直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制
各位大虾，关于直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制，我有一个疑问向大家请教。
直升机的旋翼可以被看成是一个大的陀螺，按照陀螺效应的原理，在陀螺系的旋转平面内平行于转轴施加一个离轴的力，该力对陀螺系的作用点将沿着旋转方向滞后90度作用于陀螺系。在模型直升机上，如果使用两叶桨，我们会用一个希拉小翼来控制直升机的飞行姿态。问题是：
1、对于三翼或更多桨翼的直升机，在桨翼转速不超过600RPM时，会有陀螺效应发生吗？
2、如有的话，是否意味着直升机向前飞行时，最大桨距是在90度处（假定机头方向为0度）？
3、对于共轴反桨直升机，由于上下桨翼的旋转方向相反，如果上下桨翼的最大桨距出现在同一点，由于陀螺效应，岂不是会发生作用力平衡的现象？
终于到答案了
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，上旋翼在90°时即前行桨叶处得到纵向周期变距输入，此时上旋翼为逆时针旋转，对上旋翼来说将在180°时得到最大响应，即挥舞最大。而对下旋翼而言，上旋翼的前行桨叶方位处是下旋翼的后行桨叶方位，此时下旋翼为顺时针旋转，其桨叶前缘正好与上旋翼相反，对上旋翼的最大输入恰好是对下旋翼的最小输入，下旋翼将在0°处达到最小挥舞响应。而在下旋翼的前行桨叶处（上旋翼的后行桨叶）达到最大输入，在180°处达到最大挥舞。因此，上下旋翼在纵向周期变距的操纵下的挥舞平面是基本平行的。类似的在给出横向周期变距操纵后，在上下旋翼的方位角0°、180°处对上下旋翼均给出同样的操纵输入，但由于两旋翼的转向相反，翼剖面的前后缘反向，因而，一个是最大输入对另一个是最小输入，两旋翼的最大响应和最小响应相差180°，其挥舞平面也是平行的。因此，共轴式直升机的上下旋翼的自动倾斜器是通过若干拉杆组成连杆机构，该机构使得上下旋翼的自动倾斜器始终保持平行。 以下是我到的全文，转给大家。
[科普] 共轴双旋翼直升机的技术特点及发展
阴谋制造者发帖于：空军论坛
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发布时间：2010-1-14 21:29:32
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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Q H-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CL L227，德国的“Seam os”, 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。
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翼扭矩，不需尾桨。在结构上，由于采用两副旋翼，与相同重量的单旋翼直升机相比，若采用相同的桨盘载荷，其旋翼半径仅为单旋翼直升机的70%。单旋翼直升机的尾桨部分必须超出旋翼旋转面，尾桨直径约为主旋翼的16% ～22%，这样，假设尾桨紧邻旋翼桨盘，则单旋翼直升机旋翼桨盘的最前端到尾桨桨盘的最后端是旋翼直径的1.16 ～ 1.22倍。由于没有尾桨，共轴式直升机的机身部分一般情况下均在桨盘面积之内，其机体总的纵向尺寸就是桨盘直径。这样，在桨盘载荷、发动机和相同的总重下，共轴双旋翼直升机的总体纵向尺寸仅为单旋翼直升机的60% 左右。
共轴式直升机的机身较短，同时其结构重量和载重均集中在直升机的重心处，因而减少了直升机的俯仰和偏航的转动惯量。
在10t 级直升机上，共轴式直升机的俯仰转动惯量大约是单旋翼直升机的一半，因此，共轴式直升机可提供更大的俯仰和横滚操纵力矩。并使直升机具有较高的加速特性。
由于没有尾桨，共轴式直升机消除了单旋翼直升机存在的尾桨故障隐患和在飞行中因尾梁的振动和变形引起的尾桨传动机构的故障隐患，从而提高了直升机的生存率。
由于采用上下两副旋翼，增加了直升机的垂向尺寸，两副旋翼的桨毂和操纵机构均暴露在机身外。两副旋翼的间距与旋翼直径成一定的比例，以保证飞行中上下旋翼由于操纵和阵风引起的极限挥舞不会相碰。两旋翼间的非流线不规则的桨毂和操纵系统部分增加了直升机的废阻面积，因而，共轴式直升机的废阻功率一般来说大于单旋翼带尾桨直升机的废阻功率。
共轴式直升机一般采用双垂尾以增加直升机的航向操纵性和稳定性。
混凝土砌块成型机一般来说，共轴式直升机绕旋翼轴的转动惯量大大小于单旋翼带尾桨直升机，因而，航向的操纵性好于单旋翼带尾桨直升机，而稳定性相对较差；由于共轴式直升机的机身较短，故增加平尾面积和采用双垂尾来提高直升机的纵向和航向稳定性。共轴式直升机的垂尾的航向操纵效率只在飞行速度较大时方起作用。
共轴双旋翼直升机的主要气动特性
共轴式直升机具有合理的功率消耗（无用于平衡反扭矩的尾桨功率消耗），优良的操纵性、较小的总体尺寸等特点。与单旋翼带尾桨直升机相比，共轴式直升机的主要气动特点为：共轴式直升机具有较高的悬停效率；没有用于平衡反扭矩的尾桨功率损耗；尾浆在起飞、悬停状态下的功率消耗为7% ～12%；空气动力对称；具有较大的俯仰、横滚控制力矩。
据卡莫夫设计局资料称，通常共轴双旋翼直升机的悬停效率要比单旋翼带尾桨直升机高出17%～30%。由于上述的原因，在相同的起飞重量、发动机功率和旋翼直径下，共轴式直升机有着更高的悬停升限和爬升率。
共轴式直升机的另一个重要特性是随着升限增高，其航向转弯速度保持不变甚至有所增加。这是由于共轴式直升机不需要额外的功率用于航向操纵，因而改善了航向的操纵效率。增加同样的拉力所需的扭矩增量随悬停高度的增加而增加，因此，对单旋翼直升机来说，为平衡反扭矩所需的尾桨功率也需要增加，在尾桨功率供应不足的情况下使航向操纵效率减小。而共轴式直升机不存在这样的问题。
共轴双旋翼的平飞气动特性与单旋翼也有不同，资料表明，在相同拉力和旋翼直径下，刚性共轴双旋翼的诱导阻力比单旋翼低20% ～30%。
由于操纵系统部分和上下旋翼桨毂这些非流线形状部件的数量和体积大于单旋翼直升机并暴露在气流中，因而共轴式直升机的废阻面积大于单旋翼直升机。共轴式直升机在悬停、中低速飞行时的需用功率小于单旋翼直升机，随速度增加，需用功率逐渐增大至大于单旋翼直升机，这一特性决定了共轴式直升机有较大的实用升限、较大的爬升速度、更大的续航时间。而单旋翼直升机则有较大的平飞速度、较大的巡航速度和飞行范围。由于共轴式直升机具有特殊的操纵系统构件，两旋翼必须保持一定的间距，因此要将废阻面积降低到单旋翼直升机的水平很困难。流媒体播放
共轴式直升机在各种飞行状态下均不同程度地存在着气动干扰，表现为上旋翼对下旋翼的下洗流的影响以及下旋翼对上旋翼的流态的影响，实验和理论研究表明，在悬停和小速度前飞状态下，旋翼的相互影响使得下旋翼的下洗速度比单旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度与单旋翼几乎相同，略大一些。上旋翼的滑流流管在下旋翼处收缩至Rs(Rs＜R)，即下桨盘只在半径Rs以内的区域受到上旋翼下洗流的影响，而上桨盘完全处于受下桨盘作用的滑流里。在垂直爬升时，由
于上下旋翼的气动干扰，每组旋翼的轴向速度包括直升机的爬升速度、自身诱导速度和来自另一旋翼的诱导干扰速度。
因此，无论是上旋翼还是下旋翼，在气动力估算时均不能用估算单旋翼的方法进行旋翼特性估算。早期共轴双旋翼的气动计算是按等效实度的单旋翼气动模型计算的，如上下旋翼共4片桨叶，则按4 片相同几何参数的单旋翼来估算。后来发现这种方法与实验结果相差较大，而且由此得出的结果导致了操纵系统的设计余度不够而出现飞行事故。因此，无论是前飞还是悬停，简单的动量法已不能用于共轴双旋翼的气动计算。应当用比较符合旋翼流场物理现象的涡流理论或计算流体力学解决共轴双旋翼的气动计算问题。
由于上下旋翼的诱导速度不同，上下旋翼的气动特性也不同。表现在当上下旋翼的升力相同时，上下旋翼的扭矩不同；上下旋翼的扭矩相同时，上下旋翼的升力不同。并且上下旋翼的拉力系数和阻力系数以及上下旋翼的扭矩均随飞行状态和飞行速度而变化。
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一般来说，扭矩相同的情况下，共轴双旋翼的上下旋翼在悬停状态的拉力之比为CTlow/CTupp=0.85左右，随着前飞速度的增加，在μ≥1.5时，CTupp=1.05CTlo w。
与单旋翼带尾桨直升机有所不同的是，共轴式直升机的航向操纵是通过改变上下旋翼总距来实现的。因此，在改变了上下旋翼的扭矩分配后，上下旋翼的升力也有所变化。其结果是，伴随着航向的变化直升机还有升降的变化。因此，这种航向与升降运动的耦合响应，必须通过总距操纵补偿来解决。
共轴式直升机的操纵系统
共轴式直升机与传统单旋翼带尾桨直升机的主要区别之一是航向操纵的形式和响应不同，其改变上下旋翼的扭矩的方式又分为：全差动、半差动、桨尖制动、磁粉制动。全差动方式是同时反向改变上下旋翼的桨叶角来实现直升机航向的操纵和稳定，俄罗斯卡莫夫系列共轴式直升机均采用此种控制方式。桨尖制动方式是在旋翼桨尖设置阻力板，通过改变阻力板的迎风阻力面积改变旋翼的扭矩以实现直升机的航向操纵和稳定，德国研制的无人驾驶直升机SEAM OS 采用了此种控制方式。磁粉制动是通过传统系统内部的磁粉离合器对上下旋翼轴进行扭矩分配，加拿大研制的无人直升机C L L227采用了此种形式。半差动方式一般是通过改变下旋翼桨叶角改变上下旋翼的功率分配，使其相等或不等来控制直升机的航向。
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，上旋翼在90°时即前行桨叶处得到纵向周期变距输入，此时上旋翼为逆时针旋转，对上旋翼来说将在180°时得到最大响应，即挥舞最大。而对下旋翼而言，上旋翼的前行桨叶方位处是下旋翼的后行桨叶方位，此时下旋翼为顺时针旋转，其桨叶前缘正好与上旋翼相反，对上旋翼的最大输入恰好是对下旋翼的最小输入，下旋翼将在0°处达到最小挥舞响应。而在下旋翼的前行桨叶处（上旋翼的后行桨叶）达到最大输入，在180°处达到最大挥舞。因此，上下旋翼在纵向周期变距的操纵下的挥舞平面是基本平行的。类似的在给出横向周期变距操纵后，在上下旋翼的方位角0°、180°处对上下旋翼均给出同样的操纵输入，但由于两旋翼的转向相反，翼剖面的前后缘反向，因而，一个是最大输入对另一个是最小输入，两旋翼的最大响应和最小响应相差180°，其挥舞平面也是平行的。
因此，共轴式直升机的上下旋翼的自动倾斜器是通过若干拉杆组成连杆机构，该机构使得上下旋翼的自动倾斜器始终保持平行。
共轴式直升机的纵横向操纵是通过操纵下旋翼自动倾斜器的不动环再通过拉杆机构改变上旋翼自动倾斜器从而使上下旋翼的锥体保持平行的运动。
需要注意的是，上述的情况是在静止气流中的物理现象，是操纵的输入与响应。而在有相对来流的情况，由来流所引起的上下旋翼挥舞所形成的锥体有着它的特性。
假设共轴双旋翼在有来流的情况下旋转，此时没有周期变距操纵，由直升机空气动力学可知，在升力、离心力和桨叶重力达到平衡时，旋转的旋翼形成倒锥体。此时前方来流速度矢量与旋翼锥体成一角度。将该速度矢量分解成垂直于桨叶的分量和沿桨叶径向的分量。与桨叶垂直的分量相当于给旋翼一个气动输入，此时对上下旋翼的锥体都在该方位处即180°处输入了一个使其上挥的气动力（来流从机头吹来），由于两旋翼的转向相反得到挥舞的最大响应均沿各旋翼转向转了90°，结果是，两旋翼的最大挥舞处相差了180°。上下旋翼得到负的气动输入（在0°处），两旋翼的下挥响应也差了180°，此时的锥体便形成了一副旋翼是右高左低，而另一副旋翼是左高右低，即在来流的两侧，一侧两旋翼挨得较近，另一侧两旋翼离得较远。这种情况不是由于操纵引起的，操纵也改变不了共轴双旋翼在有来流情况下的固有的挥舞特性。这种情况是由于旋翼锥度角引起，锥度角越大，来流速度越大，两旋翼的不平行程度就越严重。这种挥舞称为吹风挥舞。至于前后的挥舞情况，如上面分析，是由于在前行桨叶和后行桨叶速度变化的气动输入引起的，由于两旋翼的前行桨叶相差了180°，因此，各自的气动正输入也相差了180°，其结果是在有来流情况下，上下旋翼均前高后低，旋翼锥体呈向后倾倒状。
升降柱cncame由以上分析可知，共轴式直升机的纵横向操纵系统是通过平行地操纵上下自动倾斜器来实现的。航向操纵则是通过改变上下旋翼的总距。直升机的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。舵机输出量通过拉杆摇臂、上下倾斜器和过渡摇臂变距拉杆传到旋翼上，使其转过相应的桨距角，以实现操纵的目的。
上下桨叶通过桨毂分别与内外转轴固联。在外轴的外面轴套上套总距套筒，其上又套航向操纵滑环、滑套式转盘和下倾斜器内环，它们之间可沿轴向相对上下滑动，但不能转动。上倾斜器内环通过滑键与内轴相联，它不仅可沿轴向上下相对运动，还随内轴一起转动。上下倾斜器外环通过扭力臂与上下桨叶同步转动，并有根等长撑杆将它们相联以实现使上下桨叶同步地偏转相同的桨距角。上倾斜器与上旋翼间摇臂支座直接夹固在内轴上，随内轴转动。而下倾斜器与下旋翼间摇臂支座套在轴套上，半差动航向操纵时可上下滑动，其外环随下旋翼一起转动。
半差动航向操纵的过程为：航向舵机的输出量通过航向杠杆带动航向操纵滑环，使滑环沿总距套筒上下滑动，滑环经两个撑杆带动过渡摇臂的支座。铰接在支座上的过渡摇臂借助两组推拉杆分别连接下倾斜器和下桨叶的变距摇臂。使下桨叶迎角变化，导致由下旋翼气动力对机体所产生的反扭矩变化，此值就是航向操纵力矩。再根据该力矩的大小和符号，决定航向速率和转弯方向，
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