认真原创脑洞:重型超级武直 CAH-1巨灵神 [2楼已附上制作 ...

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2015-9-15 12:11 上传

概述
设计的主要目的是一款速度快，机动性灵活，可安全的于树梢悬停，与比较高战斗生存性的直升机。最重要特点是完全取消传统的反扭矩尾桨，而完全以两个同轴反转涵道风扇架在整体可转向尾部，以改变转向角度来同时兼顾反扭矩尾桨与推进器的功能，同时满足高速性能与悬停性能。
涵道风扇完全解决了所有尾桨低空飞行与低空悬停的安全隐患，比如在树梢悬停等待战机时完全免除尾桨勾着异物造成意外，降低行动失败的风险。
在战场上，双涵道风扇也拥有传统尾桨无可匹敌的生存能力，尾桨如果中弹损坏，结局就只有坠毁一途，可是双尾桨却可以互相备份，哪怕是一个完全被摧毁了，另一个可以改变推力与推进角度马上稳住直升机避免失控，在敌人头顶失控坠落从来都是一件军事上，外交上的麻烦事。
带变条小翼的机翼除了作为武器挂载点，也是为旋翼卸载的重要设计，旋翼减低就可以把更多能量功率应用在平飞，不但提高平飞速度，也可以很大程度上增加航程。

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单旋翼+双尾涵道直升机的不同飞行模式示意。


2.0 需求分析
尾桨是直升机安全飞行最重要的部件。主旋翼的故障或失去动力，直升机还可以进行相对安全的自旋降落；但尾桨一旦失去动力，直升机将完全失去控制的打转坠毁。在战斗中，被敌对方击中尾桨而坠毁造成战损的几率远远高于直升机其他的部位，美国1995年的索马里军事行动的失败原因都是两架黑鹰直升机的尾桨被当地武装分子以RPG偷袭击中尾桨而坠毁在战场，这两起营救困难度超出指挥官预期的坠机意外打乱原本的战斗计划，直接造成整个行动的失败。如果架空一下这两架黑鹰直升机的尾桨没那么脆弱，被击中后没直接在战场坠毁的话，估计可能也不会出现“黑鹰坠落”这部电影了。
传统直升机的尾撑加尾桨的布局带来了很多麻烦。尾浆大起飞时容易打到地上，盘旋时更怕打到树干之类的，太小了必须加长尾撑加大力臂，更长长尾撑也表示更大的死重，在狭窄的环境机动盘旋会对飞行安全造成很大的安全挑战；再者就提高转速，可是转速再高也有限制，转速太高浆尖会达到音速而产生音爆，产生无法令人接受的噪音。
针对尾桨的脆弱性和直升机的更高机动性与生存性，同时提高更高的经济性和飞行速度，笔者提出了一种新的直升机布局方案：单旋翼带可转向双涵道风扇。
涵道风扇应用在直升机上并非新鲜事，早在50年代，Piasecki 16H的试飞就验证了涵道风扇的可行性Piasecki 16H 采用一个尾置的涵道螺旋桨提供推力，涵道螺旋桨后有控制舵面，利用后洗气流提供偏航和俯仰控制。主旋翼依然保留周期距控制，用于悬停或非常规机动时提供控制。Piasecki 的方案在 60 年代没有引起足够的兴趣，但是在 90 年代，重新引起美国军方的兴趣。Piasecki 将 16H 的概念用在 UH-60 上，试制了所谓“速度鹰”（Speed Hawk），不仅提高了速度，还将航程提高了 3 倍，使“速度鹰”的航程和 F-18 战斗机相当，用作海军的搜索救援直升机十分有利。同样的概念还用在 AH-64“阿帕奇”攻击直升机上，速度提高 25%。环形尾的问题主要有两个：环形尾套件增加重量，“速度鹰”比基型的 UH-60 要重 800 公斤。另一个问题是即以对旋翼下洗气流的遮挡减低旋翼效率，旋翼功率要增加，否则悬停性能要受到损失。




3.0总体设计原理
这个设计被笔者命名为“CAH-1巨灵神”，是一款正常起飞重量九吨以上的重型武装直升机。机体长度（不包括固定武装与旋翼长度）为12.9米，宽度9.5米，高度4米。旋翼旋转直径为18.6米，浆尖带后掠。机体整体为扁平状，双纵列座舱在机体前半部，飞行员在前武器官在后，扁平状的机体主要不是隐身考量，而是作为升力体，配合机翼前飞时产生可观的升力，有效的的减少旋翼的负载。
3.1 可转向双涵道风扇的工作原理
“巨灵神”长度比常规武装直升机短了大约3米以上，主要原因是尾桨的反扭矩功能完全被两个距离4.8米的涵道风扇完全替代，所以尾撑可以缩短好几米，完全没有暴露在旋翼旋转半径以外的部分。两个涵道是安装在Y形支架的末端，整个Y结构都可以转向，向后转推进用，向右转 (旋翼为顺时转) 反扭力用。 即使涵道都完全0度转正时，左边的涵道风扇推力可以比右边大，也是可以发挥反扭力的作用。（请参考涵道风扇力臂模拟）。
两个涵道风扇各自直径0.6米，以两个小直径的涵道风扇代替一个直径大的尾桨或单涵道风扇可以有效减少涵道风扇的效率损失，高效推动直升机高速前进，同时也保持有效的抗扭力臂，这一点将在后文详细讨论。每个涵道桶内为共轴反转可调角度风扇，推力的大小与前进后退方向完全以调整风扇扇叶来实现。前飞时，旋翼也可以不前倾，推力完全由涵道风扇提供，既减小迎风面积带来的阻力，又避免了前倾旋翼造成的“降力”，因此飞行速度预计可大大超越传统布局直升机，估计可达到500 km/h以上。

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悬停状态时，尾部旋转90度，涵道风扇完全吹向主旋翼旋转方向以抵消扭矩，保持平衡。

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正常平飞状态。涵道风扇都向后吹。由于双涵道风扇之间隔开一些距离，所以扇轴都与主旋翼的切线某个程度上的平行，可以调整相应的推理同时平衡扭矩，又可以把推力都转换成前向动量。

3.2 涵道风扇支撑结构-Y结构
涵道风扇最为人所诟病的就是重量问题，这个问题的负面影响其实在“巨灵神”没那么严重。前面有提到“巨灵神”长度比常规武装直升机短了大约3米以上，相应的尾撑也短了很多，所以涵道的重量所造成的沉尾力矩由于短尾撑，加上整体重量的分布合理前后平衡所以负面影响不明显。涵道本身也是环形翼，会产生升力的，还有就是Y结构本身也是有个迎角的升力翼剖面，旋翼下洗气流也会产生升力，平飞时这个升力与速度成正比，速度越快升力越大。（请参考<机体与机翼的升力表现>）
3.3直升机机翼
机翼的设计除了作为武器挂载点，也是进一步减轻旋翼的负担的有利设计，机翼在前飞时提供气动升力，这样，对旋翼产生升力的要求可以降到最低，后行桨叶失速也就不成为问题，消除了直升机速度上不去的一大障碍。很多常规直升机并没有专用的推进发动机，但安装了短翼，就是为了在前飞中产生升力，减低对旋翼升力的依赖，以提高前飞速度。对于攻击直升机来说，短翼还是提供武器挂架的好地方。采用短翼的典型直升机有米-6、AH-64 等，米-24 的短翼也有提供升力的作用，但最主要的目的却是加强横滚稳定性。
减小对旋翼下洗气流的不利遮挡，本设计的机翼迎角，下反角，前沿小翼等都精心设计以引导大部分下洗气流到后面，把遮挡阻力善用为推力。


3.4 旋翼后掠浆尖
旋翼桨叶的桨尖区域是桨叶的最高动压区，是产生桨尖涡的区域，也是产生高阻力和噪音的区域，所以桨尖设计为后掠，以推迟飞行速度提高后的动态时速现象，减少升力降低现象与阻力急剧升高的问题，并且也降低震动与高噪音水平，所以也避免操纵力矩的突变问题。

3.5气动布局与传动系统介绍
机翼与双发发动机并排布置在纵向重心上，装载量2000公斤或2.56m3的油箱安置在主减速器下方，油箱下有凯夫勒装甲防护。传动轴从主减速器沿着机背通过扁平的尾撑传递发动机动力到机位。机尾的Y结构底部是个中空转轴，从主减速器传递来的动力将经过一套锥形齿轮转向后穿过这中空转轴，再传入在Y结构中央的尾减速器。尾减速器将把动力分去左右边的涵道风扇。涵道风扇的叶片是可调角距的，所以左右边的推力大小，或前后方向的推力控制是以控制叶片角度来实现。

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“巨灵神”的动力系统，传动系统等等子系统的布置。

4.0主要设计参数

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4.1外形尺寸
旋翼直径　　　　　　　　　　　　　　　　　　        18.6m
涵道风扇直径　　　　　　　　　　　　　　　　　0.8m
旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　　　        0.53m
机身长                                                                     12.9m
短翼翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　        9.5m
全高                                                                            4.0m
涵道间距　　　　　　　　　　　　　　　　　　        4.8m
主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　　        2.6m
前后轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　        9.6m




5.0 飞行性能，重量及载荷

空重                                                                                 5000kg
最大内部燃油重量　　　　　　　　　　　　　　        2000kg
最大起飞重量(转场任务，满油)　                                11000kg
主要任务重量　　　　　　　　　　　　　　　　        8000kg
最大允许速度　　　　　　　　　　　　　　　　        550km/h
最大平飞速度和最大巡航速度                                        550km/h
最大爬升率(海平面)                                                        15.5m/s
最大垂直爬升率(海平面)                                                13.0 m/s
实用升限        　　　　　　　　　　　　　　　　        7000m
实用升限(单发)                                                                3500m
悬停高度(有地效)                                                         4500m
悬停高度(无地效)                                                        3500m

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概述
设计的主要目的是一款速度快，机动性灵活，可安全的于树梢悬停，与比较高战斗生存性的直升机。最重要特点是完全取消传统的反扭矩尾桨，而完全以两个同轴反转涵道风扇架在整体可转向尾部，以改变转向角度来同时兼顾反扭矩尾桨与推进器的功能，同时满足高速性能与悬停性能。
涵道风扇完全解决了所有尾桨低空飞行与低空悬停的安全隐患，比如在树梢悬停等待战机时完全免除尾桨勾着异物造成意外，降低行动失败的风险。
在战场上，双涵道风扇也拥有传统尾桨无可匹敌的生存能力，尾桨如果中弹损坏，结局就只有坠毁一途，可是双尾桨却可以互相备份，哪怕是一个完全被摧毁了，另一个可以改变推力与推进角度马上稳住直升机避免失控，在敌人头顶失控坠落从来都是一件军事上，外交上的麻烦事。
带变条小翼的机翼除了作为武器挂载点，也是为旋翼卸载的重要设计，旋翼减低就可以把更多能量功率应用在平飞，不但提高平飞速度，也可以很大程度上增加航程。

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单旋翼+双尾涵道直升机的不同飞行模式示意。


2.0 需求分析
尾桨是直升机安全飞行最重要的部件。主旋翼的故障或失去动力，直升机还可以进行相对安全的自旋降落；但尾桨一旦失去动力，直升机将完全失去控制的打转坠毁。在战斗中，被敌对方击中尾桨而坠毁造成战损的几率远远高于直升机其他的部位，美国1995年的索马里军事行动的失败原因都是两架黑鹰直升机的尾桨被当地武装分子以RPG偷袭击中尾桨而坠毁在战场，这两起营救困难度超出指挥官预期的坠机意外打乱原本的战斗计划，直接造成整个行动的失败。如果架空一下这两架黑鹰直升机的尾桨没那么脆弱，被击中后没直接在战场坠毁的话，估计可能也不会出现“黑鹰坠落”这部电影了。
传统直升机的尾撑加尾桨的布局带来了很多麻烦。尾浆大起飞时容易打到地上，盘旋时更怕打到树干之类的，太小了必须加长尾撑加大力臂，更长长尾撑也表示更大的死重，在狭窄的环境机动盘旋会对飞行安全造成很大的安全挑战；再者就提高转速，可是转速再高也有限制，转速太高浆尖会达到音速而产生音爆，产生无法令人接受的噪音。
针对尾桨的脆弱性和直升机的更高机动性与生存性，同时提高更高的经济性和飞行速度，笔者提出了一种新的直升机布局方案：单旋翼带可转向双涵道风扇。
涵道风扇应用在直升机上并非新鲜事，早在50年代，Piasecki 16H的试飞就验证了涵道风扇的可行性Piasecki 16H 采用一个尾置的涵道螺旋桨提供推力，涵道螺旋桨后有控制舵面，利用后洗气流提供偏航和俯仰控制。主旋翼依然保留周期距控制，用于悬停或非常规机动时提供控制。Piasecki 的方案在 60 年代没有引起足够的兴趣，但是在 90 年代，重新引起美国军方的兴趣。Piasecki 将 16H 的概念用在 UH-60 上，试制了所谓“速度鹰”（Speed Hawk），不仅提高了速度，还将航程提高了 3 倍，使“速度鹰”的航程和 F-18 战斗机相当，用作海军的搜索救援直升机十分有利。同样的概念还用在 AH-64“阿帕奇”攻击直升机上，速度提高 25%。环形尾的问题主要有两个：环形尾套件增加重量，“速度鹰”比基型的 UH-60 要重 800 公斤。另一个问题是即以对旋翼下洗气流的遮挡减低旋翼效率，旋翼功率要增加，否则悬停性能要受到损失。




3.0总体设计原理
这个设计被笔者命名为“CAH-1巨灵神”，是一款正常起飞重量九吨以上的重型武装直升机。机体长度（不包括固定武装与旋翼长度）为12.9米，宽度9.5米，高度4米。旋翼旋转直径为18.6米，浆尖带后掠。机体整体为扁平状，双纵列座舱在机体前半部，飞行员在前武器官在后，扁平状的机体主要不是隐身考量，而是作为升力体，配合机翼前飞时产生可观的升力，有效的的减少旋翼的负载。
3.1 可转向双涵道风扇的工作原理
“巨灵神”长度比常规武装直升机短了大约3米以上，主要原因是尾桨的反扭矩功能完全被两个距离4.8米的涵道风扇完全替代，所以尾撑可以缩短好几米，完全没有暴露在旋翼旋转半径以外的部分。两个涵道是安装在Y形支架的末端，整个Y结构都可以转向，向后转推进用，向右转 (旋翼为顺时转) 反扭力用。 即使涵道都完全0度转正时，左边的涵道风扇推力可以比右边大，也是可以发挥反扭力的作用。（请参考涵道风扇力臂模拟）。
两个涵道风扇各自直径0.6米，以两个小直径的涵道风扇代替一个直径大的尾桨或单涵道风扇可以有效减少涵道风扇的效率损失，高效推动直升机高速前进，同时也保持有效的抗扭力臂，这一点将在后文详细讨论。每个涵道桶内为共轴反转可调角度风扇，推力的大小与前进后退方向完全以调整风扇扇叶来实现。前飞时，旋翼也可以不前倾，推力完全由涵道风扇提供，既减小迎风面积带来的阻力，又避免了前倾旋翼造成的“降力”，因此飞行速度预计可大大超越传统布局直升机，估计可达到500 km/h以上。

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悬停状态时，尾部旋转90度，涵道风扇完全吹向主旋翼旋转方向以抵消扭矩，保持平衡。

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正常平飞状态。涵道风扇都向后吹。由于双涵道风扇之间隔开一些距离，所以扇轴都与主旋翼的切线某个程度上的平行，可以调整相应的推理同时平衡扭矩，又可以把推力都转换成前向动量。

3.2 涵道风扇支撑结构-Y结构
涵道风扇最为人所诟病的就是重量问题，这个问题的负面影响其实在“巨灵神”没那么严重。前面有提到“巨灵神”长度比常规武装直升机短了大约3米以上，相应的尾撑也短了很多，所以涵道的重量所造成的沉尾力矩由于短尾撑，加上整体重量的分布合理前后平衡所以负面影响不明显。涵道本身也是环形翼，会产生升力的，还有就是Y结构本身也是有个迎角的升力翼剖面，旋翼下洗气流也会产生升力，平飞时这个升力与速度成正比，速度越快升力越大。（请参考<机体与机翼的升力表现>）
3.3直升机机翼
机翼的设计除了作为武器挂载点，也是进一步减轻旋翼的负担的有利设计，机翼在前飞时提供气动升力，这样，对旋翼产生升力的要求可以降到最低，后行桨叶失速也就不成为问题，消除了直升机速度上不去的一大障碍。很多常规直升机并没有专用的推进发动机，但安装了短翼，就是为了在前飞中产生升力，减低对旋翼升力的依赖，以提高前飞速度。对于攻击直升机来说，短翼还是提供武器挂架的好地方。采用短翼的典型直升机有米-6、AH-64 等，米-24 的短翼也有提供升力的作用，但最主要的目的却是加强横滚稳定性。
减小对旋翼下洗气流的不利遮挡，本设计的机翼迎角，下反角，前沿小翼等都精心设计以引导大部分下洗气流到后面，把遮挡阻力善用为推力。


3.4 旋翼后掠浆尖
旋翼桨叶的桨尖区域是桨叶的最高动压区，是产生桨尖涡的区域，也是产生高阻力和噪音的区域，所以桨尖设计为后掠，以推迟飞行速度提高后的动态时速现象，减少升力降低现象与阻力急剧升高的问题，并且也降低震动与高噪音水平，所以也避免操纵力矩的突变问题。

3.5气动布局与传动系统介绍
机翼与双发发动机并排布置在纵向重心上，装载量2000公斤或2.56m3的油箱安置在主减速器下方，油箱下有凯夫勒装甲防护。传动轴从主减速器沿着机背通过扁平的尾撑传递发动机动力到机位。机尾的Y结构底部是个中空转轴，从主减速器传递来的动力将经过一套锥形齿轮转向后穿过这中空转轴，再传入在Y结构中央的尾减速器。尾减速器将把动力分去左右边的涵道风扇。涵道风扇的叶片是可调角距的，所以左右边的推力大小，或前后方向的推力控制是以控制叶片角度来实现。

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4.0主要设计参数

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4.1外形尺寸
旋翼直径　　　　　　　　　　　　　　　　　　        18.6m
涵道风扇直径　　　　　　　　　　　　　　　　　0.8m
旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　　　        0.53m
机身长                                                                     12.9m
短翼翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　        9.5m
全高                                                                            4.0m
涵道间距　　　　　　　　　　　　　　　　　　        4.8m
主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　　        2.6m
前后轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　        9.6m




5.0 飞行性能，重量及载荷

空重                                                                                 5000kg
最大内部燃油重量　　　　　　　　　　　　　　        2000kg
最大起飞重量(转场任务，满油)　                                11000kg
主要任务重量　　　　　　　　　　　　　　　　        8000kg
最大允许速度　　　　　　　　　　　　　　　　        550km/h
最大平飞速度和最大巡航速度                                        550km/h
最大爬升率(海平面)                                                        15.5m/s
最大垂直爬升率(海平面)                                                13.0 m/s
实用升限        　　　　　　　　　　　　　　　　        7000m
实用升限(单发)                                                                3500m
悬停高度(有地效)                                                         4500m
悬停高度(无地效)                                                        3500m

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