展）。國產“支奴干”型無人直升機要來了！
說起大名鼎鼎的美國"支奴干"直升機，有網友認為連俄羅斯都仿制不出來。其實類似“支奴干”這樣的縱列雙旋翼直升機，俄羅斯（前蘇聯）才是大哥，美國是后來者。因為美國的“支奴干”并不是全球第一款的縱列雙旋翼重型運輸直升機，俄羅斯（前蘇聯）才是第一個搞出來類似的縱列雙旋翼重型運輸直升機國家。蘇聯時期研發的雅克-24縱列雙旋翼直升機于1953年首飛，1955年服役，比美國的“支奴干”整整早了8年。“雅克”-24縱列雙旋翼中大型直升機創造了兩項世界紀錄，載重2噸飛行高度5082米，載重4噸飛高2902米，由此可見，當年前蘇聯軍工的能力之強大。不過，“雅克”-24縱列雙旋翼直升機的道路并沒有走下去，由于穩定性，可靠性不是最令人滿意，特別是縱列雙旋翼產生的震動問題很嚴重，加之當時的國力無法支持太多的項目，又因為當時已經有了更好的替代機型米-6直升機， 所以“雅克”-24直升機在生產了軍民各種機型約40架后，就于1958年退出了歷史舞臺。
美國的“支奴干”借鑒了當時的縱列雙旋翼直升機的技術，并且從根本上解決了了縱列雙旋翼直升機雙旋翼結構帶來的振動問題，經過不斷改進終于修成正果。
越南戰爭期間，美國在越南損失了不少的支奴干，其中就有一架完整的支奴干直升機被越軍繳獲。后來，越南決定把這架支奴干送給中國。
展開 某型無人直升機主旋翼操縱系統線剛度有限元分析
馬敬志 范汪明 邵 松 姜年朝
中國人民解放軍總參謀部第六十研究所
江蘇 南京 210016
摘 要：主旋翼操縱系統是直升機的關鍵部件，其線剛度直接關系到無人直升機的飛行安全?，F基于有限元分析方法，采用ANSYS軟件計算了某型無人直升機主旋翼操縱系統的線剛度，為主旋翼系統的設計提供依據。
關鍵詞：無人直升機；操縱系統；線剛度
0 引言
無人直升機主旋翼操縱系統包括舵機系統、自動傾斜器系統、防扭臂組件及推拉桿組件等。采用外置式操縱系統，自動傾斜器分為動環和不動環，分別用于連接變距拉桿和主舵機。操縱過程中，主舵機通過推、拉不動環，動環推、拉變距拉桿，進而驅動旋翼系統完成總距及周期變距操縱。操縱系統作為重要組件，將舵機產生的運動控制槳轂進而操縱主旋翼。操縱系統的安全與否直接關系到直升機的安全飛行，材料的選擇關系到其線剛度及疲勞性能的好壞[1]，要承受較大的交變載荷[2-3]。與所有旋轉結構一樣，旋轉交變載荷導致操縱組件的塑性變形及疲勞斷裂，尤其是連接處的斷裂，嚴重威脅槳轂的使用安全，而且疲勞斷裂會導致直升機墜毀[3-4]，同時操縱系統的線性剛性與旋翼顫振直接相關，會引起直升機的氣彈穩定性問題，所以操縱系統線剛度的設計是否滿足設計要求直接關系到直升機的飛行安全。
1 有限元建模及分析
1.1 建模方法
某型無人直升機主槳轂操縱系統組件的幾何模型如圖1所示，幾個主要部分通過螺栓、軸承連接而成，部分局部連接部件如圖2所示。由于連接部件過于復雜，且本文研究的重點不是局部細微的應力、應變情況，因此對該幾何模型進行了簡化處理，如圖3所示。
1.2 實體建模
在ANSYS軟件中可供選用的solid單元中，四面體單元不如六面體單元計算精度高，特別是涉及小孔邊緣等應力集中區域[5-6]。
展開 航空環境公司協助NASA建造火星直升機
隨后在2016年5月，公司向JPL交付了火星直升機的旋翼和起落架裝置。
為了在火星稀薄大氣環境下使用，共軸旋翼直升機的轉速幾乎接近3000rpm，這是傳統直升機旋翼轉速的10倍。
目前，該機完成了全尺寸原型機及其和JPL開發的控制器的集成，并在一個直徑7.62米的封閉艙室內驗證了模擬火星大氣環境的自由飛行。該機使用共軸雙旋翼構型，下旋翼上專用周期變距和總距控制機構，上旋翼則只有總距控制，全機總重為850克。
為了進行測試，JPL將封閉艙室抽成真空，然后注入二氧化碳氣體，使其與火星環境下的空氣密度相當。由于地球的重力高于火星環境，因此不能建造一個質量與火星直升機完全相同的原型機來進行測試。因此JPL將火星直升機的動力和航電設備通過一條重量很輕的電線連接到無人機上，以降低測試用原型機的質量，使其所受的重力與在火星環境下的重力大致相當。
2017年秋天，公司向JPL交付了用于2架工程研制型機的主要子系統，包括旋翼、起落架、機身外殼和太陽能板基板。JPL則為其集成了航電系統、機載動力系統、飛行控制系統、傳感器和通信系統。在加裝了這些系統后，工程研制型機的總重提高到了1.7千克。
展開 無人機飛行原理——直升機
首先，我們先來看看什么是直升機，利用槳葉的旋轉支承其空中飛行的升力完全依靠一具或多具繞垂直軸旋轉的旋翼向下方排斥氣流所產生的反作用力。
直升機的布局有很多種，在直升機發展初期，沒有哪一種布局的直升機占有主導地位，不同的設計者根據自己的理解和喜好，設計出各種各樣的垂直起降飛行器，比如：共軸、支奴干（串列式），單旋翼尾槳式等等。
但是經過多年的實踐，其他布局的直升機大多失去了熱衷者，唯獨單旋翼尾槳式勢頭未見，一直占據主導地位，成為目前應用最廣的一種直升機。下面我主要講講單旋翼尾槳式直升機的工作原理。
主要組成
主要由動力系統，變速箱，主旋翼，尾旋翼，主旋翼總成，尾旋翼總成，傳動機構，執行機構，起落架等組成。
旋翼旋轉方向
一般來說，美國的一些直升機喜歡采用俯視逆時針旋翼。法國俄羅斯等多說國家喜歡采用俯視順時針的旋翼。我國直升機中“黑鷹”和直-8是俯視逆時針旋翼，其他機型都是俯視順時針旋翼。從氣動特性來說，兩者都沒有明顯的區別。但是，作為有人機來講，如果采用并列式駕駛艙，并指定左座為機長位置，那么還是采用俯視順時針旋翼更好一些。
展開 一種無人直升機旋翼槳葉設計與動力學試驗
結論
綜上所述，本文基于某型號無人直升機平臺的旋翼系統，對直升機旋翼槳葉進行了氣動仿真計算并結合發動機分析其懸停效率，通過動特性試驗，驗證了仿真計算的正確性，為槳葉動力學計算提供了正確的依據，通過動力學計算，驗證了該旋翼槳葉的設計合理性。
參考文獻
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[7] 黃珺，劉偉光，沈亞娟.考慮旋翼軸剛度的孤立旋翼固有特性計算 [J].直升機技術 ,2007(3)58-60.
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以上文章來源于航空精密制造技術
展開 
直升機是如何起飛轉向的？
直升機是借助旋翼升空，能垂直起飛和降落的重于空氣的航空器。機身上方的旋翼軸上裝一副或幾副大直徑的旋翼，由活塞式發動機或渦輪軸發動機驅動。直升機是靠旋翼來產生氣動力，這里所說的氣動力既包括使機體懸停和舉升的升力，也包括使機體向前后左右各個方向運動的驅動力。
直升機旋翼的槳葉剖面由翼型構成，葉片平面形狀細長，相當于一個大展弦比的梯形機翼，當它以一定迎角和速度相對于空氣運動時，就產生了氣動力。槳葉片的數量隨著直升機的起飛重量而有所不同。重型直升機的起飛重量在20噸以上，槳葉的數目通常為六片左右；而輕、小型直升機，起飛重量在1.5噸以下，一般只有兩片槳葉。
直升機體放在地面時，旋翼受其本身重力作用而下垂。發動機開車后，旋翼開始旋轉，槳葉向上抬，直觀地看，形成一個倒立的錐體，稱為旋翼錐體，同時在槳葉上產生向上的升力。隨著旋翼轉速的增加，升力逐漸增大。當升力超過重力時，直升機即上升；若升力與重力平衡，則懸停于空中；若升力小于重力，則向下降落。
欲向前飛，需將駕駛桿向前推，經過操縱系統，自動傾斜器使旋翼各槳葉的槳距作周期性變化，從而改變旋翼的拉力方向，使旋翼錐體前傾，產生向前的拉力，將直升機拉向前進。
直升機的方向是靠尾槳控制的。欲使直升機改變方向，則需踩腳蹬，改變尾槳的槳距，使尾槳拉力變大或變小，從而改變平衡力矩的大小，實現機頭指向的操縱。
直升機優點：可以做低空（離地面數米）、低速（從懸停開始）和機頭方向不變的機動飛行，特別是可在小面積場地垂直起降。由于這些特點使其具有廣闊的用途及發展前景。在軍用方面已廣泛應用于對地攻擊、機降登陸、武器運送、后勤支援、戰場救護、偵察巡邏、指揮控制、通信聯絡、反潛掃雷、電子對抗等。
展開 直升機噪聲為什么這么大？
直升機噪聲來源
渦軸發動機、傳動系統及旋翼系統作為三大主要動部件，是直升機絕大部分噪聲來源。渦軸發動機轉子轉速一般在20000～60000r/min，旋翼系統轉速范圍一般不超過500r/min，而傳動系統是將高轉速發動機功率轉化為低轉速旋翼空氣動力的橋梁，其傳動鏈上各級齒輪轉速介于旋翼低轉速與發動機轉子高轉速之間，因此直升機噪聲頻率從低到高，涉及范圍很大。
渦軸發動機噪聲
渦軸發動機主要噪聲來源于氣流通道中引起的氣動噪聲以及發動機結構振動產生的機械噪聲，其中氣動噪聲與結構振動相互耦合，使得發動機噪聲研究成為異常復雜的多物理場耦合問題。
傳動系統噪聲
傳動系統噪聲主要源于因齒輪嚙合誤差引起的高頻嚙合激振力引起的機匣、支架等結構的振動而產生的結構性噪聲。傳動系統噪聲與機械振動緊密聯系且相互耦合影響，一方面振動可能影響系統性能，導致系統零部件過早疲勞，甚至失效；另一方面傳動系統噪聲是直升機艙內噪聲的最主要來源，對直升機乘員直接產生不利影響。
旋翼系統噪聲
渦軸發動機及傳動系統產生的噪聲由于頻率較高，在傳播過程中衰減很快，因此影響范圍主要集中于機艙內的乘員。旋翼系統轉速較低，與空氣作用產生的低頻噪聲穿透能力強，對于直升機周邊環境而言，旋翼系統噪聲為主要成分。
由直升機旋翼的空氣動力槳葉拍擊空氣產生的噪聲是很難消除的。槳葉拍擊空氣噪聲（BVI），主要發生于直升機下降期間，旋翼槳葉與葉尖渦流的互相作用，產生了一個復雜的非定常的壓力場，并以高脈沖的噪聲在旋翼下向下傳播。而高速脈沖噪聲（HSI）是由旋翼前行槳葉上的跨聲速氣流的激波產生，首先從槳葉的葉尖附近開始，并向直升機的前方傳播。
展開 形形色色機翼中的動力學奧秘
有些人轉向了多翼機──三翼機、四翼機，甚至更多機翼的飛機；其他一些人則將機翼的形狀更改成了后掠翼、串翼（andem wing）、連接機翼（joined wing）和十字翼（cruciform wing）。
圖：萊特兄弟的“飛行者1號”飛機，采用了當時最好的翼型
在這些機翼當中，絕大多數因為效率太低而難以起飛；有些機翼則能夠產生剛好足夠的升力，如果再配備有功率足夠強大的發動機的話，那么是能夠讓飛機在空中蹣跚地飛行的。而直升機又與飛機有些區別，主要區別在于它們產生升力的機理不同。飛機靠機身兩側的形似蜻蜓翅膀的平直機翼提供升力，前進的動力是由機頭的螺旋槳或尾部噴管（即尾噴管）的噴氣來提供；而直升機則是借助旋轉的機翼（旋翼）產生升力。直升機的旋翼和飛機的螺旋槳都是用旋轉的葉片推動空氣產生作用力的。
今天我們就來說說直升機旋翼的動力學奧秘。
直升機種類
▲▲▲
直升機方面也出現了相對多的機翼種類，按照旋翼的數目與配置以及葉片數目來區分，直升機有如下幾種：
1單旋翼直升機
顧名思義，單旋翼直升機就是它只有一個旋翼。一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產生的反轉矩。例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。下圖就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機。
展開 直升機動力系統的數字孿生體
直升機在飛行狀態下，對大部分機械部件運行狀態的測量都會非常困難。比如，圖1照片中橙色的傳感器電纜數量眾多，體積龐大。由于直升機旋翼的動態運動，旋轉部件如變槳桿等部位，不容易安裝傳感器。即便安裝好，飛行過程中的維護也會非常困難。
這就是為什么引入數字孿生概念，它將有助于我們從系統中某些特定部位的傳感器數據，計算出其它大部分部件的實時荷載。作為構建數字孿生模型方法的一部分，使用多體動力學仿真，是因為它確實是計算機構關節處荷載和位移的方法之一。由于旋翼的研究需要能夠處理大位移的情況并考慮動力學效應，因此多體的形式具有很好的適應性。
圖1. 用于驗證的直升機主旋翼
考慮到系統的一些特性。從電機到葉片，所涉及的零件和系統非常多。我們必須將之細分為多個子系統，并初步建立相關的局部模型。下面介紹其中一個子系統，即主旋翼控制系統。
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