第二十届（2004）全国直升机年会论文
M22小型无人直升机的设计特点
陈 铭 胡继忠
（北京航空航天大学 航空科学与工程学院）
摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双
旋翼之间的气动干扰问题。经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。
关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数
一、直升机型式和总体参数选择
随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直
起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。这种飞行平台的主要用途
有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。另外，这
种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。
M22直升机的设计考虑了上述需要。对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好，
动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用
一辆轻型车运输。根据这些要求，
在直升机型式选择上，采用了共轴
式双旋翼方案。这种型式直升机的
特点是：悬停和中速飞行效率高；
结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨，
不存在来自尾桨的故障。
1.1桨盘载荷选取
在总体参数选择中，首先要考
虑的是桨盘载荷的问题。考虑该直
升机主要作业在悬停和经济巡航速
度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功图1 2000年M22参加珠海国际
率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。对
于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋
翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此，
减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机
342
更具有重要意义。
与单旋翼带尾桨直升机不同的是，单旋翼直升机增加旋翼直径导致直升机尾梁长度
增加，对于机身的尺寸和重量影响较大。共轴双旋翼直升机的机身可以在旋翼桨盘的投
影面积之内，增加旋翼直径可不影响机身的几何尺寸。因此，共轴式直升机的尺寸和重
量与旋翼直径的关系相对较弱。
对于小型直升机，桨盘载荷的取值范围与大直升机有较大的不同，如表1所示， 本
文认为其主要原因是小型直升机由于总重较轻，旋翼直径在一定范围内的变化对于全机
重量影响不大。表1为500公斤以下的无人直升机桨盘载荷统计。
表1
型号 单旋翼直升机 Camcopter Vigilante Yamaha Yamaha CL-227
496 R-50 RMAX 共轴式直升机 CL-327桨盘载
荷(㎏/
㎡) 9.21
由表1统计得出，在总重小于500公斤的无人直升机中，其桨盘载荷的最大值为
13.7。均小于一般直升机桨盘载荷的下限15㎏/㎡[1]。由表1还可看出，常规布局的共
轴式直升机Ka-37和Ka-137的桨盘载荷均比单旋翼直升机要小。通过飞行性能计算和
重量估算，M22小型无人直升机的桨盘载
荷确定为7.95㎏/㎡。
1.2桨尖速度选取
对于装有活塞式发动机的直升机，桨
尖速度的取值范围是160m/s～190m/s[1]。
根据统计，小型直升机的桨尖速度一般取
直升机桨尖速度的下限值即160m/s左
右。桨尖速度的下限主要是考虑自转下滑
时保留足够的动能，同时考虑在大速度下
的前进比不致过大，以免出现气流分离和激波[1]。图2 加装机械稳定装置的M22
对于小型直升机，由于旋翼直径较小（3m 左右），即使桨尖速度取的较小，旋翼转速
仍大大高于中型和大型直升机。例如，直九直升机的桨尖速度为218m/s，旋翼转速为
349RPM ，如果取小型直升机的直径为3m ，桨尖速度取为140m/s，其旋翼转速为
343
891RPM 。可见，桨尖速度远小于直九直升机，而旋翼转速却远大于直九。因此，对于
小型直升机基本不存在由于桨尖速度小导致旋翼动能储备问题。
由于小型直升机一般飞行速度较低，不超过150㎏/h，飞行速度对于桨尖速度的要
求也相对较小。对于中型和大型直升机，为了减小传动系统主减的重量，应尽量提高桨
尖速度，以减小传动比，减小齿轮的直径。但对于小型直升机，由于旋翼转速相对较高，
传动比已相对较小，因此，提高桨尖速度对于减速器重量减小的意义不大。而由于转速
提高带来的离心力增大使旋翼及操纵系统的旋转部件尺寸有所增加，因为离心力与转速
的平方成正比。综合上述考虑M22小型无人直升机的桨尖速度定为140m/s。
1.3直升机总重及发动机选取
M22小型直升机的有效载荷定位在10公斤，燃油6公斤，即保证带10公斤载荷
可飞行1小时以上。对采用活塞式发动机的直升机，一般重量效率在0.3[1]。根据经验
将直升机总重定在50公斤。
M22直升机选用2台日产小松发动机，该发动机为活塞式发动机，输出功率6.5马
力，该发动机一般用于大型固定翼航空模型和飞艇。这样，采用2台发动机后的最大输
出功率为13马力。采用2台发动机是考虑了当一台发动机出现故障后，另一台发动机
可维持直升机安全降落，从而提高直升机的可靠性。目前，可选购的用于小型直升机的
专用发动机较少。采用小松发动机还需要增设冷却系统和启动装置。
二、气动布局
共轴式直升机的旋翼，既是升力面又是操纵面和推进器。由于不需尾桨，这种直
升机可以不用尾翼，直接由旋翼产生操纵力，使直升机进行升降、前后、左右运动，以
及绕三个轴的转动。M22小型直升机采用了轴对称机身，不设尾翼。充分发挥了共轴
式直升机的特点，同时，最大限度的减小了机身体积。由于采用轴对称机身，机体重心
均集中在旋翼轴位置，油箱也布置在机体重心处，机身的下部为载荷安装提供了较大的
空间，无论是燃油重量和载荷的重量变化，均不影响机体在水平面的重心位置。为载荷
安装带来了方便。
通过飞行试验发现，由于不设尾翼，不存在由平尾提供的纵向稳定力矩，既按迎
角的静稳定性、按速度的静稳定性及纵向阻尼力矩[2]。也不存在由垂尾产生的航向静稳
定力矩和航向阻尼力矩。这给电动舵机增加了负荷。但是，只要舵机力矩足够，仍可使
直升机达到稳定的飞行姿态。
为增加M22直升机的稳定性，在上旋翼处设计了机械稳定杆机构，用以增加上旋翼
344
的角速度阻尼，延迟上旋翼锥体对机体扰动的跟随时间。对于直升机的操纵是通过下旋
翼的周期变距实现。这种方法在实际飞行中得到较好的效果。上旋翼由于距离机体重心
较远，由稳定杆提供的角速度阻尼较大，恢复力矩较大，稳定作用明显。下旋翼通过周
期变距对机体的操纵也可达到与单旋翼基本相同的操纵效果。这样，纵向和横向的操纵
性和稳定性均满足使用要求。纵向和横向在不加陀螺的情况下，操纵手可通过遥控操纵
稳定的飞行。
M22直升机的纵向和横向稳定性由上旋翼的稳定杆提供，可达到较好的稳定性。但
由于不设尾翼，没有航向静稳定力矩和航向阻尼力矩，而且，M22机身为轴对称形状，
重心集中在旋翼轴处，机体绕垂直轴的转动惯量较小。因此，航向的稳定必须由陀螺与
伺服舵机构成的增稳系统来解决。M22的航向控制采用半差动形式，即通过改变下旋翼
的总距来改变下旋翼的扭矩，实现航向的稳定和操纵。由飞行试验发现，采用速率陀螺
与伺服舵机组成的航向增稳系统可以基本解决M22的航向稳定性问题，但由于航向的稳
定是由伺服舵机的高速率的正反方向操纵来实现的，即通过不断的增加或减小下旋翼的
总距来实现航向的稳定。因此，航向舵机的负荷较大，单旋翼直升机的尾桨操纵舵机与
倾斜器的操纵舵机相比负荷较小，而M22的航向操纵舵机的负荷要比操纵倾斜器的舵机
大。这也与以往北航研制的带尾翼的共轴式直升机不同，由此说明了尾翼在航向稳定方
面的作用还是较明显的。
三、气动干扰问题
共轴式直升机具有两组反向转动的旋翼，它们之间的气动干扰问题是单旋翼直
升机所没有的。上、下旋翼各自工作在不同的来流条件下。流过上旋翼的气流被加速后
打到下旋翼上，在下旋翼的入流中有了附加的垂直向下的分量，这相当于减小了下旋翼
的有效迎角，从而减小了升力。这势必导致上下旋翼
的扭矩产生差异。在飞行中，为了保持航向平衡，上、
下旋翼的扭矩应当相等，显然，它们的桨叶安装角将
是不同的。因此，正确选取上下旋翼的桨叶安装角是
研制工作必须解决的问题。经过气动力计算和试验发
现，在悬停情况下，当航向稳定时，一般下旋翼桨叶
角比上旋翼约大1°。但M22的航向稳定还与上下旋
翼的总距、旋翼转速有关，当旋翼转速增加或减小时，
航向均有变化。这种现象表明，上下旋翼的气动干扰以及诱导速度是与多种因素有关。
345图3 诱导干扰因子与旋翼间距的关系
但只要舵机力矩和速度足够，是可以解决M22直升机的航向稳定问题的。
在双旋翼气动干扰中，不但上旋翼的诱导速度影响下旋翼，而且下旋翼的诱导
速度也影响上旋翼。这种影响总的结果用互相诱导系数æh 来表示，见图3[3]。从图中
看出，等效单旋翼（直经相同、实度为上、下旋翼实度之和）的诱导系数为1，而共轴
式旋翼的诱导系数æh
诱导造成的损失减小。
诱导系数和旋翼的诱导功率有直接关系，诱导功率随诱导系数减小而减小。这
表明共轴式直升机的诱导功率小于等效单旋翼直升机的诱导功率。在悬停飞行中，诱导
功率占总功率消耗的主要部分。可见，共轴直升机比等效单旋翼直升机悬停效率高。即
在功率相同的条件下，共轴式直升机比等效单旋翼直升机能提升更大的重量。从理论上
说，上下旋翼间距越大，共轴式旋翼效率越高。但实际上，旋翼间的距离增大，会给传
动系统、操纵系统的结构和重量带来问题。因此，必须合理选择上下旋翼之间的距离，
既满足结构和重量的设计要求，又尽量利用气动干扰的有利方面。经反复计算和比较，
M22直升机上下旋翼间的距离取为0.1D 。
四、M22小型无人直升机的主要数据
几何参数：
米
重量：
346
海平面最大爬升率 3 米/秒
实用升限 3000 米
最大续航时间 1.5 小时
最大航程 90 公里
五、结束语
M22小型无人直升机经过多次试验，其机械系统稳定正常。气动性能和重量达到
设计要求。经过加装机械稳定装置后使直升机的操稳特性明显改善，在没有姿态和角速
度传感器和相应的飞控计算机下可以进行纵横向遥控操纵。今后的目标是根据共轴式直
升机的特点研制出一套适用于小型无人直升机的机械－电子组合增稳系统，再向更高一
级的飞行控制发展。
参考资料
[1] 郭才根 郭士龙 编《直升机总体设计》, 航空工业出版社,1993
[2] 高正 陈仁良 《直升机飞行动力学》，科学出版社，1990
[3] M．л．米里等《直升飞机计算和设计》，国防工业出版社，1977
The characteristic of Preliminary Design of M22 Small
Coaxial Helicopter
CHEN Ming HU Ji-zhong
(Beijing University of Aeronautics and Astronatics, Dept. of Flight Vehicle Design and
Applied Mechanics，Beijing, 100083)
Abstract : The problems in preliminary design of M22 small coaxial helicopter are
discussed in this paper including selecting major parameters of the helicopter, location of
aerodynamic shape, aerodynamic interaction between upper and lower rotor. The problems
were analyzed and certificated by experiments. The helicopter’s performance and
characteristics of stability and control met the requirement through improving and modify
design.
Key words: coaxial helicopter; preliminary design; experiment; major
parameter
347
M22小型无人直升机的设计特点
作者：
作者单位：陈铭， 胡继忠北京航空航天大学航空科学与工程学院
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3. 顾冬雷. 高正. 孙传伟 无人直升机飞行控制的频域辨识建模方法研究[会议论文]-2004
4. 张毅. 王和平. ZHANG Yi. WANG He-ping 侦察-攻击作战航空综合体效能模型分析[期刊论文]-飞机设计2007,27(5)
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9. 骆岩林. 长谷川晶一. 佐藤诚 具有高度临场感和自然交互性的分子可视化教学系统[会议论文]-2004
10. 欧海英. 张为华. 李晓斌. 解红雨 平行坐标法处理多变量优化问题研究[会议论文]-2004
本文链接：http://d.wanfangdata.com.cn/Conference_6330969.aspx
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M22小型无人直升机的设计特点
陈 铭 胡继忠
（北京航空航天大学 航空科学与工程学院）
摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双
旋翼之间的气动干扰问题。经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。
关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数
一、直升机型式和总体参数选择
随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直
起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。这种飞行平台的主要用途
有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。另外，这
种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。
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动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用
一辆轻型车运输。根据这些要求，
在直升机型式选择上，采用了共轴
式双旋翼方案。这种型式直升机的
特点是：悬停和中速飞行效率高；
结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨，
不存在来自尾桨的故障。
1.1桨盘载荷选取
在总体参数选择中，首先要考
虑的是桨盘载荷的问题。考虑该直
升机主要作业在悬停和经济巡航速
度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功图1 2000年M22参加珠海国际
率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。对
于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋
翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此，
减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机
342
更具有重要意义。
与单旋翼带尾桨直升机不同的是，单旋翼直升机增加旋翼直径导致直升机尾梁长度
增加，对于机身的尺寸和重量影响较大。共轴双旋翼直升机的机身可以在旋翼桨盘的投
影面积之内，增加旋翼直径可不影响机身的几何尺寸。因此，共轴式直升机的尺寸和重
量与旋翼直径的关系相对较弱。
对于小型直升机，桨盘载荷的取值范围与大直升机有较大的不同，如表1所示， 本
文认为其主要原因是小型直升机由于总重较轻，旋翼直径在一定范围内的变化对于全机
重量影响不大。表1为500公斤以下的无人直升机桨盘载荷统计。
表1
型号 单旋翼直升机 Camcopter Vigilante Yamaha Yamaha CL-227
496 R-50 RMAX 共轴式直升机 CL-327桨盘载
荷(㎏/
㎡) 9.21
由表1统计得出，在总重小于500公斤的无人直升机中，其桨盘载荷的最大值为
13.7。均小于一般直升机桨盘载荷的下限15㎏/㎡[1]。由表1还可看出，常规布局的共
轴式直升机Ka-37和Ka-137的桨盘载荷均比单旋翼直升机要小。通过飞行性能计算和
重量估算，M22小型无人直升机的桨盘载
荷确定为7.95㎏/㎡。
1.2桨尖速度选取
对于装有活塞式发动机的直升机，桨
尖速度的取值范围是160m/s～190m/s[1]。
根据统计，小型直升机的桨尖速度一般取
直升机桨尖速度的下限值即160m/s左
右。桨尖速度的下限主要是考虑自转下滑
时保留足够的动能，同时考虑在大速度下
的前进比不致过大，以免出现气流分离和激波[1]。图2 加装机械稳定装置的M22
对于小型直升机，由于旋翼直径较小（3m 左右），即使桨尖速度取的较小，旋翼转速
仍大大高于中型和大型直升机。例如，直九直升机的桨尖速度为218m/s，旋翼转速为
349RPM ，如果取小型直升机的直径为3m ，桨尖速度取为140m/s，其旋翼转速为
343
891RPM 。可见，桨尖速度远小于直九直升机，而旋翼转速却远大于直九。因此，对于
小型直升机基本不存在由于桨尖速度小导致旋翼动能储备问题。
由于小型直升机一般飞行速度较低，不超过150㎏/h，飞行速度对于桨尖速度的要
求也相对较小。对于中型和大型直升机，为了减小传动系统主减的重量，应尽量提高桨
尖速度，以减小传动比，减小齿轮的直径。但对于小型直升机，由于旋翼转速相对较高，
传动比已相对较小，因此，提高桨尖速度对于减速器重量减小的意义不大。而由于转速
提高带来的离心力增大使旋翼及操纵系统的旋转部件尺寸有所增加，因为离心力与转速
的平方成正比。综合上述考虑M22小型无人直升机的桨尖速度定为140m/s。
1.3直升机总重及发动机选取
M22小型直升机的有效载荷定位在10公斤，燃油6公斤，即保证带10公斤载荷
可飞行1小时以上。对采用活塞式发动机的直升机，一般重量效率在0.3[1]。根据经验
将直升机总重定在50公斤。
M22直升机选用2台日产小松发动机，该发动机为活塞式发动机，输出功率6.5马
力，该发动机一般用于大型固定翼航空模型和飞艇。这样，采用2台发动机后的最大输
出功率为13马力。采用2台发动机是考虑了当一台发动机出现故障后，另一台发动机
可维持直升机安全降落，从而提高直升机的可靠性。目前，可选购的用于小型直升机的
专用发动机较少。采用小松发动机还需要增设冷却系统和启动装置。
二、气动布局
共轴式直升机的旋翼，既是升力面又是操纵面和推进器。由于不需尾桨，这种直
升机可以不用尾翼，直接由旋翼产生操纵力，使直升机进行升降、前后、左右运动，以
及绕三个轴的转动。M22小型直升机采用了轴对称机身，不设尾翼。充分发挥了共轴
式直升机的特点，同时，最大限度的减小了机身体积。由于采用轴对称机身，机体重心
均集中在旋翼轴位置，油箱也布置在机体重心处，机身的下部为载荷安装提供了较大的
空间，无论是燃油重量和载荷的重量变化，均不影响机体在水平面的重心位置。为载荷
安装带来了方便。
通过飞行试验发现，由于不设尾翼，不存在由平尾提供的纵向稳定力矩，既按迎
角的静稳定性、按速度的静稳定性及纵向阻尼力矩[2]。也不存在由垂尾产生的航向静稳
定力矩和航向阻尼力矩。这给电动舵机增加了负荷。但是，只要舵机力矩足够，仍可使
直升机达到稳定的飞行姿态。
为增加M22直升机的稳定性，在上旋翼处设计了机械稳定杆机构，用以增加上旋翼
344
的角速度阻尼，延迟上旋翼锥体对机体扰动的跟随时间。对于直升机的操纵是通过下旋
翼的周期变距实现。这种方法在实际飞行中得到较好的效果。上旋翼由于距离机体重心
较远，由稳定杆提供的角速度阻尼较大，恢复力矩较大，稳定作用明显。下旋翼通过周
期变距对机体的操纵也可达到与单旋翼基本相同的操纵效果。这样，纵向和横向的操纵
性和稳定性均满足使用要求。纵向和横向在不加陀螺的情况下，操纵手可通过遥控操纵
稳定的飞行。
M22直升机的纵向和横向稳定性由上旋翼的稳定杆提供，可达到较好的稳定性。但
由于不设尾翼，没有航向静稳定力矩和航向阻尼力矩，而且，M22机身为轴对称形状，
重心集中在旋翼轴处，机体绕垂直轴的转动惯量较小。因此，航向的稳定必须由陀螺与
伺服舵机构成的增稳系统来解决。M22的航向控制采用半差动形式，即通过改变下旋翼
的总距来改变下旋翼的扭矩，实现航向的稳定和操纵。由飞行试验发现，采用速率陀螺
与伺服舵机组成的航向增稳系统可以基本解决M22的航向稳定性问题，但由于航向的稳
定是由伺服舵机的高速率的正反方向操纵来实现的，即通过不断的增加或减小下旋翼的
总距来实现航向的稳定。因此，航向舵机的负荷较大，单旋翼直升机的尾桨操纵舵机与
倾斜器的操纵舵机相比负荷较小，而M22的航向操纵舵机的负荷要比操纵倾斜器的舵机
大。这也与以往北航研制的带尾翼的共轴式直升机不同，由此说明了尾翼在航向稳定方
面的作用还是较明显的。
三、气动干扰问题
共轴式直升机具有两组反向转动的旋翼，它们之间的气动干扰问题是单旋翼直
升机所没有的。上、下旋翼各自工作在不同的来流条件下。流过上旋翼的气流被加速后
打到下旋翼上，在下旋翼的入流中有了附加的垂直向下的分量，这相当于减小了下旋翼
的有效迎角，从而减小了升力。这势必导致上下旋翼
的扭矩产生差异。在飞行中，为了保持航向平衡，上、
下旋翼的扭矩应当相等，显然，它们的桨叶安装角将
是不同的。因此，正确选取上下旋翼的桨叶安装角是
研制工作必须解决的问题。经过气动力计算和试验发
现，在悬停情况下，当航向稳定时，一般下旋翼桨叶
角比上旋翼约大1°。但M22的航向稳定还与上下旋
翼的总距、旋翼转速有关，当旋翼转速增加或减小时，
航向均有变化。这种现象表明，上下旋翼的气动干扰以及诱导速度是与多种因素有关。
345图3 诱导干扰因子与旋翼间距的关系
但只要舵机力矩和速度足够，是可以解决M22直升机的航向稳定问题的。
在双旋翼气动干扰中，不但上旋翼的诱导速度影响下旋翼，而且下旋翼的诱导
速度也影响上旋翼。这种影响总的结果用互相诱导系数æh 来表示，见图3[3]。从图中
看出，等效单旋翼（直经相同、实度为上、下旋翼实度之和）的诱导系数为1，而共轴
式旋翼的诱导系数æh
诱导造成的损失减小。
诱导系数和旋翼的诱导功率有直接关系，诱导功率随诱导系数减小而减小。这
表明共轴式直升机的诱导功率小于等效单旋翼直升机的诱导功率。在悬停飞行中，诱导
功率占总功率消耗的主要部分。可见，共轴直升机比等效单旋翼直升机悬停效率高。即
在功率相同的条件下，共轴式直升机比等效单旋翼直升机能提升更大的重量。从理论上
说，上下旋翼间距越大，共轴式旋翼效率越高。但实际上，旋翼间的距离增大，会给传
动系统、操纵系统的结构和重量带来问题。因此，必须合理选择上下旋翼之间的距离，
既满足结构和重量的设计要求，又尽量利用气动干扰的有利方面。经反复计算和比较，
M22直升机上下旋翼间的距离取为0.1D 。
四、M22小型无人直升机的主要数据
几何参数：
米
重量：
346
海平面最大爬升率 3 米/秒
实用升限 3000 米
最大续航时间 1.5 小时
最大航程 90 公里
五、结束语
M22小型无人直升机经过多次试验，其机械系统稳定正常。气动性能和重量达到
设计要求。经过加装机械稳定装置后使直升机的操稳特性明显改善，在没有姿态和角速
度传感器和相应的飞控计算机下可以进行纵横向遥控操纵。今后的目标是根据共轴式直
升机的特点研制出一套适用于小型无人直升机的机械－电子组合增稳系统，再向更高一
级的飞行控制发展。
参考资料
[1] 郭才根 郭士龙 编《直升机总体设计》, 航空工业出版社,1993
[2] 高正 陈仁良 《直升机飞行动力学》，科学出版社，1990
[3] M．л．米里等《直升飞机计算和设计》，国防工业出版社，1977
The characteristic of Preliminary Design of M22 Small
Coaxial Helicopter
CHEN Ming HU Ji-zhong
(Beijing University of Aeronautics and Astronatics, Dept. of Flight Vehicle Design and
Applied Mechanics，Beijing, 100083)
Abstract : The problems in preliminary design of M22 small coaxial helicopter are
discussed in this paper including selecting major parameters of the helicopter, location of
aerodynamic shape, aerodynamic interaction between upper and lower rotor. The problems
were analyzed and certificated by experiments. The helicopter’s performance and
characteristics of stability and control met the requirement through improving and modify
design.
Key words: coaxial helicopter; preliminary design; experiment; major
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347
M22小型无人直升机的设计特点
作者：
作者单位：陈铭， 胡继忠北京航空航天大学航空科学与工程学院
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4. 张毅. 王和平. ZHANG Yi. WANG He-ping 侦察-攻击作战航空综合体效能模型分析[期刊论文]-飞机设计2007,27(5)
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