直升機作爲20世紀航空技術極具特色的創造之一，極大的拓展了飛行器的應用範圍。直升機是典型的軍民兩用產品，在軍用方面，無人直升機既能執行各種非殺傷性任務，又能執行各種軟硬殺傷性任務，包括偵察、監視、目標截獲、誘餌、攻擊、通信中繼等。在民用方面，無人直升機在大氣監測、交通監控、資源勘探、電力線路檢測、森林防火等方面具有廣泛的應用前景。
近十幾年來，隨着複合材料、動力系統、傳感器、尤其是飛行控制等技術的研究進展，無人直升機得到了迅速的發展，正日益成爲人們關注的焦點。
直升機本體包括旋翼、尾槳、機體、操縱系統、動力裝置等。
旋翼篇
一、主旋翼
主旋翼是直升機和旋翼機等旋翼航空器的主要升力部件，主旋翼由槳轂和數片槳葉構成，槳轂安裝在旋翼軸上，形如細長機翼的槳葉則連在槳轂上。
一、旋翼的旋轉方向
當旋翼旋轉時，有的旋翼是右旋，有的是左旋。若伸出右手，大拇指向上（指向旋翼升力方向），四指握拳方向與旋翼旋轉方向一致，則該旋翼爲右旋；
若伸出左手，其四指握拳方向與旋翼旋轉方向一致，則爲左旋旋翼。
二、主旋翼的作用
① 產生升力，用以平衡直升機的重力以及機身、平尾、機翼等部件在垂直方向上的分力。
② 產生向前的水平分力，克服空氣阻力使直升機前進。
③ 在懸停時，產生側向或向後水平分力，使直升機進行側飛或後飛。
④ 產生分力及力矩對直升機進行控制或機動飛行，類似於飛機上的各種操縱面
主旋翼的組成
1、槳轂（gǔ）
簡單來說，槳轂功能之一是連接槳葉，二是連接傳動主軸。好比汽車車輪轂的作用。
Tip：槳葉與槳轂之間螺絲需擰緊，但不宜過緊。一般三指力度移動槳葉能夠順暢便可。
2、拉桿與搖臂
又叫變距拉桿，變距搖臂。功能是連接槳轂、T型頭與十字盤，舵機控制十字盤運動、通過拉桿與搖臂使槳轂改變方向，從而達到槳葉揮舞行成直升機的運動。
3、十字盤
十字盤也叫傾斜盤，是直升機最重要的部分之一。十字盤是由機械液壓驅動，並且和飛行員的操縱桿相聯動的。十字盤不止可以前後傾斜，其可以向任何一個方向傾斜。從而帶動槳葉改變飛行姿態和方向。
4、螺旋槳
螺旋槳是指靠槳葉在空氣或水中旋轉，將發動機轉動功率轉化爲推進力的裝置。螺旋槳分爲很多種，應用也十分廣泛。搭配傾斜盤來實現直升機的靈活移動。“竹蜻蜓”就是最原始的一種螺旋槳。
Tip：直升機的螺旋槳是非常主要也是非常脆弱的，每次使用完後儘量裝入保護套中，同時也需要定期保養。
三、尾旋翼
牛頓第三定律告訴我們“相互作用的兩個物體之間的作用力和反作用力總是大小相等，方向相反，作用在同一條直線上”。所以當直升機驅動旋翼旋轉時，旋翼也必然會對直升機產生一個反作用力矩，如果只有一個旋翼，沒有其他措施，直升機機體會進入“不由自主”的旋轉。
尾旋翼是指單旋翼直升機爲平衡旋翼扭矩產生的反作用力矩而在機身尾部所裝置的小型旋翼。其構造與旋翼基本相同，其旋轉平面平行於直升機的對稱面。
1、尾旋翼的作用
提供反力矩,保持飛機的平衡,同時,利用尾槳的變矩作用控制直升機的航向。
直升機飛行時，旋翼旋轉的反作用扭矩會使直升機向與旋翼旋轉的相反方向轉動，尾槳產生的拉力可抵消這種轉動而實現航向穩定。
2尾旋翼的組成
1、尾槳轂：與主旋翼槳轂功能相同。
2、尾拉桿與尾搖臂
與主旋翼拉桿搖臂功能相同。但尾旋翼拉桿直接連接在舵機上。
3、尾槳
與主螺旋槳功能相同。
四、直升機有如下幾種
1、單旋翼直升機
顧名思義，單旋翼直升機就是它只有一個旋翼。一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產生的反轉矩。例如，歐洲直升機公司製造的EC-135直升機。圖2就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。
但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產生的反轉矩。例如，美國麥道直升機公司生產的MD520N直升機。“旋翼產生的反轉矩”將是本文的討論的重點。
2、雙旋翼直升機
雙旋翼直升機具有兩個旋翼。兩個旋翼的排列有如下三個情況：
- 縱列式：兩個旋翼前後縱向排列，旋轉方向相反。例如，美國波音公司製造的CH-47“支努干”運輸直升機。
- 橫列式：兩個旋翼左右橫向排列，旋翼軸間隔較遠，旋轉方向相反。比如，前蘇聯的Mi-12直升機
- 共軸式：兩個旋翼上下排列，在同一個轉軸線上，互成反向旋轉。例如，前蘇聯的卡-50武裝直升機。
3、四旋翼直升機
下圖中國研製的四旋翼無人直升機。四個旋翼分爲兩對，分別以正螺旋和反螺旋方向旋轉。
葉片數量
葉片數量往往與載重量大小相關，常見有2，3，4，8 個葉片。
例如米-8直升機有4個葉片；米-28有5個葉片；米-26直升機的旋翼有8個葉片，尾槳有5個葉片。2008年5月26日，一架紅色米-26直升機吊裝了一臺重約13.2噸的重型挖掘機，前往唐家山堰塞湖壩體。
傾轉式旋翼飛機
美國V-22魚鷹直升機就是傾轉式旋翼飛機（參見圖5），它兼有直升機和飛機的共同優點。當旋翼的轉軸豎直時，旋翼產生升力。當轉軸角（與豎直軸的夾角）接近90度時，旋翼就變成螺旋槳，飛行速度由300公里/時，提高到500公里/時。現在，美國V-22部署到東亞美軍駐日基地，對中國進行威懾。
五、直升機旋翼動力學奧妙與動量矩守恆律
前邊提到，單旋翼直升機除了有一個大的旋翼外，在尾部還有一個小的尾旋翼（也叫尾槳）。下圖是一個帶鑲嵌式尾旋翼（尾槳）的直升機。尾槳產生的作用力沿水平方向，並且與機身垂直，對機身重心有一個力矩（轉矩）。再仔細看，尾槳力矩使機身轉動的方向必然和主旋翼的轉動方向相反。在設計時，要保證尾槳的轉矩與旋翼的動量矩大小相等方向相反。這樣直升機才能正常飛行。下面我們從力學原理出發來討論一下直升機運行的奧祕。
動量矩定理 (Theorem of moment of momentum) 和動量矩守恆定律 (Law of conservation of moment of momentum) 是剛體（或質點系）運動必須滿足的動力學原理。動量矩定理說，動量矩對時間的變化率等於外加力矩之總和。當質點系不受外力作用或所受全部外力對某定點或定軸的主矩始終等於零時，該質點系對該點或該軸的動量矩保持不變。即當作用於它的外力矩之和爲零時，它的動量矩變化率將等於零。這就是動量矩守恆定律。
爲了更嚴格地說明動量矩定理和動量矩守恆定律，請看下邊的公式：
動量矩
- 質點對某點的動量矩爲L0(mv)= rmv； 其中，黑體符號L0、 r、v都是向量。這個公式表明，質點m對0點的動量矩L0等於質點m到0點的矢徑r與其動量mv的矢量積。
- 剛體的動量矩爲Lz=Jzω； 其中，Jz爲剛體對於轉軸的轉動慣量，ω是角速度向量。
動量矩定理
動量矩對時間的變化率等於外加力矩之總和，就是：
[Lz]' =∑Mz(Fi )
其中，等號左邊是對動量矩Lz求時間導數，右邊是對外力矩求和。
動量矩守恆定律
當上式的右端項爲零時，Lz爲常數，即動量矩永恆不變。直升機在空中飛行時，它的旋翼不停地旋轉，這將產生對直升機重心的動量矩。
由於它是孤立系統，外界對它的外力矩之和爲零，如果沒有尾槳的話，機身將不停地向旋翼旋轉的反向旋轉，這樣就難以執行所指定的各類任務。安裝尾槳就是要以尾槳的力矩平衡這個“旋翼產生的反轉矩”。這就是直升機安裝尾槳的力學意義。
爲使機身不產生旋轉，也不安裝尾槳。聰明的工程師們設計了共軸式雙旋翼直升機（參見下圖）。
它的兩幅旋翼安裝在同一個軸上，分別朝不同方向旋轉，二者的動量矩必須大小相等，構成平衡。若是雙軸兩旋翼情況（如V-22魚鷹直升機），要求兩個旋翼的轉動方向相反且動量矩相等。對於四軸四旋翼情況，很容易推斷，它們要兩兩成對，分別朝反向轉動，動量矩大小要相等，以保證總動量矩爲零。
最後，和動量矩守恆有關的例子是陀螺儀，它是具有高速旋轉剛體轉子、服從動量矩守恆律的一種常用儀表。現代高精度的單自由度陀螺常是液浮、磁浮和氣浮並用的三浮陀螺儀。這種陀螺儀的精度極高。陀螺儀廣泛應用於各種運載體（如船舶、飛機等）上，成爲各種運載體的自動控制、制導和導航系統中測定姿態、方位的重要元件。實際上，地球就是一個巨大的陀螺儀，由於動量守恆，其旋轉角速度恆久不變。
尾槳給直升機的設計帶來了很多麻煩
1、尾槳要是太大了，會打到地上，所以尾槳尺寸受到限制，要提供足夠的反扭力，就需要提高轉速，這樣，尾槳翼尖速度就大，尾槳的噪聲就很大。極端情況下，尾槳翼尖速度甚至可以超過音速，形成音爆。尾槳需要安裝在尾撐上，尾撐越長，尾槳的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撐的重量也越大。爲了把動力傳遞到尾槳，尾撐內需要安裝一根長長的傳動軸，這又增加了重量和機械複雜性。尾槳是直升機飛行安全的最大挑戰，主旋翼失去動力，直升機還可以自旋着陸；但尾槳一旦失去動力，那直升機就要打轉轉，失去控制。在戰鬥中，直升機因爲尾槳受損而墜毀的概率遠遠高於因爲其他部位被擊中的情況。即使不算戰損情況，平時使用中，尾槳對地面人員的危險很大，一不小心，附近的人員和器材就會被打到。在居民區或林間空地懸停或起落時，尾槳很容易掛上建築物、電線、樹枝、飛舞物品。
尾槳可以是推式，也可以是拉式，一般認爲以推式的效率爲高。
2、雖然不管推式還是拉式，氣流總是要流經尾撐，但在尾槳加速氣流前，低速氣流流經尾撐的動能損失較小。尾槳的旋轉方向可以順着主旋翼，也就是說，對於逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向前轉（或者說，從右面向直升機看，尾槳順時針旋轉），這樣尾槳對主旋翼的氣動干擾小，主旋翼的升力可以充分發揮。尾槳也可以逆着主旋翼的方向旋轉，也就是說，對於逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向後轉（或者說，從右面向直升機看，尾槳逆時針旋轉），這樣尾槳和主旋翼之間形成一個互相干擾，主旋翼的升力受到損失，但尾槳的作用加強，所以可以縮小尺寸，或降低功率。兩者沒有絕對的優劣，設計得當時，一般選擇順着轉，只有設計不當、尾槳控制作用不夠時，才選擇逆着轉，像米-24直升機那樣。
3、涵道尾槳（fenestron）將尾槳縮小，“隱藏”在尾撐端部的巨大開孔裏，相當於給尾槳安上一個罩子，這樣大大改善了安全性，不易打到周圍的物體。
由於涵道尾槳的周邊是遮蔽的，尾槳翼尖附近的氣流情況大大簡化，翼尖速度較高也不至於大大增加噪聲。罩子的屏蔽也使前後方向上的噪聲大大減小。涵道尾槳的缺點是風扇的包圍結構帶來較大的重量，這個問題隨涵道尾槳直徑增加而急劇惡化，所以涵道尾槳難以用到大型直升機上。涵道尾槳只有法國直升機上採用，美國的下馬了的 Comanche 是法國之外少見的採用涵道尾槳的例子。
4、旋翼傾斜，造成升力的作用力軸線傾斜，由於作用力軸線不再通過重心，造成扭轉力矩，使飛機向旋翼傾斜方向滾轉，直到作用力軸線重又通過重心，恢復平衡。
5、週期距控制不僅用來控制行進方向，還用來控制滾轉姿態。正常飛行時，旋翼的升力軸線必定通過飛機的重心，不然飛機要發生滾轉。週期距控制使旋翼傾斜的同時，升力軸線同時傾斜，偏離直升機的重心，造成滾轉力矩。飛機發生滾轉之後，飛行員的控制逐漸回中（否則就一直滾轉下去了），重心位置移動，升力軸線重又通過重心，恢復平衡，儘管這時飛機可能是歪着或前傾、後仰的。
事實上，爲了在中速巡航時機身保持水平，以減小平飛阻力，直升機的重心通常都在旋翼圓心稍後的地方，這樣旋翼可以自然向前傾斜一定的角度，而機身依然保持水平。但爲了達到最大速度，機身應該前傾，也就是壓低機頭，這樣好最大限度地發揮發動機功率，而不至於產生不必要的升力，本意要向前飛得快，結果速度沒有上去多少，反而越飛越高了。
同樣道理，從空中急降時，用週期距控制使機頭高高仰起，旋翼後傾，既利用增加的機身迎風面積造成的阻力減速，又利用主旋翼向前的推力分量做反推力剎車，可以極快地減速、着陸，減少在敵人火力下的暴露時間。週期距控制也使直升機的側飛、倒飛成爲可能，既強化了懸停中對側風的補償能力，又極大地增強了對常規固定翼飛機來說匪夷所思的非常規機動性能。
5、直升機異乎尋常的起落性能提供了無數可能性，也帶來無數的問題，其中一個就是翻滾問題。在側風中垂直着陸時，機身在週期距控制下向迎風方向傾斜以保持平衡，這和側風中騎自行車要歪着身子是一樣道理。在懸停過程中，機身橫滾的支點還是在重心，但一側機輪首先接地時，機輪就變成支點，這時如果控制不當，就會“別住腳”，向外側翻滾，造成事故。爲了恢復水平，如果升力軸線在着地機輪的內側，應該降低總距（減油門），用重力使機身正確落地；如果升力軸線在着地機輪外側，那就應該增加總距（加油門），用升力來恢復水平姿態。用錯了，就會發生翻滾事故。
沒有側風但是在起伏的艦船甲板上着陸，也有同樣的問題。反過來的問題是在斜坡上起飛。飛行員必須小心地尋找旋翼水平的姿態，先將一側機輪離地，機身達到水平狀態，再增加升力，使另一側機輪離地，達到升空。如果動作過急，在升力軸線還沒有垂直時就匆忙離地，即使後離地的機輪沒有拖地以造成不利滾動力矩，支點從後離地的機輪瞬時轉移到機身重心所造成的劇烈擺動，可能使飛機失控。由於側風和地面亂流的影響，旋翼水平還不一定就是正確的姿態，必須對側風和亂流進行補償，所以直升機在複雜條件下的起落需要相當的技巧。
6、側風下垂直着陸，要防止支點突然轉移到外側機輪而引起翻滾的問題 / 斜坡上起飛，要注意不能太猛，否則重心突然從後離地的機輪向重心轉移，會造成突然而劇烈的擺動，危害飛行安全。
7、旋翼是圓周運動，由於半徑的關係，翼尖處線速度已經接近音速時，圓心處線速度爲零！所以旋翼靠近圓周的地方產生最大的升力，而靠近圓心的地方只產生微不足道的升力。槳葉向前划行時，槳葉和空氣的相對速度高於旋轉本身所帶來的線速度；
反之，槳葉向後划行時，槳葉和空氣的相對速度就低於旋轉本身所帶來的線速度，這樣，旋翼兩側產生的升力還不均勻，不做任何補償的話，升力差可以達到 5：1。這個週期性的升力變化不僅使機身向一側傾斜，而且每片槳葉在圓周中不同方位產生不同的升力和阻力，週期性地對槳葉產生強烈的扭曲，既大大加速材料的疲勞，又引起很大的振動。所以旋翼的氣動設計可以比高性能固定翼飛機的機翼設計更爲複雜。
8、直升機不光可以垂直起落，還可以懸停、側飛、倒飛、原地轉彎。直升機的這些非常規機動動作提供了空前的戰術靈活性，比如，反坦克直升機可以在低於樹梢的極低空高度懸停，在戰機恰當的時刻，突然冒起來發射武器，然後迅速下降到樹梢以下高度隱蔽，既可以躲避對方直射武器的打擊，又有利於隱蔽地轉移陣地。如果裝備桅杆頂的觀察裝置裝置的話，可以更好地隱蔽觀察敵情、掌握戰機。
同樣的戰術也適用於山脊、建築物等適當的隱蔽物背後。在巷戰中，直升機可以隱蔽在建築物後懸停，在適當時機側飛出來發射武器，然後迅速返回隱蔽位置，這樣可以避開敵人從遠處房頂的觀察和伏擊。在營救和精確定點空降作業中，懸停中的側飛和倒飛更是必不可少的。然而，成也蕭何，敗也蕭何，直升機的旋翼不光提供了空前的機動能力，也從根本上限制了前飛速度。旋翼尺寸和槳葉數的限制不談，飛機的前飛速度不可能超過旋翼翼尖的線速度，在極限情況下，假定飛機的前飛速度和翼尖速度都爲音速的一半，前行方向上，翼尖速度在 3 點鐘方向已經達到音速，而後行方向上，翼尖在 9 點鐘方向的速度就爲零，要發生失速。
實際上，翼尖失速速度要高於零速度，所以飛行速度比理論上的極限情況要低。另外，由於半徑的關係，旋翼前傾時，旋翼翼尖附近是產生推力的部分，中間部分的線速度低，實際上不產生推力，是在迎風氣流的作用下像風車一樣地自旋，靠近圓心的部分的線速度低於失速速度，已經處在失速區了。由於前飛時旋翼前傾，阻力在旋翼上形成一個向下的分量，造成速度越大，“降力”越大的尷尬局面，必須用增加的升力來補償，白白浪費發動機功率。據計算，直升機的理論速度不能超過 420 公里/小時。英國 Westland 公司對旋翼翼尖進行加大後掠角的修形，使直升機速度有了不小的提高，但還是沒有突破這個理論限制。
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