​为什么要提出新的构型——常规直升机和西科斯基共轴有什么问题？

△常规构型的直升机在军民等多个领域都发挥出无可替代的作用

常规构型的单旋翼带尾桨的直升机概念可以说是专门为了实现垂直升降、悬停等要求而设计出来的，但是在前飞过程中，这种航空器却存在着诸多限制。因为，在很高的前飞速度之下，常规直升机前行侧桨叶尖端会由于当地速度接近音速而逐渐开始显现气动压缩性问题，后行侧桨叶则会由于反向气流的问题而面临越发严重的动态失速问题，从而致使其振动载荷急剧增大，超出了直升机旋翼结构系统所能承受的范围。而且，由于旋翼桨盘前行侧和后行侧动压的非平衡分布，在高前进比状态下，常规直升机想要通过操纵实现旋翼桨盘的滚转平衡几乎是不可能实现的。

△倾转旋翼机是解决直升机飞行速度慢的革新之一

总的来说，对于最常见的单旋翼常规直升机构型来说，上述的诸多气动和动力学问题从根本上限制其最大前飞速度难以逾越160节（时速296公里左右，1节≈1.852千米/时，下同）。共轴复合式直升机和倾转旋翼机是两种面向高速飞行而设计的热门直升机构型。虽然倾转旋翼在前飞的时候通过倾转可以转变为推进螺旋桨，所以其前飞性能远超尺寸巨大的直升机旋翼，但是与此同时，倾转旋翼的维护和作业成本同样也是相当惊人的。在共轴刚性旋翼系统中，由于存在两副旋翼，所以至少需要两套自动倾斜器机构（此处暂未考虑“独立桨叶控制”之类尚未成熟的尖端技术），这就大大增加了旋翼系统的复杂程度，而刚度很高的桨叶也会带来重量性能方面的损失。针对这两种方案存在的缺陷，美国马里兰大学航空学院的团队发展了第三种同样具备VTOL能力和高速巡航能力的飞行器平台：也就是所谓的“升力偏置单旋翼复合式直升机”（Lift-Offset Single Main Rotor Compound Helicopter）。

△以西科斯基公司X-2系列直升机为代表的共轴刚性旋翼（前行桨叶概念旋翼）也是未来高速型直升机的一大方向

造型如此奇特——新构型好在哪里？

△升力偏置单旋翼复合式直升机方案

这种构型方案本质上是在一种常规构型的单旋翼带尾桨的直升机基础上发展出来的。其升力和拉力辅助装置从功能上来说和西科斯基的共轴刚性旋翼几乎是一致的。不过，差异之处在于该团队所提出的方案其关键特点就是没有像西科斯基公司那样采用另一副旋翼来平衡桨毂滚转力矩，而是采用了一种非对称布局的固定机翼来实现这一目的，如图中所示。这种方案构型的优点如下所述：

①降速旋翼技术：在高速前飞状态下，旋翼前行侧桨尖的压缩性/阻力是性能损失和振动水平升高的重要诱因之一。通过降低旋翼转速，可以有效降低前行侧桨尖马赫数，从而延缓前行侧桨尖阻力发散临界马赫数的到来，以此规避高速前飞的潜在性能损失。

△降速旋翼技术现在在多种构型的飞行器上都有应用，包括图示卡特公司复合式自转旋翼机

②非对称固定机翼：在高速飞行状态下，安装在旋翼后行侧正下方的单侧固定机翼一方面能够分担部分本需要主旋翼承担的升力，这样主旋翼升力就可以卸载，从而为降低旋翼转速创造条件；另一方面，这一侧固定机翼提供的升力也能平衡直升机前飞过程中旋翼前行侧和后行侧之间升力不平衡导致的滚转力矩。机翼后缘配装有可动襟翼，在不同的飞行速度下，这种后缘襟翼角度可以微调来满足配平需求。

③可转动尾桨：在100节的空速情况下，本文的复合式直升机构型其垂直尾翼已经能够提供足够的主旋翼反扭矩，因此，尾桨拉力得以卸载，所以尾桨能够进行倾转。在尾桨倾转作动完成之后，整个尾桨就化作“尾部推进螺旋桨”，推进螺旋桨同样由发动机提供动力，然后就能为该机提供前飞的推进力。由此主旋翼桨盘平面和机身不再需要前倾来提供前进方向的分力，而只需要提供垂直方向的升力，这样一来旋翼系统的阻力和机身的废阻力损失都可以得到相当程度的缓解。

△近期，参与美国陆军“未来攻击侦察直升机”项目竞标的卡瑞姆公司就给出了尾桨可倾转的复合式直升机方案

说完了优点，当然就轮到缺点了：这种构型的主要缺点就是其传动系统和机身的结构强度必须要比常规直升机来得更兼顾一些，因为主旋翼前行侧的升力和机翼升力产生的巨大力矩都会作用到机身结构上。此外，该机还有一个小缺陷，那就是在悬停状态下，由于机身单侧固定机翼的存在，会对旋翼下洗流形成阻滞作用，产生“垂直增重”效应，从而影响了气悬停效率和低速机动性能。

△“垂直增重”效应常见于各种附带辅助机翼的直升机上，比如空客直升机公司的X3

新构型直升机设计方法的发展小记

在直升机/旋翼飞行器领域内，概念设计主要是由分析、综合和优化方法等技术组成的，以此来寻求对于给定任务性能最优的构型方案，并且要满足给定的性能参数。在直升机的总体设计过程中，设计模型的复杂程度总是随着设计迭代的过程逐级增加的。然而，随着计算置信度的增加，计算资源的消耗也会逐级增加，这就导致在早期的设计任务中，无法应用那些“高资源消耗型”的方法模型，所以在大规模的设计迭代工作开始之前，有必要对多种不同的飞行器构型方案进行组合评估，去除一些明显不合理的方案以此来缩小设计空间。所以说，在直升机设计史上，相应的设计工具一般都会呈现出“简单化”的特点，只有这样，才能够对数量庞杂的一系列直升机设计参数进行快速分析（比如说旋翼桨盘载荷、旋翼桨尖速度之类等等）。而随着直升机的总体构型变得更为复杂之后——例如增加了机翼和（或者）增加了螺旋桨——在设计分析中就必须要考虑更多的设计变量，这些变化最终都会反映到计算量方面，也就是说大幅增加了整个设计过程的计算量。进一步来说，也有发展一种精确的基于物理基础的设计工具的需求，这种设计工具必须要能够捕捉一些独特的（新颖的）构型的物理特征。

△NASA的NDARC优化工具包大致工作流示意图

在美国直升机界，现在有多种多样的产品化设计工具正在被直升机工业制造商和高校广泛应用，其中包括NASA的NDARC，西科斯基的RAM，贝尔直升机公司的PRESTO和波音公司的HESCOMP和VASCOMP。这些设计工具中都包含有基于物理特征的简化模型和用于评估多种多样的飞行器性能和部件重量的经验修正参数/公式。随着构型和概念方案变得越来越复杂，置信度更高的综合分析模型也变得越来越有必要。这些工具中具有代表性的包括NASA的CAMRAD，美国陆军的RCAS，乔治亚理工大学的DYMORE和马里兰大学的UMARC，约翰逊曾经中对这些工具进行过详细的综述。这些工具被广泛用于各种研究工作，以此来进行概念分析，其中包括降速旋翼复合式构型概念，大型倾转纵列式概念，复合式自转旋翼机以及独立桨叶控制的旋翼构型概念。

△单侧机翼的“Challis Heliplane”设计

尽管目前对于先进的复合式旋翼飞行器构型的研究工作相当广泛，但是对于马里兰团队所研究的这种独特的单侧机翼/单个升力偏置主旋翼复合式构型的直升机的研究内容仍然是相当罕见。此前也有过基于这种构型设计的小尺寸无人飞行器（UAV：Unmanned Air Vehicle）概念，这种飞行器被命名为“Challis Heliplane”。然而，关于这种“Heliplane”（直接翻译就是：直升飞机）的相关研究文献非常至少，而关于其气动分析的细节内容也鲜有公之于众的。Cai等人在编写小尺寸无人飞行器的综述中也提到了这一飞行器。Vu等人则在其研究工作中进行了不同构型的飞行器基于重量性能的优化设计工作研究，其中也包括了Challis Helicopter。他们在这项研究工作中，采用了一套初步参数设计分析代码和基于解析表达式的降阶模型来评估其性能。他们的代码中还包含了优化器模块，而他们此次研究的真正重点还是验证这些代码是否能够用于现存的直升机构型中。对于本文所涉及的构型方案的相关设计方面，并没有任何特定的说明。

Sartorius和Cumbrebras等人则针对一种类似的总重5000公斤的加装有单侧机翼的升力偏置单旋翼在高速前飞状态下的特性。他们的研究结果表明相比于前飞速度没法超过150节的常规直升机构型，这种新构型的复合式直升机前飞速度能够超过250节。不过他们的研究工作仍然有所欠缺——其研究工作缺乏对于多种设计参数的细节研究，也没有对这种飞行器的子部件在不同飞行状态下的特性进行研究。

△“Challis Heliplane”警用版本缩比模型

马里兰团队的相关研究工作的主要目的集中在两个方面：

①发展一种概念设计框架，这种框架要能够具备简单的性能分析方程或者直接导入综合分析模型来进行设计迭代工作；

②论证了这种方法框架对于一种2000磅（中型）GTOW单个升力偏置旋翼加装辅助机翼和螺旋桨构型的复合式直升机的可行性。

在此基础上，其研究工作针对不同的设计参数研究了这种飞行器在不同的飞行状态下的性能。

比西科斯基共轴更好——马里兰大学团队的研究结论

△HYDRA框架的工作流示意图

针对高速非对称复合式直升机（具备单侧机翼和升力偏置旋翼）的参数设计研究和旋翼桨叶层次的优化设计结果表明这种飞行器能够执行与常规单旋翼直升机相同的任务，并具备更高的飞行速度。一种数值分析设计框架（HYDRA）被发展出来，该框架集成了设计工作流，该工作流可选降阶模型或者综合分析模型来进行性能计算。基于该框架成功地完成了非对称复合式直升机的设计工作，在整个设计过程中，机翼和旋翼都运作在符合实际的气动环境的限制之下。此外，本文还对这种复合式构型方案与共轴刚性旋翼方案进行了对比分析，结果表明在执行本研究所涉及的相同的任务情况下，这种非对称复合式设计对于发动机安装功率和燃油重量的需求更低。

总的来说，对应的研究得到了下述的一些结论：

①这种多重精度的优化设计框架使得本研究能够对整个设计空间进行广泛的探索，在设计流程中，首先应用的是降阶模型，以此完成初步参数设计，在此基础上再应用线性入流或者自由尾迹等较高置信度的方法进行再次评估和优化设计迭代工作。整个设计过程直到收敛到具体的实际设计参数总计算时间被控制在两小时之内，其中包括了利用自由尾迹方法寻求最优桨叶几何外形的过程。

②简单的降阶模型较为依赖经验公式和参数因子来捕捉物理现象，比如说诱导功率因子，这种情况下， 实际性能往往被会错误地高估或者低估。相比之下，在设计回路中，综合分析模型得到的旋翼性能参数预测是更准确的。

△桨叶扭转分布设计是桨叶气动外形优化设计中的重要一环

③一定程度的桨叶扭转被发现有利于提升升力偏置主旋翼的高前进比状态性能。降低功率的基本原理就是对整个旋翼桨盘的气动载荷进行重新分布，并且降低机头和机尾方位的旋翼桨叶迎角（由此整个旋翼阻力也会降低）。

④旋翼直升机通过逐级连接机构直接影响到了其他各个部件的重量，从而对全机的空重形成了根本的影响。发动机安装功率对桨叶几何外形的敏感程度很高，并且会对最终的设计参数和巡航功率需求造成显著的影响。在本研究中，桨叶尖削参数对于整个设计考量有着副效应，前行侧桨尖的马赫数则被限制在0.8。

△图为直升机旋翼涡尾迹流场示意图

⑤在高速前飞状态下，线性入流模型和自由尾迹模型之间的差别被发现可以忽略。旋翼尾迹很快就被吹到旋翼的后方，这就导致在相同的飞行状态下，旋翼轴扭矩的结果基本一致。在自由尾迹模型和简单入流模型计算得到的性能数据之间的主要区别在于作用在桨毂上的，由于桨叶阻力而产生的纵向力结果会有较大差异。

无论如何，积极的探索对于下一代高速直升机的发展都是有益的，任何一个新的可行方面都值得关注。