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- ※ 本文的底子是美国直升机学会发布的2016年尼科夫斯基报告（的一部分），中间夹带了一些“私货”
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- ※ 本文两万+文本量，已经尽可能白话，不过仍有些专业词汇，读来估计并不轻松，如坚持阅读诱发头晕目眩、昏昏欲睡等症状，丁某概不负责
Part Ⅰ 美国六十年代花大力气研究的复合式直升机，为何销声匿迹30年？
起源——为什么需要复合式直升机
自从上世纪三十年开始登场之后，直升机逐渐成为航空领域举足轻重的飞行器之一。事实上，在悬停和低速飞行状态下，直升机是所有航空器中最优雅和最高效的。不过，从另一个方面来说，直升机本身的阻力（包括旋翼阻力和机身气动部件的废阻）、旋翼的后行侧失速和前行侧气动压缩性效应从本质上限制了直升机的前飞速度和前飞行能。为此，从很早之前开始，发明家和直升机设计师们就开始探索各种各样的方法，希望藉此来拓展直升机的飞行包线范围，从而缩短其与高速飞行的航空器之间的鸿沟。
▲作为一种优雅的飞行器，直升机已经成为现代航空界不可或缺的一员，但是它确实飞不快
答案在某种程度上是很明确的——既然常规构型的直升机无法实现高速飞行，那么为什么不尝试一下复合式构型的直升机呢？所以说，复合式直升机的出现本质上就是面向常规直升机无法突破速度限制的需求，当然，与此同时另一群别出心裁的设计师们还尝试采用“转换式飞行器”（Convertible
Aircraft）来实现这一目标，当然这是另外一个故事的内容，所以尽管转换式飞行器和复合式直升机在旋翼飞行器发展史上有着密不可分的关系，暂且还是不放在本文的讨论范畴之内了。
在直升机设计师们的最初构想中，复合式直升机能够像固定翼飞机一样高速飞行，同时也能保有常规直升机出色的垂直起降能力和悬停性能。凭借这种飞行器，军队能够以更快的速度执行更复杂的任务，企业则能以更为经济实惠的方式执行各种货运、探测、救援工作。
▲倾转旋翼机就是转换式飞行器中如今最引人注目的一员，贝尔-波音公司在这方面独树一帜
对于美国航空业界来说，在过去的50年来，直升机已经逐步发展为一种无处不在的“独一无二的”飞行器，而倾转旋翼机也算是度过了问题频发且孱弱的婴儿期，正式走向成熟阶段。但是除了近年来所爆发的几缕希望之光外，复合式直升机的自从上世纪60年代即将触摸到成功之时，却突然沉寂无声，美国陆军航空发展理事会的专家将这一次复合直升机事业的挫折称之为“复合式断代”（Compound
Gap）。那为什么会出现这样的情况？
最早的探索——试验性质的改装
关于复合式直升机的早期探索可以追溯到传统构型直升机密集登场的早些年，但是直到上世纪五十年代，发明家和工程师才开始从本质上考虑复合式直升机的实用价值。
▲麦克唐纳的XV-1复合式直升机
麦克唐纳的XV-1和英国费尔雷公司的Rotodyne（罗托达因）算是两架出现时间很早但却令人非常印象深刻的直升机，如上图所示。他们都是桨尖喷气驱动旋翼式旋翼飞行器，这类飞行器在前飞过程中旋翼会进入自转状态，并且它们还都有辅助机翼，如此一来，在高速飞行的时候，它们可以通过辅助机翼来承担部分主旋翼的升力，从而使得主旋翼拉力得以卸载，一方面可以延缓失速边界，一方面又能降低振动水平。除了辅助机翼之外，它们还装备有辅助推进螺旋桨。在巡航状态下，螺旋桨为这种飞行器提供了前飞的动力。
▲英国费尔雷公司的罗托达因复合式自转旋翼机
两者之中，麦克唐纳XV-1型直升机，诞生自1951年美国陆军和空军出资启动的“转换式飞机项目”（ConvertiPlane Program），在1956年其飞行速度达到了203 mph（约326.70千米/时）；费尔雷的罗托达因则是一种城市间短距离商业客运解决方案，严格分类的话， 都不能算直升机，只能说是复合式自转旋翼机，在1959年，其飞行速度达到了191
除了上述两者之外，在上世纪六十年代，很多在役的直升机也被改装成了复合式构型来进行相应的研究，下面是一些典型的例子：
①卡曼YUH-2A就是一架改装版本的海妖直升机，加装了辅助机翼和一台涡轮喷气式发动机。该机在1965年达成了224 mph（约360.49千米/时）的前飞速度。
②西科斯基S-61F则是从S-61海王直升机改装过来的，同样加装了辅助机翼和涡轮喷气发动机，该机在1965年达到了264 mph（约424.87千米/时）的速度。
③洛克希德则把一架4片桨叶的XH-51A刚性旋翼直升机加装了短机翼和单台涡轮喷气发动机，该机的飞行速度在1967年达到了302 mph（约486.02千米/时）。
④贝尔在这方面的探索就更多了，赫赫有名的UH-1休伊直升机就被改装成了各种版本的复合式直升机，改装机一般被称为高性能直升机（HPH；High Performance Helicopter），它们基本都加装了辅助机翼和辅助推进装置（比如说涡轮喷气发动机）。贝尔的这种两桨叶高性能直升机在1969年达到了316 mph（约508.55千米/时）的前飞速度。
⑤皮亚赛基的16H-1A试验型复合式直升机，采用了涵道螺旋桨来进行偏航控制和辅助推进，在1966年达到了225 mph（362.10千米/时）。
这一系列的改装型复合式直升机的飞行研究主要目的还是用来验证复合式直升机最基本的可行性——直升机设计师们那时候尚且还不确定常规直升机的主旋翼是否可以在高速飞行和高前进比（前进比=前飞速度/旋翼桨尖速度）的情况下稳定提供升力，并且保持较好的操纵性。然而，尽管美国直升机业界和军方合作展开了一系列的研究工作，但是对于复合式构型的研究来说，这些例子实在还不够多，所以复合式直升机其实际可用性并没有得到充分的验证。
除了载荷、动力学和操纵稳定性等老生常谈的技术瓶颈之外，复合式直升机的气动效率的测试结果也令人非常失望——尽管这是意料之中的——因为这些改装机在设计过程中并没有按照气动性能、动力系统、传动系统和飞行控制系统的最优化来进行恰当的工程设计。
“先进空中火力支援系统”——夏延的诞生
上世纪六十年代，出于越南战争的需要，再加上受到六十年代初期那些复合式构型的研究所取得的成功和其所展现出来的潜力鼓舞，美国陆军在1966年提出了一项关于攻击直升机的方案征询书，也就是大名鼎鼎的“先进空中火力支援系统”（AAFSS：Advanced Aerial Fire Support System）项目。该项目对于直升机的飞行速度指标要求达到了252
mph（220节；405.55千米/时），这个速度要求可谓是直升机历史上的一个里程碑。
在项目竞标中，洛克希德公司提出的方案正是基于前文所述的XH-51A进行改装的，改装内容包括添加了一副辅助机翼、一副辅助推进螺旋桨以及用于反扭矩控制的尾桨。西科斯基提出的方案则是一种加装了辅助机翼的复合式直升机，其尾桨是可以实现90°转向的，所以在高速飞行的时候，尾桨化作尾部推进螺旋桨，为全机提供推进动力；而在低速飞行的时候，尾桨则承担常规直升机的反扭矩控制作用。
▲作战测试中的AH-56A夏延直升机
经过多轮竞争，洛克希德公司成为了最后的胜利者，他们出色的作品AH-56A夏延直升机在1967年实现了首次飞行，并在次年（1968）收到了一份总数375架的生产合同。然而，AH-56A的研发过程中碰上了刚性旋翼动力学问题，这一问题一直都在困扰洛克希德公司的设计师们并最终导致了两架夏延原型机的损毁，并最终促使关于该机的所有合同都在1969年被取消。尽管该机取消原因有部分算是来自美国各军种之间任务和角色的竞争，但是技术困境始终是导致该项目取消的重要原因之一。
尽管项目取消了，但是相关的研究工作并没有停止，美国军方持续了相当长一段时间为该机的提供经费支持，而洛克希德的直升机专家们也不负众望地设计出了“先进机械控制系统”（AMCS；Advanced Mechanical Control System）来解决的该机的所面临的技术问题。
在1972年，AH-56A最终实现了最初项目的指标要求——也就是飞行速度220节情况下1063海里（约1968.68公里）的不加油航程、最大平飞速度253 mph（约407.16千米/时）/俯冲速度278 mph（约447.398千米/时）。
▲展览中的AH-56A夏延直升机
AH-56A直升机项目的取消从根本上来说并不是复合式直升机构型存在缺陷。与直升机发展早期的那些试验性质的改装机的飞行测试相比，配备了“先进机械控制系统”的夏延直升机可以说是取得了相当大的成功，此外，该机完全是按照美国军方提出的指标要求来设计的，这一点尤为可贵。
尽管该机获得了“迟来的成功”，但是技术困境、经费超支和项目取消对整个美国直升机业界对复合式直升机的观点产生了深远的影响。在之后的四十年内，除了个别的例外情况之外，整个直升机业界几乎全部放弃了对复合式直升机构型的研究，从而在美国航空史上形成了一段如本文开头所言的“复合式断代”（Compound Gap）。
困境中的坚持者与努力的后来者
上文提到的在“复合式断代”的这几十年中所存在的少数例外中，最值得一提的就是西科斯基公司的XH-59A和S-72旋翼系统研究飞行器（RSRA；Rotor System Research Aircraft）。XH-59A——前行桨叶概念（ABC；Advanced Blade
Concept）飞行器——采用了共轴、无铰式、升力偏置旋翼来克服高速飞行的时候直升机旋翼后行侧固有的失速问题，该机自1973年到1980年之间进行了大量的飞行测试工作。基准型的XH-59A能够达到的最大速度为184 mph（约296.119千米/时），而加装了涡轮喷气发动机之后，该机前飞速度达到了303 mph（487.63千米/时）。
▲西科斯基的XH-59A共轴复合式直升机
该机的飞行特点令人印象深刻，但是XH-59A也存在着重量、振动和高燃油消耗的问题。“旋翼系统研究飞行器”则是一种研究性质的飞行器，该机主要被西科斯基设计用来进行各种试验性质的旋翼的飞行测试工作当然不仅仅是复合式概念。1978年的时候，S-72加装了辅助机翼和推进涡轮风扇发动机，进行了某种复合式构型的首飞测试。
▲复合式构型的S-72试验机
在“复合式断代”期间，很少有致力于复合式技术的认真的探索。然而，最终业界对于复合式构型的兴趣又逐步地“死灰复燃”了。皮亚赛基的X-49A复合式直升机（也就是众所周知的“速度鹰”），就是一架复合式改型的SH-60海鹰直升机，在SH-60的基础上，该机加装了辅助机翼和矢量推力涵道螺旋桨（VTDP；Variable Thrust Ducted
Propeller），这种螺旋桨既可以充当辅助推进装置，同时也能提供反扭矩操纵，如上图所示。在2007年的时候，X-49A达到了160节（约296.32千米/时）的平飞速度，并在小角度俯冲的情况下达到了177节（约327.80千米/时）的速度。卡特旋翼机（CarterCopter）公司则打造了一种复合式的自转旋翼机来验证“降速旋翼”（Slowed-Rotor）的技术可行性和在巡航气动效率提升方面的潜力。
▲X-49A速度鹰复合式直升机
更近些年，西科斯基公司重启了共轴升力偏置复合式直升机的项目，并自筹资金完成了X2技术演示验证机的研制，该机能够从悬停状态顺畅过渡到高速飞行状态，而不需要进行任何的空中变形。继承了先进的推进系统、飞行控制系统、气动技术和主动振动消除技术，X2直升机在很大程度上克服了XH-59A试验机中暴露出来的一系列缺陷。在2010年7月份，X2达成了非正式的速度纪录——253节（约468.556千米/时）。西科斯基公司目前正在持续“投资”这种ABC概念旋翼飞行器技术，而在X2技术之后发展的S-97掠夺者侦察直升机现在仍处于飞行测试阶段，基于S-97为美国陆军“未来攻击侦察直升机”项目竞赛而打造的“掠夺者
X”型直升机也进入了方案设计阶段。
▲西科斯基公司的X2复合式直升机
几乎与此同时，空客直升机公司也自筹资金研制了X3验证机，该机是在一架AS365
N3直升机机体的基础上进行改装的，采用了EC-155直升机的旋翼系统和EC-175的主减速器系统。两副辅助螺旋桨安装在机身两侧的辅助机翼上，这两副螺旋桨能在悬停时侯提供主旋翼反扭距，同时也能在巡航飞行的时候提供推进力。目前，X3的试飞工作已经告一段落，空客直升机公司正在考虑继续推进该方案，打造下一代高速型复合式直升机，该机被称为RACER（竞速者）。
▲空客直升机的X3复合式直升机
在2014年的时候，美国陆军启动了“联合多任务”（JMR；Joint Multi-Role）技术验证项目，并且开始投入较多经费支持相关旋翼飞行器技术的发展。西科斯基-波音公司合作提交了一种升力偏置复合式构型的方案，也就是基于X2技术的SB>1挑衅者TM，而AVX公司也提出了一种共轴双旋翼复合辅助机翼和推进系统的复合式直升机。
有些讽刺的是，从1964年的“先进空中火力支援系统”的220节飞行速度要求到2014年的JMR项目提出的230节飞行速度要求，横跨半个世纪之后，美国军方对再次回到了复合式直升机，速度指标要求却只提升了10节。
但是，毋庸置疑的是，复合式直升机的时代，已经来了。
Part Ⅱ 倾转旋翼机发展比复合式直升机更快？是技术问题还是历史原因
无论从哪个方面看，倾转旋翼机都要比复合式直升机来得复杂得多——无论是从总体布局还是从机械传动机构抑或是飞行控制系统技术等方面来说——倾转旋翼都似乎更复杂一些。事实也的确如此，倾转旋翼的技术发展从诞生之初就比复合式直升机更具挑战，毕竟这种“转换式飞行器”的诞生是建立在许多新技术的开发之上的，其难度确实要高过复合式直升机。而复合式直升机无非就是常规直升机加装辅助机翼或者辅助推进系统或者两者皆而有之，不过无论是辅助机翼还是辅助推进系统，本质上也都是现有的技术。所以，对于直升机设计师而言，设计一架复合式直升机要考虑的无非就是如何把这些已有的元素集成到一架完成的“新构型直升机”身上而已。
▲提到复合式直升机，或许你脑海里会出现类似这样的图片（空客直升机的RACER复合式直升机概念）
那么，既然复合式直升机看起来技术难度并没有倾转旋翼机更高，为什么现如今美国倾转旋翼机技术都已经日趋成熟了，实际投入服役的复合式直升机却仍然连型号都没有呢？到底是复合式直升机根本比不上倾转旋翼机呢？还是说我们常规的认知本身是有问题的——也就是说莫非复合式直升机其实技术难度更大？——事实上，要回答这个问题，我们要考虑的不仅仅只有技术层面的东西，更有历史层面的东西。好了，话不多说——请看正文。
关于复合式直升机的发展历史，我在上一篇文章中已经介绍得差不多了，现在咱们再来看看倾转旋翼机的前世今身。
倾转旋翼机是另一种克服传统直升机前飞速度限制的方法。其基本的原理是通过将位于机身两侧的旋翼倾转90°从而化作螺旋桨，并通过较长尺寸的机翼来提供本该由旋翼承担的升力。与复合式构型的直升机不同的是，倾转旋翼机的早期发展之路荆棘遍地，走得相当艰难。早在上世纪四十年代末，横空出世的Model
1-G型倾转旋翼机已经能够在飞行测试中做到几乎完全倾转到固定翼模式飞行，但是不幸的是，1955年，该机坠毁了。
▲倾转旋翼机的早期探索——Model 1-G
我之前提到过的美国陆军和空军的联合项目“转换式飞机”项目不仅赞助了XV-1复合式直升机，同时也赞助了贝尔公司的的XV-3倾转旋翼机方案。然而，显著的旋翼动力学和倾转旋翼回转颤振问题导致该机在地面试车和空中试飞事故频发，并在1957年发生了一起坠毁事件。
▲贝尔的XV-3倾转旋翼机正在进行首次飞行测试
为了解决问题，设计师们尝试将XV-3的三桨叶铰接式旋翼改装成双桨叶跷跷板旋翼。之后，贝尔公司在1958年完成了第一次真正意义上的全包线飞行测试，尽管当时该机的飞行品质实在不尽人意。飞行测试过程中，设计师们还发现了“Rotor Limit
Cycles”气动弹性现象（注：这是个小尾巴，具体细节，我也需要找时间再多相关文献，但这只能是后话了），后来直到1962年，设计师们才再次在风洞中再次复现并深入研究了该现象。
此后大量的关于倾转旋翼的动力学和回转颤振气动弹性问题的研究工作开始展开，其中值得一提的就是霍尔和艾登伯拉弗利用小尺寸的模型样机进行了试验，为理论模型方法的验证提供了测试数据基础。1966年，全尺寸的风洞测试正式启动，从而进一步评估了之前发展的一系列理论方法的置信度，并且也复现了此前飞行测试中给出现过的问题。
上述一系列前置工作的成功促使NASA／美国陆军和贝尔公司从1973年起开始启动了XV-15倾转旋翼试验机的项目。事实上贝尔公司并不是NASA和美国陆军的唯一伙伴，波音公司正是其竞争对手。两家公司针对倾转旋翼机构型进行了全尺寸的测试工作、半展长的倾转旋翼/短舱/机翼的设计工作被实施，相应的理论分析和设计方法也逐步走向成熟。最后，贝尔公司凭借XV-15概念验证原型机取得了竞赛的最终胜利。
▲XV-15在NASA的试飞场起飞进行飞行测试
该机的第一次悬停试飞于1977年进行，而其第一次完全变形到飞机模式的试飞则在1979年完成。此时，长期困扰直升机设计师的倾转旋翼回转颤振问题也得到了完美的解决，该机的在飞机模式下的高速飞行性能也达到了预期的目标——于1980年的平飞测试中达到了345mph（约555.224千米/时）的速度。可以说，XV-15的成功为贝尔公司的直升机设计师们打了一针强心剂，充分证实了倾转旋翼机作为一种同时兼具直升机和固定翼飞机性能的飞行器的可行性。
XV-15的成功直接促成了贝尔-波音公司联手打造的V-22鱼鹰倾转旋翼机的诞生——贝尔于1986年正式启动为美国海军陆战队打造V-22倾转旋翼机的计划——而贝尔-奥古斯塔韦斯特兰联手打造的AW609商用版倾转旋翼机也算是走到了实用化的最后几步。
就近期来说，美国陆军的“联合多任务”技术验证项目中，贝尔给出了V-280的方案，卡瑞姆飞机公司则给出了TR36转速优化倾转旋翼机方案。目前，V-280已经走出“联合多任务”，走向了“未来远程突击飞行器”计划，由此成为了黑鹰通用直升机接任者中最有竞争力的一名选手。
▲贝尔的V-280倾转旋翼机近日完成了初步的无人化测试
成败皆系于此——旋翼气动弹性问题
在讲旋翼气动弹性问题之前，首先值得回顾一番的就是无铰式旋翼（或者说“刚性旋翼”）的小历史。
在旋翼飞行器技术发展史上，无铰式和无轴承式旋翼技术的登场无疑是其中最具有重要革新意义的一章，而且就目前而言，该技术的发展也和未来先进旋翼飞行器的发展息息相关，其原因主要有两点：
- ① 无铰式旋翼的技术发展历史告诉我们，新型旋翼概念的诞生总会伴随着气弹稳定性的风险；
- ② 无铰式旋翼的基本构型为工作在高前进比状态下的旋翼提供了许多优势，也主要是因为这个原因，无铰式旋翼也成了复合式直升机的首选旋翼。
在最早的时候，直升机发明家和设计师们，考虑了几乎无数多种方法来将旋翼桨叶链接到旋翼桨毂上，并设计了各种桨叶变距机构。随后，全铰接式旋翼桨毂构造成为了其中最为通用、最为流行的一种旋翼构型，尽管这种旋翼系统的挥舞、摆振、变距这三个系统的铰链、轴承、阻尼器和限动件使得直升机旋翼的复杂性、重量、阻力和可维护性等问题大幅增大。
▲全铰接式旋翼桨毂系统
在上世纪六十年代，无铰式旋翼，也就是“刚性旋翼”登场了，这种旋翼系统的桨叶直接连接到旋翼的桨毂上，没有挥舞和摆振铰链，由此，这种旋翼也被称作“无铰式”旋翼系统。面内刚性和柔性是两种不同的无铰式旋翼构型，其区分方式就是通过一阶面内模态频率是否大于1/rev（一倍旋翼转速），如果更大，那么就是刚性；如果更小，那么就是柔性。面内刚性无铰式旋翼的好处是规避了地面共振和空中共振的不稳定性，同时也不需要挥舞阻尼器，但是这种旋翼桨毂系统的重量会比面内柔性的更大一些。采用面内柔性旋翼桨毂系统的直升机有MBB的BO-105直升机和韦斯特兰的WG-13山猫直升机，洛克希德公司的XH-51则是面内刚性的代表机型。
▲韦斯特兰的WG-13山猫直升机
而到了洛克希德的AH-56A夏延武装攻击直升机就充分利用了XH-51（及其前辈CL-475）的成功技术。不过由于夏延的旋翼尺寸相比XH-51有显著的增大，而且其又采用了不同的新式无铰式桨毂设计，这直接导致该机碰上了一系列复杂的气动弹性稳定性问题，更糟糕的是，这些气动问题从未出现在XH-51上。如前文所言，这种种原因最终促使了夏延项目的取消。Frontier飞机公司的A160直升机也采用了一种面内刚性的无铰式主旋翼系统，该机的旋翼系统可以算作当代较为成功的面内刚性无铰式旋翼的一个例子。
▲A160无人直升机后来被波音公司收购
有点讽刺的是，由无铰式旋翼进一步升级而来的无轴承旋翼并没有按照设计师们的预期成功成为一种“简单可靠、高性能、低重量”的终极直升机旋翼构型，这种构型的旋翼只出现在了很少的生产型直升机上。事实上，如今的无轴承旋翼往往还是包含了迎风面积比较大的扭矩管以及一套摆振阻尼器。而且采用这种旋翼桨毂设计的RAH-66科曼奇直升机还出现了相当棘手的“Regressing Lag
Mode”（RLM）空中响应稳定性问题，这也从某个方面表明机械结构相对简单的无轴承旋翼却会伴有更为复杂的气动弹性问题。
▲采用无轴承旋翼设计的科曼奇隐身直升机
综合来说，在旋翼飞行器的发展历史上，有一点很明确的就是动力学和气动弹性都是关键推动者——早期倾转旋翼机所碰上的相关问题的解决为该构型飞行器的发展铺平了道路。但是同时，这两者也是风险区域——在夏延直升机项目过程中所碰上的问题最终导致了该项目的落马。可以很明确的说，在任何项目中，那些设计师们害怕出现的动力学和气动弹性问题代表了一种明显的潜在风险，尤其是对于先进的旋翼飞行器项目而言。由于新概念构型的推动力其最直接的来源往往是对飞行器气动性能提升的渴望，因此，气动弹性的潜在风险在很多情况下往往会被无视。事实上，从以往的所有历史来看，气弹问题从来不应该被遗忘。
复合式直升机落败——到底发生了什么？
自从上世纪60年代AH-56A夏延直升机取得“迟到的成功”之后，复合式直升机在发展中碰上了数十年的“空窗期”，这就催生了一个问题：是谁，或者是，是什么杀死了复合式直升机构型？
▲AH-56A夏延并非最早的复合式直升机，但的确是早期复合式直升机集大成之作
其中一个答案可能就是复合式构型的直升机弊大于利；不过这个过于简化的答案当然不能让任何人满意。另一种更为合理的解释却不是那么明显：在一个巧合的历史时间，复合式构型和倾转旋翼构型同时在发展——尤其是洛克希德的夏延和贝尔的XV-15，可以说，它们的对决在某种程度上也就意味着未来高速旋翼飞行器的发展方向。
就像之前所说的那样，关于复合式直升机的早期的成功的研究工作在推动美国陆军的“先进空中火力支援系统”项目过程中起到了巨大的作用。但是与此同时，在夏延直升机项目过程中所遇到的一系列技术问题又反过来终结了这个项目，所以可以非常明显地看出，夏延直升机的失败对于复合式直升机概念的发展其本身是一种非常大的打击。
▲夏延直升机的设计草图
从另一方面来说，倾转旋翼机的发展路径则又是完全不同的另一副画面了。在发展的早期阶段，倾转旋翼机的设计师团队就碰上了一系列严重的气动弹性问题。然而，随着分析技术的发展和试验工作的进展，XV-3倾转旋翼机的技术问题一个一个都被克服了。这直接促成了NASA/美国陆军和贝尔合作的XV-15倾转旋翼机，因为几乎所有的问题都已经在XV-3中碰到过了，所以XV-15的研制工作一直都顺利推进，最终在美国航空业界取得了轰动性的成功。最最重要的是，XV-15的成功恰好发生在夏延直升机项目取消之后的不久。
XV-15倾转旋翼机的成功，和AH-56A夏延直升机的失败形成了鲜明的对比，直接“逆转”了复合式直升机的时代命运。美国陆军最终决定放弃其对高速型直升机的需求，重新修订了“先进空中火力支援系统”的指标要求，并将其改成了“先进攻击直升机”（AAH；Advanced Attack
Helicopter）项目，坚定了其致力于发展常规的低速旋翼飞行器的打算，最终促成了AH-64阿帕奇武装直升机的诞生。
▲AH-64阿帕奇武装直升机之所以采用常规构型正是因为美国陆军在夏延复合式直升机项目上吃了大亏（图为阿帕奇早期原型机）
所有的这一切毫无疑问促使倾转旋翼机成为了高航速、高效率、高性能的旋翼飞行器的首选构型（如果不是唯一选项的话）。常规直升机则仍然停留在处理低速领域的任务应用之内，而复合式直升机则从美国直升机设计师的“字典”中被移除，再也不被作为先进旋翼飞行器的构想方案。而在随后的数十年内，这种观点随着时间的演变一点点固化在美国直升机航空史上，
从这个角度来说，高速型复合式概念直升机事实上“死掉了”。
所以说，目前倾转旋翼机高优先级的现状实际上是一种历史的“巧合”，而促成这种“巧合”的原因则很快就从人们的意识中消失，大部分人都只记住了结果——复合式直升机不行——至于复合式直升机为什么不行？没人说得清楚。更具讽刺意味的是，夏延直升机项目在推进的过程中碰上的问题，从本质上来说和其复合式构型并没有任何关系。
▲尽管复合式构型本身没有问题，但是夏延的失败的确让很多航空公司不敢在尝试复合式构型，数十年后的速度鹰算是为数不多的尝试之一
可笑的是，当时还一度有研究专家指出倾转旋翼机才是那个很快会消亡的构型。事实上，在1992年，R.R.Lynn所作的尼可斯基报告“倾转旋翼机的重生”就陈述过这种说辞，并介绍了倾转旋翼机最终如何在这种悲观言辞中实现了“逆袭”。
历史提醒我们，飞行器的发展从来不是一个“完全理性”的过程。在发展过程中，有很多机会可以创造出“奇妙”的发现，而今天的一切都很可能在某位设计师的奇思妙想中变得天差地别。试想一下，如果AH-56A夏延直升机没有碰上技术难题，那么375架复合式直升机很可能就会活跃在如今的美国各地。
所以说，为什么倾转旋翼机比复合式直升机发展得更快？这或许更应该归因于夏延直升机和XV-15倾转旋翼机在旋翼飞行器历史相当接近的小段时间内其命运的戏剧性逆转。如今，对于复合式直升机的兴趣重新被提起，对于其潜力的评估也再次开始。复合式直升机其可行性已经通过了历史的验证，但是其实际应用价值，也就是说复合式直升机是否能够带来足够有利的气动效能的提升，仍然需要投入更多的研究。
▲现在复合式直升机又开始被大量考虑
到底复合式构型还有没有“逆袭”的机会，咱们拭目以待。
Part Ⅲ 性能能否跟上倾转旋翼机？美国研究认为复合式直升机大有前途
为什么美国要再次大力推动复合式直升机？
在之前的文章中，我介绍过很多复合式直升机的概念，细心的读者朋友们可以发现，上世纪六十年代正是美国复合式直升机的井喷时期，不仅诞生了大名鼎鼎的AH-56A夏延直升机，同时还诞生了许多试验性质的复合式直升机型号，波音·伏托尔、西科斯基、贝尔等公司都对此投入了大量的研究。但是复合式直升机在美国直升机界的辉煌并没能持久，随着夏延直升机的项目在碰上技术困境和美国空军与陆军的军种之争而黯然退场之后，诸多复合直升机的研究工作都因此而受到波及（甚至可以说是打击），从而形成了一个被美国直升机专家称为“复合式断代”（Compound
Gap）的直升机历史时代。
△洛克希德公司的AH-56A夏延直升机可谓是是上世纪六十年代最为瞩目的新构型直升机
而自从“复合式断代”开始，关于专用于复合式直升机的技术研究和探索就逐渐变得非常少，甚至可以说是几乎没有。所以，自然而然，关于“现代化”的复合式直升机其实际性能潜力（也就是说在现代技术的加持下，复合式直升机能发展到什么样一个性能水平）的相关内容也是相当少。不过随着美国陆军开始推进新构型高速直升机的研制工作，不少关于复合式直升机任务设计的研究工作在过去的十年内被付诸实施——基于现代技术的应用——关于“现代化复合式直升机”的可行性构想也被越来越多的研究者所关注。
△目前，倾转旋翼机的发展日趋成熟，显然在高速直升机领域已经拔得头筹
本文的目的正是介绍相应的研究工作，当然主要是一些结论性的内容，那么复合式直升机到底有没有足够的潜力和现在相当热门且渐趋成熟的高速型旋翼飞行器——倾转旋翼机——一争高下呢？请看正文。
复合式直升机和倾转旋翼机的对比
美国直升机专家曾通过简化的复合式直升机性能模型来进行巡航速度接近的复合式直升机和倾转旋翼机性能的对比分析——主要基于最基本的气动效率（等效升阻比，也就是前飞升力和等效阻力的比值，通常用来评估前飞性能）进行对比。专家们采用简单的降阶模型剥离并重点对比了和等效升阻比相关的最基本的关键因素，以此来分辨不同的旋翼构型（复合式和倾转旋翼式）的实际性能。
△美国直升机界已有的复合式构型和倾转旋翼构型高速直升机概念设计
用于对比的两架飞行器有着相同的起飞重量、机翼面积、翼展、桨盘载荷和机身废阻迎风面积。为了进行对比，建立了机身、机翼和旋翼/倾转旋翼的气动模型。旋翼的诱导速度是通过理想化的动量理论来考虑到模型内的，为了提高计算效率，简化计算过程，旋翼/机翼之间的干扰影响则直接被忽略了。在巡航过程中，机翼分担的升力直接达到了100%，而在悬停状态下的机翼的“垂直增重”效应也被忽视了，所以本计算中的悬停性能也是理想化的。复合式辅助推进螺旋桨的损失、倾转旋翼短舱的阻力和所有的压缩性效应都被忽略了。两种旋翼都按照线性规则降低转速，其中倾转旋翼转速会降低到悬停桨尖速度的50%；而复合式直升机则会降低悬停桨尖速度的20%。
△旋翼转速降低的技术被称为“Slowed Rotor”，下一代直升机基本都具备这种技术（图为采用该技术的空客直升机X3复合式直升机）
这两种飞行器之间的显著区别就是“Edgewise Rotor”（切向平飞旋翼）和倾转旋翼的型阻功率以及复合式直升机旋翼桨毂的废阻功率。在本文所谈论的研究工作中，桨毂阻力定义为与旋翼桨毂的等效废阻截面积、飞行器的总重和桨毂阻力因子，虽然其公式对读者朋友理解本文的内容没有什么大的助益，但是假如有些读者想要深入探究阻力计算方式的话，这个经验化的公式还是值得一看的：
还需要说明的就是，在本文的比较中，桨毂阻力因子（也就是公式里面的Kfe）数值设定为0.28，这代表着一种非常低的桨毂阻力，怎么个低法呢？这样说吧，现有的常规的直升机，其旋翼桨毂在阻力最优化设计的情况下，桨毂整体的阻力因子大概在0.5左右，按照现有的直升机设计，这个数据要降低一半左右几乎是不可能的。这两种飞行器的物理特性和气动参数被列举在下表中。
△被拿来进行对比的三种构型的飞行器基本参数数据表
值得注意的是，除了最基础的两种构型的对比之外，同时还针对高桨盘载荷（差不多两倍的桨盘载荷，桨盘载荷就是旋翼总拉力与旋翼桨盘面积的比值）的倾转旋翼进行了额外的对比分析。
△三种构型飞行器等效升阻比随飞行速度变化曲线
这些分析的结果都展示在上图中。复合式直升机有着较低的桨盘载荷，同时得益于较低的桨毂阻力，其最大等效升阻比能达到和倾转旋翼机相当接近的程度。如果这两种飞行器配备有相同的安装功率（和悬停功率相当），这种情况下两者的最大飞行速度（在海平面标准状况下）分别是复合式直升机247 mph，倾转旋翼机262 mph，差距非常小，仅仅只有15 mph！
对于高桨盘载荷的倾转旋翼机，其最大等效升阻比会增长，这是因为较小的倾转旋翼尺寸降低了型阻功率消耗。如果考虑更高桨盘载荷的倾转旋翼的悬停需求的话， 其整体安装功率需求也会变高，这种设计的倾转旋翼及其最大速度变成了310 mph。当然，随着桨盘载荷的增加，复合式直升机的升阻比和桨盘载荷也会随之增加。
△简化模型的直升机初步概念设计流程图
从这种对比中得到的结论有如下所述几点：
- ① 一种配备有低阻力机身和超低阻力旋翼桨毂的先进复合式直升机能够与桨盘载荷相当的倾转旋翼机达到相近的效率；
- ② 倾转旋翼机的高速能力一部分来自于较高桨盘载荷的悬停需求。
综合这些信息，可以认为复合式直升机构型也是能够实现目前战略家们所关注的极具吸引力的潜在性能的，但是这里仍然必须要强调的就是，要实现这一构想，很重要的一点就是需要将废阻力降低到一个很低的水平。
NASA和美国陆军面向实际任务性能的研究工作
在过去十年内，NASA和美国陆军进行了一系列面向实际任务性能构型设计的研究工作，这些工作主要内容就是评估一些直升机、倾转旋翼机和各种复合式构型的性能实力对于一系列范围很广的民用和军用任务场景的适用性。这些工作的目的包括：①从技术因素的方面探索这些构型的潜在任务性能；②为预研计划探究关键性技术；③确定应用于军事任务方面的性能和针对专用的任务评估最优的构型设计。总的来说，这些研究工作提供了一种定性的感知对于先进旋翼飞行器的性能和总的可行性，这是按照现代化设计方法和合理的假设对于相关的尖端技术学科。
△NASA和美国陆军对于下一代倾转旋翼和复合式构型的飞行器的部分研究工作总结图表
在下图中对于7种NASA和美国陆军进行过的研究进行了总结对比。图中包含有研究日期、任务、设计总重、桨盘载荷、最大速度和巡航速度以及等效升阻比等数据。上文所提到的桨毂阻力参数，在对于复合式构型的数据中也被包含了进去。必须注意的就是这些结果并不能直接拿过来进行对比，因为这些研究工作面向的具体任务、模型假设和其他多种参数因子都是不一样的。但是，此处的目的是为了从这些数据中总结评估复合式直升机的总体的性能潜力。
△NASA提出的大型民用倾转旋翼机概念设计
在这许多数据中，此处最值得关注的还是最大（或者巡航）速度性能以及在特定的巡航速度下的气动效率（这个指标一般用最大等效升阻比来评估）。总的来说，飞行速度和等效升阻比的数值对于现代化的复合式直升机来说都是要远高于当前的常规构型直升机的。并且，目前的等效升阻比的数值相比于上世纪六十年代那些试验性质的复合式直升机而言也有了长足的进步。此处尤其关注的就是NASA在2006年启动的“民用重型运输任务”（Civil
Heavy Lift Mission）研究工作。这项研究工作的目的是要打造一种能够搭乘120名乘客的城市短途运输飞行器，其巡航速度需要达到350节，飞行高度30000英尺，航程1200海里。
△NASA提出的大型民用重型运输直升机总体要求
NASA的研究工作对一种倾转旋翼构型和两种复合式构型进行了研究。其中大型民用倾转旋翼机（LCTR；Large Civil Tiltrotor）在巡航飞行的时候，其等效升阻比相比民用纵列复合式直升机（LCTC；Large Civil Tandem
Compound）更高，并且在相同的指定任务情况下，总重较低，燃油消耗较少。但是复合式直升机的性能数据更为可观，并且在高巡航速度下等效升阻比更高。正如图中所展示的，NASA和美国陆军在任务研究中假设复合式直升机具备量级非常低的桨毂阻力（其阻力因子设定的数值通常在0.35~0.5之间，我在上文提到过，这种数值的阻力是非常低的）。
△多种复合式/倾转旋翼构型的飞行器等效升阻比随飞行速度变化曲线
这张图片还展示了一些其他的信息，其中气动效率（也就是等效升阻比）被表示飞行速度的函数。从上世纪六十年代的试验性质复合式直升机飞行测试结果中得到的数据值也被放到了对比之中。NASA的民用重型运输任务项目的结果和复合式直升机的飞行测试结果的直接对比令人印象非常深刻。之前为了支撑美国陆军的“联合多任务”项目，美国政府牵头的研究小组设计了一种复合式直升机（对应图中：Gov't Design
Winged Compound），该机的数据也被放到了这张表里面，该机的最大等效升阻比超过了8.0。其总体数据的变化趋势和已有的飞行测试结果吻合相当良好。
△NASA设计的大型民用共轴复合式直升机
总的来说，虽然本文所述的研究结果很少有定量分析的内容，但是通过这些定性的数据对比，以及NASA和美国陆军面向任务性能构型设计的研究结果都表明，尽管复合式直升机未必是应对“高速和长航程任务”（HSLR；High-Speed and Long-Range
Mission）的最优选择，但是这种构型仍然具备足够的潜力在高速性能和任务适用性方面远超过常规直升机，并且能够和倾转旋翼机“相差无几”。当然，这里有个前提——就是要通过技术革新来实现桨毂阻力的降低，这也是复合式直升机目前需要重点关注的关键技术领域之一。
Part Ⅳ 要打造一架成熟的下一代复合式直升机，这几个要素必须考虑
为什么某种新构型的飞行器能够从诞生走向成熟？
是发明家的奇思妙想，还是设计师的灵机一动？其实，这些说白了都是表面现象，如果我们深入挖掘的话，很快就能发现：如果只是诞生于某种天马行空的想象的话，一种新构型飞行器是不太可能走向成熟的，那些真正声名赫赫的飞行器，其诞生往往是面向特定的、需求强烈的任务，当然，特别是军事任务。
△如果没有美国陆军的通用战术运输需求，就不会诞生黑鹰
别的不说，就说在直升机领域，无论是黑鹰、阿帕奇、支奴干还是鱼鹰倾转旋翼机，他们都是面向美国军方实实在在的任务需求而诞生的。可以说，如果没有大量的任务需求，这些旋翼飞行器绝对不会像如今这般名著四海。关注直升机的读者朋友肯定都知道美国陆军现在大力推进“未来垂直升力”计划，而这个计划目前的子项目“未来远程突击直升机”和“未来攻击侦察直升机”的所有概念方案几乎都是“复合式直升机”。那么，“复合式直升机”到底有没有走向成熟的机会，或者说，它到底是应该面向什么样的任务而存在呢？它到底会长什么样呢？
△如果没有中南半岛丛林战火的洗礼，美国陆军也不会想起要打造一架阿帕奇
要想探寻这个问题的答案，那么——请看正文。
怎样评估一种构型的好坏——谈谈复杂性因子
在西方（主要是美国）的复合式直升机研究方面，值得一提的几个要点主要就是：①美国在上世纪六十年代在方面取得的成就；②NASA和美国陆军面向任务性能进行的新构型直升机设计研究；③以及西科斯基公司的X2和空客直升机公司的X3等复合式直升机的成功。在这些曲折前进的探索之路上，最引人关注的一个重要问题就是：如何在造出来之前，评估一种新构型飞行器的好坏？
△西科斯基的X2系列直升机可谓是从上世纪60年代存活下来的为数不多的复合式直升机构型
复杂的旋翼系统、自动倾斜器操纵系统、反扭矩系统、传动系统和驱动机构的机械复杂性显著地降低了直升机这种航空器的可靠性、可用性和可维护性，同时也在另一个层面上影响直升机执行任务的效率和作业的成本。到目前为止，研究人员进行了相当多的研发工作，这些工作的目的正是为了提升直升机的性能并降低直升机的复杂性，事实上，我在之前文章里重点介绍过的无铰式旋翼和无轴承式旋翼的发展其本来的目的就是为了降低直升机旋翼系统的机械复杂性和零部件的数量。
△大名鼎鼎的科曼奇隐身直升机就采用了无轴承式旋翼
而一项新技术最终是否会被世界所接受还得取决于其成本/收益之间的平衡。就像在倾转旋翼机方面，其高速、长航程的任务收益抵消了该机在复杂度方面的提升。美国直升机专家惠尔特曾详细介绍过V-22鱼鹰倾转旋翼机的这些权衡抉择，但是他也指出美国军方需要一支数量更为庞大的鱼鹰倾转旋翼机机队来抵消由于该机高维护需求导致的战备率不足。
△图为美国海军装备的最新版本的CMV-22B运输型鱼鹰倾转旋翼机
所以，在衡量未来的复合式直升机所带来的好处的时候，其复杂程度所带来的影响也是很有必要考虑在内的。在对于需要针对未来项目进行飞行器选型的决策者来说是一个进退两难的境地：在不清楚如何确定一种飞行器的复杂程度可能带来的影响的时候如何把复杂程度的影响考虑在内？（这句话听起来有点拗口，说白了就是——如何量化一架未来飞行器的复杂程度以及确定这种复杂程度可能带来的影响。）
通常来说，当任务设计研究被用来评估处于竞争中的构型（也就是竞标构型方案）的时候，工程分析——基于相对来说成熟且可靠的数学物理模型方法——通常会被设计师用来决定任务性能因子、重量和燃油需求等。此外，全生命周期成本的确定会更难一些，但是相对合理的估算还是可以做出来的。与此形成鲜明对比的就是：对于复杂度的评估——即便有可能评估出来——那也会是相当困难的。
△直升机由于存在大量的转动部件，所以其复杂度本身就是相当高的，但是如何量化或者定义这种复杂度本身也是个难题
除了难以量化复杂度的影响之外，正如上文所言，还存在如何定义复杂度这个问题。一些可能可行的量化措施可能是这样的，比如说，零件数量、可动部件在空机重量中所占的比值（几何形状可变程度），或者（针对倾转旋翼机）则是驱动机构和倾转部件（旋翼、轴、传动系统和短舱）。
△关于飞行器设计复杂度指标的一幅图，虽然说评估飞行器的复杂性并不容易，但这在飞行器构型选择阶段确实是相当重要的
按照上述逻辑，简单地对各种飞行器的复杂程度做了个评估，并初步量化成“复杂度指标”，做成了“复杂度指标”图，以此来区分不同旋翼飞行器构型的复杂程度。首先，简单认为常规直升机的复杂程度为1.0；由此，固定翼飞机的复杂程度大概在0.6左右，基本没有任何动部件的滑翔机其复杂程度就只有0.2。这样一来一架复合式直升机，配备有辅助机翼、推进装置、旋翼和反扭矩部件，其复杂程度就能达到1.2；倾转旋翼机，带有可动的短舱、驱动机构和倾转旋翼，复杂程度就该到1.5了。这些数值在本质上仍然是一种“假设”，但是在没法实现真正量化的复杂性领域，还是能够实实在在表现出一些东西的。
△倾转旋翼机的结构示意图，其机械复杂程度还是要比普通直升机高很多的
在军用直升机的方案竞标中，有一条底线就是——决策者们必须要尽可能更多地考虑竞争中的构型的所有重要参数，有些参数的影响很难被量化（就比如说这里强调的“复杂度”这一概念），但却绝不能无视。
常规直升机和倾转旋翼机之间的“任务断层”
△“任务断层”示意图，复合式直升机的机会源自于客户对于“中速飞行任务”的需求
现役的旋翼飞行器形成了两极分化——从常规直升机到倾转旋翼机——这种分化自然而然就形成了一种“任务断层”（Mission
Gap）。这是什么意思呢？实际上就像上面这幅图中所描述的一样。有些客户（如美国陆军）非常强调垂直运输的效率、悬停和低速机动性以及短程任务能力，由此催生了对低桨盘载荷的直升机的强烈需求；有些客户（如美国海军陆战队）则要求更高的飞行速度和更大的航程来实现“远征”作业，由此他们选择了倾转旋翼机来应对这样的任务需求。
那么，如果“客户”既要求更高的飞行速度和更大的航程，并且还要求不能牺牲低速作业能力的时候，问题就来了，是否有一个选项正好处在常规直升机和倾转旋翼机之间呢？显然，设计师们在打造直升机的时候，首先是面向低速作业能力优化的，而在打造倾转旋翼机的时候，首先则是面向高速作业能力优化的，因此，从主观上来说，如果说有一种飞行器是面向“中速作业能力”进行优化设计的话，那肯定就是复合式直升机了，也就是说，复合式直升机能够填补所谓的“任务断层”。
△图为AVX为美国陆军“联合多任务”项目打造的复合式直升机
鉴于美国陆军真的存在一系列所谓的“中速作业”任务，那么，我们就有理由认为，复合式直升机在这些任务中的表现将会远远超过现有的倾转旋翼机。
最大化投资回报——复合式直升机方向的研发机会很多
下面考虑一下投资先进旋翼技术研究的一些选择以及如何最大化获得“投资的回报”，同时也讨论一下哪种旋翼飞行器构型最值得投入研究和发展。
①常规直升机：常规直升机仍然是低桨盘载荷垂直起降（VTOL）飞行器中的中流砥柱。所以关于常规直升机旋翼在高速飞行时候后面临的后行侧失速和前行侧跨音速压缩性问题始终都存在需求和研究价值。但是对于常规直升机而言，这种理论限制基本上是不可以逾越的，所以说常规直升机的任务性能目前已经基本走到头了，或者说处于某种稳定的平衡状态了，在未来想要有质的飞跃基本上是不可能了。
△常规直升机在军民领域都扮演着不可或缺的角色
②倾转旋翼机：面向“高速作业”任务而打造的倾转旋翼机的概念目前正当其时。从理论研究来说，航空界对于倾转旋翼机技术机理的认知越来越完善，总的来说，倾转旋翼机技术目前也没有什么未克服的障碍了。就目前来说，倾转旋翼机设计过程中固有的限制主要就是集中在桨盘载荷的选取以及在旋翼悬停性能和巡航效率之间的折中取决上面。
△越来越多的倾转旋翼机方案正在被打造出来，图为卡瑞姆公司的转速优化倾转旋翼机概念设计
③复合式直升机：复合式直升机看起来是可行的，但是其在高气动效率方面的潜力尚未得到足够的验证。由于“复合式断代”的存在，数十年来，关于复合式直升机任务性能和关键技术的“研究和发展”工作相当相当少。目前最有希望的面向任务设计的研究工作需要以降低旋翼和桨毂阻力为基础，而随着现代生产制造工艺技术和优化设计技术的进步，复合式直升机的发展显然会从中受益。
△图为贝尔公司为美国陆军打造的未来侦察直升机概念，也是复合式直升机的一种
综合考虑上述三种构型的旋翼飞行器，显然复合式直升机的研究和发展工作有着更多的引人瞩目的机会，并且也会有更多的“收益回报”。随着对于复合式直升机研发的需求越发强烈，对这种构型的飞行器就行投资显然也是振兴先进旋翼飞行器研究工作的最重要的途径。
复合式直升机的未来——重新构想
好了，如果现在你已经认可复合式直升机算是填补上文所述的“任务断层”的最合适选项的话，那么在本文的结尾处就让我们来重新构想一下一架真正高效的未来复合式直升机会是怎么样的？
△构想中的复合式直升机，以及应当追求来获取最佳任务性能的技术
上面这幅图正式展示了这样一种重新构想的未来复合式直升机。该机配备了辅助机翼，其展长与旋翼直升机相当，能够在巡航状态下承担大部分升力，从而使得旋翼拉力卸载，以此来最小化诱导阻力，从而提升巡航效率。其桨叶平面形状、扭转和翼型分布都经过专门的设计来平衡最优化的悬停效率（品质因子；Figure of
Merit）和最小化的前飞功率需求。在机身设计方面则要考虑废阻力最小化，并且还要采用新技术来降低桨毂阻力。采用可变迎角的机翼来减小“悬停增重”效应，还要采用最优化的旋翼/机翼升力分布来最小化巡航阻力。
△可倾转90°的尾桨概念示意图
这种设计的额外好处就是可以选择性的拆除机翼来最大化低速飞行任务的有效载荷。该机的尾部采用可倾转的辅助螺旋桨，以此来提供推进力和悬停反扭矩以及航向操纵。全集成的先进飞行控制技术对于提供最优化的气动性能以及提供操纵、机动性和敏捷性在所有的飞行状态，同时也能保证颤振抑制和结构载荷控制。
Part Ⅴ 这一关键技术曾多次困扰美国直升机项目，至今仍值得关注
下一代直升机需要关注什么重点技术？
在下一代直升机（或者说旋翼飞行器——包括复合式直升机和倾转旋翼机）的研制工作中，有两项相当关键而且非常有可能成为瓶颈的技术值得关注，其中一项就是旋翼飞行器动力学问题，关于这个问题，我在近期的文章中多有介绍，感兴趣的读者朋友可以翻阅；另一项就是旋翼飞行器的气动弹性力学，或者说气动弹性稳定性的问题。
△项目在接近完成却被撤销的AH-56A夏延直升机
在此前的重点旋翼飞行器，比如美国“先进空中火力支援系统”项目下的AH-56A夏延武装攻击直升机，又比如美国海军陆战队在役的MV-22鱼鹰倾转旋翼机，其发展过程中，都碰上了气动弹性问题，区别就在于夏延复合式直升机没能克服这一关键问题，导致最后该项目失败；而鱼鹰倾转旋翼机的前身XV-15倾转旋翼机就成功克服了这一关键问题，最后促成了鱼鹰倾转旋翼机的成功。
△贝尔公司的XV-15倾转旋翼机，可谓是V-22鱼鹰的前身
为了推进下一代旋翼飞行器的预先研究工作和促进相应的理论分析模型和试验方法的完善，很有必要回顾一下在这方面面已经进行过的研究工作，从而以此为基底，发掘潜在的全新的研究机会。不得不承认的是，在这方面的研究，资料翔实、稳步推进的仍然要数美国陆军飞行动力学理事会（AFDD）进行的一系列科研活动，所以本文将以AFDD的工作为脉络主线，进行介绍。这里也必须指出的是许多其他的机构也对该领域做出了不可或缺的贡献，但是在本文中不会提及太多。
AFDD的气弹稳定性研究工作的动机和目的
1969年的时候，研究人员对于旋翼飞行器气弹稳定性研究工作的动力主要源自于当时直升机界对于发展无铰式和无轴承式旋翼的兴趣，此外，当时最热门的复合式直升机——AH-56A夏延武装攻击直升机——也在研制过程中碰上了复杂的技术挑战，而这些难题本身也是源自于无铰式旋翼的动力学和气弹稳定性问题。与铰接式旋翼相对来说较为简单的气动弹性稳定性问题不同，无铰式旋翼在气动弹性方面要来的复杂得多。而由于研究人员在这方面缺乏经验和基础认知，导致了无铰式旋翼在发展过程中碰上了一系列问题，当然这也顺势促成了AFDD在上世纪七十年代早期对无铰式旋翼的动力学和气动弹性问题开始投入研究。
△AH-56A直升机采用了当时还是个新概念的刚性旋翼，也就是无铰式旋翼，图为洛克希德当时的刚性旋翼验证机
AFDD的研究工作的目的有三个方面，分别就是：
- ①发展对于相关现象的基础认知；
- ②发展理论和分析方法来预测无铰式旋翼的气动弹性和动力学特性；
- ③通过试验来验证这些方法。
这些目的当然也不是孤立的，而是相互关联的，这种关联性所产生的协同效应使得理论方法的发展能够被耦合到试验设计之中，并且模型方法方法和试验测试之间的差异也被用来提升分析方法的性能。而旋翼飞行器本身的多层及复杂性也在向研究界呼吁发展一种简化的方法来将这种整个的技术问题分解成一系列简化的问题。
第一次探索——旋翼挥舞-摆振稳定性
对于无铰式旋翼气动弹性稳定性的首次探索限制在一副单独旋翼之上，并且包含了一系列数值分析和试验测试研究工作。
关于最早的挥舞-摆振研究动机包括夏延直升机的经验以及一项当时正在进行的理论论战。当时研究人员杨米认为无铰式旋翼可能会经历非线性的挥舞和摆振气动弹性不稳定性问题，但是此前关于这问题并没有被过多考虑。霍恩埃姆则和希顿等研究人员认为基本上解决了这个问题。然而，他们也指出研究工作中可能存在的一个小瑕疵——在模型线性化过程中存在一个错误——并且指出挥舞-摆振耦合可能会导致弱的挥舞-摆振不稳定性。
为此，研究人员设计了一个简单的试验来确认这个结果，并且所采用的摆振阻尼器的措施很清晰的显示出来自于挥舞/摆振耦合的不稳定性——与没有挥舞/摆振耦合的部分存在着显著的差异。
然而，在高总距角的情况下，结果出人意料地偏离了线性化分析。桨叶失速效应的结果降低了桨叶挥舞运动的阻尼——归因于挥舞和摆振自由度的耦合——产生了更强的挥舞-摆振不稳定性。研究人员进行了若干分析和试验来解决这一现象，并且促成了一种线性化的翼型失速模型，这种模型非常适用于表征“挥舞-摆振不稳定性”，其理论原理大概如下图所示。
△AFDD的首次气动弹性悬停试验测量了挥舞-摆振阻尼随着总距角的变化趋势，并确认了早期的挥舞-摆振稳定性理论
再介绍另一项研究工作，这项独立分析工作也被用来探索气动弹性现象，为后续研究工作提供了基础的理论认知和不同旋翼类型可能会导致的试验结果的差异。
在上世纪六十年代内，面内柔软和面内刚硬的无铰式旋翼孰优孰劣成为了一个备受争论的主题。我在之前的文章中也介绍过，面内柔软的旋翼被认为重量更轻，但是面内刚硬的旋翼虽然更重，但是更不容易发生地面共振和空中共振。在运动学上，铰接式旋翼的变距-摆振耦合可能变得非常非常不稳定，研究人员发现面内刚硬的无铰式旋翼在特定的设计参数状态下其挥舞-摆振不稳定性会在一个较大的范围内发生。就像下面这幅图针对面内柔性和刚硬的旋翼变距-挥舞耦合参数进行了曲线绘制。从下面的图中可以看出，面内刚硬的旋翼对于结构耦合参数，R，展现出了大范围的敏感性。
相反的，面内柔性的旋翼敏感性就小得多，并且挥舞-摆振不稳定性也相对来说更容易避免。这种之前在的面内刚硬无铰式旋翼对气动弹性现象的敏感性在那个时候的认知相当有限。毫无意外的是，AFDD的研究结果对于正在和夏延直升机在试飞中碰到的问题进行斗争的洛克希德工程师而言是相当有吸引力的。
△基础研究促成了对于旋翼设计和评估的实际认知的一个例子
不可或缺——AFDD进行的试验研究（）
许多研究工作都是在生产型旋翼出现挥舞-摆振稳定性问题之后出现的。最后AFDD动力学和气动弹性研究工作包含有无铰式旋翼气动弹性稳定性、非线性梁理论、无铰式旋翼响应、Floquet理论、无轴承式旋翼和动态入流理论。这些研究工作的一部分正是有彼得和洪格思在第28届和第34届尼克尔斯基报告上的主题。试验探索内容也在规模和复杂程度上不断增加来验证对应的复杂分析方法。模型的制作、试验技巧、仪表装置和数据分析都持续不断地被改进。最终的目标就是确保最高品质的数据和最完成的可获取的数据库。
在这些研究工作中一部分试验模型被展示在下面这张图中，以此来展示这些研究的规模之广。其中包括孤立旋翼（固定桨毂）附带弹簧约束（柔性铰链）刚性桨叶和扭转柔性桨叶。旋翼弯曲和扭转运动的各种弹性和动力学耦合效应被进行了研究，几何参数，比如预锥角、下垂和扭转频率也被进行了参数化分析和研究。
△一组AFDD进行气动弹性稳定性试验的旋翼模型，从中可以窥见AFDD在20年间对这方面投入的巨大研究工作
研究人员进行了一系列试验来探索这种旋转系统桨叶运动之间的耦合效应，以及在固定（非旋转）系统中的旋翼桨毂的运动。面面内柔性旋翼的地面和空中共振现象，关于地面和空中共振的非定常尾迹动态入流和气动弹性耦合问题也被进行了研究。无轴承旋翼的模型被进行了试验测试来评估AFDD新发展的数值分析方法。
关于前飞状态下的相关研究被AFDD利用孤立旋翼搭配扭转刚硬弹性桨叶在7英尺*10英尺的风洞中进行了测试，同时进行测试的还有先进的动力学模型（该模型采用带有桨尖后掠的平直扭转柔性桨叶）在全比例桨尖速度下进行了测试。
AFDD的试验研究工作基于一种严格的方法，这种方法随着时间的推移而发展，这对AFDD取得成功至关重要。美国直升机专家建议在今后的研发工作中，仍然采用这些基本的方法原则，而这些原则包括：
①设计模型来验证分析方法。试验模型都是为分析方法模型而量身定制的。如果分析方法中不包含具体的自由度或者几何特征，模型也都要按照这些规则来量身定做。这确保使其能够满足后续对比的兼容性。
②优先考虑测量数据的准确性。这意味着尽量最小化机械连接的可动性以及通过应用挠性件来取代球轴承和杆端轴承消除非线性摩擦。
③确保定义准确的物理参数。准确定义几何特征、重量和刚度等物理参数对于预估和测试数据之间的对比是非常关键的。模型需要按照实验室的条件进行专门定制以便进行试验测试。
④消除不必要的功能。对模型进行简化来消除不必要的功能是非常重要的。换句话说，相比于复杂的模型，简单的模型对于分析验证而言显然是更高效的。
⑤最后，在必要的时候进行重复试验。探索未知并非是由“按照计划驱动”的事项。试验的硬件和技术需要不停改进来解决问题。不变的是，绝大部分试验需要做两次——第一次学习怎么做，第二次将它做好。
气动弹性稳定性技术——发展和衰落
从上世纪六十年代到九十年代，AFDD在气弹稳定性分析和试验方面的研究工作持续加速。这些研究的结果相当有效地拓宽了旋翼飞行器动力学和气动弹性技术的基础。在这段时间内，大量的，高质量的试验测试数据库也被积累起来，这对于旋翼飞行器飞行力学方面的理论方法的测试、调整和验证起到了巨大的作用。
△气动弹性研究主题以矩阵的形式展示出来，当然其中仍然有一些主题并未被提及
AFDD的试验测试工作在上世纪九十年代初期达到了稳定期，发展节奏开始放缓，这是由多种原因促成的，其中包括研究权重的转移、组织机构的调整、资源的需求以及试验任务复杂性地上升。最后的结果就是这种未来旋翼飞行器的关键技术的相关的研究内容的活跃程度开始下降。
在上述矩阵图标中，对这一情况进行了定性的展示，图表按照旋翼飞行器技术问题的物理特点（局部或者整体）以及作业状态（悬停或者前飞）进行了气动弹性技术问题的分类。其中独立的矩阵元素按照其完成程度高亮展示出了分析和试验的主题。那些得到足够的关注的技术主题，其颜色为绿色；那些被研究人员关注较少或者几乎没有关注的主题就是黄色或者红色。许多相较于图表中提到的内容更为简单的主题在那段时期内也被广泛探索过；更复杂和困难的技术主题相关的研究就比较少，不过这些复杂的问题往往对于未来的先进旋翼飞行器的研制工作更为重要。
从本文所展示的历史脉络可以看出，基础的理论知识、分析工具和科研人员以及设计师的技能必须不断地提升来适应未来的发展项目，从而确保能够打造出性能强大、经济实用、可靠性高的旋翼飞行器。因此，我们最后能得出的结论可以说是非常清晰的：对充满挑战的旋翼飞行器气动弹性稳定性领域的研究工作不能无视、不能暂停，更不可或缺，为了在下一代旋翼飞行器的研制中占据高地，就必须坚持在这方面投入足够的努力。
最后，附上R. A. Ormiston所认为的复合式直升机研究工作中的关键问题：
- 大尺寸（或者全比例）旋翼试验研究
- （高速旋翼飞行器的）悬停性能研究
- 动力学和气弹稳定性研究
- 旋翼飞行器CFD技术的推进
- 先进飞行控制技术的研究
- 小尺寸无人复合式构型旋翼飞行器的研究
- 研发过程的有效性（评估技术）
在复合式直升机方面，美国人叫“重振”，我们或可直接叫“开拓“，加油！
