以下三篇直升機原理介紹文章，均ZZ自 http://bbs.proxycn.com/read-htm-tid-138244-fpage-0-toread--page-1.html 自從萊特兄弟發(fā)明飛機以來，人們一直為能夠飛翔藍天而激動不已，同時又受起飛、著落所需的滑跑所困擾。在萊特兄弟時代，飛機只要一片草地或緩坡就可以起飛、著陸。不列顛之戰(zhàn)和巴巴羅薩作戰(zhàn)中，當時最高性能的“噴火”戰(zhàn)斗機和 Me 109戰(zhàn)斗機也只需要一片平整的草地就可以起飛，除了重轟炸機，很少有必須用“正規(guī)”的混凝土跑道起飛、著陸的。今天的飛機的性能早已不能為這些飛機所比，但飛機的滑跑速度、重量和對跑道的沖擊，使對起飛、著陸的跑道的要求有增無減，連簡易跑道也是高速公路等級的。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機和其他高性能軍用飛機對平整、堅固的長跑道的依賴，日益成為現(xiàn)代空軍的致命的軟肋。為了擺脫這一困境，從航空先驅的時代開始，人們就在孜孜不倦地研制能夠象鳥兒一樣騰飛的具有垂直/短距起落能力的飛機。 自從人們跳出模仿飛鳥拍翅飛行的謎思之后，依據(jù)貝努力原理的空氣動力升力就成為除氣球和火箭外所有動力飛行器的基本原理。機翼前行時，上下翼面之間的氣流速度差造成上下翼面之間的壓力差，這就是升力。所謂“機翼前行”，實際上就是機翼和空氣形成相對速度。既然如此，和機身一起前行時，機翼可以造成升力，機身不動而機翼像風車葉一樣打轉轉，和空氣形成相對速度，也可以形成升力，這樣旋轉的“機翼”就成為旋翼，旋翼產(chǎn)生升力就是直升機可以垂直起落的基本原理。中國小孩竹蜻蜓玩了有 2,000 年了，流傳到西方后，成為現(xiàn)代直升機的靈感 / 達·芬奇設計的直升機，到底能不能飛起來，很是可疑 旋翼產(chǎn)生升力的概念并不新鮮，中國兒童玩竹蜻蜓已經(jīng)有 2,000 多年了，西方也承認流傳到西方的中國竹蜻蜓是直升機最初的啟示。多才多藝的達·芬奇在 15 世紀設計了一個垂直的螺桿一樣的直升機，不過沒有超越紙上談兵的地步。1796 年，英國人 George Cayley 設計了第一架用發(fā)條作動力、能夠飛起來的直升機，50 年后的 1842 年，英國人 W.H. Philips 用蒸氣機作動力，設計了一架只有 9 公斤重的模型直升機。1878 年，意大利人 Enrico Forlanini 用蒸氣機制作了一架只有 3.5 公斤重的模型直升機。1880 年，美國發(fā)明家托馬斯·愛迪生著手研制用電動機驅動的直升機，但最后放棄了。法國人 Paul Cornu 在 1907 年制成第一架載人的直升機，旋翼轉速每分鐘 90 轉，發(fā)動機是一臺 24 馬力的汽油機。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飛行方向和產(chǎn)生前進的推力，但 Cornu 的直升機的速度和飛行控制能力很可憐。1796 年，英國人 George Cayley 設計了這么一個直升機，最高升到 90 英尺（約 30 米）法國人 Paul Cornu 在 1907 年設計的第一架載人直升機 但是意大利人 Juan de la Cierva 在 1923 年設計旋翼機時，無意中解決了直升機的一個重大問題，他發(fā)明的揮舞鉸解決了困擾直升機旋翼設計的一個重大問題。1930 年 10 月，意大利人 Corradino D'Ascanio 的直升機是公認的第一架現(xiàn)代意義上的直升機，在 18 米高度上前飛了 800 多米的距離，D'Ascanio 的直升機用共軸反轉雙槳。30 年代，德國人 Heinrich Focke 設計了 FA-61 直升機，不斷在各種納粹集會中作公關表演，但德國人 Anton Flettner 設計的 FL282 可算是第一種量產(chǎn)直升機，在二戰(zhàn)中為德國海軍生產(chǎn)了近 1,000 架，不過沒有在戰(zhàn)斗中起到什么作用。Igor Sikorsky 設計的 VS300（VS 代表 Vought-Sikorsky，當時 Sikorsky 是 Vought 飛機公司的一部分）第一次采用尾槳，真正奠定了現(xiàn)代直升機的雛形。D'Ascanio 的直升機是第一個現(xiàn)代意義上的直升機，能完成前飛，具有基本的飛行控制能力30 年代德國的 FW61直升機，被納粹用作宣傳納粹“優(yōu)越性”的工具 / 德國 FL282 應該是第一架量產(chǎn)型直升機，在二戰(zhàn)期間產(chǎn)量達到近 1,000 架，用于德國海軍，不過沒有對戰(zhàn)斗造成什么影響這是 FL282 的近容39-40 年 Sikorsky 的 VS300 直升機是現(xiàn)代直升機的“老母雞”，奠定了現(xiàn)代直升機最常用的尾槳布局 / 盡管貝爾飛機公司在 37 年才開張，45 年的貝爾 47 是第一種量產(chǎn)的實用型直升機，在朝鮮戰(zhàn)場就廣泛用于傷員救護、偵察、炮兵指引等，從長津湖突圍的美國海軍陸戰(zhàn)隊 1 師如果不是貝爾 47 幫助在峽谷上架輕便橋，就沒有今天吹牛的本錢了UH-1 使越南戰(zhàn)爭成為第一場直升機戰(zhàn)爭，直升機成為美軍士兵進入和撤離戰(zhàn)斗最常見的運輸工具 / UH-60 是現(xiàn)在美軍的主力戰(zhàn)術運輸直升機，中國在 89 年前進口過一小批，在西藏高原使用的效果十分好直升機能夠垂直飛起來的基本道理簡單，但飛行控制就不簡單了。旋翼可以產(chǎn)生升力，但誰來產(chǎn)生前進的推力呢？單獨安裝另外的推進發(fā)動機當然可以，但這樣增加重量和總體復雜性，能不能使旋翼同時擔當升力和推進作用呢？升力-推進問題解決后，還有轉向、俯仰、滾轉控制問題。旋翼旋轉產(chǎn)生升力的同時，對機身產(chǎn)生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升機還有一個特有的反扭力控制問題。 直升機主旋翼反扭力的示意圖沒有一定的反扭力措施，直升機就要打轉轉 / 尾槳是抵消反扭力的最常見的方法 直升機抵消反扭力的方案有很多，最常規(guī)的是采用尾槳。主旋翼順時針轉，對機身就產(chǎn)生逆時針方向的反扭力，尾槳就必須或推或拉，產(chǎn)生順時針方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。抵消反扭力的主旋翼-尾槳布局，也稱常規(guī)布局，因為這最常見 / 典型的貝爾 407 的尾槳 主旋翼當然也可以順時針旋轉，順時針還是逆時針，兩者之間沒有優(yōu)劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升機的主旋翼都是逆時針旋轉，法、俄、中、印、波蘭直升機都是順時針旋轉，英、德、意、日的直升機工業(yè)都是從美國引進許可證開始的，和美國采用相同的習慣可以理解，中、印、波蘭是從前蘇聯(lián)和法國引進許可證開始的，和法、俄的習慣相同也可以理解，但美國和俄羅斯為什么從一開始選定不同的方向，法國為什么不和選美國一樣的方向，而和俄羅斯一致，可能只是一個歷史的玩笑。各國直升機主旋翼旋轉方向的比較 尾槳給直升機的設計帶來了很多麻煩。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。為了把動力傳遞到尾槳，尾撐內(nèi)需要安裝一根長長的傳動軸，這又增加了重量和機械復雜性。尾槳是直升機飛行安全的最大挑戰(zhàn)，主旋翼失去動力，直升機還可以自旋著陸；但尾槳一旦失去動力，那直升機就要打轉轉，失去控制。在戰(zhàn)斗中，直升機因為尾槳受損而墜毀的概率遠遠高于因為其他部位被擊中的情況。即使不算戰(zhàn)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(qū)或林間空地懸停或起落時，尾槳很容易掛上建筑物、電線、樹枝、飛舞物品。 尾槳可以是推式，也可以是拉式，一般認為以推式的效率為高。雖然不管推式還是拉式，氣流總是要流經(jīng)尾撐，但在尾槳加速氣流前，低速氣流流經(jīng)尾撐的動能損失較小。尾槳的旋轉方向可以順著主旋翼，也就是說，對于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(fā)揮。尾槳也可以逆著主旋翼的方向旋轉，也就是說，對于逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向后轉（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(yōu)劣，設計得當時，一般選擇順著轉，只有設計不當、尾槳控制作用不夠時，才選擇逆著轉，像米-24直升機那樣。 涵道尾槳（fenestron）將尾槳縮小，“隱藏”在尾撐端部的巨大開孔里，相當于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。由于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于大大增加噪聲。罩子的屏蔽也使前后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采用，美國的下馬了的 Comanche 是法國之外少見的采用涵道尾槳的例子。海豚直升機上的涵道尾槳 / 經(jīng)典的采用涵道尾槳的 EC-120 直升機，中國參加合作制造已經(jīng)下馬的美國 RAH-66“科曼奇”直升機同樣采用涵道尾槳 另一個取代尾槳的方案是 NOTAR，NOTAR 是 No Tail Rotor（意為無尾槳）的簡稱，用噴氣引射和主旋翼下洗氣流的有利交互作用形成反扭力。主旋翼產(chǎn)生的下洗氣流從尾撐兩側流經(jīng)尾撐，發(fā)動機產(chǎn)生的壓縮空氣通過尾撐一側的向下開槽噴出，促使這一側的下洗氣流向尾撐表面吸附并加速（即所謂射流效應或 Coanda 效應），形成尾撐兩側氣流的速度差，產(chǎn)生向一側的側推力，實現(xiàn)沒有尾槳的反扭力。尾撐頂端的直接噴氣控制提供更精細的方向控制，但不提供主要的反扭力，不是不可以，而是用射流效應可以用較少的噴氣就實現(xiàn)較大的反扭力。從這個原理推而廣之，如果把尾撐的截面做成機翼一樣，下洗氣流本身就可產(chǎn)生側推力，甚至可以在下側安裝類似襟翼的裝置以控制側推力，豈不更好？不知道為什么，沒有人這樣做。NOTAR 的噪音比涵道風扇更低，安全性更好，在演示中，只要主旋翼不打到樹枝，直接把尾撐捅到樹叢里也照樣安全飛行，但 NOTAR 同樣沒有用到大型直升機上的例子。NOTAR 只有麥道（現(xiàn)波音）直升機上使用，可能是專利的緣故。NOTAR 的原理簡圖采用 NOTAR 的 MD600N直升機，不知道為什么，MD 直升機還是叫 MD，不叫波音
反扭力的問題解決了，還有飛行控制的問題。前飛時，直升機不是不可以采用固定翼飛機一樣的氣動舵面控制偏航、俯仰、橫滾，但懸停的時候怎么辦呢？這又回到反扭力問題上來了，有控制地打破反扭力的平衡，不就可以造成飛機向左右的偏轉嗎？對于常規(guī)的主旋翼-尾槳布局，增加、減少尾槳的槳距（繞槳葉縱軸相對于槳葉迎風方向的偏轉角），就在不改變尾槳轉速的情況下，增加、減少尾槳的效果，達到使飛機偏轉的效果。由于動力裝置固有的慣性，增加扭力的速度總是不及降低扭力的速度，所以常規(guī)的單槳直升機向一側偏轉的速度通常快于向另一側偏轉的速度。直升機旋翼水平旋轉可以實現(xiàn)垂直起落 / 直升機通過將旋翼前傾產(chǎn)生推力 旋翼水平旋轉時，自然產(chǎn)生向上的升力，這是直升機得以垂直起落和懸停的基本條件。旋翼向前傾斜，自然就在產(chǎn)生升力的同時，產(chǎn)生前行的推力。但是如何使旋翼前傾呢？將傳動軸或發(fā)動機向前傾斜是不現(xiàn)實的，機械上太復雜，可靠性也將一塌糊涂。那怎么辦呢？采用所謂的旋轉斜板（swash plate），如下圖所示。周期矩控制示意圖，注意上旋轉斜板和旋翼槳葉的連接，和下旋轉斜板受飛行員控制的可調(diào)角度 上旋轉斜板緊貼下旋轉斜板滑動（或在接觸面上安裝滾珠，減少摩擦阻力），其傾斜角度由下旋轉斜板決定。上旋轉斜板隨旋翼轉動，由于前低后高，連桿和支點的作用迫使旋翼上升下降，最后按斜板的角度旋轉，達到旋翼傾斜旋轉。下旋轉斜板不隨旋翼轉動，但傾斜角度可以由飛行員通過機械連桿或液壓作動筒控制，以控制旋翼的傾斜角度。下旋轉斜板不光可以前低后高，還可以左低右高，或向任意方向偏轉。這就是直升機旋翼可以向任意方向傾斜的道理。這個改變旋翼在每個旋轉周期內(nèi)角度的控制稱周期距控制（cyclic control），用來控制行進方向。直升機的另一個主要的飛行控制為槳葉的槳距（pitch），用來控制升力，這稱為總距控制（collective control）。和固定翼飛機的飛行控制不同，直升機不靠氣動翼面實現(xiàn)飛行控制，而是靠這總矩控制和周期距控制 實現(xiàn)飛行控制。旋翼傾斜，造成升力的作用力軸線傾斜，由于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 周期距控制不僅用來控制行進方向，還用來控制滾轉姿態(tài)。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(fā)生滾轉。周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(fā)生滾轉之后，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，盡管這時飛機可能是歪著或前傾、后仰的。事實上，為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后的地方，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。但為了達到最大速度，機身應該前傾，也就是壓低機頭，這樣好最大限度地發(fā)揮發(fā)動機功率，而不至于產(chǎn)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，用周期距控制使機頭高高仰起，旋翼后傾，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、著陸，減少在敵人火力下的暴露時間。周期距控制也使直升機的側飛、倒飛成為可能，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(guī)固定翼飛機來說匪夷所思的非常規(guī)機動性能。 直升機異乎尋常的起落性能提供了無數(shù)可能性，也帶來無數(shù)的問題，其中一個就是翻滾問題。在側風中垂直著陸時，機身在周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著身子是一樣道理。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。為了恢復水平，如果升力軸線在著地機輪的內(nèi)側，應該降低總距（減油門），用重力使機身正確落地；如果升力軸線在著地機輪外側，那就應該增加總距（加油門），用升力來恢復水平姿態(tài)。用錯了，就會發(fā)生翻滾事故。沒有側風但是在起伏的艦船甲板上著陸，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(tài)，先將一側機輪離地，機身達到水平狀態(tài)，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，即使后離地的機輪沒有拖地以造成不利滾動力矩，支點從后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。由于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(tài)，必須對側風和亂流進行補償，所以直升機在復雜條件下的起落需要相當?shù)募记伞?br>側風下垂直著陸，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，否則重心突然從后離地的機輪向重心轉移，會造成突然而劇烈的擺動，危害飛行安全旋翼是圓周運動，由于半徑的關系，翼尖處線速度已經(jīng)接近音速時，圓心處線速度為零！所以旋翼靠近圓周的地方產(chǎn)生最大的升力，而靠近圓心的地方只產(chǎn)生微不足道的升力。槳葉向前劃行時，槳葉和空氣的相對速度高于旋轉本身所帶來的線速度；反之，槳葉向后劃行時，槳葉和空氣的相對速度就低于旋轉本身所帶來的線速度，這樣，旋翼兩側產(chǎn)生的升力還不均勻，不做任何補償?shù)脑挘Σ羁梢赃_到 5：1。這個周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(chǎn)生不同的升力和阻力，周期性地對槳葉產(chǎn)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為復雜。 直升機以 130 公里/小時前行，主旋翼翼尖線速度 420 公里/小時，槳葉在不同位置和氣流的相對速度是不同的，產(chǎn)生的升力也不同 / 固定槳葉的升力分布，等高線是與半翼展處產(chǎn)生的升力的比值 前面提到的 de la Cierva 是在實踐中發(fā)現(xiàn)這個問題的。他的模型旋翼機試飛很成功，但是全尺寸的旋翼機一上天就橫滾翻，開始以為是遇到突然的橫風，第二架飛機上天同樣命運。de la Cierva 經(jīng)過研究，發(fā)現(xiàn)模型旋翼機的槳葉是用藤條材料做的，有彈性，而全尺寸旋翼機的槳葉是剛性的鋼結構，由此認識到槳葉的揮舞鉸的必要性。具體來說，為了補償左右的升力不均勻，和減少槳葉的疲勞，槳葉在翼根要采用一個容許槳葉載回轉過程中上下?lián)]舞的鉸鏈，這個鉸鏈稱為揮舞鉸（flapping hinge，也稱垂直鉸）。槳葉在前行時，升力增加，槳葉自然向上揮舞。由于槳葉在旋轉過程中同時上升，槳葉的實際運動方向不再是水平的，而是斜線向上的。槳葉和水平面的夾角雖然不因為槳葉向上揮舞而改變，但槳葉和氣流的相對運動方向之間的夾角由于這斜線向上的運動而變小，這個夾角（而不是槳葉和水平面之間的夾角）才是槳葉真正的迎角。槳葉的迎角在升力作用下下降，降低升力。槳葉在后行時，槳葉的升力不足，自然下垂，變旋轉邊下降造成槳葉和氣流相對運動方向之間的夾角增大，迎角增加，增加升力。由于離心力使槳葉有自然拉直的趨勢，槳葉不會在升力作用下無限升高或降低，機械設計上也采取措施，保證槳葉的揮舞不至于和機體發(fā)生碰撞。槳葉在環(huán)形過程中，不斷升高、降低，翼尖離圓心的距離不斷改變，引起科里奧利效應（這個東西誰都“知道”，但說清楚不容易。誰要是能把這個東西說清楚，鮮花奉上），就像花樣滑冰運動員經(jīng)常把雙臂張開、收攏，以控制旋轉速度。要是一個手臂張開，一個手臂收攏，就不可能在原地旋轉，就要東倒西歪了。所以槳葉在水平方向也要前后搖擺，以補償槳葉上下?lián)]舞所造成的科里奧利效應。擺振鉸利用前行時阻力增加，使槳葉自然增加后掠角（即所謂“滯后”，因為槳葉在旋轉方向上的角速度低于圓心的旋轉速度），這也變相增加槳葉在氣流方向上剖面的長度，加強了減小迎角的作用；在后行時，阻力減小，阻尼器（相當于彈簧）使槳葉恢復的正常位置（即所謂“領先”，因為槳葉在旋轉方向上的角速度高于圓心的旋轉速度），當然也加強了增加迎角的作用，所以擺振鉸（drag hinge 也稱水平鉸）也稱領先-滯后鉸（lead lag hinge）。揮舞鉸和擺振鉸是旋翼升力均勻的飛行平穩(wěn)的關鍵。由于槳葉在旋轉中容許上下?lián)]動和前后擺動，這種槳葉稱為柔性槳葉（articulated rotor）。除了用機械鉸鏈容許槳葉在環(huán)形過程中相對于其他槳葉有一定的揮舞外，材質也必須具有彈性，這就是為什么直升機停在地面時，槳葉總是“耷拉” 著的原因。但機械鉸鏈磨損大，可靠性不好，德國 MBB（戰(zhàn)時著名的梅塞斯米特就是 MBB 中的 M）用彈性元件取代了揮舞鉸，研制成功無鉸槳葉，第一個應用無鉸槳葉的是 MBB Bo-105，中國曾進口一批，用于支援海上采油平臺。揮舞鉸示意圖，前行槳葉可以在升力作用下向上有所揮舞，從而降低升力，達到平衡；后行槳葉則向下彎曲，從而提高升力，達到平衡 / 采用揮舞鉸后的升力分布，要均勻得多 雙葉旋翼是一個特例，槳葉和圓心的槳轂剛性連接，但用一個單一的“蹺蹺板”鉸鏈同時代替揮舞鉸和擺振鉸，所以也稱為半剛性槳葉（semi-rigid rotor）。蹺蹺板鉸鏈在一側槳葉上揚時，將另一側槳葉自然下壓；在一側槳葉“領先”時，將另一側槳葉自然“滯后”，既簡化了機械設計，又完美地實現(xiàn)了更復雜的機械設計才能實現(xiàn)的功能。貝爾直升機公司用雙葉用出了味道，越戰(zhàn)期間漫天蝗蟲似的 UH-1 就是雙葉，后來的 AH-1 也是。不過“蹺蹺板”設計只能用于雙葉旋翼。雙葉旋翼有無可置疑的簡潔性和由此而來的成本和可靠性上的優(yōu)勢，但雙葉旋翼也只有兩片槳葉可以產(chǎn)生升力和推力，和多葉槳葉相比，就要增加旋翼直徑，增加旋翼轉速，前者增加總體尺寸和阻力，后者增加噪聲。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(wěn)性[/url] 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(shù)目，加強傳動軸，這些都增加了旋翼系統(tǒng)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(yōu)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(tài)的美國 [url=http://www.afwing.com/intro/v22/1.htm]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(shù)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(fā)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(fā)動機驅動前旋翼，后發(fā)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(fā)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?jīng)Q定，沒有辦法靠上下重合而縮短翼展，在氣動上難于優(yōu)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(wěn)定性，兩側旋翼升力不均勻時，飛機會發(fā)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(wěn)定傾向，飛機在幾秒鐘內(nèi)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(xiàn)象。發(fā)動機安裝在機身還好說，要是發(fā)動機安裝的機翼翼尖，離重心很遠，進一步加強了橫滾不穩(wěn)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?shù)碾y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?guī)硐蚪粫粋绒D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?shù)臍鈩玉詈希黾恿藲鈩釉O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(wěn)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。 交替雙槳可算是共軸雙槳的一個變種，從正面看，兩副旋翼的翼尖路徑（tip path plane，TPP）有交叉，會打架，但只要在算好時間差，你方唱罷我登場，不會打架的。最簡單的情況，兩副旋翼都是雙葉，也就是只有一直線的前后兩片槳葉，左旋翼的起始位置是東西向，右旋翼的位置是南北向，兩副旋翼同步反向旋轉，一個轉到東西向的時候，另一個轉到南北向，永遠不會交會。交替雙槳的優(yōu)點是機械上比串列、并列和共軸雙槳簡單得多，缺點是旋翼的槳葉數(shù)也受到限制，到現(xiàn)在為止，沒有超過雙葉的，所以只適用于不超過一定尺寸的直升機。所有雙槳布局均采用分別的總距和周期距控制，所有槳葉都有各自的“三鉸”（變距鉸、揮舞鉸、擺振鉸，或起同等作用的相應的彈性元件）。對于共軸雙槳和交替雙槳布局來說，轉向是通過改變上下或左右旋翼的扭力來實現(xiàn)的。增加順時針旋翼的槳距，使其更能吃上勁，減少逆時針旋翼的槳距，使其吃勁小一點，就造成扭矩差，使直升機向逆時針方向偏轉，反之亦然。交替雙槳的方向控制和共軸雙槳相同。由于上下或左右旋翼的槳距增減是對稱的，共軸雙槳或交替雙槳向左右轉向的速度是一樣的。主旋翼也比尾槳更能吃上勁，所以轉向也更快捷，可以作所謂的“急轉”（snap turn）。 對于串列和并列雙槳布局來說，轉向是通過使前后或左右旋翼在水平方向上通過周期距控制產(chǎn)生差動的扭轉推力來實現(xiàn)的。換句話說，前旋翼向左傾斜，在產(chǎn)生升力的同時，產(chǎn)生向右的水平推力分量；后旋翼向右傾斜，同樣在產(chǎn)生升力的同時，產(chǎn)生向左的水平推力分量。前后一“夾攻”，飛機就向右偏轉，反之亦然。前后旋翼反向傾斜，偏轉的支點是機身中央。如果光傾斜前旋翼，就可以繞后機身打轉轉；光傾斜后旋翼，當然也就可以繞前機身打轉轉；如果控制得當，甚至可以一面轉一面?zhèn)蕊w。事實上，串列雙槳幾乎像超市里四個輪子可以分別轉向的購物車一樣，愛怎么走就可以怎么走，愛怎么轉就可以怎么轉，不過有的時候太靈活了，選擇太多了，反而容易弄糊涂，這個道理是一樣的。并列雙槳也是同樣道理，只是把前后雙槳變成左右雙槳。 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(guī)機動動作提供了空前的戰(zhàn)術靈活性，比如，反坦克直升機可以在低于樹梢的極低空高度懸停，在戰(zhàn)機恰當?shù)臅r刻，突然冒起來發(fā)射武器，然后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，又有利于隱蔽地轉移陣地。如果裝備桅桿頂?shù)挠^察裝置裝置的話，可以更好地隱蔽觀察敵情、掌握戰(zhàn)機。同樣的戰(zhàn)術也適用于山脊、建筑物等適當?shù)碾[蔽物背后。在巷戰(zhàn)中，直升機可以隱蔽在建筑物后懸停，在適當時機側飛出來發(fā)射武器，然后迅速返回隱蔽位置，這樣可以避開敵人從遠處房頂?shù)挠^察和伏擊。在營救和精確定點空降作業(yè)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(shù)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為音速的一半，前行方向上，翼尖速度在 3 點鐘方向已經(jīng)達到音速，而后行方向上，翼尖在 9 點鐘方向的速度就為零，要發(fā)生失速。實際上，翼尖失速速度要高于零速度，所以飛行速度比理論上的極限情況要低。另外，由于半徑的關系，旋翼前傾時，旋翼翼尖附近是產(chǎn)生推力的部分，中間部分的線速度低，實際上不產(chǎn)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于失速速度，已經(jīng)處在失速區(qū)了。由于前飛時旋翼前傾，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(fā)動機功率。據(jù)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后掠角的修形，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。英國 Westland 的先進旋翼翼尖采用復雜形狀的后掠角 / 槳葉的截面（翼型）也從翼根到翼尖不斷變薄，以延遲激波的產(chǎn)生，這個道理和超音速飛機用大后掠角、薄翼型的機翼一樣這是一架 Westland 大山貓直升機在做斤斗特技，其先進槳葉的特別形狀清晰可見 理論上，只要旋翼線速度突破音障，直升機速度進一步提高就是可能的。固定翼超音速飛機的機翼理論早已解決。但固定翼飛機的機翼處于相對簡單的氣流流場，直升機旋翼所處的流場實在太復雜了，不光有前進方向，還有旋轉的切向和徑向方向，此外，在機身上發(fā)動機結構和旋翼之間，還有復雜的縱向的馬蹄形流和橫向的渦漩。即使這些問題都解決了，理論上有可能研制出一種彎彎的馬刀形狀的槳葉，延遲超音速激波的產(chǎn)生，但槳葉受力情況十分復雜，包括扭曲、拉伸，在材料上要制造足夠堅固耐用又輕巧的旋翼很困難，旋翼要突破音障不是一件容易的事。要突破直升機速度的限制，只有突破旋翼既作為升力裝置又作為推力裝置的局限。發(fā)動機艙周邊有馬蹄形流 / 發(fā)動機艙兩側也有橫向的渦流[url=http://www.mx3g.com/misc.php?action=viewratings&tid=755&pid=1996][/url] 突破旋翼既作為升力裝置又作為推力裝置的第一步就是為旋翼減輕負擔，用單獨的推進裝置提供推力。從 50 年代開始，大量方案就是從在普通直升機上加裝推進發(fā)動機開始，將常規(guī)直升機改裝為復合直升機（compound holicopter）。采用專用的推進發(fā)動機，前飛時，旋翼就不必前傾，既減小迎風面積帶來的阻力，又避免了前傾旋翼造成的“降力”。為了進一步減輕旋翼的負擔，直升機還可以安裝短翼，在前飛時提供氣動升力，這樣，對旋翼產(chǎn)生升力的要求可以降到最低，后行槳葉失速也就不成為問題，消除了直升機速度上不去的一大障礙。 很多常規(guī)直升機并沒有專用的推進發(fā)動機，但安裝了短翼，就是為了在前飛中產(chǎn)生升力，減低對旋翼升力的依賴，以提高前飛速度。對于攻擊直升機來說，短翼還是提供武器掛架的好地方。采用短翼的典型直升機有米-6、AH-64 等，米-24 的短翼也有提供升力的作用，但最主要的目的卻是加強橫滾穩(wěn)定性。就像世上所有的好事一樣，沒有免費的午餐。短翼不光增加結構重量，最大的問題是遮擋旋翼的下洗氣流，削弱了旋翼的效率。所以強調(diào)懸停和直升機特有的非常規(guī)機動性能的直升機常常不選用短翼，即使采用短翼，也使短翼有較大的下反，以減小對旋翼下洗氣流的不利遮擋。有人把這種采用短翼的直升機也稱為復合直升機，因為升力的產(chǎn)生已經(jīng)不再單純依靠旋翼，但通常人們還是把升力和推力兩者都不再依靠旋翼的直升機稱為復合直升機。米-6的短翼用于在平飛時產(chǎn)生升力，為旋翼卸載 / AH-64 的短翼同時兼作武器掛架，一物兩用卡莫夫 Ka-22 是早期復合直升機的一個典范，曾創(chuàng)造多項速度和載重記錄 / MBB 的 BBH 攻擊直升機，采用常規(guī)的“開放”推進螺旋槳作推動力，計劃被取消后，轉入和法國合作發(fā)展“虎”式直升機西科斯基 S-66，和洛克希德 AH-56“夏延”競爭落敗，但速度比“夏延”更快，號稱世界第一。S-66 的尾部螺旋漿可以轉向，向后做推進用，向左作反扭力用，而不像“夏延” 那樣，用兩個專用的推進螺旋槳和反扭力尾槳 50-60 年代時，采用單獨的推力發(fā)動機的復合直升機方案如雨后春筍，有不少達到試飛階段，其中 Piasecki 的 16H 是其中的佼佼者。Piasecki 16H 采用一個尾置的涵道螺旋槳提供推力，涵道螺旋槳后有控制舵面，利用后洗氣流提供偏航和俯仰控制。主旋翼依然保留周期距控制，用于懸停或非常規(guī)機動時提供控制。Piasecki 的方案在 60 年代沒有引起足夠的興趣，但是在 90 年代，重新引起美國軍方的興趣。Piasecki 將 16H 的概念用在 UH-60 上，試制了所謂“速度鷹”（Speed Hawk），不僅提高了速度，還將航程提高了 3 倍，使“速度鷹”的航程和 F-18 戰(zhàn)斗機相當，用作海軍的搜索救援直升機十分有利。同樣的概念還用在 AH-64“阿帕奇”攻擊直升機上，速度提高 25%。環(huán)形尾的問題主要有兩個：環(huán)形尾套件增加重量，“速度鷹”比基型的 UH-60 要重 800 公斤。另一個問題是即以對旋翼下洗氣流的遮擋減低旋翼效率，旋翼功率要增加，否則懸停性能要受到損失。Piasecki 16H 采用尾置涵道螺旋槳（也稱“環(huán)形尾”，ringtail）作為平飛的推進器，短翼提供平飛升力，將旋翼“解放”出來，大大提高平飛速度，也大大降低機械振動和疲勞“速度鷹” （Speed Hawk），這是 Piasecki 用 UH-60 的機體和主要機械系統(tǒng)作基礎，研制的“推力轉向涵道推進”（Variable Thrust Duct Propeller）研究機VTDP 前飛時的狀態(tài)，略微向前進方向的左側偏轉，反扭力作用部分由氣動舵面完成 / VTDP 在懸停時的狀態(tài)，可伸縮的“斗篷”向左偏轉 90 度，加強反扭力作用Piachecki 也推出了“速度眼鏡蛇”和“速度阿帕奇”方案[url=http://www.mx3g.com/misc.php?action=viewratings&tid=755&pid=1997][/url]30 年代末，大學剛畢業(yè)的 Friedrich von Doblhoff 異想天開，建議在旋翼翼尖上安裝法國工程師 Rene Leduk 早年發(fā)明的沖壓式噴氣發(fā)動機，驅動旋翼，現(xiàn)在稱之為噴氣翼尖（tip jet）。發(fā)動機驅動旋翼旋轉是造成反扭力的原因，即使新奇的方案如“夏延”，依然逃脫不了采用尾槳平衡反扭力的布局。噴氣翼尖在槳葉內(nèi)通過管路向翼尖輸送高壓壓縮空氣，壓縮空氣從翼尖向后噴出，就可以推動槳葉轉動。噴氣翼尖的極端是直接在旋翼翼尖安裝微型噴氣發(fā)動機，噴氣驅動旋翼旋轉。由于槳軸不是驅動軸，旋翼轉動沒有反扭力，所以不需要尾槳。槳葉內(nèi)輸導壓縮空氣的能力有限，結構也復雜，但發(fā)動機可以放在機體內(nèi)。翼尖噴氣發(fā)動機的方案在技術上更有誘惑力，燃料在離心力的作用下，可以容易地向翼尖輸送，燃燒用的空氣也主要由管路輸送過來的壓縮空氣提供，因為在翼尖的發(fā)動機進氣受圓周運動的影響太大。發(fā)動機必須輕小，一般采用結構簡單的脈動噴氣發(fā)動機（pulse jet）或沖壓噴氣發(fā)動機（ram jet）。噴氣翼尖的問題是噪聲不僅巨大，而且尖厲，有規(guī)則，特別煩人。不過最大噪聲實際上延續(xù)時間不長，只有起飛和著陸的一、兩分鐘時間，不過這沒有能夠使環(huán)保組織的反對聲輕下去。Doblhoff 在戰(zhàn)時的研究工作取得了有限的成果，戰(zhàn)爭結束時，Doblhoff 用卡車拉著樣機和資料，和工作人員一起從蘇軍正在逼近的奧地利往西撤退，最后在德奧邊境向美軍投降。戰(zhàn)后，Doblhoff 和他的樣機一起到了美國，Doblhoff 到美國麥克唐納工作，主持了麥克唐納 XV-1 的設計，這是美國第一架噴氣翼尖的直升機。但與此同時，Doblhoff 的主要結構設計師和試飛員 August Stepan 去了英國，日后成為 Fairey Rotodyne 的主要設計人之一。然而，噴氣翼尖、推進發(fā)動機和固定的機翼相結合，有效地將直升機、旋翼機和固定翼飛機的優(yōu)點結合起來。 Hiller 應該說是噴氣翼尖的另一個先驅，在 50 年就推出了 HOE-1 研究直升機麥克唐納在從德國“俘虜”過來的噴氣翼尖鼻祖 Feiedrich von Doblhoff 的主持下，在 50 年代研制了 XV-1 研究直升機，除采用噴氣翼尖外，還在機身尾部單獨采用推進螺旋槳提供推力，尾撐頂端的小型螺旋槳用于方向控制 最著名的采用噴氣翼尖的旋翼-直升機要數(shù)英國 Fairey 的 Rotodyne。60 年代城際交通迅速發(fā)展，短途航空旅行的誘惑力日增，但固定翼飛機需要遠離城市的機場的問題，始終限制了短途航空旅行的發(fā)展，很多垂直-短距起落飛機的方案應運而生。城際中短途空運不要求懸停或非常規(guī)機動性能，垂直/短距起落能力更為重要，所以旋翼-直升機具有相當?shù)奈Αairey Rotodyne 用噴氣翼尖實現(xiàn)垂直起落，用旋翼的周期距控制俯仰和橫滾，翼下雙發(fā)差動推力控制在直升機狀態(tài)下的方向，在平飛階段，氣動舵面輔助飛行控制。機翼在平飛階段產(chǎn)生一半以上的升力，旋翼 的槳距減到最低，靠空氣動力自旋，以減小阻力。Fairey Rotodyne 在試飛期間，創(chuàng)造了倫敦市中心到巴黎市中心的速度記錄。旋翼-直升機的無滑跑傾斜起飛和準垂直降落，不僅極大地降低了對機場跑道和凈空的要求，也由于起落空間不重疊，實際上增加了同等機場空間內(nèi)起落架次的容量。由于噪聲、資金和 60 年代初英國航空工業(yè)的全面重組，F(xiàn)airey 被 Westland 收購，Westland 把重點轉移到以引進的西科斯基技術為基礎的常規(guī)直升機的研制上，F(xiàn)airey Rotodyne 下馬了，所有資料和工具被銷毀，樣機被肢解，至今還有不少人惋惜。進入 21 世紀，噴氣翼尖又有死灰復燃的跡象。美國 Groen Brothers 提出用噴氣翼尖驅動旋翼，研制 C-130 一級的大型旋翼-直升機，作為戰(zhàn)場空運的主力，滿足從 CH-47 到 C-130 之間的戰(zhàn)術空運需要。Groen Bothers 方案最大的誘惑在于，這個改裝思路可以用于任何現(xiàn)成的上單翼運輸機，比如 C-130。旋翼的支點在上單翼和機身的結合部，可以最大限度地減小對飛機重心和氣動特性的影響，理論上可以以比重型直升機或傾轉旋翼飛機低得多的代價，開發(fā)具有垂直起落能力的大型飛機。如果不強調(diào)懸停和非常規(guī)機動的話，旋翼-直升機的魅力確實是很大的。采用噴氣翼尖最著名的還是 Fairey Rotodyne，本來是很有潛力成為中短途城市航運的主力的Fairey Rotodyne 在飛行中的雄姿 / Rotodyne 在一開始接到很多航空公司的意向訂貨，但英國的“國航”BAE 最終沒有下訂單，別的意向訂貨也在一夜之間蒸發(fā)了，堪稱是“協(xié)和”式的前奏Fairey 被 Westland 收購后，由于英國政府資金不足，英國空軍和英國“國航”的訂單不到位，在成功的試飛后下馬了，設計資料、工具、樣機全部銷毀，今天只能在畫上自慰了美國的 Groen Brother 公司是旋翼機的最新熱衷者，Groen Brothers 向美國軍方建議，用 C-130 一級的機身，配以帶噴氣翼尖的旋翼系統(tǒng)，實現(xiàn)垂直起落Groen 還想誘惑海軍，用作航母上的運輸機 / Groen Brothers 也在向森林滅火部門推銷這個方案限制直升機速度的一個重要因素是旋翼槳葉的揮舞，槳葉的慣性在不斷地揮舞中增加了機械振動，鉸鏈的磨損（或彈性元件的疲勞）使直升機的可靠性總是不如固定翼飛機。常規(guī)直升機的柔性槳葉雖然是非常規(guī)機動成為可能，但柔性的槳葉也限制了直升機的機動性，難于像固定翼飛機一樣做迅猛的滾翻、拉起、俯沖、盤旋動作，過于激烈的機動動作可能使槳葉和機體碰撞，嚴重危害飛行安全。剛性槳葉的限制要小得多，采用剛性槳葉的直升機或許有這樣、那樣的問題，但都具有比常規(guī)直升機遠為出色的機動性。為此，剛性槳葉一直是直升機研究的一個目標。洛克希德“夏延”的下馬給剛性槳葉的發(fā)展蒙上陰影，但剛性槳葉的研究并沒有就此偃旗息鼓，近來又柳暗花明的跡象。 為了大幅度提高直升機性能，美國從 70 年代開始，進行了一系列直升機研究機項目。西科斯基的“前行槳葉概念”（Advancing Blade Concept，簡稱 ABC）在較早就獲得成功。如前所述，剛性旋翼的一個大問題是由于前飛的相對速度疊加在旋翼旋轉速度引起的非對稱升力，但對于剛性的共軸反轉雙槳來說，兩邊的非對稱升力疊加起來，就對稱了，剛性的槳葉和槳軸吸收所有的扭力，這就是 ABC 可以免去揮舞鉸的基本思路。由于剛性槳葉沒有揮舞，上下旋翼可以離得很近，而沒有碰撞的危險。差動式地加減上下旋翼的槳距以形成扭力差不僅形成水平方向上的轉向，還由于剛性旋翼非對稱升力造成橫滾，進一步加速轉彎過程，所以 ABC 具有異乎尋常的機動性，大大超過常規(guī)直升機。ABC 直升機有專用的推進發(fā)動機，高速平飛時，用氣動舵面實現(xiàn)飛行控制。采用 ABC 的 S-69（軍用代號 XH-59A）參加了 LHX 競爭，但技術終究不夠成熟，在懸停中低頭或抬頭也比較困難，落選于同出于西科斯基的常規(guī)旋翼加涵道尾槳的方案，后者最終成為 RAH-66“科曼奇”，現(xiàn)在也下馬了。西科斯基 XH-59A“前行槳葉”概念研究機，用共軸反轉的剛性旋翼，既抵消扭力，又抵消非對稱升力流線型的 S-69 蠻俊俏的 前行槳葉在無人機的大潮中得到復蘇，西科斯基的 Mariner/Cypher II 將前行槳葉和涵道風扇結合起來，動力從“碗邊”通過傳動軸傳遞，可以分別傳遞給上下旋翼，而不必用套筒軸驅動，大大簡化機械設計和制造。理論上涵道可以改變氣流方向，解決后行槳葉失速（retreating blade stall）問題，提高直升機速度。但涵道本身增加重量，更是增加迎風阻力，如果像 Mariner 那樣開在中機身，還妨礙機內(nèi)載荷和設備的布置。西科斯基在 Mariner 上使用前行槳葉，與其說是為了速度，不如說是為了減小旋翼直徑。涵道的采用和和后行槳葉失速沒有太大關系，主要是無人機整體布置上的方便，涵道結構本身容納發(fā)動機和機載設備，加上涵道有良好的側向隔音作用，特別有利于巷戰(zhàn)或特種作戰(zhàn)使用。西科斯基的 Mariner/Cypher II，是美國海軍無人機竟標中的候選之一 / Mariner/Cypher II 的前身 Cypher 在美國陸軍本寧堡步兵學校的演習場作巷戰(zhàn)演示作為美國直升機工業(yè)的龍頭老大，西科斯基在 80 年代和國防部和 NASA 合作，研制了所謂 X 形翼研究機，其基本思路是在直升機和固定翼飛機之間架一座橋，機頂?shù)?X 形機翼可以在直升機狀態(tài)下旋轉，產(chǎn)生升力；前飛達到一定速度后，X 形翼鎖住固定，作為機翼使用，飛機轉入固定翼狀態(tài)。X 形翼在氣動上雖然少見，但并非不可思議，這就是一對后掠翼加一對前掠翼。直升機狀態(tài)下，反扭力問題有尾槳解決，比較難的是采用剛性的單旋翼，如何解決非對稱升力的問題。西科斯基采用獨特的“環(huán)流控制技術”（Circulation Control Technology），將發(fā)動機壓縮機后引出高壓氣流，通過寬大的槳葉內(nèi)的管路，像吹氣襟翼一樣，向槳葉后緣開縫襟翼吹氣。吹氣襟翼在下垂的襟翼表面噴吹高壓空氣，加速機翼上表面的氣流流動，使機翼達到超過實際空速下能夠產(chǎn)生的升力，50-60 年代第一代超音速戰(zhàn)斗機的低速性能就是靠吹氣襟翼“救命”的。環(huán)流控制槳葉根據(jù)槳葉在圓周運動中的不同位置，控制開縫寬度和吹氣強度，控制升力的增減，以補償非對稱升力。 西科斯基的 X 翼研究機將寬弦“槳葉”和機翼合二為一，在直升機狀態(tài)作旋翼旋轉，在固定翼狀態(tài)固定，作為 X 形機翼，在直升機和固定翼之間架橋 / 用普通直升機旋翼先行試驗的西科斯基“旋翼系統(tǒng)研究機”（Rotor System Research Aircraft，簡稱 RSRA）按固定翼飛機試飛的 RSRA，可以看到，RSRA 用機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力，并不需要 X 形翼的額外升力 90 年代時，波音接過接力棒，將 X 形翼的概念推向新的高度，用麥道直升機和 NASA 的合作結果，研制了“蜻蜓”（Dragonfly）研究機。“蜻蜓”有鴨式前翼和寬大的水平尾翼，機頂上有一字形的旋翼-機翼。在直升機狀態(tài)下，旋翼-機翼在噴氣翼尖的作用下旋轉，產(chǎn)生升力。一字形的旋翼-機翼相當于雙葉旋翼，可以用蹺蹺板鉸鏈完成揮舞和領先-滯后動作，所以“蜻蜓”對非對稱升力的補償還是常規(guī)的。“蜻蜓”的動力裝置是一臺渦扇發(fā)動機，從壓縮機引出高壓氣流，通過管路輸送到旋翼-機翼的翼尖，驅動噴氣翼尖。由于噴氣翼尖不產(chǎn)生反扭力，“蜻蜓”沒有尾槳。達到一定的平飛速度后，鴨翼和平尾產(chǎn)生足夠的升力，旋翼-機翼鎖住，作為固定的機翼，飛機轉入固定翼狀態(tài)。“蜻蜓”正在試飛，美國軍方對它寄予厚望，甚至有想法把它放大到載人攻擊直升機。波音的“蜻蜓”Dragonfly 研究機“蜻蜓”在懸停中這張三視圖清楚地顯示了旋翼-機翼的兩重性“蜻蜓”垂直起飛到平飛的過程“蜻蜓”的鴨翼-旋翼（canard rotor wing）概念對海軍很有吸引力，海軍有將其開發(fā)成艦載無人機的打算 / 載人的“蜻蜓”長滿牙齒，蠻兇的 X 形翼到“蜻蜓”有一個共同的特點：采用寬弦剛性槳轂可鎖定的兩用旋翼-機翼（所謂stopped rotor）。粗短寬厚的剛性旋轉機翼從根本上解決了很多細長的柔性旋翼槳葉難以解決的問題，但是和常規(guī)直升機相比，這些飛機的懸停和非常規(guī)機動性能還是受到一點損失的，正可謂有得必有失。最主要的技術困難還是來自于升力產(chǎn)生機制轉換期間的飛行控制問題，處理不好，就容易失事。事實上，所有在升力產(chǎn)生機制中轉換的所謂 convertiplane 都有這個機制轉換期間的控制問題，機制轉換動輒幾十秒，快的也要 10 秒，就是不敢動作太猛，怕失控，同時也有速度和高度的限制，不是隨時隨地想轉換就可以轉換的。在戰(zhàn)斗中，這個轉換時間和高度、速度的要求給戰(zhàn)術動作帶來很大的困擾，升力機制的轉換只好在進入戰(zhàn)斗前完成，使 convertiplane 在實用中的吸引力受到不小的損失。 “蜻蜓”的鴨式布局為旋翼和機翼的關系提供了一個新思路。機翼可以在平飛中為旋翼卸載，但機翼對旋翼的下洗氣流造成遮擋也是不爭的事實，鴨式布局把機翼和旋翼的位置錯開來，互不遮擋，如果沒有胃口直接上兩用旋翼-機翼，將“蜻蜓”的鴨式布局、Piasecki 的涵道螺旋槳和 S-69 的 ABC 槳葉結合起來，在技術上沒有太了不起的困難，但可以成就一架相當先進的直升機，如果沒有胃口直接上這樣布局的載人直升機，至少可以從無人直升機開始。從復合直升機，到直升-旋翼機，到可鎖定的旋翼-機翼，這是一條從直升機向固定翼飛機過渡的路徑。與此對應，當然也有一條從固定翼飛機向直升機過渡的路徑。如果能使固定翼飛機的推進裝置改變方向，不就能實現(xiàn)垂直起落了嗎？ 貝爾的 XV-3 是采用傾轉動力的固定翼飛機的先驅之一。XV-3 的處在翼尖的發(fā)動機是固定的，但驅動旋翼的槳軸可以傾轉，所以叫傾轉軸（tile shaft）。平飛時，旋翼向螺旋槳飛機一樣驅動飛機，垂直起落和懸停時，旋翼通過槳軸向上偏轉 90 度。為了保持直升機狀態(tài)的飛行控制，XV-3 的旋翼是和直升機一樣的柔性旋翼，具有全套的總距和周期距控制。XV-3 的動力不足，無法在超出地面效應的高度懸停，作為直升機的功效有限，但 XV-3 證明了將直升機和固定翼飛機結合起來的可能性，為貝爾日后爭取到 XV-15 乃至 V-22 的合同至關重要。以固定翼狀態(tài)飛行的貝爾的 XV-3，發(fā)動機不轉動，旋翼的驅動軸轉動，所以稱 tilt shaft，日后成為 V-22 的重要先驅 / 以直升機狀態(tài)飛行的 XV-3XV-3 在懸停狀態(tài)，由于功率不足，XV-3 不能在超出地面效應以上的高度懸停 / 與貝爾 XV-3 競爭落選的 Transcendental 1G，這是由從 Piasecki 分出來的一批人設計的XV-3 從直升機狀態(tài)向固定翼飛機狀態(tài)轉換的過程和貝爾 XV-3 的技術相似，Transcendental 1G 也是采用傾轉軸 / Vertol（以 CH-46、CH-47 出名，后為波音收購）XV-21，同樣是 Tilt Shaft 貝爾對柔性槳葉的局限清楚得很，在 70 年代，以 XV-3 的研究結果為基礎，和 NASA 和美國軍方合作，研制了采用半剛性槳葉的 XV-15。XV-15 的發(fā)動機艙和旋翼一起傾轉，所以成傾轉旋翼（tilt rotor）。半剛性槳葉可算是貝爾的看家本領了，當年紅透直升機世界半邊天的 UH-1，就是采用半剛性的雙葉旋翼，槳葉和槳轂剛性連接，但槳轂和槳軸通過蹺蹺板軸承柔性連接，利用前行側槳葉的自然升起和滯后，帶動后行側槳葉的自然降落和超前。很神妙的設計，可惜只能用于雙葉旋翼。貝爾將蹺蹺板的原理推廣到三葉（理論上也可以更多片槳葉），估計就是在萬向接頭外包覆一個剛性的整流罩，所有槳葉和整流罩剛性連接。槳葉和槳轂的經(jīng)典的分立鉸鏈式連接，揮舞鉸、擺振鉸“五毒俱全” / 緊湊一點的重合式鉸鏈連接雙葉槳葉特有的蹺蹺板式連接，省卻了揮舞鉸和擺振鉸，貝爾的經(jīng)典之作 UH-1 和 AH-1 就是用這種結構 / 從蹺蹺板進一步發(fā)展而來的萬向接頭式連接，估計貝爾的半剛性旋翼就是在萬向接頭外包覆一個剛性的整流罩 貝爾的半剛性旋翼保留了直升機的總距和周期距控制，用于在懸停或直升機飛行狀態(tài)時的飛行控制。貝爾還采用了寬弦、大彎度的槳葉，是槳葉最大限度地在前飛時接近常規(guī)螺旋槳的特性。XV-15 引起了軍方極大的興趣，飛行試驗遠遠超過簡單的懸停、平飛和直升機-固定翼飛機之間的狀態(tài)轉換等概念證明型的試飛科目，而是進入了演習場、兩棲登陸艦等接近實戰(zhàn)的條件下的試驗。美國軍方對實驗結果相當滿意，這直接導致最終的四大軍種聯(lián)合研制的 V-22“魚鷹”項目。V-22 是歷史上第一架也是僅有的一架可以垂直/短距起落的量產(chǎn)型運輸機，V-22 故事的細節(jié)請看“魚鷹”雜談。貝爾 XV-15 在懸停中 / XV-15 在平飛中XV-15 在起飛 為了盡可能減小迎風阻力，傾轉旋翼的旋翼直徑應該在不影響直升機狀態(tài)下的性能的前提下盡可能減小。但較小的旋翼不可能不影響直升機狀態(tài)的性能，最突出的就是所謂“渦流環(huán)”現(xiàn)象。直升機在快速下降過程中，要使旋翼進入自己的下洗氣流，或下洗氣流造成的渦流，旋翼和周圍空氣之間的相對氣流方向和相對速度出現(xiàn)本質變化，可能出現(xiàn)“打滑”而失去升力，這時候越是增加旋翼功率，打滑越嚴重，這就是所謂的“渦流環(huán)”現(xiàn)象。常規(guī)直升機也會出現(xiàn)“渦流環(huán)”現(xiàn)象，但小直徑的旋翼更容易進入這一狀態(tài)。V-22 在試飛中幾次引人注目的墜機，大多出自這個原因。在懸停或直升機狀態(tài)時，傾轉旋翼在理論上可以通過控制左右發(fā)動機的推力來控制橫滾，用旋翼的前后轉動來控制俯仰，偏航比較難辦，可以用旋翼下洗氣流作用在機翼的襟翼上，輔以一定的橫滾作用來實現(xiàn)。但事實上，增減發(fā)動機推力的靈敏度不夠，反映不夠快，控制量也不夠精細。用機電控制傾轉旋翼來實現(xiàn)俯仰控制，靈敏度問題更大，無法適應惡劣天氣時的飛行要求。實用化的傾轉旋翼的 V-22（及其前身 XV-15）都是采用直升機槳葉，即保留了全套直升機的總距和周期距控制，而不是只可以調(diào)節(jié)槳距的螺旋槳，所以直升機狀態(tài)的 V-22 的操控和直升機無異。在以螺旋槳-旋翼為基礎的垂直/短距起落飛機中，傾轉旋翼是最成熟的方案。美國的 V-22 在飽經(jīng)千難萬險之后，終于開始量產(chǎn)。直升機狀態(tài)前飛中的 V-22 在空投傘兵V-22 的半剛性旋翼清晰可見 / V-22 的寬弦、大彎度、無鉸、無軸承槳葉清晰可見起飛、著陸時，襟翼放下，最大限度地減小對下洗氣流的遮擋 / 為了適合上艦的需要，V-22 的旋翼可以折疊，機翼還可以橫轉90度，和機體平行，以節(jié)約占地空間V-22 著艦試驗，一側旋翼在甲板上空、一側旋翼在舷外時，兩側升力不均勻，容易造成事故。一架接一架緊接著快速降落時，前面飛機造成的空氣渦流容易使后面的飛機進入危險的“渦流環(huán)”狀態(tài)（vortex ring），造成旋翼吃不上勁，導致墜機 / 這是在兩棲登陸建“塞班”號機艙內(nèi)的情景V-22 的性能被說得如此出眾，人們不禁疑惑，為什么總統(tǒng)的“海軍陸戰(zhàn)隊一號”要選新機時，沒有選 V-22？貝爾在 V-22 的成功之后，向兩條戰(zhàn)線出擊，一是將傾轉旋翼技術用于無人機，以最大限度地利用其垂直起落和速度、航程上的優(yōu)勢，二是將傾轉旋翼技術推向民航市場。早先雄心勃勃的中短程支線客機看來一時還難以實現(xiàn)，但小型公務機已經(jīng)開始了，貝爾和意大利的 Agusta 合作，正在研制 BA-609，其垂直起落的能力和速度、航程將對大公司、政府機構的要員從城市中心到城市中心的空中旅行有很大的誘惑力。歐洲從 80-90 年代開始，也展開了傾轉旋翼的研究。法、德合作的 Eurotilt 和英、意合作的 Eurofar 最后合并成一個計劃，但在 V-22 和 BA-609 面臨一系列技術困難后，速度放慢，估計現(xiàn)在處于觀望狀態(tài)，在等待傾轉旋翼的技術進一步成熟、技術風險進一步降低后再行動。 BA-609 的 BA 代表 Bell Agusta，將成為傾轉旋翼在民用領域里“吃螃蟹的人” / BA-609 是面對有錢的闊佬的BA-609 在警方和海岸警衛(wèi)隊中也有望得到青睞 / BA-609 已經(jīng)試飛，正在歐洲大力推銷，力圖搶在歐洲公司的前面霸占市場法國主導的 Eurotilt 傾轉旋翼飛機方案Eurotilt 的傾轉和 V-22 稍有不同，只有發(fā)動機前半部分傾轉，介于 tilt rotor 和 tilt shaft 之間貝爾當然不會把傾轉旋翼的概念只用在載人飛機上，在如火如荼的無人機領域，貝爾也推出了采用傾轉旋翼的“鷹眼”（Eagle Eye） / “鷹眼”預計要和海軍或海岸警衛(wèi)隊的艦船配合行動，所以有很高的上艦要求 盡管 V-22 在研制過程中遇到嚴重的問題，美國軍方對用具有垂直/短距起落能力的運輸機作為戰(zhàn)術空運主力的概念依然不肯放棄，在 V-22 尚未大規(guī)模服役時，已經(jīng)開始對更大型垂直/短距起落運輸機的研制，貝爾的方案自然是 V-22 的延伸：采用四旋翼的傾轉旋翼方案，即所謂 quad tilt rotor。值得注意的是，傾轉旋翼的發(fā)動機通常都是成雙布置的。除非在機頂重心處安裝一根很高的桅桿，傾轉旋翼基本不可能是單旋翼的。貝爾提出的四旋翼傾轉旋翼（Quad Tilt Rotor，簡稱 QTR）方案，用于擔當美軍戰(zhàn)場空運的主力 / 媒體為新飛機的名字都想好了：V-44，盡管軍方并沒有這樣的命名四旋翼盡管順理成章，但平飛時前后旋翼之間相互之間的氣動干擾可能會很嚴重，尤其是機動飛行的時候，后發(fā)動機也要避開前發(fā)動機的尾流 / QTR 可以用于在城市中心機降“重型部隊”（相對空降兵來說）QTR 的結構想象圖，傳動軸不僅要左右同步，前后也要同步，復雜性和重量肯定要增加QTR 是和 Groen Brothers 的 Gyrolifter 競爭，當然也不會忘了海軍型 / 四旋翼傾轉旋翼運輸機的另一個方案NASA 還在研究更大型的 QTR，用于民航 螺旋槳可以看成小直徑、寬弦、大彎度的剛性旋翼，除了槳距以外，沒有揮舞鉸、擺振鉸之類的，只是螺旋槳一般比剛性旋翼的直徑小一點就是了。不過直徑小，對減小前飛阻力具有不可置疑的好處。只要能夠滿足垂直起落要求，用螺旋槳代替旋翼是傾轉旋翼的一個自然的延伸，Curtis-Wright 就是這方面的先驅。Curtiss-Wright 是航空先驅 Glenn Curtiss 和 Wright 兄弟的公司合并的結果，50 年代時已經(jīng)落后于噴氣時代，但在螺旋槳領域還是一方好漢。傾轉的螺旋槳稱為 tilt prop。螺旋槳需要較高的轉速才能產(chǎn)生足夠的推力，這對小直徑剛性的槳葉不成問題。不過 Curtiss-Wright 的研究機沒有發(fā)展到 V-22 的階段，估計快速下降時，會有更嚴重的“渦流環(huán)”問題。但是 Curtiss-Wright 的螺旋槳還有玄機在里面。普通螺旋槳是針對迎面氣流的，如果把螺旋槳略微向上傾斜一點，下行的槳葉相對迎面氣流的迎角增加，上行槳葉的迎角減小，這樣下行槳葉產(chǎn)生向下的劃動大于上行槳葉產(chǎn)生向上的劃動，產(chǎn)生所謂“軸向升力”（radial lift），可以減小機翼面積，有螺旋槳產(chǎn)生部分升力。這里要注意的是，螺旋槳抬起來一點，傾瀉的推理矢量本身就產(chǎn)生一點向下的升力分量，但軸向升力比這點升力分量要大很多。為了最大限度地實現(xiàn)軸向升力，螺旋槳的槳葉應該是寬弦、大彎度的。Curtiss-Wright 先研制 X-100 研究機，特意設計了出奇地小的機翼，以證明軸向升力的概念。不過要是現(xiàn)垂直起落，還是要老老實實把發(fā)動機豎起來，推力朝下。在向軍方游說假如下面還要提到的三軍聯(lián)合直升機計劃后，空軍同意投資，這以后Curtiss-Wright 在已經(jīng)部分完成的 M-200 試驗機基礎上，大規(guī)模展開四發(fā)動機的 X-19 的研制，采用四個角落的四臺發(fā)動機的差動升力控制橫滾和俯仰姿態(tài)，螺旋槳的差動扭力控制偏航。試飛中，控制反應不夠靈敏，控制力矩不足，但機械可靠性是最大的問題，主齒輪箱的壽命只有 50 小時，發(fā)動機的傾轉機構只有 15 小時的壽命。在 50 個起落的試飛中，留空時間一共只有 4 小時，計劃在 4 個月后放棄了。Curtiss Wright X-100 是 X-19 的先驅，只有兩臺發(fā)動機，采用導至機尾的發(fā)動機廢氣噴管提供姿態(tài)控制，效果不好Curtiss Wright X-19，預計用作小型公務機或短程客機，但飛行控制問題沒法很好地解決Curtiss Wright X-19 在懸停中，前后左右的四臺發(fā)動機用于懸停中的姿態(tài)控制。為了避免陀螺力矩，左前、右后和左后、右前的發(fā)動機交聯(lián) 由于螺旋槳比直升機旋翼簡單、可靠，平飛速度高，美國軍方對 X-19 寄予很大的希望，空軍、海軍、陸軍三軍聯(lián)合研制，這是“三軍攻擊運輸機計劃”（Tri-Service Assault Transport）的一部分。傾轉旋翼是傾轉動力方案中最容易想到的，傾轉螺旋槳可以算傾轉旋翼的一個分支，但傾轉旋翼在直升機狀態(tài)時，機翼對旋翼的下洗氣流的遮擋較大，而直升機狀態(tài)是最需要把所有的推力全部發(fā)揮出來的時候。另外，由于旋翼和機翼的相對位置和角度的變化，旋翼-機翼的氣動相互作用十分復雜，在至關重要的直升機-固定翼狀態(tài)轉換期間尤其如此。既然如此，何不換一個思路，將發(fā)動機固定安裝在機翼上，而讓機翼傾轉呢？傾轉機翼（tilt wing）的好處是較好地解決了下洗氣流的遮擋問題和發(fā)動機-機翼的相互作用問題。但是世上沒有免費的午餐。傾轉機翼要傾轉整個機翼，由于機翼是飛機產(chǎn)生升力的所在，而機體是承重的所在，機翼和機體連接部是飛機上最吃重的部位，現(xiàn)在這個最吃重的部位把所有應力全部集中到一個控制機翼傾轉的鉸鏈上，要保證最大的可靠性，機械設計上的難度可想而知。和傾轉旋翼一樣，理論上傾轉機翼可以通過前后傾轉機翼來實現(xiàn)俯仰控制，控制左右發(fā)動機的推力來實現(xiàn)橫滾控制，用下洗氣流作用在襟翼上來實現(xiàn)偏航控制，但傾轉機翼太不靈敏，所以有時在機尾增加一個水平風扇，專門用于俯仰控制。這個水平風扇只在垂直起落和懸停狀態(tài)時打開，在平飛狀態(tài)時折起以減小阻力，在地面也折起，不妨礙使用尾門裝卸人員和貨物。由于在直升機狀態(tài)下必須保證所有旋翼/螺旋槳的絕對同步，所有旋翼/螺旋槳之間必須用同步軸連接，但是機翼不是絕對剛性的，在氣動力的作用下，總是有一定的揮舞，這樣一來，機翼內(nèi)的同步軸非常容易受到損壞，這是傾轉機翼和傾轉旋翼共有的一個問題。 Vertol 76（也稱 VZ-2）是傾轉機翼的早期嘗試之一 / 由于整個機翼可以傾轉，VZ-2 的平飛和普通固定翼飛機無異但在機翼豎起來時，發(fā)動機推力向下，產(chǎn)生直接升力，而且機翼對發(fā)動機的下洗氣流的遮擋很小 / 早期直升機界很活躍的 Hiller 也推出了 X-18 研究機，圖中為地面演示機翼的傾轉除了傾轉機翼的機構外，傾轉機翼的機械結構相對簡單，發(fā)動機剛性固定在機翼上，發(fā)動機氣流和機翼的設計也相對簡單 不知道是不是處于習慣的原因，直升機出身的公司大多走傾轉旋翼的路子，固定翼出身的公司大多走傾轉機翼的路子。50 年代初，美國軍方資助了很多垂直起落的研究項目，但基本上都是概念研究，離實戰(zhàn)使用相差很遠。59 年軍方根據(jù)一個咨詢委員會的建議，啟動一項旨在實用化的垂直起落飛機計劃，特別要檢驗新飛機在實戰(zhàn)條件下的，而且要適合三軍（海軍陸戰(zhàn)隊在 50 年代沒有獨立的采購計劃，由海軍代辦）的需要，所以產(chǎn)生了三軍聯(lián)合的 XC-142 計劃，LTV 的 Vought 分 部得標，Hiller 和 Ryan 作為主要次級承包商，計劃由空軍主持。XC-142 可以裝載 32 名士兵，比 30 年后的 V-22 還多 40%，四臺發(fā)動機和 5 個螺旋槳（4 個推進螺旋槳加一個機尾的姿態(tài)控制螺旋槳）全部交聯(lián)，所以只有還有一臺發(fā)動機在工作，5 個螺旋槳都會轉動，盡管可能動力不足。空軍對 XC-142 作了大量的測試，包括空運、空投、沙漠、山地、航母、搜索救援、裝載機動車輛等。XC-142 最后還是壞在機械復雜性上，可靠性不夠，而且機翼在 35-80 度傾轉范圍里，機翼像門板一樣，受橫風影響太大，發(fā)動機差動推力的控制不夠靈敏。最大的抱怨是機翼傾轉過程中，差動的輔翼有橫滾控制變?yōu)槠娇刂疲顒拥陌l(fā)動機推力由偏航控制變?yōu)闄M滾控制，這不光是一個操作習慣的改變，還在機翼傾轉的過程中，橫滾控制和偏航控制交聯(lián)，要求飛行員作大量復雜的補償動作，工作量太大，而且機艙內(nèi)噪音和振動太大，估計和在接近垂直狀態(tài)而低速前進時，剛性的螺旋槳對非對稱升力不作補償，振動全傳到機艙里了。XC-142 在 67 年下馬了。早期傾轉機翼發(fā)展得最遠的還要數(shù) Vought Hiller Ryan 三家合作的 XC-142，美國軍方對 XC-142 也寄予深望，空軍、陸軍和海軍聯(lián)合研制，這是又一個 Tri-Service 項目 / XC-142 起飛到平飛的過程傾轉機翼在垂直起飛和懸停時，豎起的巨大機翼形成“門板”效應，容易受低空陣風影響 / 作短距起飛時，機翼并不傾轉到垂直，有趣的是，平尾也同步傾轉，充分利用發(fā)動機下洗氣流在地面造成的反彈，增強地面效應XC-142 在航母 Bennington 號上著艦試驗 / 如果有合適的跑道，當然也可以正常滑跑起飛加拿大Bombardier CL-84 在試飛中60 年代德國航空工業(yè)專注于垂直/短距起落飛機，MBB 的 Bo-140 是其中一個夭折的方案，其傾轉機翼可以清楚地看見，MBB 的全稱為 Messerschmitt Bolkow Blohm，包括前 Messerschmitt 和 Bolkow 的人馬，Ludwig Bolkow 是第一架實戰(zhàn)的噴氣式戰(zhàn)斗機 Me 262的總設計師Bo-140 還打算作為戰(zhàn)術運輸機，取代 C-160“協(xié)同” / 同時期的還有 VFW VC-400，VFW 的全稱為 Vereinigte Flugtechnische Werke，包括前 Heinkel 和 Focke-Wulf 的人馬 傾轉機翼的機械相當復雜，可靠性成問題。早期的 X-18 和 XC-142 用螺桿千斤頂控制機翼的傾轉，動作平穩(wěn)但是遲緩。經(jīng)過 30 年的冬眠，傾轉機翼近來有復蘇的跡象。美國空軍在尋找 C-130 的替代的過程中，從 AMST 開始，已經(jīng)放棄了垂直起落的要求，現(xiàn)在只要求短距起落。波音將傾轉機翼的概念用于“先進戰(zhàn)區(qū)運輸機”（Advanced Theater Transport）計劃的招標，利用傾轉機翼和地面效應相結合產(chǎn)生的增升效果，來達到短距起落。傾轉機翼經(jīng)過 30 年的冬眠，現(xiàn)在又重新得到重視，這是波音的 147 型傾轉機翼公務飛機 / 波音的雄心當然不止于小型公務飛機，波音投標美軍“先進戰(zhàn)區(qū)運輸機”（Advanced Theater Transport，簡稱ATT）的方案就是傾轉機翼。ATT只要求短距起落，而不強調(diào)垂直起落，不過波音的 ATT 形狀怪異，被戲稱為“超級大青蛙”（Super Frog）要是沒有心理準備，冷不防看見空中飛來這么一個怪東西，地面的敵人怕是驚得目瞪口呆，放槍也忘記了 / 洛克希德的 ATT 方案就要常規(guī)多了，雖然為隱身修形的機翼和 V 形尾比較新穎洛克希德的另一個 ATT 方案就簡直是 F-22 的運輸機版了意大利 Agusta 推出的 ERICA 計劃不僅僅是又一個傾轉旋翼的方案 ，ERICA 的機翼外翼段傾轉，使其介于傾轉旋翼和傾轉機翼之間，不過現(xiàn)在 ERICA 已經(jīng)和 Eurotilt 合并了至此，傾轉動力基本上都是在機翼和發(fā)動機上動腦筋，F(xiàn)reewing（不知道中文該怎么翻譯？）把思路顛一個倒，把機身、機翼固定，但把安裝發(fā)動機的前機身傾轉，或許這應該成為傾轉機身？傾轉機身，安裝在機身上的發(fā)動機的推力產(chǎn)生向下的升力分量，產(chǎn)生直接升力。但這只是一部分，推力氣流從地面的反射要是利用好的話，可以大大強化升力，F(xiàn)reewing 就是靠直接升力和地面效應極大地增加起飛過程中的升力的。升空后，前后機身拉直，像普通飛機一樣飛行。不過 Freewing 很難做到垂直起落，只能短距起落。這在使用中不是那么了不起的一個限制，如果需要滑跑的距離足夠短，比如只要十幾米，在大部分情況下，還是能夠找到合適的場地的。Freewing 也是公司的名字，F(xiàn)reewing 目前只用在無人機上，但 Freewing 的野心不止于無人機，提出的 Freewing 噴氣戰(zhàn)斗機方案很有點驚世駭俗，把通常 Freewing 的前后機身倒一個個兒，在短促的滑跑后，用氣動力把機尾壓下去，把機首抬起來，后面的事情就和一般的 Freewing 一樣了。 Freewing 是推力轉向的一個新思路，機身、機翼固定，但安裝發(fā)動機的前機身可以抬起來，提供額外的升力分量，縮短起飛距離。不過 Freewing 不可能實現(xiàn)垂直起落到目前為止，F(xiàn)reewing 只用于無人機，由于前機身在起落時要高高揚起，載人的機艙布置在前機身恐怕有問題，而飛行員坐在后機身又有違傳統(tǒng)，看來 Freewing 概念要用到載人飛機還有一段日子不過人們的想象力是無窮的，如果倒一個個兒，前機身和地面水平，后機身翹起來，水平滑跑一小段距離后，水平尾翼用氣動力量把尾巴壓下去…… / 這樣較重的前機身就抬了起來，可以利用向下的噴氣推力分量，增加升力，尾撐之間的水平尾翼還可以“捕獲”噴氣發(fā)動機的下洗氣流從地面的反彈，利用地效增升，實現(xiàn)短距起飛。事實上，這是利用機身的轉動來實現(xiàn)推力轉向，對發(fā)動機的要求最低。起飛后，后機身放下來，和前機身平行，像普通飛機一樣飛行旋翼也好，螺旋槳也好，產(chǎn)生推力的原理都是一樣的。如果把螺旋槳用涵道包覆起來，變成涵道螺旋槳（ducted fan），初看和普通螺旋槳沒有太大兩樣，但是涵道內(nèi)外的氣流有速度差，在貝努力原理的作用下，涵道內(nèi)的高度氣流可以拖動涵道外的低速氣流，可以產(chǎn)生比涵道內(nèi)氣流流動多至 50% 的額外推力。涵道本身在平飛狀態(tài)也產(chǎn)生升力，這時圓形的涵道實際上就構成了環(huán)形機翼。平直翼、后掠翼、三角翼甚至前掠翼是人們所熟悉的，但環(huán)形翼也是產(chǎn)生升力的一個有效方法。環(huán)形翼可以想象成翼梢小翼的一個極端，由于制造和分析上不如平面翼簡單，一直沒有得到重視，在涵道風扇上的應用可算是歪打正著。涵道風扇也可以傾轉，除了涵道本身也產(chǎn)生升力外，傾轉涵道風扇（tilt ducted fan）具有和傾轉螺旋槳一樣的優(yōu)缺點，不過在涵道風扇在傾轉過程中，唇部的迎角不斷變化，傾轉到一定程度時會引起失速，改變飛機的升力分布，帶來一定的飛行控制上的困難，同時造成風扇進氣的紊亂，和很大的嗡嗡聲。Doak VZ-4 是傾轉涵道風扇的先驅，但最重要的傾轉涵道風扇飛機應該是貝爾 X-22。盡管美國海軍這是三軍聯(lián)合的項目的一員，但海軍更中意短小的傾轉涵道風扇方案，以便由航母升降機容納，也免除折疊機翼的必要。涵道風扇也對甲板人員比較安全。于是海軍在參加 XC-142 的同時，推動貝爾 X-22 計劃。貝爾 X-22 采用四臺渦軸發(fā)動機，兩兩布置在垂尾兩側，通過交聯(lián)的同步軸，驅動所有四副涵道風扇，每個涵道出口的一個氣動控制面提供垂直起落和平飛中的飛行控制。巨大的垂尾實際上沒有舵面，只是起方向穩(wěn)定作用。X-22 的涵道風扇的有 35% 的剩余功率，只要三個涵道風扇就能夠實現(xiàn)垂直起落，只剩兩個了還能正常平飛，在跑道降落只需要一個涵道風扇就夠了。海軍對 X-22 的試飛成果相當滿意，責成負責研制 X-22 飛行控制的 Cornell Aeronautical Laboratory（后稱 Calspan 公司）繼續(xù)完善自動飛行增穩(wěn)控制系統(tǒng)。到 80 年 Calspan 完成項目，軍方已經(jīng)對垂直起落飛機失去耐心，X-22 計劃無疾而終。 Doak VZ-4 是采用傾轉涵道風扇的先驅 / 水平的涵道本身可以產(chǎn)生升力，但傾轉過程中，涵道唇部會出現(xiàn)失速Doak VZ-4 從起飛到平飛的轉換過程貝爾 X-22 又是一個三軍聯(lián)合的項目 / 由于采用涵道風扇，沒有不對稱升力和后行槳葉失速的問題，可以放心采用剛性槳葉四個大水桶一樣的涵道風扇在空中翻轉，也是一景 / 法國的 Nord（后并入 Aerospatiale）也研制了 Nord 500 Cadet，發(fā)動機推力和涵道出口的菱形導流片提供懸停狀態(tài)下的姿態(tài)控制 如果不傾轉涵道風扇，而是把涵道風扇固定在機翼或機身內(nèi)重心附近，用于在垂直起落時提供升力，在平飛的時候覆蓋起來，減少阻力，這就是升力風扇的方案了。升力風扇方案并不新穎，二戰(zhàn)后期納粹德國熱衷于一劍定乾坤的秘密武器，垂直起落戰(zhàn)斗機是其中的一部分，升力風扇就是以研制號稱二戰(zhàn)中德國最優(yōu)秀戰(zhàn)斗機 FW 190 戰(zhàn)斗機著名的 Focke-Wulf 的方案。但首先實現(xiàn)這個概念的，還是 Vanguard Omniplane。Vanguard 是由 Piasecki 分出來的一些人建立的，Omniplane 時運不佳，完成系留試驗后，機械可靠性的問題就早早終止了 Omniplane 的生涯。不久，制造航空發(fā)動機出生的通用電氣希望涉足垂直起落領域，和 Ryan 合作，研制了 XV-5 研究機。XV-5 比 Omniplane 要接近實用化多了，升力風扇依然埋在機翼里，但在平飛的時候，可以由蓋板蓋起來，減小阻力。上蓋板是背對背打開的兩個半圓形，下蓋板是百葉窗形，打開時用作懸停狀態(tài)下的偏航控制。機首有一個由百葉窗遮蓋的小型升力風扇，用于俯仰控制。XV-5 的升力風扇有 31% 的剩余功率。XV-5 暴露了升力風扇的一些問題：升力風扇占用體積過大，載油和機載設備很受限制。另外飛行控制響應不靈敏，懸停到平飛的轉換只有很小的操作窗口，越界的話，容易失事。由于機翼內(nèi)的風扇使機翼很厚，XV-5 遇到很大的阻力問題，盡管是噴氣式飛機，實際平飛速度不比二戰(zhàn)時的螺旋槳飛機快。XV-5 在 70 年代頭上就下馬了。不過升力風扇在 90 年代再現(xiàn)輝煌，入選的洛克希德 F-35 采用的就是升力風扇。F-35 的故事容后再述。Focke-Wulf 的升力風扇方案二戰(zhàn)后期，德國秘密武器研制計劃中，F(xiàn)ocke-Wulf 就有用升力風扇實現(xiàn)垂直起落的想法，但真正實現(xiàn)這一概念的，還是 Vanguard Omniplane / 其機翼中巨大的勝利風扇提供垂直起落時的升力，機尾的推進涵道螺旋槳提供推力，涵道后的氣動控制面提供飛行控制機翼實際上還是符合氣動升力的要求的，就是特別肥厚了一點通用電氣是制造航空發(fā)動機的公司，但在 50-60 年代的垂直起落大潮中，也來趕了一回時髦，和 Ryan 聯(lián)手，研制了 XV-5 垂直起落研究機，機翼上的蓋板可以打開，暴露出機翼內(nèi)的升力風扇 / XV-5 在懸停中，可以看到機翼上向上折起的風扇蓋板，機翼下表面另有百葉窗式的蓋板這張圖可以看到一點機翼下表面百葉窗 / 這里可以清楚地看到打開蓋板后機翼里的升力風扇，注意機首還有一個關閉的“百葉窗”，下面是另一個較小的升力風扇，用于控制俯仰平飛時，機翼上下表面的風扇蓋板板關閉，減小機翼阻力XV-5 的風扇有點創(chuàng)意，是通過對翼尖吹氣驅動的，即所謂 tip turbine比升力風扇上更“優(yōu)美”的是所謂引射增升（ejector）。引射是貝努力原理的一個應用，如果對文丘里管（背對背的喇叭口）吹入高速氣流，在文丘里管的喉部會產(chǎn)生低壓，這個低壓會拉動文丘里管外上游的空氣，和吹入氣流混合，一起噴出文丘里管，最后文丘里管出口的氣流流量大于吹入的氣流。工業(yè)上常用這個原理，將大型容器內(nèi)的氣體抽吸出來。理論和實驗證明，拉動氣流和吹入氣流之比可以達到 1.5-2：1，如果在機身或機翼上安裝引射裝置，就可以用較少的噴氣發(fā)動機引出高壓氣流，產(chǎn)生較大的直接升力，這就是引射增升的基本道理。和直接采用旋翼/螺旋槳/風扇的方案相比，引射增升容易和機體氣動外形實現(xiàn)保形，減小正常飛行時的氣動阻力；引射裝置的布置比較靈活；引射的排氣和周圍的冷空氣混合，溫度、速度大大降低，對跑道或甲板的燒蝕較小，發(fā)動機吸入廢氣的影響也小一些。70 年代時，由于越南戰(zhàn)爭的拖累，加上傳統(tǒng)的大甲板航母的采購和運行實在太貴，在時任海軍作戰(zhàn)部長 Elmo Zumwalt 海軍上將（最新的“21 世紀驅逐艦”DDG21 就是用他的名字命名的）的倡導下，美國開始研究“海上控制艦”（Sea Control Ship）概念，意圖用較小的（一到兩萬噸）的直通甲板小型航母，運載較少但仍有足夠戰(zhàn)斗力的垂直/段距起落飛機，補充大甲板航母的作戰(zhàn)，美國海軍開始對垂直起落戰(zhàn)斗機認真起來。美國海軍和工業(yè)界研究了眾多方案，Part14里的最后一幅變形金剛也是當時的一個方案，目的是結合當時在阿波羅飛船上獲得成功的空中對接技術，用重型吊車把垂直起落飛機吊到舷側，然后點燃發(fā)動機，熾熱的噴氣流直接射向海面，不損傷甲板，著陸時把順序反過來。類似的還有在“鷂”式戰(zhàn)斗機背上吊掛的方案，但最后選定的是采用引射增升的羅克韋爾 XFV-12 方案。 XFV-12 采用美國戰(zhàn)斗機中不常見的鴨式布局，鴨翼低置，主翼為上單翼，翼尖設垂尾，總體布局比較前衛(wèi)，但最前衛(wèi)的當然是在機翼內(nèi)和鴨翼內(nèi)的引射增升裝置。發(fā)動機為 F401，這是本打算用于 F-14B的海軍型的 F100 發(fā)動機，F(xiàn)-14A 的 TF-30 發(fā)動機發(fā)動機一直有動力不足和可靠性低下的問題，海軍一直就是把 F-14A 作為過渡型戰(zhàn)斗機，采用和 F-15 的 F100 發(fā)動機大量共享的 F401 發(fā)動機的 F-14B 才是海軍心目中的理想戰(zhàn)斗機，但 F100 和 F-15 的發(fā)動機進氣道匹配問題及 F100 本身的可靠性問題，在 F-15 服役的前幾年，差不多使任何時候至少有一半的 F-15“永久性”地趴窩，海軍的 F-14A 也就變成“永久性”的，直到裝 F110 的 F-14D 的出現(xiàn)，但那已經(jīng)為時太晚，不過這扯遠了。對于 XFV-12 來說，F(xiàn)401 的可靠性還沒有成為問題，自身的基本設計已經(jīng)問題多多。XFV-12 的前后左右的引射增升裝置控制俯仰和橫滾，引射增升裝置下方下洗氣流中的控制面控制偏航。考慮到實際氣動損失和不完全混合，實驗室規(guī)模的 XFV-12 引射系統(tǒng)可以達到 55% 的增升率，也就是說，1 份吹氣可以拉動 0.55 份環(huán)境空氣，但實際試飛時，主翼的引射裝置只達到可憐的 19% 的增升率，鴨翼只達到幾乎可以忽略不計的 6%，遠遠沒有達到設計要求。在計劃大大超時超支后，海軍的戰(zhàn)略也轉為“向大甲板航母一邊倒”，XFV-12 就此下馬了。洛克希德XV-4A“蜂鳥”是首先探索引射增升概念的研究機，XV-4A已經(jīng)開始顯現(xiàn)引射用于增升在理論效益和實際效果上的差異 / 平飛中的 XV-4A，引射裝置關閉，以減小阻力在 JSF 之前，羅克韋爾 XFV-12 是美國最接近實用的垂直/短距起落戰(zhàn)斗機羅克韋爾 XFV-12 本來是準備成為海軍的主力垂直起落戰(zhàn)斗機的 / 機翼和鴨翼上的百葉窗打開后，引射增生裝置就可以工作了，前后左右的引射裝置及下面的導流片控制俯仰、橫滾和偏航兩架 XFV-12 樣機在裝配中 / 這是已經(jīng)裝配好的兩架樣機鴨翼上打開的百葉窗和噴氣導管清晰可見機尾的“塞”式噴管，在垂直起落狀態(tài)下，主噴管關閉，噴氣流通過導管導向機翼和鴨翼內(nèi)的引射增升裝置XFV-12 正在準備系留試驗 / XFV-12 完成了系留狀態(tài)下的懸停試驗，但還沒有進入到自由飛狀態(tài)下的懸停試驗，就下馬了這個就比較瘋狂了