為什麼要提出新的構型——常規直升機和西科斯基共軸有什麼問題？
△常規構型的直升機在軍民等多個領域都發揮出無可替代的作用
常規構型的單旋翼帶尾槳的直升機概念可以說是專門為了實現垂直升降、懸停等要求而設計出來的，但是在前飛過程中，這種航空器卻存在著諸多限制。因為，在很高的前飛速度之下，常規直升機前行側槳葉尖端會由於當地速度接近音速而逐漸開始顯現氣動壓縮性問題，後行側槳葉則會由於反向氣流的問題而面臨越發嚴重的動態失速問題，從而致使其振動載荷急劇增大，超出了直升機旋翼結構系統所能承受的範圍。而且，由於旋翼槳盤前行側和後行側動壓的非平衡分佈，在高前進比狀態下，常規直升機想要通過操縱實現旋翼槳盤的滾轉平衡幾乎是不可能實現的。
△傾轉旋翼機是解決直升機飛行速度慢的革新之一
總的來說，對於最常見的單旋翼常規直升機構型來說，上述的諸多氣動和動力學問題從根本上限制其最大前飛速度難以逾越160節（時速296公里左右，1節≈1.852千米/時，下同）。共軸複合式直升機和傾轉旋翼機是兩種面向高速飛行而設計的熱門直升機構型。雖然傾轉旋翼在前飛的時候通過傾轉可以轉變為推進螺旋槳，所以其前飛性能遠超尺寸巨大的直升機旋翼，但是與此同時，傾轉旋翼的維護和作業成本同樣也是相當驚人的。在共軸剛性旋翼系統中，由於存在兩副旋翼，所以至少需要兩套自動傾斜器機構（此處暫未考慮“獨立槳葉控制”之類尚未成熟的尖端技術），這就大大增加了旋翼系統的複雜程度，而剛度很高的槳葉也會帶來重量性能方面的損失。針對這兩種方案存在的缺陷，美國馬里蘭大學航空學院的團隊發展了第三種同樣具備VTOL能力和高速巡航能力的飛行器平臺：也就是所謂的“升力偏置單旋翼複合式直升機”（Lift-Offset Single Main Rotor Compound Helicopter）。
△以西科斯基公司X-2系列直升機為代表的共軸剛性旋翼（前行槳葉概念旋翼）也是未來高速型直升機的一大方向
造型如此奇特——新構型好在哪裡？
△升力偏置單旋翼複合式直升機方案
這種構型方案本質上是在一種常規構型的單旋翼帶尾槳的直升機基礎上發展出來的。其升力和拉力輔助裝置從功能上來說和西科斯基的共軸剛性旋翼幾乎是一致的。不過，差異之處在於該團隊所提出的方案其關鍵特點就是沒有像西科斯基公司那樣採用另一副旋翼來平衡槳轂滾轉力矩，而是採用了一種非對稱佈局的固定機翼來實現這一目的，如圖中所示。這種方案構型的優點如下所述：
①降速旋翼技術：在高速前飛狀態下，旋翼前行側槳尖的壓縮性/阻力是性能損失和振動水平升高的重要誘因之一。通過降低旋翼轉速，可以有效降低前行側槳尖馬赫數，從而延緩前行側槳尖阻力發散臨界馬赫數的到來，以此規避高速前飛的潛在性能損失。
△降速旋翼技術現在在多種構型的飛行器上都有應用，包括圖示卡特公司複合式自轉旋翼機
②非對稱固定機翼：在高速飛行狀態下，安裝在旋翼後行側正下方的單側固定機翼一方面能夠分擔部分本需要主旋翼承擔的升力，這樣主旋翼升力就可以卸載，從而為降低旋翼轉速創造條件；另一方面，這一側固定機翼提供的升力也能平衡直升機前飛過程中旋翼前行側和後行側之間升力不平衡導致的滾轉力矩。機翼後緣配裝有可動襟翼，在不同的飛行速度下，這種後緣襟翼角度可以微調來滿足配平需求。
③可轉動尾槳：在100節的空速情況下，本文的複合式直升機構型其垂直尾翼已經能夠提供足夠的主旋翼反扭矩，因此，尾槳拉力得以卸載，所以尾槳能夠進行傾轉。在尾槳傾轉作動完成之後，整個尾槳就化作“尾部推進螺旋槳”，推進螺旋槳同樣由發動機提供動力，然後就能為該機提供前飛的推進力。由此主旋翼槳盤平面和機身不再需要前傾來提供前進方向的分力，而只需要提供垂直方向的升力，這樣一來旋翼系統的阻力和機身的廢阻力損失都可以得到相當程度的緩解。
△近期，參與美國陸軍“未來攻擊偵察直升機”項目競標的卡瑞姆公司就給出了尾槳可傾轉的複合式直升機方案
說完了優點，當然就輪到缺點了：這種構型的主要缺點就是其傳動系統和機身的結構強度必須要比常規直升機來得更兼顧一些，因為主旋翼前行側的升力和機翼升力產生的巨大力矩都會作用到機身結構上。此外，該機還有一個小缺陷，那就是在懸停狀態下，由於機身單側固定機翼的存在，會對旋翼下洗流形成阻滯作用，產生“垂直增重”效應，從而影響了氣懸停效率和低速機動性能。
△“垂直增重”效應常見於各種附帶輔助機翼的直升機上，比如空客直升機公司的X3
新構型直升機設計方法的發展小記
在直升機/旋翼飛行器領域內，概念設計主要是由分析、綜合和優化方法等技術組成的，以此來尋求對於給定任務性能最優的構型方案，並且要滿足給定的性能參數。在直升機的總體設計過程中，設計模型的複雜程度總是隨著設計迭代的過程逐級增加的。然而，隨著計算置信度的增加，計算資源的消耗也會逐級增加，這就導致在早期的設計任務中，無法應用那些“高資源消耗型”的方法模型，所以在大規模的設計迭代工作開始之前，有必要對多種不同的飛行器構型方案進行組合評估，去除一些明顯不合理的方案以此來縮小設計空間。所以說，在直升機設計史上，相應的設計工具一般都會呈現出“簡單化”的特點，只有這樣，才能夠對數量龐雜的一系列直升機設計參數進行快速分析（比如說旋翼槳盤載荷、旋翼槳尖速度之類等等）。而隨著直升機的總體構型變得更為複雜之後——例如增加了機翼和（或者）增加了螺旋槳——在設計分析中就必須要考慮更多的設計變量，這些變化最終都會反映到計算量方面，也就是說大幅增加了整個設計過程的計算量。進一步來說，也有發展一種精確的基於物理基礎的設計工具的需求，這種設計工具必須要能夠捕捉一些獨特的（新穎的）構型的物理特徵。
△NASA的NDARC優化工具包大致工作流示意圖
在美國直升機界，現在有多種多樣的產品化設計工具正在被直升機工業製造商和高校廣泛應用，其中包括NASA的NDARC，西科斯基的RAM，貝爾直升機公司的PRESTO和波音公司的HESCOMP和VASCOMP。這些設計工具中都包含有基於物理特徵的簡化模型和用於評估多種多樣的飛行器性能和部件重量的經驗修正參數/公式。隨著構型和概念方案變得越來越複雜，置信度更高的綜合分析模型也變得越來越有必要。這些工具中具有代表性的包括NASA的CAMRAD，美國陸軍的RCAS，喬治亞理工大學的DYMORE和馬里蘭大學的UMARC，約翰遜曾經中對這些工具進行過詳細的綜述。這些工具被廣泛用於各種研究工作，以此來進行概念分析，其中包括降速旋翼複合式構型概念，大型傾轉縱列式概念，複合式自轉旋翼機以及獨立槳葉控制的旋翼構型概念。
△單側機翼的“Challis Heliplane”設計
儘管目前對於先進的複合式旋翼飛行器構型的研究工作相當廣泛，但是對於馬里蘭團隊所研究的這種獨特的單側機翼/單個升力偏置主旋翼複合式構型的直升機的研究內容仍然是相當罕見。此前也有過基於這種構型設計的小尺寸無人飛行器（UAV：Unmanned Air Vehicle）概念，這種飛行器被命名為“Challis Heliplane”。然而，關於這種“Heliplane”（直接翻譯就是：直升飛機）的相關研究文獻非常至少，而關於其氣動分析的細節內容也鮮有公之於眾的。Cai等人在編寫小尺寸無人飛行器的綜述中也提到了這一飛行器。Vu等人則在其研究工作中進行了不同構型的飛行器基於重量性能的優化設計工作研究，其中也包括了Challis Helicopter。他們在這項研究工作中，採用了一套初步參數設計分析代碼和基於解析表達式的降階模型來評估其性能。他們的代碼中還包含了優化器模塊，而他們此次研究的真正重點還是驗證這些代碼是否能夠用於現存的直升機構型中。對於本文所涉及的構型方案的相關設計方面，並沒有任何特定的說明。
Sartorius和Cumbrebras等人則針對一種類似的總重5000公斤的加裝有單側機翼的升力偏置單旋翼在高速前飛狀態下的特性。他們的研究結果表明相比於前飛速度沒法超過150節的常規直升機構型，這種新構型的複合式直升機前飛速度能夠超過250節。不過他們的研究工作仍然有所欠缺——其研究工作缺乏對於多種設計參數的細節研究，也沒有對這種飛行器的子部件在不同飛行狀態下的特性進行研究。
△“Challis Heliplane”警用版本縮比模型
馬里蘭團隊的相關研究工作的主要目的集中在兩個方面：
①發展一種概念設計框架，這種框架要能夠具備簡單的性能分析方程或者直接導入綜合分析模型來進行設計迭代工作；
②論證了這種方法框架對於一種2000磅（中型）GTOW單個升力偏置旋翼加裝輔助機翼和螺旋槳構型的複合式直升機的可行性。
在此基礎上，其研究工作針對不同的設計參數研究了這種飛行器在不同的飛行狀態下的性能。
比西科斯基共軸更好——馬里蘭大學團隊的研究結論
△HYDRA框架的工作流示意圖
針對高速非對稱複合式直升機（具備單側機翼和升力偏置旋翼）的參數設計研究和旋翼槳葉層次的優化設計結果表明這種飛行器能夠執行與常規單旋翼直升機相同的任務，並具備更高的飛行速度。一種數值分析設計框架（HYDRA）被髮展出來，該框架集成了設計工作流，該工作流可選降階模型或者綜合分析模型來進行性能計算。基於該框架成功地完成了非對稱複合式直升機的設計工作，在整個設計過程中，機翼和旋翼都運作在符合實際的氣動環境的限制之下。此外，本文還對這種複合式構型方案與共軸剛性旋翼方案進行了對比分析，結果表明在執行本研究所涉及的相同的任務情況下，這種非對稱複合式設計對於發動機安裝功率和燃油重量的需求更低。
總的來說，對應的研究得到了下述的一些結論：
①這種多重精度的優化設計框架使得本研究能夠對整個設計空間進行廣泛的探索，在設計流程中，首先應用的是降階模型，以此完成初步參數設計，在此基礎上再應用線性入流或者自由尾跡等較高置信度的方法進行再次評估和優化設計迭代工作。整個設計過程直到收斂到具體的實際設計參數總計算時間被控制在兩小時之內，其中包括了利用自由尾跡方法尋求最優槳葉幾何外形的過程。
②簡單的降階模型較為依賴經驗公式和參數因子來捕捉物理現象，比如說誘導功率因子，這種情況下， 實際性能往往被會錯誤地高估或者低估。相比之下，在設計迴路中，綜合分析模型得到的旋翼性能參數預測是更準確的。
△槳葉扭轉分佈設計是槳葉氣動外形優化設計中的重要一環
③一定程度的槳葉扭轉被發現有利於提升升力偏置主旋翼的高前進比狀態性能。降低功率的基本原理就是對整個旋翼槳盤的氣動載荷進行重新分佈，並且降低機頭和機尾方位的旋翼槳葉迎角（由此整個旋翼阻力也會降低）。
④旋翼直升機通過逐級連接機構直接影響到了其他各個部件的重量，從而對全機的空重形成了根本的影響。發動機安裝功率對槳葉幾何外形的敏感程度很高，並且會對最終的設計參數和巡航功率需求造成顯著的影響。在本研究中，槳葉尖削參數對於整個設計考量有著副效應，前行側槳尖的馬赫數則被限制在0.8。
△圖為直升機旋翼渦尾跡流場示意圖
⑤在高速前飛狀態下，線性入流模型和自由尾跡模型之間的差別被發現可以忽略。旋翼尾跡很快就被吹到旋翼的後方，這就導致在相同的飛行狀態下，旋翼軸扭矩的結果基本一致。在自由尾跡模型和簡單入流模型計算得到的性能數據之間的主要區別在於作用在槳轂上的，由於槳葉阻力而產生的縱向力結果會有較大差異。
無論如何，積極的探索對於下一代高速直升機的發展都是有益的，任何一個新的可行方面都值得關注。
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