軸流式差壓升力直升飛機(jī)的設(shè)想

趙崧云

現(xiàn)在的直升飛機(jī)靠旋轉(zhuǎn)的槳葉在空氣中做圓周運(yùn)動(dòng)來提供升力，其原理從根本上講，與固定翼飛機(jī)機(jī)翼升力的產(chǎn)生相通。

空氣中機(jī)翼橫截面如圖1所示，當(dāng)機(jī)翼不運(yùn)動(dòng)時(shí)，機(jī)翼前后、上下空氣的能量由壓力能和勢(shì)能組成，其數(shù)值一定且?guī)缀跸嗟?。?dāng)機(jī)翼向前運(yùn)動(dòng)時(shí)，緊貼機(jī)翼前端同一處空氣被上下分開，相當(dāng)于上部分空氣沿機(jī)翼上輪廓線曲線運(yùn)動(dòng)到機(jī)翼截面尾端，下部分空氣幾乎沿直線從機(jī)翼輪廓線運(yùn)動(dòng)到機(jī)翼截面的尾端，最終匯合并穩(wěn)定。

由于在相同時(shí)間內(nèi)上部分曲線運(yùn)動(dòng)的空氣運(yùn)行路程大于下部直線運(yùn)行的空氣路程，上部分空氣運(yùn)行速度會(huì)大一些，此時(shí)的能量構(gòu)成如下（高度差忽略不計(jì)，均取h；m均取單位質(zhì)量即ρ）：機(jī)翼上部空氣能量為P1+ρgh+1/2ρV102；機(jī)翼下部空氣能量為P2+ρgh+1/2ρV202。

上式中P1為機(jī)翼上側(cè)空氣壓力；P2為機(jī)翼下側(cè)空氣壓力；V10為機(jī)翼上輪廓線附近空氣流速；V20為機(jī)翼下輪廓線附近空氣流速；ρ為空氣密度；h為飛行高度。據(jù)能量守恒定律P1+ρgh+1/2ρV102=P2+ρgh+1/2ρV202，即：P1+1/2ρV102=P2+1/2ρV202。

前面分析已知，V10>V20，所以P1

為了提供足夠的升力，必須有足夠的槳葉面積，因此起飛重量越大的直升飛機(jī)槳葉長(zhǎng)度越長(zhǎng)。旋轉(zhuǎn)槳葉做圓周運(yùn)動(dòng)，當(dāng)旋轉(zhuǎn)槳葉轉(zhuǎn)速不變（即為n時(shí)），槳葉與空氣相對(duì)線速度最大的位置為槳尖，設(shè)槳葉長(zhǎng)度為L(zhǎng)，推算槳尖做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)的線速度V1=n×π×2L=2πnL。

槳葉越長(zhǎng)或轉(zhuǎn)速越大，V1越大，槳葉對(duì)空氣的擾動(dòng)就越大，當(dāng)接近音速時(shí)，甚至?xí)a(chǎn)生激波或嚴(yán)重的噪聲。

當(dāng)然，直升飛機(jī)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)也是一個(gè)重要的噪聲源，但現(xiàn)行直升飛機(jī)的結(jié)構(gòu)決定了很難直接在發(fā)動(dòng)機(jī)上采取有效的降噪措施。

一、直升飛機(jī)速度難以提高的原因分析

直升飛機(jī)旋翼在空氣中運(yùn)動(dòng)，如果旋翼槳葉上任意一點(diǎn)運(yùn)動(dòng)速度超過音速就會(huì)產(chǎn)生激波，對(duì)旋翼帶來結(jié)構(gòu)性破壞和巨大的噪聲。因此直升飛機(jī)旋翼槳葉尖端速度必須小于音速。由于直升飛機(jī)整體還有一個(gè)運(yùn)動(dòng)速度（假設(shè)為V2），槳葉尖端實(shí)際對(duì)空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度V應(yīng)為V=V1+V2=2πnL+V2 （V≤0.92×340m/s）。其中，n為旋翼轉(zhuǎn)速，L為旋翼槳長(zhǎng)度。

以直9直升飛機(jī)為例，其旋翼直徑11.93m，最大起飛重量3850kg，最大平飛速度306km/h，轉(zhuǎn)速350r/min。求得直9直升飛機(jī)理論上最大速度為339.12 km/h，實(shí)際上直9的設(shè)計(jì)最大平飛速度是306km/h。

二、軸流式壓差升力直升飛機(jī)的設(shè)計(jì)思路

為降低直升飛機(jī)的噪聲，提高飛行速度，各國(guó)技術(shù)人員都曾提出方法并加以改進(jìn)。比如增加葉片數(shù)量以降低旋翼轉(zhuǎn)速n，從而騰出V1的速度空間；為提高飛行速度V2創(chuàng)造條件，改進(jìn)槳葉葉片外形結(jié)構(gòu)特征；優(yōu)化飛機(jī)外形以減少阻力等等。

我構(gòu)思設(shè)計(jì)了一種不會(huì)讓水平飛行速度產(chǎn)生疊加的直升飛機(jī)提升方式來代替現(xiàn)行的旋翼槳葉，不僅解決速度疊加問題，還能大幅度降低噪聲（或?yàn)榻翟胩峁l件）。

我暫時(shí)稱之為軸流式多級(jí)空氣推理系統(tǒng)，該系統(tǒng)由錐形進(jìn)氣筒、多級(jí)葉輪、下端壓力腔組成，如圖2。

在旋轉(zhuǎn)葉輪作用下，上端空氣（壓力為P1）由葉輪抽吸從錐形流道進(jìn)入葉輪，經(jīng)過多級(jí)葉輪增加到P2后，從下端壓力腔中排出。這時(shí)系統(tǒng)上下兩個(gè)斷面會(huì)有一個(gè)壓力差ΔP=P2-P1。

ΔP就是我希望的推力。當(dāng)系統(tǒng)處于垂直地面方向時(shí)，它就是飛機(jī)的提升力。如果ΔP能達(dá)到0.05MPa，假設(shè)葉輪直徑為1.6m，則一個(gè)這樣的系統(tǒng)提供的理論升力F=（π/4）R2×ΔP=（π/4）×1.62×0.05×104=10050kg=10.05 t。此升力足以滿足一般直升飛機(jī)起飛重量的要求。

由于系統(tǒng)內(nèi)空氣流動(dòng)的速度垂直于飛機(jī)運(yùn)行方向，并且此時(shí)流道內(nèi)空氣與葉輪一起以同樣的水平速度相對(duì)大氣運(yùn)動(dòng)，因此，飛機(jī)的運(yùn)行速度原則上對(duì)葉輪與流道內(nèi)空氣的速度不會(huì)產(chǎn)生太大影響。

三、軸流式壓差升力直升飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)和需解決的問題

（一）優(yōu)勢(shì)

1.由于主升力系統(tǒng)對(duì)水平飛行速度影響不大，直升飛機(jī)水平飛行速度理論上可以做到0.92M，即0.92×340×3600÷1000=1126 km/h。

2.由于主升力系統(tǒng)不會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)體旋轉(zhuǎn)，因此，理論上可以不要尾翼平衡系統(tǒng)，簡(jiǎn)化直升飛機(jī)系統(tǒng)。

3.由于有了流道，可在流道出入段參考現(xiàn)有的降噪技術(shù)降低噪聲。

4.由于沒有機(jī)體上方的大型旋翼葉輪，可考慮在直升飛機(jī)兩側(cè)設(shè)置可伸縮仿生鳥類翅膀的機(jī)翼，以便飛機(jī)上升到一定高度后仿生飛行或滑行，既節(jié)能又可提升機(jī)艙內(nèi)乘座人員的舒適度。

5.通過合理的流道入口端和出口端的進(jìn)排方式的調(diào)節(jié)，可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的左右快速位移，提升飛機(jī)對(duì)障礙物的躲避能力。

6.結(jié)合推進(jìn)系統(tǒng)出口壓力腔特點(diǎn)，可設(shè)計(jì)專用起飛、降落座，既降低起飛的能耗，又減少對(duì)起飛空間的要求。

（二）需解決的問題

1.現(xiàn)有大口徑軸流式風(fēng)壓系統(tǒng)壓力差普遍很小，因此，軸流式多級(jí)推力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)是在控制自身重量的前提下，實(shí)現(xiàn)大流量的同時(shí)實(shí)現(xiàn)空氣出入端較高的壓力差。

建議在追求大流量方面，可參考軸流式風(fēng)壓系統(tǒng)；設(shè)計(jì)葉輪以大壓差為追求；可通過反向解析發(fā)電廠蒸汽透平等技術(shù)尋找方法；在流道錐體方面，應(yīng)尋找科學(xué)的流道設(shè)計(jì)方案。

2.建議推力系統(tǒng)設(shè)置兩臺(tái)，以渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)為中心前后對(duì)稱布置，既可避免渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的不平衡，又方便提供空間對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)降噪措施的實(shí)施。

結(jié)合本建議，推測(cè)軸流式壓差升力直升飛機(jī)主體部分原理圖如圖3。

3.開展為把前述優(yōu)勢(shì)變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)優(yōu)點(diǎn)所需要的技術(shù)研發(fā)。