復(fù)合式直升機(jī)技術(shù)特點(diǎn)及發(fā)展概述

（北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

直升機(jī)按平衡反扭矩形式達(dá)到實(shí)用來分類有4種：（1）傳統(tǒng)的單旋翼帶尾槳式直升機(jī)，此類直升機(jī)具有很長的發(fā)展歷史，技術(shù)成熟，結(jié)構(gòu)、操縱簡單，成本較低，是當(dāng)今直升機(jī)的主流形式；（2）縱列式橫列式雙旋翼直升機(jī)，這兩類直升機(jī)各有其優(yōu)點(diǎn)與不足，比如前者允許重心變化范圍大，可用于重載機(jī)型，后者的短翼可卸載旋翼的負(fù)荷；（3）共軸雙旋翼直升機(jī)，旋翼上下安裝轉(zhuǎn)向相反，反扭矩平衡，縱向尺寸小，有很高的懸停效率，但是傳動(dòng)操縱機(jī)構(gòu)略微復(fù)雜；（4）復(fù)合式直升機(jī)，在保留垂起和低速優(yōu)勢下，融合了固定翼飛機(jī)的高速特性。

常規(guī)直升機(jī)的缺點(diǎn)在于其速度的局限性。當(dāng)速度過高時(shí)，前行槳葉與后行槳葉的動(dòng)壓差很大，以鉸接式旋翼為例，后行槳葉剖面氣動(dòng)流速等于槳葉在剖面處運(yùn)動(dòng)線速度減去來流速度，若不加控制，速度減小導(dǎo)致動(dòng)壓降低，則槳葉升力降低；前行槳葉剖面氣動(dòng)流速等于槳葉在剖面處運(yùn)動(dòng)線速度加上來流速度，動(dòng)壓增加，旋翼向上揮舞。這樣動(dòng)壓在不同旋轉(zhuǎn)位置的變化導(dǎo)致了槳盤在不加操縱情況下的向后倒和側(cè)倒。為了使直升機(jī)得到向前的拉力，就必須要施加周期變距操縱，使旋翼前傾獲得向前的拉力。這種操縱使后行槳葉槳距角增大，槳葉升力增加，前行槳葉槳距角減小，槳葉向下?lián)]舞，而最終使得旋翼前傾。隨著速度的提高，施加操縱后，后行槳葉的翼型將到達(dá)失速迎角，同時(shí)后行槳葉槳根部分出現(xiàn)反流區(qū)使旋翼整體升力下降，拉力減少，限制了速度的提升。槳尖速度很大時(shí)，會(huì)產(chǎn)生激波失速，導(dǎo)致阻力增加。這些因素都限制了常規(guī)布局直升機(jī)速度的提升。

提高直升機(jī)的最大飛行速度主要受到3方面的限制：

（1）局部激波限制[1]。

迎風(fēng)旋轉(zhuǎn)的前行槳葉由于空氣流速的疊加導(dǎo)致產(chǎn)生了局部激波，而局部激波會(huì)大大降低旋翼氣動(dòng)效率，從而影響旋翼前向拉力。

（2）氣流分離限制。

順風(fēng)旋轉(zhuǎn)的后行槳葉由于空氣流速的疊加使其實(shí)際空氣流速大大降低，為了平衡前行槳葉產(chǎn)生的升力，后行槳葉將增大迎角，從而導(dǎo)致其表面氣流產(chǎn)生分離，這也會(huì)大大降低旋翼的氣動(dòng)效率，導(dǎo)致旋翼前向拉力減?。▓D1）。

（3）槳盤前傾限制。

隨著飛行速度的增加，氣動(dòng)阻力也會(huì)增加，從而要求旋翼槳盤的前向拉力分量也增加，槳盤前傾角也會(huì)相應(yīng)加大。槳盤前傾增加時(shí)，迎面氣流相對于旋翼的軸向分量增加，使得后行槳葉、槳尖及槳根迎角的不均勻程度增加，從而增大氣流分離的不利影響。槳盤前傾過大還會(huì)對直升機(jī)振動(dòng)水平產(chǎn)生不利影響。

高速旋翼飛行器可以分為傾轉(zhuǎn)旋翼式、復(fù)合式直升機(jī)和停轉(zhuǎn)旋翼式。一般意義上講復(fù)合式直升機(jī)，是指將直升機(jī)和固定翼結(jié)合起來，在常規(guī)直升機(jī)的基礎(chǔ)上加裝輔助升力系統(tǒng)和輔助推力系統(tǒng)。復(fù)合式直升機(jī)按旋翼的種類也可以劃分為普通旋翼復(fù)合式直升機(jī)和剛性旋翼復(fù)合式直升機(jī)。

復(fù)合式直升機(jī)垂直起降、懸停和低速飛行時(shí)類似于直升機(jī)，在中高速前飛、爬升狀態(tài)下類似于固定翼飛機(jī)。隨著前飛速度的提高，機(jī)翼逐步承載，旋翼逐步卸載，旋翼槳葉剖面迎角減小，后行槳葉的氣流分離得以推遲；由于槳尖臨界馬赫數(shù)也隨槳尖迎角減小而增大，因此前行槳葉的激波失速也得以推遲。同時(shí)，隨著速度的增加，大部分的前進(jìn)阻力將由推力螺旋槳克服，從而大大減小了槳盤和機(jī)身前傾所帶來的前飛阻力[2]。

與此同時(shí)，復(fù)合式直升機(jī)的其他一些特性也大為改善：

（1）振動(dòng)水平降低[3]。

圖1 常規(guī)型式直升機(jī)和復(fù)合式直升機(jī)前飛時(shí)的區(qū)別Fig.1 Differences between traditional helicopter and compound helicopter at forward flight

在復(fù)合式直升機(jī)上， 由于旋翼被卸載，作為振源的力也就隨之減小， 因此振動(dòng)水平大大降低， 尤其在高速情況下， 這一優(yōu)勢更為明顯。

（2）航程航時(shí)提高。

復(fù)合式直升機(jī)有中高速氣動(dòng)效率高的特點(diǎn)，增加了航程和航時(shí)。

（3）機(jī)動(dòng)性提高。

由于有輔助升力系統(tǒng)和輔助推/拉力系統(tǒng)的協(xié)助，復(fù)合式直升機(jī)在提供機(jī)動(dòng)動(dòng)作所需的力和力矩方面游刃有余。而且，與傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)相比，復(fù)合式直升機(jī)懸停時(shí)的槳盤載荷小，而在大速度時(shí)，旋翼也提供升力與機(jī)翼協(xié)同合作。

復(fù)合式直升機(jī)的缺點(diǎn)是，由于增加了輔助升力和推力系統(tǒng)，使得全系統(tǒng)的重量有所增加。另外，由于各系統(tǒng)間的相互氣動(dòng)干擾，尤其是旋翼和機(jī)翼間的相互氣動(dòng)干擾，使得復(fù)合式直升機(jī)懸停效率比常規(guī)型式直升機(jī)低。同時(shí)復(fù)合機(jī)翼增加了直升機(jī)進(jìn)入自旋狀態(tài)的難度，使飛機(jī)的自轉(zhuǎn)下滑能力下降，安全性有損。復(fù)合式直升機(jī)的控制也是一大難點(diǎn)，為了不增加駕駛員的負(fù)擔(dān)，控制需要全面考慮復(fù)合布局之后各種干擾對飛行包線飛行性能產(chǎn)生的影響，并完成平滑過渡，分配操縱與動(dòng)力。

1 復(fù)合式型號研制概況

1.1 洛克希德“夏延”

冷戰(zhàn)時(shí)期，值得一提的一個(gè)型號是洛克希德的“夏延”（Lockheed AH-56A Cheyenne）?！跋难印钡姆桨副容^特殊，它的設(shè)計(jì)介于直升機(jī)與旋翼機(jī)之間，采用剛性單旋翼，加前推發(fā)動(dòng)機(jī)裝置，起飛時(shí)以直升機(jī)模式起飛，高速時(shí)切斷旋翼動(dòng)力時(shí)期進(jìn)入自轉(zhuǎn)狀態(tài)。這個(gè)飛機(jī)在試飛過程中發(fā)現(xiàn)從直升機(jī)轉(zhuǎn)旋翼的過渡過程非常難控制，在出現(xiàn)幾次墜機(jī)之后，軍方撤銷支持，成為半途而廢的產(chǎn)品。該型號創(chuàng)意很新，采用了剛性旋翼，機(jī)構(gòu)簡單，在一定程度上增加了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性，同時(shí)復(fù)合式布局突破了速度性能，令人眼前一亮，但是飛機(jī)各大部件之間問題很多，沒有得到足夠的支持去一一解決，最終中止?？梢婏w行器的研制尤其是軍機(jī)種類發(fā)展的成功與否很大程度上取決于是否應(yīng)時(shí)，依舊無法判斷型號的潛力[4]。

1.2 美國“速度鷹”

20世紀(jì)90 年代，美國軍方用“環(huán)形尾”的概念研制了 “速度鷹”（Speed Hawk）（見圖2），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(jī)相當(dāng)，用作海軍的搜索救援直升機(jī)性能突出[6]。同樣的概念還用在 AH-64“阿帕奇”攻擊直升機(jī)上，使其速度提高了25%。

1.3 西科斯基復(fù)合式直升機(jī)X2

在美國休斯敦的一次直升機(jī)展上，西科斯基飛機(jī)公司解密了其最新的X2驗(yàn)證攻擊直升機(jī)（見圖3）。該機(jī)空重2406kg，速度可達(dá)463km/h，是美國現(xiàn)役“黑鷹”直升機(jī)速度的2 倍，“阿帕奇”直升機(jī)速度的1.5 倍。

1.4 卡莫夫設(shè)計(jì)局復(fù)合式直升機(jī)卡-92

“HeliRussia-2008”展覽上，卡莫夫設(shè)計(jì)局展出了卡-92新概念直升機(jī)（見圖4）?？?92與美國西科斯基公司的X2驗(yàn)證機(jī)的構(gòu)型類似，也采用共軸雙旋翼加推力螺旋槳的型式，只是其推力螺旋槳采用的是共軸雙槳形式。

1.5 歐直公司復(fù)合式直升機(jī)X3

2010年9月6日，歐直公司X3型直升機(jī)原型機(jī)（見圖5）正式對公眾展示并完成了首次試飛。歐直公司預(yù)計(jì)該型直升機(jī)最終將能夠達(dá)到約407km/h的巡航速度。該機(jī)主旋翼有5片槳葉，并在機(jī)翼兩側(cè)短翼上各裝有一個(gè)拉力槳，以提供前飛拉力。

2 理論技術(shù)發(fā)展

2.1 總體構(gòu)型及總體參數(shù)的研究

國外學(xué)者Orchard等[7]2003年預(yù)測了傳統(tǒng)復(fù)合式直升機(jī)的總體構(gòu)型方案及發(fā)展趨勢，如采用較低的機(jī)翼位置布置，盡可能小的機(jī)翼面積，采用襟副翼的形式并在懸停時(shí)將襟副翼下折以減小懸停時(shí)機(jī)翼對旋翼下洗流的阻擋；采用涵道風(fēng)扇或者螺旋槳的型式作為輔助推力系統(tǒng)；采用廢阻力較小的槳轂形式以及先進(jìn)的旋翼槳尖幾何形狀等。幾年后西科斯基公司推出以剛性共軸雙旋翼為主體的X2直升機(jī)，突破了速度極限，這卻是2003年無法預(yù)料到的以旋翼為主體的復(fù)合式發(fā)展。技術(shù)永遠(yuǎn)在不斷地進(jìn)步。

圖2 “速度鷹”（Speed Hawk）和其“環(huán)形尾”Fig.2 Speed Hawk and its ducted propeller

圖3 西科斯基復(fù)合式直升機(jī)X2Fig.3 Sikorsky X2 compound helicopter

美國NASA提出了一項(xiàng)發(fā)展民用重型旋翼飛行器的招標(biāo)計(jì)劃[8]，技術(shù)指標(biāo)為航程1200n mail（約2200km），載120人，巡航速度 0.6馬赫（約 650km/h），巡航高度大于22000英尺（約6.7km）。波音公司的競標(biāo)方案是以縱列式直升機(jī)CH-47“支奴干”為技術(shù)基礎(chǔ)的“大型復(fù)合式縱列直升機(jī)方案”（LCTC）（見圖6）；西科斯基的競標(biāo)方案是“大型前行槳葉概念復(fù)合式直升機(jī)方案”（LABC）（見圖7），延續(xù)其“前行槳葉概念”的技術(shù)優(yōu)勢。該項(xiàng)目針對的幾種重型高速民用旋翼飛行器方案進(jìn)行了對比研究，分別詳細(xì)闡述了大型復(fù)合式縱列直升機(jī)和復(fù)合式共軸直升機(jī)的總體方案，并指出重型高速旋翼飛行器總體方案滿足設(shè)計(jì)要求的重點(diǎn)，即減小機(jī)身廢阻力、采用較小的槳盤載荷、減小結(jié)構(gòu)重量以及提高動(dòng)力系統(tǒng)和傳動(dòng)系統(tǒng)的效率。同時(shí)還指出方案中實(shí)施的難點(diǎn)，包括重量輕扭矩大的傳動(dòng)系統(tǒng)，結(jié)合了良好氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)效率的旋翼/機(jī)翼系統(tǒng)，以及高集成度的飛行控制系統(tǒng)等。

圖4 卡莫夫設(shè)計(jì)局復(fù)合式直升機(jī)卡-92Fig.4 Kamov Ka-92 compound helicopter

圖5 歐直公司復(fù)合式直升機(jī)X3Fig.5 Eurcopter X3 compound helicopter

圖6 大型復(fù)合式縱列直升機(jī)方案（LCTC）Fig.6 Large Civil Tandem Compound helicopter

對于復(fù)合式飛機(jī)總體優(yōu)化性能來講，不少學(xué)者利用CANRAD Ⅱ分析軟件對直升機(jī)氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算。例如NASA“民用重型旋翼飛行器研究計(jì)劃”對一款復(fù)合式直升機(jī)進(jìn)行了總體參數(shù)優(yōu)化研究[9]。研究結(jié)果表明，較低的機(jī)翼載荷和較高的槳葉載荷(弦長較窄的槳葉)可提高全機(jī)升阻比；對于該項(xiàng)目所研究的復(fù)合式直升機(jī)，最優(yōu)的升力分配為旋翼承擔(dān)總重的8%～9%，機(jī)翼承擔(dān)總重的91%～92%。

2.2 氣動(dòng)干擾

復(fù)合式直升機(jī)旋翼、機(jī)翼和機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾可以采用自由尾跡和源板法進(jìn)行研究[10]。Felker等[11]針對傾轉(zhuǎn)旋翼的旋翼/機(jī)翼的氣動(dòng)干擾進(jìn)行了試驗(yàn)研究，分別分析了旋翼對機(jī)翼以及機(jī)翼對旋翼氣動(dòng)力和力矩的影響。試驗(yàn)結(jié)果顯示，可將機(jī)翼的氣動(dòng)干擾區(qū)域分為滑流區(qū)（受旋翼下洗流影響的區(qū)域）和自由流區(qū)并分別進(jìn)行受力分析。采用自由尾跡和渦格法的混合算法，發(fā)現(xiàn)在高速情況下，機(jī)翼的位置對氣動(dòng)干擾影響很?。粚τ趩涡韽?fù)合式直升機(jī)，旋翼產(chǎn)生的不對稱渦系會(huì)造成機(jī)翼升力的不對稱，從而產(chǎn)生一定的滾轉(zhuǎn)力矩[12]。

在不同速度下，旋翼渦系受到機(jī)翼渦系干擾作用，形狀會(huì)有所變化。圖8、9為前進(jìn)比為0.1和0.4情況下的渦系結(jié)構(gòu)后視圖，為清晰展示只畫出了部分渦線。

可見，隨前飛速度增加，機(jī)翼升力增加，對旋翼渦系產(chǎn)生的下洗誘導(dǎo)速度也增加，旋翼渦系中部被明顯“下拉”。

圖7 大型“前行槳葉概念”復(fù)合式直升機(jī)方案(LABC)Fig.7 Large "Advance Blade Concept" compound helicopter

對于復(fù)合式直升機(jī)來講，前飛時(shí)由于旋翼動(dòng)態(tài)干擾,無論是在槳葉展向還是不同旋翼方位角下,干擾速度都是高度不均勻分布的，這也就導(dǎo)致了升力的不均勻分布。從圖10可以看出，內(nèi)側(cè)機(jī)翼段前行槳葉側(cè)升力作用明顯高于其他段。機(jī)翼的作用當(dāng)然也會(huì)影響旋翼的性能，機(jī)翼的過前或者過后放置都會(huì)對旋翼配平有不好的影響。

圖8 前進(jìn)比0.1時(shí)旋翼渦系形狀Fig.8 Rotor vortices at advance rate of 0.1

圖9 前進(jìn)比0.4時(shí)旋翼渦系形狀Fig.9 Rotor vortices at advance rate of 0.4

圖10 旋翼干擾對于復(fù)合式直升機(jī)機(jī)翼升力的影響Fig.10 Influence of rotor interferece on wing lift of the compound helicopter

2.3 操縱策略的研究

美國馬里蘭大學(xué)的Mathieu Amiraux等[13]在AHS直升機(jī)設(shè)計(jì)競賽中采用復(fù)合式直升機(jī)方案（見圖11），對操縱策略進(jìn)行了研究。該方案懸停時(shí)采用常規(guī)直升機(jī)操縱方式進(jìn)行操縱；高速前飛時(shí)，為增加操縱性，采用直升機(jī)和固定翼混合操縱方式進(jìn)行操縱，即縱向周期變距和升降舵聯(lián)動(dòng)，橫向周期變距和副翼聯(lián)動(dòng)，兩副拉力螺旋槳總距差動(dòng)操縱和方向舵聯(lián)動(dòng)。

國內(nèi)學(xué)者對UH-60L/VTDP 復(fù)合式高速直升機(jī)進(jìn)行了配平操縱策略研究[14]，所采用的配平操縱策略為，旋翼轉(zhuǎn)速隨前飛速度按線性比例函數(shù)關(guān)系變化到某個(gè)值，固定翼操縱系統(tǒng)和直升機(jī)操縱系統(tǒng)在整個(gè)飛行過程中均參與操縱，各對應(yīng)操縱通道采用序列二次規(guī)劃算法進(jìn)行操縱優(yōu)化分配，優(yōu)化的目標(biāo)為直升機(jī)需用功率最小，約束條件為合外力和合外力矩為0。

當(dāng)然線性過渡并不是最好的選擇。操縱策略的設(shè)計(jì)是一種取優(yōu)的過程，用優(yōu)化算法可以得到應(yīng)采取的操縱傾角數(shù)值，以達(dá)到最好的過渡效果。Ferguson等[15]對于一款共軸復(fù)合式直升機(jī)過渡操縱進(jìn)行優(yōu)化得到圖12所示的結(jié)果，總距角減小、推力增加時(shí)，飛機(jī)從直升機(jī)模式向固定翼模式轉(zhuǎn)換。這個(gè)過程不應(yīng)該是線性的，它的特征根據(jù)不同復(fù)合式布局而改變，根據(jù)不同飛行狀態(tài)而改變。

為了延緩激波的產(chǎn)生，減小振動(dòng)，復(fù)合式飛機(jī)常采用在高速前飛時(shí)降低旋翼轉(zhuǎn)速的策略。西科斯基X2的旋翼轉(zhuǎn)速在高速時(shí)降低20%。 Yeo等[16]將優(yōu)化的巡航時(shí)主旋翼轉(zhuǎn)速從750ft/s降低到520ft/s，巡航速度為250kt，巡航時(shí)到達(dá)的馬赫數(shù)為0.8[16]。圖13為降低旋翼轉(zhuǎn)速的示意圖（其中Ω為旋翼轉(zhuǎn)速，Ωhover為懸翼懸停轉(zhuǎn)速，Mtip為旋翼槳尖馬赫數(shù)）。

2.4 操穩(wěn)特性的研究

圖11 馬里蘭大學(xué)復(fù)合式直升機(jī)方案及操縱示意圖Fig.11 Scheme and control illustration of compound helicopter from University of Maryland

國內(nèi)外對于復(fù)合式直升機(jī)操穩(wěn)特性的研究還不多。Matthew等[17]對變旋翼轉(zhuǎn)速復(fù)合式直升機(jī)高前進(jìn)比下的操穩(wěn)特性進(jìn)行了分析。國內(nèi)學(xué)者劉成[18]參考?xì)W直公司X3驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)思想，以國產(chǎn)Z-11直升機(jī)為基礎(chǔ)，提出了ZF-1高速直升機(jī)氣動(dòng)布局方案并進(jìn)行了飛行動(dòng)力學(xué)研究。在飛行動(dòng)力學(xué)研究中，對ZF-1高速直升機(jī)小擾動(dòng)線化運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行變換得到了運(yùn)動(dòng)特征方程，求解得到特征根并進(jìn)行了穩(wěn)定根及運(yùn)動(dòng)模態(tài)分析；建立了操縱響應(yīng)計(jì)算模型，分別對總距、縱橫向周期變距及左右涵道風(fēng)扇槳距施加階躍操縱（升降舵、方向舵及副翼等固定翼操縱系統(tǒng)已與對應(yīng)的直升機(jī)操縱系統(tǒng)聯(lián)動(dòng)），并對引起的機(jī)體響應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算分析。

2.5 旋翼槳葉結(jié)構(gòu)研究

直升機(jī)高速前飛時(shí)，其旋翼工作在更加復(fù)雜的氣動(dòng)環(huán)境中，前行槳葉槳尖易產(chǎn)生激波，大大增加旋翼旋轉(zhuǎn)阻力以及全機(jī)振動(dòng)水平；后行槳葉易產(chǎn)生氣流分離和失速，造成旋轉(zhuǎn)阻力增加，升力減小，槳盤側(cè)傾力矩增加，阻止了前飛速度的進(jìn)一步提高。

復(fù)合材料的應(yīng)用推動(dòng)了旋翼槳葉氣動(dòng)設(shè)計(jì)的迅速發(fā)展，高性能先進(jìn)翼型、先進(jìn)的槳尖形狀及槳葉氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)提高了旋翼的氣動(dòng)性能，降低了旋翼的振動(dòng)和噪聲水平。

圖12 K. Ferguson共軸復(fù)合式直升機(jī)過渡過程操縱Fig.12 Operation of K. Ferguson coaxial compound helicopter in transition process

圖13 旋翼轉(zhuǎn)速變化Fig.13 Rotor speed variation

解決復(fù)合式直升機(jī)高速飛行的關(guān)鍵點(diǎn)之一，在于利用先進(jìn)的旋翼槳葉氣動(dòng)外形。一是槳尖設(shè)計(jì)，能夠推遲前行槳葉槳尖激波的出現(xiàn)，比較經(jīng)典的一個(gè)實(shí)例是英國的BERP槳尖（見圖14），該槳尖氣動(dòng)外形的特點(diǎn)為大后掠角和薄翼型，類似于超音速飛機(jī)的大后掠角和薄機(jī)翼，以延遲激波的產(chǎn)生；二是槳根設(shè)計(jì)，減小槳根部分在高速前飛時(shí)的阻力，如西科斯基X2的槳根是采用雙鈍頭翼型（見圖15），在高前進(jìn)比時(shí)槳根的來流方向是從翼型的后緣吹向前緣，該翼型相對于傳統(tǒng)的翼型能夠大大減小槳根阻力。

2.6 輔助推/拉力系統(tǒng)的研究

常用的固定翼飛機(jī)推/拉力系統(tǒng)有渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、涵道風(fēng)扇和螺旋槳等。與其類似，復(fù)合式直升機(jī)的輔助推/拉力系統(tǒng)也包括以上幾種。對于適合于復(fù)合式直升機(jī)用的輔助推/拉力系統(tǒng)的選擇，需要綜合考慮的因素包括：重量、購買和使用維護(hù)成本(包括燃油經(jīng)濟(jì)性和維護(hù)經(jīng)濟(jì)性)以及與全機(jī)其他氣動(dòng)部件間的氣動(dòng)干擾等。

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)是重量小、推重比大、體積小、易于安裝布置，與機(jī)翼、旋翼等氣動(dòng)部件之間的相互干擾較小。但其缺點(diǎn)也較明顯，如耗油率高、購買和使用成本高、噪音大。同時(shí)，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)是獨(dú)立于主旋翼動(dòng)力系統(tǒng)單獨(dú)加裝，在懸停和低速飛行時(shí)是無用的重量，使全機(jī)總動(dòng)力利用率低。因而，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)往往只是臨時(shí)用于試驗(yàn)初期階段的復(fù)合式直升機(jī)。

圖14 EH-101直升機(jī)BERP槳尖Fig.14 BERP rotor-tip of EH-101 helicopter

圖15 西科斯基X2的翼型分布和槳葉實(shí)體外形Fig.15 Sikorsky X2 airfoil distribution and blade profile

復(fù)合式直升機(jī)的飛行狀態(tài)與中低速飛行的固定翼飛機(jī)類似，而該速度段飛行的固定翼飛機(jī)大部分采用螺旋槳作為推進(jìn)裝置，如圖16、17所示。與單旋翼直升機(jī)的尾槳類似，螺旋槳推力大小也由一套變距機(jī)構(gòu)通過改變螺旋槳螺距來控制。螺旋槳的優(yōu)點(diǎn)有中低速飛行氣動(dòng)效率較高、燃油經(jīng)濟(jì)性好、機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、維護(hù)成本低等。另外，螺旋槳在負(fù)槳距狀態(tài)時(shí)，可產(chǎn)生反向推力，可幫助直升機(jī)減速，大大提高了直升機(jī)的減速機(jī)動(dòng)性能。同時(shí)，復(fù)合式直升機(jī)自轉(zhuǎn)下滑時(shí)，螺旋槳存儲(chǔ)的動(dòng)能還可以為著陸時(shí)主旋翼瞬間增距提供能量輸入。螺旋槳的缺點(diǎn)有：噪音稍大，容易和機(jī)翼、尾翼及主旋翼等產(chǎn)生氣動(dòng)干擾。

涵道風(fēng)扇借助于涵道增加推力，保持了螺旋槳中低速飛行氣動(dòng)效率較高、燃油經(jīng)濟(jì)性好、機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、維護(hù)成本低等優(yōu)點(diǎn)。同時(shí)，由于有涵道的保護(hù)，它還具有噪音較小、尺寸較小的特點(diǎn)，同時(shí)還能對地面人員起到一定的隔離保護(hù)作用。但與螺旋槳相比，涵道增加了系統(tǒng)重量，同時(shí)在懸停狀態(tài)增加了對旋翼下洗流的阻礙作用，在前飛時(shí)也無法避免和旋翼及機(jī)翼的相互干擾。

西科斯基X-49A“速度鷹”的矢量推力涵道螺旋槳推進(jìn)器（VTDP）是在涵道風(fēng)扇后，增加了升降舵、方向舵以及扇面。通過槳距變化控制推力的大小，升降舵和方向舵結(jié)合涵道風(fēng)扇分別控制著俯仰和偏航力矩。扇面在懸停和低速時(shí)使氣流偏轉(zhuǎn)90°以平衡旋翼反扭矩，在中高速時(shí)收回到涵道內(nèi)。

2.7 輔助升力系統(tǒng)（機(jī)翼）

圖16 西科斯基X2的推力螺旋槳Fig.16 Propulsion propeller of Sikorsky X2

圖/7 歐直X3的拉力螺旋槳Fig.17 Tractor propeller of Eurcopter X3

輔助升力系統(tǒng)(機(jī)翼)的特點(diǎn)是中高速飛行時(shí)升阻比大、氣動(dòng)效率高。當(dāng)應(yīng)用于復(fù)合式直升機(jī)上作為其輔助升力系統(tǒng)時(shí)，其主要作用是中高速飛行時(shí)為主旋翼卸載，此時(shí)主旋翼總距減小，旋翼轉(zhuǎn)速也可以降低，前行槳葉激波和后行槳葉氣流分離失速得以推遲。

（1）機(jī)翼垂向位置。

機(jī)翼垂向位置的布置需要考慮與主旋翼間的相互氣動(dòng)干擾及對全機(jī)配平的影響，還需要考慮和揮舞到極限位置的旋翼碰撞問題。研究表明，機(jī)翼與主旋翼的垂直間距越大，前飛時(shí)的主旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾越小。圖18為洛克希德公司的AH-56A “夏延”，它采用低水平位置的機(jī)翼布置，以保持與主旋翼足夠的間距；而英國Fairet航空公司“ROTODYNE”復(fù)合式旋翼機(jī)（見圖19）的機(jī)翼則采用高水平位置布置，但由于旋翼位置較高，旋翼-機(jī)翼仍然保持著足夠的空間。

（2）機(jī)翼升力大小控制。

隨著前飛速度的變化，機(jī)翼承擔(dān)的升力也不斷變化，為了使旋翼和機(jī)翼的升力滿足與重力的配平，需要對旋翼和機(jī)翼的升力進(jìn)行操縱控制。旋翼升力的變化可通過總距操縱實(shí)現(xiàn)，而機(jī)翼升力的變化可通過以下方式實(shí)現(xiàn)：操縱升降舵控制全機(jī)俯仰姿態(tài)角以改變機(jī)翼迎角；直接改變機(jī)翼安裝角；操縱襟翼等增升裝置改變機(jī)翼升力大小。

操縱升降舵的方式控制全機(jī)俯仰姿態(tài)角以改變機(jī)翼迎角在操縱上容易實(shí)現(xiàn)，但全機(jī)俯仰角的改變也將影響槳盤前傾角，從而影響旋翼升力以及前向分力。另外也將對機(jī)身的廢阻、螺旋槳的前向推力產(chǎn)生一定的影響。

圖18 洛克希德公司的復(fù)合式直升機(jī)AH-56A“夏延”Fig.18 Lockheed AH-56 Cheyenne compound helicopter

圖19 英國Fairet航空公司“ROTODYNE”復(fù)合式旋翼機(jī)Fig.19 The British Fairet Airlines “RORODYNE”compound rotorcraft

直接改變機(jī)翼安裝角的方式可以更直接地控制機(jī)翼升力的大小，使其在不同的前飛速度下都能很好地配平總重力，也避免了直接操縱機(jī)身姿態(tài)角帶來的其他氣動(dòng)部件氣動(dòng)力的變化。在懸停和低速前飛時(shí)，可操縱機(jī)翼安裝角與機(jī)身垂直或大角度傾斜，減小機(jī)翼對旋翼下洗流的遮擋，從而提升復(fù)合式直升機(jī)的懸停效率。采用該方式的缺點(diǎn)是操縱力矩較大，增加了系統(tǒng)復(fù)雜性和額外的重量。

通過操縱襟翼的方式也可以較好地控制機(jī)翼的升力。與直接改變機(jī)翼安裝角方式相比，這種方式在結(jié)構(gòu)上容易實(shí)現(xiàn)，且重量較輕、操縱力矩小。復(fù)合式直升機(jī)的機(jī)翼一般都比較短小，襟翼面積有限，而且還需要給副翼的布置留一定的尺寸空間，因而襟翼和副翼的操縱功效均較小。通過采用襟副翼結(jié)構(gòu)能同時(shí)增加襟翼和副翼的氣動(dòng)面積及操縱功效，而且在懸停和低速飛行時(shí)，也可通過將襟副翼下折的方式減小機(jī)翼對旋翼下洗流的阻礙作用。

（3）機(jī)翼幾何尺寸。

復(fù)合式直升機(jī)機(jī)翼參數(shù)主要根據(jù)具體設(shè)計(jì)目標(biāo)而定。從統(tǒng)計(jì)情況來看，復(fù)合式直升機(jī)機(jī)翼為中等展弦比，翼展一般在旋翼直徑范圍內(nèi)，同時(shí)帶有一定的尖削，可有效地減小懸停時(shí)的槳尖渦干擾、旋翼下洗產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾以及前飛時(shí)的誘導(dǎo)阻力。

3 結(jié)論

復(fù)合式直升機(jī)目前來看依舊是一項(xiàng)正在發(fā)展的技術(shù)，許多關(guān)鍵技術(shù)仍等待著去突破。就目前技術(shù)特點(diǎn)來看，主旋翼的優(yōu)化、氣動(dòng)干擾的計(jì)算、操縱策略的研究、動(dòng)力系統(tǒng)的配置、飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)等仍舊是技術(shù)難點(diǎn)，逐個(gè)突破終究會(huì)獲得總體性能優(yōu)異的復(fù)合式直升機(jī)。未來不排除有全新動(dòng)力形式的開發(fā)，能量更加集中、更好控制、更少干擾，而高速直升機(jī)的發(fā)展之路永無止境。

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