# 前言
对于一架直升机而言，其存在感主要依赖于其特有的悬停和垂直升降能力，但是，如果一架飞行器只能够垂直飞行的话，对我们来说，似乎并不比一台电梯更有用对不对？
因此，对直升机而言，具备水平飞行的能力，也是很必要的。
关注直升机历史的读者朋友可能听说过，最早期的西科斯基VS-300不具备水平飞行的能力，它能够悬停、垂直爬升（偶尔进行过这类试飞）、后退飞行（倒飞）、侧飞，但是它不能——水平飞行（虽然它出现过水平飞行的时候，但是那种情况这架可怜的直升机已经失去控制了）。
图——西科斯基 VS-300
当时也有人询问过伊戈尔·西科斯基先生——VS-300的缔造者，世界直升机之父——关于这台飞行器为何无法前飞呢？
这位伟大的航空业先驱当时回答道：“不必担心，这只是我们目前暂未解决的一个小小的工程问题。”幸运的是，西科斯基最后通过重新布置尾桨的位置，并将其加入到操纵系统中，真正地解决了这个“小小的工程问题”，这也是第一台成功应用单旋翼带尾桨构型的直升机。
不得不说西科斯基先生的确具备着出色的工程思维和超强的前瞻视野，目前，世界上九成以上的直升机采用单旋翼带尾桨构型。
# 配平
图——直升机前飞力和力矩示意图
所谓配平，就是通过调整操纵量，使得整架直升机所有气动部件受到空起作用产生的力和力矩达到平衡。
以上图的直升机平飞受力示意图为例，要实现直升机配平就是要让：
- 竖直方向的合力为零；
- 水平方向的合力为零；
- 作用在直升机重心的所有力矩的合力矩为零；
水平方向的气动力的主要组成部分是废阻力（Parasite drag）。作为直升机气动研究人员，废阻力主要就来自那些咱心不甘情不愿“附加”到旋翼上的那些部件——什么桨毂啦、机身啦、起落架啦，要我说，这些部件统统没有才好。
除了这些“大头”以外，旋翼本身也会产生一个水平方向的气动力，该气动力主要有旋翼桨叶的型阻阻力和诱导阻力构成，这两项在整个旋翼上的合力统称为旋翼后向力（H-force）。
为了克服上述两种阻力，旋翼桨盘就必须要前倾，这样，桨盘拉力才会产生一个水平力分量，来抵消这些阻力。
所幸旋翼拉力本身远大于这些阻力，因而，旋翼前倾的角度一般来说是非常小的——对于低速前飞而言，前倾角度一般都不会要超过1°，而极速飞行的时候，一般也就是10°左右。
图——直升机挥舞铰（Flapping Hinge)
由于旋翼的桨叶通过挥舞铰（或者柔性部件或者其本身的弹性）与桨毂相连，故而旋翼桨盘平面并不像空气螺旋桨那样会与旋翼轴保持垂直。旋翼桨盘平面与旋翼轴垂直切面之间的夹角，一般就被称为“纵向挥舞角”。纵向挥舞角的大小和方向仅取决于需要平衡的直升机重心处的俯仰力矩。这个总力矩取决于机身力矩、平尾力矩以及由于旋翼轴偏置（旋翼轴与中心之间有一个力臂）带来的拉力力矩。也就是说，在相同的前飞速度下，通过改变这个总力矩的方向，就可以实现直升机抬头或者低头。
旋翼还可以通过挥舞产生桨毂力矩，该力矩同样可以用来平衡作用于直升机重心的俯仰力矩，一般来说，刚度的大小直接影响到相同挥舞量下桨毂力矩的大小，刚度越大，桨毂力矩越大。对于跷跷板旋翼而言，其所能够作用在重心的力矩只能是拉力矢量与重心偏置带来的力矩，因而认为它是“挥舞柔软“的（全铰接式的旋翼同样如此，两者最大的区别是——跷跷板旋翼一侧桨叶挥起，另一侧必然落下，因而也被称为”半刚性旋翼“），而无铰式旋翼则是”挥舞刚硬“的，具有挥舞铰偏置量的旋翼就处于两者之间。
对于某一个给定的飞行状态，飞行员通过调整操纵杆能够确定合适的挥舞幅度和方向来保持直升机稳定飞行。但是在这一过程中，对飞行员而言，更容易被感知到的其实是直升机机身的姿态角，而非桨盘平面的倾转角，这是因为在某一飞行状态下的姿态角往往是已经通过计算求解阻力和力矩而确定了的（一般来说直升机机身姿态角小幅变化情况下，受力情况基本不变）。
一旦飞行员寻找到正确的配平状态，操纵直升机将会变得容易起来，如果该直升机还配备一个高效的水平安定面（如平尾），稳定平飞就更容易实现了。
# 需用功率
图——直升机功率随前飞速度变化曲线
对于直升机性能的一切分析都应该建立在配平完成的情况下，否则就多半是不准确的。现在我们已经完成了直升机的配平，所以我们可以进行性能分析了——首先要考虑的就是直升机到底需要多大的功率？
对于直升机而言，悬停过程中，功率主要就由旋翼消耗，如我此前写过的文章中讲过的，悬停消耗功率主要由两个部分组成——诱导功率和型阻功率。在前飞中，另一项功率开始逐渐扩大其影响力，那就是——废阻功率，从名字看就知道这是由本文前文中讲道的废阻力导致的功率消耗。
# 诱导功率
诱导功率从悬停开始就伴随直升机左右，并且占了旋翼总需用功率的大部分——大约为60%~80%。而随着直升机进入前飞状态，大量的气流不需用诱导作用而直接穿过桨盘，直升机旋翼因而只需要更低的诱导速度就能维持相同的转速，因而诱导功率得以迅速下降。到极限飞行速度时，直升机的诱导功率大约只有悬停诱导功率的1/4甚至更少。
在同样的前飞速度和总重的情况下，旋翼尺寸越大，诱导功率就越小（同样是因为前飞过程中，穿过桨盘平面的空气流量变大的缘故；这也是滑翔机和人力飞行器的机翼尺寸都会尽可能大的原因）。
# 型阻功率
型阻功率是用于克服旋翼在空气中运转时受到的粘性阻力所需的功率，悬停状态下，型阻功率一般占旋翼总功率的15%到40%。
# 后向力
正如上文所言，旋翼桨叶的气动阻力同样也形成了旋翼的后向力。对于常规直升机而言，前行侧桨叶的阻力方向朝向直升机后方，后行侧桨叶的阻力朝向直升机的前方——就像在水中划桨一样——这样的作用推动着旋翼朝前运动。因此，如果在前行侧桨尖受到严重空气压缩型影响之前，后行侧桨尖已然失速的话，那么桨叶在桨盘平面内的合力将朝向前方（这种特殊情况一般不会出现，如果出现了，后向力就该改叫前向力了）。但是无论如何，在绝大部分情况下，相比于废阻力，后向力的数值相对来说还是很小的。无论后向力的具体情况如何，旋翼桨叶阻力的增大势必需要更大的发动机输出功率来平衡。
# 废阻功率
除了旋翼之外，发动机还需要输出功率来克服其他各种气动部件产生的阻力，这些阻力只起到了阻碍飞行的作用，因而被称为废阻。在低速飞行的时候，废阻功率还是相当小的，但是它会随着前飞速度不断增大，在高速的时候，废阻功率也将成为需用功率中的重要组成部分。
废阻功率大致与飞行器朝向来流的等效截面面积成正比，等效截面面积一般取决于飞行器的尺寸和表面光滑度。
利用这个等效截面面积可以较为方便地评价一架直升机的废阻特性，总的来说，小型的、外表面光滑、挂载较少的直升机，其等效截面往往在0.5平方米左右，而重型直升机的等效截面可高达10平方米，类似的固定翼飞行器的等效截面变化范围一般在0~1平方米。
所以，对于一名合格的气动设计师而言，在设计之初就苦口婆心告诫其他部门注意减阻设计是不可或缺的一项任务。其所需要劝诫的内容包括将起落架设计成可收缩的这种直接关系布局的设计以及使用埋头铆钉这种非常细节的制作工艺，但是减阻设计往往会导致预算增加或者说是负载能力等一些其他方面的损失，这些都需要进行权衡。
在某些时候，总设计师可能就说了一句类似这样的话：”哎，把这货给我设计得看起来能飞得快一点。“听起来不错？洛克希德的XH-51A就是按这句话进行设计的，如今许多商业设计也都是这样。
图——洛克希德 XH-51A
这确实是一架相当干净清爽的直升机，看到他第一眼我就觉得它肯定飞得快——前提是，如果我没有往上看他的桨毂的话。这桨毂对气动设计师而言可能是完全无法接受的，但是没办法，除了气动之外，还得考虑结构动力、机械传动、支承刚度等一系列现实问题，最后权衡妥协的结果就是XH-51A最后的样子。
在旋翼桨毂上安装整流罩（fairings）的尝试并没有太多成功的例子。虽然安装一个整流罩会使得整个桨毂拥有流线型的外形，但是因安装了整流罩而导致的外形截面变大往往会抵消掉由于流线型外形带来的阻力降低。除此之外，如果考虑由于安装整流罩带来的预算增加、重量增加以及起飞前更麻烦的常规桨毂检查，大多数人就应该明白为什么大部分直升机都不乐意加装一个整流罩了——毕竟吃力不讨好。但是对一些轻小型直升机来说，桨毂本来就很小，似乎安装个整流罩确实能减少一部分的阻力损失，比如说R-22。
图——罗宾逊 R-22
在整个直升机的设计过程中，气动组的设计师们往往要反复评估直升机的升力到底如何，评估过程中除了各种理论方法，就是缩比模型的风洞试验，但是所有的结果都往往无法让人感到完全满意，而根据以往的经验，极少有直升机在试飞之后被发现实际阻力比理论预估出来的要小的。
# 总功率
发动机必须提供足够多的功率来满足诱导、型阻、废阻等上述一切功率需求，除了说到过的，其他会消耗功率的还有尾桨、传动功率损失、液压泵、电机等一系列系统（在功率图中表示为”Miscellaneous“）。当所有的功率都加到一起之后，我们就能得到如前文所述的功率随前飞速度变化曲线图。功率曲线告诉我们最重要的一点就是——直升机在合适的速度下巡航，功率消耗最小，而且比悬停小不少。
还有一个值得注意的地方就是，直升机以极小速度飞行的时候，总功率需求基本和悬停持平，无论前飞还是倒飞。
关于直升机前飞性能，还有包括海拔、航程、巡航等不少内容，大概明天再写一篇差不多能完结，所以——
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