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
3.1.3旋翼实度的选择及⽅法
3.1.3桨尖速度的选择及⽅法模拟温度传感器
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红薯清洗机
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
bbzs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。
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
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。服务器监测
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。
开钻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
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
丹参提取物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。
