直升机起飞时需要作些什么动作
上面已经提到，直升机飞起来需要旋翼的旋转。我们知道，当旋翼旋转的时候，同时将对机身产生一个反方向旋转的反扭矩。为平衡该反扭矩，故设置一个尾梁和一个尾桨，产生一个扭矩去平衡旋翼的反扭矩。航空组织（如美国联邦航空条例第29部）将直升机飞行规范分为两类：一类称之为A类飞行，一类称之为B类飞行。
直升机巡飞黄浦江_黄浦江直升机国旗
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制造原理
所谓A类飞行，是直升机在起飞或着陆过程中，即使发生单发停车，也能确保安全而采取的一种飞行规范。此类飞行与飞行安全紧密相关，是多发直升机的共同性问题。
而B类飞行是把直升机在起飞或着陆过程中的飞行安全，建立在发动机不发生故障前提下的一种传统的、常规的飞行规范。一般《直升机“训练与考核大纲”》中设置的课目、练习，以及各型直升机《飞行驾驶守则》中规范的各种飞行都属于B类飞行。
只介绍较为常见直升机“A类”起飞动作作细节及起飞程序。
“A类”飞行的标准及物理含义
实施A类飞行的先决条件是多发直升机设计性能符合适航条例规定的A类飞行标准。A类标准的基本内容是要求直升机在前飞中，一发停车后至少能保持100英尺/分（0.5米/秒）的上升率，具有“保持向上”(stay up）的能力，并能够继续飞行，且在其航线下方可以没有迫降场地。所以具有“A类”飞行能力的直升机选择航线时可以不考虑迫降场问题。另外，A类直升机可以在城市的高楼或特殊场地起飞和着陆。只有多发直升机才有可能符合这一标准，所有单发直升机都只能执行B类标准。
如图1所示，直升机在一定高度完成有地效悬停后，转入小角度上升，尽快增速到起飞安全速度以上飞行。当速度大于起飞安全速度后，旋翼效率提高，所需功率减小，一旦单发停车，直升机仍可以维持大于100英尺/分（30米/分）的上升率继续飞行。
起飞程序（只介绍较为常见的开阔场地起飞程序）
检查起飞重量和场地情况，确认起飞临界决断速度(V1）、飞行重量与场地和风的情况相符合；
有地效悬停（H＝1.83m）基础上增速并使用双发起飞功率加速到V1，此过程中，保持高度大致不变；
以VTOSS开始转上升，增速到经济速度（V经）；
选择连续功率；
保持Vy上升到预定高度。
②单发应急处置程序：
若单发停车发生在起飞临界决断速度（V1）之前，则中止起飞：
·带杆（上仰角15°）减速，下放总距杆（以保持高度大致不变）；
·当直升机开始下降时，逐渐提总距杆；
·旋翼转速低速告警发出音响，即停止提总距杆、减小上仰角；
·接近地面摆好着陆姿态，为减小下降率，必要时可继续提总距杆；
·接地后控制方向、姿态，使用机轮刹车止滑。
·减小总距，控制nr≮325r/min,Q≯61%；
·上升高度到61m；
·调整到Vy单发上升状态；
这个问题可大可小，我先说小的，旋翼有初始安装角，在达到额定转速时，通过提升总矩杆，增加旋翼的迎角，增加旋翼的升力，从而使直升机起飞，同时尾桨提供反扭矩，保持直升机的平衡。
说大点，由于直升机旋翼的空气动力模型比较复杂，因此，可用多种空气动力模型解释升力的产生，比如：滑流理论，涡流理论等等，要全面详细掌握直升机的起飞原理，还是比较困难的。
通常，直升机在垂直离地2~3米后稍作悬停，则转入斜爬升前飞。在有风情况下，直升机是迎风起飞，这是因为，根据相对运动原理，相当于直升机以风速飞行。如上述，直升机需用功率随前飞速度的增加而快速减小，迎风起飞，发动机剩余功率更多些，爬升速度更大些，起飞更安全。
此外，迎风起飞直升机的稳定性要好一些。
由于直升机常常要在其它运输工具不能去的地方执行任务，其起飞环境可能相当复杂，所以，应视起飞场地面积大小和场地周围有无障碍物、大气条件、起飞场地高度和飞行重量的不同，一句话，应视剩余功率的多少，而采用不同的起飞方法。
客机起飞前需要滑行，直升机为什么不用？3D演示飞行原理
为什么直升机很难飞上高原？
·改平飞后，旋翼配平置前位。为什么直升机很难飞上高原？曾被印度嘲笑多年，直到它的问世
这是因为在直升飞机上并不是一个密闭的空间，人们还是需要进行呼吸的。
之所以会出现这种情况，是来源于他的具体①双发正常起飞程序：表现方面。
这个是因为直升机的设计本身是为了在平原上空飞行的。
直升飞机能飞多高
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。1. 直升飞机的高度限制
水平侧向：T尾=T3直升飞机是一种在垂直方向上起降的飞行器，航程和飞行高度有一定的限制。一般来说，直升飞机的飞行高度可以达到15000英尺到30000英尺，相对于固定翼飞机而言稍微有些低。
2. 直升飞机高度受哪些因素影响
直升飞机的飞行高度受多种因素的影响，包括气象、功率、载荷、高温等。在高温环境下，空气的密度会降低，从而影响直升机的升力和飞行高度；同时，载荷的增加也会使得直升机的飞行高度降低。
3. 直升飞机与固定翼飞机的高度对比
相对于固定翼飞机而言，直升飞机的飞行高度略显有限。固定翼飞机的飞行高度可以达到40000英尺以上，甚至还有高达60000英尺的高空飞行器，如U2侦察机和SR-71黑鸟侦察机等。
4. 直升飞机的高空飞行应用场景
虽然直升飞机的飞行高度有所限制，但仍有一些场景下需要直升机进行高空飞行。比如，在高山区域进行救援任务时，由于气压较低，直升机需要以功率飞行才能达到目的地。还有，一些直升机也可以通过改装增加飞行高度，以适应高海拔地区的任务需要。
5. 直升飞机在军事上的应用
直升飞机在军事上有着广泛的应用，如运输、侦察、攻击等。在侦察方面，直升机可以通过低空飞行和夜间飞行等手段，进行隐蔽性较高的情报收集；在攻击方面，直升机通常会低空飞行，并携带武器进行直接打击。
6. 直升机对飞行高度的保障措施
为了提高直升机的飞行高度，飞行员需要采取一系列的保障措施。首先，要进行必要的气象预报和监测，确保航线通畅；其次，应定时检查机身设备，保障机体处于状态；，应合理控制机载负荷，以确保直升机在高度上的稳定性。
7. 直升机的高空飞行安全问题
相对于低空飞行，直升机在高空飞行时存在更多的安全隐患。比如在高山区域飞行时，机体容易受到气象条件的影响，从而导致失速、灰尘涂污等问题。此外，在对地、对水面的侦察或攻击时，也容易受到目标反制等威胁。
8. 直升机的未来发展方向
在技术不断进步的背景下，直升机在未来的发展方向上也会发生一些变化。比如，随着航材技术和导航技术的发展，直升机的飞行高度和航程将得到大幅提升；此外，电动直升机技术也将逐渐成熟，为直升机的降噪和环境保护做出更大的贡献。
直升机怎么向前飞
·松杆减小俯角，保持VTOSS；问题一：直升机为什么能往前飞 直升机的旋厂向前倾斜,产生一个向前上方的力.一个分力是向上的,平衡重力,另一个分力是向前的,就提供了向前飞行的动力.
问题二：直升机是怎么向前飞行的? 延直升机旋翼叶片的切向做剖面，可得到一个形状，我们称之为桨型。该形状与机翼翼型（定义与桨型定义类似）相似，均具有较好的气动力特征，即在与空气的相对运动中，能够产生向上的气动升力。与固定翼飞机不同的是，固定翼飞机是通过机翼与气流的直线（这说法不确切，但宏观上说，问题不大，可以这么理解）运动产生上述气动升力。而直升机是通过使旋翼做圆周运动，产生上述气动升力。该气动升力通过旋翼的传载将直升机拉起（飞起来）。
，直升机的旋翼，剖面应该是一个桨型（即翼型），通常是上凸下平（或凹）。这个有现成的桨型手册或桨型数据库的。而平面形状来说，是一个长宽比很大的矩形，在桨尖处，为避免激波的产生，有后掠角或弯曲。
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。
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。设：
空气是理想流体，没有粘性，也不可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。压缩；
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......>>
问题三：直升飞机怎么向前飞 直升机的头上有个大螺旋桨，尾部也有一个小螺旋桨，小螺旋桨为了抵消大螺旋桨产生的反作用力。直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，旋翼还能驱动直升机倾斜来改变方向。螺旋桨转速影响直升机的升力，直升机因此实现了垂直起飞及降落。
旋翼驱动直升机倾斜来改变方向,使直升飞机机头下垂,机尾上升,使直升飞机升力变成前进力。
问题四：侠盗猎车手4罪恶都市里的直升机该怎么作才能向前飞？ 罪恶都市直升机作
W：上升
S：下降
A：向左偏
小键盘9：向前俯
小键盘6：向后仰
小键盘4：向左转
小键盘5：向右转
如果飞机有武器的话：按空格发射
小键盘0俯：发
问题五：直升机飞行的原理是什么呢？电影里看到的直升机可以向前飞，可是我仔细的想了一下想不明白，它上面的那个 说明你的观察不够仔细，直升飞机的旋翼是可以调整角度的，只不过范围很小，不像鱼鹰这么大，当直升飞机升空后，驾驶员就会调整旋翼角度向前有点，这样直升飞机就在受到垂直升力的同时受到一个向前的拉力，这个时候飞机就向前飞了！再加上现在的直升飞机采用的都是涡轮轴发动机，也会提供一些向前的推力！
问题六：直升飞机向前飞的动力来自哪里? 直升机向前飞的动力来自于它的旋翼，旋翼水平的时候向下的力将直升机从地面拔起，然后旋翼向前倾斜一定的角度．它就向前飞了．
希望采纳
问题七：遥控直升飞机怎样向前飞？ 你好：遥控器有两边，一边是油门，一边是方向，想要飞机往前飞，可以把右边的摇杆按键往上推，飞机自然就往前面飞了，如果你的飞机是两通道的，就不具备往前飞了，因为它是自动往前飞的
问题八：直升机向前飞的原理是什么? 简单的说,直升机是利用升力向前的分力向前飞的。你可以把旋转的旋翼想想成一个产生升力的大圆盘,这个大圆盘是可以倾斜的,前倾时就产生向前的分力。可以看看俺的这个视频:
问题九：直升机用旋翼向前飞原理 是通过“倾斜盘”。“倾斜盘”的机构可以改变直升飞机的旋翼的桨叶角，从而实现旋翼周期变距，以此改变旋翼旋转平面不同位置的升力来实现改变直升机的飞行姿态，再以升力方向变化改变飞行方向。同时，直升机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整旋翼的总距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。
P.S.:控制旋翼倾斜的装置叫做自动倾斜器，其核心部件是倾斜盘，倾斜盘由上下两个部分组成，上盘随旋翼旋转，我们称为旋转盘，下盘不随旋翼转动，称为不旋转盘，上盘通过轴承坐在下盘上，这样上盘相对下盘除了能够旋转，就跟下盘固定在一块了，下盘就可以带着上盘上下运动和倾斜运动。下盘是受直升机纵系统控制的。
上盘连接着每一片桨叶，其倾斜时，每片桨叶由于倾斜盘倾斜的作用，在旋激过程中，桨叶安装角发生变化，简单来说，在倾斜盘低的地方，安装角小，桨叶向下挥舞，在倾斜盘高的地方，安装角大，桨叶向上挥舞，这样旋翼锥体就相应的倾斜了，即周期变距。而实际上不只这么简单，要考虑纵提前角、攻角等等。
直升飞机多少米可以不用申请
直升机的若单发停车发生在起飞临界决断速度（V1）之后，则继续起飞；后飞国内的规定,任何飞行都要通过空管委的批准,民航的一些飞行可以委托当地民航主管部门代为批准.所以私人直升机在500米以下飞行照样需要通过的批准.同时,根据高度层配备的规定,山区600米,平原300米,所以500米以下本来飞行的可能性就不大
直升飞机靠什么飞行?
直升机主要由机体和升力（含旋翼和尾桨）、动力、传动四大系统以及机载飞行设备等组成。旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴及减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。的竹蜻蜓和意大利人的直升机草图，为现代直升机的发明提供了启示，指出了正确的思维方向，它们被公认是直升机发展史的起点。
大概一年前，公布将生产制造飞行速度约350千米的快速武装直升机。因此 那么问题来了，直升机到底能飞多快？米里设计局(之前详细介绍过)已经开发设计一种新式的快速武装直升机，方案在2025年前资金投入生产制造，飞行速度可以达到350千米上下。若取得成功，这将是现阶段飞出速度更快的好用武装直升机。在此之前，米-24LL快速实验直升机早已飞出405千米，它是直升机一切正常合理布局的新世界记录，一定要注意一切正常合理布局。(先前的纪录是八十年代，美国的山猫直升机早已飞出400千米。一般直升机，飞出速度为200到300千米。现代直升机尽管比竹蜻蜓复杂千万倍，但其飞行原理却与竹蜻蜓有相似之处。现代直升机的旋翼就好像竹蜻蜓的叶片，旋翼轴就像竹蜻蜓的那根细竹棍儿，带动旋翼的发动机就好像我们用力搓竹棍儿的双手。
竹蜻蜓的叶片前面圆钝，后面尖锐，上表面比较圆拱，下表面比较平直。当气流经过圆拱的上表面时，其流速快而压力小；当气流经过平直的下表面时，其流速慢而压力大。于是上下表面之间形成了一个压力，便产生了向上的升力。
当升力大于它本身的重量时，竹蜻蜓就会腾空而起。直升机旋翼产生升力的道理与竹蜻蜓是相同的。竹蜻蜓还有一个特性就是当它插在竹筒中被侧风吹动旋转时， 它也能上升。
的竹蜻蜓和意大利人的直升机草图，为现代直升机的发明提供了启示，指出了正确的思维方向，它们被公认是直升机发展史的起点。
现代直升机尽管比竹蜻蜓复杂千万倍，但其飞行原理却与竹蜻蜓有相似之处。现代直升机的旋翼就好像竹蜻蜓的叶片，旋翼轴就像竹蜻蜓的那根细竹棍儿，带动旋翼的发动机就好像我们用力搓竹棍儿的双手。
竹蜻蜓的叶片前面圆钝，后面尖锐，上表面比较圆拱，下表面比较平直。当气流经过圆拱的上表面时，其流速快而压力小；当气流经过平直的下表面时，其流速慢而压力大。于是上下表面之间形成了一个压力，便产生了向上的升力。
当升力大于它本身的重量时，竹蜻蜓就会腾空而起。直升机旋翼产生升力的道理与竹蜻蜓是相同的。竹蜻蜓还有一个特性就是当它插在竹筒中被侧风吹动旋转时， 它也能上升。
直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。
[ 转自铁血社区 ]
通过称为“倾斜盘”的机构可以调整直升飞机的旋翼的螺距，从而在旋转面上可以产生不同象限上的升力，以此升力来实现改变直升飞机的飞行方向，同时，直升飞机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升飞机的上升和下降是通过调整螺旋桨的总螺距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。
螺距：指螺旋桨在自己本身根轴上的偏转角度，转速固定的情况下，通过调整螺距可以更有效的纵螺旋桨的升力或推进力，甚至得到反推力或者反升力。
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指向飞行速度V方向；Y轴垂直于X轴向上为正，Z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。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。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。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，所以总的平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。
直升机的侧飞
[ 转自铁血社区 ]
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。
直升飞机的飞行速度有多快？
飞行原理：直升机的头上有个大螺旋桨，尾部也有一个小螺旋桨，小螺旋桨为了抵消大螺旋桨产生的反作用力。直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，旋翼还能驱动直升机倾斜来改变方向。螺旋桨转速影响直升机的升力，直升机因此实现了垂直起飞及降落。直升机的飞行速度主要是因为直升机的2个关键航行短板——高宽比和速率。航行不高是由于飞机飞行高度越高，空气的密度越小，直升机的驱动力损害越大。它是大家人为因素没法更改的真理的客观性。殊不知，在追求完美让直升飞机能飞迅速的全过程中，从二十世纪八十年代逐渐，世界各国一直在勤奋(这些年的勤奋依然没有大的发展趋势，这说明这件事情有多么难。
起飞过程中，当直升机高出10.7米高度的某点后，无论是正常上升还是单发上升，都可以安全增速到起飞安全速度。图中“CDP”点称为“起飞临界决断点”(CDP）。高度在CDP以下，单发停车，必须中断起飞，立即着陆：而超过CDP以后则可以继续起飞。CDP的位置是随飞行条件的变化而变化的。在追求完美直升机速度提升层面，大家从没终止过。关键有两个方位，一是立即结构类型做大的更改，例如英国的V-22鱼鹰侧旋翼飞机直升飞机，飞行速度做到509千米。它有很多优势，例如速度更快，油耗低，载货量大，但缺陷是不足平稳；第二，在一切正常合理布局的基本上作出更改，应用新的气动式样子、更坚毅、更加轻的高分子材料，提高发动机排量，试着不一样的旋翼飞机组成。在直升飞机设计方案层面，一直是领域的先行者。是的是以开发设计共轴双旋翼飞机直升飞机而出名的卡莫夫设计局。可是应用新式快速的方式 都还没公布。
实际上，从战机的发展趋势看来，快速、隐藏、智能化和模块化设计是新式应当提升的短板，也是进到或第五代的特性。依照新的规范，如一台的飞出速度能提升 一倍之上，做到每钟头6700千米，它将直接进入第五代的队伍。先前，我国早已展现了二种快速直升机模型，一种是长须鲸倾转多旋翼飞机直升飞机，类似V-22鱼鹰，起降净重是其三倍，飞行速度是538千米；另一种是高速直升机认证机绝影，依据剖析，飞行速度还可以超出500公里。所以直升机的飞行速度会随着科技水平的进步得到更大的提升。
是每一小时200公里左右。还有一些做的比较好的飞机，是可以达到三四百公里的。
直升飞机的飞行速度很快，每小时飞行速度达到了公里以上。
直升飞机的速度是非常快的，直升飞机也是非常稳的，虽然非常快，但是坐起来还是非常安全。
直升飞机的飞行速度特别快，飞机的体积特别大，它的耗油量也是特别多。
为什么直升机无法在高原地区飞行？
因为高原的海拔比较低，而直升机的升限比较高，无法满足，而且高原地区的环境复杂，天气变化莫测，会经常出现大风是因为高原地区地形比较复杂，环境比较恶劣，总体来说不适合直升机的飞行；是因为高原的地势复杂会造成发动机的功率大幅度下降。，所以是很影响直升机行驶的。
因为高原地区的风是非常大的，而且那里的空气也是比较稀薄的，气压也是比较低的，是可能导致飞行员的身体受到影响。
高原地区的氧气是非常少的，而且高原地区飞行的话也是非常危险的，会有很多突发的情况。
因为高原地区空气比较稀薄，直升D：向右偏机功率会下降，根本不利于飞行。
直升机飞行问题
开直升飞机注意事项：延直升机旋翼叶片的切向做剖面，可得到一个形状，我们称之为桨型。该形状与机翼翼型（定义与桨型定义类似）相似，均具有较好的气动力特征，即在与空气的相对运动中，能够产生向上的气动升力。与固定翼飞机不同的是，固定翼飞机是通过机翼与气流的直线（这说法不确切，但宏观上说，问题不大，可以这么理解）运动产生上述气动升力。而直升机是通过使旋翼做圆周运动，产生上述气动升力。该气动升力通过旋翼的传载将直升机拉起（飞起来）。
，直升机的旋翼，剖面应该是一个桨型（即翼型），通常是上凸下平（或凹）。这个有现成的桨型手册或桨型数据库的。而平面形状来说，是一个长宽比很大的矩形，在桨尖处，为避免激波的产生，有后掠角或弯曲。
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。
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。设：
空气是理想流体，没有粘性，也不可压缩；
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，3度一5度。
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％。
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。
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。
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。
升机前飞状态的涡柱
二、直升机的纵特点
直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中供纵的专用活动舵面。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纵，而双旋翼直升机靠两副旋翼来 纵。由此可见，旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。
为了说明直升机纵特点，先介绍直升机驾驶舱内的纵机构。直升机驾驶员座舱纵机构及配置 直升机驾驶员座舱主要的纵机构是：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。
驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过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。
油门总距杆通常位于驾驶员座椅的左方，由驾驶员左手纵，此杆可同时 纵旋翼总距和发动机油门，实现总距和油门联合纵。
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。
调整片纵(又称配平纵)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 数直升机纵系统中都安装有液压助力器。纵液压助力器可进行不可逆式纵，即除了纵系统的摩擦之外，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纵开关或电动纵按钮控制的。
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；套环带有横向纵拉杆和纵向纵拉杆；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。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，挥舞惯性力和离心力J离心力。
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， 其旋转转动。由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。
尾桨纵没有自动倾斜器，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，以防止滑动纵杆转动。 三爪传动臂随同尾桨叶传动，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。
直升机纵图解
三、直升机的反扭矩
旋翼的布局形式
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。
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， 见图2．1—20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)，对尾桨总距纵是通过脚蹬纵系统来实现的。
（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。
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 纵，喷气口面积由排气罩的转动控制，受驾驶员脚蹬纵。
（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，在外的桨叶尖端易发生伤人或撞击地面障碍物的；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，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。
四、悬停
悬停是直升机在一定高度上保持航向和对位置不变的状态。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
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
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， 机体阻力与飞行发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。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。
五、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
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 废阻功率P废就可以近似认为与平飞速 度的三次方成正比，如图中的点划线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。
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
制造的直升机能不能上青藏高原
旋翼拉力产生悬停时，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的涡流理论国产的Z8F在换了发动机之后上去过
Z8F换装了加拿大出产的PT6发动机，改善了原先的性能
具有在高原3000米高度起飞的能力，在2013年代的时候就在高原试飞过，效果不错
除了进口美国的黑鹰，只剩下才刚刚试飞的直20