正规医院治疗白癜风费用 http://www.kstejiao.com/m/DOI:10./j.cnki.11-/tj..04.
贝尔公司研发的V-“英勇”倾转旋翼机赢得了美国陆军“未来远程突击飞机”FLRAA项目竞标。首架生产型V-“英勇”倾转旋翼机将在年交付美国陆军，并逐步取代现役UH-60“黑鹰”系列通用直升机。
“未来远程突击飞机”FLRAA项目启动之初，美国陆军经过初步评估，从四款竞标机型中选定波音公司和西科斯基公司（已被洛克希德·马丁公司收购）联合研发的“无畏”X高速突击直升机和贝尔公司研发的V-“英勇”倾转旋翼机做最后的PK。在此次竞标结果出台之前，外界对V-的发展前景并不看好。原因是该机采用了与MV-22“鱼鹰”别无二致的倾转旋翼构型。而后者因结构复杂、可靠性不尽如人意而深受垢病。但令人大跌眼镜的是，美国陆军依旧青睐这种倾转旋翼构型的飞机。难不成该军种打算步美国空军、海军陆战队和美国特种作战司令部的后尘，义无反顾地往“坑”里跳吗？
要解释这种看似反常的现象，得从“未来远程突击飞机”FLRAA项目出台的背景，以及两款竞标机型技术路线的优劣及其技术瓶颈谈起。
速度壁垒
二战末期横空出世的直升机，于50年代初在朝鲜半岛初登战场舞台。在越南战争中，直升机的大规模运用，在某种程度上令美国陆军插上了翅膀，使之具备了通过空中机动规避越军沿公路设置的伏击圈，实施“蛙跳”战术的能力。
在此后的数场局部战争中，直升机发挥了越来越重要的作用，甚至在军界一度引发是否要放弃传统上以坦克装甲车辆为核心的地面突击力量，重新打造一支“飞行陆军”的激烈辩论。最后终止这场辩论的，很大程度上是直升机自身存在的短板。其中最为突出的是其飞行速度和最大航程还不足以支持陆军作战模式发生革命性变化。以号称“军中之军”的美国海军陆战队为例，在MV-22“鱼鹰”服役之前，主要负责人员运输任务的主力机型CH-46“海上骑士”，最高飞行速度仅为千米/小时，执行突击登陆任务时其作战半径仅为千米，所以只能将登陆兵力投送到滩头附近。供CH-46“海上骑士”起降的两栖攻击舰也不能离滩头太远，因此登陆兵力很难利用空中垂直机动性抢占敌防御纵深内的要害部位，两栖登陆舰队也不得不长时间暴露在敌岸防火力威胁之下。
为什么直升机的飞行速度与最大航程上不去了，这与其基本飞行原理密切相关。直升机的常规布局，是在机身上方装有一幅水平主悬翼，机身后方伸出一根长长的尾梁，尾梁上装一幅垂直尾桨。垂直尾桨的作用是克服水平主旋翼对机身产生的反作用偏转力矩。常规布局直升机的升力，全靠水平主悬翼提供。而拉动直升机向前进的拉力，也是由水平主悬翼来提供的。因此，直升机在空中飞行时，水平主悬翼实际上并不与海平面平行，而是必须向前倾斜一定的角度。这样一来，主悬翼在垂直方向上产生的分力，用于克服直升机的重力，使之能悬停在空中不下落；主悬翼在水平方向上产生的分力，用于拉动直升机向前进。
由于常规布局直升机的水平主悬翼能向前倾斜的角度有限，当直升机需要高速飞行时，机身也得朝前倾斜，让主悬翼能获得更大的倾角。不过，机头下沉，机尾上翘，会让直升机的迎风面积大增，阻力随之增加。
不仅如此，常规布局直升机的主悬翼旋转时，其在水平方向上产生的分力并非都是推动直升机向前飞行的拉力。当悬翼从机身后方朝机身前方旋转时（行话叫“前行”），其在水平方向上产生的分力与直升机前进方向完全相反，实际上相当于阻力。当常规布局直升机在朝前飞行时，主旋翼从机身前方朝机身后方旋转时（行话叫“后行”），桨叶相对于静止空气的相对速度较低，效率大降，严重的时候可能造成失速。
为了减小前进时的阻力，常规布局直升主悬翼在前行阶段，需要降低桨叶的桨距。而后行阶段，需要增大桨距。所谓桨距，实际上就是桨叶的迎角。迎角增大，同等转速下桨叶产生的力就越大。如此一来，就造成直升机左右受力的不平衡，只能靠设在尾梁上的水平尾翼偏转控制面，制造出额外的阻力来平衡直升机。这个阻力同时也是直升机气动阻力的一部分。桨距的不断调整，使得桨叶的气动载荷不断变化，因此必须采用柔性构造，以尽可能推迟其金属疲劳现象的发生。
采用常规布局的直升机可以利用左右两边的升力不平衡，来实现机体的左右摇摆。而机体的前后俯仰，则主要靠前后升力不平衡来实现。
综上所述，常规布局的固有弱点，产生了很多额外阻力，同时也让主旋翼系统的结构和控制难度变得越来越复杂。直升机机体的基础尺寸，限制了动力系统及主旋翼的尺寸。就算有单位功率更高的发动机，在主旋翼直径受限的情况下，会让旋翼转速加大，可能会让主旋翼的翼尖超过音速，从而产生脱体激波，有可能造成翼尖失速，从而急剧降低旋翼的气动效率。主旋翼产生的强大下洗气流，在直升机周围形成强大的气幕，也大大增加了前飞的阻力。
此外，因为同时存在主旋翼和尾桨两个旋翼系统，常规布局直升机的气动外形无法像固定翼飞机那样设计得比较流畅，结果导致飞行阻力增大。其发动机动力被分配给主旋翼和尾桨两个旋翼系统，造成功率耗散，效率降低。所有这些，都是造成常规布局直升机速度难以有所突破的原因。
虽然提升直升机实际飞行速度存在诸多困难，但对战略对手迅速崛起的焦虑，一心想从治安战的泥潭中爬出来，重新恢复常规陆战能力，以应对所谓的“大国挑战”的美国陆军，仍于年启动了“美国未来垂直起降飞行器”(FVL)计划。该计划包含两部分：“未来侦察攻击直升机”FRAA项目和“未来远程突击飞机”FLRAA项目。其中，FLRAA项目要求中标机型最大持续巡航速度的最低要求为节（千米/小时），期望达到节（.56千米/小时）。这个速度指标超过通用直升机最大持续巡航速度的一倍还多。
年，美军进一步细化了对FLRAA项目的要求，要求中标机型在高温高原环境下的战斗半径必须达到～千米，巡航速度～千米/小时，内部载荷～千克，吊挂载荷～千克。
提速有限
波音公司和西科斯基公司联合参与竞标的“无畏”X高速突击直升机，采用共轴刚性4叶双旋翼作为主旋翼，专司提供升力和控制力矩。在机身尾梁处安装了一部6叶螺旋桨发动机，专司提供让直升机向前飞的推力。尾翼采用H型尾稳定面，在垂尾和平尾上都设置有气动控制面。因为取消了徒耗发动机功率，却非但不能为直升机提高速度有所助益，反而会增加额外阻力的尾桨，因此“无畏”X高速突击直升机的气动外形较常规布局的直升机要流畅很多，大大降低了气动阻力。而且由于推力全部由尾梁处的螺旋桨发动机提供，主旋翼无需向前倾斜，直升机飞行时也没有必要再采取“头低尾高”的姿势，能将其流线形气动外形设计的低阻优势充分发挥出来，这就为提高直升机飞行速度提供了可能性。
共轴刚性双旋翼+推进螺旋桨的技术构型，并非“无畏”X首创。早在世纪之交，西科斯基公司研发的X-2技术演示机就率先吃了“螃蟹”。该公司于年10月2日公开的S-97“侵袭者”武装侦察直升机，也采用了相同的技术构型。共轴双旋翼布局的特点，是两个尺寸相同的大旋翼机身上方呈上下排列。传动轴采用内外两层的中空设计，外轴转动带动下旋翼旋转，内轴转动带动上旋翼旋。内外轴的转速相同，旋转方向却截然相反，因而可以将上下旋翼各自产生的偏转力矩相互抵消掉，从而取消尾桨及相应的传动机构。
共轴双旋翼布局升力系统效率高。相较其它旋翼布局，同等直径的共轴双旋翼产生的升力能高出12%左右，能有效提高直升机贴地飞行的安全性，而且允许重心移动范围较大。
采用共轴双旋翼的直升机型号不算多，以卡-50系列最为有名。卡-50旋翼桨尖后掠30度，可以推迟桨尖失速的到来。在悬停时，卡-50旋翼的效率高达80%，能从高速飞行状态中突然进入悬停，且位置准确，稳定性好。由于共轴的两副旋翼直径较一般单旋翼/尾桨配置的直径小，所以卡-50有良好的爬升率和较小的转弯半径，超低空飞行时可以轻松地规避树梢等障碍物。在进行度转弯时不用降低速度，而且可以侧飞，非常适合在山区和城市这类复杂环境下低空飞行。
不过，由于卡-50采用的是柔性旋翼，桨叶自身弹性大，一旦遭遇横风吹袭，或者旋翼震动过大，容易导致上下旋翼的桨叶相撞，从而酿成直升机坠毁的惨剧。所以，卡-50的双旋翼间距拉得很开，一定程度上增加了阻力。而且在实际飞行中，这类共轴双旋翼布局的直升机往往有转向限制。即非到万不得已，只能朝一个方向转向，而且在转向过程中应极力避免拉高，以免上下旋翼的桨叶相撞。
有鉴于此，从X-2技术演示机、到S-97“侵袭者”武装侦察直升机，再到“无畏”X高速突击直升机，创造性地采用了小间距的共轴刚性双旋翼，并相应提高了旋翼桨叶自身的刚性。
对于旋翼来说，究竟是“刚性”还是“柔性”，并不取决于其桨叶自身的刚度，而是指桨叶与桨毂的连接方式。目前桨叶与桨毂连接方式有四种，分别是全铰接式（柔性）、跷跷板式（半刚性）、无铰式（刚性）和组合式。
全铰接式是指在一套旋翼系统中，每片旋翼桨叶都通过一组铰链连接到旋翼桨毂上。每片桨叶都能够独立挥舞、变距和作摆振运动。全铰接式又可细分为水平铰、垂直铰和轴向铰。水平铰又称挥舞铰，一般会布置在离桨毂中心有一定距离的地方，旋翼桨叶绕着这个铰上下挥动，形成“挥舞运动”，能够补偿前飞时旋翼存在的升力分布不对称问题。垂直铰又称为摆振铰，旋翼桨叶会绕着这个铰在旋翼桨盘平面内前后摆动，可平衡旋翼周期性挥舞产生的力。轴向铰又称变距铰，它的方向指向旋翼桨叶的半径方向，在驾驶员推拉操纵杆时，旋翼桨叶绕着轴向铰转动，通过改变桨叶的“几何迎角”来改变气动力，从而实现直升机的操纵。
刚性旋翼是指桨叶与桨毂之间没有铰链连接，是通过一种“刚性方式”直接连接到桨毂之上的。因为没有铰链的存在，所以每一片桨叶的挥舞和摆振都是通过桨根部位的弹性段来实现的。从结构上来说，刚性旋翼系统远比全铰接式旋翼系统简单。桨叶挥舞和摆振产生的载荷通过旋翼的弯曲形变来承受，而非传统的铰链。换句话说，刚性旋翼是通过桨叶自身的弯曲变形来补偿以往需要铰链来实现的高频率摆动。由此带来的好处是刚性旋翼能够产生较大的桨毂力矩，该力矩大幅降低了旋翼系统的操纵响应滞后特性。
由于只要启动发动机，刚性旋翼就开始工作，期间直升机的载荷、状态及机动要求可谓天差地别，各种状态转换往往来得十分突然，因此刚性旋翼桨根部分受力十分复杂，这对制造材料的抗疲劳性提出了极高要求。虽然“无畏”X高速突击直升机采用最新型的复合材料制造刚性旋翼，但在试飞中仅能达到水平节（.77千米/小时）、俯冲节（.66千米/小时）的最高安全速度，离招标文件规定的“最大持续巡航速度的最低要求为节（千米/小时）”这一速度下限尚有明显距离，且在可以预期的未来看不到能达标的希望。仅此一条就足以让“无畏”X出局，就更别遑论其采用两套动力系统后带来的震动、噪音及维护工作量翻番等一系列问题了。
优势突出
和“无畏”X截然不同的是，V-“英勇”采用了倾转旋翼构型，说白了就是一架只有处于起降模式时才让位于机翼两端的螺旋桨垂直偏转以便提供升力，正常飞行时就是架采用涡轮螺旋桨动力提供拉力的固定翼飞机。当然，这一特殊的技术构型亦非V-率先采用。早在上世纪70年代，贝尔公司就研发了采用倾转旋翼构型的XV-15飞机。目前世界上唯一服役的倾转旋翼机MV-22“鱼鹰”实际上就是XV-15的放大版。而V-“英勇”本质上不过是MV-22“鱼鹰”的技术改进型而已。传统意义上的直升机，绝大多数将发动机和减速器安装在机身上方。哪怕采用2、3台发动机，也共用1部减速器，故而动力系统颇为紧凑。但是，像MV-22“鱼鹰”这样的倾转旋翼构型，其旋翼安装在固定翼的左右翼尖上。如果像直升机那样将发动机和减速器集中安装在机身上方，分别通过2根传动轴将动力传递到2个旋翼上的话，那么传动轴必然一直处于高负荷状态，而且长达6米多的传动轴要想长时间成功传递AEC涡轮轴发动机高达千瓦的输出功率，就必须做得异常结实才行，还要解决由此带来的震动与噪音问题。如此一来，传动轴的重量必将居高临下。由于倾转旋翼在状态转换时受力异常复杂，所以这种设计会导致动力系统可靠性不高。一旦哪台发动机或哪根传动轴出现问题，会直接导致飞机一端翼尖丧失动力和升力，飞机会立即倾覆。甭说在这种技术构型下，飞机动力系统压根就没有应急备份处置手段。退一万步说，就算有，也来不及作任何反应。
所以，从XV-15、到MV-22“鱼鹰”、再到V-“英勇”，都采用将发动机、减速器安装在两翼翼尖，直接驱动旋翼的技术构型。不过，它们两翼动力系统之间，仍有1根传动轴相连。这根轴平时闲置，只有当哪台发动机发生故障时，这根轴才会“临危受命”，将另1台发动机的输出功率分出一部分，接替故障发动机驱动旋翼，使飞机尚能在短时间内维持飞行，不至于立即倾覆，从而为飞行员驾机紧急迫降争取到宝贵的数分钟应急处置时间。由于这根轴只有应急响应时方能派上用场，而且无需长时间带负荷工作，因此这根被称作“中间协调轴”的传动轴可以做得较轻，从而大幅度节省花在传动轴减重、提高使用寿命及减震、降噪等诸方面的投入，为倾转旋翼机真正实用化扫清障碍。
不过，MV-22“鱼鹰”通过位于2个翼尖的动力系统的整体旋转实现升力-拉力转换。因为滑行起飞时需要旋翼提供向前的拉力，所以动力系统必须前倾。为防止旋翼打到地面，必须限制旋翼直径。旋翼直径较小，要实现相同升力，只能增大旋翼的扭转角，提高气流速度，从而导致桨盘载荷较高。MV-22“鱼鹰”桨盘总面积达.6平方米，垂直起飞重量21.55吨，此时桨盘载荷0.1吨/平方米，单位功率0.兆瓦/吨。起飞重量与之相近的CH-47D桨盘总面积平方米，起飞重量24.5吨，桨盘载荷0.吨/平方米，起飞单位功率0.兆瓦/吨。也就是说，MV-22“鱼鹰”的桨盘载荷是CH-47的2.13倍，起飞单位功率是后者的2.19倍。
如果仅看这组对比数据，会给人一种倾转旋翼飞机垂直起降重量大有潜力可挖的错觉。但计算表明，当采用这种技术构型的飞机处于悬停状态时，大扭角旋翼气动效率明显降低，从而令垂直起降重量受到严格限制。
非但如此，倾转旋翼构型的飞机采用横向双旋翼气动布局，其升力中心和自身重心难以重合，导致飞机的纵向安定性较差，容易出现抬头或低头的趋势。而且因为主翼对旋翼形成了一定程度的遮挡，在直升机前飞速度很低且下降速度较大时，它就会陷入到自身的下洗气流当中，此时极易导致涡环状态的发生。在涡环状态下，空气会绕着旋翼桨叶的叶尖呈环形流动，形成了类似于炸面包圈的涡流。涡流内部的空气压力下降，这就导致旋翼会损失一部分升力。如果此时飞行员试图通过加大油门、增大桨叶工作迎角的方法来弥补因涡流而损失的那部分升力，那么涡环运动将会加速，导致旋翼损失更多的升力，情况将变得更加糟糕。如果在飞行过程中出现一侧旋翼进入涡环状态，而另一侧正常工作的情况，会导致左右两侧的升力失衡，飞机就会向着受到涡环影响的一侧旋翼方向滚转。上述问题的解决有赖于提高飞机飞控系统的设计水平和运行可靠性。
当然，上述诸多困难并非无解。最为核心的解决之道是采用高性能的飞行控制系统，靠飞控软件的高水平弥补采用倾转旋翼构型飞机的先天不足。贝尔公司也好，美国军方也罢，之所以在这个问题上如此执拗，最根本的原因是采用这种技术构型的飞机一旦转入平飞状态后，其飞行阻力较小，因此无论是最高飞行速度，还是载荷航程这一关键指标，皆非常诱人。
以MV-22“鱼鹰”为例，其平飞速度达到了千米/小时，任务作战半径达到了千米。也就是说，在用MV-22“鱼鹰”替换CH-46“海上骑士”后，美国海军陆战队航空投送速度是原先的1.91倍，投送半径是原先的4.43倍。该军种配备的两栖攻击舰完全可以相对安全地配置在距敌滩头上百千米外的海上，从容发起超地平线攻击，从而极大提高“由海向陆”作战的隐蔽性、突然性和安全性。
在非传统安全领域，倾转旋翼构型飞机所拥有的速度与航程优势，同样是直升机所难以望其项背的。年4月25日14时11分，尼泊尔（北纬28.2度，东经84.7度）发生里氏8.1级地震。美国海军陆战队的MV-22从冲绳普天间机场出动，经停菲律宾克拉克基地和泰国乌塔保基地，再从乌塔保基地直飞千米抵达尼泊尔。传统直升机无论如何做不了这样的长距离机动。
V-继承了MV-22“鱼鹰”高速的优点，但并不是后者的简单复制，而是根据后者在长期使用中暴露的问题进行了诸多改进。
V-的发动机并不象MV-22那样必须跟着旋翼转动，而是由万向轴将动力传导至旋翼，能在12秒内完成平飞模式和盘旋模式的切换，也能将旋翼固定在45度前倾角使飞机实现短距起飞。这样的设计令转向机构的负担大大降低，而且让发动机的工作状态更加稳定，提高了工作可靠性。由于发动机并不随旋翼倾转，因此在垂直起降时，V-并不需要担心发动机排出的高温废气烧蚀飞行甲板。
在气动性方面，V-以一对上反V形尾翼取代了MV-22“鱼鹰”的H形垂直尾翼。在相同投影面积，达到相同安定性的情况下，上反V形尾翼的翼面积更小、更轻巧，付出的气动阻力也更小，而且有利于增加飞机的滚转安定性。其缺点主要是操纵较为复杂，而且偏航效率相对较低。不过，对于现代飞行控制系统来说，已经有足够把握来弥补上述缺点。
此外，V-摒弃了MV-22“鱼鹰”的背开跳板式尾门设计，而在机身两侧各开了一扇宽达1.8米的侧开门，以方便搭载的14名士兵快速离机。在速度、载荷航程等美国陆军最为看重的指标方面，V-在空载状态下的最高平飞速度可达千米/小时，在载人的情况下最高平飞速度可达千米/小时，在执行不同任务时，拥有～千米的作战半径以及0千米的最大航程，外挂4.5吨物资时最高飞行时速可达千米。这些重要指标不仅较“无畏”X碾压性胜出，而且较其前辈MV-22“鱼鹰”更上一层楼。
战术变革
因为在美军最为看重的速度、航程方面具备巨大的性能优势，V-“英勇”倾转旋翼机赢得了美国陆军“未来远程突击飞机”FLRAA项目竞标实际上并无悬念。
至于一些人因为MV-22“鱼鹰”的服役表现，对倾转旋翼构型飞机的飞行安全性存有疑惑，很大程度上是因为这种新颖构型飞机但凡出点问题，都很容易受到媒体高度
