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升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵。与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。此外。共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。
根据直升机的飞行原理可知，直升机的飞行控制是通过周期变距改变旋翼的桨盘锥体从而改变旋翼的总升力矢量来实现的，由于旋翼的气动输入（即周期变距）与旋翼的最大响应（即挥舞），其方位角相差90°，当旋翼在静止气流中旋转时，以纵向周期变距为例，直升机有两种典型的航向操纵结构形式，即半差动和全差动形式。（1）半差动航向操纵系统。目前国内研制的共轴式直升机采用的是半差动航向操纵形式，总距、航向舵机固联在主减速器壳体上，纵横向舵机固联在总距套筒上，随其上下运动。（2）全差动航向操纵方案。共轴式直升机全差动航向操纵方案是指在航向操纵时大小相等方向相反地改变上下旋翼的总距从而使得直升机的合扭矩不平衡，机体产生航向操纵的力矩。由
于在操纵时上下旋翼的总距总是一增一减，因此航向操纵与总升力变化的耦合小，即用于由于差动操纵引起的升力变化所需的总距补偿较小。
工作过程
（1）控制系统建模
控制系统的数学模型是描述系统内部物理量（或变量）之间的数学表达式。在分析和设计本控制系统时，使用了分析法建立数学模型。首先对研究的系统各部分运动机理进行分析，根据所依据的物理规律列写相应的运动方程。在时域中建立了微分方程，复数域中建立了传递函数和结构图，在频域中建立了频率特性等。
（2）控制系统时域分析
在确定了系统的数学模型后，对系统进行动态性能和稳态性能的分析。首先在时域中对系统进行分析，同时运用Scilab软件进行仿真，直观地反映了系统的性能。
（3）控制系统频域分析
控制系统中的信号可以表示为不同频率的正弦信号的合成。控制系统的频率特性反映正弦信号作用下系统响应性能。由于频率特性物理意义明确，并且频域分析可以兼顾动态响应和噪声抑制两方面的要求。因此，在进行时域分析之后，又进行了控制系统的频域分析，同时运用Matlab进行仿真。
（4）控制系统校正
根据被控对象及给定的技术指标要求设计控制系统，需要进行大量的分析计算。设计中需要考虑的问题是多方面的。既要保证所设计的系统具有良好的性能，满足技术指标的要求；又要照顾到经济实用性。因此，在控制系统雏形
设计好后，还要进行系统的校正。针对前面设计的控制系统达不到动态性能指标的不足，对系统进行了串联超前校正，最终使系统达到了预定的性能指标。研究现状
经过建模、时域分析、频域分析以及校正等设计过程，设计好后的控制系
统能较好地满足预定的设计指标要求，即
()0.1
ss
e∞≤
，%20%
σ≤，1s
s
t≤
，并
且经过仿真验证了结果。
目录
引言 (1)
研究背景 (1)
研究对象特点分析 (1)
工作过程 (2)
（1）控制系统建模 (2)
（2）控制系统时域分析 (2)
（3）控制系统频域分析 (2)
（4）控制系统校正 (2)
研究现状 (3)
目录 (3)
1.控制系统设计方案 (4)
1.1直流电动机数学模型 (4)
1.2被控对象数学模型 (5)
2.被控对象特性分析 (6)
2.1稳定性分析 (7)
2.2稳态性能分析 (7)
2.3动态性能分析 (8)
3.控制器设计 (9)
4．仿真验证 (12)
5．结论 (19)
参考文献 (20)
附录 (20)
1.控制系统设计方案
1.1直流电动机数学模型
电枢控制直流电动机的工作实质是将输入的电能转化为机械能，也就是由输入的电枢电压()a u t 在电枢回路中产生电枢电流
()a i t ，再由电流()a i t 与激磁磁通相互作用产生电磁转矩()m M t 从而拖动负载运动。因此，直流电动机的运动
方程有以下三部分组成。
电枢回路电压平衡方程：
()()()a a a a a a di t u t L R i t E dt =++
式中a E 是电枢反电势，它是电枢旋转时产生的反电势，其大小与激磁磁通
即转速成正比，方向与电枢电压
()a u t 相反，即()a e m E C t ω=， e C 是反电势系
数。
电磁转矩方程： ()()m m a M t C i t =
式中，m C 是电动机矩动系数；()m M t 是电枢电流产生的电磁转矩。 电动机轴上的转矩平衡方程：
()()()()m m m m m c d t J f t M t M t dt ωω+=-
式中，m f 是电动机和负载折合到电动机轴上的粘性摩擦系数；m J 是电动机
和负载折合到电动机轴上的转动惯量。
由以上三式消去中间变量()a i t 、a E 、()m M t ，
便可得到直流电机的微分方程：
22()()()()()()()()m m c a m a m a m a m m e m m a a a c d t d t dM t L J L f R J R f C C t C u t L R M t dt dt dt
ωωω++++=-- 在工程应用中，由于电枢电路电感
a L 较小，通常忽略不计，因而上式可以简化为
12()()()()m m m a c d t T t K u t K M t dt ωω+=-
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
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
“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）
?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.doczj.com/doc/4a2624216.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.doczj.com/doc/4a2624216.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
第二十八届（2012）全国直升机年会论文 横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析 孙 浩 夏品奇 （南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016） 摘 要：本文针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响，建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程，以得到桨叶挥舞角，然后对桨叶采用非定常Beddoes 翼型模型计算气动力和力矩，以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响，接着引入动力入流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法，以XV-15倾转旋翼机为算例，计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷，并与GTRS 模型数据进行了对比，验证了计算模型的合理性。 关键词：万向铰旋翼; 机翼; 非定常翼型; 动力入流; 向下载荷 0 引言 横列式独特的旋翼、机翼构型，使其在悬停、低速前飞时，旋翼的下洗流会直接冲击机翼表面，产生较大的额外向下载荷，直接影响横列式直升机的有效载重，从而影响其总体性能。横列式直升机旋翼的桨毂结构、桨叶的大扭转及尖削几何形状，使其下洗速度特征与传统直升机旋翼也有较大不同。笔者在Felker [1-2]等人的工作基础上,引入万向铰旋翼挥舞运动方程及非定常翼型模型，并集成到横列式直升机飞行动力学模型中配平，计算旋翼对机翼的气动干扰。 1 旋翼结构模型和挥舞运动方程 本横列式直升机采用万向铰旋翼桨毂，即四片桨叶通过各自的轴向铰和桨毂壳体相连，没有挥舞铰和摆振铰，桨毂用万向联轴节或万向接头装到旋翼轴上，旋翼在桨毂处通过滑环与桨毂橡胶弹簧相联接，桨毂滑环下设置了旋翼倾斜角限动装置，限制桨毂的过大运动，桨叶较一般旋翼桨叶短并采用很大的负扭转，倾转旋翼飞行器也常采用这种形式桨毂。 本文假设桨叶为刚性，只考虑桨毂相对于旋翼轴的倾斜运动，不考虑桨叶的弹性变形。则万向铰旋翼桨毂相对于旋翼轴运动的两个自由度GC β和GS β（俯仰运动和滚转运动）就相当于旋翼周期挥舞而形成的桨尖轨迹平面后倒角1c β和侧倾角1s β。而在桨叶形成锥度角为0β的锥体过程中，桨叶的性能就像在无铰旋翼上一样。对于挥舞运动二阶以上的谐波，忽略其影响。 于是刚性桨叶万向铰式旋翼第m 片桨叶的挥舞角可表示为： ()011cos sin cos sin m c m s m p GC m GS m βββψβψββψβψ=--=-- （1） p β 为预锥角。旋翼最大倾斜角max p ββ=不能超过限动角，一般为11。 m ψ表示第m 片桨叶所处的方位角，定义为： 2()(-1) t m t dt m K π ψ=Ω+? （2） 作用在旋翼第m 片桨叶上绕桨根的力矩有桨叶的惯性力矩、离心力矩和气动力矩：
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
交叉式双旋翼直升机，以前有类似机型在美军服役过。 旋翼布局对直升机的影响很大，不同的布局形式，结构也不同，会使直升机的性能发生很大变化。直升机的旋翼布局主要有单旋翼尾桨式、双旋翼纵列式、双旋翼横列式、双旋翼共轴式、双旋翼交叉式等 双旋翼交叉式又称“交叉式”。“交叉式”与“横列式”一样，两副旋翼完全相同，沿机体横向左、右排列，但其轴线呈“v”型交叉，反向旋转。其明鲜的特点是两旋翼不平行，分别向外倾斜。这种结构的最大优点是稳定性好，适宜执行起重、吊挂作业。研制“交叉式”埴升机的公司主要是美国的卡曼公司。其最广为人知的作品就是在20世纪50年代，卡曼公司研制的“交叉式”直升机H-43 Huskie “爱斯基摩”，在美国空军和海军陆战队都有使用，越战时主要执行搜救任务。它也就是很多人认为的唯一一种交叉式双旋翼直升机。 美国空军的HH-43 Huskie
美国海军陆战队的OH-43 Huskie 美国海军陆战队的UH-43 Huskie 在以后漫长的40年中，“交叉式双旋翼”直升机似乎销声匿迹。直到20世纪90年代初，卡曼公司瞧准了民用直升机缺少专门用于吊挂作业的直升机，于是又研制了一种“交叉式双旋翼”直升机：K－1200 K-MAX“空中卡车”。可能有些人不知道它的出现的主要原因是K-1200“空中卡车”基本上是在民间使用，但也有一个国家的军队有装备，那就是-哥伦比亚陆军（Colombia - Army）
哥伦比亚陆军的K-1200 K-MAX 恭喜！本帖被贝壳航母@-7UhX 推荐。 ?管理 ?举报 ?修改 ?回复?推荐置顶迁移加锁精华删除加黑限制luo_5128 ? ? ?积分：143 2楼 2008-07-07 14:44:18 Kaman K-1200 K-MAX“空中卡车”
简述常见的共轴双旋翼直升机 卡-50/52 双旋翼布局有很多优点，体现在飞行品质上的就是整体升力系统效率高，比其它旋翼布局，同等旋翼直径的直升机升力大12%。由于没有尾桨，因此全机尺寸紧凑，发动机的全部功率都用来驱动旋翼，提高了直升机贴地飞行的安全性。由于允许重心移动距离较大，机动性有所增加。且操纵简单，安定性好。具体到卡-50/52，这一优势更明显。卡-50/52采用了苏联中央流体动力研究院研制成功的新旋翼翼型，桨尖处后掠30°角。这种设计降低了旋翼高速旋转时空气压缩性对旋翼的不良作用。悬停时，卡-50旋翼的效率高达80%，属于世界先进水平。卡-50/52能够从高速飞行状态中突然进入悬停，且位置准确，稳定性好。这样就能使卡-50/52以近乎静止的状态中使用机载武器。这对于卡-50/52的火力发挥无疑具有重要意义。双旋翼在空气动力上是对称的，消除了偏航的动力来源，直升机可以轻易地保持高度，而且不容易受横风的影响。由于共轴的两具旋翼可以使其直径较一般单旋翼/尾桨配置的直径小，所以，卡-50/52有良好的爬升率和较小的转弯半径，超低空飞行时可以轻松地规避树梢等障碍物。俄国一级试飞员帕帕伊说，卡-50/52很适合在山区和城市等地形复杂的地区作战。 卡-28 双旋翼共轴式直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。这种直升机因无尾桨，所以也就不露要装长长的尾梁，机身长度也可以大大缩短。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升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵（这一点对于舰载直升机很重要）。与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。此外。共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。但是双旋翼共轴式直升机的主要缺点是操纵机构复杂，而且无法进行某些单旋翼直升机可以进行的机动。（上边这句应该是指当直升机作剧烈的左滑跃升机动时两旋翼很容易相碰，据说这个问题已经解决。）
共轴直升机技术 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。 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