吳希明，牟曉偉

(中國航空研究院，北京 100129)

0 引 言

直升機作為特殊的航空飛行器，具有垂直起降、空中懸停、前后左右飛行、超低空貼地飛行等特殊能力。這些特點和能力是固定翼飛機和其他交通工具所不能替代的，也決定了直升機在維護國家安全、國民經(jīng)濟建設、社會發(fā)展中具有重要的戰(zhàn)略地位。

自1942年直升機首次裝備以來，全世界累計交付直升機約10萬架，目前仍在使用的約5萬架[1-2]。直升機作為現(xiàn)代軍事裝備發(fā)展的重要方向，執(zhí)行了大量武裝攻擊、機動運輸、搜潛反潛、偵查指揮和特種作戰(zhàn)等任務，在世界各次局部戰(zhàn)爭中發(fā)揮了重要作用。民用方面，直升機在應急救援、護林防火、反恐緝私等維護社會安定和經(jīng)濟穩(wěn)定的各個方面發(fā)揮著重要作用。由于直升機的特殊功能和軍民兩用的廣泛性，直升機產(chǎn)業(yè)已經(jīng)成為事關(guān)國家安全、經(jīng)濟發(fā)展、社會進步的戰(zhàn)略性產(chǎn)業(yè)。

不同于固定翼飛機前飛時機翼產(chǎn)生升力，直升機通過槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，利用槳葉攻角改變引起旋翼升力變化來實現(xiàn)垂直升降，通過槳盤傾斜來實現(xiàn)前后左右飛行，利用尾槳推力變化來實現(xiàn)與旋翼的扭矩配平并控制航向，各種飛行操縱存在著高度的耦合。

除了特有的旋翼和傳動系統(tǒng)，直升機其他組成與飛機類似，并有獨特的抗撞擊、耐墜毀和防砂等要求，研發(fā)過程中需要進行大量的試驗，是典型的多學科、多領(lǐng)域高度融合的復雜系統(tǒng)工程。

我國直升機事業(yè)起步于1956年蘇聯(lián)米4直升機生產(chǎn)線的引進，先后經(jīng)歷過20世紀80年代的直9生產(chǎn)線引進、直8測繪仿制、直11參考設計，以及各個機型的加裝改型。自20世紀90年代開始，在關(guān)鍵系統(tǒng)國際合作支持下，以直10直升機為抓手，開啟了我國直升機的自主研發(fā)和產(chǎn)業(yè)體系建設，目前已形成12個機型約60個改型的產(chǎn)品系列[3]。

1 直升機關(guān)鍵技術(shù)

直升機飛行原理特殊，其復雜的氣動設計、結(jié)構(gòu)動力學、極致重量設計等是直升機設計的難點。

1.1 高精度氣動分析

飛行中的直升機旋翼和機身持續(xù)處于高度動態(tài)的氣動環(huán)境中，旋翼流速跨度大，可壓與不可壓流動并存，前行槳葉處于跨聲速區(qū)域，槳尖產(chǎn)生激波，后行槳葉出現(xiàn)氣流分離與動態(tài)失速現(xiàn)象，并且槳葉脫體渦、尾隨渦、槳尖渦等螺旋尾跡復雜，旋翼流場存在強烈的槳渦干擾現(xiàn)象[4]。因此常規(guī)氣動分析和設計方法僅能定性指導研究工作，需要進行大量的試驗和試飛以完善和確定產(chǎn)品設計。隨著計算機技術(shù)的進步，用于直升機空氣動力學計算的CFD軟件技術(shù)突飛猛進，網(wǎng)格技術(shù)出現(xiàn)了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、笛卡爾網(wǎng)格、蠅網(wǎng)格等[5]，并且從單一網(wǎng)格到并行重疊網(wǎng)格、嵌套網(wǎng)格、多網(wǎng)格、自適應網(wǎng)格，甚至多個異構(gòu)求解器耦合，同時在算法上，采用自由尾跡模型、渦量輸運模型等效率更高更精確的模型[6]。這些技術(shù)極大地提高了求解精度，并降低了能量耗散。圖1為直升機旋翼氣動仿真結(jié)果。

圖1 直升機旋翼氣動仿真Fig. 1 An aerodynamic simulation of a helicopter rotor

1.2 振動與噪聲

在世界直升機界有“振動是直升機的永恒課題”的說法。直升機振動水平也是公認的直升機先進性標志之一。直升機振動主要來源于旋翼、尾槳、發(fā)動機、傳動系統(tǒng)以及旋翼尾跡干擾和武器發(fā)射等，主要表現(xiàn)為寬帶隨機振動背景疊加多個定頻正弦振動。為承受復雜動態(tài)氣動力和動力學載荷，直升機槳葉必須具有一定的變形和運動特性，槳葉的各階、各向固有頻率應避開旋翼工作頻率，以免發(fā)生共振。此外，考慮到直升機傳動系統(tǒng)和發(fā)動機轉(zhuǎn)動部件繁多，直升機結(jié)構(gòu)和各系統(tǒng)動力學特性應充分避開運動部件及控制系統(tǒng)的各階固有激勵頻率[7-9]。武裝直升機武器發(fā)射是直升機振動源之一。如其機翼上可配掛多枚導彈和火箭彈，各種發(fā)射狀態(tài)下機彈尾焰相容和機翼動力學多狀態(tài)兼顧技術(shù)難度很大，特別是武裝直升機機頭航炮，其頭盔控制范圍大，相對機身做變角度運動射擊，機頭彈箱炮彈不同消耗狀態(tài)和執(zhí)行不同方位攻擊時，射擊頻率和機身結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)共振是直升機關(guān)鍵技術(shù)之一。

直升機的噪聲主要來自于旋翼、尾槳和發(fā)動機。由于直升機前飛時旋翼槳盤基本平行于大氣來流，高速旋轉(zhuǎn)的槳葉持續(xù)處于槳盤非定常尾流之中，氣動環(huán)境復雜多變，導致直升機噪聲環(huán)境嚴酷并且改善難度較大。目前常規(guī)直升機艙內(nèi)噪聲在100 dB左右，50 m處噪聲在120 dB左右[8-9]。圖2為直升機噪聲源。

圖2 直升機噪聲源Fig. 2 A sketch of the helicopter noise source

隨著直升機減振技術(shù)的發(fā)展和主動控制技術(shù)的成熟，直升機振動水平已經(jīng)下降到0.05g。其中旋翼系統(tǒng)的振動主動控制、結(jié)構(gòu)振動主動控制技術(shù)、先進的槳葉間阻尼器以及主減阻尼器等，這些技術(shù)在很大程度上都對直升機減振降噪做出了貢獻[10]。尤其是變形旋翼、主動控制襟翼、主動扭轉(zhuǎn)旋翼等智能旋翼技術(shù)的發(fā)展，為從根本上解決直升機振動和噪聲問題帶來了希望?；贑FD/CSD建立的智能旋翼高精度氣動、噪聲、振動載荷預測方法，為理論分析提供了有效的手段。研究發(fā)現(xiàn)，高階諧波控制（HHC）技術(shù)和單片槳葉控制（IBC）技術(shù)能夠有效降低振動載荷水平60%～90%，同時降噪8～12 dB；主動副翼控制（AFC）可減小由槳尖渦引起的振動70%～90%，同時降噪6～10 dB[11]。

1.3 地面共振/空中共振

直升機構(gòu)型可以簡單地看作以旋翼槳轂中心連接的兩個振動系統(tǒng)。異常激勵后導致的地面共振和空中共振是世界直升機多發(fā)事故原因之一。

直升機槳葉擺振會導致整個旋翼的重心發(fā)生變化，旋翼重心繞旋轉(zhuǎn)中心的轉(zhuǎn)速與旋翼轉(zhuǎn)速不一致，當其轉(zhuǎn)速小于旋翼轉(zhuǎn)速時，形成擺振后退型振動。當這種擺振后退型振動與機體模態(tài)耦合，存在發(fā)生地面共振的可能[12]。而隨著無鉸旋翼的應用，由槳轂力矩引起的機身振動頻率若接近槳葉擺振頻率，則可能引起空中共振?？罩泄舱裥枰紤]的因素很多，包括槳葉揮舞、擺振、機體運動、空氣動力等多種因素，是復雜的直升機動力學問題。隨著直升機振動主動控制技術(shù)的發(fā)展，地面共振和空中共振主動控制技術(shù)應運而生。通過槳葉的高階槳距控制來改變擺振平面內(nèi)的氣動阻力和慣性力，或是通過控制槳葉揮舞運動來控制槳轂力矩來控制機身，是地面共振和空中共振主動控制技術(shù)的主要發(fā)展方向。RAH-66直升機就采用主動槳距控制技術(shù)來增加旋翼與機身的耦合阻尼，從而抑制空中共振的發(fā)生[13]。圖3為直升機揮舞振動分析結(jié)果。

圖3 直升機振動分析Fig. 3 A helicopter vibration analysis

隨著艦載直升機的發(fā)展，“艦面共振”問題已經(jīng)成為直升機上艦需要面對的重要問題之一。由于艦船的運動特性，艦載直升機的旋翼與機身耦合問題相對于地面共振和空中共振更為復雜。此外，艦面起降時低速運轉(zhuǎn)的旋翼受到的艦船空氣尾流的影響，結(jié)合艦船運動引起的槳葉慣性力，容易使直升機槳葉產(chǎn)生槳葉航行現(xiàn)象[14]。直升機“艦面共振”與地面共振和空中共振理論基礎(chǔ)基本一致，解決這一問題主要從提高旋翼擺振剛度和提高阻尼兩方面入手。

1.4 抗墜毀要求

由于直升機的特殊構(gòu)型，高速旋轉(zhuǎn)的旋翼讓直升機駕駛員空中跳傘逃生實現(xiàn)難度大，因此直升機必須具備墜毀后的人員安全設計。根據(jù)世界直升機墜毀速度統(tǒng)計，目前軍機民機人員墜毀生存最高要求是在垂直接地速度12.8 m/s條件下的所有墜毀情況下具有95%生存概率[15]?？箟嫐а芯康闹饕獌?nèi)容包括評估起落架系統(tǒng)及機體結(jié)構(gòu)的吸能能力。起落架變形能夠吸收部分能量，在起落架破壞的情況下，考慮機體結(jié)構(gòu)對剩余能量的吸收，需要機體結(jié)構(gòu)在綜合性能方面具有足夠的強度和良好的塑性變形能力，以便最大程度地吸收能量，減緩沖擊力造成的破壞[16]。現(xiàn)階段，可以通過有限元方法準確預估結(jié)構(gòu)的非線性瞬態(tài)動力學響應，以分析起落架抗墜毀設計的合理性。此外，抗墜毀座椅技術(shù)的發(fā)展可以進一步減少直升機墜毀對人員的傷害。抗墜毀燃油系統(tǒng)可以在直升機墜毀時防止燃油泄漏起火，保證人員安全[17]。隨著大應變彈塑性動力學、連續(xù)損傷力學、高速沖擊動力學、計算結(jié)構(gòu)力學、動態(tài)斷裂力學及計算機軟件技術(shù)的發(fā)展，可以滿足直升機抗墜毀技術(shù)的研究需求。新材料和新結(jié)構(gòu)形式的出現(xiàn)，增強了直升機抗墜毀特性，增強了對人員的保護，讓直升機變得更加安全。圖4為世界范圍內(nèi)旋翼飛行器墜毀事故垂直速度分布結(jié)果。

圖4 世界旋翼飛行器墜毀事故的垂直速度分布Fig. 4 The relation between the vertical velocity and the crash accumulation frequency

1.5 安全性

安全性是直升機設計工作的重中之重，是民機適航驗證的核心要求。通過安全性分析，得到影響安全的關(guān)鍵系統(tǒng)和部件，并在設計上采取備份或冗余設計，充分考慮最苛刻的使用條件并進行試驗驗證，是保證達到安全性設計目標的最有效方法。

直升機安全性設計主要包括：槳葉遭受雷擊后安全飛行0.5 h[18]；傳動系統(tǒng)失去滑油后干運轉(zhuǎn)0.5 h[19]；主電源系統(tǒng)失效后應急供電30.5 h[20]；發(fā)動機全部停車后安全自轉(zhuǎn)著陸[21]；旋翼槳葉及座艙風擋玻璃等遭受鳥類撞擊后繼續(xù)飛行[22]；航電系統(tǒng)及機載設備防雷擊和防高強輻射場[23]；軍機旋翼、燃油、傳動、座椅、操縱等主要系統(tǒng)耐彈擊設計等。

1.6 重量控制

直升機因多用于低空飛行，所以對機動性、安全性和生存性提出了更高的要求。直升機特有的旋翼、傳動和發(fā)動機“三大動部件”技術(shù)復雜，研制難度大，同時考慮到振動和噪聲特性，以及作為產(chǎn)品對安全性、可靠性和舒適性等方面的技術(shù)要求，更增加了設計難度。直升機飛行重量低于同等發(fā)動機功率的固定翼飛機，導致全機重量設計要求極其苛刻。直升機各系統(tǒng)同樣需要經(jīng)受內(nèi)部環(huán)境的嚴格考驗，例如：直升機航電系統(tǒng)較固定翼飛機重量輕40%左右，而其熱環(huán)境、振動環(huán)境和電磁環(huán)境更惡劣，對系統(tǒng)及設備的性能和指標提出了更高的要求。

重量與直升機成本有著緊密的聯(lián)系。美軍在對現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機的成本進行參數(shù)法估算時，將成本估算關(guān)系式（CER）抽象為：生產(chǎn)成本 =f（重量，速度，產(chǎn)量）。建立各部件/系統(tǒng)的重量估算模型和成本估算模型，有利于掌握直升機生產(chǎn)成本并實行有效控制[24]。

2 世界直升機技術(shù)未來發(fā)展方向

當前，國際直升機未來發(fā)展方向主要聚焦于高速、智能、無人、安全、環(huán)保、舒適和多元化等方向。

2.1 高安全性

安全性是直升機永恒的主題。結(jié)合現(xiàn)有安全性技術(shù)進一步深化完善，集成直升機健康狀態(tài)監(jiān)控、使用維護、人工智能、電/光傳飛控、綜合航電等技術(shù)的研究成果[25]，實現(xiàn)直升機能力提升，解決直升機“無憂”操縱與“智能”飛行等技術(shù)問題。隨著傳感器技術(shù)的進步和HUMS系統(tǒng)的不斷發(fā)展，直升機健康狀態(tài)監(jiān)控技術(shù)日趨成熟，其中包括直升機旋翼狀態(tài)監(jiān)測、直升機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測等，通過對旋翼及結(jié)構(gòu)關(guān)鍵點的振動特性和力學特性的實時監(jiān)控，可以保障直升機的安全[26]。聲發(fā)射信號同步數(shù)據(jù)采集與無線傳輸技術(shù)讓實時監(jiān)控成為可能。同時伴隨著大數(shù)據(jù)技術(shù)和人工智能技術(shù)的發(fā)展，將直升機健康監(jiān)測數(shù)據(jù)上傳到特定的平臺進行數(shù)據(jù)處理，進而形成狀態(tài)報告，結(jié)合人工智能技術(shù)，可以實現(xiàn)不同故障案例的整合與分析，從而制定更優(yōu)的解決方案[27]。同時，借助電/光傳飛控、綜合航電技術(shù)的發(fā)展，通過基于機器學習的人工智能技術(shù)，模仿和學習大量人類飛行員的操作，建立起飛行數(shù)據(jù)和飛行員控制指令的數(shù)據(jù)映射，形成優(yōu)于人類駕駛員的智能操作系統(tǒng)，可以提升直升機的安全性。圖5為直升機健康監(jiān)測系統(tǒng)。

2.2 綠色低碳

當前國際上以“綠色直升機技術(shù)”專項研究為牽引，推動了新型旋翼、機身及槳轂減阻、振動抑制、噪聲抑制、柴/電/混合動力發(fā)動機等一系列重大基礎(chǔ)技術(shù)的發(fā)展和型號應用[28]。上述技術(shù)中，除了柴/電/混合動力發(fā)動機技術(shù)以外，其他幾項技術(shù)是通過減小阻力、降低振動來減小需用功率，從而減小發(fā)動機功率達到節(jié)能減排的目的，同時也降低了直升機噪聲，減少噪聲污染。而柴/電/混合動力發(fā)動機技術(shù)則是直接降低直升機碳排放。電動飛行器是世界各國重點發(fā)展的未來飛行器主要技術(shù)方向，是實現(xiàn)綠色航空的重要途徑。隨著新概念布局、氣動結(jié)構(gòu)一體化、電推進、超導動力傳輸?shù)汝P(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展，電動飛行器研發(fā)突飛猛進。而電池、電動機技術(shù)上的突破，更是助力電動飛行器實現(xiàn)技術(shù)突破[29]。但是電動飛行器所涉及到的關(guān)鍵技術(shù)還需要一段很長的時間來獲得徹底的解決。相比于燃油的能量密度12 700 kw·h/kg，目前電池能夠達到的最大能量密度為500 kw·h/kg，差距還很大。處于巡航狀態(tài)的大型飛機所需的能量密度為1 kw·h/kg，未來10～15年，化學電池能量密度可以達到1～1.5 kw·h/kg，完全能夠滿足電動飛行的需要[30]。電機技術(shù)也是電動飛行器發(fā)展的關(guān)鍵，根據(jù)美國電動機技術(shù)發(fā)展路線圖規(guī)劃，到2025年電動機系統(tǒng)功率密度可以達到5.7 kw/kg[31]，同時借助航空高壓直流電源技術(shù)，發(fā)展270～540 V高壓直流電源技術(shù)，將加快綠色航空出行成為現(xiàn)實。

2.3 無人旋翼機

無人化技術(shù)具有零傷亡、無生理限制、耐惡劣環(huán)境使用等技術(shù)特點，成為未來發(fā)展的必然趨勢。而便攜、隱蔽、任意突防和駐留等能力使微小型旋翼飛行器在未來軍用民用領(lǐng)域具有更大的發(fā)揮空間。而自主飛行控制、多機協(xié)同、多棲起降和高效新能源等關(guān)鍵技術(shù)是無人旋翼機后續(xù)發(fā)展必須研究的關(guān)鍵技術(shù)。無人直升機受環(huán)境、信息傳遞、操縱時延等因素影響，其適應性相對有人直升機有一定差距。隨著智能感知、環(huán)境探測、智能控制、機器學習等智能技術(shù)的發(fā)展與應用，無人直升機將迎來技術(shù)上的突破。同時微型直升機作為無人直升機的一個分支，其發(fā)展前景廣闊。隨著低雷諾數(shù)空氣動力學、微型化制造、微型電機、微型動力及飛行控制技術(shù)的進步，微型直升機性能正在穩(wěn)步提升。PD-100黑色大黃蜂微型直升機重量僅16 g，飛行時間20 min，是已經(jīng)參與實戰(zhàn)的成功典范[32]。有人與無人機協(xié)同技術(shù)更是讓任務完成率提高10%以上，并可為指揮員提供更多的信息。自1992年以來，美國陸軍針對有人/無人協(xié)同發(fā)展開展了技術(shù)研究工作，并實現(xiàn)了阿帕奇與“捕食者”無人機之間的任務處理器完全融合[33]。有人/無人協(xié)同的基礎(chǔ)是攻擊規(guī)劃、無人機管理、傳感器管理、路徑管理、態(tài)勢感知顯示、無人機控制、編隊管理、通信管理、交戰(zhàn)管理等關(guān)鍵技術(shù)的突破。實現(xiàn)有人機對無人機的有效控制，必須掌握協(xié)同通信、數(shù)據(jù)融合、決策輔助、信息分發(fā)、人機交互等關(guān)鍵技術(shù)。

圖5 直升機健康監(jiān)測Fig. 5 The helicopter health monitoring

2.4 人工智能

近年來，隨著算法及運算能力大幅提升，在計算機視覺、自然語言處理、智能控制等領(lǐng)域獲得了重大突破，人工智能由計算智能、感知智能，加速走向認知智能，從單一智能向基于情景模式的感知、學習、抽象和推理演化，面向功能和場景的機器學習、深度學習、強化學習成為技術(shù)創(chuàng)新熱點。機器學習與推理、自然語言理解、人機融合等成為軍事人工智能算法的主要方向，利用算法從文本、聲音、圖像、視頻中獲取、挖掘信息，并處理信息，感知周圍態(tài)勢，做出合理判斷是其主要研究方向。而直升機平臺與人工智能的融合將在智能飛行、多機智能協(xié)同、任務自主智能等方面顛覆傳統(tǒng)直升機使用模式。其中網(wǎng)絡協(xié)同、操縱控制、人工智能和快速重構(gòu)等方面是旋翼機后續(xù)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)[34]?；谏窠?jīng)網(wǎng)絡、遷移學習、深度學習以及流行學習等先進理論，發(fā)展而來的強大的圖像處理以及目標檢測、鑒別和識別算法，為直升機智能化開辟了新的方向[35]。完全自主的智能化直升機關(guān)鍵技術(shù)還需要一段時間的研究，混合增強智能操控技術(shù)、智能自主飛行技術(shù)以及通過機器智能輔助來降低駕駛員反應時間、提高執(zhí)行任務準確度，是現(xiàn)階段人工智能在直升機智能化方面發(fā)展的重點方向之一[36]。圖6為直升機智能化應用構(gòu)想。

2.5 高速直升機

直升機高速化一直以來是直升機行業(yè)不停追求的目標。受飛行特性的限制，直升機前行槳葉在來流速度為馬赫數(shù)0.9左右會產(chǎn)生激波，導致阻力激增，鉸鏈力矩和交變載荷增加，噪聲增大，后行槳葉升力攻角過大而失速會引起嚴重振動。設計上的平衡讓傳統(tǒng)直升機槳尖速度在200～220 m/s，對應前飛速度被限制在100 m/s之內(nèi)。為突破這一限制，世界各國針對高速新構(gòu)型旋翼機開展了大量的技術(shù)探索和研究。目前主要有三種非常規(guī)構(gòu)型，其中傾轉(zhuǎn)旋翼機構(gòu)型更適用于運輸（如美國V-22），復合推力直升機更適用于武裝攻擊（如美國SB-1），而旋翼停轉(zhuǎn)或收進式飛行器目前尚處于探索階段[37]。圖7為高速旋翼飛行器發(fā)展方向。

圖6 直升機智能化應用構(gòu)想Fig. 6 A conception of the intelligent application of helicopters

圖7 高速旋翼飛行器發(fā)展方向Fig. 7 The development directions of high-speed rotary wing aircrafts

2.5.1 復合推力直升機

在復合推力直升機構(gòu)型研發(fā)中，SB-1的共軸剛性旋翼機構(gòu)型是其發(fā)展的主要方向。該構(gòu)型放棄槳盤左右平衡，以對稱前行槳葉為主提供升力，并由槳葉剛性保證降低轉(zhuǎn)速后的升力保持和上下槳葉間距，從而可降低槳葉轉(zhuǎn)速、提升飛行速度。這種構(gòu)型直升機在飛行高度、速度和航程等基本能力上得到加倍提升，同時機動性、外部尺寸等都優(yōu)于常規(guī)直升機[38]。

新構(gòu)型相對常規(guī)直升機在總體氣動布局、剛性槳葉、傳動系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、綜合動力控制等方面需要建立全新的科研技術(shù)能力，同時必須注重解決振動大和旋翼槳轂阻力高等關(guān)鍵技術(shù)。

2.5.2 雙旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機

以貝爾公司為代表的歐美一流直升機研發(fā)機構(gòu)均在大力推動傾轉(zhuǎn)旋翼機的研制，在V-22批量列裝的基礎(chǔ)上啟動了第三代傾轉(zhuǎn)旋翼機方案論證，并已完成V-280傾轉(zhuǎn)旋翼機試驗飛行。

傾轉(zhuǎn)旋翼機在大航程飛行時任務效率遠高于常規(guī)直升機。圖8是常規(guī)直升機、固定翼飛機和傾轉(zhuǎn)旋翼機的使用高度和速度包線。傾轉(zhuǎn)旋翼機兼具常規(guī)直升機和定翼機兩者能力優(yōu)勢[39]，后續(xù)型號V-280基本覆蓋兩者能力。該構(gòu)型相對常規(guī)直升機在總體氣動設計、傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)機構(gòu)與傳動系統(tǒng)、飛行控制等方面需要建立全新的研發(fā)技術(shù)，特別是過渡飛行控制是重大難點，V-22科研機和部分在役機的墜毀大都與此相關(guān)。

圖8 雙旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行包線Fig. 8 Flight envelopes of tiltrotors

2.6 多元直升機

目前，我國直升機行業(yè)也正積極探索其他具備高速、長航程以及垂直起降特征的新構(gòu)型旋翼飛行器技術(shù)，尤其關(guān)注“破壞性創(chuàng)新”技術(shù)的出現(xiàn)，以期為我國未來新構(gòu)型旋翼機的研制建立基礎(chǔ)。

未來旋翼飛行器將向多元化發(fā)展，包括構(gòu)型多元化、功能多元化和使用多元化等。未來多棲旋翼飛行器能使靈活自由出行變?yōu)榭赡堋?/p>

3 我國直升機技術(shù)后續(xù)發(fā)展有關(guān)設想

3.1 先進直升機旋翼槳葉翼型設計技術(shù)

目前直升機旋翼槳葉外形是考慮多種因素的折中設計，以一種固定狀態(tài)進行整體攻角變化，無法實現(xiàn)性能、振動與噪聲等設計要素的全面最優(yōu)化。至今世界各型直升機的槳葉外形設計是綜合考慮動力學特性、材料和結(jié)構(gòu)特點、制造可實現(xiàn)性等，對各飛行狀態(tài)下槳葉槳尖形狀、翼型布置、槳葉攻角分布等進行分析優(yōu)化后的折中設計。

不同噸位、不同任務目標的直升機，在高原和海上等不同使用環(huán)境，在懸停、前飛等不同飛行狀態(tài)，直升機總體參數(shù)和旋翼槳葉展向各處在旋轉(zhuǎn)不同方位處的翼型、尺寸和攻角理想的設計參數(shù)都不一樣。圖9為智能旋翼建模及主要結(jié)構(gòu)。

圖9 智能旋翼Fig. 9 Smart rotors

在目前旋翼槳葉只能采用整體固化形狀下，針對各種狀態(tài)下高度復雜的旋翼非定常流場，國際先進直升機公司在計算空氣動力學手段分析支持下，通過大量風洞試驗研究，發(fā)展了各槳葉展向位置處適用于不同先進直升機能力需求的專用翼型族。目前我國只有強調(diào)機動能力的6T級直升機槳葉翼型，2 T級輕型直升機、10 T級通用運輸機、13 T級大型運輸機等都使用這個翼型，事實上無法達到各型號的最優(yōu)設計目標。我國迫切需要掌握和建立完整的直升機槳葉翼型族，以此推進后續(xù)直升機研發(fā)任務的開展。

3.2 智能旋翼技術(shù)

隨著新材料、變形結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)以及智能化控制技術(shù)的發(fā)展，針對直升機各種典型飛行狀態(tài)，開展槳葉外形智能變形的控制方法和控制機構(gòu)技術(shù)研究，建立智能旋翼的技術(shù)基礎(chǔ)，可使直升機槳葉外形從全任務包線能力綜合最優(yōu)的單一外形，發(fā)展到各任務狀態(tài)槳葉外形都對應變化的多外形智能變換，達到提高直升機裝備性能的目標[40]。

隨著計算機計算能力的提升，未來有望針對不同任務及其對應的不同飛行狀態(tài)，準確確定槳葉各展向、各方位的理想外形。結(jié)合未來快速、準確、長壽命且適用復雜振動環(huán)境和狹小空間的智能旋翼槳葉外形控制技術(shù)的建立和應用，智能旋翼的目標將發(fā)展為槳葉各剖面位置外形實時變化，直升機性能將會進一步提升到極致[41]。

3.3 高速直升機技術(shù)

如下所示，旋翼的升力大小隨旋翼槳盤面積增大而增大，旋翼下洗流速度隨槳盤面積增大而減小。

其中，T為旋翼升力，ρ為大氣密度，A為槳盤面積，P為旋翼功率，kl為滑流理論應用誤差程度，kr為槳盤半徑影響因素（隨半徑減小而降低），kp為槳葉氣動先進程度，kɑ為旋翼機使用點與設計點偏差程度，ks為旋翼下洗流機身阻塞影響因素，V為旋翼下洗流速度。

目前國際在役的V-22魚鷹傾轉(zhuǎn)旋翼機空機重量15 T，海平面懸停重量24 T，在海拔1 600 m處懸停重量21.5 T，同時旋翼下洗流有10級狂風大小，這些技術(shù)特征尚無法滿足我國高原地區(qū)使用要求。綜合考慮使用條件、環(huán)境、技術(shù)等因素，我國高速直升機應該聚焦四旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機。在不增加發(fā)動機的情況下，將V-22的雙旋翼增加為同樣大小的4旋翼，懸停飛行重量將增加6 T，扣除結(jié)構(gòu)及系統(tǒng)增重后的有效載荷可增加3 T，旋翼下洗流速度可降到常規(guī)直升機的8級風水平。圖10為我國四旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機構(gòu)想圖。

圖10 四旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機構(gòu)型Fig. 10 A tiltrotor configuration of quadrotors

四傾轉(zhuǎn)旋翼機目標包線如圖11所示（紅色區(qū)域），可以滿足我國高原地區(qū)高速運輸?shù)热蝿盏男枨蟆? 000 m的巡航飛行高度可以有效避免直升機在高原峽谷間穿插飛行而必須面對的山谷風切變和雨霧等復雜環(huán)境問題。同時，其近地（海）懸停、機動能力不弱于常規(guī)直升機，具備復雜高原環(huán)境垂直起降、近地機動能力，懸停和近地低速機動時飛行器下洗氣流和常規(guī)直升機相當，可保證艦面和地面復雜環(huán)境中人員正常作業(yè)。

圖11 四傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行包線Fig. 11 Tiltrotor flight envelopes of quadrotors

表1為典型直升機參數(shù)對比分析結(jié)果。四傾轉(zhuǎn)旋翼機需解決的各種技術(shù)問題：前置旋翼對后置旋翼不可避免會產(chǎn)生嚴重干擾；旋翼在各種飛行狀態(tài)和機翼之間存在較強相互氣動影響，傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼和機翼之間相互干擾影響其低速機動飛行能力，并對其相應狀態(tài)飛行控制產(chǎn)生不利影響；傾轉(zhuǎn)旋翼機有多種動力傳動模式，各傳動模式各有優(yōu)勢和不足；旋翼/短艙/機翼耦合系統(tǒng)在前飛和懸停時的動特性問題復雜，存在“回轉(zhuǎn)顫振”問題。針對上述問題需要研究建立相應的設計理論、方法和技術(shù)。

表1 典型直升機參數(shù)對比Table 1 A comparison of typical helicopter parameters

此外，針對傾轉(zhuǎn)旋翼機在懸停、低速飛行和飛機飛行模式下的不同需求和技術(shù)特點，探索發(fā)展智能變形變轉(zhuǎn)速旋翼，實現(xiàn)不同飛行狀態(tài)下旋翼氣動理想構(gòu)型，是實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼機技術(shù)突破的重要方向。

4 結(jié)束語

我國地形復雜，高原地區(qū)廣袤，國外直升機裝備缺少相應的針對性研發(fā)工作，特別是難于滿足我國高原地區(qū)的使用需求，因此我國直升機研發(fā)必須走獨立自主的技術(shù)和產(chǎn)品道路。根據(jù)直升機技術(shù)獨特復雜的特性，開展“智能、無人、高速、環(huán)?！奔夹g(shù)研究是未來直升機的發(fā)展方向，而筑牢基礎(chǔ)、建立適合我國國情的自主旋翼槳葉翼型族是我國直升機產(chǎn)業(yè)發(fā)展的根本，適應國情、發(fā)展研發(fā)特有的四傾轉(zhuǎn)旋翼機是我國直升機未來發(fā)展和突破的有效策略。