2003_虎尾技術學院 _直昇機業界技術研討 2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 1.直昇機原理&直昇機概要.

2003_虎尾技術學院 _直昇機業界技術研討 2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 1.直昇機原理&直昇機概要

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 緯華航太很有榮幸為您介紹 2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY
&直昇機製造 _直昇機原理&直昇機概要許江林 Jonney Shu Tel-com.: TEL: ext 55 FAX: 許江林 Jonney Shu 工程處緯華航太工業股份有限公司 Light's American Sportscopter Inc. 台中市北區404健行路656號

【ANTI-TORQUE SYSTEM反扭力系統】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第28頁) 當直昇機的主旋翼以逆時針方向旋轉時，順時針方向產生一股扭力。為維持機身平直，需要尾旋翼產生一股推力，以抵消扭力。通常十分之一的引擎馬力必需保留給反扭力系統。

【ANTI-TORQUE SYSTEM 反扭力系統】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第28頁)

【TAlL ROTOR SYSTEM 尾旋翼系統】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第29頁) 藉由改變尾旋翼仰角，可以改變尾旋翼產生推力的大小。尾旋翼仰角的改變，由飛行員用腳踏板控制。由於這樣的控制，直昇機的機身可以隨時左右轉，或著是在空中滯飛時，做360度的迴轉。

【TAlL ROTOR SYSTEM 尾旋翼系統】

NEWTON 牛頓第三定律【 NEWTON 牛頓第三定律】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第25頁) NEWTON 牛頓第三定律『FOR EVERY ACTING FORCE THERE IS AN EQUAL AND OPPOSITE REACTING FORCE 每一種施力都有一種相等而方向相反的反力。』

【 NEWTON 牛頓第三定律】牛頓第三定律說：『For every acting force there
(參考: 緯華直昇機教育手冊第25頁) 牛頓第三定律說：『For every acting force there is an equal and opposite reacting force 每一種施力都有一種相等而方向相反的反力。』

【BEILNOULL 柏努利原理】【 BEILNOULL柏努利原理】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第26頁) 【 BEILNOULL柏努利原理】 THE HIGHER SPEED OF A FLOWING LIQUID OR GAS, THE LOWER THE PRESSURE . 液體或氣體的流動越快，壓力越低。

【BEILNOULL柏努利原理】 ATMOSPHERIC PRESSURE CAUSES AIRFOiL TO RISE
(參考: 緯華直昇機教育手冊第26頁) ATMOSPHERIC PRESSURE CAUSES AIRFOiL TO RISE

【BEILNOULL柏努利原理】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第26頁) 柏努利原理說:『 The higher speed of a flowing liquid or gas, the lower the pressure .液體或氣體的流動越快，壓力越低。』這個原理可以應用於任何空氣翼面結構，甚至如下所示風管結構: 空氣翼面上的空氣粒子必需以更快的速度；才能同時與空氣翼面下的空氣粒子平衡(從A點到達B點)

【BEILNOULL柏努利原理】當風進入風管時，速度與壓力均等。
(參考: 緯華直昇機教育手冊第26頁) 當風進入風管時，速度與壓力均等。當遇到風管直徑縮小時，風速增加壓力降低，回到原來風管直徑時，速度與壓力亦復原，這就是柏努利原理的應用。

直昇機為維持空中滯飛，必需產生足夠的推力和浮力，以均衡直昇機本身的重量和旋翼旋轉產生的阻力。
【 HOVERING空中滯飛】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第27頁) 直昇機為維持空中滯飛，必需產生足夠的推力和浮力，以均衡直昇機本身的重量和旋翼旋轉產生的阻力。

【 HOVERING空中滯飛】直昇機為維持空中滯飛，必需產生足夠的推力和浮力，以均衡直昇機本身的重量和旋翼旋轉產生的阻力。
(參考: 緯華直昇機教育手冊第27頁) 直昇機為維持空中滯飛，必需產生足夠的推力和浮力，以均衡直昇機本身的重量和旋翼旋轉產生的阻力。

直昇機原理&直昇機概要【AlRFOIL 空氣翼面】

【AlRFOIL 空氣翼面】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第22頁) 空氣翼面主要有兩種型式:【Symmetrical對稱式】和【Asymmetrical非對稱式】。早期的直昇機旋翼基於「Center of Pressure壓力中心點」理論大都採用對稱式旋翼。近年來的直昇機旋翼，由於新材料及新生產方法的發明，都採用非對稱式旋翼。非對稱式旋翼，效率較高，尤其是在高速飛行方面的應用。

【AlRFOIL 空氣翼面】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第22頁) (參考: 緯華直昇機教育手冊第22頁)

【AlRFOIL 空氣翼面】早期的直昇機旋翼基於「Center of Pressure 壓力中心點」理論大都採用對稱式旋翼。
(參考: 緯華直昇機教育手冊第22頁) 早期的直昇機旋翼基於「Center of Pressure 壓力中心點」理論大都採用對稱式旋翼。

【ANGLE OF ATTACH 攻擊角】攻擊角
(參考: 緯華直昇機教育手冊第23頁) 攻擊角是「Relative Air Flow相對風」與空氣翼面「Chord Line 中心線」之間的角度。它是空氣翼面產生浮力的主要理論根據。

【浮力 vs 攻擊角】空氣翼面浮力的大小可以藉由改變攻擊角加以控制。但隨著攻擊角角度的增加，會開始產生「分界點」。
(參考: 緯華直昇機教育手冊第24頁) 空氣翼面浮力的大小可以藉由改變攻擊角加以控制。但隨著攻擊角角度的增加，會開始產生「分界點」。分界點會由翼後緣上方，開始向上爬升，使空氣翼面逐漸失去浮力，終至失速。

【浮力 vs 攻擊角】【ANGLE OFATTACH 攻擊角增加使空氣翼面失速】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第24頁) 【ANGLE OFATTACH 攻擊角增加使空氣翼面失速】如果攻擊角度增加，「 separation point 分界點」會開始由「翼後上緣」向「翼前上緣」移動。直到「空氣翼面」逐漸失去「浮力」，開始向上爬升，使空氣翼面逐漸失去浮力，終至失速終至「Stall失速」。

【迎風旋翼VS順風旋翼】 [迎風旋翼VS順風旋翼]
(參考: 緯華直昇機教育手冊第34頁) [迎風旋翼VS順風旋翼] 直昇機旋翼尖端的旋轉速度(BLADE TIP SPEED)每小時大約是650公里，如果直昇機以每小時15的公里速度飛行，則迎風(或前進)旋翼邊的相對風速為 =800公里，順風(或後退)旋翼邊的相對風速則只有 =500的公里.此種不同的左右相對速度，使直昇機左右邊產生不同的浮力。

【迎風旋翼VS順風旋翼】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第34頁)

直昇機的飛行理論 (參考: 緯華直昇機教育手冊第 8 頁) 一旦你瞭解了直昇機的神奇功能，你免不了要問「直昇機是如何飛行的? 」直昇機的整體系統看起來相當複雜,可是如果你分項檢討的話，直昇機的飛行概念就很容易瞭解。在回答「直昇機是如何飛行的? 」問題以前，有必要暸解直昇機旋翼的【Airfoil空氣翼面】的觀念。【Airfoil空氣翼面】你記得搭車時將手伸出窗外的時候嗎?當車子在飛馳的時候，如果你將手心朝下，你可能就產生一個【Airfoil空氣翼面】，有兩種你可能在其它科學課程裏學過力量原理，將可適用到你的手上。當你改變手掌角度，使空氣打擊在你的掌心上，你的手感覺到甚麼呢?可能整隻手會向上升起。這個力量就是【NEWTON牛頓】的第三定律原理：『For every acting force there is an equal and opposite reacting force 每一種施力都有一種相等而方向相反的反力。』

直昇機的飛行理論 (參考: 緯華直昇機教育手冊第 8 頁) 當空氣粒子打擊在你的掌心時，這些空氣粒子被逼向下流動，這是一種【Acting Force施力量】，而它所產生的方向相反而力量相等的【Reacting Force反力量】使你的手向上升起，其原理是:空氣被逼向下流，手被逼向上仰。【NEWTON牛頓】+【BERNOULLI柏努利】另外一個使你的手向仰的力量是【BERNOULLI柏努利】原理說:『 The higher speed of a flowing liquid or gas, the lower the pressure .液體或氣體的流動越快，壓力越低。』如果你將你的手掌捲成曲面，你就造成一個【Airfoil空氣翼面】，空氣通過此翼面時將造成【Lift浮力】。其原理是當空氣粒子撞擊在你的手上時，有一些在你的手掌下通過，另有一些被逼改道經由手背上較長的距離通過，也就是你用手掌造成的【Airfoil空氣翼面】。

直昇機的飛行理論 (參考: 緯華直昇機教育手冊第 9 頁) 顯然的在同一時間內，手背上的空氣粒子要經過較長的距離，經過手背上的空氣粒子流動的速度必需較快，根據【BERNOULLI柏努利】原理，你想手背上的壓力比手掌下的壓力高還是低?因為手背上的壓力比手掌下的壓力低，浮力產生而使手上升。因此，我們瞭解【NEWTON 牛頓】和【BERNOULLI 柏努利】原理的相互應用，經由【Airfoil空氣翼面】產生向上浮力，使整隻手向上升起。應用同樣原理可以使飛機和直昇機產生浮力，離地飛上天空。【LlFT浮力 vs GRAVlTY 地心引力 vs THRUST推力 vs DRAG阻力】如果你現在可以想像高速旋轉的直昇機旋翼，如何產生【Lift 浮力】，對抗【Gravity地心引力】，使笨重的直昇機昇上天空;如何產生【Thrust推力】，克制空氣【Drag阻力】，使直昇機可以向前或向上飛行，你就可以開始想像如何控制直昇機使它可以在天上前後左右上下自由移動飛行。

直昇機的飛行理論【PITCH ANGLE旋翼仰角】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第 9 頁) 【PITCH ANGLE旋翼仰角】直昇機主旋翼及尾旋翼的【Pitch Angle旋翼仰角】可以因應【Relative Air Flow相對風】由飛行員自由改變它們的【ANGLE OF ATTACH 攻擊角】。用【旋翼仰角】控制旋翼下的【相對風】的空氣流量與【攻擊角】的相對關係，因而控制【Lift浮力】的大小，就如同你在車窗外的手，藉由改變手掌的仰角，你也可以感覺到空氣浮力的大小。【COLLECTlVE整體仰角 vs CYCLlC週期仰角】藉由改變直昇機的【Collective Pitch整體仰角】，也就是同時改變直昇機所有旋翼的仰角，我們可以控制直昇機的整體浮力，達到我們所要浮起的高度。

直昇機的飛行理論 (參考: 緯華直昇機教育手冊第 9 頁) 【Collective Pitch整體仰角】越大，旋翼產生的浮力越大，可以飛的越高。直昇機的飛行方向的控制則較不易瞭解，但也不難。就像改變【整體仰角】可以控制直昇機的浮力，改變【Cyclic Pitch週期仰角】可以控制直昇機的飛行方向。【週期仰角】藉由一個操控桿連結旋翼傳動軸上的【Swash Plate傳盤結構】，改變傳盤的傾斜方向，而改變直昇機的飛行方向。【傳盤結構】是一個附於傳動軸心的雙層圓盤，該圓盤通常附著於滾動軸承上，上層圓盤以連桿與旋翼連接，下層圓盤以連桿與【週期仰角】控制桿連接由飛行員操控。圓盤以傳動軸心為中心點，圓盤的傾斜經由連桿帶動旋翼的傾斜，而改變飛行的方向。

直昇機的飛行理論 (參考: 緯華直昇機教育手冊第 9 頁) 【週期仰角】的功能同時解決了直昇機旋轉翼的另外一個大問題。當直昇機向前飛行的時候，空氣通過旋轉旋翼左右兩邊的速度不同，迎風向前轉的旋翼【Advancing Blades】速度快，順風向後轉的旋翼【Retreating Blades】速度慢。這個現象如果沒有【週期仰角】控制的作用，向前及向後轉的旋翼將會產生不同的浮力，為抵消此種不同的浮力現象，迎風向前轉的旋翼仰角必需增加，順風向後轉的旋翼仰角必需減小。直昇機設計工程師必需詳細計算這種迎風旋翼和順風旋翼的仰角差異，以使兩者產生相同的浮力，消弭直昇機的震動。如果你現在瞭解了直昇機如何上升，飛行員如何控制飛行的方向，你或許會問下一個問題:「是甚麼使直昇機機身【Fuselage】。免於牛頓第三定律，可以抵消主旋翼轉動時產生的扭力[Torque]，以相等的力量相反的方向轉動? 」

直昇機的飛行理論【TAILBOOM尾旋翼筒】與【TAILROTOR尾旋翼】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第 10 頁) 【TAILBOOM尾旋翼筒】與【TAILROTOR尾旋翼】回答這個問題以前，請你先想像一下你看過所有的單主旋翼直昇機的外觀。這些單主旋翼直昇機都有一個大同小異的長筒尾巴，尾巴後端有一個與主旋翼成垂直型的小尾旋翼，這個結構叫尾翼筒【TailBoom】。尾翼筒後端的小尾旋翼產生的推力【Thrust】與主旋翼旋轉時所產生的扭力相反。這個推力不但可以抵消扭力，飛行員也可以藉由控制推力的大小，使直昇機在空中滯飛【Hovering】時，可以在原地左右轉，或做360度的原地轉彎。【GEARBOX變速齒輪箱】大型直昇機要傳達渦輪引擎數千匹的巨大馬力，必需使用巨型的【Geex Box變速齒輪箱】。變速齒輪箱的主要功能就是將引擎的六萬RPM以上高轉速，轉為主旋翼及尾旋翼需要的六百及六千RPM以下低轉速。齒輪箱通常與各種不同的【Clutches】離合器相結合，作為引擎與傳動軸之間離合之用。直昇機傳動齒輪箱設計的首要訴求是:輕，堅固，可靠，且免於震動。

直昇機的飛行理論【NOTAR無尾旋翼直昇機】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第 10 頁) 【NOTAR無尾旋翼直昇機】大部分的直昇機都只有一個大主旋翼，一個小尾旋翼。但是也有一些公司嘗試設計並成功生產了不同旋翼結構的直昇機。這些不同旋翼結構的直昇機大都擁有二個大主旋翼，沒有小尾旋翼。其中以美國的波音直昇機【BOEING】公司，卡門【KAMAN】公司，和俄國的卡穆【KAMOV】公司為代表。波音公司生產的直昇機，是一種機身前後各有一個傳動軸,具有雙大主旋翼的大型直昇機。卡門公司生產的是一種左右對稱雙傳動軸，雙大主旋翼的中小型直昇機。卡穆【KAMOV】公司則生產單傳動軸，但上下雙大主旋翼，朝相反方向旋轉的中小型直昇機。這些雙大主旋翼的直昇機雖然都有其載重或吊重大的優點，但是由於它們設計及製造上的複雜性，使得它們的生產數量只是直昇機數量中的少數。最近美國的麥道直昇機【MD】公司研發成功一種沒有尾旋翼結構的【NOTAR】無尾旋翼直昇機，應用噴氣方式產生扭力，取代尾旋翼的結構。

直昇機的飛行理論【AUTOROTAT10N自動盤旋著陸】
(參考: 緯華直昇機教育手冊第 11頁) 【AUTOROTAT10N自動盤旋著陸】直昇機的一個重要特性是在失去動力時有【Autorotation】自動盤旋著陸的功能。當直昇機自動盤旋下降的時候，由於空氣阻力，就好像風吹在荷蘭風車的旋翼上，會讓旋翼轉動，旋翼轉動的時候會產生浮力，浮力可以減慢直昇機下降的速度，所以飛行員可以藉由控制主旋翼轉速的快慢，控制直昇機下降的速度。應用【Collective】整體仰角控制桿，小心控制主旋翼旋轉的安全轉速，在快著陸的一霎那，提升控制桿，使直昇機的下降停止，而安全著陸。這種自動盤旋下降的功能，使直昇機能夠在引擎熄火的時候，安全著陸。

【GAS TURBINE渦輪引擎] vs 【PISTON往復式引擎]
(參考: 緯華直昇機教育手冊第 11頁) 【Gas Turbine】渦輪引擎的發明，使直昇機的發展更進了一大步。空冷式二行程或四行程【Piston】往復式航空引擎雖然輕，也可以產生足夠載人的動力，但是往復式引擎的重量和它所產生的馬力比起來，還是太重，只有輕小的渦輪引擎才能產生足夠的馬力，載運龐大的重量，作高速的飛行。渦輪引擎由「六萬RPM以上、高速轉軸產生馬力，轉軸轉動平穩，產生高扭力時，也不會震動，而且重量數值「磅」，只有它產生馬力數值的一半不到，例如一千馬力的渦輪引擎，重量低於五百磅。渦輪引擎的高轉速效力高，也可靠，它燃燒的煤油，也比汽油便宜。這些特性，使渦輪引擎非常適合中大型直昇機的使用。然而，渦輪引擎的主要缺點是機件相當複雜，價格非常昂貴。

【鐘擺現象】鐘擺現象為避免此種危險的鐘擺現象，初學者必需學習不可反應過度，所有的操縱桿，必需慢慢且小心的操作。
(參考: 緯華直昇機教育手冊第35頁) 鐘擺現象由於直昇機的機身，是懸掛在主旋翼頭系統上的一個定點，因此直昇機身可以自由擺動，初學直昇機飛行者，很容易由於「OVER-CONTROL 」過度控制」，尤其是過度操作「週期控制桿」，造成直昇機的「PENDULARACTION 」鐘擺現象。為避免此種危險的鐘擺現象，初學者必需學習不可反應過度，所有的操縱桿，必需慢慢且小心的操作。

【鐘擺現象】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第35頁)

【AUTOROTATION自動盤旋著陸】

判斷Autorotation 性能是否優異，通常採用懸停有效時間(equivalent hover time)、旋轉指標(Autorotation index)及下降率等，單引擎直昇機之懸停有效時間約落於1-1.5 之間，直昇機(R-22)約為0.9 左右。 Autorotation 性能分析由於發動機停車而失去輸入功率後，直升機具有自轉著陸的能力，這時旋翼的升力還保持而直升機則以穩定速度下降。因直升機的平衡下降速度頗高，甚至在前飛時也是如此，因此自轉下降一般只作應急措施之用。此外，在這種機動飛行的開始與終了這兩個時刻，飛行員採取果斷和正確的動作以建立最佳飛行軌跡是必不可少的。

發動機停車後，由於形阻功率和誘導功率要吸收旋翼動能，所以旋翼轉速要慢下來，直升機開始下降前，旋翼動能是唯一可以使用的功率源。生下降速度時，向上通過槳盤的入流增大，因此槳葉攻角增大。若攻角增大抵消了旋翼速度損失而保持拉力等於直升機總重，則直升機獲得穩定的下降速度。然而，失速是攻角的一個限制，且考慮到機動飛行的終了，必須保持旋翼動能。如果旋翼失速，就不可能生穩定下降，因此，了在自轉中保持攻角於低值及維持旋翼轉速，在發動機停車後，飛行員必須小總距。旋翼的非穩定暫態升力性能高於其靜能升力性能，這就給飛行員一些附加時間以作出反應，但飛行員仍必須在2秒或3 秒之內判斷功率消失並放下總距以防止旋翼轉速降低過多。

【為甚麼直昇機可以在天空上飛？】為甚麼直昇機可以在天空上飛？為甚麼要有一個垂直的尾旋翼？
當你站在風扇前面，你會感到陣陣涼快。如果你把風扇調較得大一些，風力便會更強，甚至風扇也會微微向後彎。你可以想像，直昇機就是一把十分大的風扇，風力大得把自己升起！急速旋轉的機翼就好像風扇的扇葉，扇葉轉動時會把空氣向下壓 (作用力)，根據牛頓第三定律，空氣會反過來為它提供一個向上的反作用力，使直昇機向上升。那麼，垂直的尾旋翼有甚麼作用呢？讓我們先想想沒有尾旋翼的情況。基於角動量守恆的原理，在沒有外力的影響下，直昇機的總角動量為零，如果我們假設機翼以順時針方向轉動，則機身應該會以相反方向，即以逆時針轉動，不停地打轉。所以，沒有尾翼的直昇機是不可能穩定下來的，因為它會一直受到一個逆時針方向的力矩。轉動的尾旋翼就可以為機身提供一個順時針方向的力矩，與機翼產生的力矩亙相抵消，使機身穩定下來。

【為甚麼直昇機可以在天空上飛？】主旋翼以逆時針方向轉動機身會順時針方向時轉動如果沒有尾旋翼，主旋翼和機身便會以相反方向轉動。

【為甚麼直昇機可以在天空上飛？】主旋翼的功用
在提供上升的動力，但如果只有主主旋翼會發生什麼事呢?有一種扭腰健身器是一個置於地上的圓盤，人站在上面，若上半身向右轉，可以發現圓盤會向另一方向轉，把直昇機的上半身當成主漿，那圓盤就如同機身一般，所以如果只有主旋翼或尾旋翼被打壞，那直昇機身就會一直打轉。在未發動引擎前，直昇機靜止沒有轉動，所以全機的角動量(嚴格來說是在重直方向)為零，當直昇機的主旋翼開始順時旋轉，就會產生一個向上的角動量，因直昇機的動力來自機身，屬於"內力"，在也就是(水平方向)沒有受外力的情況下，所以整個飛機的垂直方向的角動量會保持一定(為零)，此即所謂"角動量守恆"，是以機身會逆時轉動，以產生向下的角動量和上述向上的角動量相抵消。

【為甚麼直昇機可以在天空上飛？】尾翼的功能
為了避免機身轉動所以要有尾漿，當其轉動時因機身的重量大部份在前面，重心在前，所以尾翼的轉動產生的氣流反作用力可以產生一個力矩，正足以使機身不轉動，但為何機頭不會因尾翼的轉動而上抬或下拉呢?原因是機頭受重力，而重力是外力，所以沒有"角動量守恆"的情形，又飛機向前時阻力也幫了一些忙(觀察機頭的構造可以更明白)。向前的動力如果主翼是擔提供上升的動力，尾翼是穩定機身和控制方向，那向前的動力從何而來?我想是向前時直昇機是尾部稍抬高，使主翼產生的力不在垂直線上，而有向前的分力。

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY _直昇機的控制方法&控制系統 2.直昇機的控制方法

直昇機的自由度

Z Y 偏航(Yaw) X X 滾轉(Roll) 俯仰(Pitch) Z Y
飛行的穩定性【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】 Z Y 偏航(Yaw) X X 滾轉(Roll) 俯仰(Pitch) Z 定翼機 Y 直昇機(Helicopter)的主旋翼在空中快速旋轉時，相對氣流會給主旋翼一個反作用扭力的力矩。若不設法平衡掉這個扭力，直昇機就會在空中打轉，不能向前直綫飛行，也就無法進行俯仰(Pitch)、滾轉(Roll)、偏航(Yaw)的操縱。

直昇機的自由度

2.5 直昇機的控制方法直昇機(Helicopter)的主旋翼在空中快速旋轉時，相對氣流會給主旋翼一個反作用扭力的力矩。若不設法平衡掉這個扭力，直昇機就會在空中打轉，不能向前直綫飛行，也就無法進行俯仰(Pitch)、滾轉(Roll)、偏航(Yaw)的操縱。為了使直昇機堅固耐用，穩定飛行，安全起降，載運大量貨物乘客，直昇機身必需按照流體動力的原理設計，以求得最佳的性能。當然，機身形狀的整體設計，最後都必需經過【Wind Tunnels】風洞的測驗證實，才能符合科學的原理。機身的設計除了要減低飛行的空氣阻力外，更需要考慮到飛行的穩定性。

軸「AXIS 」係指通過直昇機重心點的三條 X、Y、Z的「經、緯、縱」線。
飛行的穩定性【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第40頁) 軸「AXIS 」係指通過直昇機重心點的三條 X、Y、Z的「經、緯、縱」線。

【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】
飛行的穩定性【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第12頁) 直昇機向前飛行時有【Pitch】俯仰(Pitch) ，【Yaw】偏航(Yaw) ，及【Roll】滾轉(Roll)三種可能的方向變化動作: 【Pitch】俯仰(Pitch)仰角係指直昇機機身與主旋翼傳動軸【Horizontal水平】鐘擺與地心引力關係。為了容易暸解，可以將仰角想成直昇機頭部「Nose-Up和Nose~Down」「鼻仰和鼻下,的動作」。【Yaw】偏航(Yaw) 係指直昇機機身與主旋翼傳動軸的【Vertical垂直】鐘擺與地心引力關係。偏航(Yaw)的力量可以使直昇機在水平飛行時使機頭向左邊或右邊改變角度。【Roll】滾轉(Roll)係指直昇機從機頭到機尾與主旋翼傳動軸的【Horizontal水平】關係，滾轉(Roll)的力量可以將整個機身在飛行時搖到左邊或搖到右邊。

【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】軸「AXIS 」係指通過直昇機重心點的三條
飛行的穩定性【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第40頁) 【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】軸「AXIS 」係指通過直昇機重心點的三條 X、Y、Z的「經、緯、縱」線。「滾轉(Roll)」或稱「 BANKING 」係指直昇機依「經」軸線方向迥轉。「俯仰(Pitch)仰角」是直昇機依「緯」軸線改變角度。「偏航(Yaw) 」指直昇機依垂直「縱」軸線改變方向。「經緯」軸與週期控制有關，「縱」軸由腳踏板反扭力系統控制。

以上這三種【Pitch】俯仰，【Yaw】偏航，及【Roll】滾轉的力量是直接影響直昇機飛行時穩定性的最主要因素。
飛行的穩定性【俯仰(Pitch) 】vs 【偏航(Yaw) 】vs【滾轉(Roll) 】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第13頁) 以上這三種【Pitch】俯仰，【Yaw】偏航，及【Roll】滾轉的力量是直接影響直昇機飛行時穩定性的最主要因素。為了讓直昇機飛行穩定，工程師採用【Symmetry of Design】均衡設計觀念，也就是左右對稱的方法。機身及機尾上的水平安定翼【 Horizontal Stabilizer airfoil 】空氣翼面有時候設計來對抗過多的【Pitch and Roll】俯仰仰角及【Roll】滾轉力量，以及增加飛行時的浮力。機尾上的垂直安定翼【Vertical Stabilizer airfoil】空氣翼面有時候設計來對抗過多【Yaw】偏航力量，增加飛行時的方向穩定性。直接影響直昇機飛行時穩定性的最主要因素

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY _直昇機的控制方法&控制系統 2.5直昇機的控制系統

【直昇機的控制系統】直昇機的整體仰角控制高度週期仰角控制飛行姿態及飛行方向油門控制RPM引擎轉速，腳踏板控制飛行面向.
(參考: 緯華直昇機教育手冊第33頁) 直昇機的整體仰角控制高度週期仰角控制飛行姿態及飛行方向油門控制RPM引擎轉速，腳踏板控制飛行面向.

【直昇機的控制系統】直昇機的整體仰角_控制高度週期仰角_控制飛行姿態及飛行方向油門_控制RPM引擎轉速腳踏板_控制飛行面向
(參考: 緯華直昇機教育手冊第33頁) 直昇機的整體仰角_控制高度週期仰角_控制飛行姿態及飛行方向油門_控制RPM引擎轉速腳踏板_控制飛行面向左手上提控制桿_增加主旋翼整體仰角

【 CYCLIC PlTCH 週期仰角】改變主旋翼的週期仰角，可以改變直昇機的飛行方向.
(參考: 緯華直昇機教育手冊第31頁) 改變主旋翼的週期仰角，可以改變直昇機的飛行方向. ，飛行員用右手握兩腿間的控制搖桿，像玩電動玩具搖桿般，可以前後左右移動，使直昇機向前後左右的方向飛行.該控制搖稈連結一組傳盤結構〝下傳盤可以四面傾斜，上傳盤除了可以四面傾斜，還可以隨主旋翼旋轉.控制搖桿的輸入動作藉此結構傳給主旋翼改變週期仰角.

【 CYCLIC PlTCH 週期仰角】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第31頁) 改變主旋翼的週期仰角，可以改變直昇機的飛行方向

【週期仰角 vs 直昇機飛行方向】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第32頁) 改變週期仰角的傾斜方向，可以改變直昇機的飛行方向。

【週期仰角 vs 直昇機飛行方向】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第32頁) 改變週期仰角的傾斜方向，可以改變直昇機的飛行方向。 Z X

【週期仰角 vs 直昇機飛行方向】 (參考: 緯華直昇機教育手冊第32頁) 改變週期仰角的傾斜方向，可以改變直昇機的飛行方向。 Z Y

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 3. 直昇機介紹

CONTENTS 內容 3. 直昇機介紹 3.1 美國_貝爾204 UH-1N 3.2 美國_UH60 黑鷹
3.3 美國F28輕型多用途直昇機 3.4 英、法合作AH-Mk5 3.5 美國貝爾 AH-1Z 3.6 美國AH-64 阿帕奇 3.7 新加波 EC-120& EC 3.8 美國 Robinson R22 & R44 3.9 美國 RAH-66科曼奇 3.10 K-MAX 3.11 H28-AS355-MH2000 3.12 蘇聯米26&米34&米2 3.13 美國貝爾直昇機公司 3.14 XV-15 貝爾301 3.15 美國 MD900(雙發無尾旋翼直昇機) 3.16 美國 MD500_無尾旋翼直昇機(NOTAR) 3.17 法國SA321 3.18 德國 BKll7 3.19 義大利阿古斯特 A109

美國_貝爾204 UH-1N 3.1 美國_貝爾204 貝爾204是美國貝爾公司研製的軍用中型多用途直昇機。是美國60 ~70年代三軍主力通用多用途運輸直昇機。 1955年開始研製，1956年10月第一架原型機試飛， 1958年首次交付使用。 3.2 美國UH60 黑鷹 S-70是美國賽考斯基公司爲美國陸軍研製的雙發單槳戰鬥突擊運輸直昇機。公司編號S-70，綽號“黑鷹”(B1ackHawk)，是UH-1的後繼機。是美國陸軍和海軍今後20~30年運輸直昇機的主力。1972年開始研製，1974年10月原型機YUH-60A首次試飛，1977年8月開始生産，1979年4月開始交付使用。

美國 UH60 黑鷹 S-70的主要型別有： UH-60A“黑鷹”，美國陸軍突擊運輸型； UH-60B， UH-60A的改型；
EH-60A，電子對抗型； EH-60B，遠距目標截獲系統(SOTAS)型； EH-60C，電子對抗型，1987年7月開始交付，共生産66架； HH-60A“夜鷹”，空軍戰鬥救援型，1989年3月開始交付； MH-60A;MH-60G，空軍戰鬥救援型，用於取代 HH-60A“夜鷹”； MH-60K，特種作戰型，1990年6月首次飛行，預計首批購買23架； VH-60A，首腦和行政專機型，1988年11月開始交付； SH-60F“大洋鷹”，美國海軍艦載型，至1990年5月已交付16架3S-70A， UH-60A的戰術通用型，是爲國外生産的；

F28是美國思斯特龍直昇機公司研製的三座輕型多用途直昇機
美國F28輕型多用途直昇機 // AH-Mk5 3.3 美國F28輕型多用途直昇機 F28是美國思斯特龍直昇機公司研製的三座輕型多用途直昇機 F28是美國思斯特龍直昇機公司研製的三座輕型多用途直昇機。1962年5月12日第一架F28首次飛行。同年11月13日在一次意外事故中墜毀。第二架於1963年初製成，同年11月4日獲得臨時適航證。 F28 F28／“恩斯特龍”280(美國)只生産了數量有限的幾架。1968年開始生産改進型F28入，至1990年1月1日共生産了865架各種改型。　　3.4 AH-Mk5 “山猫”是英、法合作生産的雙發多用途直昇機。1971年3月，第1架原型機首次試飛。 “山猫”有以下主要型別：“山猫”AH.Mkl英國陸軍通用型，總共生産了113架，

3.7 新加波 EC-120& EC 3.8美國 Robinson R22 & R44
美國貝爾 AH-1Z //美國AH-64 阿帕奇 //新加波 EC-120& EC//美國 Robinson R22 & R44 3.5 美國貝爾 AH-1Z 貝爾209是美國貝爾直昇機得克斯特朗公司研製的專用武裝直昇機。用於給運輸直昇機護航和火力支援。美國軍方編號AH—1。1965年3月開始研製，1965年9月首次試飛，1967年6月開始交付。 3.6 AH-64 阿帕奇休斯77是美國原休斯公司(後併入麥.道公司)根據1972年11月美國陸軍“先進攻擊直昇機”(AAH)計劃研製的先進攻擊直昇機。軍用編號AH—64A，“阿帕奇”(Apache)。該機技術要求是：具有良好的機動性，精良的武器裝備，具有晝夜飛行作戰能力，良好的生存性和良好的抗墜毀性，使用壽命15年，儘量减少外場維護時間。 3.7 新加波 EC-120& EC 3.8美國 Robinson R22 & R44

美國 RAH-66科曼奇　美國 RAH-66科曼奇　RAH—66“卡曼奇”直昇機是波音公司和賽考斯基公司聯合研製的雙座偵察／攻擊／空中作戰直昇機。 1982年美國陸軍提出輕型直昇機實驗計劃(LHX)，最初陸軍要求研製—種輕型攻擊／偵察／空戰多用途直昇機，用於替換 UH—l、AH-l、OH—58和OH—6，總要求量爲5000架；1987年這—數位降到2096架，僅需求能執行偵察和攻擊任務。用於替換美國陸軍現用的3000架直昇機；1990年該需求量又降到1292架。 1988年6月陸軍提出招標要求，同年10月波音／賽考斯基公司競爭小組及貝爾／麥·道公司競爭小組分別與美國陸軍簽訂爲期23個月的驗證／確認階段合同。1990年LHX計劃改稱爲LH計劃。1991年4月波音／賽考斯基公司競爭小組在競爭中獲勝。美國 RAH-66科曼奇: 5片槳葉的全複合材料無軸7ft旋冀系統， 8片槳葉的涵道式尾槳。可收放後三點式起落架，每個起落架均爲單輪。

美國 K-MAX // 蘇聯米26&米34&米2 H28-AS355-MH2000 3.11 H28-AS355-MH2000
K—MAX是美國卡曼宇航公司研製的一種橫列雙旋翼無尾旋翼直昇機。這種布局可充分發揮雙旋翼的起重效率。與上下共軸反轉雙旋翼布局相比。橫列雙旋翼將兩副旋翼間的不利干擾降至最低，從而形成了2個獨立的超重面。而與串列式雙旋翼相比，由於橫列雙旋翼的2個旋翼軸靠得很近，工作狀態幾乎完全對稱，避免了因前後串列式雙槳布局扭矩不對稱造成的穩定性問題。卡曼宇航公司的橫列式雙旋翼無尾槳技術至今仍獨步全球，具有很强的野外自主維護保養能力。K—MAX全機空重2040千克，最大外吊2700千克。飛行速度185千米／小時、實用升限2500米。卡曼公司目前正研製艦載型K—MAX。期望它能爲美國海軍使用。 3.11 H28-AS355-MH2000 3.12 蘇聯米26&米34&米2 米—34是蘇聯米裏設計局研製的輕型2／4座特技飛行直昇機，北約組織給與綽號“蜂鳥”(Hermit)，用來取代米—1教練機。主要用於教練、通信、聯絡和巡邏。1987年年中製造了兩架原型機和一架結構試驗機體，1988年年中進行了鑒定。主要型別有兩種：雙座教練型和單座運動型。預計該機將生産幾千架。單價20萬美元(1987年)。　　總體布局4片玻璃纖維槳葉的旋翼。2片槳葉的尾槳位於尾梁右側。

美國貝爾直昇機公司美國貝爾47 是世界上第一架取得適航認證的民用直昇機貝爾 47 3.13 美國貝爾直昇機
美國貝爾直昇機公司 3.13 美國貝爾直昇機貝爾47是美國原貝爾直昇機公司(現改稱達信集團貝爾直昇機公司)40年代研製的單發輕型直昇機。該直昇機於1941年開始研製，1943年開始試飛，當時編號爲貝爾30，後於1945年改爲貝爾47。1946年3月8日獲得當時美國民航管理局(CAA) 適航認證。這是美國第一架也是世界上第一架取得適航適航認證證的民用直昇機。隨後投入生産。 1947年1月，開始交付第一架生産型。由於軍民用訂貨量很大，型別和編號很多。貝爾47是美國原貝爾直昇機公司(現改稱達信集團貝爾直昇機公司)40年代研製的單發輕型直昇機。該直昇機於1941年開始研製，1943年開始試飛，當時編號爲貝爾30，後於1945年改爲貝爾47。 1946年3月8日獲得當時美國民航管理局(CAA)適航認證。這是美國第一架也是世界上第一架取得適航認證的民用直昇機。隨後投入生産。1947年1月，開始交付第一架生産型。由於軍民用訂貨量很大，型別和編號很多。該機生産數量很大，到1957年年底已經生産2000架，在美國本土一直連續生産25年，現已停産。美國貝爾47 是世界上第一架取得適航認證的民用直昇機

貝爾301(XV—15)美國 MD900(雙發無尾旋翼直昇機)
貝爾301是貝爾公司根據NASA和美國陸軍的要求研製的傾轉旋翼機。1973年6月開始設計，設計出的兩架研究機命名爲XV—15。1977年5月第一架XV—15作了首次自由懸停飛行，1979年4月第二架XV—15以直昇機飛行方式首次飛行，1979年7月進行了從直昇機飛行方式完全轉換成定翼機飛行方式的首次飛行。。1982年夏，對一架XV—15進行了易損性評定和海上艦載試驗。1983年上半年，對另——架XV—15進行了搜索、救援和吊挂貨物的評定，1983年9月完成了空中類比加油、武器發射、地形跟踪和其他機動飛行試驗，1983年9月一1984年10月進行了貼地飛行評定。採用先進技術旋翼槳葉的第二架XV—15於1987年11月首飛。 3.15美國 MD900(雙發無尾旋翼直昇機) 　　MD900MDX是美國麥克唐納·道格拉斯直昇機公司研製的新型雙發無尾旋翼直昇機。　　1989年，在美國路易斯安那州新奧爾良港召開的直昇機協會國際會議(HAl)上，美國麥·道公司宣布該公司計劃發展一種新型商用直昇機，編號 MDX。1989年2月，作爲MDX計劃的合作夥伴的澳大利亞霍克·德·哈維蘭有限公司負責最後的設計。機體生産後運往美國亞利桑那州的梅薩進行組裝、發動機和系統的安裝，以及飛行試驗。日本川崎重工業公司將負責提供傳動系統。

3. 直昇機介紹美國 MD500 & 法國 SA321 3.16 美國 MD500_無尾旋翼直昇機(NOTAR)
　1980年，美國陸軍應用技術實驗室和美國國防部高級技術研究局和與麥·道公司合併前的休斯直昇機公司共同簽訂一項設計和製造一架無尾旋翼直昇機(NOTAR)原型機的合同。1981年，一架美國陸軍的OH—6A被修改成無尾旋翼直昇機的原型機，同年12月首次飛行。1985年，原型機作了大量修改，1986年3月這架原型機重新試飛。1988年2月，麥·道公司宣布將MD500／530發展爲無尾旋翼直昇機的原型機，編號爲 MD520N和 MD530N。分別裝250—C20R和250—C30渦軸發動機， MD530N原型機1989年12月首次飛行，1990年2月 MD520N／530N訂貨115架，1991年初開始交付。 3.17　法國SA321 SA321“超黃蜂”是法國國營航字工業公司研製的三發中型多用途直昇機。1960年開始研製。1962年12月第一架原型機首次試飛。其主要型別有： SA321F，客貨型，可裁客34—37人，外挂或內部裝載5000千克貨物； SA321G，反潛型，裝有海上飛行和反潛用導航、探測和定位裝置，以及反潛武器； SA321H，空軍和陸軍型，可運輸27—32名全副武裝士兵； SA321Ja，通用和公共運輸型。截止1980年停産時，共生産了105架。總體布局6片全金屬槳葉旋翼。旋翼槳葉可折叠。尾槳有5片全金屬槳葉。

德國 MBB公司 BK117& 義大利阿古斯特公司 A106
3.18 BK117是德國 MBB公司和日本川琦重工業公司聯合研製的輕型多用途直昇機。1977年2月，德國MBB公司和日本川琦重工業公司共同簽署了一項共同研製BKll7多用途直昇機計劃，這項計劃代替了德國MBB公司的B0107和日本川琦重工業公司的KH7的兩項單獨研製計劃。 BKll7計劃研製任務和研製經費由兩家公司平均分攤，兩家公司都得到了各自政府的支援。　3.19　 A106是義大利阿古斯特公司研製的高性能單旋翼帶尾槳單座輕型直昇機。機身上部裝有一台渦輪軸發動機。這種直昇機適合於軍用，能携帶兩枚MK．44魚雷和探測設備，用來執行反潛任務。綜合儀錶和電子設備使其能在低能見度條件下執行任務。　　A106於1965年7月開始設計。1965年11月，第一架原型機首次飛行。

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 5.直昇機主要構型

直昇機主要構型 5.直昇機主要構型 5.1 單主旋翼含尾旋翼式直昇機 5.2 同軸雙旋翼式直昇機 5.3 縱列雙旋翼式直昇機
_ CONTENTS 內容 5.直昇機主要構型 5.1 單主旋翼含尾旋翼式直昇機 5.2 同軸雙旋翼式直昇機 5.3 縱列雙旋翼式直昇機 5.4 橫列雙旋翼式直昇機 5.5 交叉雙旋翼式直昇機

直昇機主要構型直昇機主要構型發展直昇機(Helicopter)的主旋翼在空中快速旋轉時，相對氣流會給主旋翼一個反作用扭力的力矩。
_ 直昇機主要構型發展直昇機主要構型發展直昇機(Helicopter)的主旋翼在空中快速旋轉時，相對氣流會給主旋翼一個反作用扭力的力矩。若不設法平衡掉這個扭力，直昇機就會在空中打轉，不能向前直綫飛行，也就無法進行俯仰(Pitch)、滾轉(Roll)、偏航(Yaw)的操縱。以不同的方式來平衡主旋翼的扭力，也因此直昇機發展出幾個不同的構型。

直昇機主要構型主要構型包括以下五種：單主旋翼含尾旋翼式直昇機同軸雙旋翼式直昇機縱列雙旋翼式直昇機橫列雙旋翼式直昇機
_ 五種主要構型主要構型包括以下五種：單主旋翼含尾旋翼式直昇機同軸雙旋翼式直昇機縱列雙旋翼式直昇機橫列雙旋翼式直昇機交叉雙旋翼式直昇機

直昇機主要構型 _ 1. 單主旋翼含尾旋翼式直昇機 1.單主旋翼含尾旋翼式直昇機此構型直昇機的主要特色就是機身上段裝有一具大直徑的主旋翼，機身後部裝有伸長於主旋翼直徑外的尾衍段，在尾衍段末端的垂直尾翼一側，裝有一具小直徑的尾旋翼。尾旋翼的旋轉面與主旋翼的旋轉面垂直。尾旋翼於旋轉時，所產生的推力或拉力會形成與主旋翼反扭力力矩方向相反的平衡力矩。故直昇機就不會一直在空中打轉了，既能正常向前直綫飛行，又能進行飛行三軸操控。直昇機的實用化，最早就是從單主旋翼含尾旋翼構型開始發展的。美國Sikorsky Aircraft於1930年代研發的VS-300，既是採用單主旋翼含尾旋翼，且於1939年首次試飛成功，為美國第一架實用化的直昇機。

直昇機主要構型 _ 1. 單主旋翼含尾旋翼式直昇機單主旋翼含尾旋翼式直昇機的發動機透過一套傳動機構驅動主旋翼及尾旋翼。傳動機構通常由主減速齒輪箱、中段減速齒輪箱及機尾減速齒輪箱所組成。單主旋翼含尾旋翼式直昇機最大的優點，就是結構簡單併易於操控。此構型的適用範圍較為廣泛，不僅適用於如最大起飛重量約2,000kg的Eurocopter AS-350 Ecureuil輕型直昇機，也同樣適用於最大起飛重量約7,500kg的Sikorsky S-70(H-60)系列中型直昇機，並且更適用於最大起飛重量達56,000kg的MIL Mi-26重型直昇機，值得一提的是Mi-26是目前全球最大的單旋翼構型直昇機。自此型直昇機以後，Sikorsky Aircraft在此基礎上發展出一系列龐大的商用S系列族系，並發展出軍用規格的型式，基本上此一系列直昇機皆采單主旋翼含尾旋翼構型，航空界將該廠商的產品稱為“直昇機中的勞斯萊斯”，價位雖高但堅固耐用。另一家著名的直昇機廠商為Bell Helicopter Textron，所生產的直昇機以AH/UH-1系列為主，其中UH-1系列並發展出銷售成績頗佳的商用機型212/412系列。而俄羅斯共和國的Mil OKB，也是以Mi系列單主旋翼含尾旋翼直昇機而著稱於世的，所研發的Mi-26並創下直昇機載重記錄。

直昇機主要構型 _ 1. 單主旋翼含尾旋翼式直昇機這些單主旋翼含尾旋翼不論在軍方或是在民間，使用範圍相當廣泛。如作戰、搜救、消防、採訪等許多用途。而且單主旋翼含尾旋翼構型的直昇機數量，至目前為止約占全球直昇機總數的70％左右，數量龐大。而單主旋翼含尾旋翼直昇機也並非完美無缺，此構型直昇機也有不少先天性的問題，而問題主要出現在尾旋翼上。因為尾旋翼不產生升力，只產生一定推力或拉力去平衡主旋翼的反扭力力矩併用於改變飛行方向，而浪費掉許多發動機輸出功率。此外尾旋翼在主旋翼和機尾渦流的氣動力不良環境內運轉，其產生的氣動力效率也比較低；並且暴露在外的尾旋翼葉片也不利於飛行安全，於起飛、降落及進行地貌飛行時容易與地面障礙物撞擊，因此造成飛安意外。

VS-300 直昇機主要構型 _ 1. 單主旋翼含尾旋翼式直昇機而尾旋翼損毀所造成的直昇機飛安意外，最有印象的是在進行一次河川搜救演習時，由空中警察隊所屬的一架Eurocopter AS365N1型警用直昇機支援參演，在進行搜救人員垂降作業時，發生發動機出力不足的狀况。因此而導致尾衍段的導扇式尾旋翼浸入水面而折斷，且因主旋翼的扭力導致機身失控旋轉後翻覆的意外。航空器設計師為改善尾旋翼，不斷攪盡腦汁想出讓此構型直昇機在飛行及操控上最安全的方式。在1970年代，法國Eurocopter研發出將尾旋翼槳葉被包覆起來的導扇式尾旋翼，大幅提升直昇機的飛行安全性。爾後於1980年代，美國McDonnell Douglas Helicopter研發成功以發動機壓縮段的氣流導引至尾衍段末端的向量控制噴嘴，以抵消主旋翼的扭力的無尾旋翼型直昇機。

直昇機主要構型二、同軸雙旋翼式直昇機 _ 2. 同軸雙旋翼式直昇機
同軸雙旋翼式直昇機的基本特徵為兩具完全相同尺寸的主旋翼，一上一下安裝在同一根主旋翼軸上，兩個主旋翼間保持一定的間距。兩具主旋翼的旋轉方向相反，因此所產生的的反作用扭力力矩可相互抵消，如此就不須要機尾旋翼作扭力抵消之用。而直昇機的飛行三軸操控靠上下兩具主旋翼螺距的差動變化來完成。此類構型的直昇機主要優點是結構緊緻，整體外形及尺寸嬌小。也因無尾旋翼，故不需要於機尾裝置尾衍段，機身長度就可大幅縮短。因為有兩具主旋翼產生升力，每具主旋翼的直徑也可以縮短。機體的零組件就可緊緻的安排在直昇機重心處，所以飛行時穩定性佳也利於飛行員操控。與單主旋翼含機尾旋翼直昇機相比，其操控效率明顯提升。此外同軸雙旋翼式直昇機的氣動力對稱，其懸翔效率也比較高。同軸雙旋翼式直昇機因主旋翼為同心雙軸，故航空界人士稱此構型直昇機為套軸式或共軸式(Co-Axial)。

直昇機主要構型有優點而相對的也有其先天性缺陷，其主要缺點是主旋翼操縱機構複雜，維修及保養不易。
_ 2. 同軸雙旋翼式直昇機有優點而相對的也有其先天性缺陷，其主要缺點是主旋翼操縱機構複雜，維修及保養不易。而且兩具主旋翼翼端不能太近，否則會發生撞擊造成飛安意外。將同軸雙旋翼式構型的直昇機發揮到極致的是俄羅斯共和國Kamov OKB，Kamov OKB自早期的Ka-10單座輕型直昇機開始一系列的研發、生產。在民用直昇機方面，其產品有Ka-26、Ka-126、Ka-226等一系列，因為同軸雙旋翼式構型產生的升力相當大，故可擔任重物吊掛任務。在軍用直昇機方面表現不凡，Ka-25/27系列為俄國艦載反潜直昇機主力機種，近年來研發的戰鬥直昇機如Ka-50、Ka-52的強大火力與機動性則更令人矚目。我國曾於1948年研發出“蜂鳥甲型”與“蜂鳥乙型”同軸雙旋翼式輕型直昇機，試飛結果相當成功，但可惜未能隨空軍第一飛機製造廠遷移而一併保存。

直昇機主要構型 _ 3.縱列雙旋翼式直昇機三、縱列雙旋翼式直昇機縱列雙旋翼式於直昇機機身前後上段各有一座主旋翼塔，兩具主旋翼分別裝置於兩個塔座上，兩具主旋翼直徑完全相同，但旋轉方向相反，它們所產生的反作用扭力的力矩就可以相互平衡。此構型的直昇機的優點是縱向重心範圍大，因此可將機身尺寸設計得比較龐大，故適用於中型和大型直昇機。但縱列雙旋翼式直昇機的先天性缺點，為雙旋翼間的傳動系統複雜。此外從氣動力效應上來看，前端主旋翼產生的渦流會對後端主旋翼會產生生氣動力干擾，後端主旋翼於是處在對其升力係數相當不利的氣動力環境中。於是航空器設計者為降低前端主旋翼產生的渦流對後端主旋翼的氣動力干擾程度，通常將後端主旋翼的位置較前端主旋翼提高一些。

直昇機主要構型 _ 3.縱列雙旋翼式直昇機另一項先天性缺點為其俯仰慣性和滾轉慣性較大，機身氣動力力矩產生不穩定性，偏航操縱效率較低，如此皆會對直昇機的穩定性及操縱品質會產生不利影響。著名的縱列雙旋翼式直昇機為美國Boeing CH-47。在越戰初期，美軍曾將大量的CH-47直昇機投入戰場，以運送兵員和物資。由於該直昇機的機體龐大，機動性能比較差，而且沒有自衛武裝，所以在當時被北越軍擊落不少。

直昇機主要構型 _ 4.橫列雙旋翼式直昇機四、橫列雙旋翼式直昇機橫列雙旋翼式直昇機的最大特徵，是為兩具主旋翼一左一右分別安裝在機身兩側的兩個支架上，兩具主旋翼完全相同，但旋轉方向相反，其旋轉時的反作用力相互抵消。此構型的直昇機最大優點是平衡性佳，其缺點與縱列雙旋翼式直昇機接近，操縱系統相對的也比較複雜。橫列雙旋翼式直昇機必須要在機身兩側增設主旋翼支撑架，無形中會增加許多機體重量，而且也加大了氣動力阻力。橫列雙旋翼式直昇機的數量很少，在前蘇聯時代Mil OKB研發的Mi-12是最典型的橫列雙旋翼式直昇機，同時也是全球尺寸最大的直昇機。該機機身長達37m，每具主旋翼直徑達35m，最大起飛重量為105,000kg，最大平飛速度260km/h，堪稱直昇機中的一絕。由於構型特殊，故僅在1960年代製造了4架原型機，因屬實驗試飛的性質所以始終沒有進入量產階段。

直昇機主要構型 _ 5.交叉雙旋翼式直昇機五、交叉雙旋翼式直昇機交叉雙旋翼式直昇機除了與其他雙旋翼直昇機一樣，裝置有兩具直徑完全相同，但旋轉方向相反的主旋翼以外，其最明顯的特點是兩個主旋翼軸不在同一平行綫上，分別是向外側傾斜的，而且橫向軸距很小，故兩具主旋翼在機身上方呈現交叉狀。此構型的直昇機最大優點是靜態穩定性佳，適合執行起重、吊掛的飛行任務，尤其適合在山區的工程作業。其最大缺點為雙主旋翼的橫向配置，導致產生的氣動力阻力較大。但由於它的兩個主旋翼軸間距較小，所以其氣動力的阻力效應又要比橫列雙旋翼式直昇機要小一些。

直昇機主要構型 _ 5.交叉雙旋翼式直昇機五、交叉雙旋翼式直昇機美國的Kaman Aerospace Corporation研發交叉雙旋翼式直昇機有長期的經驗，於1950年代曾生產過一款民用的交叉雙旋翼式直昇機K-600型，且發展出生產軍用型式H-43，並交付美國陸軍操作。但自1960年代起至1980年代後期這漫長的40年中，獨特的Kaman交叉雙旋翼式直昇機似乎在航空界中消聲匿跡。到了1990年代初期，Kaman Aerospace Corporation發現到美國的民用直昇機市場中缺少了一種可以專用於吊挂作業的直昇機，於是東山再起，再度研發民用型交叉雙旋翼式直昇機Kaman K-1200“K-MAX”。該型直昇機於1991年首次試飛，並1994年開始量產交機，目前主要用於森林地區的木材運輸。

直昇機主要構型橫列雙旋翼無尾槳直昇機--K—MAX K—MAX是美國卡曼宇航公司研製的一種橫列雙旋翼無尾槳直昇機。
_ 5.交叉雙旋翼式直昇機橫列雙旋翼無尾槳直昇機--K—MAX K—MAX是美國卡曼宇航公司研製的一種橫列雙旋翼無尾槳直昇機。這種設計可充分發揮雙旋翼的起重效率。與上下共軸反轉雙旋翼布局相比。橫列雙旋翼將兩副旋翼間的不利干擾降至最低，從而形成了2個獨立的超重面。而與串列式雙旋翼相比，由於橫列雙旋翼的2個旋翼軸靠得很近，工作狀態幾乎完全對稱，避免了因前後串列式雙槳布局扭矩不對稱造成的穩定性問題。卡曼宇航公司的橫列式雙旋翼無尾槳技術至今仍獨步全球，具有很强的野外自主維護保養能力。

6.緯華 Ultrasport直昇機套組件 (subkit)
2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 6.緯華 Ultrasport直昇機套組件 (subkit)

緯華 Ultrasport直昇機套組件 (subkit)
單座直昇機套件(包含下列系統) 一、機身,起落架及主旋翼系統： 1.機身結構套件 (1)機身結構組件 A.複合材料之前機身結構組件 B.複合材料之後機身結構組件 C.蜂巢結構之座椅組件 D.風擋結構組件 (2)機門套件 2.主旋翼系統 (1)主旋翼葉片共2片係複合材料結構組件 (2)旋轉直徑 =21英呎 (3)弦長(CHORD)=6.7英吋 (4)與直昇機主旋翼轂匹配

四、主旋翼控制系統：一、機身,起落架及主旋翼系統：三、尾旋翼控制系統：二、引擎及傳動系統:

單座直昇機套件(包含下列系統) 一、機身,起落架及主旋翼系統： 3.起落架 (1)係起落架複合材料結構之組件 (2)結合方式：起落架複合材料結構與金屬組件結合 4.水平尾翼組件 (1)水平尾翼 (2)垂直尾翼 5.環狀尾翼組件(RINGTAIL ASSEMBLY) (1)環狀尾翼係複合材料結構之組件 (2)尾旋翼葉片共4片係係複合材料結構之組件與直昇機尾旋翼齒輪箱)匹配旋轉直徑2.6英呎弦長2 英吋

單座直昇機套件(包含下列系統) 二、引擎及傳動系統: 1.引擎型式：係2汽缸 2行程 (1)發電機：燃油滑油噴射系統 (2) 點火系統：係 DUAL CDI (3) 啟動系統：係電子式啟動器 (4) 冷卻系統：風扇冷卻 (5) 滑油：二行程航空 (6) 燃油：95以上 2.傳動系統套件 3.燃油系統套件 4.滑油系統套件 5.油門操控套件 6.電池安裝套件

三、尾旋翼控制系統： 1.尾桿組套件 (1) 尾旋翼齒輪箱 (2) 尾桿組件 2.支撐架 3.控制踏板套件 4.尾旋翼操控套件
緯華 Ultrasport直昇機套組件 (subkit) 單座直昇機套件(包含下列系統) 三、尾旋翼控制系統： 1.尾桿組套件 (1) 尾旋翼齒輪箱 (2) 尾桿組件 2.支撐架 3.控制踏板套件 4.尾旋翼操控套件

單座直昇機套件(包含下列系統) 四、主旋翼控制系統： 1.主旋翼轂套件 2.變相盤套件 3.電子線束套件 4.儀表套件 (1) 引擎RPM轉數百分比指示錶 (2) 廢氣排氣溫度測溫儀 (3) 測速儀 (4) 測高儀 (5) RPM 轉數指示錶

緯華 Ultrasport直昇機設計及結構特色
AIRCRAFT description The Ultrasport 331 helicopter is a conventional, single-seat, single-main-rotor configuration utilizing a tail rotor for anti-torque and yaw control. The Ultrasport 331 is a growth version of the Ultrasport 254, which is the world’s only true ultralight helicopter, and incorporates several creature comforts that cannot be included on the 254 because of their weight or performance enhancing characteristics. Both helicopters share the same drive train, rotors, dynamic systems controls, and basic airframe structure, but the Ultrasport 331includes doors, soundproofing, electric start, expanded instrumentation, and enhanced cosmetics.

緯華Ultrasport 331直昇機是Ultrasport 254的升級機型，Ultrasport 254 是世界上唯一真正的超輕直昇機，加裝一些便利的設備後，增加的重量及性能使Ultrasport 254晉級為緯華Ultrasport 331直昇機。其共同的零件為傳動系統、旋翼、動態控制系統、其本機身結構，而Ultrasport 331加裝的部分為門、隔音設備、電子啟動器、更完備的儀器並且更易於塗裝。

The primary design goals for the Ultrasport helicopters were good aerodynamic performance combined with low part count, extremely light weight construction, and affordability for the recreational pilot/owner. Extensive use of non-metallic composite materials in the construction of the rotor blades, cockpit and fuselage, landing gear and tail surfaces makes possible a very strong structure which is extremely light and durable. Although light weight and low cost were primary technical goals, no compromise was acceptable in terms of safety and reliability. Component testing was coupled with a simple but affective fight test program to provide design engineers with validation of the Nastran and math model predictions used throughout the design process, and all-up structural and aerodynamic testing of complete airframes confirmed the design analyses.

大量的非金屬複合材料運用在旋翼、座艙、機身、起落架及環狀尾翼上，使得直昇機具有堅固、耐久且重量輕的特性。雖然減重量和降低成本是我們的技術目標，但是所採用的複合材料確是十分安全及可靠。零件的測試簡單而仔細，設計工程師在設計過程中應用Nastran工程應力軟體的計算及數值模型的預測，透過飛行測試的結果，證實了原始的設計理念。整體機身的結構測試及空氣動力測試的結果，也驗證了原來的設計構想。

The Ultrasport main rotor was specifically designed as a very high inertia system to provide exceptional autorotational characteristics for the low-time recreational pilot. This high-energy system results in a helicopter that gives the pilot one of the best autorotating aircraft flying today, at the present time, only the large turbine-powered French DJNN can boast of having comparable autorotation characteristics.

特殊設計的高慣性主旋翼系統，提供初學飛行員最優秀的安全自轉降落特性，這個高動能的系統使得此直昇機成為現今最優良的、備有安全自轉性能的航空器。目前也只有大型渦輪發動的法國DJNN可稱得上具備相同的安全自轉性能。

DESIGN AND CONSTRUCTION FEATURES 設計及結構特色 Main Rotor Blades The main rotor blades are of all composite construction and incorporate a cambered airfoil section and eight degrees of linear twist from root to tip for improved hover performance. Rotor efficiency is very high due to the low disc loading. And the rotor produces nearly 14 pounds of lift for each horsepower of installed power. The main rotor blade spar is procured from graphite, fiberglass and epoxy in a mold, and a Nomex honeycomb trailing edge core structure is bonded to the spar along with trailing edge reinforcement structure. The assembly is then wrapped with an external fiberglass skin, and the entire blade assembly is cured at 250℉ in a machined metal mold. After curing, the blade is trimmed, the Polyurethane leading-edge erosion strip is applied, and the blade is finished and balanced. Tungsten leading-edge weights in the outboard 50% of the blade provide aeromechanical stability, and tungsten tip weights provide high rotational inertia for superb autorotational characteristics.

主旋翼葉片主旋翼葉片全部採用複合材料結構，圓弧翼型及自翼根至翼尖的八度的線性扭轉設計提供直昇機絕佳的懸停性能，而低盤面負荷更增加旋翼效能，旋翼效率可達每一馬力產生十四磅升力。主旋翼翼樑以石墨、玻璃纖維及環氧樹脂模合而成，諾美克思(Nomex)蜂巢結構的翼後緣夾心黏附於翼樑及旋翼後緣強化結構上，組成後在華氏250度的預熱金屬模上包裏玻璃纖維疊層，經過修裁，加上聚配胺抗腐蝕片後才告製作完成。葉片旋轉半徑向外50%之鎢材質翼前緣設計可增加氣動力穩定性，使翼尖重量於自轉時可增加旋轉慣性，提供最好的安全自轉效能。

Main Rotor Hub The main rotor hub is a 2-bladed, underslung, teetering type fabricated from aluminum. The blade pitch housing is mounted on two large needle roller bearings, and centrifugal force is resisted by a flexible tension/torsion (TT) strap. The TT strap is designed for infinite life at 120% over speed condition, and has been proof tested to a load four times greater than the design operating load at 100% RPM. Each TT strap is proof loaded at the factory to ensure compliance with the design load criteria prior to shipment. The hub is equipped with a rubber shaft bumper that allows startup and shutdown in winds up to normal operating limits(15-20 knots)

主螺旋轂主螺旋轂為鋁製雙葉片、下懸、翹板式設計，旋翼本體安裝在兩個滾珠軸承上，以張力扭力皮帶抵抗離心力。張力扭力皮帶在120%的超速情形下仍可無限期使用，經測試在100% RPM (每分鐘轉速)下，可承受原始設計操作負載四倍以上的重量，每一條張力扭力皮帶在交運前，都先經過嚴格的測試，以確保其符合所設計的負載標準。轂本體則採用了橡膠減震軸，使引擎在起動及關閉時，其轉動可維持在15-20海浬/小時的正常操作範圍。

Tail Rotor Blades The tail rotor blades are fabricated in a manner similar to the main rotor blades, except that the trailing edge core is Rohacell structural foam rather than Nomex honeycomb. The blades are free to lead and lag in the tail rotor hub. A thin, low-drag airfoil section coupled with a parabolic swept tip contribute to a very low tail rotor noise signature while providing excellent tail rotor control authority throughout the entire flight envelope.

尾旋翼葉片尾旋翼葉片的製作方法和主旋翼葉片一樣，但尾旋翼葉片的翼後緣夾心是以羅哈謝爾(Rohacell)結構泡棉代替諾美克思(Nomex)蜂巢結構，使尾旋翼可以流暢的在尾旋翼轂上移前或滯後。翼型設計較薄以減少風阻，當在飛行包線(flight envelope)下，尾旋翼的上弧形翼尖設計也可減少轉動時噪音的產生。

Tail Rotor Hub The tail rotor is driven by the main rotor transmission through an l-inch diameter aluminum driveshaft supported by four hangar bearings inside the tailboom. The tail rotor driveshaft is connected to main transmission with a small Thomas coupling that provides end-float and angular misalignment capabilities. The tail rotor is driven at 75% of the engine speed through 90° gear box mounted in the end of the tailboom. The gearbox is oil-lubricated and is cooled by external airflow – normal maximum operating temperature is 125℉.

尾旋翼轂直昇機尾管內的四片懸掛軸承支撐一支一英吋的全鋁合金傳動軸，藉此傳動軸，主旋翼的傳動系統可帶動尾旋翼運轉，而主旋翼的傳動軸以Thomas聯接器聯接主傳動系統及尾傳動系統，此聯接器提供了末尾浮動及角度測量錯誤校對的功能。尾管末端的90度齒輪盒傳輸75%的引擎速率來轉動尾旋翼，這齒輪盒有潤滑設計及外部氣冷系統，其正常操作下可承受的最高溫度為華氏125度。

Controls Rotor cyclic control is provided through an overhead cyclic stick connected directly to the swash plate. Walking beams on the hub reverse control inputs and cause the rotor to respond in a conventional sense, thus eliminating the reversed-control characteristic of some other overhead cyclic installations. Control sensitivity may be tuned to pilot capabilities by utilizing interchangeable walking beams having different input/output ratios. Collective pitch and throttle control are provided by a conventional collective/throttle lever located to the left of the pilot, and a pilot-adjustable collective/throttle correlation feature is provided. In-fight adjustable collective and throttle friction is also available as a retrofit item. Anti-torque and yaw control is provided by conventional cockpit pedals connected to the tail rotor pitch control mechanism with steel cables through a quick-disconnect installation.

飛行控制系統座艙的週期仰角(cyclic control)控制桿直接聯接到變相盤以達成旋翼週期仰角控制，旋翼葉轂內的活動橫樑竑轉輸入控制以使旋翼反應傳統的控制方法。如此可減少其他週期設備的反轉控制特性，而交換性活動橫樑可改變輸入及輸出的比例，使飛行員更能輕易的飛行直昇機。飛行員左邊的傳統手油門控制桿可做整體仰角(Collective pitch)及油門節流閥控制，具有飛行員可自行調整的特性。直昇機亦可加裝可在空中做調整的整體仰角及油門節流閥控制的裝置。尾旋翼的仰角控制機件以數條鋼纜線連接到傳統的座艙踏板(cockpit pedals )，可快速反應飛行員反扭力及偏航控制(Anti-torque and yaw control )。

Engine and Drive Train Engine power is transferred to the rotor system through a centrifugal clutch for ease of starting. An overrunning Sprague clutch mounted above the centrifugal clutch disengages automatically for autorotation. The tail rotor is driven by the main rotor during autorotation for precise heading control. The main rotor transmission incorporates a two-stage planetary gear train with 12:1 speed reduction and is designed for 60 horsepower continuous operation at up to 6500 RPM input speed. The transmission is oil cooled and is wet-lubricated by means of an external sump with a small external pump. All gears in the transmission are custom designed and are fabricated to American Gear Manufacture Association (AGMA) Class 11 standards. The transmission power-to-weight ratio is competitive with modern turbine-powered helicopter practice (~4:1)

引擎及傳動系統引擎輸入動力經由離心式制動器傳送到旋翼系統，使易於起動直昇機。在安全自轉降落時，離心式制動器上的起動制動器會自動分離，加上尾旋翼經由主旋翼的傳動，可使直昇在安全自轉降落時的航向控制更精確。主旋翼傳動軸包含一個12:1減速比的二段式行星齒輪系統。傳動軸的設計符合在 6500RPM輸入速度以上，60馬力的持續操作水準，以外建的集水器及泵浦設計達到油冷卻、溼潤滑效果。所有的傳動齒輪設計及製作都符合美國齒輪製造協會(AGMA)等級11的標準，傳動軸的動力重量比率設計優於其他現代化的渦輪引擎直昇機。

Fuselage Structure The basic structure of the aircraft is a robust composite pilot’s seat which forms a strong torque box to which everything else is attached. The seat is assembled from preformed sandwich panels made from epoxy resin, graphite fabric and Nomex honeycomb core with local densification for mechanical attachments. The engine and drive train are bolted directly to the back of the seat assembly through a frame structure. The forward fuselage external shell is essentially a non-structural pilot fairing made from 2 layers of fiberglass and epoxy resin bonded to the seat structure. The one-piece formed windshield is free blown to provide maximum clarity. The tailboom is made from an extruded aluminum tube with reinforcements bonded to the tube where the tailboom support struts attach, and formed aluminum saddles are riveted to the tube at the horizontal tail and ringtail attachment points. Four tail rotor driveshaft bearing supports are mounted inside the Tailboom, and the tail rotor hub is bolted to the end of the tailboom on a special closure bulkhead.

機身結構座椅下方堅固的扭力盒連結起所有的相關物件而成為直昇機之基本結構，三明治結構板的座椅是以環氧樹酯(epoxy resin) 、石墨纖維( graphite fabric)和諾美克思(Nomex)紙基蜂巢結構成化膠合而成(局部致密化以配合機能性組合)。引擎和傳動系統則直接以螺栓固定於座椅組合件後方。前機身為非結構性整流罩，是由兩層玻璃纖維及環氧樹酯膠合於座椅結構而成。 Lexan明膠玻璃所製成的單片式風擋(windshield)提供了絕佳的清晰視野。鋁合金尾管附有一根支撐杆強化其結構，鋁合金托架以鉚釘固定在尾管上的水平尾翼及尾翼環的接點上。四根尾旋翼轉動軸的軸承固定在尾椼(Tailboom)內壁，尾旋翼轂以螺栓固定於尾椼 (Tailboom)末端的的框上。

Landing Gear The landing gear is a conventional skid type with two lateral support bows and two longitudinal skids.The bows are sandwich structures made from PU form with fiberglass/epoxy laminate face plies. The face ply thickness is tailored to provide maximum energy absorption and impact attenuation for 2.5G-ground contact without structural failure The Ultrasport landing gear was designed to have large deflections in normal operation. This large deflection is useful in allowing the pilot plenty of time to ensure that the helicopter is fully trimmed before committing to liftoff, landing skids are aluminum tubes with replaceable steel skid shoes at each attachment point.

起落架直昇機採用傳統的橇型(skid type)起落架設計，兩側各有一弓型起落架及縱向橇鞋。弓型起落架是三明治結構的PU泡棉(PU form)，加上玻璃纖維及環氧樹酯膠合疊製而成。可提供最大能量吸收，並減少2.5G的落地重力，完全不破壞本身的結構。且橇型起落架在正常操作情形下可支撐相當大的撓曲(deflections)。飛行員有更多的時間確保直昇機可平穩的自地面起飛。起落橇為鋁合金管件，以活動式的鋼質橇鞋(steel skid shoes)與弓型起落架聯接。

2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 7.直昇機製造 _ TOOLING

交機生產工程生產工程之關鍵性技術合約同步工程製造可行性評估工具製作零件製程規劃及編寫工具設計組裝程序工具政策
CONTRACT 同步工程 CONCURRENT ENG. 製造可行性評估 PRODUCIBILITY 工具製作 TOOL FAB. 零件製程規劃及編寫 OPERATION SHEET MASTER 訂單 PURCHASE ORDER 工具設計 TOOL DESIGN 生產管制 PRODUCTION CONTROL 零件製造 PARTS FABRICATION 機體裝配 AIRCRAFT ASSEMBLY 品質保証 QUALITY ASSURANCE 生產工程 PRODUCTION ENG. 組裝程序規劃及編寫 ASSEMBLY LINE OPERATION ORDER 工具政策擬定及工具族規劃 TOOLING POLICY 藍圖, E.O 及規範審查 B/P, E.O. & SPEC. REVIEW 交機 DELIVERY

夾模具設計 (1) 機工夾具白鐵拉伸成形模 CNC 銑切夾具鈦合金熱成形模明膠玻璃成形模白鐵液壓成形模

夾模具設計 (2) 射蠟模橡膠成形模複材成形模焊接型架珠擊型架化學蝕銑型架

型架設計 (1) 型架基準工具總組合型架組合型架次組合型架吊掛銑切型架

型架設計 (2) 機械手鑽孔型架清理型架進爐成化型架工作梯架特殊手工具鑽孔應用工具

2003_虎尾技術學院 _直昇機業界技術研討 2003_緯華直昇機暑期實習SUMMARY 1.直昇機原理&直昇機概要.

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