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“FH FH--1” 无人无人直升直升直升机系统机系统机系统北方天途航空技术发展北方天途航空技术发展（（北京北京））有限公司有限公司2010年9月一、用途及功能用途：“FH-1”无人直升机是经多年科研攻关，自主研发的具有国内先进水平的小型无人直升机。
该机采用共轴双旋翼形式，目前在国内，该技术居领先或独有的地位。
该机具有尺寸小、结构紧凑、悬停效率高的特点。
可在较小的陆地和甲板上起飞和降落，陆地和海上运载方便，可广泛应用于图像传输、对地观测、电子对抗、数据通讯、海上作战、中继转发、空中监测、电力巡线、高压架线、航空摄影等领域。
功能：1．可以对任务侦察区域在不同高度进行侦察摄像，将图像实时下传。
2．夜间对任务侦察区域，在不同高度进行红外摄像。
3．可以利用无线电测控系统进行自主程序飞行，减轻操作手的负担，又可提高飞行航线精度和目标定位准确性。
二、主要特点自动起飞 定位降落 稳定悬停 空中任意回转 有效载荷大续航时间长 飞行稳定性强 低速近距拍摄 抗风能力强该机采用了独创专利技术：共轴式直升机机械增稳系统。
该系统显著增加了无人直升机的飞行稳定性和操纵性。
该机机身采用了独特的金属盒形结构， 机身既是承力结构又是油箱和机载设备舱，结构紧凑，空间利用率高。
该机在国内外首次采用左右对置安装2台活塞发动机的布局形式，改善了发动机的维护性和工作环境，减小了发动机对设备的干扰。
在一台发动机出现故障时，另一台发动机可保证飞行器安全降落，提高了飞行器的安全性。
三、主要技术指标 几何参数几何参数：：旋翼直径 2.6 米 桨叶片数 2×2 起落架跨度 0.8 米 机高 1.3 米 发动机功率 2×15 马力 重量重量：：空机重量 50 公斤 任务载重+ 燃油 40 公斤 最大起飞重量 90 公斤 飞行性能飞行性能：：海平面最大平飞速度 100 公里/小时 海平面巡航速度 60～70公里/小时 风力（飞行时） 60公里/小时（阵风70公里/小时）风力（起降时） 36公里/小时（无阵风） 悬停升限 1500米 动升限 2500 米续航时间（速度为60公里/小时） 2 小时（15升油） 2.6 小时（20升油） 3.3小时（25升油） 最大航程（速度为60公里/小时） 120 公里（15升油）150 公里（20升油）；190 公里（25升油）燃料:97号车用汽油＋全合成机油 50:1启动方式启动方式12v（45Ah以上）直流车用电瓶地面启动。
飞行器名称：SERVOHELI 260共轴双桨汽油动力直升机产品介绍：复合式共轴双桨无人直升机是我公司经多年科研攻关，自主研发的具有国际先进水平的小型无人直升机。
该机完全自主研发，更改了俄式共轴通过桨距离差改变航向的结构缺陷，采用共轴双主旋翼形式复合了尾桨设计，使安全和飞行稳定性、环境适应性均有所提高，在结构上实现俄式共轴体积无法小型化的弊端，使直升机完成不炸桨情况下的安全伞降回收。
目前在国内，该技术居领先或独有的地位。
这款无人直升机在2011年国际无人机大赛上取得佳绩，拥有完全知识产权。
截止2012年3月，这款复合式共轴双桨直升机已经申请到国家知识产权局发明专利2项，实用新型专利1项，外观设计专利2项。
几何参数：机体长度：1800mm机体宽度：300mm机体高度：600mm旋翼直径：1600mm起落架跨度：400mm桨叶片数：2×2发动机功率：26 cc重量：空机重量：16公斤任务载重：5公斤最大起飞重量：25公斤飞行性能：海平面最大平飞速度：80 公里/小时海平面巡航速度：50～60公里/小时风力（飞行时）：40公里/小时（阵风50公里/小时）风力（起降时）：26公里/小时（无阵风）实用升限：1800 米最大续航时间：1 小时燃料:97（93）号车用汽油＋高级摩托车2冲程油启动方式：12v（45Ah以上）直流车用电瓶地面启动。
发动机自带启动方式。
实现目标：同级别直升机任务载重提高到130%；抗风飞行能力比传统直升机提高150%安全性比传统单旋翼直升机提高400%；安定性能在结构上不依靠平衡仪的情况下实现自主悬停。
主要特点：⏹更安全：在低空发动机熄火时，可不依靠飞行经验平稳着陆；⏹更方便：一键式起落，自动进入悬停状态，克服飞行惯性，缩短培训时间；⏹更精准：不依靠电子设备，在低温严寒环境飞行时，工作状态依然稳定；⏹更经济：无需复杂昂贵的飞控、平衡仪等电子设备即可进入悬停姿态；⏹更灵活：对飞行场地和气候条件要求不高，机动性强，运输方便；⏹更稳定：比单旋翼直升机提高20%任务载荷，留空时间更长、抗风能力更强。
科技成果——130公斤级共轴反桨无人直升机F-120项目简介
F-120无人直升机是技术团队自主研发的多用途无人直升机。
该机型最大起飞重量130kg，最大航时2小时，在可靠性连续测试中，其MTBF（连续无故障时间）可达到7小时。
该机于2010年完成设计，拥有独创的水冷散热系统、气动与冷却的融合设计、采用体积小，重量轻，振动小的转子发动机等多项先进领先技术。
该无人机可以执行海面、湖面、高海拔地区等复杂环境的超视距飞行任务，应用领域广泛，包括对地侦查/观测、电力/管道巡检、数据/中继通信、农业/林业测绘、航空测绘/摄影、警用反恐/防暴等多个领域。
该无人机经试验改进，以其优异的气动效率、重量效率、续航能力及操稳特性受到农业部和航空植保企业的高度重视，在农用无人机领域是目前国内载荷最大、性价比最高的无人直升机。
该机喷药40
亩农田只需15分钟，是传统小型无人直升机作业效率的3倍以上，符合我国精准农业、规模化经营的发展趋势。
技术状态
产品已经完成开发定型，多次执行舰载机起降模拟应答飞行测试、内蒙古公安反恐抓捕演习、江西核工业测绘院探矿任务、火箭军某师通信中继任务等多项高难度、高风险的飞行任务，获得了合作方一致认可。
目前已交付用户10余架。
技术描述
知识产权
已获发明专利18项，实用新型专利6项。
意向合作方式
（1）直升机，旋翼机，旋翼技术，无人机，飞行控制等领域应用的合作开发。
（2）型号产业化，技术作价投资创办企业。
摘要：系统分析了国内外农用飞机和我国农用无人机目前的发展情况，详细分析了共轴双桨无人直升机工作原理及在农业生产应用的可行性，同时对我国农业无人机发展前景做了展望。
关键词：共轴双桨直升机；农用无人机；农业1 国内农用无人机的发展现状农用无人机，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵，用于农田地理信息获取，农作物长势监测和病虫害监测，农作物播种、施肥、施药等领域的不载人的飞机。
在国内农用无人机的生产应用还处于起步阶段，产品主要从西班牙、美国等国家进口，成本高，售后也存在一定的难题，因此，截至2012年底，仅有100余台在使用。
而日本已经有2 400余台农业无人飞机在使用，2012年防治面积占总耕种面积的50%，欧美国家已达到80%以上。
无人直升机在农业植保作业时，不如固定翼飞机需要跑道，起降场地要求低，喷洒时可充分利用地面效应作业，有着巨大的使用优势。
但目前，国内所有的农业无人直升机的终端用户，几乎都是基于农业生产的服务商，这其中有农业合作社、农药供应商、农场业主等，他们很多都是被无人直升机喷洒农药这一新鲜事物所吸引，之前并没有对无人直升机的必要了解和操作经验，飞行的安全性是一个问题，潜在的安全隐患甚至一些小事故时有发生。
因此，农业无人直升机必须保证飞行稳定，操作简单，且安全性高，满足中国的国情和农业市场的需求。
2 共轴双桨无人直升机现在国际无人直升机发展方向趋于认同共轴式直升机，它在相同级别的发动机下，有效载荷较单桨直升机更大，飞行更安全，体积相对较小，适合更小的场地起降和更小的地面车辆进行运载。
市面上常见的玩具遥控直升机绝大多数就采用同轴双层主旋翼反向转动的工作方式。
2.1 共轴双桨无人直升机的原理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。
利用机械装置使动力源同时驱动两副方向相反的旋翼，采用同轴双层主旋翼反向转动的工作方式，在为直升机提供升力的同时，克服了单旋翼直升机的反扭力。
直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制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？终于找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。
共轴直升机技术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QH-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CLL227，德国的“Seamos”, 美国的“QH50”。
“FH FH--1” 无人无人直升直升直升机系统机系统机系统北方天途航空技术发展北方天途航空技术发展（（北京北京））有限公司有限公司2010年9月一、用途及功能用途：“FH-1”无人直升机是经多年科研攻关，自主研发的具有国内先进水平的小型无人直升机。
该机采用共轴双旋翼形式，目前在国内，该技术居领先或独有的地位。
该机具有尺寸小、结构紧凑、悬停效率高的特点。
可在较小的陆地和甲板上起飞和降落，陆地和海上运载方便，可广泛应用于图像传输、对地观测、电子对抗、数据通讯、海上作战、中继转发、空中监测、电力巡线、高压架线、航空摄影等领域。
功能：1．可以对任务侦察区域在不同高度进行侦察摄像，将图像实时下传。
2．夜间对任务侦察区域，在不同高度进行红外摄像。
3．可以利用无线电测控系统进行自主程序飞行，减轻操作手的负担，又可提高飞行航线精度和目标定位准确性。
二、主要特点自动起飞 定位降落 稳定悬停 空中任意回转 有效载荷大续航时间长 飞行稳定性强 低速近距拍摄 抗风能力强该机采用了独创专利技术：共轴式直升机机械增稳系统。
该系统显著增加了无人直升机的飞行稳定性和操纵性。
该机机身采用了独特的金属盒形结构， 机身既是承力结构又是油箱和机载设备舱，结构紧凑，空间利用率高。
该机在国内外首次采用左右对置安装2台活塞发动机的布局形式，改善了发动机的维护性和工作环境，减小了发动机对设备的干扰。
在一台发动机出现故障时，另一台发动机可保证飞行器安全降落，提高了飞行器的安全性。
三、主要技术指标 几何参数几何参数：：旋翼直径 2.6 米 桨叶片数 2×2 起落架跨度 0.8 米 机高 1.3 米 发动机功率 2×15 马力 重量重量：：空机重量 50 公斤 任务载重+ 燃油 40 公斤 最大起飞重量 90 公斤 飞行性能飞行性能：：海平面最大平飞速度 100 公里/小时 海平面巡航速度 60～70公里/小时 风力（飞行时） 60公里/小时（阵风70公里/小时）风力（起降时） 36公里/小时（无阵风） 悬停升限 1500米 动升限 2500 米续航时间（速度为60公里/小时） 2 小时（15升油） 2.6 小时（20升油） 3.3小时（25升油） 最大航程（速度为60公里/小时） 120 公里（15升油）150 公里（20升油）；190 公里（25升油）燃料:97号车用汽油＋全合成机油 50:1启动方式启动方式12v（45Ah以上）直流车用电瓶地面启动。
发动机自带启动电机。
“FH-1”无人直升机内部结构与相同重量的单旋翼直升机相比，共轴式直升机具有如下优点： 旋翼直径小（因采用两副旋翼）；总体尺寸小，机身可完全在旋翼桨盘的范围内。
对起降场地（单旋翼直升机的尾桨部分必须超出桨盘部分）；无需尾桨，通过上下旋翼平衡反扭矩。
没有尾桨的功率损耗（单旋翼直升机尾桨在悬停时最多可消耗总功率的15%。
）；消除了由于尾桨带来的事故隐患（具有关资料显示，尾桨故障占整个直升机的20%左右）；气动效率高。
根据有关资料显示：共轴式直升机在悬停、中低速飞行时的气动效率高。
这正是无人直升机的主要作业状态； 由于气流对称，共轴式直升机纵横向运动的固有气动耦合小，更有利于实现直升机的飞行自动控制；由于体积小、结构紧凑，共轴式直升机在相同重量下较单桨直升机更便于应用，可在更小的场地起降，可用更小的地面汽车运载。
“FH-1”无人直升机三面图及部位安排四、系统组成“FH-1”无人直升机系统主要由飞行平台系统、飞行控制系统、遥控遥测系统、载荷设备等组成。
（一）飞行平台系统1. 机体结构“FH-1”无人直升机设计在结构上力求简单可靠，最大限度地降低空机重量，并充分利用机身的空间容积。
机身采用钣金盒形件结构，分为前、中、后三个盒形框。
中框为传动系统、发动机、操纵系统的支撑结构，内有燃油箱，使得油量的变化不影响全机重心的水平位置。
前后盒形框内安装飞控计算机、传感器、电源及任务载荷等设备。
该设备为遥控飞行（或自主飞行）的基本控制设备。
外加的任务载荷如摄像机、天线等可安装在盒形框底部。
盒形框底部预留安装孔可根据载荷尺寸、形状进行安装。
后盒形框后端安装尾架。
尾架后段安装水平尾翼和垂直尾翼。
尾翼的主要功能是提供航向稳定性或操纵性。
机身蒙皮与机身盒形框用螺栓连接，拆卸方便。
蒙皮的作用为减小前飞时的气动废阻力。
如在低速飞行时也可不装蒙皮。
蒙皮采用玻璃钢薄壁结构形式。
降低前飞时的废阻力，从而降低直升机前飞时的需用功率，提高前飞速度。
2. 动力装置“FH-1”无人直升机的发动机选用2台活塞式发动机，发动机单台功率15马力，为双缸水平对置，强制风冷、离心式离合器、电启动。
每台发动机可独立输出12V、50W的直流电和70瓦的交流电。
货源可靠。
采用两台发动机的模式可提高直升机的飞行可靠性，即当一台发动机停车后，另一台发动机可使直升机维持飞行、返回地面。
3. 旋翼系统旋翼系统包括桨叶和桨毂，直升机通过旋转的桨叶产生升力来平衡重量和飞行阻力，同时产生前后左右的操纵力。
旋翼系统采用的翘翘板式。
其特点是，省去了垂直铰和水平铰，只用一个悬挂铰，旋翼桨盘相对于旋翼轴的挥舞通过悬挂铰的摆动来实现。
4. 操纵系统操纵系统主要包括舵机、变距拉杆、自动倾斜器等部件。
舵机通过操纵系统实现旋翼的总距、周期变距和航向操纵。
操纵系统用于控制直升机的姿态和航迹，改变直升机的运动状态。
5. 传动系统传动系统的功能是：将发动机的动力按总体设计规定的路径、转速及转向传递给旋翼。
传动系统由离合器、减速器、旋翼轴组成。
其功能是将发动机的输出功率按规定的传动比和方向传到旋翼轴。
6.起落架起落架采用常规的滑橇式起落架，制造材料为高强碳纤维材料。
由模具加温固化成形。
特点是重量轻、承载大。
在起飞和着陆时，起落架对整个机身起到缓冲作用。
（二）飞控导航系统FH-1无人直升机飞行控制和导航系统（自动驾驶仪） 采用动态逆技术、H∞算法和扩展“卡曼”滤波技术。
该技术达到国际先进水平。
可以实现自主起飞、自主降落、自主任务飞行和地形匹配飞行等功能。
该系统在导航方面使用自适应扩展卡尔曼(EK F)算法,把IMU、地磁传感器、GPS、气压高度计和地形匹配高度计等传感器的数据进行深度融合,在恶劣条件下也可得到高精度高可靠的导航数据。
在建模方面使用了参数辨识算法,只需要采集手动飞行的数据便可以自动建立精确的直升机模型,然后生成控制器。
不需要复杂的数学推导。
减小了自动驾驶仪集成的风险,减少了集成的时间。
控制方面使用了自适应鲁棒控制。
对风切变、任务负载突然变化等干扰有很强的鲁棒性,保证了飞行的安全。
对机械磨损任务负载、重心等变化有很强的自适应性,保证了飞行的精度和安全。
控制器可以进行速度控制也可以进行姿态控制,姿态控制有效的保证了恶劣条件下的飞行安全。
引导方面有遥控手柄、航路点和地形匹配等引导功能。
在遥控手柄引导模式下可以根据遥控手柄的输入量产生引导数据,在保证安全飞行的前提下实现对飞机的速度控制。
在航路点引导模式下直升机可以根据3D 航路点产生引导数据,实现直升机的3D 飞行。
在地形匹配模式下可以根据地形数据产生引导数据,实现直升机的地形匹配飞行。
飞控导航系统的主要优点姿态和速度控制。
正常情况下使用姿态稳定和速度控制,在出现较大的干扰情况下使用速度稳定和姿态控制,大大增加了飞行安全。
实现了遥控手柄、航路点和地形匹配引导功能。
可以由外环生成内环控制指令。
通过自适应扩展卡尔曼(EK F)滤波实现GPS/I N S捷联组合导航,对飞行负载、重心等变化的自适应性,大大提高了飞行精度和飞行安全。
5M数据记录空间。
(最大可扩展成1G)导航算法对震动和其他干扰适应能力强。
即使在恶劣的震动情况下也能得到满意的导航数据。
使用V x W orks操作系统,实时强,可靠性高,方便裁减,方便在不同硬件平台上移植。
对硬件的依赖性低。
硬件和接口：嵌入式计算机系统A R M920T内核处理器32 M B F las h(最大可扩成1G)存储器64M B S DR AM 内存GPS接收模块接收器类型:L1 频率,16通道,可差分.位置精度:2.0m C EP冷起设定时间:40sIMU3 陀螺:+/- 100deg/s3 加速度计：+/- 4g接口12通道PWM输入(12位精度)12通道PWM输出(12位精度)5 路12 位精度的模拟量输入 5路数字I/O通道(高3.3V,低0V) R S-232 接口：地磁传感器R S-232 接口：数据链2个R S-232接口：用户任务设备1 个以太网接口: 用于调试参数控制精度：水平2.5m，垂直1.8m，航向1.5 度前飞速度：<25m/s(空速),爬升速度<4.5m/s,侧飞速度<4.5m/s.尺寸：107×101×117mm重量：1405 g功耗:412 m A(12V)(不包括舵机用电)工作温度：-25 ℃～65 ℃主要指标：导航：GPS更新速率：1H z航点模式下可移动伺服舵机、可改变高度、空速；用户可自定义待命航线和错误处理方式、缓冲区可存储多达1000个航点命令。
（三）遥控遥测系统遥控遥测系统主要由遥控遥测发射机、遥控遥测接收机、天线组成。
地面发射机通过天线与机载接收机通讯，并将得到的信息通过地面计算机显示。
机载接收机通过天线得到地面上行的指令并传送到机载计算机执行。
硬件基本配置：数传电台(R S232接口，波特率在4800以上)；发动机转速传感器（0-3V脉宽信号或0-5V电压模拟信号）； 发动机温度传感器；油量传感器；电源；地面站遥测的数据有：直升机速度、姿态、GPS星数、航路点属性；发动机转速、电池电压、链路告警、油量；当前指令，各个关键传感器的状态；地面站控制界面。
