主题：【原创】像鸟儿一样腾飞（一） -- 晨枫
家园 老大介绍一下夏延吧 刚性旋翼应该比较简单吧
感觉用那个NOTAR，加上一个推进螺旋桨和刚性旋翼的组合，应该能做出速度很快的直升机。
另外，问下如果进气道在机翼后上面，会不会有增升的作用？
上翼面的气流，会被吸到发动机里，应该气流速度会更快吧，尤其是起飞的时候，应该能够增加升力吧，但是好像没看到过这样设计的，是不是增加的太小，不值得？还是别的原因？
家园 以前写过一篇“夏延” 请看《夏延的故事》。现在看来，里面有些叙述是错的，懒得改了，将就吧。
一直对夏延的故事很感兴趣，但对夏延的原理不甚了了，我也是在写夏延的故事（和后面的V-22）的时候，开始更多地学习直升机的原理。直升机比固定翼飞机好玩多了，很多原来以为简单的事情，都不简单，奥妙深着呢。
刚性旋翼或许在制造上简单，但在气动原理上比柔性旋翼复杂很多，所以到现在还是只有极其有限的应用。如果不解决刚性旋翼的高速稳定性问题，老兄的设想只是把夏延的尾桨改称NOTAR，没有实质性的区别，还是会有高速下桨叶稳定性的问题。
进气道紧贴机翼后上方的做法很罕见，主要原因有两个：
1、上翼面的气流必须和下翼面的气流在机翼后缘汇合，才能产生升力。换句话说，只有“同一股”气流在上下翼面之间产生速度差，才能产生升力。要是气流分离了，升力就没有了。否则鼓风机岂不都要飞起来了？
2、上翼面的气流在流经后缘的时候，有一个下洗作用，所以进气道的位置也不对。看看这JAS39在着陆时的机翼下洗气流
外链图片需谨慎，可能会被源头改发动机对进气道的要求是进气速度在整个正面上均匀，这样压缩机效率最高，设计也最容易。所以，有条件的话，进气道都是布置在有“干净”气流的位置。米格-19的进气道在机首，就是因为这样布置，对当时还不发达的气动设计手段来说，最容易保证性能。民航客机的翼下吊挂发动机也是向前伸出去，一样的道理。
家园 沙发问题 音障是啥咱明白,不过是凑巧这个速度和音速一样呢,还是背后有什么道理?
谢谢
- 复 沙发问题
家园 音障正好是音速，这不是巧合 具体请见《比声音还快》。
兄取名puff，是不是因为那首歌“Puff the magic dragon”？当年学英文，也跟着学唱过这首歌，是中央电视台里彭文兰和她弟弟一起教的。
家园 多谢老兄,是不是可以这么理解 就是声波传播的时候也有类似的效应.所以声音到达一定的速度就无法再变快了?同样的原理造成了飞机的音障?不过老实说,还是不太明白.
puff是从那个歌来的.很久以前玩BBS的时候用的ID.
家园 音障是由两部分组成的。 第一是压力。但是压力不是到了音速的时候就突然出现的。根据数据，当飞机用亚音速（M＜0.75）以下的速度飞行时，在机头前方的空气受到的冲击压力不大，空气微团可避让飞行。音波也能向机头前方传播，飞机能顺利飞行。把飞机速度提高到接近音速（M≥0.8）时，机头前部（包括机翼前缘）的空气来不及避让飞机，此时飞机的迎流面对空气的压力加大，空气密度即随之增大，飞机要消耗更多的能量推开机头前方的高压空气。
第二，声波的本质是纵波，即介质粒子的位移和波的传播方向一致。当飞机达到音速的时候，音波就不能向前传播，产生很大的激波阻力。
所以当飞机的速度逐渐接近音速，机头前部的空气温度升高，能量迭聚，形成一堵高温高压的空气墙，使飞机难以逾越，这种现象就是“音障”。
家园 这个叫做跨音速 飞机速度的马赫数到 0.7 或 0.8 时，机身前半部分是亚音速的，但由于机身机翼对周围空气的加速作用，空气在机身中间某一个位置就会超过音速。这样在机身周围、中间某一个位置就会形成激波。激波前面是超音速，后面是亚音速，激波面前后的空气速度、压力、密度都发生突变。
民航客机的速度就是在跨音速范围内。
家园 要这么说，也可以说是一个巧合 声波是压力波的一种，压力波的传递速度是音速，飞机低于音速飞行的时候，压力波的传递快于飞机飞行，前方的空气受到压力波的挤压，为飞机“让”出一条路来；飞行速度达到音速的时候，压力波和飞机同时达到，前方空气不再能“让路”，所以阻力剧增，这就是音障的由来。飞行速度超过音速后，音障落到飞机的后面，对飞机的阻力反而降低。
家园 【原创】像鸟儿一样腾飞（四） 单桨直升机的起飞重量终归有限，要增大起飞重量，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，增加桨叶数目，加强传动轴，这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，否则音障带来的阻力和振动将不可忍受，更大的旋翼直径也迫使尾撑长度增加，增加结构重量。较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。大幅度提高起飞重量最有效的途径，还是采用两个甚至更多的旋翼，分担负担。除了一些设想中的四旋翼方案，三旋翼没有见到过，还是双旋翼最常见。既然采用两个旋翼，如果旋转方向相反，一个顺时针旋转，一个逆时针旋转，就自然抵消相互的反扭力。反转的双旋翼不需要特别考虑尾桨和尾撑的结构，也没有尾桨吃掉对推进和升力没有作用的功率的问题，可以把所有功率都用于升力和推进，这是双旋翼额外的优点。双旋翼（也称双桨）有多种方案，可以前后串列，可以左右并列，可以上下共轴，还可以上下不共轴。串列双桨的典型有美国的CH-46、CH-47；并列双桨的典型有俄罗斯的米-12，直升机状态的美国V-22也可以算作并列双桨；共轴双桨（co-axial或contra-rotating）的典型当然非俄罗斯的K-25、K-31等卡莫夫直升机莫属；异轴双桨（更准确地说，是交替双桨，也称交叉双桨，intermeshing）的只有美国卡曼的H-34 Husky和K-Max等少数例子。
外链图片需谨慎，可能会被源头改串列和并列双桨布局示意图
外链图片需谨慎，可能会被源头改串列双桨的CH-47
外链图片需谨慎，可能会被源头改并列双桨的米-12
外链图片需谨慎，可能会被源头改共轴双桨示意图
外链图片需谨慎，可能会被源头改共轴双桨的卡-31
外链图片需谨慎，可能会被源头改交替双桨示意图
外链图片需谨慎，可能会被源头改交替双桨的K-Max
串列双桨对于最大限度地利用机身长度有利，CH-46、CH-47机舱长但并不累赘，总长并不为此增加多少，而单桨的米-6就“横阔竖大”了。串列双桨中离发动机较远的那副旋翼（一般是前旋翼）的功率要求比驱动尾桨高得多，为了保证前后旋翼的同步，串列双桨需要长长的沉重的同步传动轴，而不能简单地由前发动机驱动前旋翼，后发动机驱动后旋翼。串列双桨的前后旋翼一般上下错开一点，这样可以容许前后旋翼之间在高度上有一定的重合，缩短全机长度。上下的高度差太少了，不能保证安全，尤其是大幅度机动动作时，上下桨叶可能发生碰撞。高度差太大了，支撑后旋翼的“柱子”太过高大，阻力巨大。
并列双桨通常是安装在机翼翼尖的，翼展由旋翼半径决定，没有办法靠上下重合而缩短翼展，在气动上难于优化。左右旋翼之间要设交叉的同步轴，以保证左右两副旋翼永远同步。还有一个问题是，左右旋翼都在机身中段附近，仅靠周期距，俯仰控制力矩不足。但这都不是最大的问题，最大的问题是横滚稳定性，两侧旋翼升力不均匀时，飞机会发生横滚，如果在急速下降过程中，飞机不幸进入自己的下洗气流，旋翼效率急剧降低，旋翼越用力，越使不上劲，好像汽车轮子打滑一样，加剧横滚的不稳定倾向，飞机在几秒钟内就可以倾覆失控， V-22的几次坠毁就是这样造成的。强烈的不对称气流扰动也可以造成这个现象。发动机安装在机身还好说，要是发动机安装的机翼翼尖，离重心很远，进一步加强了横滚不稳定的倾向。
共轴双桨用套筒轴驱动上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当的难度。由于非对称升力的缘故，反向旋转的上下旋翼的旋转平面有在一侧“交会”的倾向，这进一步增加了对上下旋翼之间间距的要求，并且带来向交会一侧转弯必须比向另一侧转弯轻缓的要求。上旋翼处在“干净”空气中，下旋翼处在上旋翼的下洗气流中，这样，上下旋翼之间有相当的气动耦合，增加了气动设计的难度。由于共轴双桨没有尾桨，短短的尾撑用于支持垂直安定面，后者在前飞中提供像固定翼飞机一样的气动控制，减小周期距控制的负担。由于共轴双桨的机身短，受侧风影响较小。共轴双桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平稳性和悬停性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径可以较小，直升机总尺寸较紧凑，“占地面积”较小，特别适合海军上舰的需要。
交替双桨可算是共轴双桨的一个变种，从正面看，两副旋翼的翼尖路径（tip path plane，TPP）有交叉，会打架，但只要在算好时间差，你方唱罢我登场，不会打架的。最简单的情况，两副旋翼都是双叶，也就是只有一直线的前后两片桨叶，左旋翼的起始位置是东西向，右旋翼的位置是南北向，两副旋翼同步反向旋转，一个转到东西向的时候，另一个转到南北向，永远不会交会。交替双桨的优点是机械上比串列、并列和共轴双桨简单得多，缺点是旋翼的桨叶数也受到限制，到现在为止，没有超过双叶的，所以只适用于不超过一定尺寸的直升机。
家园 【原创】像鸟儿一样腾飞（三） 旋翼是圆周运动，由于半径的关系，翼尖处线速度已经接近音速时，圆心处线速度为零！所以旋翼靠近圆周的地方产生最大的升力，而靠近圆心的地方只产生微不足道的升力。桨叶向前划行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度；反之，桨叶向后划行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样，旋翼两侧产生的升力还不均匀，不做任何补偿的话，升力差可以达到5：1。这个周期性的升力变化不仅使机身向一侧倾斜，而且每片桨叶在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力，周期性地对桨叶产生强烈的扭曲，既大大加速材料的疲劳，又引起很大的振动。所以旋翼的气动设计可以比高性能固定翼飞机的机翼设计更为复杂。
外链图片需谨慎，可能会被源头改直升机以130公里/小时前行，主旋翼翼尖线速度420公里/小时，桨叶在不同位置和气流的相对速度是不同的，产生的升力也不同
外链图片需谨慎，可能会被源头改固定桨叶的升力分布，等高线是与半翼展处产生的升力的比值
前面提到的de la Cierva是在实践中发现这个问题的。他的模型旋翼机试飞很成功，但是全尺寸的旋翼机一上天就横滚翻，开始以为是遇到突然的横风，第二架飞机上天同样命运。de la Cierva经过研究，发现模型旋翼机的桨叶是用藤条材料做的，有弹性，而全尺寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构，由此认识到桨叶的挥舞铰的必要性。具体来说，为了补偿左右的升力不均匀，和减少桨叶的疲劳，桨叶在翼根要采用一个容许桨叶载回转过程中上下挥舞的铰链，这个铰链称为挥舞铰（flapping hinge，也称垂直铰）。桨叶在前行时，升力增加，桨叶自然向上挥舞。由于桨叶在旋转过程中同时上升，桨叶的实际运动方向不再是水平的，而是斜线向上的。桨叶和水平面的夹角虽然不因为桨叶向上挥舞而改变，但桨叶和气流的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小，这个夹角（而不是桨叶和水平面之间的夹角）才是桨叶真正的迎角。桨叶的迎角在升力作用下下降，降低升力。桨叶在后行时，桨叶的升力不足，自然下垂，变旋转边下降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增大，迎角增加，增加升力。由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势，桨叶不会在升力作用下无限升高或降低，机械设计上也采取措施，保证桨叶的挥舞不至于和机体发生碰撞。桨叶在环形过程中，不断升高、降低，翼尖离圆心的距离不断改变，引起科里奥利效应（这个东西谁都“知道”，但说清楚不容易。谁要是能把这个东西说清楚，鲜花奉上），就像花样滑冰运动员经常把双臂张开、收拢，以控制旋转速度。要是一个手臂张开，一个手臂收拢，就不可能在原地旋转，就要东倒西歪了。所以桨叶在水平方向也要前后摇摆，以补偿桨叶上下挥舞所造成的科里奥利效应。摆振铰利用前行时阻力增加，使桨叶自然增加后掠角（即所谓“滞后”， 因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度），这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度，加强了减小迎角的作用；在后行时，阻力减小，阻尼器（相当于弹簧）使桨叶恢复的正常位置（即所谓“领先”，因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度），当然也加强了增加迎角的作用，所以摆振铰（drag hinge也称水平铰）也称领先-滞后铰（lead lag hinge）。挥舞铰和摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。由于桨叶在旋转中容许上下挥动和前后摆动，这种桨叶称为柔性桨叶（articulated rotor）。除了用机械铰链容许桨叶在环形过程中相对于其他桨叶有一定的挥舞外，材质也必须具有弹性，这就是为什么直升机停在地面时，桨叶总是“耷拉”着的原因。但机械铰链磨损大，可靠性不好，德国MBB（战时著名的梅塞斯米特就是MBB中的M）用弹性元件取代了挥舞铰，研制成功无铰桨叶，第一个应用无铰桨叶的是MBB Bo-105，中国曾进口一批，用于支援海上采油平台。
双叶旋翼是一个特例，桨叶和圆心的桨毂刚性连接，但用一个单一的“跷跷板”铰链同时代替挥舞铰和摆振铰，所以也称为半刚性桨叶（semi-rigid rotor）。跷跷板铰链在一侧桨叶上扬时，将另一侧桨叶自然下压；在一侧桨叶“领先”时，将另一侧桨叶自然“滞后”，既简化了机械设计，又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。贝尔直升机公司用双叶用出了味道，越战期间漫天蝗虫似的UH-1就是双叶，后来的AH-1也是。不过“跷跷板”设计只能用于双叶旋翼。双叶旋翼有无可置疑的简洁性和由此而来的成本和可靠性上的优势，但双叶旋翼也只有两片桨叶可以产生升力和推力，和多叶桨叶相比，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，前者增加总体尺寸和阻力，后者增加噪声。
外链图片需谨慎，可能会被源头改挥舞铰示意图，前行桨叶可以在升力作用下向上有所挥舞，从而降低升力，达到平衡；后行桨叶则向下弯曲，从而提高升力，达到平衡
外链图片需谨慎，可能会被源头改采用挥舞铰后的升力分布，要均匀得多
外链图片需谨慎，可能会被源头改第一个采用无铰桨叶的Bo-105
外链图片需谨慎，可能会被源头改Bo-105的无铰桨叶，用弹性元件代替了挥舞铰和摆振铰，但变距铰依然保留
外链图片需谨慎，可能会被源头改EC-135更进一步，甚至取消了使桨叶改变桨距的变距铰，也用弹性元件代替了
外链图片需谨慎，可能会被源头改EC-135的先进技术桨叶（Advanced Technology Rotor，简称ATR，属hingeless bearingless），采用弹性元件代替所有机械铰链，避免机械磨损，减轻重量，改善飞行平稳性