直升机飞行控制 第2章
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民用航空器维修人员基础执照培训大纲(ME类)
二、培训时间 本单元培训时间为 16 学时。
章
内
容
第一章 金属材料
第二章 板金加工
第三章 复合材料
第四章 航空透明件
第五章 紧固件
小计
学时 5 3 3 3 2 16
三、培训内容 第一章 金属材料 1.1 金属材料的机械性能 1.2 铝合金 1.3 钛合金 1.4 合金钢 1.5 不锈钢 第二章 板金加工 2.1 板材直线弯曲计算 2.2 手工成形
二、培训时间 本单元培训时间为 6 学时。
章 第一章 第二章 第三章 第四章 第五章 小计
内
容
适航管理法规
民用航空器的国籍和登记
中国民用航空器的持续适航管理
适航管理条例及其它规章
其它维修出版物
学时 1 1.5 1.5 1 1 6
三、培训内容
第一章 适航管理法规 1．1 民用航空器的适航性 1．2 民用航空器的适航管理 1．3 中国民用航空器适航管理法规和文件体系的构成
X
X
X
六 工程制图与公差配合
X
X
X
X
七
管路与传动机构
X
X
X
X
八
航空电气
X
X
X
X
3
九
航空电子系统
X
X
X
X
十A
飞机飞行原理
X
X
十B
直升机飞行原理
X
X
十一 A
飞机结构
X
X
十一 B
直升机结构
X
X
十二 A
飞机机械系统
X
X
十二 B 直升机机械系统
Байду номын сангаас
2 第二章第二节 飞机的基本结构
前缘
翼尖
后缘
第二节 飞机的机体结构
2.机翼的分类
根据机翼在机身上安装的部位和形式， 飞机可以分为: 上单翼飞机（安装在机身上部） 中单翼飞机（安装在机身中部） 下单翼飞机（安装在机身下方） 目前的民航运输机大部分为下单翼飞机
第二节 飞机的机体结构
第二节 飞机的机体结构
上单翼布局——干扰阻力小，有很好的向下 视野，机身离地面近，便于货物的装运，发 动机可以安装得离地面较高，免受地面飞起 的沙石损害，因而大部分军事运输机和使用 螺旋桨动力装置的运输飞机都采用这种布局； 中单翼布局——气动外形是最好的，但因为大 型飞机的翼梁要从机身内穿过，使客舱容积受 到严重影响，因而在民航飞机中不采用这种布 局形式； 下单翼布局——民航运输机大部分为下单翼飞 机，机翼离地面近，起落架可以做得短些，两 个主起落架距离较宽，增加了降落的稳定性， 起落架很容易在翼下的起落架舱收放，从而减 轻重量。此外发动机和机翼离地面较近，做维 修工作方便。
第二节 飞机的机体结构
多支柱起落架
第二节 飞机的机体结构
B747的多支柱式起落架
第二节 飞机的机体结构
3.起落架的结构形式 （1）构架式起落架
在一些轻型低速飞机和直升机上采用较多。
构架式起落架结构示意
减 震 支 柱 撑杆
第二节 飞机的机体结构
3.起落架的结构形式 （2）支柱套筒式起落架
这种型式往往用作前三点式飞机的主起落架。
第二节 飞机的机体结构
5
4 3 2 1
机翼前缘有五块缝翼
第二节 飞机的机体结构
第二节 飞机的机体结构 固定式缝翼
第二节 飞机的机体结构 自动缝翼
第二节 飞机的机体结构
第二节 飞机的机体结构 (4)扰流板
(完整版)直升机飞行操控的基本原理
直升机飞行操控的基本原理图 1 直升机飞行操纵系统- 概要图（a）（b）图2 直升机操纵原理示意图1.改变旋翼拉力的大小2.改变旋翼拉力的方向3.改变尾桨的拉力飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。
如图2所示，周期变距操纵系统控制直升机的姿态（横滚和俯仰），总距操纵系统控制直升机的高度，航向操纵系统控制直升机的航向。
一、周期变距操纵系统周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。
当桨距周期改变时，引起桨叶拉力周期改变，而桨叶拉力的周期改变，又引起桨叶周期挥舞，最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜，从而实现直升机的纵向（包括俯仰）及横向（包括横滚）运动。
纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵，但二者是各自独立的。
周期变距操纵系统（见图3）包括右侧和左侧周期变距操纵杆（1）和（3）、可调摩擦装置（2）、橡胶波纹套（4）、俯仰止动件（5）、横滚连杆（7）、俯仰连杆（8）、横滚止动件及中立位置定位孔（9）、横滚拉杆（10）、横滚协调拉杆（11）、俯仰扭矩管轴组件（12）、总距拉杆（13）、与复合摇臂相连接的拉杆（14）、伺服机构（15）、伺服机构（横滚+总距）（16）、伺服机构（俯仰+总距）（17）和可调拉杆（18）等组件。
1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆2.可调摩擦装置4.橡胶波纹套5.俯仰止动件6.复合摇臂 7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件13.总距拉杆14.与复合摇臂相连接的拉杆15.伺服机构16.伺服机构（横滚+总距）17.伺服机构（俯仰+总距）18.可调拉杆图 3 直升机周期变距操纵系统（一）纵向操纵情况当前推驾驶杆时，通过俯仰扭矩管轴组件（9）及俯仰连杆（8），使复合摇臂（6）上的纵向摇臂逆时针转动，通过其后的拉杆、摇臂，使左前侧纵向伺服机构下移，自动倾斜器固定盘向左前方倾斜，旋翼桨盘前倾，进而使直升机向前运动。
遥控直升机调试篇尾旋翼设定
遥控直升机调试篇尾旋翼設定第一节：尾部设定有重要关系的平衡仪，为何须要平衡仪(陀螺仪)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，跟着机身会产生反扭力作用，于是尾部便须加设一个尾旋翼，平衡机身，但怎样令到尾旋翼用多少角度，来平衡机身呢，就是平衡仪了，它可以跟据机身的摆动多少，自动作出补偿讯号给伺服器，去改变尾桨角度，产生推力平衡机身，从前未有现今的科技，模型直升机是没有平衡仪的，油门、主桨角度和尾桨角度的配合是很困难调较，挞机后便尽快往上空飞行(因飞行时控制较易)，如要停留时便要用控制捍快速灵敏地控制，所以撞毁的机会甚大，现在的科技已发展出多种类型平衡器(陀螺仪)，分别有机械式、电子式、电子自动锁定式。
机械式优点：价钱平宜，普通碰撞可以承受。
缺点：补偿速度慢，未能准确定位。
电子式优点：补偿速度快，轻微碰撞可以承受。
缺点：用电量大，不可接近于高温环境操作。
电子自动锁定式优点：补偿速度快，如配合 JR厂2700G伺服器，效果更佳，不须设定繁复的尾部调整，用电量少，准确锁定尾部方向。
缺点：不可接近于高温环境操作。
第二节：如何调整(机械式平衡仪)尾部设定FUTABA FP.G 153BB二段模式机械式可分为一段模式及二段模式，购买时须注意，先说摇控对于尾部的设定：SET 1-请跟说明书安装好接收机及平衡仪的所有插线。
SET 2-开启摇控器及接收器电源。
SET 3-于摇控画面选 ATS REVO-MIX 按大约值 UP 30% DWON 40%SET 4-尾部伺服器不要装上推捍，将摇控器右捍(控制油门及主桨)全向下1(*注1)SET 5-装上尾推捍，尾桨角度要 0度(调较推捍长短)，收紧尾推捍，尝试由下1推上中5，尾桨角度应约20度，再推上9，尾桨角度应约25-30度。
0 度尾槳約30度尾槳SET 6-平衡仪敏感度(NEUTRAL ADJUSTAL)开65-75%，如二段模式，第二段50%(*注2)(于试飞时可再看情况调整，尾部强烈摆动，开少，尾部不够固定，开大)。
直升机飞行手册
直升机飞行手册第一章：导言直升机飞行手册是为了提供直升机驾驶员关于直升机操作和飞行规范的详细指导，以确保飞行安全。
本手册将介绍直升机的结构、操作要点、紧急情况处理和其他重要事项，帮助驾驶员更好地理解直升机的原理和运行。
第二章：直升机结构直升机是一种通过旋翼产生升力和推进力的飞行器。
本章将介绍直升机的基本构造，包括：机身、旋翼系统、发动机和操纵系统。
驾驶员应熟悉直升机的各部件，了解它们的功能和作用。
2.1 机身直升机的机身是整个飞行器的骨架，负责支撑各种载荷和承受飞行中的各种力。
在本节中，我们将介绍直升机机身的结构和特点，并强调机身的重要性和维护要求。
2.2 旋翼系统直升机的旋翼系统是直升机最核心的部分，它能够产生升力和推进力，控制直升机在空中的稳定和机动性。
本节将介绍旋翼的构造和工作原理，以及旋翼的调整和保养。
2.3 发动机直升机的发动机提供推进力和动力给旋翼系统，是直升机飞行的关键组成部分。
在本节中，我们将介绍直升机所使用的各类发动机的特点和工作原理，并重点强调发动机的维护和故障处理。
2.4 操纵系统直升机的操纵系统通过传动装置将驾驶员的指令传递给旋翼系统和尾桨，从而控制直升机的运动。
本节将介绍直升机操纵系统的结构和工作原理，并介绍操纵系统的操作和检查要点。
第三章：飞行操作飞行操作是直升机驾驶员最重要的任务之一，驾驶员需要掌握正确的飞行技巧和操作方法，以保证飞行的平稳和安全。
本章将介绍直升机起飞、飞行中的基本要点和特殊操作注意事项。
3.1 起飞和降落直升机起飞和降落是飞行任务的关键部分，它们对驾驶员的技巧和判断力提出了较高的要求。
本节将介绍直升机起飞和降落的操作步骤和注意事项，帮助驾驶员提高起降技巧。
3.2 空中飞行在空中飞行时，驾驶员需要控制直升机的姿态和速度，同时注意飞行高度和安全距离。
本节将介绍直升机的空中操纵技巧和飞行计划，以及注意事项和紧急情况处理。
3.3 特殊操作直升机在执行特殊任务时需要进行特殊操作，如飞越障碍物、低空飞行、救援任务等。
2航空模型飞行安全操作规范方案说明
航空模型飞行安全操作规范无论你是飞何种模型的飞手都必须牢记：一、遵纪守法，文明飞行。
1、不得随意在公共场所飞行。
2、不得在军事重地、机场、国家机关附近飞行。
3、不得私自加大遥控设备和图传、数传的功率。
4、不得未经允许拍摄国家机密，窥视个人隐私。
二、使用设备符合国家管理规定1、空中用频点——40MHz（MHz带）频带（MHz带）频带40.770 77 40.830 8340.790 79 40.850 8540.810 80空中用频点——72MHz窄带（MHz带）频带（MHz带）频带72.130 17 72.190 2072.150 18 72.210 2172.170 19空中用频点——72MHz宽带（MHz带）频带（MHz带）频带72.790 50 72.850 5372.810 51 72.870 5472.830 522.4G 5.8G 所有发射功率不得大于1瓦三、飞行安全1、用电安全（包括用电池的安全）2、飞行安全两个方面：一是自身安全，二是他人的安全。
航空模型的飞行是一项科技含量较高的运动，它不仅需要学习有关飞机原理方面的知识，还需了解气象、无线电、电学等方面的知识，还需具备良好的心理素质和预判风险规避风险的能力。
航空模型的飞行是一项科学严谨的实践活动，虽是模型也和真飞机飞行一样，来不得半点马虎。
为广大航空模型爱好者更好的开展好这项有益的活动，特制定以下飞行操作规范。
第一节固定翼（A)飞行操作规范一、飞行前准备确定飞行时间后最少提前一天做飞行前准备，了解气象条件，确定飞行场地，对飞机状态进行检查，不可带病飞行。
准备好所需电池油料及维修工具。
1、对模型机体进行检查：模型飞机在飞行中经过受力或粗暴着陆，难免会磕磕碰碰，造成模型机体受伤，飞行前应全面进行检查，包括动力系统、飞行控制系统、机体、机翼、尾翼、起落架等。
对受损部位及时维修，对强度薄弱部位应于加强，对固定螺丝进行紧固。
2、对新飞机必须做飞行数据的检测，一架新飞机指没有上过天的模型，在制作过程中由于机翼变形、设计缺陷、设备安装限制多方面的原因会产生对飞行不利因素。
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 驾驶舱系统和控制 飞行控制
5.2.飞行控制直升机配备了横向、纵向、集成的总距油门和定向飞行控制子系统。
控制输入通过机械连杆和液压伺服系统从驾驶舱传输到转子叶片。
电缆用于转子制动系统，部分用于尾转子变桨控制。
飞行员控制由自动飞行控制系统（AFCS）辅助，该系统具有集成的四通道自动驾驶仪、液压飞行控制伺服系统以及俯仰、横滚和偏航配平系统。
飞行员和副驾驶都有集体控制、循环控制和方向控制，这些控制通过机械连杆传输到第一级和第二级控制单元，这些控制单元组合、求和并耦合循环、集体和偏航输入。
所产生的输出信号被提升，并通过与液压伺服系统的机械连杆发送至主旋翼和尾旋翼。
力集中装置被纳入循环控制系统。
这些装置提供了一个力梯度或“感觉”的循环棒。
棍子偏向得越远，施加的力就越大。
配平脱离按钮位于飞行员和副驾驶循环手柄上。
按住装饰件分离按钮将立即将斗杆上的力降至零。
松开按钮重新测量装饰件。
5.2.1.循环控制系统直升机的横向和纵向控制是通过推动杆、曲拐和伺服装置将循环杆移动到主旋翼旋转斜盘上。
任何方向的移动都会使主旋翼桨叶的平面朝同一方向倾斜，从而导致直升机朝该方向移动。
飞行员（左）和副驾驶（右）的循环操纵杆在设计和结构上几乎相同，并且相对于直升机的纵轴对称安装在驾驶舱地板上。
图5.16.飞行员循环操纵杆循环控制棒由带硬橡胶手柄（3）的成形金属管组件（1）构成，包括四个按钮：ICS/无线电键控按钮（触发位置）（4）、自动驾驶仪关闭按钮（5）、点火按钮（6）、配平按钮（7）。
飞行员的（左）循环还包括一个车轮制动操纵杆（2）和一个保持在锁定位置（8）的插销。
纵向挡块：纵向控制连杆中包括液压缸和机械挡块，当直升机在地面或滑行时，可将旋转斜盘后倾限制在最大2°12'。
止动块由安装在主起落架支柱支架上的车轮重量微动开关控制。
当飞行员在循环上向后拉时，纵向止动块会使旋转斜盘后倾达到2°12'时移动斗杆所需的力急剧增加。
当直升机升离地面时，微动开关触点打开，停止分离，释放后斜盘倾斜的限制。
直升机安全规定(3篇)
第1篇第一章总则第一条为保障直升机飞行安全，预防事故发生，根据《中华人民共和国民用航空法》、《中华人民共和国民用航空安全保卫条例》等法律法规，结合直升机飞行特点，制定本规定。
第二条本规定适用于中华人民共和国境内所有民用直升机飞行活动，包括但不限于直升机生产、运营、维护、修理、使用、培训、科研、救援等活动。
第三条直升机飞行安全是一项系统工程，涉及多个环节和众多参与者。
各相关部门和单位应按照职责分工，共同做好直升机飞行安全工作。
第四条直升机飞行安全工作应遵循以下原则：（一）预防为主，安全第一；（二）以人为本，科学管理；（三）责任明确，奖惩分明；（四）持续改进，提高安全水平。
第二章组织与管理第五条国家民用航空局（以下简称民航局）负责全国民用直升机飞行安全管理工作，制定直升机飞行安全政策和法规，监督指导地方民航局和各相关部门做好直升机飞行安全工作。
第六条地方民航局负责本行政区域内民用直升机飞行安全管理工作，组织实施民航局制定的直升机飞行安全政策和法规，协调解决直升机飞行安全工作中的重大问题。
第七条直升机运营人应当建立健全直升机飞行安全管理体系，制定直升机飞行安全管理制度，明确飞行安全责任，加强飞行安全管理。
第八条直升机运营人应当设立飞行安全管理部门，配备具有飞行安全专业知识和经验的人员，负责直升机飞行安全管理工作。
第九条直升机运营人应当定期对飞行安全管理人员进行培训，提高其飞行安全管理水平。
第十条直升机运营人应当建立健全直升机飞行安全信息报送制度，及时、准确地向民航局和地方民航局报送直升机飞行安全信息。
第三章飞行准备第十一条飞行前，直升机运营人应当对飞行任务进行全面评估，确保飞行任务的安全可行。
第十二条飞行前，直升机运营人应当对直升机进行全面检查，确保直升机处于良好状态。
第十三条飞行前，直升机驾驶员应当了解飞行任务、气象条件、直升机性能等信息，做好飞行准备。
第十四条飞行前，直升机驾驶员应当检查飞行计划和飞行任务书，确认飞行任务符合飞行规定。
直升机飞行原理 2
同升力条件下，尺寸较小， 方便卡车运输和停泊在船 只甲板上。
双桨共轴
但是缺点也很明显。共轴双桨用套筒轴驱动 上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋 翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能 打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度 要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难 度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面 旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当 的难度。例如俄罗斯卡 莫夫系列直升机在向左 上升转弯时必须小心， 否则上下 桨打架， 后果将是机毁人亡。
尾桨原理
前缘 b
Vq 桨毂旋转面 后缘 桨毂旋转轴线
Hale Waihona Puke 自动倾斜器构造驾驶杆操纵
与旋翼的自动倾斜器连接，带动整个旋翼倾斜 —— 直升机低头并向前运动； 向后 —— 抬头并向后退； 向左 —— 向左倾斜并向左侧运动； 向右 —— 向右倾斜并向右侧运动。
向前
双桨共轴
方便的维护无尾桨结构。由于上下旋翼反向旋转，形成了直升机水平 方向的力矩平衡，所以双桨共轴直升机不需要尾桨来平衡直升机水平 方向上的力矩。 气动特性对称，机动性好。在使用相同发动机的情况下，两副共轴式 旋翼的升力比单旋翼/尾桨布局的旋翼升力大12%。共轴式旋翼气动 力对称性显然优于单旋翼式，不存在各轴之间互相交连的影响，机动 飞行时易于操纵。改变航向时，共轴式直升机很容易保持直升机的飞 行高度，这在超低空飞行和飞越障碍物时尤其可贵，对飞行安全有重 要意义。
升力来源
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。 直升机的桨叶大概有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。
双桨共轴
但是缺点也很明显。共轴双桨用套筒轴驱动 上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋 翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能 打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度 要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难 度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面 旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当 的难度。例如俄罗斯卡 莫夫系列直升机在向左 上升转弯时必须小心， 否则上下 桨打架， 后果将是机毁人亡。
尾桨原理
前缘 b
Vq 桨毂旋转面 后缘 桨毂旋转轴线
Hale Waihona Puke 自动倾斜器构造驾驶杆操纵
与旋翼的自动倾斜器连接，带动整个旋翼倾斜 —— 直升机低头并向前运动； 向后 —— 抬头并向后退； 向左 —— 向左倾斜并向左侧运动； 向右 —— 向右倾斜并向右侧运动。
向前
双桨共轴
方便的维护无尾桨结构。由于上下旋翼反向旋转，形成了直升机水平 方向的力矩平衡，所以双桨共轴直升机不需要尾桨来平衡直升机水平 方向上的力矩。 气动特性对称，机动性好。在使用相同发动机的情况下，两副共轴式 旋翼的升力比单旋翼/尾桨布局的旋翼升力大12%。共轴式旋翼气动 力对称性显然优于单旋翼式，不存在各轴之间互相交连的影响，机动 飞行时易于操纵。改变航向时，共轴式直升机很容易保持直升机的飞 行高度，这在超低空飞行和飞越障碍物时尤其可贵，对飞行安全有重 要意义。
升力来源
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。 直升机的桨叶大概有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。
低噪音直升机设计与飞行控制
低噪音直升机设计与飞行控制第一章：引言低噪音直升机技术是解决城市化快速发展造成的噪音污染和环境污染问题的重要手段。
本文介绍了低噪音直升机的设计和飞行控制技术。
第二章：低噪音直升机设计低噪音直升机设计的关键是减少旋翼噪音和机身噪音。
为了减少旋翼噪音，可采用旋翼刚度的优化设计、旋翼自由端重量的减小和旋翼尖速比的改变等措施。
旋翼刚度的优化设计是通过合理的旋翼几何参数设计和材料选择实现的，旋翼自由端重量减小则可以通过采用轻质材料或者使用新型材料实现。
而旋翼尖速比的改变则是通过减小旋翼半径、增加旋翼转速或者减小旋翼桨叶数来实现的。
机身噪音主要是由气流噪音和功率传输噪音产生的，为降低机身噪音可以采用流线型设计和使用降噪材料的方式。
此外，还可以通过布置减振器或者采用消声器的方法降低噪音。
第三章：低噪音直升机飞行控制低噪音直升机的飞行控制需要综合考虑多个因素，包括环境、载荷、安全和舒适性等方面。
一般来说，低噪音直升机的飞行控制包括飞行姿态控制、飞行稳定控制和导航控制等方面。
飞行姿态控制是通过控制旋翼叶片的角度和速度来实现的。
在低噪音直升机上，应采用比传统直升机更加灵敏的飞行姿态控制方式，以便提高飞行的舒适性和稳定性。
飞行稳定控制是通过控制飞行器的重心位置和重力分布来实现的。
在低噪音直升机上，应采用一些新型的稳定控制技术，如自适应稳定控制和智能稳定控制等，以提高飞行的稳定性和安全性。
导航控制是通过控制导航系统、数据处理和飞行数据交互等来实现的。
在低噪音直升机上，应采用高精度的导航系统和数据处理技术，以便保证飞行的准确性和安全性。
第四章：低噪音直升机性能指标低噪音直升机的性能指标通常包括以下几个方面：1.飞行速度：低噪音直升机一般具有较高的速度性能，以提高飞行效率和舒适性。
2.续航能力：低噪音直升机通常具有较高的续航能力，以满足远距离和长时间飞行的需求。
3.承载能力：低噪音直升机一般具有较大的承载能力，以满足不同载荷的需求。
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第二章 直升机飞行动力学2.1 坐标系及运动参量与固定翼飞机相似，直升机在空中作6个自由度运动，即作为质点的三个线运动：升降运动，前飞与后退运动及左右侧向运动；以及作为刚体的角运动：俯仰运动，偏航运动及滚转运动。
为描述直升机自身运动需建立机体坐标系及速度坐标系，为建立直升机相对于地面的运动几何，需建立地面坐标系。
2.1.1 坐标系1．机体坐标系机体坐标系（OXYZ ）与机体固连，如图2－1所示，原点O 为飞机重心，纵轴OX 在直升机对称平面内，通过重心，与机身纵轴一致，沿机头方向为正，立轴OZ 通过重心，在机身对称平面内与桨毂轴平行，向下为正，横轴OY 通过重心O 与XOZ 平面垂直。
若左旋直升机，按左手定则，指向左为正，若右旋直升机则按右手定则，指向右为正。
图2－1为右旋直升机的机体轴系。
θφψE Z E X (北)(地图2-1 机体坐标系及与地面坐标系之间关系2．速度坐标轴系速度坐标系（a a a OX Y Z ）描述直升机空速相对于机体轴的关系，如图2－2所示，原点O 设在飞机重心，a OX 轴与空速向量k V 一致，前飞为正。
a OZ 在直升机对称平面内，垂直于a OX 轴，向下为正，a OY 垂直于a a X OZ 平面,直升机右旋时向右为正。
由速度坐标系可建立飞机的迎角α与侧滑角β。
机身迎角α为k V 在机身对称平面XOZ 的投影与OX 夹角，侧滑角β为k V 与对称平面XOZ 的夹角,k V 在X 轴右边时侧滑角β为正。
图2-2 速度坐标系 3．地面坐标系地面坐标系（E E E OX Y Z ）相对于地球表面不动，如图2-3所示，原点O 设在地面上某点（可设在起飞点），纵轴E OX 应指北，或指向应飞航向，立轴E OZ 垂直向下为正，E OY 轴与E E OX Y 平面垂直，指向由右手定则决定。
由图可知,地面坐标系可建立直升机相对于地面飞行的航迹倾斜角γ及航迹偏转角χ。
航迹角γ是指直升机的地速d V 与地平面夹角，向上为正。
航迹偏转角χ是地速d V 在地平面内投影与给定飞行航线E OX 之间的夹角，右偏航为正。
在地面坐标系中可描述直升机重心O 在空中的坐标位置：高度()H t ，E X 方向的飞行距离()L t ,以及E Y 方向飞行偏航距()Y t 。
由图2-1可知，机体轴坐标系与地面坐标系的关系可由三个欧拉角,,ψθφ来表示。
首先绕E OZ 轴转过一个偏航角ψ，右偏航为正，构成E OX Y Z ''轴系，再绕OY '转动，出现俯仰角θ，上仰为正，构成OXY Z ''轴系,最后绕OX 轴转动，得出横滚角φ，右滚为正。
dV Y图2－3 地面坐标系及并联参量图2-1标出了直升机飞行速度在三个机体轴上的投影，分别用,,u v w 表示。
飞机转动角速度在机体轴,,OX OY OZ 上的投影分别为,,p q r 。
由运动学可写出以下关系式，以描述欧拉角的角速度,,φθψ与机体角速度,,p q r 之间的关系。
sin cos cos sin sin cos cos p q r φψθθφψθφθφψθφ⎫=-⎪=+⎬⎪=-+⎭(2-1)2.1.2作用于直升机上的气动力作用于直升机上的力与力矩是分析直升机动力特性的基本因素，决定着直升机的基本性能，因此必须分析由直升机的旋翼，尾桨，平尾，机身所产生的气动力及它们对重心所构成的气动力矩。
1． 旋翼的气动力图2－4标出了旋翼所产生的气动力与气动力矩，在构造轴中所产生的力有拉力T ,后向力s H ，侧向力s S 。
尾桨产生的气动力为wj T ，直升机的重力G 。
由这些力的几何位置可容易地标出这些力对重心所构成的俯仰力矩、横滚力矩及偏航力矩。
wj(a) 纵向气动力与气动力矩D(b) 侧向气动力与气动力矩图2-4 旋翼及尾桨所产生的气动力与气动力矩当操纵手柄后拉飞机抬头时及操纵手柄右压右滚时，旋翼所产生的气动力在机体轴系中的分量有sin xy s X H F ε=-=-（X 轴负方向）sin xy Y Ss F η==（对右旋直升机，是Y 轴正方向）cos xy Z T F ε=-=-（Z 轴负方向）式中εη及分别为气动合力F 相对于s Y 的纵向偏转角及侧向偏转角。
2． 尾桨的气动力尾桨与旋翼不同之处是没有垂直铰和自动倾斜器，故可把它称为无周期变距的构造平面与机体对称平面平行的小旋翼。
因此尾桨拉力可表示为221()2wjT wj wj wj wj T C R R ρπ=Ω (2-2) 式中wj R 为尾桨桨叶半径，wj Ω为尾桨桨叶旋转角速度，wj T C 为尾桨拉力系数。
尾桨拉力系数与尾桨桨距成正比。
规定wj T 与OY 轴一致为正。
尾桨的阻转力矩wjz M 近似地与旋翼的阻转力矩xyz M 成正比。
即wjz wj xyz M K M ≈ 3． 平尾的气动力与气动力矩 直升机平尾起水平安定面作用，位于尾梁后段，平尾翼弦与机体纵轴之间的夹角称平尾安装角w ρϕ，此安装角可与油门变距杆或驾驶杆联动。
平尾升力pw Y 及阻力pw X 可由下式表示212pw Y pw pw pw Y C V S ρ=⋅ (2-3)212pw X pw pw pw X C V S ρ=⋅ (2-4)4.机身的气动力作用于机身的气动力在机体轴系中的投影有212js js X js X C v S ρ=-⋅ (2-5)212js js y js Y C v S ρ=⋅ 2-6)212js js Z js Z C v S ρ=-⋅ (2-7)作用于机身气动力对重心所构成的横滚、俯仰及偏航力矩为212js js L js js L C v S l L ρ=+∆ (2-8)212js js M js js M C v S l M ρ=+∆ (2-9)212js js N js js N C v S l N ρ=+∆ (2-10)式中：js x C ，js y C ，js z C 分别为机身在纵向X ,侧向Y 以及法向Z 方向的分力气动系数。
js L C ,js M C ,js N C 分别为机身气动力对重心所构成的滚转力矩，俯仰力矩和偏航力矩系数。
js S 为机身的最大迎面面积，js l 为机身长度。
,,L M N ∆∆∆为绕相应机体轴的修正力矩。
由上分析，最终可列出作用在直升机上的力与力矩xy wj pw js G xy wj pw js G xy wj pw js G xy wj pw jsxy wj pw js xy wj pw js X X X X X X Y Y Y Y Y Y Z Z Z Z Z Z L L L L L M M M M M N N N N N =++++⎫⎪=++++⎪⎪=++++⎬=+++⎪⎪=+++⎪=+++⎭(2-11)式中xy L 、xy M 、xy N 为旋翼产生的滚转力矩、俯仰力矩及偏航力矩；,,G G G X Y Z 分别是直升机有俯仰与滚转运动时，重力在机体轴上的分量。
其中⎪⎭⎪⎬⎫===θφφθφcos cos sin sin cos G Z G Y G X G G G (2-12)2.2 直升机的平衡动力学2.2.1 直升机的平衡方程当直升机作飞行速度大小与方向都不变的定常运动时，此时直升机处于平衡状态，因此作用于机体轴上的合力及合力矩均为零，从而得到6个平衡方程。
根据平衡方程可求出某一飞行状态下，飞机四个操纵量及两个姿态角，即俯仰角θ及滚装角φ的数值，因此通过平衡状态的计算，可得出某一平衡状态下直升机在空中的姿态，另外还可用来校验操纵系统设计范围是否合理，如果允许的操纵范围能使直升机在各种不同飞行状态下都能使直升机保持平衡，并有一定操纵裕量，则认为直升机是可操纵的。
在机体坐标中，若右旋直升机，则所建立的纵向平衡方程为∑=0X ， 0sin cos =++++θφG X X X X js pw wj xy (2-13) ∑=0Z ， 0cos cos =++++θφG Z Z Z Z js pw wj xy (2-14) ∑=0M ， 0=+++js pw wj xy M M M M (2-15)侧向平衡方程为0Y =∑， 0sin =++++φG Y Y Y Y js pw wj xy (2-16) 0L =∑， 0xy wj pw js L L L L +++= (2-17) 0N =∑， 0xy wj pw js N N N N +++= (2-18)2.2.2 直升机悬停时的平衡直升机保持高度不变，前飞速度为零，且绕各机体轴的力矩总和为零的飞行状态称悬停。
因此悬停状态时必须使作用于机体轴上的力与力矩保持平衡。
下面将分析悬停时的纵向俯仰力矩与纵向力的平衡，以及航向力矩的平衡，横滚力矩的平衡以及侧向力的平衡。
1. 悬停时纵向力与力矩的平衡以直升机重心位于旋翼转轴的前面为例，如图2－5所示。
此时可列出悬停时纵向力的平衡方程由0X =∑可得sin 0s H G θ--= (2-19)X 轴的正方向力为正，图中θ为负值，s H 为拉杆引起自动倾斜器纵向倾角χ而引起的后向力。
χ是操纵平面C C -与构造平面S S -之间的夹角，桨尖平面D D -与C C -平行，旋翼气动合力F 与C C -或D D -相垂直。
由0Z =∑可得cos 0T G θ-+= (2-20)T图2－5 右旋直升机悬停时纵向力与力矩与Z 轴正方向一致的力为正，T 为与构造平面相垂直的拉力。
式中没有考虑平尾的气动力。
纵向力矩平衡方程由0M =∑可得0x s js wj z Tl H l M M -+++= (2-21)绕Y 轴正方向的力矩为正。
式中X l 为桨毂偏离重心在X 方向的距离，Z l 为桨毂偏离重心在Z 方向的距离。
js M 为机身俯仰力矩，wj M 为尾桨引起的纵向力矩。
从上述三平衡方程可解得三个参数，拉力T 、后向力s H 及机身俯仰角θ，由T 可求出旋翼的总距c δ，由s H 可求得纵向周期变距e δ。
在悬停纵向平衡中，桨尖平面D D -始终水平，使合力F 垂直向上以平衡重力G 。
拉力T 与构造平面S S -垂直。
操纵平面C C -也总是水平。
下面分析几种情况1) 假定旋翼轴心在机体轴OZ 的延长线上，分析俯仰力矩对机身姿态及对操纵倾角的影响。
a) 0oth M >称oth M 为旋翼所产生的俯仰力矩以外的其它俯仰力矩，当0oth M >时，直升机产生抬头力矩，此时机身抬头0θ>，如图2－6所示。
为获得力矩平衡，驾驶员向前推杆，即操纵平面C C -相对于构造平面S S -前倾χ角，0χ<，出现前向力s H ，其低头力矩平衡抬头力矩。