无线电遥控模型直升机可以说是遥控模型中的极品，许多航模爱好者都渴望拥有自己的直升机。模型直升机利用主旋翼的转动，产生与空气的相对运动，造成升力将机身升起，配合发动机的动力，利用微妙的机械操作，改变主桨及尾桨角度，令机身升、降、横向飞行、翻滚、打转等多种不同动作，甚至翻转倒飞，作令人意想不到的动作花式。当你能够控制它离开地面悬浮于空中并做出种种特技，那种兴奋的心情是难以形容的。但由于其昂贵的造价和复杂的操纵，使得许多爱好者望而却步。
近年来，航模技术的不断发展和深入，使得越来越多的模型爱好者接触到直升机模型。但是，由于直升机种类繁多，而且在操纵上不同于其它机械模型：直升机是悬浮在空中，方向性的掌握非常重要，它是所有遥控模型中最难于学习控制的。以上的种种问题，使得初学者觉得无从下手，更不要说技术的提高了。如果有一个有经验的朋友进行知道，那就真是再好不过了。如果没有呢？
本文从遥控直升机的飞行原理入手，详尽的描述了它的零件选购，装配，调整，飞行。希望对众多的爱好者有所帮助。
一、飞行与控制原理
通常的直升机维持飞行的动力，来自于其不断旋转的旋翼。旋翼旋转产生升力：当旋翼叶片与相对气流之间的角度变大，发动机同时加大功率，旋翼产生的升力大于飞机重量，于是上升；反之，则下降；相同，则处于悬停或平飞状态。要使直升机前进一般是操纵驾驶杆使各桨叶的角度在不同位置时按一定规律变化，旋翼产生的拉力相对于旋转轴向前倾，拉动直升机前进。使直升机向左或向右飞行也是同样的道理。有的现代直升机还可通过尾翼使机头下俯，增加旋翼向前的拉力，使之前进更快。
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旋翼产生的拉力大小可近似的用下式估算：
下面我们就来看一看模型直升机是如何飞行的。模型直升机飞行主要是靠力的合成与分解，直升机停悬时升力等於重力，当操纵模型直升机前进时原来的升力倾斜分成垂直和水平两分力，水平分力使直
升机前进，垂直分力抵消重力使直升机不下坠，但原来的升力分为水平和垂直两分力後，垂直分力必小於重力，使直升机往下掉，所以必须加大垂直分力，这也是推降舵前进时加一点油门使直升机不下坠的原因(如右图)。其他如後退、横移也都是同一个道理，只是方向不同罢了。尾旋翼的功用是抵消主旋翼的反扭并用来改变机身的方向。
直升机又如何使垂直升力倾斜而分成水平和垂直分力？整个主旋回转面要产生升力差使旋翼面倾斜，旋翼面倾斜原来的垂直升力就分为水平和垂直分力了。主旋翼回转面要如何产生升力差？改变旋翼攻角。以前进为例，主旋翼转到在3点和9点钟方向没有升力差产生，一过3点和9点钟方向升力差开始产 生，随著旋翼转动，升力差渐渐加大，在6点和12点钟方向产生最大升力差後再渐渐减小，直到3点和6点钟方向，升力差为零(如下图)。如此转一圈一周期，以1500rpm转速为例，一分钟重复上述升力差变1500次。
可见打舵时，主旋翼攻角是不断的在改变。舵打得大，升力差也就越大，旋翼攻角改变如右图所示是呈一函数图形，各位如果仍看不懂，拿出直升机，十字盘打个角度，旋翼转转看就知了。主旋翼又如何快速改变攻角？这不得不配服直升机发明人者的巧思，透过复杂的连动机构，运用陀螺效应，达到攻角变化周期化的目的。
直升机的控制方式
1.贝尔方式
贝尔方式大多使用在真实的直升机，其特性是动作控制较直接，小动作较灵敏但无法从事大动作飞行，也就是小舵灵敏，大舵迟钝。特徵是没有稳定翼片，只有一对配重，有的更连平衡配重都没有，以旋翼头的减震橡皮轴承取代，像实机的飞狼(贝尔222)就是。
2.希拉方式
希拉方式和贝尔方式的特性相反，大舵灵敏适合大动作飞行，应用在R/C直升机，只是现在很少有单纯的希拉控制方式的R/C直升机，希拉控制方式的R/C直升机特徵是有一对平衡翼片。平衡翼主要是作为伺服机和主旋翼间的一个中介，以伺服机拉动平衡翼，再以平衡翼拉动主旋翼，达到四两拨千斤之效。
3.贝尔.希拉混合式
撷取贝尔式和希拉式的优点混合而成，只有R/C直升机采用，其控制流程如下：
当打降舵时，整个旋翼控制分为下面两道流程同时进行：压铸机料筒的设计
贝尔效应流程
打降舵>>十字盘前倾>>剪型臂衰减舵量>>主旋翼攻角差在3点和9点钟方向达最大值>>主旋翼最大升力差反应力出现在6点和12点钟方向(陀螺效应，延後90度)>>主旋翼回转面向前倾>>前进力。
希拉效应流程
打降舵>>十字盘前倾>>平衡翼攻角差在3点和9点钟方向达最大值>>平衡翼最大升力差反应力出现在6点和12点钟方向(陀螺效应，延後90度)>>平衡翼回转面向前倾>>拉动主旋翼攻角差在3点和9点钟方向达最大值>>主旋翼最大升力差反应力出现在6点和12点钟方向(陀螺效应，延後90度)>>主旋翼回转面向前倾>>前进力。
由上面流程可知，贝尔效应流程少了一道陀螺效应，控制较直接快速，而且是透过剪型臂衰减动作量(小舵)以伺服机直接拉动主旋翼攻角，因为是直接拉动主旋翼，所以小舵灵敏，在停悬时的小动作修正，有直接快速的效果，但因拉动主旋翼的攻角很小，所以无法从事侧滚等大动作量的飞行。而希拉效应刚好相反，反应慢半拍，但因为是以伺服机拉动平衡翼再以平衡翼去拉动主旋翼攻角，所以动作量很大，这有点像汽车的方向盘，有动力辅助的，省力转得快，但细微的路面感较差，没动力辅助的，开起来路面感十足，但转大方向，像路边停车，得费九牛二虎之力。
平衡翼对希拉效应灵敏度影响很大，在旋转的过程中，平衡翼因周期性的攻角变化而作周期性的上下细微摆动，平衡翼上下摆动幅度越大，主旋翼攻角差也就越大，攻角差越大，升力差也就越大，机体的动作量也越大，而能改变平衡翼上下摆动幅度的就是平衡翼攻角、重量、面积、平衡杆长度，平衡翼片中心轴位置、转速...等，其中最方便直接的就是换平衡翼片，换个大面积、轻量的平衡翼片，重量越轻，陀螺效应越小，越容易上下摆动，拉动的主旋翼角度越大，升力差也就越大，翻滚动作也就越快速。
二、飞行与常用控制术语
陀螺效应
这是一个很奇妙的物理现象，如右图，一个转动的物体，当在某一点施力，施力的效果会出现在沿转动方向90度的地方出现，而且转动的物体会有保持原来状态，抗拒外来力量的倾向，也就是转动中物体的轴心会极力保持在原来所指的方向。像管中的使子弹高速旋转以保持直进性就是运用陀螺效应，直升机高速旋转的主旋翼同样的也会有陀螺效应产生，控制方式也必须考虑这种力效应延後90
度出现的陀螺效应。
陀螺仪的功用
直升机飞行的基本原理是利用主旋翼可变角度产生反向推力而上升，但对机身会产生扭力作用，于是需要加设一个尾旋翼来抵消扭力，平衡机身，但怎样使尾旋翼利用合适的角度，来平衡机身呢？这就用到陀螺仪了，它可以根据机身的摆动多少，自动作出补偿讯号给伺服器，去改变尾旋翼角度，产生推力平衡机身。以前，模型直升机是没有陀螺仪的，油门、主旋翼角度和尾旋翼角度很难配合，起动后便尽快往上空飞(因为飞行时较易控制)，如要悬停就要控制杆快速灵敏的动作，所以很容易撞毁，现在已有多中直升机模型使用的陀螺仪，分别有机械式、电子式、电子自动锁定式。
直升机的抬头现象
当直升机快速前进时，旋翼一偏离6点和12点钟方向时，两支旋翼对空气速度就会不一样，而在3点和
9点钟方向产生最大速度差，假设旋翼翼端转速300km/h，机体前进速度100km/h时，以R/C直升机顺时钟方向转动的旋翼来讲，3点钟方向对空气速度200km/h(後退旋翼)，9点钟方向对空气速度400km/h（前进旋翼)，产生3点和9点钟方向的升力差，因陀螺效应的关系，力效应发生在6点和12点钟方向产生抬头现象，此种抬头现象不论主旋翼是顺时针或逆时针转动皆会发生。
翼端速度与离心力
直升机靠著主旋翼高速回转时所产生的离心力来悬住机体。离心力是水平方向的力而机体重力是垂直方向的力，实№飞行时两者几乎呈90度，所以直升机飞行时其主旋翼所产生的速度和离心力是非常大的。
在这里有一个公式可算出翼端速度和离心力:
翼端速度：
V=2*圆周率*R*60*RPM
V=旋翼翼端速度(公尺/小时)
圆周率= 3.14(大约值)
R=旋翼头中心到翼端距离(公尺)
RPM=旋翼每分钟转速
离合器盘
以30级来算
停悬1500RPM翼端速度=2* 3.14*0.625*60*1500=353km/h
上空1800RPM翼端速度=2* 3.14*0.625*60*1800=424km/h
速度够吓人吧!
离心力：
F=W*R*(2*圆周率*RPM/60)*(2*圆周率*RPM/60)/G
F=离心力，也就是单边旋翼头承受的拉力(公斤)
W=旋翼重量(公斤)
R=旋翼头中心到旋翼重心距离(公尺)
G=重力加速度(9.8公尺/秒平方)
衣架制作
以30及来算
停悬1500RPM离心力=0.1*0.355*(2*3.14*1500/60)的平方/9.8=89公斤
上空1800RPM离心力=0.1*0.355*(2*3.14*1800/60)的平方/9.8=129公斤
可见旋翼头要承受多大的拉力
以上只是30级的数据,60级的数据更大
偏心轮机构地面效应
当直升机接近地面时会产生地面效应，直升机离地滞空时，旋翼把空气向下抽，因此旋翼和地面之间的空气密度变大，形成气垫效果，浮力会变佳，离地越近，效果越佳，但是因为空气被压缩，无处逸散而产生乱流，导致停悬的不稳定，所以R/C直升机在接近地面时会呈现不稳定现象而比较难控制，产生这种气垫效果的高度大约是旋翼面直径的一半左右。
反扭力
高速转动的主旋翼，有一定的速度和质量，除了会产生陀螺效应外，更有反扭力的产生，尾旋翼主要的功用就是平衡反扭力使机身不自转，但现在的R/C直升机均采用可变攻角形态，油门的加减，攻角的变化...等因素使得反扭力千变万化，尾旋翼产生的平衡力也要跟著快速变化，以保持机身的稳定，现在的R/C直升机采用各种的措施来平衡瞬息万变的反扭力。直升机的反扭力可分成两种：静转距和动转距。两者的特性不同所采用的平衡方法也不同。
1.静转距
静转距和旋翼攻角，旋翼转数有关，两者的大小都会对静转距造成影响，而且静转距是随著旋翼攻角，旋翼转数的产生而持续存在的。旋翼+9度1800rpm和+9度1500rpm的静转距不同。而+9度1800rpm和+5度1800rpm的静转距也不同。当操作直升机上升下降时，旋翼攻角，旋翼转数都不断的在变化，静转距的大小也不断的在变化。所以必须不断的变化尾旋翼攻角来矫正。静转距以尾旋翼连动Revolution Mixing(也叫做ATS)来矫正，在较高级的遥控器上都拥有多段式的ATS，以因应不同的攻角，油门曲线组合。
2.动转距
顾名思义，动转距是"动了"才会产生的转距。直升机从停悬加油门到最高速的"过程"中，动转距就会产生，动转距的大小决定在加速过程的快慢，停悬加油门到最高速花2秒钟比花4秒钟所产生的动转距大，
一但到达最高速时，动转距就消失了。
以力学来讲，如静转距是因速度而产生，那动转距就是因加速度而产生，克服动转距以ACC (Acceleration Mixing)或陀螺仪来矫正，ACC是早期陀螺仪不普及时代的产物，是一种主动式的矫正方式，预先在发射机设定连动值，但因影响动转距的因素实在太多，难以预先设定一个适当的矫正值，在陀螺仪普及後就没人使用了。现今有些遥控器仍保留此项功能，使用陀螺仪时必须关闭ACC，否则陀螺仪和ACC两种修正系统会相冲突，导致不正常的修正。
改性沥青生产设备
陀螺仪虽然是一种被动式的修正方式，但是总比人工修正快多了。而陀螺仪的优劣也是决定在反应速度，一般机械式陀螺仪的反应速度大约70ms，压电式陀螺仪大约10ms，普通伺服机转60度要200ms，好一点的伺服机约100ms，所以使用压电陀螺仪时，使用高速伺服机才能发挥压电式陀螺
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