直升机飞行原理
1.绪论 本文的内容主要着重于飞行原理的介绍。首先介绍简单的旋翼切面原理，其次则为动量 理论（momentum theory）及旋翼元素理论（blade element theory）。于翼切面原理 中介绍翼切面如何产生升力，以及相对的阻力及翻转力矩；而动量理论介绍旋旋翼的简 单物理数学模式，及其相关的理论基础；最后旋翼元素理论则较详细的解释翼片如何产 生升力、阻力及所消耗的功率。了解直旋翼如何产生飞行时所需的推力及所消耗的功率 后，将有助于更深入的了解下一章对于直升机飞行的功能与操控的介绍。 2 旋翼切面原理 当一个人乘坐于前进中的车子里，把手伸出窗外，手掌张开且向上倾斜时，手臂将感受 到有往后和往上移动的倾向，而且其倾向大小又与手掌倾斜的角度大小成正比，另外当 手掌倾角大于某一角度时，往上移动的倾向急速地消失且往后移动的倾向遽然升高。此 种现象可作如下的解释，当一物体相对于空气有前进的速度时，空气作用于此物体上的 力量可分为两个分量：一为垂直于自由流（free stream）方向的分量，另一为沿着自由 流方向的分量，前者为升力而后者则为阻力。而手掌的仰角高于某一特定的角度时，升 力会急速的随着仰角的增加而下降，且阻力遽然地上升，而此一特定的角度亦则随着物 体形状的不同改变。 对于旋翼切面亦然，当旋翼切面相对于空气移动时，其升力及阻力的大小与物体相对于 自由流的动压力和旋翼片面积的乘积成正比，其升力和阻力的比例系数称为升力系数 （lift coefficient， ）及阻力系数（drag coefficient， ），此二系数随着物体形状的
不同改变且和翼切面的攻角（angle of attack）大小成正比，图 3.2.1 为一典型旋翼切 面升力系数（ ）对攻角（ ）的函数图。当攻角并非很大时，旋翼切面的升力系数与攻 角成线性关系， ，其中 为升力线斜率，在此范围内，空气很平顺的流过翼切面的
表面。当攻角逐渐增加，气流开始与翼切面的上表面分开，气流在分开点的后方产生一 尾流，此尾流在分离份范围循环，有部份甚至是逆向流动，此一现象由流体黏性所产生， 将于下面讨论。此时旋翼切面的升力急遽下降阻力升高，称之为旋翼切面失速（stall）。 翼切面在失速前的升力系数为最大升力系数（ ），此系数为旋翼切面最重要的参数，
因其决定旋翼切面失速时的速度。旋翼切面失速时的角度称失速角（stall angle），而 此一特定的失速角度亦则随着物体形状的不同改变。另外当攻角固定时的失速称静态失 速（static stall），而当攻角随时间急速变化时的失速称动态失速（dynamic stall）。 而在曲线的另一边，当攻角等于零时，升力系数为一正值，当升力系数为零时，此时称 为零升力攻角以 表之。对于一对称型旋翼切面， ，对于一正弯曲（弦线向上 或 左右。
弯曲）的翼切面，其零升力攻角通常大约
图 3.2.1 典型翼切面升力系数（ ）对攻角（ ）的函数图
通常翼切面形状的设计，在于提高其升力系数及降低其阻力系数，同时延迟失速的现象 的发生，亦即提高升力与阻力的比值同时提高 ，图 3.2.2 为一典型的翼切面。当空气
通过翼切面或翼切面切过空气时，空气的流线被翼切面分成两部份：一部份通过切面的 上方，另一部份则通过切面的下方。而上下两
部份气流在旋翼切面远前方及远后方有相同的速度，当有一向上倾斜的的旋翼切面通过 时，于上方的气流比下方的气流在相同的时间里须走较远的路径，亦即通过上方的气流 比通过下方的气流有较快的速度，图 3.2.3a。根据柏努力公式（bernoulli's equation）， 下方的气体作用在翼切面上的压力较上方的气体所作用的压力为高，图 3.2.3b。由于压 力的作用，旋翼切面产生一沿着气流方向的力量即为阻力（drag），且同时有一垂直于 流体方向的力量即为升力（lift），图 3.2.3c。对于单位翼切面长度，此二力量与空气的 动压力即气体密度和速度平方乘积的一半成正比同时与翼切面弦长成正比，而其比例系 数则分别为阻力系数及升力系数。两者其分布型的压力作用在翼切面上，可视为一作用 在某一定点的集中力量，而此定点称为压力中心，其位置通常随着翼切面外形而有所不 同。另外翼切面的气动力中心（aerodynamic center）一般大约位于四分之一翼切面弦 长的位置，亦即一般均假设连接四分之一弦线为翼片的气动力中心线，翼切面的升力及
阻力均作用于此，当压力中心和气动力中心分开时，作用在翼切面的升力对气动力中心 产生一翻转力矩（pitching moment）。若压力中心位于气动力中心前，此力矩对翼切 面有往上翻扬的效用，如此造成翼切面上扬角度加大，进而产生的升力加大而使往上翻 扬的倾向加大，如此对翼切面有不稳定的效用。反之则有向下压抑的效用且有助于翼切 面的稳定。通常对称型的翼切面其压力中心与气动力中心相同且不受攻角的改变而影 响，在早期的直升机翼切面大都采用此一类型，后来对于翼切面气弹力学的现像有较深 入的了解后，渐渐地采用弯曲弦线型的翼切面，以提高最大的升力系数。 通常气体具有某种程度的黏性，亦即当其通过一物体时，有一沿着物体表面切向的力量 作用在物体上，同时和物体表面相邻空气的流线其速度为零，而远离物体表面的空气流 线则具有原来的速度，这层速度由零到原来速度的空气层称为边界层流（boundary layer），图 3.2.4。一般而言，边界层流的高度在物体前缘的部份很小，但越后方边界 层流的高度越高，而后边界层流与物体表面分开而形成扰流，而分离的地方称分离点 （separation point）。另外气体与物体表面间的摩擦亦产生阻力，此阻力称为表面摩擦 阻力（skin friction drag），而物体表面空气形成扰流时所产生的阻力则远大于形成层 流时所产生的阻力，而分离点的位置受物体攻角的影响很大，当物体攻角越大时，其分 离点越往前移动，其所产生的表面摩擦阻力亦相对地增加。而翼切面置于流动的空气中 亦有相同的边界层流分离的现像，当其攻角大于某一特定角度时，随着攻角的增加，其 升力系数急遽地下降，且阻力系数快速的增加，此种现像称之为失速（stall），失速的 现像可分为三种： 翼切面后缘失速 （trailing-edge stall） 前缘失速 、 （leading-edge stall） 和薄翼切面失速（thin-airfoil stall），图 3.2.5 为典型的失速曲线图。一般失速的攻角 随着翼切面的外形而改变，在直升机旋转翼的应用上，翼切面失速的攻角越大越好。
旋转翼前进翼片翼尖相对于空气的速度有时接近于音速，空气的压缩性亦是影响翼切面 性能的一个很重要的因素。 当自由流的速度小于 0.4 马赫数时， 空气的可压缩性大抵上 是可以忽略的，但当自由流的马赫数越来越大时，空气的压缩性则变得很重要。一般均 将自由流的马赫数区分为临界马赫数（critical mach number），次临界马赫数 （subcritical mach number）及超临界马赫数（supercritical mach number）三种，而 所谓临界马赫数即气体在翼切面上任一局部地区开始达到音速时的自由流马赫数，此时 自由流并未达到音数。在此状况下，局部翼切面已处于超音数的范围，且音数的震波 （shock wave）产生。而当自由流的速度继续增加时，翼切面处于超音数情况下的范围 加大，震波在翼切面的上下表面产生，一直到整个翼切面完全处于超音数的情况，此时 震波在翼切面前缘的前面，图 3.2.6。当震波产生时，在震波下游的气体开始与翼切面 分离而产生扰流，相对地翼切面的阻力急速的增加。而翼切面阻力急数增加的情况下， 若阻力系数对马赫数的斜率等于 0.1 时，其自由流马赫数称为阻力发散马赫数（drag divergence mach number），在直升机旋转翼的应用上，翼切面临界马赫数及阻力发散 马赫数越高越好。 3.动量理论 动量理论 对于直升机空中停留的理论基础基本上是沿用飞机螺旋桨（airscrew）的理论，螺旋桨 旋转产生推力来克服飞机前进飞行时的空气阻力。而在此理论中，主要是探讨空气沿螺 旋桨轴向的运动及作用在螺旋桨上静推力的产生。而此理论可用来探讨直升机空中停留 和垂直爬升的现象。同时此理论亦被运用在船舶的推进螺旋桨上。 和一般的物理系统一样，直升机的飞行一样地亦必须遵守物理的基本法则。根据牛顿第 三运动定律『对于任何的作用力，存在一大小相同方向相反的反作用力』，直升机亦不
例外，在空中停留时作用在旋转翼上的力量（亦即直升机的升力）与直升机的总重量相 同。而其反作用力则将旋转平面上方的空气往下加速使其通过旋翼的旋转面，在动量理 论中，假设旋翼为一理想之旋转翼（ideal rotor），亦即旋转翼有无限个翼片因此可将 其试为一致动圆盘（actuator disk）、无任何摩擦阻力及黏滞阻力、空气只具移动动能 而无转动动能、空气通过转动平面时其流速为连续性、同时空气具有均匀的流速，在远 处空气速度为 ， 空气通过旋转平面时速度为 且在旋转平面后的尾流空气速度为 ， 其中 定义为诱导速度或下洗流速度，
， 其中 定义为尾流速度如图 3.3.1。 而牛顿第二
运动定律告诉我们『力量为质量和加速度的乘积』，所以作用在旋转翼上的力量（ ） 等于空气质量（ ）与空气加速度（ ）的乘积， 。但是旋翼持续地将空气下拉通
过旋转平面，因此旋翼的推力又可改写为单位时间通过旋转平面的空气质量和空气速度 改变量的乘积。而单位时间通过的空气质量为空气密度（ ）、旋转平面截面积（ ）和 空气通过旋转面时速度（ ）的乘积， ，故其间的关系可写成：
另外根据功能定理『力量所作的功用来改变动能』，故单位时间中，螺旋桨的推力对空 气所作的功， ，必需等于通过旋转平面空气所增加的动能（ 动能的改变量为： ），而空气的
由上述的公式可解得：
，这个关系指出空气的诱导速度等于其速度总增加量的一 半。
直升机空中停留时，
，由此可得诱导速度与旋翼推力或直升机总重量间的关系：
其中 为直升机的总重量， 为旋转平面的半径。再者每单位旋转平面上所承受的推力 则定义为转盘受力（disk loading）， 。旋翼的转盘受力越大，诱导速度则越
高。 一般小型直升机的设计均有较高的转盘受力， 最主要的原因在于其旋转翼尺寸较小， 亦即直升机可减轻很多的重量。但另一方面，当转盘受力大时，所产生高速的下洗流， 会影响维修人员的工做及乘客的安全，同时直升机靠近地面时，下洗流所吹起的飞尘有 时会影响飞行员的视线，且飞尘若被引擎吸入可能造成损坏。通常直升机的转盘受力设 计值大约为 到 之间。
依实际的情况来说，直升机空中停留时最主要的功率损失即为旋翼于单位时间对空气所 作的功， 。因此如要提高直升机空中停留的效率，转盘受力则越低越好。在此顺便一
提有关转盘受力应用的例子，美国直升机协会为纪念塞考斯机对直升机发展的贡献，举 办一项人力直升机的竞赛称塞考斯基奖，有很多教育单位参与竞赛，其中大部份的设计 均有很长的翼片， 亦即有很低的转盘受力， 其主要的原因也就是要提高空中停留的效率， 降低功率的损失，但因人类的体能有限，到目前为止还没有任何参与的队伍能达到竞赛 的要求。 而在理想旋转翼的假设下，所得到的功率损失为大约只有实际状况的百分之六十，实际 的旋翼功率的损失大约比理想旋转翼多出百分之四十左右，其中包括外形阻力百分之三 十几、非均匀流速百分之六、转动损失百分之零点二和翼尖损失百分之三。为提升旋翼 的效率，通常以较外形阻力的翼切面来降低旋转翼外形阻力的损失，再者以翼片的预扭 角度使流场较为均匀以减少非均匀流速的损失。通常以灵敏值（figure of merit）来评
估旋翼于空中停留时的效益，灵敏值类似螺旋桨的推进效率（propulsive efficiency）， 定义为理想功率（ ）和实际功率（ ）的比， 。对于理想旋翼其值为 1，一般
设计良好的旋翼值约在 0.75 到 0.8 之间，但亦有些较差的旋翼值只有 0.5 左右。对 于相同转盘受力的旋翼而言，灵敏值越高表示其旋翼的气动效率（aerodynamic efficiency）越好，反之亦然。 当空气的流场非轴向时如前进飞行，动量理论亦可适用，但其模式则修正如图 3.3.2 所 示。而其诱导速度和诱导功率则类似空中停留一样可以由动量理论和功能定理推导而 得。 在动量理论的物理数学模式中，将旋翼的参数局限于转盘受力及产生单位升力所须功 率，因而只能用来解释不同飞行状况下旋翼所须的功率，但对于其它重要的旋翼设计参 数如翼片面积、翼切面特性、翼尖速度等则完全忽略。因而为进一步了解其它设计参数 对旋翼效益的影响，同时为做更一详细的探讨，通常均将动量理论和翼片元素理论一起 使用。其中动量理论只探讨旋翼整体的特性，而翼片理论则进一步地的探讨详细的空气 流动形式以及翼片的受力情况，因而将旋翼的性能及其它特性与详细的设计参数连结在 一起，较适合做为旋翼的设计工具。 翼片元素理论 早期旋翼机理论的发展有两大方向，分别为动量理论和翼片元素理论，两者的计算值均 与实际的量测值有很大的出入，一直到了 1920 年代这两种理论才汇合一起，此时理论 的计算值和实际的量测数据间的比较才有令人满意的结果。究其原因，其中动量理论如 前一节所提到的有太多的假设同时亦不够详细，其结果当然如预期的有很大的误差，至
于翼片元素理论则在于一开始即引用固定翼的理论，而固定翼元素和旋转翼元素有着基 本上的大差别，其中尤以空气流动的状况不同，以至在早期的翼片元素理论一直无法准 确的计算旋转翼的性能及其它特性。 翼片元素理论是基于升力线（lifting line）的假设，每一个翼片元素为翼片的一部份位 于距旋转中心 的位置，其长度为 ，如图 3.4.1 所示。此翼片元素可视为一单独的翼 ）和外形阻力（ ）可由通过此
切面沿着一螺旋的路径移动。作用在元素上的升力（
切面的空气合速度计算得到，而旋转翼的升力和转矩将可由元素上的升力和阻力对每一 翼片的长度积分而得。 为了计算通过切面空气的合速度，必须先知道通过旋转平面的气体流动的情况。对于一 垂直升降或停留的旋转翼，通过旋转面的气流的速度，即垂直于旋转平面的速度包括直 升机爬升的速度（ ）再加上诱导速度（ ），而在平行于旋转平面的速度则为翼片元素 距旋转中心的距离 和旋转翼旋转速度 的乘积， 分别垂直于及平行于合速度 。而作用在翼切面的升力和阻力则
，如图 3.4.2 所示。其中角度 为入流攻角（inflow angle
of attack），而翼片元素的仰角（pitch angle） 为翼切面零升力线和旋转平面间的夹 角，若考虑翼片的预扭角度和扭转变形角度时，翼片元素的仰角必须做适当的调整，因 此翼片的有效攻角为 。跟据气动力的理论，作用在翼片元素的升力和外形阻力为
， 其中 为翼片元素的弦长、 为空气的密度而 和 分别为翼片元素的升力系数及阻力系 数。升力在垂直于旋转面的分量为翼片元素的推力（thrust） ，在旋转平面的分量则
为诱导阻力（induced drag）。如果旋翼翼片的倾角很小或旋翼的转速很快时，所产生
每单位升力的外形阻力相对很大，在这两种情况下，旋翼在很没有效率下操作；换句话 说，旋翼吸收很多的引擎的功率但产生很少的升力。 当直升机为空中停留时， ， 此时的角度 完全由诱导速度决定， 因诱导速度通常和 ，且推力大约等于升力，但
比较很小，故角度 亦是非常的小。在这种情况下，
因为外形阻力远小于升力，故诱导阻力和外形阻力的大小接近因此不可以忽略。而旋翼 的总推力（ ）为将翼片元素的推力（ ）对翼片长度（ ）积分后在乘以翼片数
目而得，旋翼的功率（ ）则又为翼片元素的诱导阻力和外形阻力合与元素位置（ ） 的乘积对翼片长度（ ）积分后在乘以翼片数目而得，其中 为翼片的长度。
在计算翼片所产生的升力时须考虑旋转翼根部并非升力面的因素，大部份活节式旋转翼 其根部大约占翼片百分之二十上下，但于根部空气的速度 通常不大，故影响升力亦不
是很大。另一方面翼片之所以产生升力，主要因作用在翼片下方的压力大于翼片上方的 压力，在翼片尖端因压力关系，空气由翼片下方往上流动，而改变上方压力的分布，同 时减少所能产生的升力，其减少的量完全和翼片受力有关，受力越大其损失就越大。这 种因三度空间的效应，即非无限长翼片所产生的结果，称为翼尖损失（tip loss）。而翼 尖的空气速度最大， ，其影响不可忽略，一般翼尖损失大约为 0.97 左右，即积 分时只积到 0.97 。 理想的状况下， 最有效率的空中停留旋转翼为一具无限长的翼片和零转速。 在此情况下， 外形阻力的损失及诱导阻力的损失为零，亦即翼片将无限大的空气质量加速到一非常小 的诱导速度（ ）以产生推力。但实际上材料及结构上的限制，使得旋转翼的尺寸保
持在合理的长度。但基本上如前面所提到一般，对于固定的推力而言，翼片越长其诱导 损失就越小。
一旦旋转翼大小及旋转平面的受力决定，亦即翼片长度及翼片所需产生的推力大小决定 后，则旋转翼的诱导阻力亦可决定。下一个步骤则为找出最佳的转速及翼片和旋转面积 比（solidity， ）的结合，以使旋转翼的外形阻力降至最低。而此二参数的决定又
取决于两个有些关连的考虑： （一） 的于所需升力下， 翼片元素倾角的平均升力系数 ） （ 接近失速角度（亦即最大升力系数， （ ），在此提醒一下升力系数与有效攻角成正比
， 为升力系数对攻角 的斜率）；（二）旋转翼以最可能的低速转动，即有最
低的翼尖速度，当翼片长度固定的情况下，此为有最大的面积比，即翼片有最大的弦长。 而这两个考虑最主要是基于旋转翼的推力与翼尖速度平方成正比，而外形阻力所消耗的 功率则与翼尖速度的三次方成正比。因三次方的关系，对于所需要的推力，最小的翼尖 速度有最小的外形阻力的功率损失。再者推力和旋转翼运转的平均升力系数、翼片面积 及翼尖速度的关系，导至旋转翼须以最高的平均升力系数和最低的翼尖速度运转，才能 产生最有效的推力，即以最小的功率产生所需的推力。 另外一些与推力、功率等无关的因素，亦影响到翼尖速度的决定，其中最重要者莫过于 直升机自动旋转系数（autorotation k-factor）。当直升机失去动力时，旋转翼有较大 的动能时，飞行员则有较多的时间采取因应的措施即改变旋转翼的集合倾角，以便直升 机能安全的自动旋转降落。而旋转翼的动能与转速的平方成正比，故转速亦不可太低。 另外翼片对倾角控制的反应及旋转翼的倒锥角（coning angle）的关系，亦使得旋转速 度不能太低。前者如转速太低则为达到所需的推力，翼切面的弦长必需增加以提供足够 的升力面，以至造成翼片的转动惯量增加，而影响翼片对控制的反应延迟。对于后者而 言，倒锥角的大小取决于推力与离心力的平衡，推力对离心力比越大时，倒锥角越大，
反之亦然。在推力固定且离心力和转诉速平方成正比的情况下，为避免倒锥角过大，转 速亦不宜太低。 在此节所提及的一些考虑最主要是针对旋翼的空中停留，通常亦适用于低速前进飞行的 直升机。对于高速前进飞行的直升机而言，其设计的要求又与本节所述相互抵触，因此 必须在两者之间取得平衡点。
我们都知道直升机为什么可以起降。这主要是它顶上的旋翼起的作用。 根据作用力反作用力的原理，当旋翼旋转的时候会产生一个向上的力，借由这个力，可 以克服重力的作用而使直升机飞离地面。 我们也注意到，一般的直升机都会有一个顶翼和一个后尾侧翼。为什么会有一个后尾侧 翼呢？刚才说了，飞机要离地需要靠这个顶翼的转动产生升力，这是由作用力反作用力 原理得到的。这里还是这个原理，顶翼转动的时候会产生一个扭力，这个扭力会使用得 飞机本身也旋转起来，因此加了一个后尾侧翼用于平衡这个扭力。 还有一些直升机，比如那种大型的直升机，通常会有两个上顶翼。这时一般就看不到后 尾侧翼了。两个顶翼分别向反方向转就会自动平衡扭力。 飞的时候都是向前倾斜，这是为了产生一个向前的力。但因为这个力通常不是很大，所 以直升机的速度一般都不快。
直升机的前飞
直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。直升机作为一种运输工 具，主要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点， 从无侧滑的等速直线平飞人手，有关上升率 Vy 不为零的前飞(上升和下降)留在下一节 介绍。 直升机的水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的 许多特点 在乎飞时表现得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特 性，因此需要首 先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。
平飞时力的平衡
相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力 T，全机重力 G，机 体的废阻力 X 身及尾桨推力 T 尾。前飞时速度轴系选取的原则是： X 铀指向飞行速度 V 方向； Y 轴垂直于 X 轴向上为正，2 轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力 的平衡条件为(参见图 2．1—43) 。
平飞时力的平衡
X 轴：T2=X 身
Y 轴： T1=G
Z 轴：T3 约等于 T 尾
其中 Tl， T2， T3 分别为旋翼拉力在 X， Y，Z 三个方向的分量。 对于单旋翼带 尾桨直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩 平衡，直升 机稍带坡度角 r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为 y，T 尾与 T3 方向不完全 一致， 因为 y 角很小，即 cosr 约等于 1，故 Z 向力采用近似等号。
平飞需用功率及其随速度的变化
平飞时，飞行速度垂直分量 Vv=0，旋翼在重力方向和 Z 方向均无位移，在这两个 方向的分力不做功，此时旋翼的需用功率由 三部分组成：型阻功率——P 型；诱导 功 率——P 诱；废阻功率——P 废。其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消 耗的功率。
从上图可以看出，旋翼拉力的 第二分力 T2 可平衡机身阻力 X 身。对旋翼而言， 其分力 T2 在 X 轴方向以速度 V 作位移。显然旋翼必须做功，P =T2V 或 P 废=X 身 V，而 机身废阻 X 身 在机身相对水平面姿态变化不大的情况 下， 其值近似与 V 的平方成正比， 这样废阻功
平飞需用功率随速度的变化
率 P 废就可以近似认为与平飞速 度的三次方成正比，如上图中的点划线③所示。
平飞时，诱导功率为 P 诱=TV，其中 T 为旋翼拉力， vl 为诱导速度。当飞行重量不 变时，近似认为旋翼拉力不变，诱导速度 271 随平飞速度 V 的增大而减小，因此平飞诱 导功率 P 诱随平飞速度 V 的变化如上图中细实线②所示。
平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。随平飞速度的增加其平均迎角变化不
大。所以 P 型随乎飞速度 V 的变化不大，如图中虚线①所示。
图中的实线④为上述三项之和，即总的平飞需用功率 P 平需随平飞速度的变化而变 化。 它是一条马鞍形的曲线：小速度平飞时，废阻功率很小，但这时诱导功率很大， 所以总的乎 飞需用功率仍然很大。但比悬停时要小些。在一定速度范围内，随着平飞 速度的增加，由于 诱导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，因此总的平飞需用功 率随乎飞速度的增加呈下 降趋势，但这种下降趋势随 V 的增加逐渐减缓。速度继续增 加则由于废阻功率随平飞速度 增加急剧增加。平飞需用功率随 V 的增加在达到平飞需 用功率的最低点后增加；总的平飞 需用功率随 V 的变化则呈上升趋势，而且变得愈来 愈明显。
直升机的后飞
相对气流不对称，引起挥舞及桨叶迎角的变化
直升机的侧飞
侧飞是直升机特有的又一种飞行状态，它与悬停、小速度垂直飞行及后飞 一起是
实施某些特殊作业不可缺少的飞行性能。一般侧飞是在悬停基础上实施 的飞行状态。 其特点是要多注意侧向力 的变化和平衡。由于直升机机体的侧向 投影面积很大，机体 在侧飞时其空气动 力阻力特别大，因此直升机侧飞速度通 常很小。由于单旋翼带尾桨 直升机的侧 向受力是不对称的，因此左侧飞和右侧 飞受力各不相同。向后行桨叶一侧 侧飞，旋翼拉力向后行桨叶一例的水平分量大于向前行桨叶一侧的尾桨推力，直 升机 向后方向运动，会产生与水平分量反向的空气动力阻力 Z。当侧力平衡时，水平分量等 于尾桨推力与空气动力 阻力之和，能保持等速向后行桨叶一侧侧飞。向前行桨叶一例 侧飞时，旋翼拉 力的水平分量小于尾桨推力，在剩余尾桨推力作用下，直升机向民桨 推力方向一例运动，空气动力阻力与尾桨推力反向，当侧力平衡时，保持等速向前行桨 叶一侧飞行。
直升飞机飞行原理 直升机的机翼与固定翼飞机一样，当气流从机翼前缘流向机翼后缘，从上翼面流过的气流比下翼面走过的路程长，为避免出现真空，上翼面的气流流速比下翼面的大。根据伯努利方程，相同条件下，气流的静压与动压的和恒定，因为上翼面的气流的流速大，导致动压大，所以其静压就小，机翼收到来自上翼面的压力小于来自下翼面的压力，大气对机翼的总压力向上，这个压力就是升力，有了升力直升机就能飞起来，但机翼旋转会对机身产生扭矩，为了不使机身旋转，通过加尾浆的方式平衡掉这个扭矩，所以直升机都是有尾浆的。直升机的机翼旋转面和轴的夹角可以通过杠杆机构来调整，通过调整这个夹角使升力与直升机的重力同轴或不同轴，同轴时，直升机悬停，不同轴时，直升机前飞 直升机升空的原理和竹蜻蜓是一样的，主桨桨叶上产生升力。至于你说的玩具有两个桨，而真机只有一个，应该是上下两层吧，总共四片桨叶，而真机只有一层。都知道，主桨高速转动，会给机身一个反方向的扭矩，如果不加以平衡，机身就会沿着和主桨转动方向相反的方向高速自旋，这样的直升机能飞么？玩具的两层桨叶就是平衡这个扭矩的，你仔细观察下，上下桨的转动方向一定是相反的，也就是靠两对桨叶给机身的扭矩来平衡机身，它们给机身的扭矩方向是相反的，如果大小也相同，那么机身就能保持稳定。但是真机，或者真正的航模直升机，都是单层桨叶的，因为它们都带尾桨，靠尾桨产生的推力来稳住机身。主桨产生的扭矩如果会使机尾顺时针旋转，那么就让尾桨产生逆时针的推力，平衡这个顺时针的扭矩。
一、直升机与普通飞机区别及飞行简单原理：不可否认，直升机和飞机有些共同点。比如，都是飞行在大气层中，都重于空气，都是利用空气动力的飞行器，但直升机有诸多独有特性。（1）直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼产生升力，而直升机是靠它头上的桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。（2）直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发动机、起落装置和操纵机构等部分组成。根据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。（3）单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼产生的反作用力矩和控制直升机的转弯。（4）直升机最显眼的地方是头上窄长的大刀式的旋翼，一般由2～5片桨叶组成一副，由1～2台发动机带动，其主要作用：通过高速的旋转对大气施加向下的巨大的力，然后利用大气的反作用力（相当与直升飞机受到大气向上的力）使飞机能够平稳的悬在空中。二、平衡分析（对单旋翼式）：（1）直升飞机的大螺旋桨旋转产生升力平衡重力。直升飞机的桨叶大概有2—3米长，一般有5叶组成。普通飞机是靠翅膀产生升力起飞的，而直升飞机是靠螺旋桨转动，拨动空气产生升力的。直升飞机起飞时，螺旋桨越转越快，产生的升力也越来越大，当升力比飞机的重量还大时，飞机就起飞了。在飞行中飞行员调节高度时，就只要通过改变大螺旋桨旋转的速度就可以了。（2）直升飞机的横向稳定。因为直升飞机如果只有大螺旋桨旋，那么根据动量守衡，机身就也会旋转，因此直升飞机就必须要一个能够阻止机身旋转的装置。而飞机尾部侧面的小型螺旋桨就是起到这个作用，飞机的左转、右转或保持稳定航向都是靠它来完成的。同时为了不使尾桨碰到旋翼，就必须把直升飞机的机身加长，所以，直升飞机有一个像蜻蜓式的长尾巴。三、能量方式分析。根据能量守恒定律可知：能量既不会消失，也不会无中生有，它只能从一种形式转化成为另一种形式。在低速流动的空气中，参与转换的能量只有压力能和动能。一定质量的空气具有一定的压力，能推动物体做功；压力越大，压力能也越大；流动的空气具有动能，流速越大，动能也越大。而空气的流速只有来自于发动机所带的螺旋桨对空气的作用，当然从这里分析 能量也是守衡的
M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是 A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为 A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是? A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是 A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力
、密度<ρ>、温度
不变。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 9、空气的密度 A、与压力成正比。 B、与压力成反比。 C、与压力无关。 D、与温度成正比。 10、影响空气粘性力的主要因素: A、空气清洁度 B、速度剃度 C、空气温度 D、相对湿度 11、对于空气密度如下说法正确的是 A、空气密度正比于压力和绝对温度 B、空气密度正比于压力，反比于绝对温度 C、空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D、空气密度反比于压力和绝对温度 12、对于音速．如下说法正确的是: A、只要空气密度大，音速就大 B、只要空气压力大，音速就大 C、只要空气温度高．音速就大 D、只要空气密度小．音速就大 13、假设其他条件不变，空气湿度大 A、空气密度大，起飞滑跑距离长 B、空气密度小，起飞滑跑距离长 C、空气密度大，起飞滑跑距离短 D、空气密度小，起飞滑跑距离短 14、一定体积的容器中,空气压力 A、与空气密度和空气温度乘积成正比 B、与空气密度和空气温度乘积成反比 C、与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比 D、与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 15、一定体积的容器中．空气压力 A、与空气密度和摄氏温度乘积成正比
飞行原理（图解） 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。 直升机主旋翼反扭力的示意图 没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆
时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。 抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右
一、直升机与普通飞机区别及飞行简单原理： 不可否认，直升机和飞机有些共同点。比如，都是飞行在大气层中，都重于空气，都是利用空气动力的飞行器，但直升机有诸多独有特性。 （1）直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼产生升力，而直升机是靠它头上的桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。 （2）直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发动机、起落装置和操纵机构等部分组成。根据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。 （3）单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼产生的反作用力矩和控制直升机的转弯。 （4）直升机最显眼的地方是头上窄长的大刀式的旋翼，一般由2～5片桨叶组成一副，由1～2台发动机带动，其主要作用：通过高速的旋转对大气施加向下的巨大的力，然后利用大气的反作用力（相当与直升飞机受到大气向上的力）使飞机能够平稳的悬在空中。 二、平衡分析（对单旋翼式）： （1）直升飞机的大螺旋桨旋转产生升力平衡重力。 直升飞机的桨叶大概有2—3米长，一般有5叶组成。普通飞机是靠翅膀产生升力起飞的，而直升飞机是靠螺旋桨转动，拨动空气产生升力的。直升飞机起飞时，螺旋桨越转越快，产生的升力也越来越大，当升力比飞机的重量还大时，飞机就起飞了。在飞行中飞行员调节高度时，就只要通过改变大螺旋桨旋转的速度就可以了。 （2）直升飞机的横向稳定。 因为直升飞机如果只有大螺旋桨旋，那么根据动量守衡，机身就也会旋转，因此直升飞机就必须要一个能够阻止机身旋转的装置。而飞机尾部侧面的小型螺旋桨就是起到这个作用，飞机的左转、右转或保持稳定航向都是靠它来完成的。同时为了不使尾桨碰到旋翼，就必须把直升飞机的机身加长，所以，直升飞机有一个像蜻蜓式的长尾巴。 三、能量方式分析。 根据能量守恒定律可知：能量既不会消失，也不会无中生有，它只能从一种形式转化成为另一种形式。在低速流动的空气中，参与转换的能量只有压力能和动能。一定质量的空气具有一定的压力，能推动物体做功；压力越大，压力能也越大；流动的空气具有动能，流速越大，动能也越大。 而空气的流速只有来自于发动机所带的螺旋桨对空气的作用，当然从这里分析能量也是守衡的。
飞机为什么能飞？空气动力学空气与物体相互作用的规律 操作飞机，原理？飞行力学研究飞行性能、操作性、稳定性 更快、更远、更经济？飞行原理 第一章飞机和大气的一般介绍 第二章飞机的低速空动力空气动力学主要是低速小飞机 第三章螺旋桨的空气动力 第十章高速空气动力学基础 第四章飞机的平衡、稳定性、操作性 第五章平飞、上升、下降飞行力学 第六章盘旋 第七章起飞、着陆 第八章特殊飞行着重于飞机的操作、实践、基本原理第九章重量、平衡 机机型相关介绍 大型宽体飞机：座位数在200以上，飞机上有双通道通行 747 波音747载客数在350-400人左右（747、74E均为波音747的不同型号） 777 波音777载客在350人左右（或以77B作为代号） 767 波音767载客在280人左右 M11 麦道11载客340人左右 340 空中客车340载客350人左右 300 空中客车300 载客280人左右（或以AB6作为代号） 310 空中客车310载客250人左右 ILW 伊尔86苏联飞机载客300人左右 中型飞机：指单通道飞机，载客在100人以上，200人以下 M82/M90 麦道82 麦道90载客150人左右 737/738/733 波音737系列载客在130-160左右 320空中客车320载客180人左右 TU54苏联飞机载客150人左右 146英国宇航公司BAE-146飞机载客108人 YK2 雅克42苏联飞机载客110人左右 小型飞机：指100座以下飞机，多用于支线飞行 YN7 运7国产飞机载客50人左右 AN4 安24苏联飞机载客50人左右 SF3 萨伯100载客30人左右 ATR 雅泰72A载客70人左右
专题 飞机飞行的力学原理 ? 飞机用途 民用（运输、勘探、农用、消防、拯救等） 军用（歼击、轰炸、侦察、反潜、运输等） ? 飞机动力 螺桨式（活塞螺桨、涡轮螺桨、涡轮轴） 喷气式（涡轮喷气、涡轮风扇、、冲压、火箭等） ? 机翼类型 固定翼（双翼、单翼、矩形翼、后掠翼、前掠翼、三角翼、双三角翼、鸭翼、可变后掠翼等） 旋翼（单旋翼、双旋翼、可倾转旋翼等） ? 举例 歼10飞机：军用歼击机，采用涡轮风扇发动机，机翼类型为鸭翼。 飞机的机翼在飞行中产生升力和阻力 机翼的升力： 2 21Sv C F Y Y ρ= 机翼的阻力： 2 21Sv C F X X ρ= 升力系数C Y 和阻力系数C X ：
C Y和C X都与气流方向和机翼运动方向（航向）的夹角有关，这一角度称为迎角。 一般来说，迎角越大，升力和升力系数越大，阻力和阻力系数也越大。当迎角大于某一角度时，升力和升力系数会急剧下降。这一角度称为失速角。 飞机飞行的受力分析：质点情况 ?考虑飞机为一质点，其受力情况为： 升力F Y 阻力F X 重力mg 发动机的推力（或拉力）F ?若飞机在水平方向进行匀速直线运动，则： F = F X F Y = mg 若飞机进行滑翔飞行，其受力情况为：
升力 F Y 阻力 F X 重力 mg 很明显，在理想情况下，升力、阻力、重力三者矢量和为零，滑翔飞机做匀速直线运动。即： R F F mg Y X =+= 2 2 一点奥秘 ?由于：221Sv C F Y Y ρ= 2 21Sv C F X X ρ= 在稳定飞行时：F Y = mg F = F X ?结论： ? 高速飞行器的翼面积较小，低速飞机的翼面积较大。 ? 重型飞机的翼面积较大，轻型飞机的翼面积较小。 ? 高速飞行器阻力系数较小，升力系数也不大。 ? 低速飞行器升力系数较大，阻力系数也较大。 速度和升阻比的测量和计算
近年来无人机的应用逐渐广泛，不少爱好者想集中学习无人机的知识，本文从最基本 的飞行原理、无人机系统组成、组装与调试等方面着手，集中讲述了无人机的基本知识。 第一章飞行原理 本章介绍一些基本物理观念，在此只能点到为止，如果你在学校已上过了 或没兴趣学，请跳过这一章直接往下看。 第一节速度与加速度 速度即物体移动的快慢及方向，我们常用的单位是每秒多少公尺﹝公尺/秒﹞0 加速度即速度的改变率，我们常用的单位是﹝公尺/秒/秒﹞，如果加速度 是负数，则代表减速。 第二节牛顿三大运动定律 第一定律：除非受到外来的作用力，否则物体的速度(v)会保持不变。 没有受力即所有外力合力为零，当飞机在天上保持等速直线飞行时，这时 飞机所受的合力为零，与一般人想象不同的是，当飞机降落保持相同下沉率下降，这时升力与重力的合力仍是零，升力并未减少，否则飞机会越掉越快。 第二定律：某质量为m的物体的动量(p = mv)变化率是正比于外加力 F 并且发生在力的方向上。 此即着名的F=ma 公式，当物体受一个外力后，即在外力的方向产生一个 加速度，飞机起飞滑行时引擎推力大于阻力，于是产生向前的加速度，速度越来越快阻力也越来越大，迟早引擎推力会等于阻力，于是加速度为零，速度不再增加，当然飞机此时早已飞在天空了。 第三定律：作用力与反作用力是数值相等且方向相反。 你踢门一脚，你的脚也会痛，因为门也对你施了一个相同大小的力 第三节力的平衡
作用于飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，依牛顿第二定律就会产生加速度，为了分析方便我们把力分为X、Y、Z三个轴力的平衡及绕X、Y、Z三个轴弯矩的平衡。 轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度，飞行中的飞机受的力可分为升力、重力、阻力、推力﹝如图1-1﹞，升力由机翼提供，推力由引擎提供，重力由地心引力产生，阻力由空气产生，我们可以把力分解为两个方向的力，称x 及y 方向﹝当然还有一个z方向，但对飞机不是很重要，除非是在转弯中﹞，飞机等速直线飞行时x方向阻力与推力大小相同方向相反，故x方向合力为零，飞机速度不变，y方向升力与重力大小相同方向相反，故y方向合力亦为零，飞机不升降，所以会保持等速直线飞 行。 弯矩不平衡则会产生旋转加速度，在飞机来说，X轴弯矩不平衡飞机会滚转，Y轴弯矩不平衡飞机会偏航、Z轴弯矩不平衡飞机会俯仰﹝如图1-2﹞。
图解直升机原理之一－－－涡轮轴发动机工作 原理 航空涡轮轴发动机 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为X H—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件，涡轴发动机典型结构如下图所示。
进气装置 由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在3 50km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的
通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外(见下图)。 压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空 气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变，从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的
飞机飞行的原理图解 飞机是指具有一具或多具发动机的动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。 飞机飞行原理： 1、飞机上升是根据伯努利原理，即流体（包括炝骱退流）的流速越大，其压强越小；流速越小，其压强越大。 2、飞机的机翼做成的形状就可以使通过它机翼下方的流速低于上方的流速，从而产生了机翼上、下方的压强差（即下方的压强大于上方的压强），因此就有了一个升力，这个压强差（或者说是升力的大小）与飞机的前进速度有关。 3、当飞机前进的速度越大，这个压强差，即升力也就越大。所以飞机起飞时必须高速前行，这样就可以让飞机升上天空。当飞机需要下降时，它只要减小前行的速度，其升力自然会变小，小于飞机的重量，它就会下降着陆了。
飞机的组成： 大多数飞机都是由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成。 机翼：主要功用是为飞机提供升力，以支持飞机在空中飞行，也起一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼。操纵副翼可使飞机滚，放下襟翼能使机翼升力系数增大。另外，机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。 1.机身：主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。
2.尾翼：包括水平尾翼（平尾）和垂直尾翼（垂尾）。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降沧槌伞４怪蔽惨碓虬括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功用是用来操纵飞机俯仰和偏转，以及保证飞机能平稳地飞行。 3.起落装置：飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 4.动力装置：主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。
直升机与普通飞机区别及飞行简单原理： 不可否认，直升机和飞机有些共同点。比如，都是飞行在大气层中，都重于空气，都是利用空气动力的飞行器，但直升机有诸多独有特性。 （1）直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼产生升力，而直升机是靠它头上的桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。 （2）直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发动机、起落装置和操纵机构等部分组成。根据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。（3）单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼产生的反作用力矩和控制直升机的转弯。 （4）直升机最显眼的地方是头上窄长的大刀式的旋翼，一般由2～5片桨叶组成一副，由1～2台发动机带动，其主要作用：通过高速的旋转对大气施加向下的巨大的力，然后利用大气的反作用力（相当与直升飞机受到大气向上的力）使飞机能够平稳的悬在空中。 三、平衡分析（对单旋翼式）： （1）直升飞机的大螺旋桨旋转产生升力平衡重力。 直升飞机的桨叶大概有2—3米长，一般有5叶组成。普通飞机是靠翅膀产生升力起飞的，而直升飞机是靠螺旋桨转动，拨动空气产生升力的。直升飞机起飞时，螺旋桨越转越快，产生的升力也越来越大，当升力比飞机的重量还大时，飞机就起飞了。在飞行中飞行员调节高度时，就只要通过改变大螺旋桨旋转的速度就可以了。 （2）直升飞机的横向稳定。 因为直升飞机如果只有大螺旋桨旋，那么根据动量守衡，机身就也会旋转，因此直升飞机就必须要一个能够阻止机身旋转的装置。而飞机尾部侧面的小型螺旋桨就是起到这个作用，飞机的左转、右转或保持稳定航向都是靠它来完成的。同时为了不使尾桨碰到旋翼，就必须把直升飞机的机身加长，所以，直升飞机有一个像蜻蜓式的长尾巴。 四、能量方式分析。 根据能量守恒定律可知：能量既不会消失，也不会无中生有，它只能从一种形式转化成为另一种形式。在低速流动的空气中，参与转换的能量只有压力能和动能。一定质量的空气具有一定的压力，能推动物体做功；压力越大，压力能也越大；流动的空气具有动能，流速越大，动能也越大。 而空气的流速只有来自于发动机所带的螺旋桨对空气的作用，当然从这里分析能量也是守衡的。 直升机螺旋桨升力计算公式 一般直升机的旋翼系统是由主旋翼.尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。 也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。
For personal use only in study and research; not for commercial use 纸飞机飞行原理 纸飞机要飞得远、飞得快，有几点要注意：? 1）要尽量折得两边对称，如果不对称得话，飞机容易转弯，就飞不远了；? 2）翅膀和机身的比例要恰当。机身小翅膀大，飞机升力是够了，但重心上抬，投出去的飞机容易发飘；机身大翅膀小，重心过于下移，飞机就像飞镖一样，惯性十足，但却失去了飞行滑翔的行程，仿佛是扔出去的纸团。正确合理的翅膀和机身比例要根据纸飞机的形状和纸张的质地决定，多试几次就能找到最佳比例；? 3）注意前后的平衡。机头太重，飞机容易一头扎在地上；机头太轻，又容易造成机头上翘，导致失速。通过调整纸飞机的外形，或用纸条或胶带进行适当的加载（如果允许的话）可以调节飞机的平衡；? 4）最后说一点，纸飞机的投掷也很有讲究：不要侧风投飞，不然容易被刮偏；顺风投掷也没有足够的动力；最好是迎着不太强的正面逆风投掷，投出的角度稍大于水平角度，约15度左右，飞机要平稳向前送出，到最后一刻才自然脱手，那样飞得最远。 纸飞机的原理 2、机头不能太重，否则一下就载下去了；? 3、机头不宜太尖。阻力小，速度快，在空中停留的时间自然就短；? 4、机翼适当大一些，这与空气中的浮力成正比；? 5、后翼两侧向上折一下，但注意适度；如果迎面有微风吹来，有时还能向上飞；? 6、折时两边尽量对称，如果是开阔地，可以适当将左或右侧重一点点，使飞机在空中盘旋，可以一定程度上增加飞机在空中的滞留时间。? 7、折完后将两侧机翼向上，形成一定度数的v字夹角，注意不要太向上，稍有一点就行了。之后检查机翼两侧是否对称；? 8、先试飞，观察飞行情况做调整。（比如：飞起来机头向前一点一点的，说明机头轻了）?
第一章：飞机和大气的一般介绍 一、飞机的一般介绍 1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 二、1. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 2. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 3. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃
4. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 第二章：飞机低速空气动力学 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 4. 飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向 C:平行于飞行速度，与飞行速度反向 D:平行于地平线 5. 飞机下降时，相对气流 A:平行于飞行速度，方向向上 B:平行于飞行速度，方向向下 C:平行于飞机纵轴，方向向上 D:平行于地平线 6. 飞机的迎角是 A:飞机纵轴与水平面的夹角 B:飞机翼弦与水平面的夹角 C:飞机翼弦与相对气流的夹角 D:飞机纵轴与相对气流的夹角 7. 飞机的升力
第六章 直升机的操纵原理
直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中 供操纵的专用活动舵面。这是由于在小速度飞行 或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度 很大时舵面或副翼才会产生足够的空气动力。单 旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵， 而双旋翼直升机靠两副旋翼来操纵。由此可见， 旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。
直升机操纵原理
旋翼不仅提供升力同时也是直升机的主要操 纵面。
总距操纵杆：通过自动倾斜器改变旋翼桨叶 总距，控制直升机的升降运动。提杆，增大 总距，升力增大，直升机上升；压杆，减小 总距，直升机下降。
周期变距操纵杆：操纵周期变距操纵杆，使 自动倾斜器相应的倾斜，从而使桨叶的桨距 作每周一次的周期改变，造成旋翼拉力矢量 按相应的方向倾斜，达到控制直升机的前、 后（左、右）和俯仰（或横滚）运动。
直升机操纵原理
脚蹬：控制尾桨，实现航向操纵。 尾桨：平衡旋翼反扭矩、航向操纵。 垂尾：增加航向稳定性。 平尾：增加俯仰稳定性。
直升机操纵原理（续）
6.1 直升机操纵特点
直升机驾驶员座舱 操纵机构及配置直 升机驾驶员座舱主 要的操纵机构是： 驾驶杆(又称周期 变距杆)、脚蹬、 油门总距杆。此外 还有油门调节环、 直升机配平调整片 开关及其他手柄.
驾驶杆和脚蹬
驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操纵线系与旋翼 的自动倾斜器连接。驾驶杆偏离中立位置表示：
向前——直升机低头并向前运动； 向后——直升机抬头并向后退； 向左——直升机向左倾斜并向左侧运动； 向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。 脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼带尾桨的直升机
来说，驾驶员蹬脚蹬操纵尾桨变距改变尾桨推(拉) 力，对直升机实施航向操纵。
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飞行原理和性能是航空的基础。我们将简单介绍飞机的基本构成及其主要系统的工作，然后引入许多飞行原理概念，研究飞行中四个力的基础——空气动力学原理，讨论飞机的稳定性和设计特点。最后介绍飞行性能、重量与平衡等有关知识。 第一节飞机结构 本节主要介绍飞机的主要组成部件及其功用、基本工作原理，最后介绍飞机的分类。 飞机的设计和形状虽然千差万别，但它们的主要部件却非常相似(图1—1)。 *飞机一般由五个部分组成：动力装置、机翼、尾翼和起落架， 它们都附着在机身上，所以机身也被看成是基本部件。 图1—1 一、机体 1．机身 机身是飞机的核心部件，它除了提供主要部件的安装点外，还包括驾驶舱、客舱、行李舱、仪表和其他重要设备。现代小型飞机的机身一般按结构类型分为构架式机身和半硬壳式机身。构架式机身所受的外力由钢管或铝管骨架承受；半硬壳式机身由铝合金蒙皮承受主要外力，其余外力由桁条、隔框及地板等构件承受。单发飞机的发动机通常安装于机身的前部。为了防止发动机失火时危及座舱内飞行员和乘客的安全，在发动机后部与座舱之间设置有耐高温不锈钢隔板，称为“防火墙”(图1—2)。
图1—2构架式和半硬壳式机身结构形式 2．机翼 机翼连接于机身两侧的中央翼接头处，横贯机身形成一个受力整体。飞行中空气流过机翼产生一种能使飞机飞起来的“升力”。现代飞机常采用一对机翼，称为单翼。机翼可以安装于机身的上部、中部或下部，分别称为上翼、中翼和下翼。民用机常采用下单翼或上单翼。许多上单翼飞机装有外部撑杆，称为“半悬臂式”；部分上单翼和大多数下单翼飞机无外部撑杆，称为“悬臂式”(图1—3)。 图1—3半悬臂式和悬臂式机翼 机翼的平面形状也多种多样，主要有平直翼和后掠翼，小型低速飞机常采用平直矩形翼或梯形翼。 机翼一般由铝合金制成，其主要构件包括翼梁、翼肋、蒙皮和桁条。一些飞机的机翼内都装设有燃油箱。在机翼两边后缘的外侧铰接有副翼，用来操纵飞机横滚；后缘内侧挂接襟翼，在起飞和着陆阶段使用(图1—4)。 *金属机翼由翼梁、翼肋、桁条和蒙皮等组成。翼梁承受大部分弯曲载荷， 蒙皮承受部分弯曲载荷和大部分扭转载荷，翼肋主要起维持翼型作用。 图1—4
第一章空气动力学基本知识 空气动力学是一门专门研究物体与空气作相对运动时作用在物体上的力的一门科学。随着航空科学事业的发展，飞机的飞行速度、高度不断提高，空气动力学研究的问题越来越广泛了。航模爱好者在制作和放飞模型飞机的同时，必须学习一些空气动力学基本知识，弄清楚作用在模型飞机上的空气动力的来龙去脉。这将有助于设计、制作、放飞和调整模型飞机，并提高模型飞机的性能。 第一节什么是空气动力 当任何物体在空气中运动，或者物体不动，空气在物体外面流过时(例如风吹过建筑物)，空气对物体都会有作用力。由于空气对物体作相对运动，在物体上产生的这种作用力，就称为空气动力。 空气动力作用在物体上时，不是只作用在物体上的一个点或一个部分，而是作用在物体的整个表面上。空气动力表现出来的形式有两种，一种是作用在物体表面上的空气压力，压力是垂直于物体表面上的。另一种虽然也作用在物体表面上，可是却与物体表面相切，称为空气与物体的摩擦力。物体在空气中运动时所受到的空气作用力就是这两种力的总和。 作用在物体上的空气压力也可以分两种，一种是比物体前面的空气压力大的压力，其作用方向是从外面指向物体表面(图1-1)，这种压力称为正压力。另一种作用在物体表面的压力，比物体迎面而来的空气压力小，压力方向是从物体表面指向外面的，这种压力称为负压力，或吸力（图1-1）。空气对物体的摩擦力与物体对空气之间相对运动的方向相反。这些力量作用在物体上总是使物体向气流流动的方向走。如果是空气不动，物体在空气中运动，那么空气 摩擦力便是与物体运动的方向相反，阻止物体向 前运动。 很明显，空气动力中由于粘性产生的空气摩 擦力对模型飞机飞行是有害的。可是空气作用在 模型上的压力又怎样呢?总的看来，空气压力对模 型的飞行应该说是有利的。事实上模型飞机或真 飞机之所以能够克服本身的重量飞起来，就是因图1-1作用在机翼上的压强分布 为机翼上表面产生很强的负压力，下表面产生正压力，由于机翼上、下表面压力差，就使模型或真飞机飞起来。可是作用在物体上的压力也并不是完全有利的。一般物体前面的压力大，后面的压力小，由于物体前后压力差便会阻碍物体前进，产生很多困难。只有物体的形状适当才可以获得最大的上、下压力差和最小的前后压力差，也就是通常所说的最大的升力和最小的阻力。所以空气压力对于物体的运动有
關十言
1)流体力学基础 对于亚音速气流，若流管面积减小，则流速增大，而超音速则刚好相反。流体的伯努利原理表明，不管是超音速还是亚音速气流，只要流速增加，则压强就会减小。由于飞机的翼型上表面向上弯曲的稍多一些，因此从整体上来说飞机下表面的流管截面积要大于上表面，使得亚音速飞机的下表面气流流动比上表面慢，压强则比上表面大，从而产生升力。 音速是微弱扰动的传播速度，与气体的种类和温度有关，随温度的升高而增加。飞机的飞行马赫数是飞机真空速大小与飞行高度上音速之比，飞机的临界马赫数是当机翼上翼面低压力点的局部速度达到音速时的来流马赫数。 超音速气流流过外折角，则会在折点处形成膨胀波，使得气流经过膨胀波后的速度增加、压强减小；流过一个折角很小的二维内折翼面，会在折点处形成斜激波，如果折角比较大，则会形成曲面激波或者正激波。超音速气流经过激波后压强、温度和密度会突然增大，速度会突然减小。从飞机阻力增加的程度来讲，三种激波的影响从大到小依次是正激波、曲面激波和斜激波。 静止的流体中不会产生摩擦力（粘性力），只有运动的实际流体才会产生粘性力。物体在流体中运动时所受的惯性力与粘性力之比就是雷诺数，雷诺数越大，说明粘性对飞机的影响就越小。机翼表面受粘性影响比较大的区域叫做附面层，在附面层边界上，粘性使得该处的局部速度受到1%的影响，在附面层内需要考虑粘性的影响，之外则可以不考虑。 2)飞机的升阻力特性 飞机的定常飞行中，升力等于重力，推力等于阻力。飞机的升力与速度、大气密度、机翼面积、升力系数等有关。升力系数随着飞机迎角的增大，起初会线性增加，达到斗振升力后，开始曲线增加，一直到最大升力系数（临界迎角），然后开始减小。在其他条件一定时，飞机的升力系数随粘性增大而减小，随后掠角增大而减小。 临界迎角对应飞机的失速速度。飞机在转弯时，升力的垂直分量需要平衡重力，使得飞机的升力随转弯坡度增加而增加，因此大坡度转弯时飞机的升力系数（迎角）较大，可能会引起飞机的抖动。
飞行原理教学大纲 课程名称：飞行原理 英文名称：Principles of Flight 课程编码：学时：72 实践学时：3 上机学时：0 适用专业：飞行技术 一、教学目的 《飞行原理》是飞行技术专业一门专业基础课。这门课程的主要特点是既有抽象的基础理论，又有指导飞行实践的具体原理和方法。通过本课程的学习，使学生获得空气动力的基础理论知识，了解飞机的基本运动规律和基本操纵原理，为以后进一步学习《飞行性能与计划》课程打下必要的理论基础。 二、教学要求 学习完本大纲的内容后，应达到以下要求： 1、理解空气低速流动的基本规律和飞机的低速空气动力特性； 2、充分认识飞机平衡、稳定性和操纵性的概念和规律； 3、领会飞机运动的基本规律，操纵飞机飞行的基本原理和方法； 4、掌握小型螺旋桨飞机的飞行性能的基础理论知识及飞行性能图表的使用方法； 5、了解起飞、着陆中的特殊问题和特殊飞行的特点； 6、了解高速空气动力学基础知识。 三、课程结业标准 表明学生圆满完成本课程学习的标准为：在结业考试中成绩达到60分。 四、教学阶段及课时分配
第一阶段低速空气动力学的基础知识 20学时 (一)本阶段教学目的 1.了解本学科学习内容和学习方法； 2.了解飞机和大气的一般知识； 3.理解机翼升力、阻力、螺旋桨拉力的产生及其变化规律,增升装置(襟翼和缝翼)； 4.掌握螺旋桨副作用对飞行的影响及其修正方法。 通过本阶段内容学习,学生应掌握空气动力酌产生及其变化规律,为学习后面内容奠定基础。 (二)分课计划 第一课飞机和大气的一般介绍 2学时 1.本课教学内容要点 (1)前言(什么是飞行原理；为什么要学习飞行原理；怎样学好飞行原理)； (2)飞机的主要组成部分及其功用； (3)操纵飞机的基本方法； (4)机翼的切面形和平面形； (5)空气的粘性和压缩性； (6)大气分层； (7)国际标准大气。 2.本课教学要求 (1)理解描述机翼切面形状和平面形状的主要参数:厚弦比、相对弯度、最大厚度位置、 展弦比、尖削比、后掠角； (2)掌握国际标准大气的规定和应用； (3)了解空气的粘住和压缩性,操纵飞机的基本方法。 第二课空气流动的描述2学时 1、本课教学内容要点 (1)相对气流； (2)迎角； (3)流线谱。 2、本课教学要求 (1)了解相对气流的概念； (2)理解相对气流速度和空气动力的关系； (3)理解相对气流速度的方向及相对气流速度与地速和风速的关系； (4)理解迎角的定义，能区分正、负和零迎角； (5)掌握流线谱的规律。 第三课空气低速流动的基本规律和升力2学时 1、本课教学内容要点 (1)连续性定理； (2)伯努利定理； (3)升力； (4)升力公式。 2、本课教学要求 (1)理解连续性定理的含义； (2)理解伯努利定理的含义和表达式； (3)掌握伯努利定理的使用条件； (4)理解升力产生的原理、升力的方向和位置；
飞行原理论文 ——张兴鹏 要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。 一、飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。
直升机与旋翼机的飞行原理 直升机的飞行原理 1. 概况 与普通飞机相比，直升机不仅在外形上，而且在飞行原理上都有所不同。一般来讲它没有固定的机翼和尾翼，主要靠旋翼来产生气动力。这里所说的气动力既包括使机体悬停和举升的升力，也包括使机体向前后左右各个方向运动的驱动力。直升机旋翼的桨叶剖面由翼型构成，叶片平面形状细长，相当于一个大展弦比的梯形机翼，当它以一定迎角和速度相对于空气运动时，就产生了气动力。桨叶片的数量随着直升机的起飞重量而有所不同。重型直升机的起飞重量在20t以上，桨叶的数目通常为六片左右；而轻、小型直升机，起飞重量在以下，一般只有两片桨叶。 直升机飞行的特点是： (1) 它能垂直起降，对起降场地要求较低； (2) 能够在空中悬停。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势； (3) 可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。 2. 直升机旋翼的工作原理 直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作类同于一个机翼。旋翼的截面形状是一个翼型，如图所示。翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴平面(称为桨毂旋转平面)之间的夹角称为桨叶的安装角，以表示，有时简称安装角或桨距。各片桨叶的桨距的平均值称为旋翼的总距。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为2o~14o。
气流V 与翼弦之间的夹角即为该剖面的迎角。显然，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力在桨轴方向上的分量将提供悬停时需要的升力；在旋转平面上的分量产生的阻力将由发动机所提供的功率来克服。 旋翼旋转时将产生一个反作用力矩，使直升机机身向旋翼旋转的反方向旋转。前面提到过，为了克服飞行力矩，产生了多种不同的结构形式，如单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等。对于最常见的单桨式，需要靠尾桨旋转产生的拉力来平衡反作用力矩，维持机头的方向。使用脚蹬来调节尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现直升机机头转向(转弯)操纵。 3. 直升机旋翼的操纵 直升机的飞行控制与飞机的飞行控制不同，直升机的飞行控制是通过直升机旋翼的倾斜实现的。直升机的控制可分为垂直控制、方向控制、横向控制和纵向控制等，而控制的方式都是通过旋翼实现的，具体来说就是通过旋翼桨毂朝相应的方向倾斜，从而产生该方向上的升力的水平分量达到控制飞行方向的目的。 直升机体放在地面时，旋翼受其本身重力作用而下垂。发动机开车后，旋翼开始旋转，桨叶向上抬，直观地看，形成一个倒立的锥体，称为旋翼锥体，同时在桨叶上产生向上的升力。随着旋翼转速的增加，升力逐渐增大。当升力超过重力时，直升机即铅垂上升(图；若升力与重力平衡，则悬停于空中；若升力小于重力，则向下降落。 旋转旋翼桨叶所产生的拉力和需要克服阻力产生的阻力力矩的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。从原理上讲，调节转速和桨距都可以调节拉力的大小。但是 桨毂旋转面 桨毂旋转轴线 前缘 后缘 b ? α V 图 直升机的旋翼 (a) (b)