超輕型直升機(jī)旋翼平衡配重超輕型直升機(jī)旋翼平衡配重是確保飛行安全與性能的核心技術(shù)環(huán)節(jié)，其設(shè)計(jì)需兼顧空氣動(dòng)力學(xué)效率、結(jié)構(gòu)輕量化與動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性。旋翼系統(tǒng)作為直升機(jī)的升力來源，其質(zhì)量分布不均會(huì)導(dǎo)致離心力失衡，引發(fā)機(jī)身振動(dòng)、操控精度下降甚至結(jié)構(gòu)疲勞失效。在超輕型直升機(jī)領(lǐng)域，由于機(jī)體重量限制更嚴(yán)苛（通常最大起飛重量低于560公斤），配重系統(tǒng)的設(shè)計(jì)面臨雙重挑戰(zhàn)：既要通過精確的質(zhì)量調(diào)配抵消旋翼制造誤差與氣動(dòng)載荷變化，又需避免配重本身增加過多結(jié)構(gòu)重量?，F(xiàn)代平衡配重技術(shù)已從傳統(tǒng)的機(jī)械配重發(fā)展為融合材料科學(xué)、智能控制與仿生設(shè)計(jì)的綜合解決方案，成為超輕型直升機(jī)實(shí)現(xiàn)高可靠性與經(jīng)濟(jì)性的關(guān)鍵支撐。設(shè)計(jì)原理：靜態(tài)平衡與動(dòng)態(tài)調(diào)控的協(xié)同旋翼平衡配重的設(shè)計(jì)建立在經(jīng)典力學(xué)與飛行力學(xué)的交叉基礎(chǔ)上，核心目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)靜態(tài)質(zhì)量平衡與動(dòng)態(tài)氣動(dòng)平衡的雙重控制。靜態(tài)平衡通過調(diào)整旋翼系統(tǒng)的質(zhì)量分布，使旋轉(zhuǎn)軸線與慣性主軸重合，消除靜態(tài)不平衡力矩。在實(shí)踐中，技術(shù)人員需通過動(dòng)平衡試驗(yàn)臺(tái)測(cè)量旋翼在不同轉(zhuǎn)速下的振動(dòng)頻譜，當(dāng)旋翼以額定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)時(shí)，允許的剩余不平衡量通常控制在0.5g·cm以內(nèi)——這相當(dāng)于在3米長(zhǎng)的槳葉末端附加0.17克重物所產(chǎn)生的離心力偏差。靜態(tài)配平的實(shí)施遵循"三點(diǎn)定位法"：首先確定基準(zhǔn)平面并測(cè)量初始重心偏移，然后根據(jù)公式Δm=(e·I)/(r·ω2)計(jì)算配重調(diào)整量（其中e為允許偏心距，I為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，r為配重安裝半徑），最后通過增減槳葉根部或尖部的配重塊實(shí)現(xiàn)平衡。某型雙座超輕型直升機(jī)的實(shí)踐表明，靜態(tài)配平精度每提升0.1g·cm，機(jī)身振動(dòng)加速度可降低12%，槳轂壽命延長(zhǎng)1500飛行小時(shí)。動(dòng)態(tài)平衡則聚焦于飛行過程中的實(shí)時(shí)平衡調(diào)控，其技術(shù)難點(diǎn)在于應(yīng)對(duì)氣動(dòng)載荷波動(dòng)與結(jié)構(gòu)彈性變形的耦合影響。當(dāng)直升機(jī)前飛速度超過120km/h時(shí)，前行槳葉與后行槳葉的相對(duì)氣流速度差可達(dá)200km/h，導(dǎo)致升力不對(duì)稱并引發(fā)"揮舞振動(dòng)"。為抵消這種動(dòng)態(tài)不平衡，現(xiàn)代超輕型直升機(jī)普遍采用"可調(diào)式配重-彈性鉸鏈"復(fù)合系統(tǒng)：在槳葉根部設(shè)置可沿展向滑動(dòng)的配重滑塊（調(diào)節(jié)范圍±50g），配合水平鉸與垂直鉸形成的"揮舞-擺振"自由度，使槳葉能在離心力與氣動(dòng)載荷作用下自動(dòng)調(diào)整攻角。俄羅斯卡-226直升機(jī)的共軸雙旋翼系統(tǒng)創(chuàng)新性地將配重塊集成于上下旋翼的槳尖位置，通過反向旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺力矩抵消動(dòng)態(tài)不平衡，使懸停狀態(tài)的振動(dòng)水平控制在0.15g以下。動(dòng)態(tài)配平的控制算法需實(shí)時(shí)解算以下參數(shù)：旋翼錐體傾角（允許偏差≤0.5°）、槳葉揮舞角（±8°范圍內(nèi)）及擺振頻率（與旋翼轉(zhuǎn)速的共振裕度≥15%），通過電傳操縱系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)毫秒級(jí)配重調(diào)整。多學(xué)科優(yōu)化是新一代配重設(shè)計(jì)的顯著特征。工程團(tuán)隊(duì)需在以下約束條件下尋求最優(yōu)解：配重質(zhì)量不超過旋翼系統(tǒng)總重的3%，重心調(diào)節(jié)范圍覆蓋±15mm（沿弦向），溫度適應(yīng)性滿足-40℃至+60℃。某型電動(dòng)超輕型直升機(jī)采用拓?fù)鋬?yōu)化方法，通過有限元分析模擬不同飛行姿態(tài)下的配重應(yīng)力分布，最終將配重塊設(shè)計(jì)為"蜂窩-金屬"復(fù)合結(jié)構(gòu)——內(nèi)部鋁蜂窩芯提供剛度，外層鎢合金薄片實(shí)現(xiàn)高密度質(zhì)量分布，使配重單元的比重量達(dá)到18g/cm3，較傳統(tǒng)鋼質(zhì)配重減重40%。這種設(shè)計(jì)同時(shí)滿足了強(qiáng)度要求（抗拉強(qiáng)度≥800MPa）與動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性（一階固有頻率≥30Hz），成功應(yīng)用于高原型超輕型直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)。材料技術(shù)：高密度合金與復(fù)合材料的創(chuàng)新應(yīng)用配重材料的選擇直接影響平衡效果與結(jié)構(gòu)效率，現(xiàn)代超輕型直升機(jī)已形成高密度金屬合金與先進(jìn)復(fù)合材料兩大技術(shù)路線。鎢合金憑借其20-22g/cm3的高密度特性（約為鋼的2.5倍），成為槳尖配重的首選材料。航空級(jí)鎢合金通常采用W-Ni-Fe三元體系，通過粉末冶金工藝制得：將鎢粉（純度99.95%）與鎳鐵粘結(jié)劑按93:7比例混合，在150MPa壓力下冷等靜壓成型，隨后于氫氣保護(hù)氣氛中1450℃燒結(jié)2小時(shí)，獲得致密度≥98%的坯料。某型單座超輕型直升機(jī)的旋翼槳尖配重即采用φ20mm×100mm的鎢合金棒，通過螺紋連接固定于槳葉前緣，其質(zhì)量?jī)H為同體積鋼配重的58%，卻能提供同等的離心力平衡效果。為進(jìn)一步減重，上海喆航航空科技開發(fā)的梯度密度鎢合金配重，通過控制粉末粒度分布實(shí)現(xiàn)沿軸向的密度梯度變化（從18g/cm3過渡到21g/cm3），使配重系統(tǒng)質(zhì)量再降低8%。黃銅合金在槳轂配重領(lǐng)域仍占據(jù)重要地位，其優(yōu)勢(shì)在于加工性能優(yōu)異且成本可控。傳統(tǒng)H62黃銅通過精密鑄造制成配重塊，但存在密度均勻性差（偏差±2%）的問題。新型制造工藝采用真空熔煉-霧化制粉技術(shù)：將黃銅合金在1250℃真空爐中熔煉，通過惰性氣體霧化獲得粒度50-150μm的球形粉末，然后經(jīng)注塑成型（模具溫度180℃，保壓壓力80MPa）制得生胚，脫脂后在700℃氮?dú)鈿夥罩袩Y(jié)3小時(shí)。這種工藝使配重件的密度偏差控制在±0.5%以內(nèi)，且可制造復(fù)雜形狀的配重結(jié)構(gòu)，如某型直升機(jī)槳轂的"Ω"形黃銅配重，通過一體化成型減少了8個(gè)連接螺栓，降低了裝配應(yīng)力集中。復(fù)合材料配重代表著輕量化的前沿方向，碳纖維增強(qiáng)聚合物基復(fù)合材料（CFRP）與金屬基復(fù)合材料（MMC）展現(xiàn)出巨大潛力。碳纖維配重采用T800級(jí)碳纖維與聚醚醚酮（PEEK）樹脂復(fù)合，通過自動(dòng)鋪絲技術(shù)實(shí)現(xiàn)纖維體積含量65%的單向鋪層，經(jīng)熱壓罐成型（380℃/10MPa）后，密度僅為1.6g/cm3，比強(qiáng)度達(dá)3000MPa·cm3/g。德國某公司開發(fā)的"纖維金屬層合配重"，將0.1mm厚的鈦箔與碳纖維預(yù)浸料交替鋪層，通過擴(kuò)散焊接形成梯度結(jié)構(gòu)，其疲勞壽命較純金屬配重提高3倍，已應(yīng)用于輕型運(yùn)動(dòng)直升機(jī)的旋翼調(diào)整片。智能復(fù)合材料配重成為研究熱點(diǎn)，在材料基體中嵌入微型光纖光柵傳感器，可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)配重塊的應(yīng)變狀態(tài)（測(cè)量精度±2με），當(dāng)檢測(cè)到裂紋萌生時(shí)，通過形狀記憶合金絲的相變驅(qū)動(dòng)配重塊微調(diào)，實(shí)現(xiàn)"自修復(fù)"功能。材料選擇需遵循全生命周期成本原則。對(duì)年飛行小時(shí)≤300的私人超輕型直升機(jī)，性價(jià)比優(yōu)異的黃銅配重仍是主流選擇；而對(duì)要求長(zhǎng)壽命（≥5000飛行小時(shí)）的商用機(jī)型，鎢合金或復(fù)合材料配重雖初始成本高30%-50%，但可減少15%-20%的維護(hù)費(fèi)用。某運(yùn)營(yíng)數(shù)據(jù)顯示，采用鎢合金配重的直升機(jī)每100飛行小時(shí)的振動(dòng)相關(guān)維護(hù)成本為1200美元，較鋼配重降低45%。在極端環(huán)境應(yīng)用中，如極地科考用超輕型直升機(jī)，需采用低溫穩(wěn)定性更佳的鈦合金配重（TC4鈦合金在-60℃時(shí)沖擊韌性仍保持45J/cm2），而熱帶地區(qū)機(jī)型則優(yōu)先選擇耐腐蝕的哈氏合金C276配重件。實(shí)際應(yīng)用：從地面調(diào)試到飛行控制的全場(chǎng)景落地旋翼平衡配重的應(yīng)用貫穿超輕型直升機(jī)的設(shè)計(jì)、制造與運(yùn)營(yíng)全流程，形成地面調(diào)試-飛行監(jiān)控-維護(hù)更新的閉環(huán)管理體系。在生產(chǎn)制造階段，動(dòng)平衡試驗(yàn)臺(tái)是確保配重精度的核心設(shè)備。該設(shè)備通過真空吸盤將旋翼系統(tǒng)固定于氣浮軸承支架，在0-600rpm范圍內(nèi)無級(jí)調(diào)速，采用激光多普勒振動(dòng)儀測(cè)量槳葉尖端的位移振幅（分辨率達(dá)0.1μm），并通過力傳感器采集軸承座的振動(dòng)加速度。某型試驗(yàn)臺(tái)可同時(shí)分析4片槳葉的不平衡量，通過最小二乘法計(jì)算最優(yōu)配重方案，使調(diào)試效率提升50%。中國航空工業(yè)集團(tuán)開發(fā)的智能配平系統(tǒng)，將三維掃描獲取的槳葉質(zhì)量分布數(shù)據(jù)與有限元模型耦合，可在虛擬環(huán)境中完成80%的配重方案設(shè)計(jì)，大幅減少物理調(diào)試次數(shù)。飛行中的動(dòng)態(tài)配重調(diào)整依賴實(shí)時(shí)監(jiān)控系統(tǒng)與自適應(yīng)控制算法的協(xié)同?，F(xiàn)代超輕型直升機(jī)在槳轂處安裝三向加速度傳感器（測(cè)量范圍±50g，采樣頻率2kHz），將振動(dòng)數(shù)據(jù)通過CAN總線傳輸至飛控計(jì)算機(jī)。當(dāng)檢測(cè)到振動(dòng)超標(biāo)（如1/rev頻率成分的加速度超過0.2g）時(shí)，系統(tǒng)自動(dòng)啟動(dòng)配重調(diào)整程序：通過步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)槳葉根部的配重滑塊移動(dòng)（調(diào)節(jié)精度0.01mm），同時(shí)調(diào)整尾槳距進(jìn)行力矩補(bǔ)償。美國RobinsonR22直升機(jī)的"主動(dòng)配平系統(tǒng)"采用模糊PID控制算法，在風(fēng)速突變（±15m/s）條件下仍能將振動(dòng)控制在0.1g以內(nèi)，較人工調(diào)節(jié)響應(yīng)速度快20倍。2024年推出的某型電動(dòng)超輕型直升機(jī)更進(jìn)一步，通過在配重塊內(nèi)置微型電機(jī)與電池，實(shí)現(xiàn)單個(gè)槳葉的獨(dú)立質(zhì)量微調(diào)，使動(dòng)態(tài)配平的響應(yīng)時(shí)間縮短至0.5秒。維護(hù)階段的配重管理需建立數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的決策機(jī)制。運(yùn)營(yíng)商需定期（通常每200飛行小時(shí)）進(jìn)行配重檢查，采用便攜式動(dòng)平衡儀（如SKFCMVA60）測(cè)量旋翼振動(dòng)頻譜，當(dāng)發(fā)現(xiàn)不平衡量超過允許值時(shí)，通過增減槳葉前緣配重片（標(biāo)準(zhǔn)規(guī)格有5g、10g、20g三種）恢復(fù)平衡。某通航公司的維護(hù)數(shù)據(jù)表明，嚴(yán)格執(zhí)行配重檢查可使旋翼系統(tǒng)的故障間隔延長(zhǎng)至1800飛行小時(shí)，較行業(yè)平均水平提高35%。在槳葉更換場(chǎng)景中，采用"單片互換性"技術(shù)可大幅降低配重調(diào)整工作量——通過預(yù)先在槳葉根部加工可調(diào)配重槽，新槳葉安裝后僅需增減5-10g配重即可達(dá)到平衡狀態(tài)，較傳統(tǒng)方法節(jié)省80%的調(diào)試時(shí)間。俄羅斯卡莫夫設(shè)計(jì)局的共軸雙旋翼系統(tǒng)創(chuàng)新采用"配重-調(diào)整片"聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)，通過機(jī)械耦合實(shí)現(xiàn)上下旋翼的配重同步調(diào)節(jié)，使維護(hù)工時(shí)從4小時(shí)縮短至1.5小時(shí)。特殊應(yīng)用場(chǎng)景對(duì)配重技術(shù)提出差異化需求。農(nóng)林植保用超輕型直升機(jī)因頻繁起降導(dǎo)致配重松動(dòng)，需采用防松自鎖結(jié)構(gòu)——配重塊通過鈦合金螺栓固定，并涂抹樂泰243螺紋膠（耐溫范圍-55℃至+150℃），確保在振動(dòng)環(huán)境下不發(fā)生松動(dòng)。高原型直升機(jī)（使用升限≥4500m）面臨空氣密度降低的挑戰(zhàn)，需通過增加槳尖配重（通常額外增加50-80g）補(bǔ)償升力損失。極地科考機(jī)型則需考慮低溫對(duì)配重材料的影響，如采用低溫穩(wěn)定性優(yōu)異的Inconel718合金配重塊，在-60℃時(shí)仍保持70%的室溫強(qiáng)度。2023年珠穆朗瑪峰科考中，某型超輕型直升機(jī)通過優(yōu)化配重分布，成功在海拔5200m營(yíng)地實(shí)現(xiàn)滿載起降，配重系統(tǒng)功不可沒。故障分析：振動(dòng)超標(biāo)與結(jié)構(gòu)失效的根源追溯旋翼平衡配重系統(tǒng)的故障可能導(dǎo)致嚴(yán)重飛行事故，其失效模式主要表現(xiàn)為振動(dòng)異常、結(jié)構(gòu)斷裂與功能退化三類。振動(dòng)超標(biāo)是最常見的故障形式，其根本原因在于配重失衡引發(fā)的強(qiáng)迫振動(dòng)。某事故案例顯示，一架R44直升機(jī)因一片槳葉配重塊脫落（重量損失25g），導(dǎo)致旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生1.2g的振動(dòng)加速度，進(jìn)而引發(fā)傳動(dòng)系統(tǒng)齒輪嚙合異常，最終在飛行中出現(xiàn)"地面共振"現(xiàn)象——旋翼轉(zhuǎn)速與機(jī)身固有頻率耦合產(chǎn)生1.5Hz的低頻振動(dòng)，振幅在3秒內(nèi)從0.1mm增至5mm，造成尾梁結(jié)構(gòu)性破壞。通過振動(dòng)頻譜分析發(fā)現(xiàn)，故障前的振動(dòng)信號(hào)中出現(xiàn)明顯的2/rev頻率成分（是正常狀態(tài)的8倍），且相位角穩(wěn)定在135°，這為早期預(yù)警提供了關(guān)鍵特征。配重結(jié)構(gòu)斷裂多由材料疲勞與安裝缺陷共同作用導(dǎo)致。2025年俄羅斯卡-226直升機(jī)事故調(diào)查表明，其尾槳配重螺栓因存在0.2mm的安裝偏心，在交變載荷作用下產(chǎn)生彎曲應(yīng)力集中（最大應(yīng)力達(dá)480MPa，超過材料屈服強(qiáng)度30%），經(jīng)過3500次應(yīng)力循環(huán)后發(fā)生疲勞斷裂。斷口分析顯示，螺栓表面存在深度0.05mm的加工刀痕，成為疲勞裂紋萌生的起點(diǎn)。另一類典型失效是配重塊與槳葉的連接松動(dòng)，某維護(hù)報(bào)告指出，未按規(guī)定扭矩（要求25N·m±10%）緊固的配重螺釘，在經(jīng)歷50小時(shí)飛行后會(huì)產(chǎn)生0.5mm的預(yù)緊力損失，導(dǎo)致配重塊在離心力作用下發(fā)生微小滑動(dòng)，使不平衡量每小時(shí)增加0.3g·cm。環(huán)境因素對(duì)配重系統(tǒng)的影響不容忽視。在高溫高濕地區(qū)（如東南亞），鋼制配重塊的電化學(xué)腐蝕速率可達(dá)0.1mm/年，某機(jī)型在運(yùn)營(yíng)3年后發(fā)現(xiàn)配重塊減重達(dá)原重的8%，直接導(dǎo)致靜態(tài)不平衡。鹽霧環(huán)境則會(huì)加速配重調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的卡滯，某沿海運(yùn)營(yíng)的直升機(jī)因未及時(shí)清理配重滑塊的鹽結(jié)晶（厚度達(dá)0.3mm），使動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)范圍縮小至設(shè)計(jì)值的60%。溫度劇烈變化會(huì)引發(fā)配重材料與基體的熱膨脹失配，在-40℃至+50℃的溫度循環(huán)下，鋁合金配重與碳纖維槳葉的界面會(huì)產(chǎn)生120MPa的熱應(yīng)力，長(zhǎng)期作用可能導(dǎo)致脫粘失效。故障診斷技術(shù)已發(fā)展為多物理場(chǎng)融合的智能監(jiān)測(cè)體系。振動(dòng)分析法通過提取1/rev、2/rev等特征頻率的幅值變化（正常閾值≤0.05g），可識(shí)別90%以上的配重失衡故障；聲阻抗譜技術(shù)則能檢測(cè)配重塊的內(nèi)部缺陷，當(dāng)反射系數(shù)超過-15dB時(shí)提示存在內(nèi)部裂紋；微應(yīng)變監(jiān)測(cè)通過在配重螺栓上粘貼應(yīng)變片（測(cè)量范圍±2000με），可實(shí)時(shí)評(píng)估預(yù)緊力損失。某型健康管理系統(tǒng)將這些數(shù)據(jù)與飛行參數(shù)（空速、姿態(tài)、轉(zhuǎn)速）融合，建立故障預(yù)測(cè)模型，對(duì)配重失效的預(yù)警準(zhǔn)確率達(dá)92%，平均提前故障發(fā)生時(shí)間45小時(shí)。維護(hù)規(guī)程中明確規(guī)定：當(dāng)檢測(cè)到配重塊質(zhì)量變化超過2%、安裝位置偏差＞0.5mm或連接螺栓預(yù)緊力損失＞15%時(shí)，必須立即進(jìn)行配重系統(tǒng)檢修。未來趨勢(shì)：智能化與輕量化的技術(shù)革命超輕型直升機(jī)旋翼平衡配重技術(shù)正經(jīng)歷智能化與綠色化的深刻變革，推動(dòng)配重系統(tǒng)從被動(dòng)平衡向主動(dòng)控制、從單一功能向多功能集成演進(jìn)。智能配重系統(tǒng)是下一代技術(shù)的核心，其特征是在配重單元內(nèi)置微型作動(dòng)器與感知網(wǎng)絡(luò)。美國NASA的"自適應(yīng)旋翼"項(xiàng)目將壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)器（響應(yīng)頻率≥1kHz）集成于槳葉配重塊，通過飛控系統(tǒng)實(shí)時(shí)調(diào)整配重位置（調(diào)節(jié)范圍±10mm，精度0.01mm），使旋翼在整個(gè)飛行包線內(nèi)的振動(dòng)水平降低70%。更前沿的概念是"智能材料配重"，采用磁流變彈性體（MRE）作為配重基體，通過改變磁場(chǎng)強(qiáng)度（0-1.2T）調(diào)節(jié)材料剛度，實(shí)現(xiàn)振動(dòng)頻率的實(shí)時(shí)調(diào)諧，某試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋@示其可將共振峰值降低40dB。電動(dòng)化與新能源動(dòng)力為配重設(shè)計(jì)帶來新挑戰(zhàn)與機(jī)遇。電動(dòng)直升機(jī)的多旋翼布局（如四旋翼、六旋翼）要求各旋翼間的配重誤差≤0.5g，這推動(dòng)了"分布式配重"技術(shù)的發(fā)展——在每個(gè)旋翼軸獨(dú)立設(shè)置微型配重調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，通過中央控制器實(shí)現(xiàn)協(xié)同平衡。鋰電池能量密度突破350Wh/kg后，電動(dòng)配重調(diào)節(jié)系統(tǒng)的重量可降低至傳統(tǒng)液壓系統(tǒng)的1/3，某型eVTOL飛行器采用電動(dòng)絲杠配重機(jī)構(gòu)，單個(gè)調(diào)節(jié)單元重量?jī)H800g，卻能提供±100g的配重調(diào)節(jié)能力。氫燃料動(dòng)力直升機(jī)則需考慮氫氣存儲(chǔ)對(duì)配重布局的影響，通過將配重塊集成于儲(chǔ)氫罐支架，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)質(zhì)量與配重功能的一體化設(shè)計(jì)，較傳統(tǒng)方案減重15%。仿生學(xué)設(shè)計(jì)為配重優(yōu)化提供了創(chuàng)新思路。研究發(fā)現(xiàn)，蜂鳥翅膀的質(zhì)量分布呈現(xiàn)"根部密集-中部漸變-尖端集中"的特征，這種結(jié)構(gòu)使撲翼效率提升30%。受此啟發(fā)，新型"仿生變密度配重"采用功能梯度材料，從槳根到槳尖密度從8g/cm3平滑過渡至18g/cm3，使旋翼的慣性力分布與氣動(dòng)載荷分布更匹配。另一種仿生概念是"自適應(yīng)尾緣配重"，模仿鳥類尾羽的