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直升机机原理
直升飞机飞行原理说明书
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自从莱特兄弟发明飞机以来,人们一直为能够飞翔蓝天而兴奋不已,同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。
在莱特兄弟时期,飞机只要一片草地或缓坡就能够够起飞、着陆。
不列颠之战和巴巴罗萨作战中,那时最高性能的“”战斗机和战斗机也只需要一片平整的草地就能够够起飞,除重轰炸机,很少有必需用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。
今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比,但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击,使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减,连简易跑道也是高速公路品级的。
现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、牢固的长跑道的依托,日趋成为现代空军的致命的软肋。
为了摆脱这一窘境,从航空前驱的时期开始,人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。
自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后,依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。
机翼前行时,上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差,这就是升力。
所谓“机翼前行”,事实上确实是机翼和空气形成相对速度。
既然如此,和机身一路前行时,机翼能够造成升力,机身不动而机翼像风车叶一样打转转,和空气形成相对速度,也能够形成升力,如此旋转的“机翼”就成为旋翼,旋翼产生升力确实是直升性能够垂直起落的大体原理。
中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000年了,流传到西方后,成为现代直升机的灵感/达·芬奇设计的直升机,到底能不能飞起来,很是可疑
旋翼产生升力的概念并非新鲜,中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000连年了,西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启发。
多才多艺的达·芬奇在15世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机,只是没有超越纸上谈兵的境界。
1796年,英国人GeorgeCayley设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机,50年后的1842年,英国人.Philips用蒸气机作动力,设计了一架只有9千克重的模型直升机。
1878年,意大利人EnricoForlanini用蒸气机制作了一架只有3.5千克重的模型直升机。
1880年,美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机,但最后舍弃了。
法国人PaulCornu在1907年制成第一架载人的直升机,旋翼转速每分钟90转,发动机是一台24马力的汽油机。
Cornu用旋翼下的“舵面”操纵飞行方向和产生前进的推力,但Cornu的直升机的速度和飞行操纵能力很可怜。
1796年,英国人GeorgeCayley设计了这么一个直升机,最高升到90英尺(约30米)
法国人PaulCornu在1907年设计的第一架载人直升机
可是意大利人JuandelaCierva在1923年设计旋翼机时,无心中解决了直升机的一个重大问题,他发明的挥动铰解决了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题。
1930年10月,意大利人CorradinoD'Ascanio的直升机是公认的第一架现代意义上的直升机,在18米高度上前飞了800多米的距离,D'Ascanio的直升机用共轴反转双桨。
30年代,德国人HeinrichFocke设计了FA-61直升机,不断在各类纳粹集会中作公关演出,但德国人AntonFlettner设计的FL282可算是第一种量产直升机,在二战中为德国海军生产了近1,000架,只是没有在战斗中起到什么作用。
IgorSikorsky设计的VS300(VS代表Vought-Sikorsky,那时Sikorsky是Vought飞机公司的一部份)第一次采纳尾桨,真正奠定了现代直升机的雏形。
D'Ascanio的直升机是第一个现代意义上的直升机,能完成前飞,具有大体的飞行操纵能力
30年代德国的FW61直升机,被纳粹用作宣传纳粹“优越性”的工具/德国FL282应该是第一架量产型直升机,在二战期间产量达到近1,000架,用于德国海军,只是没有对战斗造成什么阻碍
这是FL282的近容
39-40年Sikorsky的VS300直升机是现代直升机的“老母鸡”,奠定了现代直升机最经常使用的尾桨布局/尽管贝尔飞机公司在37年才开张,45年的贝尔47是第一种量产的有效型直升机,在朝鲜战场就普遍用于伤员救护、侦查、炮兵指引等,从长津湖突围的美国海军陆战队1师若是不是贝尔47帮忙在峡谷上架轻便桥,就没有今天吹牛的本钱了
UH-1使越南战争成为第一场直升机战争,直升机成为美军士兵进入和撤离战斗最多见的运输工具/UH-60是此刻美军的主力战术运输直升机,中国在89年前入口过一小批,在西藏高原利用的成效十分好
直升飞机飞行原理说明书
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直升性能够垂直飞起来的大体道理简单,但飞行操纵就不简单了。
旋翼能够产生升力,但谁来产生前进的推力呢?
单独安装另外的推动发动机固然能够,但如此增加重量和整体复杂性,能不能使旋翼同时担当升力和推动作用呢?
升力-推动问题解决后,还有转向、俯仰、滚转操纵问题。
旋翼旋转产生升力的同时,对机身产生反扭力(初中物理:
有作使劲就必然有反作使劲),因此直升机还有一个特有的反扭力操纵问题。
直升机主旋翼反扭力的示用意
没有必然的反扭力方法,直升机就要打转转/尾桨是抵消反扭力的最多见的方式
直升机抵消反扭力的方案有很多,最常规的是采纳尾桨。
主旋翼顺时针转,对机身就产生逆时针方向的反扭力,尾桨就必需或推或拉,产生顺时针方向的推力,以抵消主旋翼的反扭力。
抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局,也称常规布局,因为这最多见/典型的贝尔407的尾桨
主旋翼固然也能够顺时针旋转,顺时针仍是逆时针,二者之间没有好坏之分。
成心思的是,美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转,法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转,英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的,和美国采纳相同的适应能够明白得,中、印、波兰是之前苏联和法国引进许可证开始的,和法、俄的适应相同也能够明白得,但美国和俄罗斯什么缘故从一开始选定不同的方向,法国什么缘故不和选美国一样的方向,而和俄罗斯一致,可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较
尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。
尾桨若是太大了,会打到地上,因此尾桨尺寸受到限制,要提供足够的反扭力,就需要提高转速,如此,尾桨翼尖速度就大,尾桨的噪声就专门大。
极端情形下,尾桨翼尖速度乃至能够超过音速,形成音爆。
尾桨需要安装在尾撑上,尾撑越长,尾桨的力矩越大,反扭力成效越好,但尾撑的重量也越大。
为了把动力传递到尾桨,尾撑内需要安装一根长长的传动轴,这又增加了重量和机械复杂性。
尾桨是直升机飞行平安的最大挑战,主旋翼失去动力,直升机还能够自旋着陆;但尾桨一旦失去动力,那直升机就要打转转,失去操纵。
在战斗中,直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情形。
即便不算战损情形,平常利用中,尾桨对地面人员的危险专门大,一不警惕,周围的人员和器材就会被打到。
在居民区或林间空地悬停或起落时,尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。
尾桨可以是推式,也可以是拉式,一般认为以推式的效率为高。
虽然不管推式还是拉式,气流总是要流经尾撑,但在尾桨加速气流前,低速气流流经尾撑的动能损失较小。
尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼,也就是说,对于逆时针旋转的主旋翼,尾桨向前转(或者说,从右面向直升机看,尾桨顺时针旋转),这样尾桨对主旋翼的气动干扰小,主旋翼的升力可以充分发挥。
尾桨也可以逆着主旋翼的方向旋转,也就是说,对于逆时针旋转的主旋翼,尾桨向后转(或者说,从右面向直升机看,尾桨逆时针旋转),这样尾桨和主旋翼之间形成一个互相干扰,主旋翼的升力受到损失,但尾桨的作用加强,所以可以缩小尺寸,或降低功率。
两者没有绝对的优劣,设计得当时,一般选择顺着转,只有设计不当、尾桨控制作用不够时,才选择逆着转,像直升机那样。
涵道尾桨(fenestron)将尾桨缩小,“隐藏”在尾撑端部的庞大开孔里,相当于给尾桨安上一个罩子,如此大大改善了平安性,不易打到周围的物体。
由于涵道尾桨的周边是遮蔽的,尾桨翼尖周围的气流情形大大简化,翼尖速度较高也不至于大大增加噪声。
罩子的屏蔽也使前后方向上的噪声大大减小。
涵道尾桨的缺点是风扇的包围结构带来较大的重量,那个问题随涵道尾桨直径增加而急剧恶化,因此涵道尾桨难以用到大型直升机上。
涵道尾桨只有法国直升机上采纳,美国的下马了的Comanche是法国之外少见的采纳涵道尾桨的例子。
海豚直升机上的涵道尾桨/经典的采纳涵道尾桨的EC-120直升机,中国参加合作制造
已经下马的美国RAH-66“科曼奇”直升机一样采纳涵道尾桨
另一个取代尾桨的方案是NOTAR,NOTAR是NoTailRotor(意为无尾桨)的简称,用喷气引射和主旋翼下洗气流的有利交互作用形成反扭力。
主旋翼产生的下洗气流从尾撑双侧流经尾撑,发动机产生的紧缩空气通过尾撑一侧的向下开槽喷出,促使这一侧的下洗气流向尾撑表面吸附并加速(即所谓射流效应或Coanda效应),形成尾撑双侧气流的速度差,产生向一侧的侧推力,实现没有尾桨的反扭力。
尾撑顶端的直接喷气操纵提供更精细的方向操纵,但不提供要紧的反扭力,不是不能够,而是用射流效应能够用较少的喷气就实现较大的反扭力。
从那个原理推而广之,若是把尾撑的截面做成机翼一样,下洗气流本身就可产生侧推力,乃至能够在下侧安装类似襟翼的装置以操纵侧推力,岂不更好?
不明白什么缘故,没有人如此做。
NOTAR的噪音比涵道风扇更低,平安性更好,在演示中,只要主旋翼不打到树枝,直接把尾撑捅到树丛里也照样平安飞行,但NOTAR一样没有效到大型直升机上的例子。
NOTAR只有麦道(现波音)直升机上利用,可能是专利的缘故。
NOTAR的原理简图
采纳NOTAR的直升机
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反扭力的问题解决了,还有飞行操纵的问题。
前飞时,直升机不是不能够采纳固定翼飞机一样的气动舵面操纵偏航、俯仰、横滚,但悬停的时候如何办呢?
这又回到反扭力问题上来了,有操纵地打破反扭力的平稳,不就能够够造成飞机向左右的偏转吗?
关于常规的主旋翼-尾桨布局,增加、减少尾桨的桨距(绕桨叶纵轴相关于桨叶迎风方向的偏转角),就在不改变尾桨转速的情形下,增加、减少尾桨的成效,达到使飞机偏转的成效。
由于动力装置固有的惯性,增加扭力的速度老是不及降低扭力的速度,因此常规的单桨直升机向一侧偏转的速度通常快于向另一侧偏转的速度。
直升机旋翼水平旋转能够实现垂直起落/直升机通过将旋翼前倾产生推力
旋翼水平旋转时,自然产生向上的升力,这是直升机得以垂直起落和悬停的大体条件。
旋翼向前倾斜,自然就在产生升力的同时,产生前行的推力。
可是如何使旋翼前倾呢?
将传动轴或发动机向前倾斜是不现实的,机械上太复杂,靠得住性也将一塌糊涂。
那如何办呢?
采纳所谓的旋转斜板(swashplate),如以下图所示。
周期矩操纵示用意,注意上旋转斜板和旋翼桨叶的连接,和下旋转斜板受飞行员操纵的可调角度
上旋转斜板紧贴下旋转斜板滑动(或在接触面上安装滚珠,减少摩擦阻力),其倾斜角度由下旋转斜板决定。
上旋转斜板随旋翼转动,由于前低后高,连杆和支点的作用迫使旋翼上升下降,最后按斜板的角度旋转,达到旋翼倾斜旋转。
下旋转斜板不随旋翼转动,但倾斜角度能够由飞行员通过机械连杆或液压作动筒操纵,以操纵旋翼的倾斜角度。
下旋转斜板不但能够前低后高,还能够左低右高,或向任意方向偏转。
这确实是直升机旋翼能够向任意方向倾斜的道理。
那个改变旋翼在每一个旋转周期内角度的操纵称周期距操纵(cycliccontrol),用来操纵行进方向。
直升机的另一个要紧的飞行操纵为桨叶的桨距(pitch),用来操纵升力,这称为总距操纵(collectivecontrol)。
和固定翼飞机的飞行操纵不同,直升机不靠气动翼面实现飞行操纵,而是靠这总矩操纵和周期距操纵实现飞行操纵。
旋翼倾斜,造成升力的作使劲轴线倾斜,由于作使劲轴线再也不通过重心,造成扭转力矩,使飞机向旋翼倾斜方向滚转,直到作使劲轴线重又通过重心,恢复平稳
周期距操纵不仅用来操纵行进方向,还用来操纵滚转姿态。
正常飞行时,旋翼的升力轴线必然通过飞机的重心,不然飞机要发生滚转。
周期距操纵使旋翼倾斜的同时,升力轴线同时倾斜,偏离直升机的重心,造成滚转力矩。
飞机发生滚转以后,飞行员的操纵慢慢回中(不然就一直滚转下去了),重心位置移动,升力轴线重又通过重心,恢复平稳,尽管这时飞机可能是歪着或前倾、后仰的。
事实上,为了在中速巡航机会身维持水平,以减小平飞阻力,直升机的重心通常都在旋翼圆心稍后的地址,如此旋翼能够自然向前倾斜必然的角度,而机身仍然维持水平。
但为了达到最大速度,机身应该前倾,也确实是压低机头,如此好最大限度地发挥发动机功率,而不至于产生没必要要的升力,本意要向前飞得快,结果速度没有上去多少,反而越飞越高了。
一样道理,从空中急降时,用周期距操纵使机头高高仰起,旋翼后倾,既利用增加的机身迎风面积造成的阻力减速,又利用主旋翼向前的推力分量做反推力刹车,能够极快地减速、着陆,减少在仇敌火力下的暴露时刻。
周期距操纵也使直升机的侧飞、倒飞成为可能,既强化了悬停中对侧风的补偿能力,又极大地增强了对常规固定翼飞机来讲匪夷所思的超级规机动性能。
直升机异乎寻常的起落性能提供了无数可能性,也带来无数的问题,其中一个就是翻滚问题。
在侧风中垂直着陆时,机身在周期距控制下向迎风方向倾斜以保持平衡,这和侧风中骑自行车要歪着身子是一样道理。
在悬停过程中,机身横滚的支点还是在重心,但一侧机轮首先接地时,机轮就变成支点,这时如果控制不当,就会“别住脚”,向外侧翻腾,造成事故。
为了恢复水平,若是升力轴线在着地机轮的内侧,应该降低总距(减油门),用重力使机身正确落地;若是升力轴线在着地机轮外侧,那就应该增加总距(加油门),用升力来恢复水平姿态。
用错了,就会发生翻腾事故。
没有侧风可是在起伏的舰船甲板上着陆,也有一样的问题。
反过来的问题是在斜坡上起飞。
飞行员必需警惕地寻觅旋翼水平的姿态,先将一侧机轮离地,机身达到水平状态,再增加升力,使另一侧机轮离地,达到升空。
若是动作过急,在升力轴线尚未垂直时就慌忙离地,即便后离地的机轮没有拖地以造成不利转动力矩,支点从后离地的机轮瞬时转移到机身重心所造成的猛烈摆动,可能使飞机失控。
由于侧风和地面乱流的阻碍,旋翼水平还不必然确实是正确的姿态,必需对侧风和乱流进行补偿,因此直升机在复杂条件下的起落需要相当的技术。
侧风下垂直着陆,要避免支点突然转移到外侧机轮而引发翻腾的问题/斜坡上起飞,要注意不能太猛,不然重心突然从后离地的机轮向重心转移,会造成突但是猛烈的摆动,危害飞行平安
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旋翼是圆周运动,由于半径的关系,翼尖处线速度已经接近音速时,圆心处线速度为零!
因此旋翼靠近圆周的地址产生最大的升力,而靠近圆心的地址只产生微乎其微的升力。
桨叶向前划行时,桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度;反之,桨叶向后划行时,桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度,如此,旋翼双侧产生的升力还不均匀,不做任何补偿的话,升力差能够达到5:
1。
那个周期性的升力转变不仅使机身向一侧倾斜,而且每片桨叶在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力,周期性地对桨叶产生强烈的扭曲,既大大加速材料的疲劳,又引发专门大的振动。
因此旋翼的气动设计能够比高性能固定翼飞机的机翼设计更为复杂。
直升机以130千米/小时前行,主旋翼翼尖线速度420千米/小时,桨叶在不同位置和气流的相对速度是不同的,产生的升力也不同/固定桨叶的升力散布,等高线是与半翼展处产生的升力的比值
前面提到的delaCierva是在实践中发觉那个问题的。
他的模型旋翼机试飞很成功,可是全尺寸的旋翼机一上天就横滚翻,开始以为是碰到突然的横风,第二架飞机上天一样命运。
delaCierva通过研究,发觉模型旋翼机的桨叶是用藤条材料做的,有弹性,而全尺寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构,由此熟悉到桨叶的挥动铰的必要性。
具体来讲,为了补偿左右的升力不均匀,和减少桨叶的疲劳,桨叶在翼根要采纳一个允许桨叶载回转进程中上下挥动的铰链,那个铰链称为挥动铰(flappinghinge,也称垂直铰)。
桨叶在前行时,升力增加,桨叶自然向上挥动。
由于桨叶在旋转进程中同时上升,桨叶的实际运动方向再也不是水平的,而是斜线向上的。
桨叶和水平面的夹角尽管不因为桨叶向上挥动而改变,但桨叶和气流的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小,那个夹角(而不是桨叶和水平面之间的夹角)才是桨叶真正的迎角。
桨叶的迎角在升力作用下下降,降低升力。
桨叶在后行时,桨叶的升力不足,自然下垂,变旋转边下降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增大,迎角增加,增加升力。
由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势,桨叶可不能在升力作用下无穷升高或降低,机械设计上也采取方法,保证桨叶的挥动不至于和机体发生碰撞。
桨叶在环形进程中,不断升高、降低,翼尖离圆心的距离不断改变,引发科里奥利效应(那个东西谁都“明白”,但说清楚不容易。
谁若是能把那个东西说清楚,鲜花送上),就像花腔滑冰运动员常常把双臂张开、收拢,以操纵旋转速度。
若是一个手臂张开,一个手臂收拢,就不可能在原地旋转,就要东倒西歪了。
因此桨叶在水平方向也要前后摇摆,以补偿桨叶上下挥动所造成的科里奥利效应。
摆振铰利用前行时阻力增加,使桨叶自然增加后掠角(即所谓“滞后”,因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度),这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度,增强了减小迎角的作用;在后行时,阻力减小,阻尼器(相当于弹簧)使桨叶恢复的正常位置(即所谓“领先”,因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度),固然也增强了增加迎角的作用,因此摆振铰(draghinge也称水平铰)也称领先-滞后铰(leadlaghinge)。
挥动铰和摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。
由于桨叶在旋转中允许上下挥动和前后摆动,这种桨叶称为柔性桨叶(articulatedrotor)。
除用机械铰链允许桨叶在环形进程中相关于其他桨叶有必然的挥动外,材质也必需具有弹性,这确实是什么缘故直升机停在地面时,桨叶老是“耷拉”着的缘故。
但机械铰链磨损大,靠得住性不行,德国MBB(战时闻名的梅塞斯米特确实是MBB中的M)用弹性元件取代了挥动铰,研制成功无铰桨叶,第一个应用无铰桨叶的是MBBBo-105,中国曾入口一批,用于支援海上采油平台。
挥动铰示用意,前行桨叶能够在升力作用下向上有所挥动,从而降低升力,达到平稳;后行桨叶那么向下弯曲,从而提高升力,达到平稳/采纳挥动铰后的升力散布,要均匀得多
双叶旋翼是一个特例,桨叶和圆心的桨毂刚性连接,但用一个单一的“跷跷板”铰链同时期替挥动铰和摆振铰,因此也称为半刚性桨叶(semi-rigidrotor)。
跷跷板铰链在一侧桨叶上扬时,将另一侧桨叶自然下压;在一侧桨叶“领先”时,将另一侧桨叶自然“滞后”,既简化了机械设计,又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。
贝尔直升机公司用双叶用出了味道,越战期间漫天蝗虫似的UH-1确实是双叶,后来的AH-1也是。
只是“跷跷板”设计只能用于双叶旋翼。
双叶旋翼有无可置疑的简练性和由此而来的本钱和靠得住性上的优势,但双叶旋翼也只有两片桨叶能够产生升力和推力,和多叶桨叶相较,就要增加旋翼直径,增加旋翼转速,前者增加整体尺寸和阻力,后者增加噪声。
第一个采纳无铰桨叶的Bo-105/Bo-105的无铰桨叶,用弹性元件代替了挥动铰和摆振铰,但变距铰仍然保留
EC-135更进一步,乃至取消了使桨叶改变桨距的变距铰,也用弹性元件代替了/EC-135的先进技术桨叶(AdvancedTechnologyRotor,简称ATR,属hingelessbearingless),采纳弹性元件代替所有机械铰链,幸免机械磨损,减轻重量,改善飞行平稳性
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单桨直升机的起飞重量终归有限,要增大起飞重量,就要增加旋翼直径,增加旋翼转速,增加桨叶数量,增强传动轴,这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。
旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制,不然音障带来的阻力和振动将不可忍受,更大的旋翼直径也迫使尾撑长度增加,增加结构重量。
较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。
大幅度提高起飞重量最有效的途径,仍是采纳两个乃至更多的旋翼,分担负担。
除一些假想中的四旋翼方案,三旋翼没有见到过,仍是双旋翼最多见。
既然采纳两个旋翼,若是旋转方向相反,一个顺时针旋转,一个逆时针旋转,就自然抵消彼此的反扭力。
反转的双旋翼不需要专门考虑尾桨和尾撑的结构,也没有尾桨吃掉对推动和升力没有作用的功率的问题,能够把所有功率都用于升力和推动,这是双旋翼额外的优势。
双旋翼(也称双桨)有多种方案,能够前后串列,能够左右并列,能够上下共轴,还能够上下不共轴。
串列双桨的典型有美国的CH-4六、CH-47;并列双桨的典型有俄罗斯的米-12,直升机状态的美国也能够算作并列双桨;共轴双桨(co-axial或contra-rotating)的典型固然非俄罗斯的K-2五、K-31等卡莫夫直升机莫属;异轴双桨(更准确地说,是交替双桨,也称交叉双桨,intermeshing)的只有美国卡曼的H-34Husky和K-Max等少数例子。
串列和并列双桨布局示用意
串列双桨的CH-47/并列双桨的米-12
共轴双桨示用意/共轴双桨的卡-31
交替双桨示用意/交替双桨的K-Max
串列双桨关于最大限度地利用机身长度有利,CH-4六、CH-47机舱长但并非累赘,总长并非为此增加多少,而单桨的米-6就“横阔竖大”了。
串列双桨中离发动机较远的那副旋翼(一样是前旋翼)的功率要求比驱动尾桨高得多,为了保证前后旋翼的同步,串列双桨需要长长的繁重的同步传动轴,而不能简单地由前发动机驱动前旋翼,后发动机驱动后旋翼。
串列双桨的前后旋翼一样上下错开一点,如此能够允许前后旋翼之间在高度上有必然的重合,缩短全机长度。
上下的高度差太少了,不能保证平安,尤其是大幅度机动动作时,上下桨叶可能发生碰撞。
高度差太大了,支撑后旋翼的“柱子”太太高大,阻力庞大。
并列双桨通常是安装在机翼翼尖的,翼展由旋翼半径决定,没有办法靠上下重合而缩短翼展,在气动上难于优化。
左右旋翼之间要设交叉的同步轴,以保证左右两副旋翼永远同步。
还有一个问题是,左右旋翼都在机身中段附近,仅靠周期距,俯仰控制力矩不足。
但这都不是最大的问题,最大的问题是横滚稳定性,两侧旋翼升力不均匀时,飞机会发生横滚,如果在急速下降过程中,飞机不幸进入自己的下洗气流,旋翼效率急剧降低,旋翼越用力,越使不上劲,好像汽车轮子打滑一样,加剧横滚的不稳定倾向,飞机在几秒钟内就可以倾覆失控,V-22的几次坠毁就是这样造成的。
强烈的不对称气流扰动也可以造成这个现象。
发动机安装在机身还好说,要是发动机安装的机翼翼尖,离重心很远,进一步加强了横滚不稳定的倾向。
共轴双桨用
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