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直升机原理详解(最完整版)


直升机原理详解真实完整版

自从莱特兄弟发明飞机以来,人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已,同时又受起飞、着 落所需的滑跑所困扰。在莱特兄弟时代,飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。不列 颠之战和巴巴罗萨作战中,当时最高性能的“ 喷火 ”战斗机和 Me 109 战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞,除了重轰炸机,很少有必须用“正规”的混凝 土跑道起飞、着陆的

。今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比,但飞机的滑跑速度、重 量和对跑道的冲击,使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减,连简易跑道也是高速公路等级 的。现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖,日益成为现代空军的 致命的软肋。为了摆脱这一困境,从航空先驱的时代开始,人们就在孜孜不倦地研制能够象 鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。 自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后, 依据贝努力原理的空气动力升力就成为除 气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。 机翼前行时, 上下翼面之间的气流速度差造成上 下翼面之间的压力差,这就是升力。所谓“机翼前行” ,实际上就是机翼和空气形成相对速 度。既然如此,和机身一起前行时,机翼可以造成升力,机身不动而机翼像风车叶一样打转 转,和空气形成相对速度,也可以形成升力,这样旋转的“机翼”就成为旋翼,旋翼产生升 力就是直升机可以垂直起落的基本原理。

中国小孩竹蜻蜓玩了有 2,000 年了,流传到西方后,成为现代直升机的灵感 / 达·芬奇设 计的直升机,到底能不能飞起来,很是可疑 旋翼产生升力的概念并不新鲜,中国儿童玩竹蜻蜓已经有 2,000 多年了,西方也承认 流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。多才多艺的达·芬奇在 15 世纪设计了一 个垂直的螺杆一样 的直升机,不过没有超越纸上谈兵的地步。1796 年,英国人 George Cayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机,50 年后的 1842 年,英国人 W.H. Philips 用蒸气机作动力,设计了一架只有 9 公斤重的模型直升机。1878 年,意大 利人 Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有 3.5 公斤重的模型直升机。1880 年,美 国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机,但最后放弃了。法国人 Paul Cornu 在 1907 年制成第一架载人的直升机,旋翼转速每分钟 90 转,发动机是一台 24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力,但 Cornu 的 直升机的速度和飞行控制能力很可怜。

1796 年,英国人 George Cayley 设计了这么一个直升机, 最高升到 90 英尺(约 30 米)

法国人 Paul Cornu 在 1907 年设计的第一架载人直升机 但是意大利人 Juan de la Cierva 在 1923 年设计旋翼机时, 无意中解决了直升机的一 个重大问题, 他发明的挥舞铰解决了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题。 1930 年 10 月, 意大利人 Corradino D'Ascanio 的直升机是公认的第一架现代意义上的直升机,在 18 米 高度上前飞了 800 多米的距离,D'Ascanio 的直升机用共轴反转双桨。30 年代,德国人 Heinrich Focke 设计 了 FA-61 直 升 机,不 断 在 各种纳粹集会 中作 公 关表演 , 但 德 国 人 Anton Flettner 设计的 FL282 可算是第一种量产直升机,在二战中为德国海军生产了近 1,000 架 ,不 过没 有在战斗中起 到 什么 作用。 Igor Sikorsky 设计 的 VS300 ( VS 代 表 Vought-Sikorsky,当时 Sikorsky 是 Vought 飞机公司的一部分)第一次采用尾桨,真正 奠定了现代直升机的雏形。

D'Ascanio 的直升机是第一个现代意义上的直升机, 能完成前飞, 具有基本的飞行控制能力

30 年代德国的 FW61 直升机,被纳粹用作宣传纳粹“优越性”的工具 / 德国 FL282 应 该是第一架量产型直升机,在二战期间产量达到近 1,000 架,用于德国海军,不过没有对 战斗造成什么影响

这是 FL282 的近容

39-40 年 Sikorsky 的 VS300 直升机是现代直升机的“老母鸡” ,奠定了现代直升机最常 用的尾桨布局 / 尽管贝尔飞机公司在 37 年才开张,45 年的贝尔 47 是第一种量产的实 用型直升机,在朝鲜战场就广泛用于伤员救护、侦察、炮兵指引等,从长津湖突围的美国海 军陆战队 1 师如果不是贝尔 47 帮助在峡谷上架轻便桥,就没有今天吹牛的本钱了

UH-1 使越南战争成为第一场直升机战争, 直升机成为美军士兵进入和撤离战斗最常见的运 输工具 / UH-60 是现在美军的主力战术运输直升机,中国在 89 年前进口过一小批,在西 藏高原使用的效果十分好 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单,但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力,但谁 来产生前进的推力呢?单独安装另外的推进发动机当然可以,但这样增加重量和总体复杂 性,能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢?升力-推进问题解决后,还有转向、俯仰、 滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时,对机身产生反扭力(初中物理:有作用力就一定 有反作用力) ,所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。

直升机主旋翼反扭力的示意图

没有一定的反扭力措施,直升机就要打转转 / 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多,最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转,对机身就产 生逆时针方向的反扭力,尾桨就必须或推或拉,产生顺时针方向的推力,以抵消主旋翼的反 扭力。

抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局,也称常规布局,因为这最常见 / 典型的贝尔 407 的尾桨 主旋翼当然也可以顺时针旋转,顺时针还是逆时针,两者之间没有优劣之分。有意思的 是,美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转,法、俄、中、印、波兰直升机都 是顺时针旋转,英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的,和美国采用相 同的习惯可以理解,中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的,和法、俄的习惯相

同也可以理解, 但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向, 法国为什么不和选美国一 样的方向,而和俄罗斯一致,可能只是一个历史的玩笑。

各国直升机主旋翼旋转方向的比较 尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了,会打到地上,所以尾桨尺寸受 到限制,要提供足够的反扭力,就需要提高转速,这样,尾桨翼尖速度就大,尾桨的噪声就 很大。极端情况下,尾桨翼尖速度甚至可以超过音速,形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上, 尾撑越长,尾桨的力矩越大,反扭力效果越好,但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾 桨,尾撑内需要安装一根长长的传动轴,这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行 安全的最大挑战,主旋翼失去动力,直升机还可以自旋着陆;但尾桨一旦失去动力,那直升 机就要打转转,失去控制。在战斗中,直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他 部位被击中的情况。即使不算战损情况,平时使用中,尾桨对地面人员的危险很大,一不小 心,附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时,尾桨很容易挂上建 筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式, 也可以是拉式, 一般认为以推式的效率为高。 虽然不管推式还是拉式, 气流总是要流经尾撑,但在尾桨加速气流前,低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋 转方向可以顺着主旋翼,也就是说,对于逆时针旋转的主旋翼,尾桨向前转(或者说,从右

面向直升机看,尾桨顺时针旋转) ,这样尾桨对主旋翼的气动干扰小,主旋翼的升力可以充 分发挥。尾桨也可以逆着主旋翼的方向旋转,也就是说,对于逆时针旋转的主旋翼,尾桨向 后转(或者说,从右面向直升机看,尾桨逆时针旋转) ,这样尾桨和主旋翼之间形成一个互 相干扰,主旋翼的升力受到损失,但尾桨的作用加强,所以可以缩小尺寸,或降低功率。两 者没有绝对的优劣,设计得当时,一般选择顺着转,只有设计不当、尾桨控制作用不够时, 才选择逆着转,像 米-24 直升机那样。 涵道尾桨(fenestron)将尾桨缩小, “隐藏”在尾撑端部的巨大开孔里,相当于给尾桨 安上一个罩子,这样大大改善了安全性,不易打到周围的物体。由于涵道尾桨的周边是遮蔽 的,尾桨翼尖附近的气流情况大大简化,翼尖速度较高也不至于大大增加噪声。罩子的屏蔽 也使前后方向上的噪声大大减小。 涵道尾桨的缺点是风扇的包围结构带来较大的重量, 这个 问题随涵道尾桨直径增加而急剧恶化, 所以涵道尾桨难以用到大型直升机上。 涵道尾桨只有 法国直升机上采用,美国的下马了的 Comanche 是法国之外少见的采用涵道尾桨的例子。

海豚直升机上的涵道尾桨 / 经典的采用涵道尾桨的 EC-120 直升机,中国参加合作制造

已经下马的美国 RAH-66“科曼奇”直升机同样采用涵道尾桨 另一个取代尾桨的方案是 NOTAR,NOTAR 是 No Tail Rotor(意为无尾桨)的简称, 用喷气引射和主旋翼下洗气流的有利交互作用形成反扭力。 主旋翼产生的下洗气流从尾撑两 侧流经尾撑, 发动机产生的压缩空气通过尾撑一侧的向下开槽喷出, 促使这一侧的下洗气流 向尾撑表面吸附并加速(即所谓射流效应或 Coanda 效应) ,形成尾撑两侧气流的速度差, 产生向一侧的侧推力, 实现没有尾桨的反扭力。 尾撑顶端的直接喷气控制提供更精细的方向 控制,但不提供主要的反扭力,不是不可以,而是用射流效应可以用较少的喷气就实现较大 的反扭力。从这个原理推而广之,如果把尾撑的截面做成机翼一样,下洗气流本身就可产生 侧推力,甚至可以在下侧安装类似襟翼的装置以控制侧推力,岂不更好?不知道为什么,没 有人这样做。NOTAR 的噪音比涵道风扇更低,安全性更好,在演示中,只要主旋翼不打到 树枝,直接把尾撑捅到树丛里也照样安全飞行,但 NOTAR 同样没有用到大型直升机上的 例子。NOTAR 只有麦道(现波音)直升机上使用,可能是专利的缘故。

NOTAR 的原理简图

采用 NOTAR 的 MD600N 直升机,不知道为什么,MD 直升机还是叫 MD,不叫波音

反扭力的问题解决了,还有飞行控制的问题。前飞时,直升机不是不可以采用固定翼飞 机一样的气动舵面控制偏航、俯仰、横滚,但悬停的时候怎么办呢?这又回到反扭力问题上 来了, 有控制地打破反扭力的平衡, 不就可以造成飞机向左右的偏转吗?对于常规的主旋翼 -尾桨布局,增加、减少尾桨的桨距(绕桨叶纵轴相对于桨叶迎风方向的偏转角) ,就在不改 变尾桨转速的情况下,增加、减少尾桨的效果,达到使飞机偏转的效果。由于动力装置固有 的惯性, 增加扭力的速度总是不及降低扭力的速度, 所以常规的单桨直升机向一侧偏转的速 度通常快于向另一侧偏转的速度。

直升机旋翼水平旋转可以实现垂直起落 / 直升机通过将旋翼前倾产生推力 旋翼水平旋转时,自然产生向上的升力,这是直升机得以垂直起落和悬停的基本条件。 旋翼向前倾斜,自然就在产生升力的同时,产生前行的推力。但是如何使旋翼前倾呢?将传 动轴或发动机向前倾斜是不现实的,机械上太复杂,可靠性也将一塌糊涂。那怎么办呢?采 用所谓的旋转斜板(swash plate) ,如下图所示。

周期矩控制示意图, 注意上旋转斜板和旋翼桨叶的连接, 和下旋转斜板受飞行员控制的可调 角度 上旋转斜板紧贴下旋转斜板滑动(或在接触面上安装滚珠,减少摩擦阻力) ,其倾斜角 度由下旋转斜板决定。上旋转斜板随旋翼转动,由于前低后高,连杆和支点的作用迫使旋翼 上升下降,最后按斜板的角度旋转,达到旋翼倾斜旋转。下旋转斜板不随旋翼转动,但倾斜 角度可以由飞行员通过机械连杆或液压作动筒控制, 以控制旋翼的倾斜角度。 下旋转斜板不 光可以前低后高,还可以左低右高,或向任意方向偏转。这就是直升机旋翼可以向任意方向 倾斜的道理。这个改变旋翼在每个旋转周期内角度的控制称周期距控制(cyclic control) , 用来控制行进方向。直升机的另一个主要的飞行控制为桨叶的桨距 (pitch) ,用来控制升力, 这称为总距控制(collective control) 。和固定翼飞机的飞行控制不同,直升机不靠气动翼 面实现飞行控制,而是靠这总矩控制和周期距控制 实现飞行控制。

旋翼倾斜,造成升力的作用力轴线倾斜,由于作用力轴线不再通过重心,造成扭转力矩,使 飞机向旋翼倾斜方向滚转,直到作用力轴线重又通过重心,恢复平衡 周期距控制不仅用来控制行进方向,还用来控制滚转姿态。正常飞行时,旋翼的升力轴 线必定通过飞机的重心,不然飞机要发生滚转。周期距控制使旋翼倾斜的同时,升力轴线同 时倾斜, 偏离直升机的重心, 造成滚转力矩。 飞机发生滚转之后, 飞行员的控制逐渐回中 (否 则就一直滚转下去了) ,重心位置移动,升力轴线重又通过重心,恢复平衡,尽管这时飞机 可能是歪着或前倾、后仰的。事实上,为了在中速巡航时机身保持水平,以减小平飞阻力, 直升机的重心通常都在旋翼圆心稍后的地方, 这样旋翼可以自然向前倾斜一定的角度, 而机 身依然保持水平。但为了达到最大速度,机身应该前倾,也就是压低机头,这样好最大限度 地发挥发动机功率,而不至于产生不必要的升力,本意要向前飞得快,结果速度没有上去多 少, 反而越飞越高了。 同样道理, 从空中急降时, 用周期距控制使机头高高仰起,旋翼后倾, 既利用增加的机身迎风面积造成的阻力减速,又利用主旋翼向前的推力分量做反推力刹车, 可以极快地减速、着陆,减少在敌人火力下的暴露时间。周期距控制也使直升机的侧飞、倒 飞成为可能, 既强化了悬停中对侧风的补偿能力, 又极大地增强了对常规固定翼飞机来说匪 夷所思的非常规机动性能。 直升机异乎寻常的起落性能提供了无数可能性, 也带来无数的问题, 其中一个就是翻滚 问题。在侧风中垂直着陆时,机身在周期距控制下向迎风方向倾斜以保持平衡,这和侧风中 骑自行车要歪着身子是一样道理。在悬停过程中,机身横滚的支点还是在重心,但一侧机轮 首先接地时,机轮就变成支点,这时如果控制不当,就会“别住脚” ,向外侧翻滚,造成事 故。为了恢复水平,如果升力轴线在着地机轮的内侧,应该降低总距(减油门) ,用重力使 机身正确落地;如果升力轴线在着地机轮外侧,那就应该增加总距(加油门) ,用升力来恢 复水平姿态。用错了,就会发生翻滚事故。没有侧风但是在起伏的舰船甲板上着陆,也有同 样的问题。反过来的问题是在斜坡上起飞。飞行员必须小心地寻找旋翼水平的姿态,先将一 侧机轮离地,机身达到水平状态,再增加升力,使另一侧机轮离地,达到升空。如果动作过 急, 在升力轴线还没有垂直时就匆忙离地, 即使后离地的机轮没有拖地以造成不利滚动力矩, 支点从后离地的机轮瞬时转移到机身重心所造成的剧烈摆动, 可能使飞机失控。 由于侧风和 地面乱流的影响,旋翼水平还不一定就是正确的姿态,必须对侧风和乱流进行补偿,所以直 升机在复杂条件下的起落需要相当的技巧。

侧风下垂直着陆,要防止支点突然转移到外侧机轮而引起翻滚的问题 / 斜坡上起飞,要注 意不能太猛,否则重心突然从后离地的机轮向重心转移,会造成突然而剧烈的摆动,危害飞 行安全 旋翼是圆周运动,由于半径的关系,翼尖处线速度已经接近音速时,圆心处线速度为零!所 以旋翼靠近圆周的地方产生最大的升力, 而靠近圆心的地方只产生微不足道的升力。 桨叶向 前划行时,桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度;反之,桨叶向后划行时, 桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度, 这样, 旋翼两侧产生的升力还不均 匀,不做任何补偿的话,升力差可以达到 5:1。这个周期性的升力变化不仅使机身向一侧 倾斜, 而且每片桨叶在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力, 周期性地对桨叶产生强烈的 扭曲,既大大加速材料的疲劳,又引起很大的振动。所以旋翼的气动设计可以比高性能固定 翼飞机的机翼设计更为复杂。

直升机以 130 公里/小时前行,主旋翼翼尖线速度 420 公里/小时,桨叶在不同位置和气流 的相对速度是不同的,产生的升力也不同 / 固定桨叶的升力分布,等高线是与半翼展处产 生的升力的比值 前面提到的 de la Cierva 是在实践中发现这个问题的。他的模型旋翼机试飞很成功, 但是全尺寸的旋翼机一上天就横滚翻, 开始以为是遇到突然的横风, 第二架飞机上天同样命 运。de la Cierva 经过研究,发现模型旋翼机的桨叶是用藤条材料做的,有弹性,而全尺 寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构,由此认识到桨叶的挥舞铰的必要性。具体来说,为了补偿 左右的升力不均匀, 和减少桨叶的疲劳, 桨叶在翼根要采用一个容许桨叶载回转过程中上下 挥舞的铰链,这个铰链称为挥舞铰(flapping hinge,也称垂直铰) 。桨叶在前行时,升力增 加,桨叶自然向上挥舞。由于桨叶在旋转过程中同时上升,桨叶的实际运动方向不再是水平 的,而是斜线向上的。桨叶和水平面的夹角虽然不因为桨叶向上挥舞而改变,但桨叶和气流 的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小, 这个夹角 (而不是桨叶和水平面 之间的夹角)才是桨叶真正的迎角。桨叶的迎角在升力作用下下降,降低升力。桨叶在后行 时,桨叶的升力不足,自然下垂,变旋转边下降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增 大,迎角增加,增加升力。由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势,桨叶不会在升力作用下无 限升高或降低,机械设计上也采取措施,保证桨叶的挥舞不至于和机体发生碰撞。桨叶在环 形过程中,不断升高、降低,翼尖离圆心的距离不断改变,引起科里奥利效应(这个东西谁 都“知道” ,但说清楚不容易。谁要是能把这个东西说清楚,鲜花奉上) ,就像花样滑冰运动 员经常把双臂张开、收拢,以控制旋转速度。要是一个手臂张开,一个手臂收拢,就不可能 在原地旋转,就要东倒西歪了。所以桨叶在水平方向也要前后摇摆,以补偿桨叶上下挥舞所 造成的科里奥利效应。 摆振铰利用前行时阻力增加, 使桨叶自然增加后掠角 (即所谓 “滞后” , 因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度) , 这也变相增加桨叶在气流方向上剖 面的长度,加强了减小迎角的作用;在后行时,阻力减小,阻尼器(相当于弹簧)使桨叶恢 复的正常位置(即所谓“领先” ,因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度) ,当 然也加强了增加迎角的作用,所以摆振铰(drag hinge 也称水平铰)也称领先-滞后铰(le ad lag hinge) 。挥舞铰和摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。由于桨叶在旋转中容 许上下挥动和前后摆动,这种桨叶称为柔性桨叶(articulated rotor) 。除了用机械铰链容许

桨叶在环形过程中相对于其他桨叶有一定的挥舞外, 材质也必须具有弹性, 这就是为什么直 升机停在地面时,桨叶总是“耷拉”着的原因。但机械铰链磨损大,可靠性不好,德国 M BB(战时著名的梅塞斯米特就是 MBB 中的 M)用弹性元件取代了挥舞铰,研制成功无铰 桨叶,第一个应用无铰桨叶的是 MBB Bo-105,中国曾进口一批,用于支援海上采油平台。

挥舞铰示意图,前行桨叶可以在升力作用下向上有所挥舞,从而降低升力,达到平衡;后行 桨叶则向下弯曲,从而提高升力,达到平衡 / 采用挥舞铰后的升力分布,要均匀得多 双叶旋翼是一个特例,桨叶和圆心的桨毂刚性连接,但用一个单一的“跷跷板”铰链同 时代替挥舞铰和摆振铰,所以也称为半刚性桨叶(semi-rigid rotor) 。跷跷板铰链在一侧桨 叶上扬时,将另一侧桨叶自然下压;在一侧桨叶“领先”时,将另一侧桨叶自然“滞后” , 既简化了机械设计, 又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。 贝尔直升机公司用 双叶用出了味道,越战期间漫天蝗虫似的 UH-1 就是双叶,后来的 AH-1 也是。不过“跷 跷板” 设计只能用于双叶旋翼。 双叶旋翼有无可置疑的简洁性和由此而来的成本和可靠性上 的优势,但双叶旋翼也只有两片桨叶可以产生升力和推力,和多叶桨叶相比,就要增加旋翼

直径,增加旋翼转速,前者增加总体尺寸和阻力,后者增加噪声。

第一个采用无铰桨叶的 Bo-105 / Bo-105 的无铰桨叶,用弹性元件代替了挥舞铰和摆振 铰,但变距铰依然保留

EC-135 更进一步,甚至取消了使桨叶改变桨距的变距铰,也用弹性元件代替了 / EC-135 的先进技术桨叶(Advanced Technology Rotor,简称 ATR,属 hingeless bearingless) , 采用弹性元件代替所有机械铰链,避免机械磨损,减轻重量,改善飞行平稳性 [/url]

单桨直升机的起飞重量终归有限, 要增大起飞重量, 就要增加旋翼直径, 增加旋翼转速, 增加桨叶数目,加强传动轴,这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。旋翼直径和转速 受到翼尖速度不能超过音速的限制, 否则音障带来的阻力和振动将不可忍受, 更大的旋翼直 径也迫使尾撑长度增加,增加结构重量。较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。大幅度 提高起飞重量最有效的途径,还是采用两个甚至更多的旋翼,分担负担。除了一些设想中的 四旋翼方案,三旋翼没有见到过,还是双旋翼最常见。既然采用两个旋翼,如果旋转方向相 反,一个顺时针旋转,一个逆时针旋转,就自然抵消相互的反扭力。反转的双旋翼不需要特 别考虑尾桨和尾撑的结构, 也没有尾桨吃掉对推进和升力没有作用的功率的问题, 可以把所 有功率都用于升力和推进,这是双旋翼额外的优点。双旋翼(也称双桨)有多种方案,可以 前后串列,可以左右并列,可以上下共轴,还可以上下不共轴。串列双桨的典型有美国的 CH-46、CH-47;并列双桨的典型有俄罗斯的米-12,直升机状态的美国 [url=http://www.afwing.com/intro/v22/1.htm] V-22

也可以算作并列双桨;共轴双桨(co-axial 或 contra-rotating)的典型当然非俄罗斯的 K25、K-31 等卡莫夫直升机莫属;异轴双桨(更准确地说,是交替双桨,也称交叉双桨,int ermeshing)的只有美国卡曼的 H-34 Husky 和 K-Max 等少数例子。

串列和并列双桨布局示意图

串列双桨的 CH-47 / 并列双桨的米-12

共轴双桨示意图 / 共轴双桨的卡-31

交替双桨示意图 / 交替双桨的 K-Max 串列双桨对于最大限度地利用机身长度有利,CH-46、CH-47 机舱长但并不累赘,总 长并不为此增加多少,而单桨的米-6 就“横阔竖大”了。串列双桨中离发动机较远的那副 旋翼(一般是前旋翼)的功率要求比驱动尾桨高得多,为了保证前后旋翼的同步,串列双桨 需要长长的沉重的同步传动轴, 而不能简单地由前发动机驱动前旋翼, 后发动机驱动后旋翼。 串列双桨的前后旋翼一般上下错开一点,这样可以容许前后旋翼之间在高度上有一定的重 合,缩短全机长度。上下的高度差太少了,不能保证安全,尤其是大幅度机动动作时,上下 桨叶可能发生碰撞。高度差太大了,支撑后旋翼的“柱子”太过高大,阻力巨大。 并列双桨通常是安装在机翼翼尖的, 翼展由旋翼半径决定, 没有办法靠上下重合而缩短 翼展, 在气动上难于优化。 左右旋翼之间要设交叉的同步轴, 以保证左右两副旋翼永远同步。 还有一个问题是,左右旋翼都在机身中段附近,仅靠周期距,俯仰控制力矩不足。但这都不 是最大的问题,最大的问题是横滚稳定性,两侧旋翼升力不均匀时,飞机会发生横滚,如果 在急速下降过程中,飞机不幸进入自己的下洗气流,旋翼效率急剧降低,旋翼越用力,越使 不上劲, 好像汽车轮子打滑一样, 加剧横滚的不稳定倾向, 飞机在几秒钟内就可以倾覆失控, V-22 的几次坠毁就是这样造成的。强烈的不对称气流扰动也可以造成这个现象。发动机安 装在机身还好说,要是发动机安装的机翼翼尖,离重心很远,进一步加强了横滚不稳定的倾 向。 共轴双桨用套筒轴驱动上下两副反转的旋翼, 同样有串列双桨的上下旋翼之间的间距问 题,间距小了,上下旋翼有可能打架;间距大了,不光阻力高,对驱动轴的刚度要求也高,

而大功率的套筒轴本来在机械上就难度很大。 套筒轴不光要传递功率, 还要传递上面旋翼的 总距、周期距控制,在机械设计上有相当的难度。由于非对称升力的缘故,反向旋转的上下 旋翼的旋转平面有在一侧“交会”的倾向,这进一步增加了对上下旋翼之间间距的要求,并 且带来向交会一侧转弯必须比向另一侧转弯轻缓的要求。上旋翼处在“干净”空气中,下旋 翼处在上旋翼的下洗气流中,这样,上下旋翼之间有相当的气动耦合,增加了气动设计的难 度。由于共轴双桨没有尾桨,短短的尾撑用于支持垂直安定面,后者在前飞中提供像固定翼 飞机一样的气动控制,减小周期距控制的负担。由于共轴双桨的机身短,受侧风影响较小。 共轴双桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了, 平稳性和悬停性好。 共轴双桨在同 等升力下,旋翼直径可以较小,直升机总尺寸较紧凑, “占地面积”较小,特别适合海军上 舰的需要。 交替双桨可算是共轴双桨的一个变种,从正面看,两副旋翼的翼尖路径(tip path pla ne,TPP)有交叉,会打架,但只要在算好时间差,你方唱罢我登场,不会打架的。最简 单的情况,两副旋翼都是双叶,也就是只有一直线的前后两片桨叶,左旋翼的起始位置是东 西向,右旋翼的位置是南北向,两副旋翼同步反向旋转,一个转到东西向的时候,另一个转 到南北向,永远不会交会。交替双桨的优点是机械上比串列、并列和共轴双桨简单得多,缺 点是旋翼的桨叶数也受到限制,到现在为止,没有超过双叶的,所以只适用于不超过一定尺 寸的直升机。 所有双桨布局均采用分别的总距和周期距控制,所有桨叶都有各自的“三铰” (变距铰、挥 舞铰、摆振铰,或起同等作用的相应的弹性元件) 。对于共轴双桨和交替双桨布局来说,转 向是通过改变上下或左右旋翼的扭力来实现的。增加顺时针旋翼的桨距,使其更能吃上劲, 减少逆时针旋翼的桨距,使其吃劲小一点,就造成扭矩差,使直升机向逆时针方向偏转,反 之亦然。交替双桨的方向控制和共轴双桨相同。由于上下或左右旋翼的桨距增减是对称的, 共轴双桨或交替双桨向左右转向的速度是一样的。 主旋翼也比尾桨更能吃上劲, 所以转向也 更快捷,可以作所谓的“急转” (snap turn) 。 对于串列和并列双桨布局来说,转向是 通过使前后或左右旋翼在水平方向上通过周期距控制产生差动的扭转推力来实现的。 换句话 说,前旋翼向左倾斜,在产生升力的同时,产生向右的水平推力分量;后旋翼向右倾斜,同 样在产生升力的同时,产生向左的水平推力分量。前后一“夹攻” ,飞机就向右偏转,反之 亦然。前后旋翼反向倾斜,偏转的支点是机身中央。如果光倾斜前旋翼,就可以绕后机身打 转转;光倾斜后旋翼,当然也就可以绕前机身打转转;如果控制得当,甚至可以一面转一面 侧飞。事实上,串列双桨几乎像超市里四个轮子可以分别转向的购物车一样,爱怎么走就可 以怎么走, 爱怎么转就可以怎么转, 不过有的时候太灵活了, 选择太多了, 反而容易弄糊涂, 这个道理是一样的。并列双桨也是同样道理,只是把前后双桨变成左右双桨。 直升机不光可以垂直起落,还可以悬停、侧飞、倒飞、原地转弯。直升机的这些非常规 机动动作提供了空前的战术灵活性, 比如, 反坦克直升机可以在低于树梢的极低空高度悬停, 在战机恰当的时刻,突然冒起来发射武器,然后迅速下降到树梢以下高度隐蔽,既可以躲避 对方直射武器的打击,又有利于隐蔽地转移阵地。如果装备桅杆顶的观察装置装置的话,可 以更好地隐蔽观察敌情、 掌握战机。 同样的战术也适用于山脊、 建筑物等适当的隐蔽物背后。 在巷战中,直升机可以隐蔽在建筑物后悬停,在适当时机侧飞出来发射武器,然后迅速返回 隐蔽位置,这样可以避开敌人从远处房顶的观察和伏击。在营救和精确定点空降作业中,悬 停中的侧飞和倒飞更是必不可少的。然而,成也萧何,败也萧何,直升机的旋翼不光提供了 空前的机动能力,也从根本上限制了前飞速度。旋翼尺寸和桨叶数的限制不谈,飞机的前飞 速度不可能超过旋翼翼尖的线速度, 在极限情况下, 假定飞机的前飞速度和翼尖速度都为音 速的一半,前行方向上,翼尖速度在 3 点钟方向已经达到音速,而后行方向上,翼尖在 9 点钟方向的速度就为零,要发生失速。实际上,翼尖失速速度要高于零速度,所以飞行速度

比理论上的极限情况要低。另外,由于半径的关系,旋翼前倾时,旋翼翼尖附近是产生推力 的部分,中间部分的线速度低,实际上不产生推力,是在迎风气流的作用下像风车一样地自 旋,靠近圆心的部分的线速度低于失速速度,已经处在失速区了。由于前飞时旋翼前倾,阻 力在旋翼上形成一个向下的分量,造成速度越大, “降力”越大的尴尬局面,必须用增加的 升力来补偿,白白浪费发动机功率。据计算,直升机的理论速度不能超过 420 公里/小时。 英国 Westland 公司对旋翼翼尖进行加大后掠角的修形,使直升机速度有