直升机材料
定点着陆的应用——
平房篇
最近有不少朋友问我关于如何降在房子上，连飞时也发现不少朋友都在努力往房顶上停，特此
写一篇技术文章，希望能给直升机飞友们带来点启发，哪怕一点就已经足够。
理论性的文章已经给出了不少，也许大家对直升机的一些基本情况也能够掌握，加上实际FS
训练，五边应该也能顺利完成。我想大部分想降房顶的朋友都可以基本控制好直升机。事实上练降
落房顶并不属于基础教程，在这之前还有很多基础要学，不过这是模拟飞行，并不用太严格去遵循
真实的规则，为了满足大家的欲求，就先把这方面的技术操作先说了，以后还会继续有基础技术文
章给出，请大家继续留意刊登此教程文章的栏目。
直升机降落房顶的行为属于直升机降落方式中的“定点着陆”中的一种应用，“定点着陆”是
直升机应用中最常见也是用得最多的着陆方式，这更是直升机的优势之一，“定点着陆”顾名思义
就是让直升机停在一个已给定的单一区域，例如固定的直升机停机位、拖车板、摩登大楼等等。由
于之前说过，“定点着陆”并非基础类教学，要在FS 中（切记，是FS 中，并非真实中，事实上真
实教学中仅仅以下说的条件远远不足以让你学习降房顶）顺利降房顶是必须首先具备以下技术条
件：
1. 能完成一般正常的直升机起降；
2. 顺利完成五边飞行；
3. 能顺利在自己所给定的固定区域点上降落且偏差不大；
4. 起码能做基本短时间超低空悬停；
5. 已初步培养出基本的直升机驾驶预知性感应能力（这点很重要）；
6. 能基本具有不看仪表判别飞机当前状态及作出相应修正的能力（也就是说能单靠看着陆点
及感应当前机体状态从而维持飞机处于正常飞行状态，这点同等重要，这需要多飞多练总结经
验获得）；
以上6 点技术条件缺一不可，特别是最后两点，这是不能通过看教材获得，这是自己教给自己
的能力。
当你都具备了这些条件，那你要做的并非继续阅读此文章，而是先把本篇文章搁下，进入FS，
找一个较矮的平房试下降上去，不要一下子就去找摩登大楼，平房的降落跟大楼的降落是不同的，
别忘记“忽略碰撞”。这时你要做的不是盲目的落上去，而是找出为什么不能顺利降落的原因，当
你确定了原因，就可以退出FS，回到本文章。
本文所基于的机型是FS9（FS04）默认的BELL 206B JETRANGER II，用默认机型比较好
讲述，但实际上降房顶最需要的是感应，数据数值是次要的。首先，我们先给定一个着陆点，也就
是说找一个房子，FS 中的平房有一半都可以降，只要是平顶的基本上都能降，往非平顶或标志性
建筑上落，最后只会一头栽到地面上（幸亏没打开“检测碰撞”）。我们要先找一平房，平房跟高楼
是截然不同的，平房较矮，可以使用周边地面或地标作参照，从而使目测条件增大（图DD-01P），
而高楼的目测参照条件通常只有着陆点，相对平房会更不容易控制（图DD-02P）。先别急，摩登
大楼我会讲的~~~~~
切入（图DD-04P）。
给定了着陆目标后你得先稳住飞机，我说的稳住飞机就是让飞机保持在正常飞行状态（特殊情
况例外），然后让脑子灵活起来，粗略观察一下周边环境（有足够时间就多看几眼），心里确定切入
着陆点的路线及方位，你可以飞到房子上空盘旋以更仔细的观察房顶，又或者可以飞个三边进场，
不要以为我在开玩笑，不要以为跑道才有五边理论，房子一样有，不过是由自己凭空捏造的，这样
做可以让自己有条理的进行降落准备（图DD-03P）。确定好切入房顶“领空”的方位，一般切入
位为房顶的四个边中其中一边（判断应该从哪一边切入主要看风向，逆风切入），不要从角落切入，
如果一定要从角落切入，那你得先学会从边切入后再自己教自己从角落
确定好的切入边向切入路线延伸的直线区域可以看作进近区，可以把它看作成ILS 的绿色进近
区，但这个进近区不设有下滑指示，应该说我们并不需要下滑指示，我们可以选择下滑进近，也可
以选择平飞进近，由于平房较矮，一般不存在上爬进近（图DD-05P）。无论是何种进近方式，在
准备切入着陆点前都必须改成平飞切入，整个进近过程必须尽量保持着陆点可视（图DD-06P）。
切入前必须再次观察着陆点与周边环境情况，可以进行切入面前的悬停观察，也可以在改平前
飞时观察，要是对自己悬停的信心不足（事实上只有练到悬停才能做出漂亮的定点着陆），可以提
早改平小速度前飞进行观察，或使用平飞进近方式提前减速观察。切入前的观察很重要，而且是必
要的，这时你要做的是重复观察确认着陆点已达到可安全着陆要求，观察周边地空环境情况，确认
无任何能影响安全着陆因素，如遇阻滞因素，必需快速思考能否解决，如不可解决，应果断复飞（或
脱离受影响区域），例如着陆前突遇强侧风，导致飞机地标严重偏移，应果断采取复飞，勉强修正
只会带来更多的压力及更小的安全性；又例如，着陆前发现着陆点有阻碍安全着陆的障碍物，应及
时通知地面人员清理，然后再着陆，如无地面支持，便需重新复飞另寻着陆点。着陆前的最后观察
是关键程序，必须认真对待。
着陆前最后观察已确认可以着陆，便可切入着陆点“领空”，再说一说切入的方式，尽量选择
逆风切入，必须选择从“边”切入，如无特殊要求情况，务必不要从“角”切入，切入时应慢速度
移动，高度保持不变，切入高度一般为离着陆点平面至少10 尺，不要离着陆点平面太高切入，太
高切入会使用悬停及垂直下降时间增大，如果处理不当，有可能发生“涡环”情况（至于“涡环”
状态解释，请参阅本人整理的一份关于“涡环”状态的文章），除此，也增大了驾驶者的操纵量，
压力自然增大，安全性也相对减小。切入后，当移动到着陆点上方时，因小幅度放总距让其缓慢下
降，在下降过程中必须谨慎操纵保持飞机稳定，如需要，可在接地前一两尺稍提总距让其更轻的着
陆，如在下降过程中出现影响着陆的情况，应轻提总距总距制止下降（或回升至适当高度），如情
况无法马上解决，应复飞（图DD07P）。从切入到接地，整个过程必须谨慎稳定，不能出现人为
差错。
均由本人操作截取。由于本人电脑配置有限，图片质量一般，如对大家带来不便，
首先，给定一个着陆目标；
近距离观察目标着陆点情况，确定此目标着陆点可否使用；
接地后，观察四周情况，确定无误后即可执行关车程序。
现在大家都应该基本了解平房的着陆程序，真实程序是否这样我不清楚，但FS 里我推荐的就
是这种程序。好，那我们来回顾一次，这次我们换种方式，使用FS 实操截图来说明着陆程序，以
下出现的FS 截图
还请多多包含。
确定条件允许着陆，随即开始着陆程序。为了让大家比较直观的了解，我使用了一个小五边程
序。下图为在左三边。
使用平飞进近，侧保持20 节
下的表速平飞），如果不熟练，推荐使用低于10 节的表速进近。
近时作切入观察，如果选用进近时观察，在切入前
以在改平后直接切入，不需作悬停等待）。
进入五边，注意必须减速，以低于20 节以下的表速下滑（如果
以
切入前改平，悬停作切入前观察（也可在进
可
本篇文章所有游戏截图均由本人在微软模拟飞行2004 中截取；
切入后稳定在着陆点上，离着陆点平面至少10 尺垂直距离，稳定后轻放总距使其缓慢下降，
降中必须稳定保持飞机地标不偏移，并注意任何突发状况，下图中已在缓慢下降。
缺乏乐趣，总比你对着一个房子拼命地降了又降来得乐趣。
至此，定点着陆-平方篇已经完了，高楼篇会在不久后推出，请留意刊登本文章的技术版块。
降遍天下无敌房！~~
实专业教材，存在非专业知识在
下
大家应该也很想去试试了吧，别急别急，再让我说几句。上述FS 图片中使用的是五边程序，
大家实际飞的时候也可以使用盘旋方式，就是在目标着陆点上空盘旋，寻找最佳切入面，又或者你
可以直接不盘旋就直接降上去，但我还是建议用其中一种方式着陆，应该养成一种好的习惯，如果
你觉得还有更好的方式，绝对可以按照自己的方式去着陆，我也希望你能将你的方式告诉我，让我
们一起交流，一起飞。个人推荐大家可以一起连飞，一起寻找着陆，按顺序逐个的着陆，我平时就
喜欢跟朋友一起连飞，从一个机场飞到邻近的另一个机场，在途中遇到房子就降上去，直到目的机
场为止，这样练的成效较大，也不
祝愿大家能
涡环
涡环尽管旋翼桨尖附近总是存在涡流（桨尖涡），在某些流场状态下，它们会进一步
发展，伴随着从翼根向外发展的气流分离，最终导致旋翼拉力下降和随之而来的高
度迅速下降。这一状态在某些方面类似于固定翼飞机的失速，在直升机上，这一状
态被称为“涡环”。涡环状态的特性就是流动状态非常不稳定，产生振动及拉力变化
无常。
原因
从多种飞行状态均可进入涡环，但导致涡环的流场状态是相同的，涡环只能在
下述所有条件具备时才会发生：
1．有动力（产生通过将桨盘向下流动的气流）；
2．大下降率（产生一个向上流动的附加气流）；
3．小的前飞速度。
分析
当直升机在静止空气中悬停时，相对气流的方向可由桨叶旋转速度和诱导气流
来确定，由于外洗作用，在桨尖附近二者均达到其最大值，翼根处具有最大迎角。
假设降低总距以获得下降率，当下降状态建立后，将产生一个与诱导气流方向
相反的相对气流，使沿桨叶的气流分布发生改变。下降使翼根处产生与诱导气流方
向相反的气流，使迎角增加；桨尖部位的上升气流使桨尖涡增强，增强诱导气流，
减小迎角。
如果进一步减小总距，下降率将增加，上述过程将重复并最终达到这样一个状
态：桨叶根部达到失速迎角，此时由于桨尖涡和翼根失速影响，旋翼拉力将减小，
只剩下桨叶中部产生平衡重量所需的拉力。
如果继续减小总距，将导致更高的下降率，使桨叶上产生拉力的区域更小，如
果那拉力不足以平衡重量，下降率将快速增加。
1
风洞实验显示出桨尖涡形状非常不稳定，使旋翼拉力不对称，直升机将俯仰、
滚转和停航，使操纵十分困难。
在完全发展的涡环状态，增加总距只会使情况恶化，不会减小下降率，反而使
下降率增加。直升机空中总重量越大，保持高度所需的总距也越大，因此可以推断，
大重量时，更容易发生涡环。
现象
机身抖动和驾驶杆抖动；
飞机的偏航、滚转及俯仰；
下降率快速增加。
改出
必须改变着导致涡环的流场状态，才能从涡环改出。
推荐的方法是前推杆以改变桨盘状态，获得前飞速度，使相对气流与诱导气流
方向一致，等待直至有正的表速，然后可以增加功率。
另一种方法是进入自转，将涡流向上吹除，制止涡环后再转入正常飞行。
小速度时应限制下降率，以防止进入导致涡环的状态，在离地500 英尺以下时，
很难成功改出。
2
练习涡环改出
说明：
对于直升机，必须满足以下三个条件才能进入涡环：
1．有通过桨盘向下的诱导气流（有动力飞行）；
2．有从下向上流动的相对气流，与诱导气流方向相反；
3．小或零速度。
可能导致涡环的飞行状态有：
1．小速度时带功率下降，下降率大于300ft/min；
2．自转改出时速度太小；
3．使直升机以大的拉平姿态下降。
驾驶技术：
1．HASEL 检查
H：如果不机场，高度应足以保证在真高500 英尺以上改出；
A：场地符合要求；
S：安全措施，安全带系好；
E：发动机，检查压力、温度；
L：观察，观察四周和下方有无其它飞机，练习时加强观察很重要。
2．进入高度2000 英尺；
3．检查风向。
练习时，飞行状态为，60mph，下降率600ft/min。减速并减小功率以保持下降率，
发生下述情况任何一条则认为已接近涡环状态：
1．机身抖动；
2．直升机偏航、滚转及俯仰。
3．下降率增加；
4．RPM 变化。
改出
推杆，当速度大于２０mph 时，可增加功率爬升。应当指出，从完全涡环状态改出
将有较多高度损失。因此，由于涡环大多在离地较近时发生，认识其初始特征和立
即采取改出动作十分重要。
悬停
悬停悬停是直升机在一定高度上保持航向和对地标位置不变的状态。直升机的这一飞行特性
不但能适应多种作业的需要，更能扩大其使用范围。无论是高大建筑物的屋顶平台，还是高山
峡谷的狭小平地，它均能起降自如，实施多种作业。因此悬停是直升机区别于一般固定翼飞
机的一种特有的飞行状态。虽然某些特种飞机，例如喷口转向飞机，也能作短时悬停，但由
于它们产生平衡飞机重力喷口的推力面的载荷大大超过直升机旋翼的桨盘载荷，这样不便使
这类飞机在相同飞行重量的悬停需用功率比直升机的高得多，而且过大的诱导速度引起悬停
状态作业的环境条件大大恶化。此外垂直起落飞机的喷口对地面严重烧蚀等方面的问题限制
了这类飞机的使用范围。
直升机悬停时的力及需用功率
悬停时，单旋翼式直升机力的平衡如下图所示。旋翼拉力在铅垂面的升力分量T1 与全拉
的飞行重力G
平衡；用于平衡反扭矩的尾桨推力T 尾则等于旋翼在水平侧向分力T3。即
铅垂方向：T1=G
水平侧向：T 尾=T3
悬停时，直升机的需用功率由尾桨和传动等功率外加上旋冀所需功率组成，旋翼需用功
率则主要由两部分组成：(1)旋翼产生拉力所付出的代价——诱导功率P 诱；(2)电于空气的
粘性旋翼旋转时克服桨叶型阻需要耗费的功率——型阻功率P 型。即
P 悬停=P 诱+P 型
必须指出，旋翼的悬停需用功率，比大多数前飞状态需用功率都大一些。这是因为悬停
时，流过桨盘的空气质量流量较小；根据动量定理，要产生同样拉力，旋翼在悬停时的诱导速
度需更大一些，而诱导功率正比于旋翼拉力和诱导速度。所以悬停诱导功率就比平飞时的诱
导功率更大些，而型阻功率损失主要取决于旋翼转速和桨叶构型。由于旋翼转速和桨叶构型
很少随飞行状态的变化而变化，因此型阻功率随直升机的飞行状态变化也较小。总的来说，
悬停状态的需用功率在直升机的各种飞行状态中是较高的。
垂直上升
直升机在四周有较高障碍物的狭小场地悬停起飞后无法以爬升飞行方式超越障碍物，垂
直上升飞行是超越障碍物获取飞行高度的有效方式。在上述情况下一些特殊空间和区域作
业，直升机的垂直上升性能则具有非常重要的实用价值。
垂直上升时直升机的力及需用功率
直升机垂直上升飞行速度称为上升率以Vy 表示。通常直升机的垂直上升速度都不大，机
体阻力与飞行重量G 比较起来则为一个小量，可以忽略不计，因此直升机垂直上升时力的
平衡与悬停时基本相同。即
铅垂方向：T1=G
水平侧向：T 尾=T3
垂直上升时旋翼需用功率，主要由三部分组成：诱导功率P 诱；型阻功率P 型，以及旋
翼上升做功的上升功率P 升，即
P 垂升=P 诱+P 型+P 升
垂直上升与悬停状态相比，诱导功率虽然随上升高度的增加其值有所减小，然而随着Vy
的增加被忽略的机体阻力的功率损耗也有所增加，这两项大至相抵。型阻功率也可认为与悬
停状态相同。因此在粗略分析中可以近似认为垂直上升时P 诱与P 型之和与悬停时的旋翼
需用功率相等。然而上升功率P 升=T1Vy 则随垂直上升速度线性增加。因此垂直上升的总需
用功率比悬停时的需用功率大，并且随上升率的增加而增加。
垂直下降
直升机的垂直下降与垂直上升相反，利用它可以使直升机在被高大障碍物所包围的狭小
场地着陆。由于这时旋翼的诱导速度与其运动的相对来流方向相反，流经桨盘的两股方向相
反的气流使旋翼流场变得更加复杂。随着下降率的增加，当两股气流的速度数值十分接近时，
直升机会进入不稳定的“涡环状态”，这时经典的动量理论不能反映流过旋翼气流的流动规
律，通常利用以实验为基础的半经验理论进行描述。下面重点介绍垂直下降中旋翼特有的这
一物理现象及相关问题。
垂直下降的直升机的力及需用功率
垂直下降与悬停及垂直上升时力的平衡基本一样，即
铅垂方面：T1=G
水平侧面：T 尾=T3
垂直下降时旋奠的需用功率，类似于垂直上升，可写成
P 垂降=P 诱+P 型+P 降
需用功率与垂直上升的差别主要表现在两个方面：(1)P 降中的Vy 数值为负。即下降的
重力做功，旋翼气流中获取能量。(2)在垂直下降速度较小时，P 诱由于旋翼周围的不规则
的紊乱流动使旋翼垂直下降状态诱导的功率增大。直升机垂直下降中，旋翼从下降中所获取
的能量，在很大的速度范围内，消耗到诱导功率中去了。
旋翼的空气动力特点
旋翼的空气动力特点(1)产生向上的升力用来克服直升机的重力。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员
可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓直升机下降趋势。
(2)产生向前的水平分力克服空气阻力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用(例
如螺旋桨或喷气发动机)。
(3)产生其他分力及力矩对直升机；进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作
用。旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。工作时，桨叶与空气作相对运动，产生空气动力；
桨毂则是用来连接桨叶和旋翼轴，以转动旋翼。桨叶一般通过铰接方式与桨毂连接(如下图
所示)。
旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动
外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。
先来考察一下旋翼的轴向直线运动这就是直升机垂直飞行时旋翼工作的情况，它相当于
飞机上螺旋桨的情况。由于两者技术要求不同，旋翼的直径大且转速小；螺旋桨的直径小而
转速大。在分析、设计上就有所区别设一旋冀，桨叶片数为k，以恒定角速度Ω绕轴旋转，
并以速度Vo 沿旋转轴作直线运动。如果在想象中用一中心轴线与旋翼轴重合，而半径为r
的圆柱面把桨叶裁开(参阅图2，1—3)，并将这圆柱面展开成平面，就得到桨叶剖面。既然
这时桨叶包括旋转运动和直线运动，对于叶剖面来说，应有用向速度(等于Ωr)和垂直于旋
转平面的速度(等于Vo)，而合速度是两者的矢量和。显然可以看出(如图2．1—3)，用不
同半径的圆柱面所截出来的各个桨叶剖面，他们的合速度是不同的：大小不同，方向也不相
同。如果再考虑到由于桨叶运动所激起的附加气流速度(诱导速度) )，那么桨叶各个剖面与
空气之间的相对速度就更加不同。与机翼相比较，这就是桨叶工作条件复杂，对它的分析
比较麻烦的原因所在。
旋翼拉力产生的滑流理论
现以直升机处于垂直上升状态为例，应用滑流理论说明旋翼拉力产生的原因。此时，将
流过旋翼的空气，或正确地说，受到旋翼作用的气流，整个地看做一根光滑流管加以单独
处理。假设：
空气是理想流体，没有粘性，也不可压缩；
旋转着的旋冀是一个均匀作用于空气的无限薄的圆盘(即桨盘)，流过桨盘的气流速度
在桨盘处各点为一常数；
气流流过旋翼没有扭转(即不考虑旋翼的旋转影响)，在正常飞行中，滑流没有周期性
的变化。
根据以上假设可以作出描述旋翼在：垂直上升状态下滑流的物理图像，如下图所示，图
中选取三个滑流截面，So、S1 和S2，在So 面，气流速度就是直升机垂直上升速度Vo，
压强为大气压Po，在S1 的上面，气流速度增加到V1= Vo+v1，压强为P1 上，在S1 的下面，
由于流动是连续的，所以速度仍是V1，但压强有了突跃Pl 下＞P1 上，P1 下一P1 上即旋翼
向上的拉力。在S2 面，气流速度继续增加至V2=Vo+v2，压强恢复到大气压强Po。
这里的v1 是桨盘处的诱导速度。v2 是下游远处的诱导速度，也就是在均匀流场内或静止
空气中所引起的速度增量。对于这种现象，可以利用牛顿第三用动定律来解释拉力产生的原
因。
旋翼的锥体
在前面的分析中，我们假定桨叶位：桨毂旋转平面内旋转。实际上，目前的直升机都具水
平铰。旋翼不旋转时，桨叶受垂直向下的本身重力的作用(如下图左)。旋翼旋转时，每片
叶上的作用力除自身重力外，还有空气动力和惯性离心力。空气动力拉力向上的分(T)方向
与重力相反，它绕水平铰构成的力矩，使桨叶上挥。惯性离心力(F 离心)相对水乎铰所形
成的力矩，力求使桨叶在桨毂旋转平面内旋转(如下图右)。在悬停或垂直飞行状态中，这
三个力矩综合的结果，使得桨叶保持在与桨毂旋转平面成某一角度的位置上，翼形成一个倒
立的锥体。桨叶从桨毂旋转平面扬起的角度叫锥角。桨叶产生的拉力约为桨叶本身重量
的10 一15 倍，但桨叶的惯性和离心力更大(通常约为桨叶拉力的十几倍)，所以锥角实际
上并不大，仅有3 度一5 度。
悬停时功率分配
从能量转换的观点分析，直升机在悬停状态时(如下图) 发动机输出的轴功率，其中约90
％用于旋翼，分配给尾桨、传动装置等消耗的轴功率加起来约占10％。旋翼所得到的90
％的功率当中，旋翼型阻功率又用去20％，旋翼用于转变成气流动能以产生拉力的诱导功
率仅占70％。
旋翼拉力产生的涡流理论
根据前面所述的理论，只能宏观地确定不同飞行状态整个旋翼的拉力和需用功率，但无
法得知沿旋翼桨叶径向的空气动力载荷，无法进行旋设计。为此，必须进一步了解旋翼周围
的流场，即旋冀桨叶作用于周围空气所引起的诱导速度，特别是沿桨叶的诱导速度，从而可
计算桨叶各个剖面的受力分布。
在理论空气动力学中，涡流理论就是求解任一物体(不论飞机机翼或旋翼桨叶)作用于周
围空气所引起的诱导速度的方法。从涡流理论的观点来看，旋翼桨叶对周围空气的作用，相
当于某一涡系在起作用，也就是说，旋翼的每片桨叶可用一条(或几条)附着涡及很多由桨叶
后缘逸出的、以螺旋形在旋翼下游顺流至无限远的尾随涡来代替。
按照旋翼经典涡流理论，对于悬停及垂直上升状态(即轴流状态)，旋翼涡系模型就像一
个半无限长的涡拄，由一射线状的圆形涡盘的附着涡系及多层同心的圆柱涡面(每层涡面由
螺旋涡线所组成)的尾迹涡系两部分所构成(如下图所示)。
直升机旋停、垂直上升状态的涡柱
这套涡系模型完全与推进螺旋桨的情况相同。至于旋冀在前飞状态的涡系模型，可以合理
地引伸为一个半无限长的斜向涡柱，由一圆形涡盘的附着涡系及多层斜向螺旋涡线的斜向涡
面的尾迹涡系两部分所构成(如下图所示)。
直升机前飞状态的涡柱
直升机的操纵特点
直升机的操纵特点直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中供操纵的专用活动舵面。这是由于在小
速度飞行或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度很大时舵面或副翼才会产生足够的
空气动力。单旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵，而双旋翼直升机靠两副旋翼
来操纵。由此可见，旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。
为了说明直升机操纵特点，先介绍直升机驾驶舱内的操纵机构。直升机驾驶员座舱操纵
机构及配置直升机驾驶员座舱主要的操纵机构是：驾驶杆(又称周期变距杆)、脚蹬、油门总
距杆。此外还有油门调节环、直升机配平调整片开关及其他手柄(如下图所示)。
驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操
纵线系与旋翼的自动倾斜器连接。驾驶杆
偏离中立位置表示：
向前——直升机低头并向前运动；
向后——直升机抬头并向后退；
向左——直升机向左倾斜并向左侧运动；
向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。
脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼
带尾桨的直升机来说，驾驶员蹬脚蹬操
纵尾桨变距改变尾桨推(拉)力，对直升机
实施航向操纵。
油门总距杆通常位于驾驶员座椅的
左方，由驾驶员左手操纵，此杆可同时操
纵旋翼总距和发动机油门，实现总距和油
门联合操纵。
油门调节环位于油门总距杆的端部，在不动总距油门杆的情况下，驾驶员左手拧动油门
调节环可以在较小的发动机转速范围内调整发动机功率。
调整片操纵(又称配平操纵)的主要原因是因为直升机在飞行中驾驶杆上的载荷，不同于
飞机的舵面载荷。如果直升机旋翼使用可逆式操纵系统，那么驾驶杆要受周期(每一转)的可
变载荷，而且此载荷又随着飞行状态的改变而产生某些变化。为减小驾驶杆的载荷，大多数
直升机操纵系统中都安装有液压助力器。操纵液压助力器可进行不可逆式操纵，即除了操纵
系统的摩擦之外，旋翼不再向驾驶杆传送任何力。
为了得到飞行状态改变时驾驶杆力变化的规律性，可在操纵系统中安装纵向和横向加载
弹簧。因为宜升机平衡发生变化(阻力及其力矩发生变化)，驾驶杆的位置便随飞行状态变化
而变化，连接驾驶杆的加载弹簧随着驾驶杆位置的变化而变化时，则驾驶杆力随着飞行速度
不同也出现带有规律性的变化，这对飞行员来说是十分重要的。
为消除因飞行状态改变而产生的驾驶杆的弹簧载荷，可对弹簧张力进行调整，相当于飞机
上的调整片所起的调整作用，因此在直升机上通常把此种调整机构称为调整片，或称作调平
机构。弹簧张力是由调整片操纵开关或电动操纵按钮控制的。
自动倾斜器的主要零件包括：旋转环连接桨叶拉杆，旋转环利用滚珠轴承连接在不旋转
环上，不旋转环压在套环上；套环带有横向操纵拉杆和纵向操纵拉杆；操纵总桨距的滑筒。
直升机的驾驶杆动作时，旋转环和不旋转环随同套环一起向前、后、左、右倾斜或任意方向
倾斜。
因为旋转环用垂直拉杆同桨叶连接，所以旋转环的旋转面倾斜会引起桨叶绕纵轴做周期
性转动，即旋翼每转一周重复一次，换句话说，每一桨叶的桨距将进行周期性变化。为了解
桨距的变化，应分别分析直升机的两种飞行状态，即垂直飞行状态和水平飞行状态。
垂直飞行，靠改变总距来实施，换句话说，就是靠同时改变所有桨叶的迎角来实施。此
时所有桨叶同时增大或减小相同的迎角，就会相应地增大或减小升力，因而直升机也会相应
地进行垂直上升或下降。操纵总距是用座舱内驾驶员座椅左侧的油门总距杆。从下图中看出，
若上提油门总距杆，则不旋转环和旋转环向上抬起，各片桨叶的桨距增大，直升机上升。若
下放油门总距杆，直升机则垂直下降。
直升机水平飞行要使旋翼旋转平面倾斜，使旋翼总空气动力矢量倾斜得出水平分力。旋
转平面倾斜是靠周，期性改变桨距得到的。这说明，旋翼每片桨叶的桨距在每一转动周期中
(每转一周)，先增大到某一数值，然后下降到某一最小数值，继而反复循环。各种方位的桨
距周期性变化如下图所示。下面考察自动倾斜器未倾斜和向前倾斜时作用于桨叶上的各力。
旋翼旋转时，每片桨叶上的作用力如下图所示：升力Y 叶，重力G 叶，挥舞惯性力J 和
离心力J 离心力。
尾桨的操纵
层桨的构造同旋翼相似，不过比旋翼要简单得多。尾桨的每一桨叶和旋翼桨叶一样，其
旋转铀转动。由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。
尾桨操纵没有自动倾斜器，也不存在周期变距问题。靠蹬脚蹬改变尾桨的总距来操纵尾
桨。当驾驶员蹬脚蹬后，齿轮通过传动链条带动蜗杆螺帽转动，蜗杆螺帽沿旋转轴推动滑动
操纵杆滑动(见上图)，杆用轴承固定在三爪传动臂上，另一端则用槽与支座相连，以防止滑
动操纵杆转动。三爪传动臂随同尾桨叶转动，通过三个拉杆使三片桨叶绕自身纵轴同时转动，
此时，根据脚蹬蹬出方向和动作量大小，来增大或减小尾桨桨距。
直升机操纵图解
直升机的反扭矩
直升机的反扭矩直升机飞行主要靠旅翼产生
的拉力。当旋翼由发动机通过旋
转轴带动旋转时，旋翼给空气以
作用力矩(或称扭矩)，空气必然
在同一时间以大小相等、方向相
反的反作用力矩作用于旋翼(或
称反扭矩)，从而再通过旋翼将
这一反作用力矩传递到直升机
机体上。如果不采取措施予以平
衡，那么这个反作用力矩就会使
直升机逆旋翼转动方向旋转。如
右图所示。
旋翼之所以会出不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用
其上的反作用力矩所采取的方式不同而形成的。
为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合形成了现代多种旋翼布
局型式，见上图。
1．单旋翼带尾桨布局。空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力(或推力) 相
对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平衡如上图的a。这种方式目前应用较广泛，虽然
层桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。
2．双旋翼式布局。由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵列
式双旋翼或者横列式双旋冀(含交叉双旋翼)，通过传动装置使两副旋翼彼此向相反方向转
动，那么，空气对其中一副旋冀的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见
上图中的b、c、d、e。
直升机尾桨
（作用）尾桨像一个旋转平面垂直于旋翼转速平面的小螺旋桨，工作时产生拉力(或推力)。尾
桨的作用可以概括为以下三点：
1．尾桨产生的拉力(或推力)通过力臂形成偏转力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩(即反
扭转)；
2．相当于一个直升机的垂直安定面，改善直升机的方向稳定性。而且，可以通过加大或
减小尾桨的拉力(推力)来实现直升机的航向操纵；
3．某些直升机的尾轴向上斜置一个角度，可以提供部分升力，也可以调整直升机重心范
围。尾桨和旋翼的动力均来源于发动机；发动机产生的功率通过传动系统，按需要再传给旋
翼和尾桨。
尾桨的旋转速度较高。直升机航向操纵和平衡反作用力矩，只需增加或减小尾桨拉力(推
力)，对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。
（类型）尾桨通常包括常规尾桨、涵道尾桨和无尾桨系统等三种类型。
1．常规尾桨这种尾桨的构造与旋冀类似，由桨叶和桨毂组成。常见的有跷跷板式、万
向接头式和铰接式。
2．涵道层桨这种尾桨由两部分组成：一部分是置于尾斜梁中的涵道；另一部分是位于
涵道中央的转子。其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。涵道尾桨的推力有两个来源：一
是涵道内空气对叶片的反作用推力；二是涵道唇部气流负压产生的推力。涵道尾桨的构造如
下图所示。
3．无尾桨系统无层桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷
气口、压力风扇、带缝尾梁等几部分组成，如下图所示。
压力风扇位于主减速器后面，由尾传动轴带动，风扇叶片的角度可调，与油门总距杆联动。
尾梁后部有一可转动的排气罩与脚蹬联动。工作时风扇使空气增压并沿空心的尾梁向后流
动。飞行中，一部分压缩空气从尾梁侧面的两道细长缝中排出，加入到旋翼下洗流中，造成
不对称流动，使尾梁一例产生吸力，相当于尾部产生了一个侧向推力以平衡旋翼的反作用力
矩(见上图)；另一部分压缩空气由尾部的喷口喷出，产生侧向报力，以实现航向操纵，喷气
口面积由排气罩的转动控制，受驾驶员脚蹬操纵。
（总结）以上各型尾桨都各有其特点：常规尾桨技术发展比较成熟，应用广泛，缺点是受
旋男下洗流影响，流场不稳定，裸露在外的桨叶尖端易发生伤人或撞击地面障碍物的事故；
涵道层桨优点是安全性好，转于桨叶位于涵道内，旋翼下洗流干扰、影响较轻，且不易发
生伤人接物的事故，缺点是消耗功率比较大；无尾桨系统的优点是安全可靠、振动和噪声水
平低，前飞时可以充分利用垂直尾另的作用、减小功率消耗，缺点是悬停时需要很大功率，
目前已进入实用阶段。
直升机的起飞
直升机的起飞直升机利用旋翼拉力从离开地面、并增速上升至一定高度的运动过程叫做起飞。直升机
具有多种起飞方式，可以垂直起飞，也可以像固定翼飞机一样滑跑起飞。具体采用何种方式
起飞，必须根据场地面积的大小、大气条件、周围障碍物的高度和起飞重量大小等具体情况
决定。
垂直起飞是直升机从垂直离地到一定高度上悬停，然后按一定的轨迹爬升增速的过程。
爬升高度视周围障碍物的高度而定。一般而言，作为起飞过程完成的离地高度约为20—30m，
速度接近其经济速度。直升机根据不同的具体情况，可以采用两种不同的垂直起飞方法。
正常垂直起飞
正常垂直起飞是指场地净空条件较好，直升机垂直离地约0.15—0.25 个旋翼直径的高
度，即部分利用旋翼的地面效应，进行短暂悬停，检查一下发动机情况，然后以较小的爬
升角增速爬升到一定高度的过程。在这个过程中直升机旋翼的需用功率变化很大。在速度
从零增速至经济速度的范围内，直升机的受力状态变化很大。对操纵动作的协调性要求很
高。下图为某型直升机正常垂直起飞过程的飞行轨迹和有关操纵量的变化。
超越障碍物起飞
这种起飞方式是在场地周围有一定高度的障碍，并且场地比较狭小时采用。与正常垂直
起飞方式不同的是垂直离地的悬停高度增高了，如果周围障碍物的高度为h，起飞悬停高
度应不小于(10+h)m，以保证直升机能安全超越障碍，如下图所示。
由于悬停高度比正常垂直起飞时高出很多，因此这种起飞方式是在无地效高度上悬停，
悬停需用功率较大。利用这种起飞方式时，为了在增速过程中不致掉高度，并要求发动机有
部分剩余功率，以保证起飞安全。
滑跑起飞
当直升机的载重量过大或者机场标高及其他气象条件使直升机无法垂直起飞时，它可以
像固定翼飞机那样采用滑跑方式起飞。直升机的滑跑起飞，省去了垂直离地和近地面悬停这
两个阶段，而分成地面滑跑增速和空中增速两个阶段进行。直升机增速至一定速度以后，由
于旋翼需用功率的减小，就有足够的功率来增加旋翼的拉力，克服重力升空。随着飞行速度
进一步增加，旋翼需用功率进一步下降，这时直升机就有部分剩余功率用来爬升和增速，完成
整个起飞过程。直升机的滑跑起飞过程如下图所示。
直升机的着陆
直升机从一定高度下降，减速、降落到地面直至运动停止的过程称为着陆，是起飞的逆
过程。
正常垂直着陆
对于预定着陆地点场地净空条件好的情况，尽量采用正常垂直着陆，其着陆过程的飞行
轨迹如下图所示。以这种方式着陆的做法是：以一定的下滑角大致向预定点下降，并逐渐减
速，在接近着陆预定点前，直升机作小速度贴地飞行，旋翼处在地面效应影响范围内。由
于充分利用了地效，需用功率减小。在到达预定点的上空3—4m 高度上作短时间悬停，再以
0.2—0.1m/s 的下降率垂直下降直至接地。这种着陆方式对着陆场地表面质量要求少，场地
面积相对来说比较小。
超越障碍物垂直着陆
当着陆场地面积狭小，周围又有一定高度的障碍物，直升机在接近场地空间不允许作小
速度的贴地飞行，此时就采用超越障碍物垂直着陆方式着陆。其飞行轨迹如下图所示。它与
正常垂直着陆不同的是作减速和接地前短暂悬停高度不同，由于悬停不能利用地效，这种方
式的需用功率较大。同时着陆点附近又有障碍物，直升机纵横向不允许较大的位移，操纵难
度大一些。
滑跑着陆
直升机在高原、高温地区，或载重量较大时，可用功率不足以允许用垂直着陆方式着陆，
可以像固定翼飞机一样进行滑跑着陆。其着陆飞行轨迹如下图所示。滑跑着陆与垂直着陆不
问，直升机在按地瞬间，不但具有垂直速度，同时还有水平速度。直升机在接地后有一个滑
跑过程，可进一步利用旋翼产生一个减速的水平分力，使直升机继续减速直至运动停止。
旋翼自转状态的下滑着陆
在不同的可用功率下具有不同的下滑特性，当可用功率为零(如发动机关闭)，这时旋翼
作自转状态下降。这种工作状态，完全依靠直升机下降时重力位能作功提供给旋翼来产生拉
力平衡重力。
直升机的前飞
直升机的前飞直升机的前飞，特别是平飞，是其最基本的一种飞行状态。直升机作为一种运输工具，主
要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点，从无侧滑的
等速直线平飞人手，有关上升率Vy 不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。直升机的
水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态，旋翼的许多特点在乎飞时表现
得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性，因此需要首先说明这种飞
行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。
平飞时力的平衡
相对于速度轴系平飞时，作用在直升机上的力主要有旋空拉力T，全机重力G，机体的废
阻力X 身及尾桨推力T 尾。前飞时速度轴系选取的原则是：X 铀指向飞行速度V 方向；Y
轴垂直于X 轴向上为正，2 轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为(参
见图2．1—43) 。
平飞时力的平衡
X 轴：T2=X 身
Y 轴：T1=G
Z 轴：T3 约等于T 尾
其中Tl，T2，T3 分别为旋翼拉力在X，Y，Z 三个方向的分量。对于单旋翼带尾桨
直升机，由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内，为保持侧向力矩平衡，直升机稍带坡度
角r，故尾桨推力与水平面之间的夹角为y，T 尾与T3 方向不完全一致，因为y 角很小，
即cosr 约等于1，故Z 向力采用近似等号。
平飞需用功率及其随速度的变化
平飞时，飞行速度垂直分量Vv=0，旋翼在重力方向和Z 方向均无位移，在这两个方向的
分力不做功，此时旋翼的需用功率由三部分组成：型阻功率——P 型；诱导功率——P 诱；
废阻功率——P 废。其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消耗的功率。
从上图可以看出，旋翼拉力的第二分力T2 可平衡机身阻力X 身。对旋翼而言，其分力
T2 在X 轴方向以速度V 作位移。显然旋翼必须做功，P =T2V 或P 废=X 身V，而机身废阻X 身
在机身相对水平面姿态变化不大的情况下，其值近似与V 的平方成正比，这样废阻功
平飞需用功率随速度的变化
率P 废就可以近似认为与平飞速度的三次方成正比，如上图中的点划线③所示。
平飞时，诱导功率为P 诱=TV，其中T 为旋翼拉力，vl 为诱导速度。当飞行重量不变时，
近似认为旋翼拉力不变，诱导速度271 随平飞速度V 的增大而减小，因此平飞诱导功率P 诱
随平飞速度V 的变化如上图中细实线②所示。
平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。随平飞速度的增加其平均迎角变化不大。所
以P 型随乎飞速度V 的变化不大，如图中虚线①所示。
图中的实线④为上述三项之和，即总的平飞需用功率P 平需随平飞速度的变化而变化。
它是一条马鞍形的曲线：小速度平飞时，废阻功率很小，但这时诱导功率很大，所以总的乎飞
需用功率仍然很大。但比悬停时要小些。在一定速度范围内，随着平飞速度的增加，由于诱
导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，因此总的平飞需用功率随乎飞速度的增加呈下降
趋势，但这种下降趋势随V 的增加逐渐减缓。速度继续增加则由于废阻功率随平飞速度增
加急剧增加。平飞需用功率随V 的增加在达到平飞需用功率的最低点后增加；总的平飞需
用功率随V 的变化则呈上升趋势，而且变得愈来愈明显。
直升机的后飞
相对气流不对称，引起挥舞及桨叶迎角的变化
直升机的侧飞
侧飞是直升机特有的又一种飞行状态，它与悬停、小速度垂直飞行及后飞一起是实施
某些特殊作业不可缺少的飞行性能。一般侧飞是在悬停基础上实施的飞行状态。其特点是要
多注意侧向力的变化和平衡。由于直升机机体的侧向投影面积很大，机体在侧飞时其空气
动力阻力特别大，因此直升机侧飞速度通常很小。由于单旋翼带尾桨直升机的侧向受力是
不对称的，因此左侧飞和右侧飞受力各不相同。向后行桨叶一侧侧飞，旋翼拉力向后行桨叶
一例的水平分量大于向前行桨叶一侧的尾桨推力，直升机向后方向运动，会产生与水平分量
反向的空气动力阻力Z。当侧力平衡时，水平分量等于尾桨推力与空气动力阻力之和，能保
持等速向后行桨叶一侧侧飞。向前行桨叶一例侧飞时，旋翼拉力的水平分量小于尾桨推力，
在剩余尾桨推力作用下，直升机向民桨推力方向一例运动，空气动力阻力与尾桨推力反向，
当侧力平衡时，保持等速向前行桨叶一侧飞行。
自转
自转正常飞行状态下，旋翼拉力最终来源于发动机动力，当发动机故障或人为地与
旋翼系统脱开后，必须有其它的驱动力来保持旋翼转速。要做到这一点，必须将总
距杆放到底，使直升机下降，让相对气流推动旋翼提供驱动力。这种情况下，我们
称直升机的状态为自转。
尽管大多数自转在有前飞速度时进行，考虑直升机在静止空气中垂直自转的情
况更有利于解释为什么旋翼能继续旋转。在这种情况下，只要计算一片桨叶上的各
种力，那么这种计算对其它各片桨叶也是有效的，不必考虑其在360°旋转面上的
方位。下图给出的是各种角度与气流。
可以看出，来流角由旋翼旋转速度和下降产生的相对气流决定。
自转力与旋翼拉力
如果我们将一片桨叶分为A、B、C 三段，每一段相对气流的方向由桨叶转速和
直升机下降率决定。每一段的下降率有一个平均值，但旋转速度从桨尖到桨根逐渐
减小，因此来流角从桨尖到桨根是逐渐增加的。由于安装角从桨尖到桨根也是逐渐
增加的，且桨叶迎角等于安装角加来流角，所以桨叶最大迎角在桨叶根部。
如果桨叶每一部分的迎角已知，通过查阅翼型数据表可确定总的作用力（合力）、
旋翼拉力矢量及阻力。
在A 段，情况与有动力飞行相同，合力在旋转平面上的分力与旋转方向相反，
其作用是减慢旋翼转速；
在B 段，在旋转平面上没有分力，只有拉力（升力）；
在C 段，合力在旋转平面上的分力作用是加速桨叶旋转，这种情况下，它不再
称为旋翼阻力，而被称为自转力。
如果现在我们将一片旋翼桨叶看作一个整体，产生自转力的部分将加速桨叶旋
1
转，产生阻力的部分要减慢桨叶旋转。为了保持一个恒定不变的旋翼转速，自转部
分必须平衡旋翼阻力部分加其它辅助阻力（传动轴、尾桨等）。
正常情况下，将总距完全放到底，下降率适当时，自转的旋翼转速将保持在合
适的范围内。自转时，如果增加总距，桨叶上所有部分的安装角都会增加，导致自
转部分外移。同时，Ｄ区域将失速，产生额外的阻力，使自转区域缩短，转速下降。
从高海拔高度或大重量自转意味着大下降率，来流角会更大，自转区域将沿桨
叶扩展，转速会更高。
前飞自转
前飞时自转力产生的原理与静止空气中垂直自转是相同的。前飞时，经过桨盘
的来流角改变，由于后行桨叶迎角更大一些，对整个桨盘来说，自转部分将沿桨叶
后行方向移动。
在静止空气中悬停时，如果发动机停车，飞行员将总距完全放到底，直升机将
加速下降，直至达到这样一个状态：迎角足够产生一个总的作用力来提供自转力保
持旋翼转速，及产生拉力平衡重量。当这个状态达到后，直升机将停止加速下降而
保持稳定的下降率。当某些外部因素导致迎角增加时，下降率将自动减小。
与静止空气中的垂直自转相比，前飞时下降率梯度起初减小，超过某一速度后，
下降率梯度又开始增加。前飞时下降率梯度的这种变化原因是相对气流方向的改变。
2
自转时，下降所释放的势能一部分产生旋翼拉力平衡重量，一部分平衡废阻及
产生自转力保持旋翼转速。
考虑以上因素与前飞速的关系，可以得到一个类似于需用功率曲线的图。自转
最长航时对应下降率最小，速度点对应下降率曲线的最低点。使用最大（速度／下
降率）飞行可达到最大航程，从原点向下降率曲线曲线作切线，切点速度即是最远
航程速度。
当直升机飞行中停车自转时，自转下降过程中，势能转化成动能释放出来。
自转时拉平效应与有动力飞行相同，由于来流角增加自转区域向桨尖移动，旋
翼转速将增加，只要拉平效应持续，增加的旋翼转速将减小下降率。
当接近地面时，使用总距增加旋翼拉力，旋翼系统中储存的动能被释放，直升
机可以较轻地着陆，但旋翼动能一旦释放转速将迅速下降。
自转拉平
3
自转中转弯
为了调整位置到选定的着陆点，有时需要进行转弯。自转时转弯有以下结果：
􀁺下降率增加；
􀁺由于旋翼载荷增加导致旋翼转速增加，驾驶员感到过载；
􀁺航程缩短。
转弯时必须提高总距以控制转速，当改出转弯时，要放下总距以防止转速下降。
4
在35－50ft 进入拉平
自转状态：60Kt
后拉杆
开始拉平
拉平过程中，转速将
增加，可用总距控制
拉平效应消失后，前推
杆将直升机放平
结束拉平
使直升机向地面下沉
离地10ft，接近0 速度
悬停姿态
提距进行缓冲着
陆，前推杆防止旋
翼打尾梁
注意：着陆时必须前推杆，任何后拉杆的动作将
导致防止旋翼打尾梁
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