超级军网《直升货车-通用运输直升机》-前行桨叶概念的交叉双旋翼 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 15:36:19
]]
上面的东西被刊登并被专家评价，评价结果是不实用，主要原因是说交叉双旋翼直升机的速度慢，我设想的东西达不到所提出的速度性能指标。
或许我的文字描述部门专家没有看懂，所以我写了信给专家，向专家请教，“前行桨叶”概念能否用于交叉双旋翼。如果能用，那么用风扇推动，速度能否突破巡航300公里/小时，最高速度达到350公里/小时。目前还没有收到答复。
从结构上来看，交叉双旋翼气动结构比共轴双旋翼还对称，共轴双旋翼还存在下部旋翼受到上部旋翼影响的问题，而且共轴双旋翼一侧存在上下旋翼间距缩小的问题。所以，西科斯基推出的高速直升机选择了刚性旋翼的概念。但刚性旋翼制造困难，所以俺选择半刚性旋翼，为了避免共轴双旋翼上的上下旋翼碰撞问题，同时还想用前行桨叶的概念，就选择采用交叉双旋翼。
通常交叉双旋翼前飞时的迎风阻力大，因为前行时两个旋翼的迎风面积大，所以速度慢。如果高速时采用前行桨叶概念，那么前飞时旋翼迎风投影面积减小，旋翼转速降低，靠风扇推动，速度应该会提升。当然，在低速时，可以考虑不用风扇推动，而是靠传统直升机的模式来机动。
或许我的文字描述部门专家没有看懂，所以我写了信给专家，向专家请教，“前行桨叶”概念能否用于交叉双旋翼。如果能用，那么用风扇推动，速度能否突破巡航300公里/小时，最高速度达到350公里/小时。目前还没有收到答复。
从结构上来看，交叉双旋翼气动结构比共轴双旋翼还对称，共轴双旋翼还存在下部旋翼受到上部旋翼影响的问题，而且共轴双旋翼一侧存在上下旋翼间距缩小的问题。所以，西科斯基推出的高速直升机选择了刚性旋翼的概念。但刚性旋翼制造困难，所以俺选择半刚性旋翼，为了避免共轴双旋翼上的上下旋翼碰撞问题，同时还想用前行桨叶的概念，就选择采用交叉双旋翼。
通常交叉双旋翼前飞时的迎风阻力大，因为前行时两个旋翼的迎风面积大，所以速度慢。如果高速时采用前行桨叶概念，那么前飞时旋翼迎风投影面积减小，旋翼转速降低，靠风扇推动，速度应该会提升。当然，在低速时，可以考虑不用风扇推动，而是靠传统直升机的模式来机动。
俺在构思这些东西的前后，下载了不少直升机方面的教材、书籍和文章。可以说，国内外都非常重视运输直升机的研制，目前许多都集中在如何实现高速和提高飞行效率方面。
现在的能够提高飞行速度的重型直升机方案，主要是三种：
1、以V-22为基础的四倾转旋翼直升机
2、西科斯基的X2系列刚性共轴双旋翼直升机，俄罗斯卡莫夫推出的方案与此类似。
3、复合直升机，即给传统直升机加个推进螺旋桨。目前主要是在传统直升机上改装来做试验，基于这个思路提出新的研制目标的似乎只有俄罗斯米里设计局。
如果俺的构思可行的话，可以说有了一个新的方案，未必不可一试。
欢迎了解直升机的朋友拍砖。
现在的能够提高飞行速度的重型直升机方案，主要是三种：
1、以V-22为基础的四倾转旋翼直升机
2、西科斯基的X2系列刚性共轴双旋翼直升机，俄罗斯卡莫夫推出的方案与此类似。
3、复合直升机，即给传统直升机加个推进螺旋桨。目前主要是在传统直升机上改装来做试验，基于这个思路提出新的研制目标的似乎只有俄罗斯米里设计局。
如果俺的构思可行的话，可以说有了一个新的方案，未必不可一试。
欢迎了解直升机的朋友拍砖。
螺旋桨这样的布局很不保险吧？
]]
原帖由 走街串巷 于 2008-8-27 13:45 发表
螺旋桨这样的布局很不保险吧？
你说的“螺旋桨”是不是指的上面旋转的东西，那个叫旋翼。
交叉双旋翼直升机已经问世很长时间了，只不过多数是一副旋翼是两个叶片的。
上个卡曼直升机公司的图：
挖，楼主花了大力气啊。
共轴双旋翼加桨尖喷气如何？喷气从主轴和空心桨叶输送。碰撞问题可以用刚性桨叶（可扭转）避免。尾部加涵道风扇推动。
共轴双旋翼加桨尖喷气如何？喷气从主轴和空心桨叶输送。碰撞问题可以用刚性桨叶（可扭转）避免。尾部加涵道风扇推动。
原帖由 1999兵人在线 于 2008-8-27 13:46 发表
能介绍下什么叫前行桨叶吗？如可能，附图说明更好。谢谢！
我对前行桨叶概念的简单解释，不对的话，请懂行的补充。
首先看传统直升机面临的问题：
传统直升机前飞时，旋翼不断的旋转，很自然向前旋转的旋翼速度与飞行速度方向相同，速度在迭加，而另外先后旋转的旋翼速度与飞行速度相反，速度在降低。速度高的一侧旋翼上的升力大，速度低的一侧旋翼升力小，这样直升机的左右就不平衡。为了解决这个问题，人们发明了挥舞铰，即让旋翼可以上下挥舞，这样速度快的那侧旋翼向上挥舞，降低升力，速度低的那侧下下挥舞，提高升力，这样直升机就实现左右平衡，能够顺利前飞。
很显然，传统直升机的速度提升受到了限制，因为前行桨叶叶稍的速度不能超过音速，而后行桨叶的速度不能出现失速，这样传统直升机的最高理论速度大约就是40%。
下面看前行桨叶概念
为了提高速度，很显然前行桨叶速度不应该超过音速，但后行桨叶可以失速，但失速时没有升力，那么需要考虑直升机如何平衡。这种情况下，共轴双旋翼结构就能发挥作用了，因为共轴双旋翼上下旋翼旋转方向想反，上面旋翼如果前行桨叶是左边，那么下面旋翼前行桨叶就是右边，这样正好平衡直升机两侧升力。即一副旋翼的前行部分和后行部分不平衡，前行部分提供升力，后行部分不提供升力或提供很少升力，靠另外一副旋翼提供升力实现平衡。
当利用双旋翼解决升力平衡问题后，前行桨叶的旋转速度就可以降低，那么水平飞行速度就可以提升。西科斯基在上世纪实验的XH-59A的速度达到441公里/小时。远远超过了传统结构的350公里/小时。
卡曼公司，就是出海妖（SH-2）直升机的那个公司出过交叉桨直升机，似乎是作为林业用直升机或者搜索直升机来用的。
原帖由 化外 于 2008-8-27 13:57 发表
挖，楼主花了大力气啊。
共轴双旋翼加桨尖喷气如何？喷气从主轴和空心桨叶输送。碰撞问题可以用刚性桨叶（可扭转）避免。尾部加涵道风扇推动。
注意到你提出的桨尖喷气。
对于桨尖喷气，传统上有两种方式：
一种是从发动机的引高温高压燃气在旋翼翼稍喷出，这个对旋翼要求比较高，要布置耐高温高压的管道，结构上比较复杂。实际中似乎没有看到采用这种方案的东西，试验方面波音公司出现过X-50。X-50也算是个高速直升机方案，就是采用从发动机引气在旋翼翼稍喷出，省了平衡用的尾桨，在前飞时旋翼固定，充当固定机翼。不过，X-50只试飞了几次就坠毁，而且只实现了垂直悬停。因为X-50旋翼很短很厚，转速是传统直升机的四倍，可以说前景并不怎样，最后坠毁机架试验机后终止了该项目。
从结构角度来看，对于中型和重型运输直升机，从发动机引气的桨尖喷气方式似乎不可取。
另外一种方式就是变通的方式，即在旋翼翼稍上安装小型冲压发动机。小型冲压发动机结构简单，重量轻，当速度提升后，发动机依靠相对空气的速度来对进气进行压缩，然后燃烧喷出就可以提供旋翼旋转需要的动力。燃料供应相应的比较简单，因为在旋翼内部布置燃料管道要比布置高温高压空气管道简单很多，而且依靠离心力就可以为翼稍发动机提供燃油。
这个结构比较简单，甚至比传统直升机结构都简单，所以在上世纪五六十年代就出现过实用机型。
但是，这个结构也有问题，因为翼稍小型冲压发动机的噪音比较大，据说象哨子的声音，非常难易忍受，所以后来就没有再大量出现过。
除了噪音问题外，翼稍冲压发动机结构比传统直升机结构简单，但对提高飞行速度并没有帮助，甚至还存在一定问题：后行桨叶翼稍速度不能太低，太低则意味着翼稍发动机无法实现燃烧，这样翼稍发动机工作就不稳定。所以翼稍发动机简化了结构，但无法提高速度。
所以，如果一定要用桨尖喷气的方法提高速度，很显然只能依靠第一种方案，但第一种方案从提出设想到现在还没有真正的实验机型出现，这表明了这种方案其实问题还不少。
原帖由 gundam_lc_nt 于 2008-8-27 14:26 发表
卡曼公司，就是出海妖（SH-2）直升机的那个公司出过交叉桨直升机，似乎是作为林业用直升机或者搜索直升机来用的。
上面俺贴的那个红色的图就是卡曼公司出的交叉双旋翼直升机：K-MAX，名字叫空中吊车。主要用于森林中吊运木头和森林灭火。
卡曼公司和洛克希德公司合作在推出长航时无人直升机，就是以K-MAX交叉双旋翼为基础的，滞空时间达到12个小时。
交叉双旋翼的主要好处是升力大，所以作为空中吊车不错。交叉双旋翼的主要缺点是速度较慢，所以并不适合运输。俺提出的解决办法是采用前行桨叶概念，降低阻力提高推力，所以能较大幅度提高速度。
用类似于升力发动机的高速风扇而不用涡扇呢？
X50坠毁的原因似乎没有公布。即使用涡扇尾气，掺入环境空气冷却至少会有帮助。
桨尖喷气省却挥舞绞、摇摆绞，只保留一套swashplate和扭转机构。至于碰撞问题，即使刚性桨叶不行的话，加大旋转面之间的距离又有什么问题？或者下旋翼用刚性、喷气，上旋翼用传统设计？
X50坠毁的原因似乎没有公布。即使用涡扇尾气，掺入环境空气冷却至少会有帮助。
桨尖喷气省却挥舞绞、摇摆绞，只保留一套swashplate和扭转机构。至于碰撞问题，即使刚性桨叶不行的话，加大旋转面之间的距离又有什么问题？或者下旋翼用刚性、喷气，上旋翼用传统设计？
用类似于升力发动机的高速风扇而不用涡扇呢？
》》不明白你的意思，是不是用风扇来提供升力。用风扇提供升力的方法很早就试验过，风扇要多个，而且风扇的转速高，那么气流速度大，相应的气流动力比较多，则意味着许多能量的消耗，则直升效率就不高。另外，多个风扇需要平衡，这个还是比较难以调整的。
X50坠毁的原因似乎没有公布。即使用涡扇尾气，掺入环境空气冷却至少会有帮助。
》》X50坠毁原因我忘了，但现后两架X50都坠毁，甚至在坠毁前还没有进行一次平飞，这表明在直升机状态时就存在问题，更别提更为困难的直升转水平飞行状态了。
桨尖喷气省却挥舞绞、摇摆绞，只保留一套swashplate和扭转机构。至于碰撞问题，即使刚性桨叶不行的话，加大旋转面之间的距离又有什么问题？或者下旋翼用刚性、喷气，上旋翼用传统设计？
》》桨尖喷气的两种方式，提高速度只能采用从发动机引气，从发动机引气需要耐高温和高压的管道，这种结构还是很复杂的，管道要足够粗，足够耐冲击，不能有泄露，要不然会有多种问题。
X50坠毁时尚在直升状态，X50的旋翼又粗又短，这种情况下喷气都出现问题，加大尺寸只会使问题更多而不是更少。
如果还是有疑问，可以算算这个桨尖喷气时需要多粗的管道引气，再分析一下高温燃气如何能够导入到旋翼翼稍，中间如何实现对气体的动密封，就知道问题该有多复杂了。
》》不明白你的意思，是不是用风扇来提供升力。用风扇提供升力的方法很早就试验过，风扇要多个，而且风扇的转速高，那么气流速度大，相应的气流动力比较多，则意味着许多能量的消耗，则直升效率就不高。另外，多个风扇需要平衡，这个还是比较难以调整的。
X50坠毁的原因似乎没有公布。即使用涡扇尾气，掺入环境空气冷却至少会有帮助。
》》X50坠毁原因我忘了，但现后两架X50都坠毁，甚至在坠毁前还没有进行一次平飞，这表明在直升机状态时就存在问题，更别提更为困难的直升转水平飞行状态了。
桨尖喷气省却挥舞绞、摇摆绞，只保留一套swashplate和扭转机构。至于碰撞问题，即使刚性桨叶不行的话，加大旋转面之间的距离又有什么问题？或者下旋翼用刚性、喷气，上旋翼用传统设计？
》》桨尖喷气的两种方式，提高速度只能采用从发动机引气，从发动机引气需要耐高温和高压的管道，这种结构还是很复杂的，管道要足够粗，足够耐冲击，不能有泄露，要不然会有多种问题。
X50坠毁时尚在直升状态，X50的旋翼又粗又短，这种情况下喷气都出现问题，加大尺寸只会使问题更多而不是更少。
如果还是有疑问，可以算算这个桨尖喷气时需要多粗的管道引气，再分析一下高温燃气如何能够导入到旋翼翼稍，中间如何实现对气体的动密封，就知道问题该有多复杂了。
原帖由 gundam_lc_nt 于 2008-8-27 14:26 发表
卡曼公司，就是出海妖（SH-2）直升机的那个公司出过交叉桨直升机，似乎是作为林业用直升机或者搜索直升机来用的。
叫H43
原帖由 TSQ 于 2008-8-27 15:16 发表
用类似于升力发动机的高速风扇而不用涡扇呢？
》》不明白你的意思，是不是用风扇来提供升力。用风扇提供升力的方法很早就试验过，风扇要多个，而且风扇的转速高，那么气流速度大，相应的气流动力比较多，则意味着 ...
用压缩机（风扇或离心）而不是涡扇尾气产生高压气流。这是不是现实我不知道，没查过现代高压高速压缩机性能。
没有动密封的问题。主轴和桨叶之间是固定的。发动机/压缩机气流通过空隙高速喷入主轴管，引射吸入环境空气、降温、减速、加大流量。耐高温要求至少比涡扇发动机的燃烧室和尾喷口低吧？
另一个办法是复合桨尖冲压发动机。冲压发动机进气不从外部，而是压缩机通过桨内通气道提供，减小噪声，并解决失速熄火的问题。
网易有篇文章 比楼主写的更全来的。大家可以看看
http://bbs.news.163.com/bbs/mil/85930269.html
http://bbs.news.163.com/bbs/mil/85930269.html
最早的交叉桨！
要大货舱,就纵列双旋翼,再要速度,就上倾转旋翼.....要全天候和对付复杂地形,精良滴传感器和更好滴飞控才是关键...:D
用专门的压缩机产生高压空气来推动在在一定程度上避免高温问题，但密封仍然不能避免。
由于没有实际经验，也缺少相关理论，所以无法判断到底压力多大为好，管道直径是多少为合适。但我可以指出一个方向：所有机械东西的基本分析都可以采用并不复杂的基本理论：对于直升机来说，无论采用什么结构，发动机该提供多大功率是一定的，发动机工作原理无非就是热机，热机通常用卡诺循环来分析，从卡诺循环和功率要求可以分析出工质多少和做功压力，这样就能做个基本分析。
X50是直接从发动机引气的，到底引入的气体温度是多少不知道。但采用专门的离心式压缩机来提供专门的高压空气，似乎结构上并没有简单多少，其对比就是一套减速器和一套压缩机和管道的对比。至于那些铰链，如果都采用刚性和前行桨叶概念，那么这方面大家都相同。
对于桨尖发动机不采用冲压而是采用专门的压缩高压空气的方式，可以避免后行熄火的问题，但结构上反而更复杂了，发动机没有省掉，还多了许多管道。当然这个引气量比单纯的高压空气要小，但我觉得没有多大优势。
其实，我们可以看看F-35的升力风扇的例子。F-35升力风扇的驱动有两个方案，一个是现在的驱动轴，一个是从发动机高压引气。从发动机高压引气的功率更大，重量更轻，但体积比较大，也要进行隔热和密封，所以最后就没有采用，而是采用了减速器和离合器。
这个例子其实很能说明问题。
如果你还是希望采用这个方案，俺倒有简化的办法，只是结构稍微变变。譬如旋翼中间部分象X50那样，然后在旋翼外侧再延长旋翼，这样减少旋翼上的管道布置长度，实际来说采用的不是桨尖喷气，而是桨中间喷气或者靠近内侧的1/3处喷气，这样虽然喷气管道可能会大，管道流速会变慢，总功率相同。将管道缩短后，整个旋翼部分可以分为两部分建造，外侧可以采用传统结构，内侧做成刚性的，这样或许在结构上、密封上都比较好。
由于没有实际经验，也缺少相关理论，所以无法判断到底压力多大为好，管道直径是多少为合适。但我可以指出一个方向：所有机械东西的基本分析都可以采用并不复杂的基本理论：对于直升机来说，无论采用什么结构，发动机该提供多大功率是一定的，发动机工作原理无非就是热机，热机通常用卡诺循环来分析，从卡诺循环和功率要求可以分析出工质多少和做功压力，这样就能做个基本分析。
X50是直接从发动机引气的，到底引入的气体温度是多少不知道。但采用专门的离心式压缩机来提供专门的高压空气，似乎结构上并没有简单多少，其对比就是一套减速器和一套压缩机和管道的对比。至于那些铰链，如果都采用刚性和前行桨叶概念，那么这方面大家都相同。
对于桨尖发动机不采用冲压而是采用专门的压缩高压空气的方式，可以避免后行熄火的问题，但结构上反而更复杂了，发动机没有省掉，还多了许多管道。当然这个引气量比单纯的高压空气要小，但我觉得没有多大优势。
其实，我们可以看看F-35的升力风扇的例子。F-35升力风扇的驱动有两个方案，一个是现在的驱动轴，一个是从发动机高压引气。从发动机高压引气的功率更大，重量更轻，但体积比较大，也要进行隔热和密封，所以最后就没有采用，而是采用了减速器和离合器。
这个例子其实很能说明问题。
如果你还是希望采用这个方案，俺倒有简化的办法，只是结构稍微变变。譬如旋翼中间部分象X50那样，然后在旋翼外侧再延长旋翼，这样减少旋翼上的管道布置长度，实际来说采用的不是桨尖喷气，而是桨中间喷气或者靠近内侧的1/3处喷气，这样虽然喷气管道可能会大，管道流速会变慢，总功率相同。将管道缩短后，整个旋翼部分可以分为两部分建造，外侧可以采用传统结构，内侧做成刚性的，这样或许在结构上、密封上都比较好。
“要大货舱,就纵列双旋翼,再要速度,就上倾转旋翼.....要全天候和对付复杂地形,精良滴传感器和更好滴飞控才是关键”
》》哈哈，现在美国佬可是大货舱、速度都要，当然也要全天候。同时具备这些条件的，美国佬现在主流的方案其实只有两个，即V-22基础上的四个倾转旋翼和西科斯基的X2方案。
说句实在话，俺曾经想，如果把支奴干改成刚性旋翼加螺旋桨推动，其效果其不是比西科斯基的X2更好。后来发现也有问题，就是左右两边平衡起来还是有点困难，当然也可以平衡，但比较困难一些。
》》哈哈，现在美国佬可是大货舱、速度都要，当然也要全天候。同时具备这些条件的，美国佬现在主流的方案其实只有两个，即V-22基础上的四个倾转旋翼和西科斯基的X2方案。
说句实在话，俺曾经想，如果把支奴干改成刚性旋翼加螺旋桨推动，其效果其不是比西科斯基的X2更好。后来发现也有问题，就是左右两边平衡起来还是有点困难，当然也可以平衡，但比较困难一些。
化外：
工程上许多东西远比想想的要复杂，一个简单的问题可能就很难办。对于从发动机引气进行驱动，就会面临燃烧后的积碳问题，因为很难保证全部燃烧，那么燃气进入旋翼管道，在温度降低后就会积碳，这个必须得拆掉后才能清洗。
不过，要实现共轴双旋翼都实现喷气，结构上我估计你没有深入思考，因为轴中间部分要引气，那么轴中间就是空的，上面旋翼的轴供气可能还简单一些，下面旋翼的轴该如何供气呢？反正结构比较复杂。
常见的旋翼上喷气方案都是用在传统直升机上，因为这可以省略减速器和尾桨。
当然，旋翼上喷气的方案可以用在交叉双旋翼直升机上。
工程上许多东西远比想想的要复杂，一个简单的问题可能就很难办。对于从发动机引气进行驱动，就会面临燃烧后的积碳问题，因为很难保证全部燃烧，那么燃气进入旋翼管道，在温度降低后就会积碳，这个必须得拆掉后才能清洗。
不过，要实现共轴双旋翼都实现喷气，结构上我估计你没有深入思考，因为轴中间部分要引气，那么轴中间就是空的，上面旋翼的轴供气可能还简单一些，下面旋翼的轴该如何供气呢？反正结构比较复杂。
常见的旋翼上喷气方案都是用在传统直升机上，因为这可以省略减速器和尾桨。
当然，旋翼上喷气的方案可以用在交叉双旋翼直升机上。
化外，关于桨尖喷气，准确来说应该是喷气翼尖，参见这个文章：
http://www.afwing.com/intro/birdy/8.htm
下面是我摘录的其中关于桨尖喷气的内容：
30 年代末，大学刚毕业的 Friedrich von Doblhoff异想天开，建议在旋翼翼尖上安装法国工程师 Rene Leduk 早年发明的冲压式喷气发动机，驱动旋翼，现在称之为喷气翼尖（tip jet）。发动机驱动旋翼旋转是造成反扭力的原因，即使新奇的方案如“夏延”，依然逃脱不了采用尾桨平衡反扭力的布局。喷气翼尖在桨叶内通过管路向翼尖输送高压压缩空气，压缩空气从翼尖向后喷出，就可以推动桨叶转动。喷气翼尖的极端是直接在旋翼翼尖安装微型喷气发动机，喷气驱动旋翼旋转。由于桨轴不是驱动轴，旋翼转动没有反扭力，所以不需要尾桨。桨叶内输导压缩空气的能力有限，结构也复杂，但发动机可以放在机体内。翼尖喷气发动机的方案在技术上更有诱惑力，燃料在离心力的作用下，可以容易地向翼尖输送，燃烧用的空气也主要由管路输送过来的压缩空气提供，因为在翼尖的发动机进气受圆周运动的影响太大。发动机必须轻小，一般采用结构简单的脉动喷气发动机（pulsejet）或冲压喷气发动机（ram jet）。喷气翼尖的问题是噪声不仅巨大，而且尖厉，有规则，特别烦人。不过最大噪声实际上延续时间不长，只有起飞和着陆的一、两分钟时间，不过这没有能够使环保组织的反对声轻下去。Doblhoff 在战时的研究工作取得了有限的成果，战争结束时，Doblhoff 用卡车拉着样机和资料，和工作人员一起从苏军正在逼近的奥地利往西撤退，最后在德奥边境向美军投降。战后，Doblhoff和他的样机一起到了美国，Doblhoff 到美国麦克唐纳工作，主持了麦克唐纳 XV-1的设计，这是美国第一架喷气翼尖的直升机。但与此同时，Doblhoff 的主要结构设计师和试飞员 August Stepan 去了英国，日后成为 Fairey Rotodyne的主要设计人之一。然而，喷气翼尖、推进发动机和固定的机翼相结合，有效地将直升机、旋翼机和固定翼飞机的优点结合起来。
应该说是喷气翼尖的另一个先驱，在 50 年就推出了 HOE-1 研究直升机麦克唐纳在从德国“俘虏”过来的喷气翼尖鼻祖Feiedrich von Doblhoff 的主持下，在 50 年代研制了 XV-1 研究直升机，除采用喷气翼尖外，还在机身尾部单独采用推进螺旋桨提供推力，尾撑顶端的小型螺旋桨用于方向控制。
最著名的采用喷气翼尖的旋翼-直升机要数英国 Fairey 的 Rotodyne。60 年代城际交通迅速发展，短途航空旅行的诱惑力日增，但固定翼飞机需要远离城市的机场的问题，始终限制了短途航空旅行的发展，很多垂直-短距起落飞机的方案应运而生。城际中短途空运不要求悬停或非常规机动性能，垂直/短距起落能力更为重要，所以旋翼-直升机具有相当的吸引力。Fairey Rotodyne 用喷气翼尖实现垂直起落，用旋翼的周期距控制俯仰和横滚，翼下双发差动推力控制在直升机状态下的方向，在平飞阶段，气动舵面辅助飞行控制。机翼在平飞阶段产生一半以上的升力，旋翼的桨距减到最低，靠空气动力自旋，以减小阻力。FaireyRotodyne 在试飞期间，创造了伦敦市中心到巴黎市中心的速度记录。旋翼-直升机的无滑跑倾斜起飞和准垂直降落，不仅极大地降低了对机场跑道和净空的要求，也由于起落空间不重叠，实际上增加了同等机场空间内起落架次的容量。由于噪声、资金和 60 年代初英国航空工业的全面重组，Fairey 被 Westland 收购，Westland 把重点转移到以引进的西科斯基技术为基础的常规直升机的研制上，Fairey Rotodyne 下马了，所有资料和工具被销毁，样机被肢解，至今还有不少人惋惜。
http://www.afwing.com/intro/birdy/8.htm
下面是我摘录的其中关于桨尖喷气的内容：
30 年代末，大学刚毕业的 Friedrich von Doblhoff异想天开，建议在旋翼翼尖上安装法国工程师 Rene Leduk 早年发明的冲压式喷气发动机，驱动旋翼，现在称之为喷气翼尖（tip jet）。发动机驱动旋翼旋转是造成反扭力的原因，即使新奇的方案如“夏延”，依然逃脱不了采用尾桨平衡反扭力的布局。喷气翼尖在桨叶内通过管路向翼尖输送高压压缩空气，压缩空气从翼尖向后喷出，就可以推动桨叶转动。喷气翼尖的极端是直接在旋翼翼尖安装微型喷气发动机，喷气驱动旋翼旋转。由于桨轴不是驱动轴，旋翼转动没有反扭力，所以不需要尾桨。桨叶内输导压缩空气的能力有限，结构也复杂，但发动机可以放在机体内。翼尖喷气发动机的方案在技术上更有诱惑力，燃料在离心力的作用下，可以容易地向翼尖输送，燃烧用的空气也主要由管路输送过来的压缩空气提供，因为在翼尖的发动机进气受圆周运动的影响太大。发动机必须轻小，一般采用结构简单的脉动喷气发动机（pulsejet）或冲压喷气发动机（ram jet）。喷气翼尖的问题是噪声不仅巨大，而且尖厉，有规则，特别烦人。不过最大噪声实际上延续时间不长，只有起飞和着陆的一、两分钟时间，不过这没有能够使环保组织的反对声轻下去。Doblhoff 在战时的研究工作取得了有限的成果，战争结束时，Doblhoff 用卡车拉着样机和资料，和工作人员一起从苏军正在逼近的奥地利往西撤退，最后在德奥边境向美军投降。战后，Doblhoff和他的样机一起到了美国，Doblhoff 到美国麦克唐纳工作，主持了麦克唐纳 XV-1的设计，这是美国第一架喷气翼尖的直升机。但与此同时，Doblhoff 的主要结构设计师和试飞员 August Stepan 去了英国，日后成为 Fairey Rotodyne的主要设计人之一。然而，喷气翼尖、推进发动机和固定的机翼相结合，有效地将直升机、旋翼机和固定翼飞机的优点结合起来。
应该说是喷气翼尖的另一个先驱，在 50 年就推出了 HOE-1 研究直升机麦克唐纳在从德国“俘虏”过来的喷气翼尖鼻祖Feiedrich von Doblhoff 的主持下，在 50 年代研制了 XV-1 研究直升机，除采用喷气翼尖外，还在机身尾部单独采用推进螺旋桨提供推力，尾撑顶端的小型螺旋桨用于方向控制。
最著名的采用喷气翼尖的旋翼-直升机要数英国 Fairey 的 Rotodyne。60 年代城际交通迅速发展，短途航空旅行的诱惑力日增，但固定翼飞机需要远离城市的机场的问题，始终限制了短途航空旅行的发展，很多垂直-短距起落飞机的方案应运而生。城际中短途空运不要求悬停或非常规机动性能，垂直/短距起落能力更为重要，所以旋翼-直升机具有相当的吸引力。Fairey Rotodyne 用喷气翼尖实现垂直起落，用旋翼的周期距控制俯仰和横滚，翼下双发差动推力控制在直升机状态下的方向，在平飞阶段，气动舵面辅助飞行控制。机翼在平飞阶段产生一半以上的升力，旋翼的桨距减到最低，靠空气动力自旋，以减小阻力。FaireyRotodyne 在试飞期间，创造了伦敦市中心到巴黎市中心的速度记录。旋翼-直升机的无滑跑倾斜起飞和准垂直降落，不仅极大地降低了对机场跑道和净空的要求，也由于起落空间不重叠，实际上增加了同等机场空间内起落架次的容量。由于噪声、资金和 60 年代初英国航空工业的全面重组，Fairey 被 Westland 收购，Westland 把重点转移到以引进的西科斯基技术为基础的常规直升机的研制上，Fairey Rotodyne 下马了，所有资料和工具被销毁，样机被肢解，至今还有不少人惋惜。
似乎前苏联搞过在桨叶端部装喷气发动机的直升飞行器，可惜最后华丽的失败了~~
能用一副旋翼解决问题的东西就不要再另类
９５％的直升机都是传统结构
这个就很能说明问题．
传统结构的英国山猫速度就已经达到４００公里每小时
想再快Ｖ２２的结构最好
最后安装角是安装角，预锥角是预锥角 两者完全不同．
９５％的直升机都是传统结构
这个就很能说明问题．
传统结构的英国山猫速度就已经达到４００公里每小时
想再快Ｖ２２的结构最好
最后安装角是安装角，预锥角是预锥角 两者完全不同．
“山猫”(LYNX)
韦斯特兰直升机公司
技术数据
(A：早期军用型；B：“战场山猫”；N：早期海军型；S：“超山猫”)
外形尺寸
旋翼直径 12.80m
尾桨直径
A，N 2.21m
B，S 2.36m
旋翼尾桨中心距 7.66m
机长
(旋翼、尾桨转动，A，N) 15.17m
(旋翼、尾桨转动，B，S) 15.24m
B(旋翼桨叶折叠) 13.24m
N(旋翼桨叶、尾斜梁折叠) 10.62m
S(旋翼桨叶、尾斜梁折叠) 10.85m
机宽(旋翼桨叶折叠)
A 3.75m
B 3.02m
N，S 2.94m
机高(旋翼、尾桨静止)
A 3.51m
N 3.48m
机高(尾桨转动)
B 3.73m
S 3.67m
机高(旋翼桨叶和尾斜梁折叠)
N 3.20m
S 3.25m
平尾半翼展
A，N 1.78m
B，S 1.32m
滑橇间距离
A 2.03m
主轮距
N 2.78m
B，S 2.80m
前主轮距
N 2.94m
B，S 3.02m
内部尺寸
座舱(自驾驶员座椅后面)
最小长度 2.06m
最大宽度 1.78m
后部宽度 1.41m
内部地板最大宽度 1.72m
最大高度 1.42m
地板面积 3.72m2
容积 5.20m3
座舱门
宽×高 1.37m×1.19m
面积
旋翼桨盘 128.71m2
尾桨桨盘
A，N 3.84m2
B，S 4.37m2
重量及载荷
出厂净重
A 2578kg
N 2740kg
出厂基本重量
A 2658kg
B 3178kg
N 3030kg
S 3291kg
使用空重(包括机组人员和武器)
B，反坦克(8枚“陶”式导弹) 3949kg
B，侦察 3444kg
B，运输 3496kg
S，反潜(2枚“鱼雷”) 4618kg
S，反舰(4枚“海鸥”导弹) 4376kg
S，监视和瞄准 3708kg
S，搜索与救援 3778kg
最大吊挂载荷(B，S) 1361kg
最大起飞重量
A 4535kg
N(装“宝石”Mk41发动机) 4763kg
N(装“宝石”Mk42发动机) 4876kg
B，S 5125kg
最大桨盘载荷
A 0.346kN/m2
N(装“宝石”Mk41发动机) 0.363kN/m2
N(装“宝石”Mk42发动机) 0.371kN/m2
B，S 0.390kN/m2
最大功率载荷
A 3.31kg/kw
N(装“宝石”Mk41发动机) 3.47kg/kw
N(装“宝石”Mk42发动机) 3.55kg/kw
B，S 3.74kg/kw
性能数据(正常最大起飞重量、海平面、国际标准大气，装“宝石”Mk41/42发动机)
最大允许速度(Mk9) 289km/h
最大连续巡航速度
A 259km/h
N 232km/h
A(国际标准大气+20℃) 241km/h
N(国际标准大气+20℃) 211km/h
S 256km/h
最大续航速度
A，N(国际标准大气和国际标准大气+20℃) 130km/h
最大爬升率
A 12.8m/s
N 11m/s
A(国际标准大气+20℃) 8.9m/s
N(国际标准大气+20℃) 7.8m/s
最大垂直爬升率
A 7.9m/s
N 6.0m/s
A(国际标准大气+20℃) 6.5m/s
N(国际标准大气+20℃) 4.1m/s
悬停高度(无地效)
A 3230m
N 2575m
典型航程(有余油)
A(运兵) 540km
B(战术运输) 685km
作战半径
B(反坦克，作战2h，带4枚“陶”式导弹) 46km
S(反潜，作战2h，吊放声纳，带1枚“鱼雷”) 37km
S(定点攻击，带4枚“海鸥”导弹) 232km
S(监视，作战3h50m) 139km
最大航程
A 630km
N 593km
最大转场航程(座舱内带副油箱)
A 1342km
N 1046km
最大续航时间
A 2h57m
N(国际标准大气+20℃) 2h50m
韦斯特兰直升机公司
技术数据
(A：早期军用型；B：“战场山猫”；N：早期海军型；S：“超山猫”)
外形尺寸
旋翼直径 12.80m
尾桨直径
A，N 2.21m
B，S 2.36m
旋翼尾桨中心距 7.66m
机长
(旋翼、尾桨转动，A，N) 15.17m
(旋翼、尾桨转动，B，S) 15.24m
B(旋翼桨叶折叠) 13.24m
N(旋翼桨叶、尾斜梁折叠) 10.62m
S(旋翼桨叶、尾斜梁折叠) 10.85m
机宽(旋翼桨叶折叠)
A 3.75m
B 3.02m
N，S 2.94m
机高(旋翼、尾桨静止)
A 3.51m
N 3.48m
机高(尾桨转动)
B 3.73m
S 3.67m
机高(旋翼桨叶和尾斜梁折叠)
N 3.20m
S 3.25m
平尾半翼展
A，N 1.78m
B，S 1.32m
滑橇间距离
A 2.03m
主轮距
N 2.78m
B，S 2.80m
前主轮距
N 2.94m
B，S 3.02m
内部尺寸
座舱(自驾驶员座椅后面)
最小长度 2.06m
最大宽度 1.78m
后部宽度 1.41m
内部地板最大宽度 1.72m
最大高度 1.42m
地板面积 3.72m2
容积 5.20m3
座舱门
宽×高 1.37m×1.19m
面积
旋翼桨盘 128.71m2
尾桨桨盘
A，N 3.84m2
B，S 4.37m2
重量及载荷
出厂净重
A 2578kg
N 2740kg
出厂基本重量
A 2658kg
B 3178kg
N 3030kg
S 3291kg
使用空重(包括机组人员和武器)
B，反坦克(8枚“陶”式导弹) 3949kg
B，侦察 3444kg
B，运输 3496kg
S，反潜(2枚“鱼雷”) 4618kg
S，反舰(4枚“海鸥”导弹) 4376kg
S，监视和瞄准 3708kg
S，搜索与救援 3778kg
最大吊挂载荷(B，S) 1361kg
最大起飞重量
A 4535kg
N(装“宝石”Mk41发动机) 4763kg
N(装“宝石”Mk42发动机) 4876kg
B，S 5125kg
最大桨盘载荷
A 0.346kN/m2
N(装“宝石”Mk41发动机) 0.363kN/m2
N(装“宝石”Mk42发动机) 0.371kN/m2
B，S 0.390kN/m2
最大功率载荷
A 3.31kg/kw
N(装“宝石”Mk41发动机) 3.47kg/kw
N(装“宝石”Mk42发动机) 3.55kg/kw
B，S 3.74kg/kw
性能数据(正常最大起飞重量、海平面、国际标准大气，装“宝石”Mk41/42发动机)
最大允许速度(Mk9) 289km/h
最大连续巡航速度
A 259km/h
N 232km/h
A(国际标准大气+20℃) 241km/h
N(国际标准大气+20℃) 211km/h
S 256km/h
最大续航速度
A，N(国际标准大气和国际标准大气+20℃) 130km/h
最大爬升率
A 12.8m/s
N 11m/s
A(国际标准大气+20℃) 8.9m/s
N(国际标准大气+20℃) 7.8m/s
最大垂直爬升率
A 7.9m/s
N 6.0m/s
A(国际标准大气+20℃) 6.5m/s
N(国际标准大气+20℃) 4.1m/s
悬停高度(无地效)
A 3230m
N 2575m
典型航程(有余油)
A(运兵) 540km
B(战术运输) 685km
作战半径
B(反坦克，作战2h，带4枚“陶”式导弹) 46km
S(反潜，作战2h，吊放声纳，带1枚“鱼雷”) 37km
S(定点攻击，带4枚“海鸥”导弹) 232km
S(监视，作战3h50m) 139km
最大航程
A 630km
N 593km
最大转场航程(座舱内带副油箱)
A 1342km
N 1046km
最大续航时间
A 2h57m
N(国际标准大气+20℃) 2h50m
上面数据来自世界航空数据库。
不过，我知道山猫后来采用了先进的后掠桨叶旋翼，最大速度有了提高，但似乎也只是在某种情况下速度有 了不小提高，这种方案用在重型直升机上是否可行，不得而知。
我当然知道世界90%的直升机采用的是传统结构，但如果在这里就提出个传统直升机，除了和米-26想像外，几乎没有别的更多招数，而且性能上，也很难说多么出色。
正是因为传统直升机的速度不是很理想，所以美国提出的新一代重型直升机中，参加竞争的厂家中，采用传统直升机结构的就没有。
俺提出的这个结构，本质上与西科斯基的原理相同，只不过自己瞎想，也不敢把指标提到象西科斯基那么高。
不过，我知道山猫后来采用了先进的后掠桨叶旋翼，最大速度有了提高，但似乎也只是在某种情况下速度有 了不小提高，这种方案用在重型直升机上是否可行，不得而知。
我当然知道世界90%的直升机采用的是传统结构，但如果在这里就提出个传统直升机，除了和米-26想像外，几乎没有别的更多招数，而且性能上，也很难说多么出色。
正是因为传统直升机的速度不是很理想，所以美国提出的新一代重型直升机中，参加竞争的厂家中，采用传统直升机结构的就没有。
俺提出的这个结构，本质上与西科斯基的原理相同，只不过自己瞎想，也不敢把指标提到象西科斯基那么高。
对于重型运输直升机，速度是一方面，但吊运也是很重要的一个指标。
所以，虽然V-22是一替代CH-53出现的，但CH-53并没有完全被替代掉，反而西科斯基还获得了新的订单。这说明V-22只能替代部分任务。
美国新的重型直升机方案中，西科斯基的方案就是侧重于具有更强吊运能力的直升机，而不是象V-22那样复杂快速的飞机。
下面贴一个V-22飞行包线，大家看看，在低速领域，V-22类飞机与传统直升机不小的差距。所以，并不见得这个世界上除了传统直升机和V-22就不需要其他类型的直升机，象西科斯基X2类的直升机，如果验证可行而且解决了技术问题，其前景未必不如V-22，而其本身是可以替代传统直升机的。
所以，虽然V-22是一替代CH-53出现的，但CH-53并没有完全被替代掉，反而西科斯基还获得了新的订单。这说明V-22只能替代部分任务。
美国新的重型直升机方案中，西科斯基的方案就是侧重于具有更强吊运能力的直升机，而不是象V-22那样复杂快速的飞机。
下面贴一个V-22飞行包线，大家看看，在低速领域，V-22类飞机与传统直升机不小的差距。所以，并不见得这个世界上除了传统直升机和V-22就不需要其他类型的直升机，象西科斯基X2类的直升机，如果验证可行而且解决了技术问题，其前景未必不如V-22，而其本身是可以替代传统直升机的。
要么就是传统的结构，
要么就是Ｖ２２的那种结构
其他方案没必要．
你的方案比传统的结构复杂，速度又比Ｖ２２慢的多，
载重和速度没有本质的变化
没有价值．
山猫不需要某种情况就可以飞出来那个速度，那个极限速度是为了创造记录用的，不太实用．
要么就是Ｖ２２的那种结构
其他方案没必要．
你的方案比传统的结构复杂，速度又比Ｖ２２慢的多，
载重和速度没有本质的变化
没有价值．
山猫不需要某种情况就可以飞出来那个速度，那个极限速度是为了创造记录用的，不太实用．
倾转旋翼类滴再复杂,也有V22这个批量滴货价产品鸟...X2滴技术成熟度基本没优势...:D
看着螺旋桨就别扭啊
喜欢,不过提高飞行速度的方法可以参照"速度鹰"和X-2
原帖由 THT 于 2008-8-27 18:40 发表
要么就是传统的结构，
要么就是Ｖ２２的那种结构
其他方案没必要．
你的方案比传统的结构复杂，速度又比Ｖ２２慢的多，
载重和速度没有本质的变化
没有价值．
山猫不需要某种情况就可以飞出来那个 ...
哈哈，似乎这个世界就剩下V-22和传统结构了。
许多东西，如果没有尝试就下结论，似乎并不科学。如果X2系列能够实用化，其本身是具有替代传统结构直升机的优势的。
俺倒觉得X2系列很有生命力，拭目以待吧！
至于俺的设想，所谓结构复杂，不知道如何对比K-MAX的直升机与传统结构直升机。K-MAX直升机尤其特殊结构，其结构并不见得比传统直升机复杂多少，俺增加的那个推进风扇，在结构方面类同于传统直升机尾桨，也未必见得复杂多少。许多东西，如果综合的好的话，结构上是可以简单化一些的。正如卡莫夫直升机的零部件数量比好多传统直升机还少一样。
不过，我不清楚您所讲的400公里到底是极限速度，还是随便就能飞行的最大速度，似乎你的最后一句话内容有点矛盾。
原帖由 rejions 于 2008-8-27 19:29 发表
倾转旋翼类滴再复杂,也有V22这个批量滴货价产品鸟...X2滴技术成熟度基本没优势...:D
倾转旋翼还需要时间的考验，毕竟现在还没有经过一个全寿命的考验，后期还面临什么问题，还不好说。
俺其实很喜欢V-22这类飞机，但这类飞机是比较特殊的，属于填补直升机和飞机之间的一类东西，即比直升机有高速度，比飞机适用范围更广。反过来说，这类飞机又有缺点，低速运载能力和垂直机动能力比不上直升机，对环境适用性也不不上直升机；高速和运载能力也比不上传统飞机。
相对而言，X2现在还在技术验证阶段，但如果能够实用化，其优势还是比较明显的，毕竟其结构上比V-22类要简单一些，运载能力也要强，对于直升运载能力而言的吊挂能力要比V-22突出许多。所以，X2这类飞机，如果美国象搞V-22那样不惜工本，俺估计搞出来似乎不成问题。
当然，现在X2更多的是西科斯基自身的项目。对于一家私人公司，在科研上的投入都是精打细算的，因为一年投入太多，那么资金面紧张，也无法承受。如果不投入而是延续原有东西，那么市场就会不断萎缩。而报V-22之类的东西，那是人家贝尔和波音合作的东西，西科斯基是没法用的。所以，无论怎样，西科斯基都会推动X2的。当然进度上一方面考虑竞争关系，另一方面也要考虑承受能力，所以进度不快。
对于THT提出的就两种直升机，低速用传统直升机，高速用V-22。回头看看卡莫夫，也在搞类似X2系列的前行桨叶的东西。人类进步就是通过大胆设想，小心求证而不断进步的，所以，并不要轻易否认某种东西不行。
原帖由 普通的人 于 2008-8-27 21:29 发表
喜欢,不过提高飞行速度的方法可以参照"速度鹰"和X-2
俺的方法就是类似“速度鹰”和X2，只不过用的不是螺旋桨，而是藏在尾梁内的风扇。
尾部螺旋桨效率高，但没有采用，原因是尾部的螺旋桨比较危险。
当采用风扇方案后，虽然效率低一些，但比传统直升机依靠旋翼向前的推力分量要大。考虑到这个尾梁本身不象传统直升机那样来做力矩平衡用，所以尾梁直径可以加大，长度缩短，风扇进气和排气距离缩短，相应也能够尽量避免效率较低的问题。
采用风扇方案，还有一个好处就是后面可以搞矢量推力，从而增加一些特殊的机动性。
采用前行桨叶必须有专门的推进系统?
一些基本的东西你都不明白，还设计什么方案
直升机的速度极限＝音速-飞行速度-工作转速时旋翼翼尖速度（只要有水平旋翼的直升机蜻蜓那种除外）
给旋翼卸载降低转速就变相提高飞行速度．
卸载加一对机翼来产生升力就可以实现．非得加专门的推进系统?
山猫曾有改进计划，加机翼，换发动机和旋翼时速达到４６３公里
比你那个如何？
就算Ｘ２直升机也就这个速度．
为什么英国要放弃这个计划？
得不偿失，速度没有本质的提高花那么大的力．
X2对于直升运载能力而言的吊挂能力要比V-22突出许多？
这个结论你是怎么得出的？概念的东西可以和实际的做对比．
当采用风扇方案后，虽然效率低一些，但比传统直升机依靠旋翼向前的推力分量要大？
风扇效率并不一定就低，向前的推力分量更不一定就大，
你有做过计算吗？，即使做到风扇向前的推力分量比旋翼要大
你考虑过整机的效率吗？计算一下看看
至于卡莫夫概念的东西是一回事，实际设计制造是另一回事．
那个４００时速的事，东风汽车标载５吨但有人就上２０吨，很奇怪吗？
一些基本的东西你都不明白，还设计什么方案
直升机的速度极限＝音速-飞行速度-工作转速时旋翼翼尖速度（只要有水平旋翼的直升机蜻蜓那种除外）
给旋翼卸载降低转速就变相提高飞行速度．
卸载加一对机翼来产生升力就可以实现．非得加专门的推进系统?
山猫曾有改进计划，加机翼，换发动机和旋翼时速达到４６３公里
比你那个如何？
就算Ｘ２直升机也就这个速度．
为什么英国要放弃这个计划？
得不偿失，速度没有本质的提高花那么大的力．
X2对于直升运载能力而言的吊挂能力要比V-22突出许多？
这个结论你是怎么得出的？概念的东西可以和实际的做对比．
当采用风扇方案后，虽然效率低一些，但比传统直升机依靠旋翼向前的推力分量要大？
风扇效率并不一定就低，向前的推力分量更不一定就大，
你有做过计算吗？，即使做到风扇向前的推力分量比旋翼要大
你考虑过整机的效率吗？计算一下看看
至于卡莫夫概念的东西是一回事，实际设计制造是另一回事．
那个４００时速的事，东风汽车标载５吨但有人就上２０吨，很奇怪吗？
横列交叉双旋翼是德国人的发明，二战时候的产物。
缺点主要是1.变速箱损耗快，维护成本过高于普通旋翼直升机。2.结构原因无法实现高速。
要说概念类的，共轴双桨+尾部涡轮应该是一个方向
ka92 和西科斯基x2都是此方案，ka92方案就是明确了运输直升机。共轴双桨已经是很成熟的技术，所说的什么桨叶碰撞更是早已不存在，ka50.52俄都开始列装了。尾部涡轮x49也有展示，都已经是现成的东西。
V22优点明显，但是缺点也明显，机构复杂，造价太昂贵。而且机动性有限，在伊拉克行动都被框好了，有稍大风险的任务都不做。
缺点主要是1.变速箱损耗快，维护成本过高于普通旋翼直升机。2.结构原因无法实现高速。
要说概念类的，共轴双桨+尾部涡轮应该是一个方向
ka92 和西科斯基x2都是此方案，ka92方案就是明确了运输直升机。共轴双桨已经是很成熟的技术，所说的什么桨叶碰撞更是早已不存在，ka50.52俄都开始列装了。尾部涡轮x49也有展示，都已经是现成的东西。
V22优点明显，但是缺点也明显，机构复杂，造价太昂贵。而且机动性有限，在伊拉克行动都被框好了，有稍大风险的任务都不做。
原帖由 TSQ 于 2008-8-27 16:34 发表
化外：
工程上许多东西远比想想的要复杂，一个简单的问题可能就很难办。对于从发动机引气进行驱动，就会面临燃烧后的积碳问题，因为很难保证全部燃烧，那么燃气进入旋翼管道，在温度降低后就会积碳，这个必须得拆 ...
哥们，复合桨尖冲压发动机如何？
原帖由 TSQ 于 2008-8-27 22:56 发表
倾转旋翼还需要时间的考验，毕竟现在还没有经过一个全寿命的考验，后期还面临什么问题，还不好说。
俺其实很喜欢V-22这类飞机，但这类飞机是比较特殊的，属于填补直升机和飞机之间的一类东西，即比直升机有高 ...
V-22的问题不在于原理，在于具体工艺技术。它失事都是在从直升模式转换为前行模式的过程。这不是哲学、概念问题，是具体的工程问题。但我的感觉是这个具体的工程问题也许有更深的原因在里面，也就是说物理原理层面的限制。我认为最有希望的还是X-50改进 -- 共轴双旋翼桨尖喷气加尾涵道推进风扇。
回复 35# THT 的帖子
————“采用前行桨叶必须有专门的推进系统?”
》》前行桨叶的早期试验机型XH-59A是发动机直接喷气推进，效率不高。最新的X2采用的螺旋桨推进，当然不需要独立的动力来源，而是由发动机通过变速器和长长传动轴驱动。如果没有为了前飞的推进系统，那么前行桨叶根本没有任何优势，也无所谓前行桨叶概念。
————“一些基本的东西你都不明白，还设计什么方案，直升机的速度极限＝音速-飞行速度-工作转速时旋翼翼尖速度（只要有水平旋翼的直升机蜻蜓那种除外）给旋翼卸载降低转速就变相提高飞行速度．卸载加一对机翼来产生升力就可以实现．非得加专门的推进系统?山猫曾有改进计划，加机翼，换发动机和旋翼时速达到４６３公里，比你那个如何？”
》》唉。这么说，这个结构是复合直升机，现在所谓的“速度鹰”就采用的是这个概念，山猫的改进也只能是这样，不会是别的。这类型直升机是靠给旋翼卸载，那么相应的需要靠尾部螺旋桨来推进，同时尾部螺旋桨是矢量的，还起到平衡旋翼力矩的作用。
复合直升机提高了速度，也付出了更多的重量代价，增加了机翼也就增加了重量，而且机翼在低速时非但不能提供升力，还阻挡下洗气流。尾部矢量推进系统重量增加明显，据说“速度鹰”增加的重量达到了800公斤。
————就算Ｘ２直升机也就这个速度．为什么英国要放弃这个计划？得不偿失，速度没有本质的提高花那么大的力．
》》看了上面关于复合直升机的缺点后，详细你明白英国为什么要放弃在山猫上改的计划了。
————“X2对于直升运载能力而言的吊挂能力要比V-22突出许多？这个结论你是怎么得出的？概念的东西可以和实际的做对比．”
》》衡量直升机和飞机有一个指标，即所谓的运载重量和自身重量的比值，V-22比直升机和飞机都低。X-2系列是在传统直升机上增加了推进系统，但这个推进系统增加的重量并不是很重，所以这个结论是没有问题的。概念性的东西为什么不能与实际东西比呢？看看美国佬搞V-22时，还不是说V-22比传统直升机如何如何，如果不这样比，美国国会干嘛要拨款研制呢？
————“当采用风扇方案后，虽然效率低一些，但比传统直升机依靠旋翼向前的推力分量要大？风扇效率并不一定就低，向前的推力分量更不一定就大，你有做过计算吗？，即使做到风扇向前的推力分量比旋翼要大，你考虑过整机的效率吗？计算一下看看，至于卡莫夫概念的东西是一回事，实际设计制造是另一回事．”
》》这个东西要真正计算，俺就到设计所搞设计去了。这里更多是从风扇与螺旋桨对比角度来谈的，这个东西也无法做更深入讨论，俺只是谈俺的感觉。各自保留意见吧。
————那个４００时速的事，东风汽车标载５吨但有人就上２０吨，很奇怪吗？
》》东风汽车拉20吨我相信，东风汽车要跑超过其指标的速度我就不相信了。这个例子举得不恰当，说明不了问题。
————“采用前行桨叶必须有专门的推进系统?”
》》前行桨叶的早期试验机型XH-59A是发动机直接喷气推进，效率不高。最新的X2采用的螺旋桨推进，当然不需要独立的动力来源，而是由发动机通过变速器和长长传动轴驱动。如果没有为了前飞的推进系统，那么前行桨叶根本没有任何优势，也无所谓前行桨叶概念。
————“一些基本的东西你都不明白，还设计什么方案，直升机的速度极限＝音速-飞行速度-工作转速时旋翼翼尖速度（只要有水平旋翼的直升机蜻蜓那种除外）给旋翼卸载降低转速就变相提高飞行速度．卸载加一对机翼来产生升力就可以实现．非得加专门的推进系统?山猫曾有改进计划，加机翼，换发动机和旋翼时速达到４６３公里，比你那个如何？”
》》唉。这么说，这个结构是复合直升机，现在所谓的“速度鹰”就采用的是这个概念，山猫的改进也只能是这样，不会是别的。这类型直升机是靠给旋翼卸载，那么相应的需要靠尾部螺旋桨来推进，同时尾部螺旋桨是矢量的，还起到平衡旋翼力矩的作用。
复合直升机提高了速度，也付出了更多的重量代价，增加了机翼也就增加了重量，而且机翼在低速时非但不能提供升力，还阻挡下洗气流。尾部矢量推进系统重量增加明显，据说“速度鹰”增加的重量达到了800公斤。
————就算Ｘ２直升机也就这个速度．为什么英国要放弃这个计划？得不偿失，速度没有本质的提高花那么大的力．
》》看了上面关于复合直升机的缺点后，详细你明白英国为什么要放弃在山猫上改的计划了。
————“X2对于直升运载能力而言的吊挂能力要比V-22突出许多？这个结论你是怎么得出的？概念的东西可以和实际的做对比．”
》》衡量直升机和飞机有一个指标，即所谓的运载重量和自身重量的比值，V-22比直升机和飞机都低。X-2系列是在传统直升机上增加了推进系统，但这个推进系统增加的重量并不是很重，所以这个结论是没有问题的。概念性的东西为什么不能与实际东西比呢？看看美国佬搞V-22时，还不是说V-22比传统直升机如何如何，如果不这样比，美国国会干嘛要拨款研制呢？
————“当采用风扇方案后，虽然效率低一些，但比传统直升机依靠旋翼向前的推力分量要大？风扇效率并不一定就低，向前的推力分量更不一定就大，你有做过计算吗？，即使做到风扇向前的推力分量比旋翼要大，你考虑过整机的效率吗？计算一下看看，至于卡莫夫概念的东西是一回事，实际设计制造是另一回事．”
》》这个东西要真正计算，俺就到设计所搞设计去了。这里更多是从风扇与螺旋桨对比角度来谈的，这个东西也无法做更深入讨论，俺只是谈俺的感觉。各自保留意见吧。
————那个４００时速的事，东风汽车标载５吨但有人就上２０吨，很奇怪吗？
》》东风汽车拉20吨我相信，东风汽车要跑超过其指标的速度我就不相信了。这个例子举得不恰当，说明不了问题。
]]