文長沙市麓山國際實驗學(xué)校高中部G1208班

軸流式差壓升力直升飛機的設(shè)想

文長沙市麓山國際實驗學(xué)校高中部G1208班趙崧云

現(xiàn)在的直升飛機靠旋轉(zhuǎn)的槳葉在空氣中做圓周運動來提供升力，其原理從根本上講，與固定翼飛機機翼升力的產(chǎn)生相通。

圖1空氣中機翼橫截面

空氣中機翼橫截面如圖1所示，當(dāng)機翼不運動時，機翼前后、上下空氣的能量由壓力能和勢能組成，其數(shù)值一定且?guī)缀跸嗟取．?dāng)機翼向前運動時，緊貼機翼前端同一處空氣被上下分開，相當(dāng)于上部分空氣沿機翼上輪廓線曲線運動到機翼截面尾端，下部分空氣幾乎沿直線從機翼輪廓線運動到機翼截面的尾端，最終匯合并穩(wěn)定。

由于在相同時間內(nèi)上部分曲線運動的空氣運行路程大于下部直線運行的空氣路程，上部分空氣運行速度會大一些，此時的能量構(gòu)成如下（高度差忽略不計，均取h；m均取單位質(zhì)量即ρ）：機翼上部空氣能量為P1+ρgh+1/2ρ機翼下部空氣能量為P2+ρgh+1/2ρ。

上式中P1為機翼上側(cè)空氣壓力；P2為機翼下側(cè)空氣壓力；V10為機翼上輪廓線附近空氣流速；V20為機翼下輪廓線附近空氣流速；ρ為空氣密度；h為飛行高度。據(jù)能量守恒定律P1+ρgh+1/2ρ=P2+ρgh+1/2ρ，即：P1+1/2ρ=P2+1/2ρ。

前面分析已知，V10＞V20，所以P1＜P2。ΔP=P2－P1，方向向上。這一壓力差ΔP就是機翼向上的升力，直升飛機旋轉(zhuǎn)槳葉截面形狀與固定翼機翼截面形狀類似，故在空氣中旋轉(zhuǎn)的槳葉會受到空氣的升力并通過旋轉(zhuǎn)軸帶動直升機上升。

為了提供足夠的升力，必須有足夠的槳葉面積，因此起飛重量越大的直升飛機槳葉長度越長。旋轉(zhuǎn)槳葉做圓周運動，當(dāng)旋轉(zhuǎn)槳葉轉(zhuǎn)速不變（即為n時），槳葉與空氣相對線速度最大的位置為槳尖，設(shè)槳葉長度為L，推算槳尖做旋轉(zhuǎn)運動時的線速度V1=n×π×2L=2πnL。

槳葉越長或轉(zhuǎn)速越大，V1越大，槳葉對空氣的擾動就越大，當(dāng)接近音速時，甚至?xí)a(chǎn)生激波或嚴重的噪聲。

當(dāng)然，直升飛機的渦軸發(fā)動機也是一個重要的噪聲源，但現(xiàn)行直升飛機的結(jié)構(gòu)決定了很難直接在發(fā)動機上采取有效的降噪措施。

一、直升飛機速度難以提高的原因分析

直升飛機旋翼在空氣中運動，如果旋翼槳葉上任意一點運動速度超過音速就會產(chǎn)生激波，對旋翼帶來結(jié)構(gòu)性破壞和巨大的噪聲。因此直升飛機旋翼槳葉尖端速度必須小于音速。由于直升飛機整體還有一個運動速度（假設(shè)為V2），槳葉尖端實際對空氣的相對運動速度V應(yīng)為V=V1+V2=2πnL+V2（V≤0.92×340m/s）。其中，n為旋翼轉(zhuǎn)速，L為旋翼槳長度。

以直9直升飛機為例，其旋翼直徑11.93m，最大起飛重量3850kg，最大平飛速度306km/h，轉(zhuǎn)速350r/min。求得直9直升飛機理論上最大速度為339.12 km/h，實際上直9的設(shè)計最大平飛速度是306km/h。

二、軸流式壓差升力直升飛機的設(shè)計思路

為降低直升飛機的噪聲，提高飛行速度，各國技術(shù)人員都曾提出方法并加以改進。比如增加葉片數(shù)量以降低旋翼轉(zhuǎn)速n，從而騰出V1的速度空間；為提高飛行速度V2創(chuàng)造條件，改進槳葉葉片外形結(jié)構(gòu)特征；優(yōu)化飛機外形以減少阻力等等。

我構(gòu)思設(shè)計了一種不會讓水平飛行速度產(chǎn)生疊加的直升飛機提升方式來代替現(xiàn)行的旋翼槳葉，不僅解決速度疊加問題，還能大幅度降低噪聲（或為降噪提供條件）。

我暫時稱之為軸流式多級空氣推理系統(tǒng)，該系統(tǒng)由錐形進氣筒、多級葉輪、下端壓力腔組成，如圖2。

圖2

在旋轉(zhuǎn)葉輪作用下，上端空氣（壓力為P1）由葉輪抽吸從錐形流道進入葉輪，經(jīng)過多級葉輪增加到P2后，從下端壓力腔中排出。這時系統(tǒng)上下兩個斷面會有一個壓力差ΔP=P2－P1。

ΔP就是我希望的推力。當(dāng)系統(tǒng)處于垂直地面方向時，它就是飛機的提升力。如果ΔP能達到0.05MPa，假設(shè)葉輪直徑為1.6m，則一個這樣的系統(tǒng)提供的理論升力F=(π/4)R2×ΔP=(π/4) ×1.62×0.05×104=10050kg=10.05 t。此升力足以滿足一般直升飛機起飛重量的要求。

由于系統(tǒng)內(nèi)空氣流動的速度垂直于飛機運行方向，并且此時流道內(nèi)空氣與葉輪一起以同樣的水平速度相對大氣運動，因此，飛機的運行速度原則上對葉輪與流道內(nèi)空氣的速度不會產(chǎn)生太大影響。

三、軸流式壓差升力直升飛機的優(yōu)勢和需解決的問題

（一）優(yōu)勢

1.由于主升力系統(tǒng)對水平飛行速度影響不大，直升飛機水平飛行速度理論上可以做到0.92M，即0.92×340×3600÷1000=1126km/h。

2.由于主升力系統(tǒng)不會導(dǎo)致飛機機體旋轉(zhuǎn)，因此，理論上可以不要尾翼平衡系統(tǒng)，簡化直升飛機系統(tǒng)。

3.由于有了流道，可在流道出入段參考現(xiàn)有的降噪技術(shù)降低噪聲。

4.由于沒有機體上方的大型旋翼葉輪，可考慮在直升飛機兩側(cè)設(shè)置可伸縮仿生鳥類翅膀的機翼，以便飛機上升到一定高度后仿生飛行或滑行，既節(jié)能又可提升機艙內(nèi)乘座人員的舒適度。

5.通過合理的流道入口端和出口端的進排方式的調(diào)節(jié)，可實現(xiàn)飛機的左右快速位移，提升飛機對障礙物的躲避能力。

6.結(jié)合推進系統(tǒng)出口壓力腔特點，可設(shè)計專用起飛、降落座，既降低起飛的能耗，又減少對起飛空間的要求。

（二）需解決的問題

1.現(xiàn)有大口徑軸流式風(fēng)壓系統(tǒng)壓力差普遍很小，因此，軸流式多級推力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)是在控制自身重量的前提下，實現(xiàn)大流量的同時實現(xiàn)空氣出入端較高的壓力差。

建議在追求大流量方面，可參考軸流式風(fēng)壓系統(tǒng)；設(shè)計葉輪以大壓差為追求；可通過反向解析發(fā)電廠蒸汽透平等技術(shù)尋找方法；在流道錐體方面，應(yīng)尋找科學(xué)的流道設(shè)計方案。

2.建議推力系統(tǒng)設(shè)置兩臺，以渦軸發(fā)動機為中心前后對稱布置，既可避免渦軸發(fā)動機的不平衡，又方便提供空間對發(fā)動機降噪措施的實施。

結(jié)合本建議，推測軸流式壓差升力直升飛機主體部分原理圖如圖3。

圖3

3.開展為把前述優(yōu)勢變?yōu)楝F(xiàn)實優(yōu)點所需要的技術(shù)研發(fā)。