浅析共轴双旋翼无人直升机系统设计

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浅析共轴双旋翼无人直升机系统设计

2018 年 11 月 15 日 无人机

目录

1 前言

2 概述

3 共轴双旋翼无人直升机总体设计

3.1 主要参数分析与选择

3.1.1桨盘载荷的选择及方法

3.1.2功率载荷的选择及方法

3.1.3旋翼实度的选择及方法

3.1.3桨尖速度的选择及方法

3.1.5叶片数的选择及方法

3.1.6动力系统功率的选择及影响因素

3.2主要参数对需用功率的影响

3.3主要参数对飞行性能的影响

3.3.1悬停升限和垂直爬升速度

3.3.2使用升限，最大爬升速度和最大续航时间

3.3.3最大航程和最大飞行速度

3.4气动布局

3.5重量重心心分析方法

3.6转动惯量分析方法

4共轴双旋翼无人直升机结构设计

4.1机体系统

4.1.1机体主承力结构设计原则

4.1.2机体非承力结构设计原则

4.1.3起落架结构设计原则

4.2传动系统

4.2.1减速器特点

4.2.2主减速器的结构和工作原理

4.3升力系统

4.3.1旋翼系统

4.3.2桨叶系统

4.4操纵系统

4.4.1半差动

4.4.2全差动

4.5动力系统

5动力学分析

6运动学分析

6.1 运动学研究

6.2 运动学实现

7强度校核分析

7.1强度校核的意义

7.2强度校核的方法

8结论

1 前言

一套完整的共轴双旋翼无人直升机系统一般有7个系统组成，包括：直升机平台，飞控系统，动力系统，舵机系统，数据链系统，地面站系统，载荷系统。本文主要是针对共轴双旋翼无人直升机平台的构造及设计进行了简要的阐述。

2 概述

“共轴双旋翼无人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。”

图1 共轴双旋翼无人直升机

3 共轴双旋翼无人直升机总体设计

3.1 主要参数分析与选择

共轴双旋翼无人直升机平台的主要参数是总体方案的设计变量，它对直升机的性能有着决定性的影响。因此，在直升机平台总体设计的初始阶段就要严密地进行参数选择，直升机平台总体设计参数关系到平台的飞行性能，飞行品质，气动，结构等参数。是属于顶层设计。对平台关键性指标起着决定性作用，同时也需要结合底层细节设计的数据相互验证，反复迭代。

直升机平台的主要参数包括，直升机总重，桨盘载荷，功率载荷，旋翼实度，和桨尖速度等。

3.1.1桨盘载荷的选择及方法

桨盘载荷的定义：旋翼的拉力与旋翼桨盘面积之比。式中，p表示桨盘载荷，G表示直升机重量，R表示旋翼半径。

p=G/(πR²)

桨盘载荷应在保证直升机平台所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机平台的有效载荷在总重中所占比例最大。在具体设计时，参考与所设计直升机相近的现有直升机平台的统计数据，根据设计的具体情况来确定，一般可以遵循以下的原则：

1.直升机总重量越大，桨盘载荷也应选得越大，一方面，总重较大时，往往选取更大的能获得较高的有效载荷，另一方面，对于总重较大的直升机。如果p选得不够大，旋翼直径就会过大，在总体布置，使用等方面将引起相应问题。

2.采用涡轮轴发动机时，桨盘载荷可以选得大一些。这样也可以获得较大的有效载荷。

3.对以运输为主，而且对静，动升限有较高要求的直升机平台，拟选择较小的桨盘载荷。

3.1.2功率载荷的选择及方法

功率载荷q定义为：

q=G/N0

式中：N0海平面标准大气发动机额定功率。

通过一系列的分析发现：功率载荷和桨盘载荷实质上是遵循能量守恒定律。近年来，大功率的涡轮轴发动机的功重比越来越大，而结构尺寸及耗油率越来越小，使得直升机平台选择较大的桨盘载荷和较小的功率载荷成为可能。

3.1.3旋翼实度的选择及方法

对于矩形桨叶，旋翼实度定义为如下式：

σ=kb/(πR)

式中：b为桨叶宽度，R为旋翼半径。

它表示桨叶面积和桨盘面积之比，目前常规的直升机σ=0.03-0.1单片桨叶的平均值σ=0.015-0.020。

3.1.3桨尖速度的选择及方法

桨尖速度计算公式：

v=2πRn

式中：n为旋翼转速，R为旋翼半径。

当旋翼半径R确定后,桨尖速度就取决于旋翼轴转速n，装涡轴发动机的直升机桨尖,速度一般不小于200m/s,装活塞式发动机的直升机,一般160-190m/s。对于飞行速度要求较低的直升机，其桨尖速度也很少低于150m/s。其原因主要在于保持主减速器较小的相对重量，并使旋翼具有一定的旋转动能。

3.1.5叶片数的选择及方法

旋翼实度一定时,桨叶片数越多，桨叶弦长越小。其优点是：有利于减小机体的振动水平和桨尖损失，对提高飞行性能有利。缺点是：桨叶片数多，使桨毂结构变复杂，重量和废阻增加，并因此而增加了维护工作量。而桨叶片数较少的优点是桨毂简单，重量轻，成本也低；由于桨叶弦长大，桨叶扭转刚度提高，抗弹击损伤能力增强；另外，从气动特性看，桨叶片数少有利于减小桨涡干扰效应。其缺点是不利于减少机体的振动水平。

近年来随着旋翼桨毂技术的发展。桨毂结构大大简化，桨毂的阻力，重量，维护性都有了很大改善。这使降低直升机机体的振动水平成为选择桨叶片数的决定因素，因此，现代直升机一般都选择桨叶片数多，在中小型共轴无人直升机中，使用最广泛的是2个叶片数和对应的一种跷跷板式旋翼系统。

3.1.6动力系统功率的选择及影响因素

共轴双旋翼无人直升机有两种动力系统，一种是油动系统，另一种是电动系统。对于油动系统，发动机的选择要求包括，发动机的有效功率，功重比，耗油特性，高度特性，温度特性，速度特性，启动特性，加速特性，可靠性等。

发动机功率的选择首先要求发动机的可用功率应满足共轴双旋翼无人直升机在各种飞行状态下需用功率的要求，在确定直升机的需用功率时，除了旋翼的需用功率外，还应考虑以下功率需求和损失：

1，发动机安装和进排气损失，一般占发动机功率的3%-6%左右。

2，传动损失，主要是减速器的功率损失，约占发动机功率的2%-4%左右。

3，其他损失，根据经验评估。

对于电动系统，电机的选型要求一般采用无刷电机做动力，无刷电机相对有刷电机寿命更长、性能更稳定。锂电池同时需要给无刷电机选择配套的电调，电调的主要功能是将锂电池的直流电转化为三相交流电，通过飞控产生的PWM信号（或其他控制指令）调整供给无刷电机的电压，从而实现电机转速的控制。所选的锂电池电池容量是评估直升机航时的重要指标。根据经验，电动直升机在15公斤起飞重量下正常飞行所需功率在2500w左右，例如2块6s,22000mah的电池所能产生的最大功为2*6*4.2（v）*22(A.h)=1108.8Wh。

无刷电机型号的选择：主要是分析确定共轴双旋翼共轴直升机所需的最大功率和转速，无刷电机的KV值：指电机输入电压每提高1v,电机空载转速所增加的量。170KV即说明电机空载情况下，加1V电压转速为170n/min，加2V电压转速为340n/min。

电动系统功率损失同发动机功率损失评估类似。

3.2主要参数对需用功率的影响

随着直升机飞行速度的增加，诱导功率不断减小，废阻功率迅速增加。

桨盘载荷，只影响单位诱导功率，而诱导功率仅在悬停及飞行速度不大时在总需用功率中占有较大的比重，因此桨盘载荷仅对悬停及飞行速度不大时的总需用功率有较大的影响。

全机单位废阻仅对飞行速度较大时的总需用功率有较大的影响。废阻越大，需用功率越大。

3.3主要参数对飞行性能的影响

3.3.1悬停升限和垂直爬升速度

对于油动共轴双旋翼无人直升机采用较大功率的发动机，可以提高悬停升限，但会增加机体重量，另一种方法是采用涡轮增压的方式。

当发动机额定功率比直升机悬停时所需功率大时，就有一部分剩余功率可用作垂直上升飞行，显然，当发动机额定功率一定时，减小悬停时需用功率，即可提高垂直上升速度。

3.3.2使用升限，最大爬升速度和最大续航时间

同悬停升限一致，提高发动机高空特性，即可提高直升机的使用升限和最大爬升速度。

3.3.3最大航程和最大飞行速度

当发动机额定功率一定时，提高最大航程是提高功率利用率，降低全机废阻功率和阻型功率，减少桨盘载荷。提高最大飞行速度的方法是降低全机废阻提高发动机可用功率，降低阻型功率。

3.4气动布局

共轴双旋翼无人直升机的上下旋翼的诱导速度不同，上下旋翼的气动特性也不同。表现在当上下旋翼的升力相同时，上下旋翼的扭矩不同；上下旋翼的扭矩相同时，上下旋翼的升力不同。并且上下旋翼的拉力系数和阻力系数以及上下旋翼的扭矩均随飞行状态和飞行速度而变化。

一般来说，扭矩相同的情况下，共轴双旋翼的上下旋翼在悬停状态的拉力之比为CTlow/CTupp=0.85左右，随着前飞速度的增加，在μ≥1.5时，CTupp=1.05CTlow。与单旋翼带尾桨直升机有所不同的是，共轴式直升机的航向操纵是通过改变上下旋翼总距来实现的。因此，在改变了上下旋翼的扭矩分配后，上下旋翼的升力也有所变化。其结果是，伴随着航向的变化直升机还有升降的变化。因此，这种航向与升降运动的耦合响应，必须通过总距操纵补偿来解决。

共轴双旋翼无人直升机主要气动布局同单旋翼带尾桨无人直升机的性能对比如下：

1. 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。

2. 与相同重量的单旋翼直升机相比，若采用相同的桨盘载荷，其旋翼半径仅为单旋翼直升机的70%。

3. 在桨盘载荷、发动机和相同的总重下，共轴双旋翼直升机的总体纵向尺寸仅为单旋翼直升机的60%左右。

4. 共轴双旋翼直升机的悬停效率要比单旋翼带尾桨直升机高出17% ~ 30%。在相同拉力和旋翼直径下，刚性共轴双旋翼的诱导阻力比单旋翼低20% ~ 30%。

5. 航向的操纵性好于单旋翼带尾桨直升机，而稳定性相对较差；由于共轴式直升机的机身较短，故增加平尾面积和采用双垂尾来提高直升机的纵向和航向稳定性。共轴式直升机的垂尾的航向操纵效率只在飞行速度较大时方起作用。

共轴双旋翼无人直升机两副桨叶之间的关系

在前飞时，气动干扰产生了附加的诱导损失。附加诱导损失的大小与两旋翼轴向距离 y 与旋翼半径 E 之比有关。Y=y/E用x表示共轴式直升机两旋翼之间相互干扰系数。前飞时，kc 和Y 的关系如图所示，两旋翼轴向距离增大，则诱导损失减小，为了减小诱导损失和避免两旋翼相碰，对铰接式旋翼的共轴式直升机的 H值一般均为0.2。

图2 上下桨间距kc 和Y 的关系图

3.5 重量重心心分析方法

零件的重量控制对共轴无人直升机具有很大的意义，因为重量增大会直接影响共轴无人机的航时，增加额外功率的消耗。在总体设计阶段，就需要对直升机的重量重心进行估算。在各个系统结构初步设计完成后，利用三维CAD软件就能整体评估共轴无人直升机各个系统重量，即全机重量。再用全机重量去校核总体设计阶段所设计的重量，是一个反复迭代的过程。根据经验，共轴无人直升机重量控制有如下三点结论。

1. 桨盘载荷增加会使结构重量降低。

2. 桨尖速度增加在一定的条件下，不使型阻功率过分增加，也会使结构重量有所降低。

3. 直升机总重增加时，结构重量在总重中所占的比例也相应增加，假如不采取其他措施，重量效率就会下降，这对于重型直升机是一个较严重的问题。

直升机总体布置中，重心范围的确定是相当重要的环节，因为这一环节直接影响到直升机的运输负载能力以及机动性能。

在进行总体布局设计时，应同时进行全机的重心定位，以保证直升机的前后重心位置和变化范围符合要求。直升机携带不同的装载和燃油量时，其重心位置会发生变化。一般共轴式直升机所允许的重心变化范围比单旋翼直升机大，位于旋翼轴重心左右一定范围。重心范围控制的一个必要条件：在各种飞行状态下，操纵力的总和绕重心的诸力矩总和都为零。

3.6 转动惯量分析方法

直升机的转动惯量是直升机做转动运动时其惯性的度量，它是直升机固有的质量参数，即在直升机总体质量布置和结构设计完成后，该直升机的转动惯量就确定了。在总体设计阶，各个系统结构设计未开始之前就需要对转动惯量进行估算。当各个系统结构设计完成时，利用三维CAD软件对总体设计的转动惯量进行校对，同样是一个反复迭代的过程。

直升机的转动惯量的大小取决于直升机的质量和质量分布以及转动运动时所对应的转轴位置。直升机的转动惯量影响无人直升机飞行品质和操纵稳定性。一般而言，共轴式直升机的机身较短，同时其结构重量和载重均集中在直升机的重心处，因而减少了直升机的俯仰和偏航的转动惯量，提高了操纵稳定性。但机动性不如单旋翼直升机。

4 共轴双旋翼无人直升机结构设计

4.1 机体系统

共轴双旋翼无人直升机的机体系统包括：机体结构和机身结构系统和起落架系统。直升机机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载设备，使直升机满足既定技术要求。机体系统是直升机的重要部件。

4.1.1 机体主承力结构设计原则

在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、吊舱等其他设备传来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的，所以在机体内部，要设计主要承力结构，以便分散直升机在运动过程中的各种动载荷。

共轴无人直升机的机机体结构设计过程中要协调考虑全机各部件的结构承力型式，决定各主要承力元件的相互位置和连接，处理全机载荷的传递和平衡等问题。包括：机身前段，机身中段和机身后段的主要承力结构，分析各个部件的承力方式，然后进行结构承力布置时，应遵循下列原则：

1. 在结构承力布置时，在外载荷作用处，必须布置相应的结构承力件来承受和传递载荷。可用有限元分析软件具体分析。也可根据以前的经验设计。

2. 应充分利用承力结构元件，以减轻结构重量，在进行结构承力件布置时，尽量将一些传递集中力的接头布置在相应的同一结构承力元件上，以减少加强承力元件的数量。

3. 对半硬壳式结构开口段的结构承力设计，必须在开口附近增加相应的纵向和横向元件，以保证载荷的合理传递。

4. 应使传力路线最短，最直接。

5. 承力结构系统之间的连接固定方式，一般选用航空标准的标准件。固定力矩按航标执行。

6. 方便检查主要部件的工作状况，方便维修。

7. 发动机和机体承力部件的固定安装必须有减震阻尼器，安装孔为槽型。

8. 减速系统和承力部件的安装牢固，也必须有减震阻尼器。

9. 考虑重心变化范围。

4.1.2 机体非承力结构设计原则

共轴无人直升机的机身结构大多为非承力部件，机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响，设计应遵循以下原则：

1. 考虑飞机的气动性能，尽量将机身废阻将为最低。

2. 易于装配，维修性能。

3. 需要考虑散热性能。

4. 材料和制作工艺一般选用航空符合材料开模。一般来说机壳壁厚0.7-2mm。

5. 美观。

6. 和机体结构固定稳定，避免外壳产生颤动。旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。

4.1.3起落架结构设计原则

共轴无人直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量，减少着陆时撞击引起的过载，以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。轻型无人直升机的起落架采用雪橇式起落架。这种结构的优点是结构工艺简单，成本低。根据机体载荷可选用不同的材料制作。航模机可用韧性高的塑料开模制作，植保机可用不锈钢管，高强度铝管或者钛合金管。同时需要注意在起落架上设计减震结构，以缓冲降落的冲击力。

军用无人直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，价格高。

4.2传动系统

4.2.1 减速器特点

从发动机输出轴传递出来的转速和扭矩需要经过减速器减速，然后再将转速和扭矩经过传动系统，到达螺旋桨，这是共轴无人直升机传动系统的基本传递路线。

减速器一般为齿轮传动式主减速器，它有发动机的功率输入端以及与旋翼传动轴相联的功率输出端，是直升机上主要动部件之一，也是传动装置中最复杂、最大、最重的一个部件。

主减速器的工作特点是减速、转向及并车。它将高转速小扭短的发动机功率变成低转速、大扭距传递给旋翼轴，在无人直升机中它还起作中枢受力构件的作用，它将直接承受旋翼产生的全部作用力和力矩并传递给机体。

4.2.2 主减速器的结构和工作原理

对于轴系，一般至少应有上下旋翼轴和套筒三部分组成。上旋翼通过桨毂与内轴相连，内轴穿过与下旋翼连接的外轴，在与外轴的交汇处通过轴承隔开，在此，轴承一方面将内外轴的运动隔开，一方面使外轴对内轴在该点进行支撑。内轴在下端与下锥齿轮连接并通过轴承由减速器壳体支撑。套筒与减速器壳体固连并在下自动倾斜器处通过轴承对外轴支撑。外轴在下端与上锥齿轮通过平键或花键相连并通过轴承与减速器壳体连接。

由气动分析可知，上旋翼在相同功率下的升力大于下旋翼，尤其是在悬停和低速飞行状态，而上旋翼轴相对下旋翼轴又细又长，因此，存在上旋翼轴危险截面的弯扭组合应力远大于下旋翼轴的严重情况。设计时应予以注意。

发动机输出轴传递出来的转速和扭矩通过一定传动比i1通过皮带传递给减速器输入端。然后经过两个同轴的伞齿减速为n3，n3为两个螺旋桨的转速。大小相等，方向相反。

皮带轮传动比

采用皮带轮传动的主要目的是减少机身震动水平。

主动轮转速为：n1

主动轮直径为：a

被动轮转速为：n2

被动轮直径为：b

由a/b*A=B i1=n1/n2可以计算出减速器输入端的转速n2。

2. 减速器传动比

传动比(i2)=主动轮转速（n2）与从动轮转速（n3）的比值=齿轮分度圆直径的反比=从动齿轮齿数（Z3）与主动齿轮齿数（Z2）的比值。即：i2=n2/n3=D3/D2； i2=n2/n3=z3/z2。

如果减速比一定，在无人直升机螺旋桨所需的最大转速范围内，也可反推出发动机输出轴的转速。是否符合发动机正常工作的范围。齿轮的模数和齿数的关系: 模数m = 分度圆直径d / 齿数z = 齿距p / 圆周率π。在设计阶段设计合理的传动比，就可得出齿轮分度圆的大小和齿数就可按伞齿加工标准生产。

主减速器外壳为铝合金(或镁合金)铸件或者机加工件，构成主减速器的主要承力构件，内部装有带伞齿齿轮及轴系的减速装置和滑油润滑系统附件。旋翼轴从顶部伸出，四周有与机身固定的安装座。主减速器必须设置独立、自主式润滑系统，用于减少齿轮和轴承面的摩擦和磨损，防过热、防腐蚀、防划伤并通过滑油循环流动以排出磨损产物。主减速器润滑系统应保证在各种工作条件下润滑可靠，散热充分，系统密封好，滑油消耗小，带有金属磨损物探测报警装置维护检查方便。设计齿轮减速器系统应遵循以下原则：

1. 检查维修方便。

2. 便于加油润滑，设计加油口。

3. 密封，常用的有密封圈。

4. 强度足够。

5. 加工安装方便，成本低。

6. 轴承的选用，按受力方式不同，选用不同类型的轴承。凡是有转动需求的地方都要用轴承，且考虑润滑。

7. 紧固件的选择及拧紧力矩符合航空标准。

上述共轴无人机的减速器，适用于中小型无人直升机，通用大型直升机的减速结构比这要复杂很多，通常会设计无极调速机构，通过各种齿轮的啮合，来满足大载重长航时的要求。这是一个复杂而庞大的工程，就算是做新机，也得继承已有的机型80%以上的参数。

图3 共轴双桨直升机减速器

4.3 升力系统

4.3.1 旋翼系统

旋翼型式是指旋翼桨叶与旋翼轴的连接方式，也就是旋翼桨毂的结构型式，不同的旋翼型式其动力学特性及设计特点有明显的差别。

4.3.1.1 铰接式旋翼

桨叶通过桨毂上的挥舞铰（水平铰）、摆振铰（垂直铰）及变距铰（轴向铰）与旋翼轴相连，通过三个铰实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。这些铰有不同的排列方式，一般都采用金属滚动轴承实现构件之间的相对运动。

铰接式旋翼其桨叶在挥舞、摆振方向根部是铰支的，扭转（变距）则属于根部铰支而又带弹性约束（操纵系统约束）。

现代的铰接式旋翼广泛采用层压弹性体轴承代替金属滚动轴承，在有些直升机的旋翼上甚至采用一个球面弹性轴承来实现三个铰的功能。例如星形柔性旋翼、球柔性旋翼。由于弹性轴承的刚度较小，对于采用层压弹性体轴承实现桨叶挥舞、摆振和扭转运动的旋翼仍属铰接式旋翼，结构复杂。适用于大型直升机。

4.3.1.2无饺式旋翼

无挥舞铰和摆振铰，只保留变距铰，桨叶的挥舞、摆振运动完全通过桨根弹性变形来实现。桨叶在挥舞、摆振方向根部是固支的，扭转与铰接式相同。结构简单，适用于小型航模无人直升机。

4.3.1.3跷跷板式旋翼

只有两片桨叶，共用一个水平铰，无垂直铰，有变距铰。桨叶在挥舞面内：对称载荷—无铰式—根部固支，反对称载荷—铰接式—根部铰支；桨叶在摆振面，同无铰式，根部固支；桨叶的扭转同铰接式。

跷跷板式旋翼头的周期变距是通过变距铰来实现。其优点是桨毂构造简单，去掉了摆振铰，两片桨叶共同的挥舞铰不负担离心力而只传递拉力及旋翼力矩，轴承负荷比较小，但是，这种旋翼操纵功效和角速度阻尼比较小，为了加大角速度阻尼，这种形式的旋翼都要带机械增稳装置——稳定杆（平衡副翼），没有办法改善操纵功效，对于机动性要求较高的直升机，上述缺点就很突出。

4.3.1.4无轴承式旋翼

无挥舞、摆振、变距铰，挥、摆、扭运动完全通过桨根柔性梁来实现，桨叶在挥、摆方向根部支持同无铰式，扭转（变距）为弹性约束。新型旋翼，前景光明。

综上所述四种旋翼形式，中小型共轴双旋翼无人直升机采用跷跷板式旋翼比较广泛。对于一些小型航模无人机也有才有无饺式旋翼。

4.3.2桨叶系统

桨叶是提供升力的重要部件，对桨叶设计除去气动力方面的要求之外，还有动力学和疲劳方面的要求。例如所设计的桨叶的固有频率不与气动激振力发生共振，桨叶，挥舞，摆振基频满足操纵稳定性和“地面共振”等要求；桨叶承力结构能有高的疲劳性能或采用破损安全设计等等。旋翼桨叶的发展是建立在材料、工艺和旋翼理论基础上的。依据桨叶发展的先后顺序，它有金属桨叶，复合材料桨叶等形式。

1.金属桨叶

金属桨叶是由挤压的D型铝合金大梁和胶接在后缘上的后段件组成。后段件外面包有金属蒙皮，中间垫有泡沫塑料或蜂窝结构，这种桨叶气动效率高，刚度好，同时加工比较简单，疲劳寿命较高。

2.复合材料桨叶

复合材料桨叶结构，主要承力件“C”形大梁主要承受离心力并提供了大部分挥舞弯曲刚度，它是由抗拉及弯曲方面比刚度和比强度较高的零度单向玻璃纤维预浸带构成。在翼型前部和后部各布置了一个“Z”形梁。前后“Z”形梁与蒙皮胶接在一起，使桨叶剖面形成多闭室结构；另外，桨叶蒙皮全部采用了与展向呈 +-45度的碳纤维布铺成，显然这些都是为了提高桨叶的扭转刚度。桨叶采用泡沫塑料作为内部支承件，前缘包有不锈钢片防止磨蚀。

在市场上，有一些成品的桨，主要参数包括最大转速，材料，升力，机翼型，扭转角以及推荐匹配发动机的型号等。还可以根据直升机总体参数具体参数，如起飞重量，载荷，机体重心，桨毂安装结构等，定制桨叶，但是定制桨成本较高。

图 4 小型复合材料桨

4.4 操纵系统

共轴双旋翼无人直升机，按航向操纵类型来分，有两种典型的航向操纵结构形式即半差动和全差动形式，按结构形式来分，有轴内操纵和轴外操纵。半差动结构简单，全差动结构复杂。操纵效果好。在中小型共轴双旋翼无人直升机一般采取半差动的方式，半差动方案只改变下旋翼总距，由此引起的垂向运动耦合较大。然而，通过总距补偿完全可以解决问题。

4.4.1 半差动

“大多数共轴式直升机采用的是半差动航向操纵形式，总距、航向舵机固联在主减速器壳体上，纵横向舵机固联在总距套筒上，随其上下运动。舵机输出量通过拉杆摇臂、上下倾斜器和过渡摇臂变距拉杆传到旋翼上，使其转过相应的桨距角，以实现操纵的目的。”

4.4.2全差动

“全差动航向操纵方案是指在航向操纵时大小相等方向相反地改变上下旋翼的总距从而使得直升机的合扭矩不平衡，机体产生航向操纵的力矩。由于在操纵时上下旋翼的总距总是一增一减，因此航向操纵与总升力变化的耦合小，即用于由于差动操纵引起的升力变化所需的总距补偿较小。”

4.5 动力系统

共轴双旋翼无人直升机作为一个需要动力系统的机械设备，在总体设计阶段，应确定直升机的主要参数，如最大续航时间，最大飞行速度，有效任务载荷，主旋翼长度，.自重，最大起飞重量，升限，工作温度，任务载荷等等，可以根据这些指标，根据已有样机的设计经验，来选择大致合适的动力装置。同时，也可以根据动力装置的型号和具体参数反推出能设计的直升机的大致参数。

无人直升机动力装置大体上分为三类，即航空活塞式发动机，航空涡轮轴发动机和电动。

在通航直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题。人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。而电动直升机一般用于超小型无人直升机，在航模领域用的非常多。随着这几年锂电池技术的发展，电动无人直升机的航时和载重也有显著提高，但航时和载重也是限制电动无人直升机发展的的一个重要因素。

5 动力学分析

共轴双旋翼无人直升机动力学分析包括三大方面，机体动力学，旋翼系统动力学和传动系统动力学。进行动力学计算的目的如下。

1. 仿真不同工况，预测系统性能。

2. 获取不同工况的飞行载荷特性，用于强度设计。

3. 分析各种动态工况载荷，用于载荷谱设计和疲劳寿命计算。

4. 得到最佳的控制方式，保证系统动态性能。

三大系统的动力学特性主要指机体模态特性，即固有振型以及对应的固有频率，可通过有限元软件建模进行分析，其中旋翼动力学最为复杂。旋翼动力学对直升机的动力学问题往往起着重要的以至决定性的作用，甚至对直升机的飞行品质也有重要影响。

旋翼桨叶主要有三个方向的运动：

挥舞（水平）方向、摆振（垂直）方向以及扭转（变距）方向，相应地也就有这三个方向的模态特性。

桨叶的模态特性可以采用有限元法进行计算，从而得到旋翼桨叶挥舞、摆振、扭转各阶固有频率随旋翼转速Ω的变化规律以及固有振型。

一般对铰接式旋翼，三种类型的振动可分别进行分析，即认为是相互独立的。实际上这三类振动之间存在着耦合，特别对弹性铰、无铰式和无轴承式旋翼。

6 运动学分析