原创 航空小筑 2025-08-23 12:57 广东
“知所从来，思所将往，方明所去”。上学的时候学《航空航天史》就是为了拿学分的。但随着年龄的增长，越来越觉得这句话有道理。很多东西要知其所往，则必须知其所来。近来国际国内出了不少新型直升机，兴致所至，也静下心来好好追根溯源一番。
航空史上第一架有人驾驶的直升机是法国保罗·科尔尼设计的“飞行自行车”，1907年11月13日试飞中成功离地，但也仅仅是“离地”而已。该机无法稳定飞行，振动强烈，缺乏有效控制手段。
直升机的振动和控制问题，意外地从旋翼机方面得到了解决。1923年西班牙工程师胡安·德拉·谢尔瓦研制出第一架能稳定飞行的自转旋翼机Cierva C.4。该机采用了革命性的铰接式桨叶（后来的挥舞铰），解决了旋翼转动时不平衡和振动问题。
1936年，德国海因里希·福克设计的Fw.61，引入挥舞铰的设计，实现了“完全自由且可控的飞行”。
1939年，美国伊戈尔·西科斯基VS-300采用单旋翼+尾桨布局，成功解决了可控飞行和反扭矩的问题，就此奠定直升机经典布局，成为世界上第一架真正实用的直升机。
此后，为了解决各方面的需求，出现了更多的直升机气动布局，比如：
串列双旋翼：CH-47
并列双旋翼:米-12
啮合双旋翼:卡曼直升机
共轴反桨:卡-52
但随用户需求的提高，直升机又面临一个新的问题：速度。主要障碍就是直升机的旋翼系统：垂直起飞，旋翼越大，升力越大；水平飞行，旋翼越大，阻力越大。究其根本，其实是发动机功率与旋翼升力的矛盾。
为了提高直升机的速度，几十年来出现了多种解决途径：
途径1：减阻
通过采用复合材料等手段，实现所谓刚性旋翼：取消挥舞铰和摆振铰，甚至连桨距铰都取消（RAH-66），减小由此带来的干扰阻力（当然还有可靠性提高、复杂性降低等收益）。
回顾历史的时候我们知道，挥舞铰和摆振铰的引入就是为了解决早期直升机升力不平衡和振动过大的问题。现在既然要回到早期的刚性旋翼设计（事物的发展总是螺旋形上升的），那么新型材料就必须解决这个问题。
途径2：卸载
通过固定短翼，在高速飞行时产生升力，为旋翼卸载，使得旋翼拉力有更多水平分量用于直升机推进，以获得更高的速度（现代武直）。
途径3：增推
额外增加推进系统，在高速飞行时有更多的水平推力。同时为了简化结构，减轻死重，推进系统与尾桨合二为一，成为矢量推力涵道推进器（VTDP）。这个就是X-49速度鹰的概念。当然，X-49还整合了途径2，即加装短翼为旋翼卸载，并增强横侧控制能力。
空客的Raceer验证机也差不多。不过该机没有采用VTDP，而是采用双推进螺旋桨，既提供水平推力，也可以差动（只要改变桨距即可）提供侧向推力代替尾桨。
以上途径都是治标不治本
途径4：倾转旋翼机
起降时旋翼产生垂直拉力，平飞时旋翼产生水平拉力。这和固定翼VTOL飞机中的倾转发动机方案以及鹞式方案的思路是一致的，即尽可能完全利用发动机功率，不产生死重。
当然，途径4也带来了传动复杂、传动机构故障率高、单发失效生存力低等一系列问题。这个在《从V-22到V-280的进化》中也说过了，此处不再赘述。其思路其实是一架可以垂直起降的固定翼飞机。
途径5：X翼
这一途径的思路针对的就是旋翼系统：起降时作为旋翼产生升力，高速平飞时转为固定翼（两前掠两后掠）。这一途径目前只有西科斯基80年代用S-72改装的概念验证机（未走完试飞全程）。
即使到了今天，X翼要突破的技术难点也不少：
1）气动力环量控制：将气流从桨叶的前缘或后缘缝隙喷出，形成气流附壁效应，快速改变桨叶的升力系数，实现X翼的周期变距和总距控制，同时也取消了挥舞铰、摆振铰和桨距铰。
2）发动机工作形式转换：验证机装了两台T58-GE-10涡轴发动机+一台TF34-GE-400A涡扇发动机，分别用于起降和巡航，这就使得动力系统复杂化了，西科斯基的期望是未来能够换装可转换工作形式的发动机，但到目前为止没有出现此类型号。
3）完全依赖X翼飞行：验证机装了一对水平短翼用于提供平飞升力，X翼仅仅是固定以免产生过大阻力。但在西科斯基的设想中，水平短翼会取消，X翼将作为平飞升力翼面，这对X翼的材料性能提出了极高的要求。特别是随着起飞重量增大，X翼的翼展必然随之增大，由此带来强度、重量、发动机驱动功率等一系列问题——能想象737把机翼拆成四叶旋翼起飞的样子不？
途径6：共轴刚性旋翼+1+2+3
比如SB-1
这个途径，优化思路基本上是完全针对典型直升机在高速飞行时面临的问题的。
1）后行桨叶失速：直升机旋翼通过周期性变距来解决后行桨叶与前行桨叶升力差的问题。但随着水平速度增大，后行桨叶为了弥补升力差，必须采用更大的迎角，大到一定程度就必然失速。西科斯基提出的“前行桨叶”概念，针对的就是这个问题——如果后行桨叶会失速，那么让桨距为0就行（不产生升力），而由此产生的升力差，由反向旋转的另一个桨叶来抵消。
2）刚性桨叶：“前行桨叶”概念说起来简单，但必须面对传统柔性桨叶挥舞过程中，上下桨叶干涉的问题。如果加大上下桨盘间距，那么重量和阻力都上去了，也就违背了“前行桨叶”为高速直升机服务的初衷。但要回到直升机最早的刚性桨叶设计，那就必须解决升力不平衡、振动、重量等一系列问题（这些问题在XH-59A验证机上都一一暴露）。西科斯基折腾几十年，就是为了解决这些问题的。
3）桨尖临近声速问题：旋翼作圆周运动，桨尖线速度最大。如果再叠加飞机水平速度，那么前行桨尖速度很可能接近临界马赫数，由此带来阻力、噪音、振动等一系列问题。以阿帕奇来说，当该机以最大速度365km/h飞行时，前行桨尖合成速度达到329m/s（典型转速300rmp）。所以这个问题分拆为3个子问题：a)降低旋翼转速;b)减小桨盘直径;c)旋翼系统不承担（主要）推进功能。共轴双旋翼布局可以是a/b项的解决方案之一，但不是唯一。如果要结合上面1/2项问题，三者就能有机结合在一起。
4）推进系统：要解决上述3.c)项，独立推进系统是必然的选择。如果用固定翼VTOL飞机来类比的话，接近“升力发动机+巡航发动机”方案，各干各的，比如幻影IIIV。
如果采用共轴双旋翼布局，那就省掉了尾桨，将原本分给尾桨的功率用于推进螺旋桨，系统复杂性没有明显改变，比起西科斯基X翼的动力方案要简单得多。如果仍然是传统单旋翼布局，那就是YAH-56的样子了，尾桨+推进螺旋桨。
5）短翼卸载：这个可以看作是3.a)和3.b)问题的辅助解决措施。如果考虑再多一些，增加控制面，高速飞行时通过短翼上的控制面来进行飞行控制，可以进一步减小旋翼系统的负担。
途径6的思路就是一架尽可能提高平飞速度的直升机。
综合上述各个改进途径，我们可以看到，直升机的高速矛盾其实和固定翼VTOL飞机的根本矛盾是同一类型，也就是发动机推力/功率与飞机起飞重量的矛盾。发动机功率一定的前提下，为了提高垂直起飞重量，要么将尽可能多的功率用于垂直起飞（倾转发动机/旋翼），要么采用更多增升措施（更大的旋翼/更多的升力发动机）。前者增加系统复杂性（传动、烧蚀、安全），后者增大阻力/死重。
在机械时代，这是泾渭分明的两条路，但现在就未必了。以机载电网为基础的分布式多发（电动机）驱动方案，能够有效整合上述两条路径。倾转发动机/旋翼可以提高功率利用率，而又无需复杂的机械传动；分布式多发方案缓解了大旋翼（包括共轴双旋翼）带来的一系列问题，同时提高了系统冗余度和安全性。当然，这个方案要落地，还有很长一段路要走。比如在有限重量、体积下实现发电、储电、配电，还有相应的算法优化等等。不过，就个人看法，能够整合就是希望的一大步。
