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多轴旋翼机设计流程多轴旋翼机是一种具有多个旋翼的飞行器，它可以在空中进行垂直起降和悬停，同时也可以进行水平飞行。
设计一架多轴旋翼机需要经过以下几个步骤：1. 确定需求和目标在设计一架多轴旋翼机之前，需要先确定需求和目标。
这包括飞行器的用途、飞行高度、飞行速度、载重能力等。
只有明确了需求和目标，才能更好地进行后续的设计工作。
2. 确定机身结构和材料多轴旋翼机的机身结构和材料是设计中非常重要的一部分。
机身结构需要考虑到飞行器的稳定性和强度，同时也需要考虑到机身的重量和空气动力学性能。
材料的选择也需要考虑到机身的重量和强度，同时也需要考虑到材料的成本和可用性。
3. 选择旋翼类型和数量多轴旋翼机的旋翼类型和数量也是设计中非常重要的一部分。
旋翼的类型包括桨叶数、桨叶形状、桨叶材料等。
旋翼的数量需要根据飞行器的需求和目标来确定，一般情况下，多轴旋翼机的旋翼数量在4-8个之间。
4. 设计控制系统多轴旋翼机的控制系统是设计中非常重要的一部分。
控制系统需要包括飞行控制、导航控制、姿态控制等。
飞行控制需要考虑到飞行器的稳定性和操控性，导航控制需要考虑到飞行器的定位和导航能力，姿态控制需要考虑到飞行器的姿态稳定性和控制能力。
5. 进行模拟和测试在设计完成后，需要进行模拟和测试。
模拟可以通过计算机模拟来进行，测试需要进行实际的飞行测试。
模拟和测试可以帮助设计者发现设计中的问题和不足，从而进行改进和优化。
6. 进行优化和改进在模拟和测试中发现的问题和不足需要进行优化和改进。
优化和改进可以通过改变机身结构、旋翼类型和数量、控制系统等来进行。
优化和改进的目的是提高飞行器的性能和稳定性，从而更好地满足需求和目标。
综上所述，多轴旋翼机的设计流程包括确定需求和目标、确定机身结构和材料、选择旋翼类型和数量、设计控制系统、进行模拟和测试、进行优化和改进。
设计者需要在每个步骤中认真思考和分析，从而设计出更加优秀的多轴旋翼机。
长距离四旋翼飞行器动力系统设计模型优化随着社会的发展和科技的进步，飞行器在不同领域的应用也日益广泛。
其中，四旋翼飞行器因其垂直起降、悬停悬停、灵活机动等特点而备受关注。
然而，在设计长距离四旋翼飞行器时，动力系统设计模型优化是一个关键问题。
本文将从动力系统设计模型优化的角度来探讨长距离四旋翼飞行器的设计。
首先，我们需要了解长距离四旋翼飞行器的特点及其对动力系统的要求。
长距离的飞行需要稳定的动力输出和较长的续航时间。
因此，优化设计模型的目标应当是提高动力系统的效率、延长续航时间，并保证系统的可靠性和安全性。
动力系统的设计模型优化包括动力源的选择、传动系统的设计和电池容量的确定。
首先，动力源的选择对长距离四旋翼飞行器的性能影响很大。
一般来说，电力和内燃机是两种常见的选择。
电力系统具有环保、低噪音、低振动等优点，但续航时间相对较短。
内燃机系统则具有续航时间长、飞行距离远等特点，但噪音和尾气排放问题需注意。
在优化设计模型中，我们需要根据实际需求与限制，综合考虑飞行时间、载重能力和动力输出等因素，选择最适合的动力源。
其次，传动系统的设计也是动力系统的重要组成部分。
传动系统的设计不仅需要考虑动力传递的效率，还需要考虑机械结构的可靠性和安全性。
优化设计模型时，我们可以采用轻量化材料、合理的传动比和机械结构优化等方法，提高传动效率，减少能量损耗，并确保系统的可靠性。
最后，电池容量的确定也是动力系统优化设计模型中的关键问题。
电池容量的大小直接影响续航时间和飞行距离。
优化设计模型时，我们需要根据飞行时间和载重能力的要求，综合考虑电池的能量密度、重量和体积等因素，选择合适的电池容量。
除了以上的关键问题，优化设计模型还需要考虑其他的因素。
例如，系统的控制与管理策略、冗余设计以及安全性能的保证等。
在长距离四旋翼飞行器的设计中，这些因素都是不可忽视的。
总结而言，长距离四旋翼飞行器动力系统设计模型的优化需要综合考虑动力源的选择、传动系统的设计和电池容量的确定等因素。
新型高机动多旋翼飞行器设计优化与控制随着无人机技术的不断发展，新型高机动多旋翼飞行器应运而生。
新型高机动多旋翼飞行器相比传统的多旋翼飞行器具有更高的飞行速度和机动性能，能够更好地适应各种复杂环境下的任务需求。
本文将讨论新型高机动多旋翼飞行器的设计、优化与控制。
首先，设计新型高机动多旋翼飞行器需要考虑到机体结构的创新。
传统的多旋翼飞行器一般采用四旋翼结构，而新型高机动多旋翼飞行器可以采用更多的旋翼，比如六旋翼或八旋翼。
增加旋翼的数量可以提高飞行器的稳定性和机动性能。
此外，新型高机动多旋翼飞行器还可以采用可变旋翼的设计，即旋翼的角度和形状可以根据飞行任务实时调整，以达到更好的飞行效果。
其次，对新型高机动多旋翼飞行器进行优化是提高其性能的关键。
优化的方法可以包括结构优化、气动优化和动力系统优化等。
在结构优化方面，可以通过材料选择和结构设计来降低飞行器的重量，提高其机动性能。
在气动优化方面，可以通过改变旋翼的形状和角度，减小飞行器的空气阻力，提高其速度和机动性能。
在动力系统优化方面，可以选择更高效的电机和电池组合，提高飞行器的续航时间和负载能力。
最后，对新型高机动多旋翼飞行器进行控制是确保其安全和稳定飞行的关键。
控制系统可以包括飞行器的姿态控制、位置控制和航迹控制等。
姿态控制可以通过改变旋翼的转速和推力来实现，以达到飞行器的平衡和稳定。
位置控制可以通过GPS和惯性测量单元等传感器来实现，以达到飞行器的定位和导航。
航迹控制可以通过飞行计划和路径规划来实现，以确保飞行器按照指定的路径进行飞行。
综上所述，新型高机动多旋翼飞行器的设计、优化与控制是一个复杂而重要的问题。
通过创新的机体结构设计，优化的飞行器性能和可靠的控制系统，可以使新型高机动多旋翼飞行器在各种复杂环境下发挥出最佳的飞行性能，并实现更多种类的任务需求。
四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计四旋翼飞行器是一种由四个旋翼推进的飞行器，它因其灵活性和稳定性而被广泛用于各种领域，如航拍、无人机、军事侦察等。
在四旋翼飞行器的飞行过程中，飞行控制系统起着至关重要的作用，它能够确保飞行器稳定、安全地飞行。
对四旋翼飞行器飞行控制系统的研究与设计显得尤为重要。
四旋翼飞行器的飞行控制系统主要包括传感器、控制器和执行机构三个部分。
传感器用于感知飞行器的飞行姿态及环境信息，控制器根据传感器反馈的信息进行控制指令的生成，执行机构则负责执行控制指令，调节飞行器的姿态和位置。
通过这三个部分协同工作，飞行控制系统能够实现对飞行器的精确控制，确保其稳定飞行。
传感器是飞行控制系统的基础，它能够感知飞行器的姿态、位置、速度等信息。
常见的传感器包括陀螺仪、加速度计、磁力计、气压计等。
陀螺仪用于感知飞行器的角速度，加速度计用于感知飞行器的加速度，磁力计用于感知地磁场信息，气压计用于感知大气压力信息。
这些传感器可以为控制器提供飞行器当前的状态信息，从而帮助控制器生成相应的控制指令。
控制器是飞行控制系统的核心部分，它根据传感器反馈的信息，利用控制算法生成控制指令，使飞行器按照预定的轨迹飞行。
常见的控制算法包括PID控制、模型预测控制、自适应控制等。
PID控制是一种经典的控制算法，它通过比例、积分、微分这三个部分来调节飞行器的姿态。
模型预测控制则是基于飞行器的动力学模型，利用预测算法来实现更加精确的控制。
自适应控制则是根据飞行器的实际动态特性，在飞行过程中不断调整控制参数，以适应飞行条件的变化。
这些控制算法可以根据飞行器的具体要求进行选择，以实现对飞行器的精确控制。
针对四旋翼飞行器的飞行控制系统设计，需要考虑以下几个方面：飞行器的动力学特性、飞行任务需求、传感器选择、控制算法选择、执行机构选择。
需要对飞行器的动力学特性进行建模分析，了解飞行器的飞行特性，如姿态稳定性、飞行动力学等。
需要根据飞行任务需求确定传感器的选择，如选择何种陀螺仪、加速度计等。
四旋翼无人机自主飞行控制系统设计与优化无人机技术在近年来快速发展，成为了现代航空领域的重要组成部分。
四旋翼无人机由于其灵活性和机动性而得到广泛应用，但是其飞行控制系统的设计与优化一直是一个具有挑战性的问题。
一个稳定和可靠的飞行控制系统对于四旋翼无人机的飞行安全和性能至关重要。
设计一个有效的飞行控制系统需要考虑多个因素，包括飞行器的动力学模型、传感器数据的获取与处理、控制算法的选择与实现等。
首先，我们需要建立四旋翼无人机的动力学模型，以便更好地理解其飞行特性。
四旋翼无人机的动力学模型可以通过空气动力学原理和刚体运动方程来描述。
这些方程将飞行器的状态（如位置、速度和姿态）与外部作用力（如旋翼推力）联系起来，从而形成了系统的动力学模型。
基于动力学模型，我们可以进一步设计飞行控制系统的传感器子系统。
传感器的作用是获取飞行器的状态信息，如加速度、姿态和位置等。
常用的传感器包括加速度计、陀螺仪、磁力计和GPS等。
这些传感器可以通过信号处理和滤波算法来提取飞行器的状态信息，并与动力学模型进行匹配。
在传感器数据的基础上，我们需要选择合适的控制算法来实现飞行控制系统。
常见的控制算法包括比例积分微分（PID）控制和模型预测控制（MPC）等。
PID控制是一种简单而常用的控制方法，适用于一般情况下的飞行控制。
而MPC控制则更适用于复杂场景下的飞行控制，它能够预测飞行器的未来状态，并根据目标设定进行优化调整。
选择适当的控制算法需要综合考虑飞行任务的要求、控制精度和计算复杂度等因素。
此外，对于四旋翼无人机的飞行控制系统，还可以进行一些优化设计。
例如，我们可以引入自适应控制算法来应对飞行器动力学模型的参数不确定性。
自适应控制可以根据实时的飞行器状态来自动调整控制参数，以达到更好的飞行性能。
另外，我们还可以采用强化学习算法来进行自主飞行控制系统的优化。
强化学习算法通过不断试错探索，逐渐优化控制策略，从而提高系统的性能。
最后，为了验证设计的飞行控制系统的性能，我们可以进行仿真和实验。
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼机是一种垂直起降的航空器,其动力来源于旋转的桨叶产生的升力。
旋翼桨叶的气动设计对于机体的性能至关重要,因此选择合适的翼型是非常关键的。
1. 翼型设计原则
a) 高升阻力比:为了获得较高的升力和较低的阻力,翼型需要具有较大的升力系数和较小的阻力系数。
b) 结构简单:为了减轻重量和简化制造工艺,翼型结构应该尽可能简单。
c) 宽工作范围:翼型应该能够在较宽的攻角范围内工作,以适应各种飞行条件。
2. 翼型选择原则
a) 对称翼型:对称翼型在正反两个方向上具有相同的气动特性,适合于旋翼桨叶的双向工作环境。
b) 厚薄比适中:较薄的翼型虽然具有较小的阻力,但结构强度较差;较厚的翼型虽然结构强度好,但阻力较大。
通常选择厚薄比在12%~18%之间的翼型。
c) 最大升力系数适中:过大的最大升力系数会增加失速发生的风险,过小则会限制机体的升力能力。
一般选择最大升力系数在 1.0~1.4之
间的翼型。
d) 失速特性良好:翼型应该具有较平缓的失速特性,以避免升力的剧烈变化导致的振动和控制困难。
e) 考虑制造工艺:某些翼型虽然性能优异,但制造工艺复杂,成本较高,需要权衡选择。
旋翼桨叶翼型的选择需要在气动性能、结构强度、失速特性、制造工艺等多方面进行权衡,以满足机体的各种设计要求。
四旋翼直升机控制问题研究共3篇四旋翼直升机控制问题研究1四旋翼直升机控制问题研究随着无人机技术的不断发展，四旋翼直升机越来越受到人们的关注。
四旋翼直升机具有结构简单、维护成本低、悬停能力强等特点，因此在航拍、搜救、农业、环保等领域已经得到广泛应用。
然而，四旋翼直升机的稳定性和控制问题一直是研究的热点。
本文对四旋翼直升机的控制问题进行了研究和探讨。
一、四旋翼直升机的独特结构相较于传统的直升机，四旋翼直升机的结构独特。
四旋翼直升机由四个可以相互独立转动的螺旋桨、电机和机身组成，没有翼面、旋翼等附加的组件。
四旋翼直升机能够通过调整各旋翼的转速来实现不同的空间动作，例如悬停、向前、向后、向左、向右等。
二、四旋翼直升机的控制问题由于四旋翼直升机具有强大的空中维持性能，在飞行过程中受到的干扰较小，所以被广泛应用于各种航空领域。
但是，四旋翼直升机的控制问题依然存在，主要是以下几方面：1. 飞行稳定性问题：四旋翼直升机的结构简单，但是它也因此缺乏扭矩平衡装置，容易出现悬停不稳定的现象。
此外，四旋翼直升机的风叶直径比较小，因此受到外部风的影响也很大。
2. 导航精度问题：四旋翼直升机的位置信息需要通过GPS、陀螺仪等设备来获取，但这些设备对于环境的变化比较敏感，导致位置偏差较大。
3. 响应延迟问题：四旋翼直升机所采用的遥控器并不总是能够及时响应飞行员的指令，导致控制时效性与精度不足。
三、控制问题的解决方法为了解决四旋翼直升机的控制问题，目前有如下几种方法：1. 风力补偿技术：通过在控制算法中加入人工智能等技术，实现对风力的自动补偿。
2. 延迟补偿技术：通过在遥控器中加入延迟补偿装置，提高控制时效性与精度。
3. 改进传感器技术：通过探究更加精准的传感器技术，提高位置信息的准确性。
四、结论四旋翼直升机控制问题一直是研究的热点，而风力补偿技术、延迟补偿技术和改进传感器技术是目前解决问题的主要手段。
这些技术的研发使得四旋翼直升机在未来的发展中将有更加广泛的应用场景综上所述，四旋翼直升机在飞行稳定性、导航精度和响应延迟等方面存在控制问题。
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则1. 引言旋翼机是一种重要的航空器,其性能很大程度上取决于旋翼桨叶的设计。
桨叶翼型的选择对于机翼气动性能、结构强度、噪声水平等方面都有重要影响。
因此,合理选择桨叶翼型对于提高旋翼机的整体性能至关重要。
2. 桨叶翼型设计原则2.1 高升力特性桨叶翼型应具有良好的高升力特性,以提供足够的升力来支撑旋翼机的重量。
通常采用较大的曲率半径和厚翼型来实现这一目标。
2.2 低阻力特性为了减小桨叶的阻力,应选择流线型的翼型,并尽量减小桨尖马赫数,避免发生激波阻力。
2.3 结构强度桨叶需要承受高载荷,因此翼型应具有足够的结构强度。
通常采用较厚的翼型并加强桨根部分的结构。
2.4 噪声水平桨叶的旋转会产生噪声,因此需要选择低噪声的翼型,如采用特殊的前缘和后缘形状。
3. 简单选择原则3.1 经典翼型对于通用型旋翼机,可以选择经典的NACA 四位数或五位数翼型系列,如NACA 0012、NACA 23012 等。
这些翼型具有较好的升力和阻力特性。
3.2 现代翼型对于高性能旋翼机,可以选择现代的翼型系列,如 OA 系列、RC 系列等。
这些翼型通过优化设计,能够进一步提高升阻比和结构强度。
3.3 考虑应用场景不同的应用场景对桨叶翼型有不同的要求,如对噪声、结构重量等方面的权衡。
因此,需要根据具体应用场景选择合适的翼型。
4. 总结旋翼桨叶翼型的设计是一个复杂的过程,需要权衡多个方面的性能指标。
通过遵循一些简单的选择原则,可以快速确定初步的翼型方案,为后续的优化设计奠定基础。
直升机旋翼动力功能优化方案反应器随着科技的不断发展，直升机作为一种重要的空中交通工具，得到了广泛的应用和发展。
然而，直升机在旋翼动力功能方面仍然存在一些潜在的问题和待优化的地方。
本文将探讨直升机旋翼动力功能的优化方案，以提高直升机的性能和安全性。
在优化直升机旋翼动力功能方面，有几个关键的因素需要考虑。
首先是提高旋翼动力的效率和推力。
直升机的旋翼是其主要的推进装置，因此提高旋翼的动力性能对于增加直升机的速度和操纵性至关重要。
为了达到这一目标，可以考虑以下几个方面的改进。
首先，优化旋翼设计。
通过改善旋翼的形状和轮廓，可以减少空气阻力和旋翼自身震动，从而提高旋翼的效率和推力。
采用先进的CAD设计软件和仿真技术，可以更准确地预测旋翼的性能，为优化设计提供科学依据。
其次，改善旋翼材料和制造工艺。
使用更轻、更强的材料以及先进的制造工艺，可以减轻旋翼的重量，从而提高其推力和效率。
此外，合理选择材料和工艺，可以提高旋翼的耐久性和抗疲劳能力，延长其使用寿命。
同时，提高动力系统的效率和可靠性也是优化直升机旋翼动力功能的重要方向。
直升机的动力系统包括发动机和传输系统，它们直接影响着旋翼的动力输出和操作效果。
因此，在动力系统优化方案中应该考虑以下几个方面。
首先，选择适合直升机的动力系统。
根据直升机的用途和性能要求，选择适合的发动机类型和传输系统。
例如，对于需要高速巡航的直升机，可以选择涡轮发动机和先进的传输系统，以提供更大的推力和更高的速度。
其次，增强动力系统的可靠性和安全性。
直升机在多种复杂气候条件下运行，因此动力系统的可靠性对于飞行安全至关重要。
采用先进的故障检测和故障容错技术，可以及时发现和解决动力系统的问题，降低故障率和事故风险。
此外，为了更好地实现直升机旋翼动力功能的优化，还可以考虑以下几个方面的改进。
首先是提高驾驶员的培训和操作技术。
直升机是一种高度复杂的飞行器，驾驶员需要具备良好的飞行技术和操作经验。
为了提高驾驶员的技术水平和安全意识，应该加强培训和考核，定期进行模拟飞行训练和实际飞行操作。
旋翼机总体设计的几个问题 摘 要：结合自转旋翼特性及旋翼机设计的独特性，在直升机空气动力学和飞行动力学原理的基础上修改并建立了计算模型， 解决了旋翼机气动布局、总体参数及旋翼设计等方面的难题。 旋翼机的旋翼依靠前方来流吹动始终处于自转状态，因而一旦发动机空中停车，可以直接依靠旋翼自转着陆，而直升机 旋翼还需要一个转入自转的过程，所以旋翼机没有直升机的低速回避区，安全性更好。旋翼机由于其旋翼自转，没有自发动 机至旋翼的减速和传动装置，也不需要平衡旋翼反扭矩的尾桨，因而结构大大简化。现代自转旋翼飞行器采用旋翼预转技术， 起飞前通过简单传动装置将旋翼预先驱转，然后通过离合器切断传动链路后起飞，使得它可以跳跃式或超短距起飞（起飞距 离0～30m）；自转旋翼飞行器降落时，通过操纵旋翼锥体后倾，可实现点式着陆，不需要专用机场。因而近十几年来，旋翼 机再次成为航空领域关注的热点。 一、总体参数、布局及飞行性能 1. 参数确定 旋翼机总体设计参数包括总重Gw、使用载荷Guse、旋翼半径R、旋翼桨尖速度ΩR、旋翼桨叶弦长b、桨盘载荷p、旋 翼实度σ、功率载荷q、螺旋桨桨叶半径Rp和螺旋桨桨尖速度ωRp等。 根据对已有旋翼机参数的归纳总结，目前使用中的旋翼机大多是小型或轻型的，重量比（空机与总重之比）约0.6。设计 任务可以确定总重Gw，也可以确定使用载荷Guse，知道二者之一，便可以求出另一者。为了拥有好的性能，例如停车下 降率约为5m/s，一般要求功率载荷q小于4.5kg/hp （59.2N/kw）,桨盘载荷p小于12kg/m2 。桨叶片数k可以参考直升 机方法确定，目前大多旋翼机采用两片桨叶，安装在跷跷板式桨毂上。典型两片桨叶旋翼，取实度σ为0.034～0.040。 如果实度取稍大值，则桨叶挥舞增加，性能改善不多，故一般都取偏小值。由式（1）可以确定旋翼桨叶弦长b， 若需要 跳飞，预转旋翼桨尖速度要增大至1.5倍左右。螺旋桨直径根据发动机转速来确定，大的直径对爬升率和低速推力很重要， 但是如果取得过大，则全机尺寸高，停放不易。螺旋桨一般与发动机输出轴直接连接，所以螺旋桨转速rpm就是发动机轴 转速，螺旋桨桨尖速度ωRp和旋翼机前飞速度的合速度一般不超过声速的90%，目前常用的旋翼机螺旋桨桨尖速度（ωRp） max ≤290m/s。知道发动机转速后，即可确定螺旋桨桨叶直径。轻小型旋翼机总距角θ一般是固定的，中大型旋翼机的 θ也不用经常操纵。θ增加，则最小飞行速度减小，最大飞行速度增加，可用功率增加，但预转较费力，一般θ取3°～ 5°较理想。旋翼轴后倒角一般取-3°～- 12°，取偏小值性能略有改善，但是对跳飞不利。中心铰旋翼要有预锥角，一 般约2°~4°。 2. 性能 总体参数与气动、动力学、结构重量、噪声及操稳特性等有密切关系。选取这些参数很繁杂，甚至相互矛盾，如果条 件具备，旋翼机也可以像直升机总体参数优化设计一样来优化各参数。旋翼机桨盘载荷p对前飞最大速度Vmax影响很小， 但对最小速度Vmin影响很大,p减小，Vmin减小，经济速度、有利速度增大。功率载荷q对 Vmin影响较小，对Vmax等 影响很大，q减小，Vmax增加，不影响最大航程。实度σ减小，Vmax随之减小，低速段需用功率也减小，所以可用功率 增加；增大σ对跳飞有利，对预转速度rpm要求较低。 3. 布局与部件 旋翼机的最基本的部件是机身、发动机、旋翼系统、螺旋桨、尾面以及起落架。为了改善性能，如提高飞行速度等， 还可以选择机翼等部件。机身是所有其他部件的连接件，结构可以是焊接管、金属片、复合材料、单管栓接或混合结构方 式，最大强度重量比的机身是碳纤维材料或焊接管结构。发动机在飞行中提供独立于旋翼系统的前飞动力，在地面则可以 提供旋翼桨叶预转的动力。随着旋翼机的发展，可用于旋翼机的发动机种类也越来越多。车用、船用、航空发动机都可以 用于以娱乐、体育爱好为目的研制的旋翼机，而需要取得适航证的旋翼机必须安装权威管理机构认证的发动机。发动机可 以是活塞式也可以是涡轮式。旋翼系统主要给旋翼机提供升力和操纵，常用的是全铰接式、半刚性跷跷板式。因不需反扭 矩装置，现代旋翼机的主要型式是单一的旋翼。目前旋翼机惯用2片或3片桨叶，广泛应用于直升机的负扭度桨叶对旋翼 机来讲，并没有多大优势，所以旋翼机上常用无扭转或正扭转桨叶。个人自制的小型旋翼机常常使用可以连同桨毂桨叶一 起扳动倾转的旋翼系统，也可以使用带总距操纵来改变旋翼桨叶俯仰角的旋翼系统。如果桨叶带总距操纵且具有足够的惯量，旋翼机跳飞就有可能实现。旋翼机的螺旋桨可以是拉进式也可以是推进式，也就是说，螺旋桨可以安装在机身头部，也可以安装在尾部。早期的旋翼机是由螺旋桨拉进式固定翼飞机改装而成，用旋翼替代固定机翼或者固定机翼与旋翼复合使用。推进式布局避免了方向舵和平尾位于螺旋桨滑流中，具有更好的操纵性，飞行员也有更好的视野。但是在总体设计中应该充分考虑推进式布局中，由于受机身影响，螺旋桨的工作效率有所降低。和定翼飞机一样，旋翼机尾平面包括垂尾和平尾，提供俯仰和偏航轴向的稳定和操纵。有一些旋翼机，特别是封闭式驾驶舱的旋翼机，航向稳定性很低，为了补偿航向稳定性，安装垂尾是必要的。由于垂尾面积受旋翼桨叶倾转边界和着陆俯仰角度的限制，所以许多旋翼机设计安装了多片垂直安定面和方向舵。如果采用推进式螺旋桨布局，处于螺旋桨滑流中的平尾和垂尾利用效率会更高，特别是在旋翼机起飞和着陆飞行速度比较低的时候。起落架使旋翼机在地面具有机动性。早期的旋翼机一般采用后三点式起落架布局，现今的旋翼机大都采用前三点式起落架布局。旋翼机可以选装机翼，这样就可以实现短距离起飞和以飞机速度巡航，例如Cartercopter旋翼机。采用这类布局，在前飞时，机翼会承担旋翼机绝大多数载荷，旋翼也就被卸载了。如果此时发生发动机停车，旋翼不具有安全着陆的能量，必须相对旋翼机所处的飞行状态采取相应的措施，设法让旋翼尽快进入自转状态。 二、 纵向稳定性 旋翼机的纵向稳定性问题，尤其是飞行员诱发振荡(PIO， Pilot Induced Oscillation)问题和推力过大（PPO, Power Push Over）问题是飞行员最关注的问题。PPO问题实质上是指遭遇突风，旋翼机的旋翼升力突然被卸载，旋翼机的螺旋桨推力仍然保持，造成的低头力矩相对过大，旋翼机发生前翻的严重飞行事故。旋翼机纵向稳定性和螺旋桨推力线（本文主要研究推进式布局螺旋桨）与重心相对位置有重要关系。旋翼机稳定与否，取决于螺旋桨推力线的高度。旋翼机的纵向运动可用五个参数描述：空速、机身迎角、俯仰角度、俯仰角速度和旋翼转速，其中最重要的是迎角。旋翼机的纵向俯仰运动取决于螺旋桨推力、平尾力（升力和阻力）、机身阻力和旋翼拉力（升力和阻力）。假如先不考虑平尾气动力，在两种重心设计状态下旋翼机要保持平衡，旋翼拉力力矩必须要和螺旋桨推力力矩组成相反力矩，如图1所示（高、低重心是相对螺旋桨推力线位置而言）。在图1-a中, 螺旋桨推力矩是低头力矩，则旋翼拉力矩是抬头力矩。当遇到外界干扰，如突风，旋翼机迎角增加，桨盘迎角也随之增加，则旋翼拉力增加，前行桨叶升力增加多些，后行桨叶升力增加的少些，这样增加了桨叶的周期吹风挥舞，使桨尖平面后倒，如图1-a所示，T1 变成T2，力和力臂都有所增加，产生附加力矩，增加的力矩是抬头力矩，又增加了旋翼机迎角。反之，当外界干扰使迎角减小，抬头力矩减小又加速了迎角减小。所以这种重心布置，是俯仰静不稳定的，需要加装平尾。在图1-b中, 螺旋桨推力矩是抬头力矩，则旋翼拉力矩是低头力矩。如遇阵风，旋翼机迎角增加，桨盘迎角也随之增加，则旋翼拉力增加，如图1-b所示，T1 变成T2，力有所增加，但力臂减小了，相比较还是力的增加是主要的，所以产生附加力矩，增加的力矩是低头力矩，减小了旋翼机迎角，故这种布局，是俯仰静稳定的。 综上可知： 无平尾低重心旋翼机纵向静不稳定，在PPO问题上是极其危险的，有风和高速状态下不能飞，这种布局不可取；带平尾低重心旋翼机（目前大多轻小型旋翼机的类型）布局要求平尾面积足够大，翼型气动效能好，最好是处在螺旋桨的滑流里；带平尾高重心旋翼机布局最好，不易产生PIO问题，更不会产生PPO问题。总之，在总体布局设计时应该考虑到：推力螺旋桨布局优点多，视野好，低速时增加尾面效率，但重心靠后，旋翼高；垂尾应该在螺旋桨尾流中，低速效果好，前飞中来流不被机身阻挡；保证在螺旋桨停转时仍有足够的气动效能；桨毂采用下挂式，使各片桨叶的重心连线过铰心，对中心铰旋翼，无俯仰阻尼，应该有平尾；侧翻角要大，因为侧风中着陆时常有侧倾，主轮应该在空机重心之后，前轮尽可能放前，前翻角不小于35°，后翻角不小于45°；重心纵向范围按两种极限状态（乘员的最大、最小人数）计算；选择翼型很重要，特别是旋翼桨叶翼型，翼型适宜可以减少飞行员的操纵负荷。 三、自转旋翼特性 自转旋翼是旋翼机的典型特征。旋翼机的旋翼气动原理与直升机的相似，所以可将分析直升机旋翼气动特性的方法，根据旋翼机的特点进行修改后用来分析旋翼机。图2是旋翼机巡航飞行时自转旋翼桨盘所受气动力及其分布示意图。靠近桨尖部分的叶素气动合力向后，阻碍桨叶转动，对自转起减缓作用，如图2-c所示；靠近桨根的叶素迎角过大，引起失速，如图2-b所示；中间部分的叶素气动合力向前，驱使桨叶转动，对自转起加速作用，如图2-d所示。当整个桨盘起阻碍作用的气动合力等于起驱动作用的气动合力时，旋翼便处于稳定自转状态，这也是旋翼机的定常工作状态。 叶素相对气流的切向速度UT、垂向速度UP和径向速度UR分别为： UT=vxsinψ+vYcosψ UP=(-vxcosψ+vYsinψ)sinβ+（vz-vi）cosβ UR=(-vxcosψ+vYsinψ)cosβ+（vz-vi）sinβ 其中vx、vy、vz分别为来流速度在X、Y、Z三个轴方向的分量，vi为旋翼诱导速度，β和ψ分别为桨叶挥舞角和方位角。通过引入动态入流到叶素理论，并应用数值积分的方法，建立数学模型计算单片桨叶的升力和阻力，然后按坐标分解，积分求出桨轴坐标系中的桨毂力和力矩。 为了计算旋翼自转时的稳定转速，需求解非线性方程。旋翼机定常飞行时，螺旋桨推力（靠操纵发动机油门控制）、旋翼纵向和横向周期变距（操纵驾驶杆）、垂尾舵面（操纵脚蹬）是操纵量，总距在旋翼机起飞后一般是不操纵的。所以要使旋翼机做定常飞行，必须通过输入操纵量，让旋翼垂直向上的桨毂力等于重力的同时，并使旋翼处于稳定自转状态，即旋翼上的反扭矩Q也为零：其中Cl为翼型升力系数，Cd为翼型阻力系数，e为铰为伸量（旋翼为跷跷板式时e为零）。 通过建模计算，本文得出某型旋翼机单独旋翼飞行动力性能关系及结果如图4、图5、图6、图7所示。当旋翼输入参数旋翼轴后倒角γs=-5*9觷、总距 θ0=3*9觷、纵向周期变距θ1c=0*9觷、横向周期变距θ1s=0*9觷时，随着前飞速度的增加，旋翼稳定转速也逐渐增加；当前飞速度一定，而且以上四个参数值只变动一个的情况下，旋翼稳定转速随γs增加而减小，而随θ0、θ1c、θ1s的增加而增加。如图8所示，当总距不变时，随着前飞速度的变化，可以只操纵周期变距杆来稳定旋翼转速，这是旋翼机的主要操作方式。如果设计要求旋翼机具有跳飞性能，则从总体设计阶段开始就要对旋翼系统，特别是桨叶进行相关设计，不能只选择现有旋翼或直升机上所使用的旋翼。旋翼桨叶翼型要选择阻力系数小、升力系数大的，以便于预旋转到高转速，并且具有较大的转动惯量和较低的桨盘载荷，最好要加桨尖配重。 四、结束语 旋翼机总体设计阶段主要完成如下工作：首先确定旋翼机的主要功能和用途，然后分析旋翼机的参数特性，和现有旋翼机比较性能，再选择发动机、气动布局、结构形式并画出设计图，最后计算各性能等。设计过程中必须要进行一些必要的结构分析，而且上述工作之间很多都是相辅相成的，进程是并行的，需要不断修改和反复。旋翼机总体设计中除了上述几个较重要的问题外，像发动机通过离合器预旋转旋翼的传动系统设计，跳飞特性及旋翼机操纵性和稳定性分析等问题也是需要研究的工作内容。
