第一個采用無鉸槳葉的 Bo-105 / Bo-105 的無鉸槳葉，用彈性元件代替了揮舞鉸和擺振鉸，但變距鉸依然保留
EC-135 更進一步，甚至取消了使槳葉改變槳距的變距鉸，也用彈性元件代替了 / EC-135 的先進技術槳葉（Advanced Technology Rotor，簡稱ATR，屬hingeless bearingless），采用彈性元件代替所有機械鉸鏈，避免機械磨損，減輕重量，改善飛行平穩性
單槳直升機的起飛重量終歸有限，要增大起飛重量，就要增加旋翼直徑，增加旋翼轉速，增加槳葉數目，加強傳動軸，這些都增加了旋翼系統的機械復雜性和重量。旋翼直徑和轉速受到翼尖速度不能超過音速的限制，否則音障帶來的阻力和振動將不可忍受，更大的旋翼直徑也迫使尾撐長度增加，增加結構重量。較大的旋翼也對狹小場地的起落造成不便。大幅度提高起飛重量最有效的途徑，還是采用兩個甚至更多的旋翼，分擔負擔。除了一些設想中的四旋翼方案，三旋翼沒有見到過，還是雙旋翼最常見。既然采用兩個旋翼，如果旋轉方向相反，一個順時針旋轉，一個逆時針旋轉，就自然抵消相互的反扭力。反轉的雙旋翼不需要特別考慮尾槳和尾撐的結構，也沒有尾槳吃掉對推進和升力沒有作用的功率的問題，可以把所有功率都用于升力和推進，這是雙旋翼額外的優點。雙旋翼（也稱雙槳）有多種方案，可以前后串列，可以左右并列，可以上下共軸，還可以上下不共軸。串列雙槳的典型有美國的 CH-46、CH-47；并列雙槳的典型有俄羅斯的米-12，直升機狀態的美國
V-22
也可以算作并列雙槳；共軸雙槳（co-axial 或 contra-rotating）的典型當然非俄羅斯的 K-25、K-31 等卡莫夫直升機莫屬；異軸雙槳（更準確地說，是交替雙槳，也稱交叉雙槳，intermeshing）的只有美國卡曼的 H-34 Husky 和 K-Max 等少數例子。
串列和并列雙槳布局示意圖
串列雙槳的 CH-47 / 并列雙槳的米-12
共軸雙槳示意圖 / 共軸雙槳的卡-31
交替雙槳示意圖 / 交替雙槳的 K-Max
串列雙槳對于最大限度地利用機身長度有利，CH-46、CH-47 機艙長但并不累贅，總長并不為此增加多少，而單槳的米-6 就“橫闊豎大”了。串列雙槳中離發動機較遠的那副旋翼（一般是前旋翼）的功率要求比驅動尾槳高得多，為了保證前后旋翼的同步，串列雙槳需要長長的沉重的同步傳動軸，而不能簡單地由前發動機驅動前旋翼，后發動機驅動后旋翼。串列雙槳的前后旋翼一般上下錯開一點，這樣可以容許前后旋翼之間在高度上有一定的重合，縮短全機長度。上下的高度差太少了，不能保證安全，尤其是大幅度機動動作時，上下槳葉可能發生碰撞。高度差太大了，支撐后旋翼的“柱子”太過高大，阻力巨大。
并列雙槳通常是安裝在機翼翼尖的，翼展由旋翼半徑決定，沒有辦法靠上下重合而縮短翼展，在氣動上難于優化。左右旋翼之間要設交叉的同步軸，以保證左右兩副旋翼永遠同步。還有一個問題是，左右旋翼都在機身中段附近，僅靠周期距，俯仰控制力矩不足。但這都不是最大的問題，最大的問題是橫滾穩定性，兩側旋翼升力不均勻時，飛機會發生橫滾，如果在急速下降過程中，飛機不幸進入自己的下洗氣流，旋翼效率急劇降低，旋翼越用力，越使不上勁，好像汽車輪子打滑一樣，加劇橫滾的不穩定傾向，飛機在幾秒鐘內就可以傾覆失控，V-22 的幾次墜毀就是這樣造成的。強烈的不對稱氣流擾動也可以造成這個現象。發動機安裝在機身還好說，要是發動機安裝的機翼翼尖，離重心很遠，進一步加強了橫滾不穩定的傾向。
共軸雙槳用套筒軸驅動上下兩副反轉的旋翼，同樣有串列雙槳的上下旋翼之間的間距問題，間距小了，上下旋翼有可能打架；間距大了，不光阻力高，對驅動軸的剛度要求也高，而大功率的套筒軸本來在機械上就難度很大。套筒軸不光要傳遞功率，還要傳遞上面旋翼的總距、周期距控制，在機械設計上有相當的難度。由于非對稱升力的緣故，反向旋轉的上下旋翼的旋轉平面有在一側“交會”的傾向，這進一步增加了對上下旋翼之間間距的要求，并且帶來向交會一側轉彎必須比向另一側轉彎輕緩的要求。上旋翼處在“干凈”空氣中，下旋翼處在上旋翼的下洗氣流中，這樣，上下旋翼之間有相當的氣動耦合，增加了氣動設計的難度。由于共軸雙槳沒有尾槳，短短的尾撐用于支持垂直安定面，后者在前飛中提供像固定翼飛機一樣的氣動控制，減小周期距控制的負擔。由于共軸雙槳的機身短，受側風影響較小。共軸雙槳的振動也由于兩副反轉的旋翼而較好地對消了，平穩性和懸停性好。共軸雙槳在同等升力下，旋翼直徑可以較小，直升機總尺寸較緊湊，“占地面積”較小，特別適合海軍上艦的需要。
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