直升机的起飞方法

2024年3月17日发(作者：上量)

直升机的起飞方法

5.1 直升机的起飞方法

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。主要的起飞方法有：

A. 正常起飞

直升机对准风向停在场地上，启动发动机，飞行员加大油门、提总距，直

升机垂直离地2~3米悬停，飞行员略作检查之后，则推杆前飞、爬升。正常起飞

飞行航迹如图5-1所示。

。

。

25米

T

T

y

T

x

。

。

2~3米

L

takeoff

图5-1 正常起飞飞行航迹

如果因场地原因，在起飞前直升机又不能对正风向，那么飞行员不得不在侧

风或顺风情况下起飞，此时就要考虑侧风或顺风的影响。

-------侧风起飞

以右旋旋翼为例，若在右侧风下起飞，由于机身横截面大，机身阻力大，和

迎面来风相比，直升机需用功率要大一些；同时，尾桨处在相当于旋翼垂直爬升

的状态，尾桨需用功率大，整个直升机需用功率又增大。这就意味着发动机剩余

功率小。此外，在风的作用下，旋翼顺风的方向倒，即吹风挥舞，为克服此挥舞，

飞行员要向右压杆；为平衡侧风产生的向左阻力，旋翼还需右压杆，产生向右分

力，使操纵变得复杂化。如果风速和风向不稳定，尾桨的推力也在变，为保持航

向和横向平衡，要对尾桨和横向操纵随时进行修正，使得操纵更加复杂。因此，

直升机应尽量避免在侧风下起飞。

-----顺风起飞

在顺风悬停时，直升机后带杆，风越大则后带杆量越大；若重心靠前，为克

服旋翼升力垂直分量对重心所产生的低头力矩，则后带杆量还要大一些。在从悬

停转前飞的过程中，纵向操纵经历从后带杆到前推杆的过程。后来风，直升机的

稳定性比较差。

直升机允许的最大后带杆量决定了起飞时的最大顺风风速。尾桨的操纵范围

决定了起飞时的最大侧风风速。起飞时所允许的最大风速，是直升机的性能指标

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直升机的起飞方法

之一，直升机飞行员手册中都有明确规定。

在地面，旋翼的反扭矩由尾桨拉力和机轮摩擦力所产生的力矩共同平衡。在

起飞离地过程中，随着旋翼升力增加，机轮对地面的压力减小，机轮摩擦力减小。

机轮离地瞬间，机轮与地面间的摩擦力突然消失，由它产生的力矩也突然消失，

这时旋翼反扭矩完全由尾桨拉力来平衡，此时容易出现航向摆动，飞行员要及时

修正航向，特别是在侧风情况下。

直升机在垂直离地的过程中，是旋翼从较强的地面效应到较弱的地面效应，

再到无地面效应的过程。根据地效原理，也是直升机需用功率逐渐增大的过程。

为了保持直升机相对地面的位置，为了保持直升机的平衡，飞行员要不停地修正

各个操纵。

B. 地效起飞

关于地面效应的原理将在第九章阐述。直升机处在地效作用范围内，产生同

样的升力要比无地效时需用的功率小；或者说，同样的发动机功率可使旋翼产生

较大的升力。地效起飞就是利用这一特点起飞的。当发动机剩余功率小时，直升

机离地后，在1.0~2米高度上，不是转入斜爬升，而是在地面效应范围内水平增

速。随着飞行速度的增大，直升机需用功率降低，当出现剩余功率时，直升机便

由邻近地面的水平飞行逐渐转入爬升。此时，有了剩余功率和备份操纵量，直升

机就容易保持平衡和实施所需的机动。使用此种起飞方法，应密切注意，直升机

增速时不要向前推杆太多，以免下掉高度，并在一开始就使用发动机起飞功率，

这样剩余功率会大一些。

早期的直升机安装的是活塞式发动机，剩余功率小，多半采用地效起飞。

C. 滑跑起飞

即像飞机那样滑跑起飞。当直升机剩余功率相当小，不能垂直离地时而采用

的起飞方法。滑跑时，发动机处于最大功率状态。沿地面滑跑，在滑跑中增大直

升机运动速度一直到需用功率小于发动机可用功率为止。第一阶段增速可保证直

升机离地，在1.5~2米高度上水平飞行中进行后一阶段增速，一直达到有利上升

速度。这时直升机才能上升到所需的高度。

在地效起飞和滑跑起飞都要避免过大增加总距，以免需用功率增加过快。

滑跑起飞仅限于轮式起落架。

D. 垂直起飞

离地并在地面效应范围以外垂直上升。当起飞场地受到高障碍物的限制和发

动机剩余功率很大时才能采用此种起飞方法。采用此种起飞方法，飞行员应柔和

增大总距，使直升机转入垂直上升，同时要特别注意发动机转速，以避免因提距

过大而掉高度。高出障碍物2~3米后，直升机转入平飞增速并爬升。

应当指出，采用此种方法起飞，保持直升机平衡时是相当复杂的，显然，只

有技术水平非常高的飞行员才能做到这一点。

E. 机场类型

由于直升机能到各种地方去执行任务，所以直升机起飞、着陆所用的机场类

型比较复杂，归纳起来可分为下述三种类型：

（1）无障碍机场----

（2）直升机机场----供直升机起飞、降落、停放和组织、保障飞行活动的

场所；

（3）直升机平台-----供直升机起降的高架场地，如楼房屋顶、舰船甲板、

钻井平台、拖车平台等。

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直升机的起飞方法

5.2 爬升

5.2.1 起飞航迹

为保证直升机安全起飞，直升机是按一定航迹起飞的。在第六章《自转飞行》

中，将要介绍高度-速度（H-V）图，即回避区。回避区分为高速回避区和低速

回避区，直升机起飞是在二者之间的通道中飞行，见图5-2。因为在回避区内一

旦发动机停车直升机将产生严重后果。

飞

行

高

度

低速回避区

飞

行

高速回避区

0

飞行速度

通

道

图5-2 起飞通道

直升机起飞、悬停，然后转入前飞、加速，在此阶段必然通过小速度区，通

常小速度

V

0

20~50km/h

。

如第三章所述，在悬停状态空气流从上到下通过旋翼，由于在旋翼上、下表

面形成压力差，气流形状宛如一漏斗状。在前飞时，诱导气流还是从上向下通过

旋翼但尾迹向后倾斜，随着飞行速度的连续增加尾迹连续向后倾斜，在悬停时建

立的稳定流转入前飞加速时就要重建，在旋翼涡系重建过程中是不稳定的，致使

振动增大。

振动的大小还与飞机重量有关，飞机越重，振动越大。此外，这一振动的大

小与持续时间还与加速速率有关，加速越慢，振动幅值越大，持续时间越长；所

以在飞行中要快速通过这一区域。

直升机从某一速度减速到悬停状态时，即所谓的消速飞行，由于要从前飞涡

系重建悬停涡系也会出现振动大的现象，而且其振动幅值大于加速状态。

直升机在起飞加速过程中，究竟到速度多大、高度多高才算起飞成功呢？这

取决于发动机是单发、双发还是多发。一般来说，要飞出H-V图（回避区、危

险区）的‘鼻’部才算起飞成功。对单发直升机，‘鼻’部速度（起飞安全速度）

约为90km/h左右，高度约35米左右。如果在起飞的航路上有障碍物，那么加速

到起飞安全速度时，至少应高出障碍物9~10米才算起飞成功。典型起飞剖面图

如图5-3所示，图中给出正常起飞、垂直起飞和滑跑起飞的飞行剖面，当可用功

率超过无地效悬停的需用功率，直升机就可进行垂直起飞和正常起飞，当直升机

的可用功率小于有地效悬停的需用功率，直升机可使用滑跑起飞。

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直升机的起飞方法

可用功率小于无地

效悬停需用功率

可用功率大于无地

效悬停需用功率

垂

直

起

飞

水平加速

转 弯

速

，

以

固

定

空

爬

升

安

全

高

度

功

率

限

制

有地效悬停

机轮离地高度1.5~3米

滑跑起飞

.

障

碍

物

起飞距离（有地效悬停）

滑跑起飞距离

图5-3 典型起飞剖面图

带前飞速度爬升是直升机的基本爬升形式，如果条件允许，在所有情况下

都采用这种型式起飞爬升。因为斜爬升比垂直爬升需用功率少，或者，在同样发

动机可用功率下，比垂直爬升速度快。此外，与垂直爬升相比，斜爬升时直升机

稳定性比较好，操纵余量也比较大，驾驶起来比较容易。

对于装有双台发动机的直升机，在起飞航迹上，当飞行到起飞安全速度和安

全高度后，一台发动机故障，利用另一台发动机加速到最大功率仍可完成正常起

飞。此速度和高度点便是起飞决断点（CDP），见图5-4（A）。此点必须在单发

停车时的H-V图之外。起飞时，一台发动机在起飞决断点之前停车，必须停止

起飞；在这个起飞决断点上和起飞决断点之后，可按一定程序继续起飞。在以单

台发动机向外爬升时，飞行航迹最小飞行高度不小于

H

2

，

与障碍物的最小距离

不小于

H

3

，

H

1

,H

2

,H

3

的大小取决于不同的任务要求，并由使用方提供。准备的

着陆场地大小是根据放弃起飞的距离加上飞机的长度确定的，一台发动机不工作

的着陆距离也必须加以考虑。着陆时，同样存在一着陆决断点（LDP），见图5-4

（B），一台发动机在着陆决断点之前停车，可继续着陆，或按一定程序，利用

将另一台发动机加速到最大功率进行复飞。在这个着陆决断点上和之后，一台发

动机停车，直升机必须立即着陆。准备的着陆场地大小是根据飞机通过

H

1

高度

的点到飞机完全停止的距离加上飞机的长度确定的，适用这个距离的安全系数要

考虑许多因素，如跑道状况等。

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直升机的起飞方法

H

正常飞行

一台发动机不工作

CDP

*

H

1

H

3

LDP

*

H

1

H

2

准备的着陆场地

H

2

准备的着陆场地

S

2

（A）（B）

图5-4 起飞、着陆临界决断点

直升机在不同类型的机场起飞和着陆，其起飞和着陆决断点亦不同，表5-1

给出直8型机的数据。

表5-1 直8型机起飞、着陆临界决策点

无障碍机场 直升机机场 直升机平台

临界高度 30m 15m

CDP

临界速度

VV

TOSS

28km/h

0 0

临界高度 40m 30m 30m

临界速度 75km/h 55km/h 55km/h

直升机的最佳爬升率是在续航速度，因为在这个速度剩余功率最大，因而可

达到最大垂直爬升率。真实的续航速度随高度增加而有些增大，但为了便于驾驶，

通常只用一个速度爬升。随着高度的增高，剩余功率越来越小，爬升率也越来越

小，直至为零，此高度就是理论实用升限。实际上，是达不到理论实用升限，另

外此升限也没有使用价值，所以一般规定爬升率为0.5m/s的那个高度为实用升

限。显然，对同一架直升机，飞行重量越大，实用升限越低。

在斜爬升时，一般采用发动机最大连续功率状态，因为用此功率可实现长时

间的爬升、可得到较大的爬升率，只有在应急情况才使用起飞功率状态。

在爬升时总距一直处在高位。因为在爬升时，有一股等于垂直速度的向下气

流，使桨叶剖面迎角减小，为保持旋翼升力基本等于直升机重量，就必须提总距，

以补偿因垂直速度而减小的叶剖面迎角。

5.2.2 在有高障碍物条件下的爬升

在有些情况下，根据周围障碍物的情况确定爬升方式。

在山地飞行的条件下，当直升机要从周围都是山岭和山峰的深谷处起飞时会

遇到此种情况（见图5-4）。在这些条件下，或是从低谷垂直上升到一定高度然后

向障碍物方向飞去（图5-4中c），或是向较高的山岭上空飞行（图5-4中b），

都要对准风的方向。当然，在某些情况下，还有可能采用第三种上升方式——盘

旋上升。但是，不是在任何时候都能采用此种上升方法的。

向障碍物方向爬升时，飞行状态应符合两个要求：

（1）飞行航迹与地平线所成的倾斜角，应在飞过障碍物时的飞行高度比障

碍物高出不低于300米；

（2）上升时间应最短。

LDP

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直升机的起飞方法

可以认为，这时不可能利用有利速度（续航速度）保持最大上升率上升。实

际上，如果地形如同图5-4的地貌，则地平线与直线A（山峰与起飞场地连成的

直线）之间的夹角等于14°，这一角度大于以最大上升率上升时的爬升角，一

般直升机的爬升角不超过10°～12°，为安全飞过障碍物，直线A还必须有一

个不低于300米的高出量，为此，需降低前飞速度，沿直线B飞行。

C

300~500米

B

A

。

。

12



14



3500米

7

0

0

米

图5-4 高障碍物条件下的爬升

如果山峰或山岭的高度低于直升机的静升限，则飞行员可以在起飞后立即转

入垂直上升，并在上升到接近障碍物高度时转入斜爬升。直升机利用这种方式上

升时，要使曲线C（见图5-4）带有相当安全的高出量穿越山岭，但是垂直上升

时上升率很小，持续的时间很长，只有到万不得已时才采用。

然而，还会遇到下列情况。山峰或山岭的高度高于直升机的静升限。此时可

采用小于最有利上升速度实施倾斜爬升。为了使用这种方法上升，必须预先计算

出从零到续航速度

V

con

的各种飞行速度的剩余功率

N

，该值等于可用功率与平

飞需用功率之差。然后根据（4-55）式计算上升率，计算出上升角和上升时间。

下面以某直升机为例，说明飞越山岭的计算方法。该机飞行重量G=2300公

斤，设障碍物高度700米，续航速度

V

con

=100公里/小时，从表5-2和图5-4中可

见，以

V

con

速度爬升可获得最大上升率（5.7米/秒），但直升机不能飞越障碍物，

因为上升角（~

12°）

小于向障碍物顶峰方向的直线与水平直线之间的夹角（

14°）

。

但是，当飞行速度为60公里/小时时，尽管这时上升率（4.55米/秒）小于续航速

度

V

con

时的上升率（5.7米/秒），但上升角（曲线B）却大于向障碍物顶峰方向的

直线与水平直线之间的夹角。虽然保持此上升速度沿直线升高1000米比以续航

速度

V

con

=100公里/小时上升时用的时间长一些（长1分15秒），可是直升机能

够飞过障碍物。

实际上，为保持一定上升角选择最有利的上升速度的可能性是十分有限的。

因此，在山地条件下采用续航速度进行盘旋上升是比较有利的。

表5-2 爬升性能计算

平飞需用功率，

马力

公里/小时

米/秒

0

0

500

20

5.55

480

40

11.1

420

60

16.7

360

80

22.2

330

100

27.8

325

N

re

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直升机的起飞方法

可用功率，马力

剩余功率，马力

上升率，米/秒

N

av

500

0

0

20

0.65

80

2.62

140

4.55

170

5.55

175

5.7

N

V

y

上升角正切

上升角

上升1000米时

间

V

y

V

0

0

-----

0.117

6.7°

25分30

秒

0.236

13.25°

0.273

15.33°

0.25 0.205





14° 11.7°

3分

2分25

秒

6分20秒 3分40秒

5.2.3 爬升

关于直升机的垂直爬升和静升限的介绍见第三章。

关于直升机的斜爬升和使用升限的介绍见第四章。

关于直升机在爬升时的平衡计算见第十一章。

5.2.4 影响直升机起飞重量的因素

众所周知，直升机的起飞重量越大则直升机所载的有效载荷越大，大的有

效载荷可多载任务载荷，或多装燃油使直升机飞的更远或飞的时间更长。那么那

些因素影响直升机的起飞重量呢？综合上述分析，归纳如下：

A. 起飞方式

在5.1节给出4种起飞方式：正常起飞、地效起飞、滑跑起飞和垂直起飞，

显然，起飞方式不同就是起飞时直升机的需用功率不同，在同样发动机可用功率

情况下，使直升机起飞重量从最大到最小的起飞方式依次是：滑跑起飞、地效起

飞、正常起飞和垂直起飞。

B．风的影响

直升机起飞一般都是迎风起飞。如前述，在小速度时，直升机的需用功率随

飞行速度的增加而快速降低，根据相对运动原理，风速就是空速，所以风速对起

飞是有利的，特别是无地效悬停起飞。利用地效起飞，风的作用使地效效果有所

减弱，但还是有利的，只不过利小一些（见第9章）。

C. 温度的影响

在第13章将阐述温度对发动机功率的影响。无论是涡轮轴发动机还是活塞

式发动机，其功率均随温度的升高而下降，而活塞式发动机下降的更快一些。由

于温度升高导致发动机可用功率下降，而直升机需用功率基本不变，所以直升机

的起飞重量下降。图5-5中给出在不同大气温度下飞行重量随垂直爬升率的变化，

从图中可见，在同一飞行重量下，温度越高，垂直爬升率越小；或者说，在同一

垂直爬升率下，温度越高，飞行重量越小。

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直升机的起飞方法

飞

行

重

量

海平面

标

准

大

标

大

准

+

1

气

标

准

+

2

气

大

C

0

°

图5-5 在不同大气温度下飞行重量随垂直爬升率的变化

D. 高度的影响

在第13章将阐述高度对发动机功率的影响。发动机的功率随高度的升高而

减小，活塞式发动机减小的更快一些（带增压的除外），而直升机的需用功率却

略有增加，所以直升机的起飞重量随飞行高度的增加而减小。图5-6给出在不同

飞行重量下压力高度随垂直爬升率的变化。从图中可见，在同一飞行重量下，压

力高度越大，垂直爬升率越小；在同一高度下，飞行重量越小则垂直爬升率越大。

E. 湿度的影响

对于涡轮轴发动机可不考虑湿度的影响，而活塞式发动机应考虑，其功率随

湿度的增大而降低，所以，装有活塞式发动机的直升机，随湿度增大而起飞重量

减小。

压

力

高

度

标准大气

G4G3G2G1

G1

G2

G3

G4

图5-6 在不同飞行重量下压力高度随垂直爬升率的变化

5.3 着陆

直升机从一定高度下降，减速、降落到地面直至直升机运动停止的过程称为

着陆，是起飞的逆过程。

带前飞速度下降（下滑）是直升机下降的主要形式，如果条件允许适用于所

有情况。与垂直下降相比，无论从直升机的稳定性和操纵性来看，还是从飞行安

全的观点来看，下滑都是比较有利的。因为下滑需用功率低，比较经济，可得到

低的垂直下降率和很小的下滑角，而且具有好的稳定性和较大的操纵余量，也便

8 / 12

气

C

0

°

垂直爬升率

垂直爬升率

直升机的起飞方法

于飞行员驾驶。在以小的前飞速度下降时，由第9章知，若垂直下降速度过大，

直升机易进入涡环状态，进入涡环状态是非常危险的，所以应在涡环边界外的前

飞速度和下降速度着陆。典型着陆剖面图如图5-7所示。图中给出正常进场着陆、

滑跑进场着陆和垂直着陆的剖面图。只有在可用功率大于悬停需用功率时才可采

用垂直着陆。

垂直着陆

可用功率大于无地

效悬停需用功率

安全

高度

固

定

空

速

和

下

降

率

进

场

减 速

姿态拉平

有地效悬停

地面滑行

（单发和自转）

滑跑起飞

悬停着陆距离

滑跑着陆距离

.

可用功率小于无地

效悬停需用功率

障

碍

物

以

图5-7 典型着陆剖面图

A. 直升机的下降率

直升机的垂直下降率

V

y

取决于

：

发动机的可用功率、直升机平飞的需用功率、

直升机的飞行重量和大气条件。对于给定直升机，直升机的垂直下降率

V

y

：

V

y



N

av

N

re

G

式中：

N

av

-----

发动机可用功率,kw

N

re

-----

直升机平飞时需用功率,kw

G

--

----直升机重量,kg

在飞行重量、大气条件一定时，图5-8（a）中给出直升机需用功率

N

re

随前

飞速度

V

0

的变化，以及不同的发动机可用功率

N

av

。

图中1，2，-----7，表示发动

机可用功率级别，‘1’表示可用功率

N

av

=0 ；‘7’表示发动机的额定状态。级

别越高，则可用功率越大。按照上式，图5-8（b）中给出对应不同的发动机可用

功率级别，下降速度

V

y

随前飞速度

V

0

的变化。

从图中可见，发动机可用功率的级别越大，则下降速度越小。当级别为‘7’

9 / 12

直升机的起飞方法

时，在所有前飞速度，发动机可用功率均大于直升机需用功率，直升机不但不下

降，反而爬升。随着发动机可用功率的级别的减小，下降速度逐渐增大。当可用

功率的级别为‘1’（

N

av

=0）时，垂直下降速度

V

y

达到极限状态，即自转状态。

从图中还发现，在不同的发动机可用功率级别，其最小下降（或爬升）率都是在

续航速度。

从上式可见，垂直下降速度是

N

av

、

N

re

和

G

的函数。当可用功率

N

av

和直升

机重量

G

一定时，需用功率

N

re

越大则垂直下降速度

V

Y

越大，而续航速度时

N

re

最小，大于或小于续航速度的速度需用功率

N

re

都比较大，所以只有以续航速度

下降时，垂直下降速度才最小。如果可用功率

N

av

=0，即自转状态，则是垂直下

降速度

V

Y

的极限状态，此时也是在续航速度时垂直下降速度最小。有关自转飞

行详见第六章。

直升机在下滑时由发动机传给旋翼的功率小，此时旋翼的反扭矩同样也小。

这就是说，为了平衡反扭矩，尾桨拉力也应减小。

直升机在下滑时总距很小，因为下滑时相对旋翼有一股向上气流，该气流使

桨叶剖面迎角增加，在稳定下降时为保证旋翼升力等于直升机重量，要降低总距。

总距下降的越多则下降速度越大。

N

N

av

7

6

5

4

3

2

1

N

re

0

V

y

V

cont

(a)

V

0

0

7

6

5

4

3

2

V

0

(b)

1

图5-8 直升机的飞行状态

（a） 飞行时的可用功率和需用功率

（b） 在不同的发动机功率状态、不同飞行速度下，垂直下降

速度和爬升速度的变化

B.正常着陆

直升机在下滑时由以下几部分组成（见图5-9）：

-----下滑阶段，在该阶段以某一速度稳定下滑；

10 / 12

直升机的起飞方法

-----拉平阶段，直升机的轨迹由下滑倾斜轨迹转入保持接地飞行时的水平

状态；

-----保持阶段，减小平飞速度至悬停；

-----悬停，垂直下降着陆。

拉平时必须减小下降率，即减小下滑轨迹的斜率。用后拉杆可以做到这一

点，这时旋翼旋转平面向后倾斜，直升机抬头。同时，迎角增大，旋翼拉力增大。

旋翼拉力在短时间大于直升机的重量，因此下降率就减小很多。拉平时不需要很

长时间，拉平时终点高度一般2~3米。

保 持

接 地

拉 平

T

y

R

下滑

T

y

R

H



。

G

。





0

。

G

R

。

G

。



。

T

y

R

。

G

。

图5-9 直升机下滑着陆的过程

保持阶段直升机向后倾斜，向后倾斜越大，则速度减小越多。如果旋翼拉力

的垂直分力等于直升机重量，则直升机的飞行轨迹保持水平。保持阶段要逐步增

大总距，以便随着垂直速度和水平速度的减小保持旋翼拉力不变。

如果直升机滑跑着陆，由于桨盘后倾，产生一向后的分力，再加机身阻力，

机轮磨擦力，直升机的运动速度逐渐减慢。在滑跑时使用刹车可大大缩短滑跑距

离。

在保持阶段结束，直升机离地1~3米，在此高度必须使直升机处于水平状态，

并观察接地点，经短时间悬停后，飞行员柔和减小旋翼总距。这时旋翼拉力减小，

直升机在重力作用下，缓慢地垂直下降并使全部机轮接地。当直升机刚接地后，

飞行员敏捷地减小总距，以避免直升机接地后的跳动和摇摆。

C. 超越障碍物的垂直着陆

当着陆场地狭小，周围又有高大障碍物（如树林、建筑物、陡峭的地形等）

时，直升机在接近场地空间不允许做近地飞行，此时就必须采用超越障碍物的垂

直着陆，其飞行航迹如图5-10所示。从图中可见，为实施着陆，它必须在较高

高度作无地效悬停，因此较正常着陆需用功率大。在作垂直下降时，为避免进入

涡环状态，垂直下降速度应不大于1~2m/s（视具体直升机而定）。随着直升机的

下降，快接近地面时，地面效应增大，会使旋翼拉力增大，为使直升机均匀地下

降，必须逐渐减小旋翼总距。在垂直下降过程中，横向操纵不允许有较大位移，

操纵难度大一些。

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直升机的起飞方法

V

0

50~60km/h

。。

V

y

1~1.5m/s

。

。

H

10m

h



(

2

~

3

)

m

H

。。

50m

图5-10

超越障碍物的垂直着陆

D. 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正常

着陆方式着陆，而有足够的空间作有前飞速度进场和着陆时，可以像固定翼飞机

那样进行滑跑着陆。其着陆飞行轨迹如图5-11所示。滑跑着陆与垂直着陆不同，

直升机不但有垂直速度，还有水平速度。直升机在接地后有一滑跑过程，可进一

步利用旋翼产生一减速的水平分力和刹车使直升机继续减速直至停止。着地后的

滑跑距离与着陆速度有关，显然，速度越大，滑跑距离越大。

滑跑着陆不仅限于轮式起落架，滑橇起落架也可滑跑着陆，此时橇筒与地面

摩擦。

V20~25km/h

V

y

0.1~0.2m/s

V

y

0.5~1m/s

H3~5m

。。

10~20m

。。

。。

100~150m

。。

300~400m

H

=

2

5

~

3

0

m

H=3~5m

V=40~50km/h

V80km/h

。。

图5-11

滑跑着陆

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