近十年來，隨著復合材料、動力系統、傳感器特別是飛控技術的研究進展，無人直升機得到迅速發展，成為人們關注的焦點。
直升機機身包括旋翼、尾槳、機身、控制系統、動力裝置等。
轉子章
1. 主旋翼
主旋翼是直升機、旋翼機等旋翼飛行器的主要起升部件。 主旋翼由螺旋槳輪轂和若干葉片組成。 螺旋槳輪轂安裝在轉子軸上，螺旋槳輪轂上連接有細長翅膀形狀的葉片。 。
1、轉子旋轉方向
當轉子旋轉時，有的轉子向右旋轉，有的轉子向左旋轉。 如果伸出右手，大拇指朝上（指向轉子升力方向），四指握拳方向與轉子旋轉方向一致，則轉子向右旋轉;
如果伸出左手，拳頭的四個手指與轉子方向相同，則為左手轉子。
2、主旋翼的作用
①產生升力以平衡直升機的重力和機身、水平尾翼、機翼等部件的垂直部件。
② 產生一個向前的水平分量，克服空氣阻力，使直升機向前移動。
③ 懸停時，產生橫向或向后的水平分量，導致直升機側向或向后飛行。
④ 產生分力和力矩來控制或操縱直升機，類似于飛機上的各種控制面
主旋翼的組成
1. 螺旋槳輪轂 (gǔ)
簡單來說，槳轂的作用一是連接螺旋槳葉片，二是連接傳動主軸。 就好像汽車輪轂的作用一樣。
提示：槳葉與槳轂之間的螺絲需要擰緊，但不能太緊。 一般來說，用三個手指就可以順利地移動槳。
2.橫拉桿和搖臂
又稱變螺距拉桿、變螺距搖臂。 作用是連接螺旋槳輪轂、T型頭和斜盤。 舵機控制斜盤的運動動量矩定理和動量矩守恒定律，通過拉桿和搖臂改變螺旋槳轂的方向，從而通過揮動槳葉來實現直升機的運動。
3. 十字板
斜盤又稱斜盤，是直升機最重要的部件之一。 斜盤采用機械液壓驅動，并與飛行員的操縱桿相連。 斜盤不僅可以前后傾斜，還可以向任意方向傾斜。 這驅動槳葉改變飛行姿態和方向。
4. 螺旋槳
螺旋槳是一種通過在空氣或水中旋轉葉片將發動機的旋轉動力轉化為推進力的裝置。 螺旋槳的類型很多，應用也很廣泛。 配備斜盤，實現直升機靈活運動。 “竹蜻蜓”是最原始的螺旋槳。
提示：直升機的螺旋槳非常重要，而且非常脆弱。 每次使用后嘗試將其放入保護套中。 它還需要定期維護。
3. 尾槳
牛頓第三定律告訴我們“兩個相互作用的物體之間的作用力和反作用力總是大小相等、方向相反、作用在同一條直線上”。 因此，當直升機帶動旋翼旋轉時，旋翼必然會對直升機產生反作用力矩。 如果只有一個旋翼，不采取其他措施，直升機機身就會進入“不自主”旋轉狀態。
尾槳是指安裝在單旋翼直升機機身尾部的小旋翼，用于平衡旋翼扭矩產生的反作用扭矩。 其結構與旋翼基本相同，其旋轉平面與直升機的對稱面平行。
1、尾槳的作用
它提供反力矩來維持飛機的平衡，同時利用尾槳的變扭矩作用來控制直升機的航向。
當直升機飛行時，旋翼旋轉的反作用力矩將導致直升機沿與旋翼旋轉相反的方向旋轉。 尾槳產生的拉力可以抵消這種旋轉，實現航向穩定。
2個尾槳組件
1、尾槳輪轂：與主旋翼輪轂功能相同。
2、尾桿及尾搖臂
其功能與主旋翼拉桿搖臂相同。 但尾槳桿直接與舵機相連。
3. 尾槳
與主螺旋槳功能相同。
四、直升機包括以下類型： 1、單旋翼直升機
顧名思義，單旋翼直升機只有一個旋翼。 通常它必須有一個尾槳，負責抵消旋翼產生的反向扭矩。 例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。 圖2是帶有尾槳的單旋翼直升機的圖片。
不過，也有單旋翼直升機沒有尾槳的情況。 在這種情況下，機身尾部側面有一個排氣導管，利用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反向扭矩。 例如美國麥道直升機公司生產的直升機。 “轉子產生的反向扭矩”將是本文討論的重點。
2.雙旋翼直升機
雙旋翼直升機有兩個旋翼。 兩個轉子的布置有以下三種情況：
3.四旋翼直升機
下圖為中國研制的四旋翼無人直升機。 四個轉子分為兩對，分別沿正向和反向螺旋方向旋轉。
葉子數量
葉片數量往往與負載能力有關，常見的有2、3、4、8個葉片。
例如，Mi-8直升機有4個槳葉； Mi-28 有 5 個葉片； Mi-26直升機的旋翼有8個槳葉，尾槳有5個槳葉。 2008年5月26日，一架紅色米26直升機吊起一臺重約13.2噸的重型挖掘機，前往唐家山堰塞湖大壩。
傾轉旋翼飛機
美國V-22魚鷹直升機是一種傾轉旋翼機（見圖5），具有直升機和飛機的共同優點。 當轉子的軸線垂直時，轉子產生升力。 當旋轉軸角度（與垂直軸的角度）接近90度時，旋翼變成螺旋槳，飛行速度從300公里/小時增加到500公里/小時。 現在，美國V-22部署在東亞的美軍基地，以威懾中國。
5、直升機旋翼動力學之謎與動量矩守恒定律
前面提到，單旋翼直升機除了有一個大旋翼外，尾部還有一個小型尾槳（也叫尾槳）。 下圖是一架鑲嵌尾槳（尾槳）的直升機。 尾槳產生的力是水平方向且垂直于機身，在機身重心上有力矩（扭矩）。 更仔細地觀察，尾槳扭矩導致機身以與主旋翼相反的方向旋轉。 設計時需要保證尾槳扭矩與旋翼動量矩大小相等、方向相反。 這樣直升機就可以正常飛行了。 下面我們就從力學原理來探討一下直升機運行的奧秘。
動量矩定理（of ）和動量矩守恒定律（of 的定律）是剛體（或粒子系統）運動必須滿足的動力學原理。 動量矩定理指出，動量矩相對于時間的變化率等于所施加的力矩之和。 當粒子系統不受外力作用或施加在固定點或軸上的所有外力的主力矩始終為零時，粒子系統在該點或軸處的動量矩保持不變。 即當作用在其上的外部力矩之和為零時，其動量矩的變化率也為零。 這就是動量矩守恒定律。
為了更嚴格地解釋動量矩定理和動量矩守恒定律，請看下面的公式：
動量時刻
動量矩定理
動量矩相對于時間的變化率等于所施加的力矩之和，即：
[Lz]'=ΣMz(Fi )
其中，等號左邊是動量矩Lz的時間導數，右邊是外力矩之和。
動量矩守恒定律
當上式右邊項為零時，Lz為常數，即動量矩是永恒的。 當直升機在空中飛行時，旋翼不斷旋轉，產生朝向直升機重心的動量矩。
由于它是一個孤立系統，外界施加在其上的外力矩之和為零。 如果沒有尾槳，機身將繼續沿與旋翼旋轉相反的方向旋轉，從而難以執行各種指定任務。 安裝尾槳是為了平衡“旋翼產生的反向扭矩”與尾槳的扭矩。 這就是直升機上安裝尾槳的機械意義。
為了防止機身旋轉，沒有安裝尾槳。 聰明的工程師設計了一款同軸雙旋翼直升機（見下圖）。
其兩個轉子安裝在同一軸上，并沿不同方向旋轉。 兩者的動量矩必須相等才能形成平衡。 如果是雙軸兩旋翼情況（如V-22魚鷹直升機），則要求兩個旋翼的旋轉方向相反，動量矩相等。 對于四軸四軸飛行器的情況，很容易推斷出它們應該成對配對，以相反的方向旋轉，并且它們的動量矩應該相等，以確保總動量矩為零。
最后，與動量矩守恒相關的一個例子是陀螺儀，它是一種常見的儀器，具有高速旋轉的剛性轉子，遵守動量矩守恒定律。 現代高精度單自由度陀螺儀往往是采用液體懸浮、磁懸浮和空氣懸浮相結合的三浮式陀螺儀。 這個陀螺儀非常精確。 陀螺儀廣泛應用于各種載體（如船舶、飛機等）上，成為各種載體自動控制、制導和導航系統中確定姿態和方位的重要部件。 事實上，地球就是一個巨大的陀螺儀。 由于動量守恒，其旋轉角速度恒定。
尾槳給直升機的設計帶來了很大的麻煩
1、尾槳太大的話會撞到地面，所以尾槳的尺寸受到限制。 為了提供足夠的反扭矩，需要提高轉速。 這樣，尾槳葉尖速度就會很高，尾槳噪聲就會很大。 。 在極端情況下，尾槳葉尖速度甚至可以超過音速，引起音爆。 尾槳需要安裝在尾撐上。 尾撐越長，尾槳的扭矩越大，反扭矩效果越好，但尾撐的重量也越大。 為了將動力傳輸到尾槳，需要在尾梁中安裝很長的驅動軸，這增加了重量和機械復雜性。 尾槳是直升機飛行安全的最大挑戰。 如果主旋翼失去動力，直升機仍可旋轉并著陸； 但一旦尾槳失去動力，直升機就會旋轉并失去控制。 在戰斗中，直升機因尾槳損壞而墜毀的概率遠高于其他部位被擊中的概率。 即使不計入戰斗傷害，在正常使用情況下，尾槳對地面人員來說也是非常危險的。 如果不小心，附近的人員和設備都會被擊中。 當在居民區或林間空地懸停或起降時，尾槳很容易被建筑物、電線、樹枝和飛行物體卡住。
尾槳可以是推式或拉式。 一般認為推式效率更高。
2、雖然無論推式還是拉式氣流總是流過尾梁，但在尾槳加速氣流之前，低速氣流流過尾梁的動能損失很小。 尾槳的旋轉方向可以沿著主旋翼。 也就是說，對于逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向前旋轉（或者換句話說，從右側看直升機時，尾槳順時針旋轉），使得尾槳逆著主旋翼旋轉。 旋翼氣動干擾小，主旋翼升力能得到充分發揮。 尾槳還可以與主旋翼反向旋轉，即對于逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向后旋轉（或者，從右側看直升機，尾槳逆時針旋轉），所以即尾槳和主旋翼之間存在相互干擾。 主旋翼的升力損失了，但尾槳的作用加強了，因此可以減小尺寸或降低功率。 兩者之間沒有絕對的優勢或劣勢。 當設計合適時，一般選擇正轉。 只有當設計不當，尾槳控制效果不夠時，才會選擇反向旋轉，像米24直升機那樣。
3、涵道尾槳（）將尾槳縮小，“藏”在尾梁末端的巨大開口中，相當于給尾槳套上了一個蓋子。 這大大提高了安全性并使其不太可能撞到周圍的物體。 。
由于涵道尾槳外圍被屏蔽，尾槳翼尖附近的氣流大大簡化，高翼尖速度也不會大幅增加噪音。 引擎蓋的屏蔽也大大降低了前后方向的噪音。 涵道尾槳的缺點是風扇周邊結構帶來較大的重量。 隨著涵道尾槳直徑的增大，這個問題急劇惡化，因此很難在大型直升機上使用涵道尾槳。 涵道尾槳僅用于法國直升機。 美國直升機的停產是在法國以外使用涵道尾槳的罕見例子。
4、旋翼傾斜，導致升力軸傾斜。 由于力軸不再通過重心，產生扭矩，導致飛機向旋翼傾斜方向側滾，直至力軸再次通過重心，恢復平衡。
5、周期距離控制不僅用于控制行駛方向，還用于控制滾動姿態。 正常飛行時，旋翼的升力軸必須通過飛機的重心，否則飛機會發生側滾。 當循環槳距控制使旋翼傾斜時，升力軸同時傾斜，偏離直升機的重心動量矩定理和動量矩守恒定律，產生滾轉力矩。 飛機橫滾后，飛行員的控制逐漸回到中心（否則會一直橫滾），重心移動，升力軸再次通過重心，恢復平衡，雖然飛機可能會傾斜、傾斜此時向前，或向后。 的。
事實上，為了在中速巡航時保持機身水平，減少平飛阻力，直升機的重心通常位于旋翼圓心的后面，這樣旋翼在一定角度，同時機身保持水平。 但為了達到最大速度，機身應向前傾斜，即機頭應降低，以便最大限度地發揮發動機功率，而不產生不必要的升力。 本意是要快速向前飛去，但速度并沒有增加多少。 相反，它飛得越來越高。
同理，從空中突然下降時，采用周期俯仰控制，使飛機機頭抬起，旋翼向后傾斜。 這不僅利用機身迎風面積增大產生的阻力來減速，還利用主旋翼的前推力分量進行反推力制動。 它可以極快地減速和著陸，減少暴露在敵人火力下的時間。 周期性的俯仰控制還使直升機能夠進行側向和倒飛，這不僅增強了懸停時補償側風的能力，還大大增強了傳統固定翼飛機難以置信的非常規機動性。
5、直升機不同尋常的起降性能提供了無數的可能性，同時也帶來了無數的問題，其中之一就是滾轉問題。 當側風垂直著陸時，機身在循環俯仰控制下向迎風方向傾斜以保持平衡。 這與在側風中騎自行車時傾斜相同。 懸停過程中，機身滾動的支點仍然在重心處，但當其中一個輪子先接觸地面時，該輪子就成為支點。 這時，如果控制不當，它就會“夾住腳”，向外滾動。 造成事故。 為了恢復水平，如果升力軸在起落輪內側，則應減小集體距離（油門減小），利用重力使機身正確著陸； 如果升力軸在起落輪外側，則應增加集體距離（油門油門），利用升力恢復水平姿態。 如果使用不當，可能會發生翻車事故。
在沒有側風但在起伏的船甲板上著陸也會出現同樣的問題。 相反的問題是在斜坡上起飛。 飛行員必須仔細找到旋翼的水平姿態。 首先，將一個輪子抬離地面，使機身達到水平狀態，然后增加升力，將另一個輪子抬離地面并升空。 如果移動太快，在升力軸垂直之前匆忙離開地面，即使后輪沒有拖拽地面造成不利的滾動力矩，支點也會瞬間從后輪轉移到重心機身。 劇烈擺動可能會導致飛機失控。 由于側風和地面湍流的影響，旋翼的水平不一定是正確的姿態。 必須補償側風和湍流。 因此，直升機在復雜條件下的起降需要相當的技巧。
6、在側風中垂直降落時，必須防止支點突然轉移到外輪上，造成側翻問題。 在斜坡上起飛時，注意動作不要太用力，否則重心會突然從地面后面的輪子轉移到重心處，從而引起突然而劇烈的擺動，危及飛行安全。
7. 轉子做圓周運動。 由于半徑的原因，當翼尖處的線速度接近音速時，圓心處的線速度為零！ 因此，轉子在圓周附近產生最大升力，而在中心附近僅產生可忽略不計的升力。 當槳葉向前劃動時，槳葉與空氣之間的相對速度高于旋轉本身引起的線速度；
相反，當葉片向后排列時，葉片與空氣之間的相對速度低于旋轉本身引起的線速度。 這樣，轉子兩側產生的升力就不均勻。 在不進行任何補償的情況下，升力差可以達到5：1。 這種周期性的升力變化不僅使機身向一側傾斜，而且使圓周上不同方向的每個葉片產生不同的升力和阻力，從而使葉片周期性地產生強烈的扭曲，從而大大加速材料的疲勞。 它引起了很大的震動。 因此，旋翼的空氣動力學設計可能比高性能固定翼飛機的機翼設計更為復雜。
8、直升機不僅可以垂直起降，還可以懸停、側飛、倒飛、原地轉彎。 直升機的這些非常規機動提供了前所未有的戰術靈活性。 例如，反坦克直升機可以在樹梢以下極低的高度懸停，突然出現對戰機適時開火，然后迅速下降到樹梢以下高度隱蔽，不僅可以避免直接攻擊攻擊對手的武器，也便于隱蔽地轉移陣地。 如果在桅桿頂部配備觀察裝置，可以更好地隱蔽觀察敵情，掌握戰斗機。
同樣的戰術也可以用在山脊、建筑物等合適的掩體后面。在巷戰中，直升機可以懸停在建筑物后面，側向飛行以在正確的時間發射武器，然后快速返回隱蔽位置。 這樣可以避免敵人從遠處屋頂觀察和伏擊。 在救援和精確定點空中作業中，懸停時的側飛和倒飛更為重要。 然而，成功取決于失敗。 直升機的旋翼不僅提供了前所未有的機動性，而且從根本上限制了向前飛行的速度。 無論旋翼尺寸和葉片數量的限制如何，飛行器的向前飛行速度都不能超過旋翼尖端的線速度。 在極端情況下，假設飛機的前飛速度和翼尖速度均為音速的一半。 ，翼尖速度在3點方向已經達到音速，而在向后方向，9點方向翼尖速度為零，就會發生失速。
事實上，翼尖失速速度高于零速，因此飛行速度低于理論極限。 另外，由于半徑的關系，當轉子向前傾斜時，靠近轉子尖端的部分是產生推力的部分。 中間部分線速度較低，實際上不產生推力。 它在迎風氣流的作用下像風車一樣旋轉，并接近轉子尖端。 圓中心部分的線速度低于失速速度，已經處于失速區。 由于向前飛行時旋翼向前傾斜，阻力在旋翼上形成向下的分力，從而出現速度越大，“落力”越大的尷尬局面，必須通過增加升力來補償，這就是浪費發動機功率。 根據計算，直升機的理論速度不能超過420公里/小時。 英國公司對旋翼葉尖進行了改造，增大了后掠角，使得直升機的速度大大提高，但仍然沒有突破這一理論極限。
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