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[文章编码1001]
主持人 蓝白
作客专家 张广林
重型直升机的作用无可替代，但研制起来有很多难点，如气动、机械等方面，理论上，重型直升机可采用多种构型，但实际上主要用单旋翼、纵列式双旋翼和倾转旋翼三种，其中后两种主要为重型直升机采用。本篇就来讨论这三种构型的研制难点。
张：重型直升机一般指起飞重量大于20吨，内载或外挂能力大于8000千克的直升机。重型直升机最常见的构型还是单旋翼带尾桨。旋翼提供升力、推进力和操纵力：尾桨用于平衡旋翼的扭矩和航向操纵，对主旋翼轴的力臂通常稍大于主旋翼半径。
单旋翼构造简单，只需一套旋翼操纵系统和一套传动系统，技术较成熟，桨盘载荷低。缺点是旋翼和主减速器尺寸大，直升机重心范围小，飞行高度低，存放空间大，尾桨易撞到障碍物或地面人员引起事故，尾桨在主旋翼和机身尾涡引起的不利气动环境下工作，降低了其气动效率并增大了尾桨载荷与振动等。而且尾桨在对抗主旋翼扭矩时也要消耗百分之几的发动机功率。
重型直升机采用单旋翼，相对纵列式及倾转旋翼，技术难度最小，与中小型直升机也没有本质区别，只是由于尺寸的增大，设计制造中有所不同。
记：请就具体部件谈谈。
张：旋翼是重型直升机的核心部件。重型直升机旋翼一般由6～8片桨叶组成，桨叶一般用高性能复合材料，桨尖呈三维变化，不仅尖削、后掠，而且下反，其旋翼效率应达到0.8左右。采用弹性轴承桨毂，旋翼升阻比应达到9～10尾桨一般为4－5片。
传动方面，关键部件是主减速器。除了寿命、可靠性和维修性等方面，还有特殊要求。首先是要求传递功率适当、重量轻。减速器的传动功率必须与发动机功率相配备，并减轻重量。主减速器重量一般占整个直升机的1/7－1/9。
其次是传动比要大，传递效率要高。旋翼与发动机输出轴转速相差悬殊，有的直升机总传动比高达120转速差越大，旋翼轴的扭矩也越大，齿轮载荷就越高，为减轻载荷，要采取多级传动和复杂的齿轮传动系统等卸载措施，这会降低传动效率。因此必须采取措施提高传动比和传动效率。目前直升机主减速器的传递效率已达0.985左右。
第三是要求干运转能力强。由于主减速器内部齿轮多、载荷重，工作时需要润滑油循环流动润滑，以保证主减速器正常工作。一旦没有润滑油，齿轮之间、轴与轴之间便会因过热而烧蚀，后果严重。因此一般要求主减速器有30－40分钟的干运转能力，以便一旦断润滑油后，能安全返场或紧急着陆。重型直升机主减速器的设计制造与中小型直升机没有太大变化，主要是重量、寿命、结构紧凑性、传动效率、可靠性、维修性及润滑等几方面要求更高。
重型直升机机体气动布局也必须减弱机体部件不利干扰，以减小机体阻力和机体振动、在悬停和前飞时，由于旋翼下洗流和机体存在负迎角，机体通常会产生负升力，设计过程中要采取措施减小这种负升力，气动外形还应保证尾翼工作条件，将机身和发动机舱在尾翼安装区的紊流和速度阻滞降至最小，此外，为使机身和发动机舱拖出的涡尾迹不对尾翼产生不利影响，发动机舱绕流特性必须保证发动机进气道和排气管正常工作机身力矩特性、尾翼参数和力臂的选择应使直升机具有平衡特性和操纵余量，但解决时不应过分增加尾翼的气动载荷设计机体时必须消除桨叶与机体结构元件的干涉起落架的布置应能保证地面横向平衡，避免发生侧翻和侧移。
机身中段布置货舱或客舱，有一段柱形段平飞时，机身处于负迎角，机身阻力系数和升力系数主要取决于横截面形状，看示意图1，横坐标为不同的负迎角状态，纵坐标为阻力系数，长条形的阴影区是巡航工作迎角范围可看出，在常用迎角范围，矩形截面阻力是圆形截面的4倍。
垂尾的设计也不简单；它要在侧风悬停、起飞、着陆等所有飞行状态都保证直升机有足够的航向操纵余量，垂尾外形尺寸应能保证直升机的安全使用垂尾上面受桨叶干涉余量限制，下面受允许的直升机着陆角限制。
在小速度飞行时，平尾主要影响直升机的前飞和后飞纵向平衡特性。在顺风起飞和着陆时，它应保证直升机的操纵余量。
示意图2给出了不同俯视截面形状的机身尾段阻力系数与迎角的关系，示意图3给出了不同机身尾段断面形状对机身阻力的影响。两图中，纵坐标是阻力系数，横坐标是迎角。可看出，尾段机身俯视截面拉长时，负迎角时阻力会变小，但正迎角时阻力会变大。另外，机身尾段过渡越平滑，负迎角下的阻力越小，还有，发动机排气管布置也要慎重，否则影响气动，见示意图4。
重型直升机气动问题难很大程度上是由于直升机部件之间的干扰很多，这些气流之间的相互作用机理非常复杂，因为经常是由流动不稳定的粘性过程决定。在选择重型直升机外形时，必须保证直升机某些部件的干扰不能使直升机气动特性变差。主要的干扰形式包括：旋翼对机体的干扰，机身、桨毂和旋翼轴尾迹对尾翼的干扰、以及相互连接某些部件之间的干扰。
设计重型直升机时还必须予以重点考虑旋翼对机身、机翼和尾翼的影响，示意图5给出了不同前进比下，机身处旋翼产生的诱导速度垂直分量，“前进比”是较专业的概念，不是几句话能解释的，可以近似理解为：直升机飞行速度大时，前进比大；直升机飞行速度小时，前进比小。从图中可见，旋翼诱导下洗气流的速度沿机身长度分布很不均匀，不均匀程度随着前进比的增大也就是飞行速度的增大而减小。在悬停和小速度飞行时，旋翼洗流是起决定性作用的。
巡航飞行时，旋翼桨尖涡产生的速度脉动最大，这些旋翼涡在离平尾和尾梁不远处通过时，在平尾和旋翼上会产生周期性变化的气动载荷，频率是旋翼转速和桨叶片数的乘积。这种载荷会引起尾翼和机尾振动，在气动力扰动频率和结构元件振动频率接近时振幅很大。
下面再谈谈纵列式双旋翼。这种构型其前后旋翼反转，扭矩是平衡的，不需要占用功率的尾桨，但两副旋翼间的气动干扰损耗了差不多与单旋翼直升机的尾桨同量的功率。
悬停时，纵列式直升机由于其较大的俯仰阻尼和较大的操纵功效，纵向操纵品质要优于单桨式直升机。但另一方面，由于它较低的偏航阻尼和较大的偏航和滚转惯性，横向操纵品质又差于单桨式直升机。前飞时，纵列式直升机有较大的迎角不稳定性。另外两副旋翼之间的干扰会影响纵列式直升机的操纵品质。
庞大的机身是纵列式的特性，因为它有两副旋翼要安装在机身上。由于需利用差动拉力来平衡直升机的俯仰，所以纵列式直升机还有纵向重心范围大的特点。后旋翼在前旋翼的尾涡中工作，振动、交变载荷、噪声和功率损失就来源于此。不稳定的机身气动力矩以及偏航操纵功效低都对直升机的操纵品质不利，后旋翼支架使结构重量增加。
纵列式重型直升机的技术难点有很多。如总体设计、各升力面气动布局、总体参数优化等。气动干扰技术更复杂，包括 旋翼/旋翼、旋翼/短翼、旋翼/机身等气动干扰分析，机内减振降噪技术等。电传/光传飞控技术及飞行控制律等也很复杂。
记：请再谈谈倾转旋翼。
张：倾转旋翼构型与常规直升机构型相比，有几个优点。首先是速度快。直升机旋翼旋转时桨尖处的切线速度一般为200米/秒，那么当飞行速度为360千米/小时即100米/秒时，旋翼前行桨叶处于90°处桨叶的桨尖相对气流速度就会达到300米/秒，接近声速340.2米/秒，这时再增加速度就很容易产生激波失速了。而此时后行桨叶在270°桨尖处相对气流的速度只有100米/秒，桨根部分还会出现气流从桨叶后缘流向前缘的反流区，从而使桨叶产生的升力减少。为使升力保持与前行桨叶相同，需要增加后行桨叶的桨距，但桨距过大会出现气流分离。
因此常规直升机最大速度超过360千米/小时、巡航速度超过300千米/小时的很少，而V－22倾转旋翼机巡航速度509千米/小时，最大速度650千米/小时。
其次是噪声和振动小。倾转旋翼机因巡航时一般以固定翼飞机的方式飞行，因此噪声比直升机小得多。比如在150米高度悬停时，其噪声只有80分贝，仅相当于30米外卡车的噪声。由于倾转旋翼布置在远离机身的机冀尖端，且直径较小，因此其座舱的振动比一般直升机要低得多。
另一优势是航程远。如V－22作战距离大于1850千米，若加满两个转场油箱，航程可达3890千米。如进行空中加油可从美国本土直飞欧洲，而直升机的航程很少超过1000千米。
载重量大也是一优势。V－22悬停重量已达21800千克。贝尔直升机公司计划研制的下一代四旋翼倾转旋翼机V－44可装载80－100名士兵或10～20吨货物。
倾转旋翼机巡航飞行时，因机翼可产生升力，旋翼转速较低，基本相当于两副螺旋桨，所以耗油率比直升机低。
综合考虑倾转旋翼机耗油量少、速度快、航程大、载重大等优点，其运输的成本仅为直升机的1/2。
倾转旋翼机因既有旋翼又有机翼，旋翼还要在垂直和水平位置间反复倾转，因此它的结构、气动、控制等技术比一般飞机和直升机复杂得多，两者的难点它都有，还有自己特有的问题。
第一是旋翼和机翼间气动干扰，涉及到旋翼－机翼、旋翼－旋翼、旋翼－机身、旋翼－尾部等方面，其中以垂直飞行和悬停时旋翼－机翼的气动干扰最重要，它主要表现在两方面：一是机翼由于旋翼的尾流冲击引起下洗载荷，二是机翼对旋翼的气动性能产生影响，两者都对倾转旋翼机的有效载荷有较大影响、要搞清楚这种气动干扰，需建立旋翼尾流与机翼结合的模型，确定旋翼尾流中的诱导速度，还需要更先进的算法及实验技术。
第二是旋翼倾转过程中的气动问题。倾转旋翼机垂直飞行和悬停时的气动特性与横列式直升机相似，巡航飞行时与涡桨飞机类似，这两种状态的气动特性都有类似经验可借鉴。但旋翼倾转过程中的气动特性是其独有的，是复杂的非定常气动问题。
旋翼倾转过程中气动特性的确定，要建立正确的数学模型和选择适合的算法都很难建立数学模型，首先要解决旋翼桨叶翼型的非定常动态气动特性，即翼型气动力随迎角变化的动态响应问题，其次是旋翼的非定常诱导速度的确定，即诱导速度随旋翼气动力变化的动态响应，虽然国内外建立了各种各样的数学模型，但都不成熟。对旋翼倾转过程的非定常气动力、扭矩、表面压力及诱导速度等任一物理量的测定也都相当困难。
第三是倾转旋翼机的结构设计问题。旋翼在直升机模式飞行时要产生升力，在以飞机模式飞行时又要产生推进力，协调这两种飞行状态，使旋翼达到一个较理想的设计是关键、因此倾转旋翼系统的桨叶形状、翼型、扭转度等与常规的旋翼系统都有较大差异。另外，由于在机翼两翼尖处要装旋翼系统和发动机舱，并且旋翼轴相对机翼要倾转，这就对机翼强度和稳定性提出了很高的设计要求，同时还要考虑以飞机模式飞行时桨叶挥舞可能引起的安全问题及旋翼一机翼的气动干扰问题，因此对机翼的设计也是一个技术难题。
第四是倾转旋翼机的动力学问题。倾转旋翼机的桨叶挥舞/摆振耦合、桨叶之间通过桨毂的相互运动、动力耦合等都无法用传统的直升机旋翼动力学方法分析、倾转旋翼机运动和振动部件多，不仅把螺旋桨飞机和横列式直升机的振动问题集于一身，还带来它们的振动耦合。另外，飞行模式较多和旋翼转速变化较大引起倾转旋翼机的振动模态特别多。这些振动模态会与机身、机翼或其它部件的固有频率相接近，或在某些飞行条件下，一些振源的振动模态，正好与旋翼机的某些固有频率接近，引起共振。通过动力学分析来预估这些振动模态，并通过控制旋翼转速、飞行速度、飞行状态等来避免引起共振是非常困难的。
第五是倾转旋翼机飞行力学与控制问题。由于倾转旋翼机应用范围和飞行领域比常规直升机广泛得多，因而它的飞行力学模型也复杂得多，倾转过程中，旋翼轴的方向和旋翼转速发生较大变化，导致旋翼机的升力、推力及力矩也发生较大变化，在非定常非线性气动因素的影响下，传统的直升机飞行力学分析方法会失效，需建立新的分析模型和方法。此外，倾转旋翼机飞行状态在很大范围内变化，为确保飞行员在正常负荷下工作，需要研制自动操纵系统。这需要对飞行控制规律作深入研究并验证。自动操纵控制技术已成为研制倾转旋翼机的关键之一。
记：请对这三种构型的重型直升机对比分析一下。
张：从国外重型直升机技术参数对比表可看出，单旋翼带尾桨构型的米26TS、CH－53E与双旋翼纵列式的CH－47SD的各种性能并没本质区别，但倾转旋翼机的性能要明显优于另两种重型直升机。如V－22与CH－47SD最大起飞重量相当，正常燃油航程是(CH－47SI)的1.49倍，带辅助油箱航程是1.67倍，无地效悬停高度是1.53倍，实用升限是2.34倍，最大爬升率是1.26倍，最大巡航速度是1.56倍，最大平飞速度是1.97倍。
另一方面，V－22座舱容积只有CH－47SD的58.3％，最大内部载荷只有CH－47SD的69.8％，最大外挂载荷只有CH－47SD的53.6％，其主要原因是倾转旋翼有较坚固的机翼、倾转旋翼组件等，V－22空重(15032千克)为CH－47SD空重(12 284千克)的1.22倍在V－22空重中，机翼为1294.7千克，转换作动筒整流罩29.2千克，短舱结构622.8千克，机翼上整流罩141.5千克，它们共达2088.2千克，占V－22空重的13.9％。
可见作为重型直升机，倾转旋翼机在飞行性能方面比单旋翼带尾桨和双旋翼纵列式直升机有很大优势，但在有效载荷和座舱容积方面又有明显劣势。
记：单旋翼和双旋翼纵列式的旋翼效率对比如何?
张：双旋翼空气动力学的特殊性在于两旋翼间的气动干扰。两旋翼的尾迹相互诱导，一个旋翼可能处在另一旋翼的尾迹之中，旋翼尾迹是梯度很大的涡旋场，存在着集中的涡。由于涡的相互诱导和自诱导、与桨叶的干扰、粘性作用，尾迹中的涡会扭曲、缠绕、破碎，双旋翼流动及气动力计算早先用滑流理论估算，后来发展到预定尾涡模型，滑流理论不考虑尾迹畸变，预定尾涡模型考虑到了尾迹畸变和两尾迹的干扰，但要实验给出尾迹。
要了解双旋翼的气动，要从流动的基本方程——N－S方程出发求解。这里过于复杂不谈。最简单地讲，纵列式双旋翼直升机悬停时，后旋翼前部的尾涡穿过前旋翼后部，所以前旋翼后部的下洗速度来源于2个涡系，当然要比单旋翼的大：而后旋翼前部的下洗速度也来源于2个涡系，即自身的涡系及前旋翼后部的涡系，但前旋翼后部的涡系离后旋翼距离较远，所以后旋翼前部的下洗速度虽比单旋翼的大，但大的程度不如前旋翼后部。随着飞行速度的增大，前旋翼下洗速度分布与单旋翼的在大部分桨盘上开始趋于相同：而后旋翼的下洗速度则开始变得比单旋翼的大得多。所以从性能上讲，纵列式双旋翼前旋翼的性能在悬停时较单旋翼略差，但前飞时就与单旋翼相同；而后旋翼性能要比单旋翼差，速度增大时差距更大。
记：国外正谋划的新一代重型直升机有哪些?
张：俄罗斯计划研制米46重型直升机，运输能力达10－12吨。美国陆航在2020后将联合重型旋翼机、联合无人机、联合多用途旋翼机列为三大装备重点之一。下一代战区运输旋翼机JHI，要能运输重达20吨的FCS车辆，悬停升限3000米，最大航程3900千米，能在野外起降。为此有不同方案，如西科斯基X2C起重机一共轴式旋翼机，巡航速度306千米/小时：波音先进纵列式直升机ATRH，巡航速度306千米/小时：西科斯基X2技术高速重型直升机一先进桨叶复合型直升机，巡航速度460千米/小时；贝尔-波音四旋翼倾转旋翼机，巡航速度510千米/小时；卡曼0STR速度优化倾转旋翼机，巡航速度575千米/小时。
法德也正联合研制新一代欧洲重型运输直升机，以填补CH－53、NH90与A400M军用运输机之间的空白。
主持人 蓝白
作客专家 张广林
重型直升机的作用无可替代，但研制起来有很多难点，如气动、机械等方面，理论上，重型直升机可采用多种构型，但实际上主要用单旋翼、纵列式双旋翼和倾转旋翼三种，其中后两种主要为重型直升机采用。本篇就来讨论这三种构型的研制难点。
张：重型直升机一般指起飞重量大于20吨，内载或外挂能力大于8000千克的直升机。重型直升机最常见的构型还是单旋翼带尾桨。旋翼提供升力、推进力和操纵力：尾桨用于平衡旋翼的扭矩和航向操纵，对主旋翼轴的力臂通常稍大于主旋翼半径。
单旋翼构造简单，只需一套旋翼操纵系统和一套传动系统，技术较成熟，桨盘载荷低。缺点是旋翼和主减速器尺寸大，直升机重心范围小，飞行高度低，存放空间大，尾桨易撞到障碍物或地面人员引起事故，尾桨在主旋翼和机身尾涡引起的不利气动环境下工作，降低了其气动效率并增大了尾桨载荷与振动等。而且尾桨在对抗主旋翼扭矩时也要消耗百分之几的发动机功率。
重型直升机采用单旋翼，相对纵列式及倾转旋翼，技术难度最小，与中小型直升机也没有本质区别，只是由于尺寸的增大，设计制造中有所不同。
记：请就具体部件谈谈。
张：旋翼是重型直升机的核心部件。重型直升机旋翼一般由6～8片桨叶组成，桨叶一般用高性能复合材料，桨尖呈三维变化，不仅尖削、后掠，而且下反，其旋翼效率应达到0.8左右。采用弹性轴承桨毂，旋翼升阻比应达到9～10尾桨一般为4－5片。
传动方面，关键部件是主减速器。除了寿命、可靠性和维修性等方面，还有特殊要求。首先是要求传递功率适当、重量轻。减速器的传动功率必须与发动机功率相配备，并减轻重量。主减速器重量一般占整个直升机的1/7－1/9。
其次是传动比要大，传递效率要高。旋翼与发动机输出轴转速相差悬殊，有的直升机总传动比高达120转速差越大，旋翼轴的扭矩也越大，齿轮载荷就越高，为减轻载荷，要采取多级传动和复杂的齿轮传动系统等卸载措施，这会降低传动效率。因此必须采取措施提高传动比和传动效率。目前直升机主减速器的传递效率已达0.985左右。
第三是要求干运转能力强。由于主减速器内部齿轮多、载荷重，工作时需要润滑油循环流动润滑，以保证主减速器正常工作。一旦没有润滑油，齿轮之间、轴与轴之间便会因过热而烧蚀，后果严重。因此一般要求主减速器有30－40分钟的干运转能力，以便一旦断润滑油后，能安全返场或紧急着陆。重型直升机主减速器的设计制造与中小型直升机没有太大变化，主要是重量、寿命、结构紧凑性、传动效率、可靠性、维修性及润滑等几方面要求更高。
重型直升机机体气动布局也必须减弱机体部件不利干扰，以减小机体阻力和机体振动、在悬停和前飞时，由于旋翼下洗流和机体存在负迎角，机体通常会产生负升力，设计过程中要采取措施减小这种负升力，气动外形还应保证尾翼工作条件，将机身和发动机舱在尾翼安装区的紊流和速度阻滞降至最小，此外，为使机身和发动机舱拖出的涡尾迹不对尾翼产生不利影响，发动机舱绕流特性必须保证发动机进气道和排气管正常工作机身力矩特性、尾翼参数和力臂的选择应使直升机具有平衡特性和操纵余量，但解决时不应过分增加尾翼的气动载荷设计机体时必须消除桨叶与机体结构元件的干涉起落架的布置应能保证地面横向平衡，避免发生侧翻和侧移。
机身中段布置货舱或客舱，有一段柱形段平飞时，机身处于负迎角，机身阻力系数和升力系数主要取决于横截面形状，看示意图1，横坐标为不同的负迎角状态，纵坐标为阻力系数，长条形的阴影区是巡航工作迎角范围可看出，在常用迎角范围，矩形截面阻力是圆形截面的4倍。
垂尾的设计也不简单；它要在侧风悬停、起飞、着陆等所有飞行状态都保证直升机有足够的航向操纵余量，垂尾外形尺寸应能保证直升机的安全使用垂尾上面受桨叶干涉余量限制，下面受允许的直升机着陆角限制。
在小速度飞行时，平尾主要影响直升机的前飞和后飞纵向平衡特性。在顺风起飞和着陆时，它应保证直升机的操纵余量。
示意图2给出了不同俯视截面形状的机身尾段阻力系数与迎角的关系，示意图3给出了不同机身尾段断面形状对机身阻力的影响。两图中，纵坐标是阻力系数，横坐标是迎角。可看出，尾段机身俯视截面拉长时，负迎角时阻力会变小，但正迎角时阻力会变大。另外，机身尾段过渡越平滑，负迎角下的阻力越小，还有，发动机排气管布置也要慎重，否则影响气动，见示意图4。
重型直升机气动问题难很大程度上是由于直升机部件之间的干扰很多，这些气流之间的相互作用机理非常复杂，因为经常是由流动不稳定的粘性过程决定。在选择重型直升机外形时，必须保证直升机某些部件的干扰不能使直升机气动特性变差。主要的干扰形式包括：旋翼对机体的干扰，机身、桨毂和旋翼轴尾迹对尾翼的干扰、以及相互连接某些部件之间的干扰。
设计重型直升机时还必须予以重点考虑旋翼对机身、机翼和尾翼的影响，示意图5给出了不同前进比下，机身处旋翼产生的诱导速度垂直分量，“前进比”是较专业的概念，不是几句话能解释的，可以近似理解为：直升机飞行速度大时，前进比大；直升机飞行速度小时，前进比小。从图中可见，旋翼诱导下洗气流的速度沿机身长度分布很不均匀，不均匀程度随着前进比的增大也就是飞行速度的增大而减小。在悬停和小速度飞行时，旋翼洗流是起决定性作用的。
巡航飞行时，旋翼桨尖涡产生的速度脉动最大，这些旋翼涡在离平尾和尾梁不远处通过时，在平尾和旋翼上会产生周期性变化的气动载荷，频率是旋翼转速和桨叶片数的乘积。这种载荷会引起尾翼和机尾振动，在气动力扰动频率和结构元件振动频率接近时振幅很大。
下面再谈谈纵列式双旋翼。这种构型其前后旋翼反转，扭矩是平衡的，不需要占用功率的尾桨，但两副旋翼间的气动干扰损耗了差不多与单旋翼直升机的尾桨同量的功率。
悬停时，纵列式直升机由于其较大的俯仰阻尼和较大的操纵功效，纵向操纵品质要优于单桨式直升机。但另一方面，由于它较低的偏航阻尼和较大的偏航和滚转惯性，横向操纵品质又差于单桨式直升机。前飞时，纵列式直升机有较大的迎角不稳定性。另外两副旋翼之间的干扰会影响纵列式直升机的操纵品质。
庞大的机身是纵列式的特性，因为它有两副旋翼要安装在机身上。由于需利用差动拉力来平衡直升机的俯仰，所以纵列式直升机还有纵向重心范围大的特点。后旋翼在前旋翼的尾涡中工作，振动、交变载荷、噪声和功率损失就来源于此。不稳定的机身气动力矩以及偏航操纵功效低都对直升机的操纵品质不利，后旋翼支架使结构重量增加。
纵列式重型直升机的技术难点有很多。如总体设计、各升力面气动布局、总体参数优化等。气动干扰技术更复杂，包括 旋翼/旋翼、旋翼/短翼、旋翼/机身等气动干扰分析，机内减振降噪技术等。电传/光传飞控技术及飞行控制律等也很复杂。
记：请再谈谈倾转旋翼。
张：倾转旋翼构型与常规直升机构型相比，有几个优点。首先是速度快。直升机旋翼旋转时桨尖处的切线速度一般为200米/秒，那么当飞行速度为360千米/小时即100米/秒时，旋翼前行桨叶处于90°处桨叶的桨尖相对气流速度就会达到300米/秒，接近声速340.2米/秒，这时再增加速度就很容易产生激波失速了。而此时后行桨叶在270°桨尖处相对气流的速度只有100米/秒，桨根部分还会出现气流从桨叶后缘流向前缘的反流区，从而使桨叶产生的升力减少。为使升力保持与前行桨叶相同，需要增加后行桨叶的桨距，但桨距过大会出现气流分离。
因此常规直升机最大速度超过360千米/小时、巡航速度超过300千米/小时的很少，而V－22倾转旋翼机巡航速度509千米/小时，最大速度650千米/小时。
其次是噪声和振动小。倾转旋翼机因巡航时一般以固定翼飞机的方式飞行，因此噪声比直升机小得多。比如在150米高度悬停时，其噪声只有80分贝，仅相当于30米外卡车的噪声。由于倾转旋翼布置在远离机身的机冀尖端，且直径较小，因此其座舱的振动比一般直升机要低得多。
另一优势是航程远。如V－22作战距离大于1850千米，若加满两个转场油箱，航程可达3890千米。如进行空中加油可从美国本土直飞欧洲，而直升机的航程很少超过1000千米。
载重量大也是一优势。V－22悬停重量已达21800千克。贝尔直升机公司计划研制的下一代四旋翼倾转旋翼机V－44可装载80－100名士兵或10～20吨货物。
倾转旋翼机巡航飞行时，因机翼可产生升力，旋翼转速较低，基本相当于两副螺旋桨，所以耗油率比直升机低。
综合考虑倾转旋翼机耗油量少、速度快、航程大、载重大等优点，其运输的成本仅为直升机的1/2。
倾转旋翼机因既有旋翼又有机翼，旋翼还要在垂直和水平位置间反复倾转，因此它的结构、气动、控制等技术比一般飞机和直升机复杂得多，两者的难点它都有，还有自己特有的问题。
第一是旋翼和机翼间气动干扰，涉及到旋翼－机翼、旋翼－旋翼、旋翼－机身、旋翼－尾部等方面，其中以垂直飞行和悬停时旋翼－机翼的气动干扰最重要，它主要表现在两方面：一是机翼由于旋翼的尾流冲击引起下洗载荷，二是机翼对旋翼的气动性能产生影响，两者都对倾转旋翼机的有效载荷有较大影响、要搞清楚这种气动干扰，需建立旋翼尾流与机翼结合的模型，确定旋翼尾流中的诱导速度，还需要更先进的算法及实验技术。
第二是旋翼倾转过程中的气动问题。倾转旋翼机垂直飞行和悬停时的气动特性与横列式直升机相似，巡航飞行时与涡桨飞机类似，这两种状态的气动特性都有类似经验可借鉴。但旋翼倾转过程中的气动特性是其独有的，是复杂的非定常气动问题。
旋翼倾转过程中气动特性的确定，要建立正确的数学模型和选择适合的算法都很难建立数学模型，首先要解决旋翼桨叶翼型的非定常动态气动特性，即翼型气动力随迎角变化的动态响应问题，其次是旋翼的非定常诱导速度的确定，即诱导速度随旋翼气动力变化的动态响应，虽然国内外建立了各种各样的数学模型，但都不成熟。对旋翼倾转过程的非定常气动力、扭矩、表面压力及诱导速度等任一物理量的测定也都相当困难。
第三是倾转旋翼机的结构设计问题。旋翼在直升机模式飞行时要产生升力，在以飞机模式飞行时又要产生推进力，协调这两种飞行状态，使旋翼达到一个较理想的设计是关键、因此倾转旋翼系统的桨叶形状、翼型、扭转度等与常规的旋翼系统都有较大差异。另外，由于在机翼两翼尖处要装旋翼系统和发动机舱，并且旋翼轴相对机翼要倾转，这就对机翼强度和稳定性提出了很高的设计要求，同时还要考虑以飞机模式飞行时桨叶挥舞可能引起的安全问题及旋翼一机翼的气动干扰问题，因此对机翼的设计也是一个技术难题。
第四是倾转旋翼机的动力学问题。倾转旋翼机的桨叶挥舞/摆振耦合、桨叶之间通过桨毂的相互运动、动力耦合等都无法用传统的直升机旋翼动力学方法分析、倾转旋翼机运动和振动部件多，不仅把螺旋桨飞机和横列式直升机的振动问题集于一身，还带来它们的振动耦合。另外，飞行模式较多和旋翼转速变化较大引起倾转旋翼机的振动模态特别多。这些振动模态会与机身、机翼或其它部件的固有频率相接近，或在某些飞行条件下，一些振源的振动模态，正好与旋翼机的某些固有频率接近，引起共振。通过动力学分析来预估这些振动模态，并通过控制旋翼转速、飞行速度、飞行状态等来避免引起共振是非常困难的。
第五是倾转旋翼机飞行力学与控制问题。由于倾转旋翼机应用范围和飞行领域比常规直升机广泛得多，因而它的飞行力学模型也复杂得多，倾转过程中，旋翼轴的方向和旋翼转速发生较大变化，导致旋翼机的升力、推力及力矩也发生较大变化，在非定常非线性气动因素的影响下，传统的直升机飞行力学分析方法会失效，需建立新的分析模型和方法。此外，倾转旋翼机飞行状态在很大范围内变化，为确保飞行员在正常负荷下工作，需要研制自动操纵系统。这需要对飞行控制规律作深入研究并验证。自动操纵控制技术已成为研制倾转旋翼机的关键之一。
记：请对这三种构型的重型直升机对比分析一下。
张：从国外重型直升机技术参数对比表可看出，单旋翼带尾桨构型的米26TS、CH－53E与双旋翼纵列式的CH－47SD的各种性能并没本质区别，但倾转旋翼机的性能要明显优于另两种重型直升机。如V－22与CH－47SD最大起飞重量相当，正常燃油航程是(CH－47SI)的1.49倍，带辅助油箱航程是1.67倍，无地效悬停高度是1.53倍，实用升限是2.34倍，最大爬升率是1.26倍，最大巡航速度是1.56倍，最大平飞速度是1.97倍。
另一方面，V－22座舱容积只有CH－47SD的58.3％，最大内部载荷只有CH－47SD的69.8％，最大外挂载荷只有CH－47SD的53.6％，其主要原因是倾转旋翼有较坚固的机翼、倾转旋翼组件等，V－22空重(15032千克)为CH－47SD空重(12 284千克)的1.22倍在V－22空重中，机翼为1294.7千克，转换作动筒整流罩29.2千克，短舱结构622.8千克，机翼上整流罩141.5千克，它们共达2088.2千克，占V－22空重的13.9％。
可见作为重型直升机，倾转旋翼机在飞行性能方面比单旋翼带尾桨和双旋翼纵列式直升机有很大优势，但在有效载荷和座舱容积方面又有明显劣势。
记：单旋翼和双旋翼纵列式的旋翼效率对比如何?
张：双旋翼空气动力学的特殊性在于两旋翼间的气动干扰。两旋翼的尾迹相互诱导，一个旋翼可能处在另一旋翼的尾迹之中，旋翼尾迹是梯度很大的涡旋场，存在着集中的涡。由于涡的相互诱导和自诱导、与桨叶的干扰、粘性作用，尾迹中的涡会扭曲、缠绕、破碎，双旋翼流动及气动力计算早先用滑流理论估算，后来发展到预定尾涡模型，滑流理论不考虑尾迹畸变，预定尾涡模型考虑到了尾迹畸变和两尾迹的干扰，但要实验给出尾迹。
要了解双旋翼的气动，要从流动的基本方程——N－S方程出发求解。这里过于复杂不谈。最简单地讲，纵列式双旋翼直升机悬停时，后旋翼前部的尾涡穿过前旋翼后部，所以前旋翼后部的下洗速度来源于2个涡系，当然要比单旋翼的大：而后旋翼前部的下洗速度也来源于2个涡系，即自身的涡系及前旋翼后部的涡系，但前旋翼后部的涡系离后旋翼距离较远，所以后旋翼前部的下洗速度虽比单旋翼的大，但大的程度不如前旋翼后部。随着飞行速度的增大，前旋翼下洗速度分布与单旋翼的在大部分桨盘上开始趋于相同：而后旋翼的下洗速度则开始变得比单旋翼的大得多。所以从性能上讲，纵列式双旋翼前旋翼的性能在悬停时较单旋翼略差，但前飞时就与单旋翼相同；而后旋翼性能要比单旋翼差，速度增大时差距更大。
记：国外正谋划的新一代重型直升机有哪些?
张：俄罗斯计划研制米46重型直升机，运输能力达10－12吨。美国陆航在2020后将联合重型旋翼机、联合无人机、联合多用途旋翼机列为三大装备重点之一。下一代战区运输旋翼机JHI，要能运输重达20吨的FCS车辆，悬停升限3000米，最大航程3900千米，能在野外起降。为此有不同方案，如西科斯基X2C起重机一共轴式旋翼机，巡航速度306千米/小时：波音先进纵列式直升机ATRH，巡航速度306千米/小时：西科斯基X2技术高速重型直升机一先进桨叶复合型直升机，巡航速度460千米/小时；贝尔-波音四旋翼倾转旋翼机，巡航速度510千米/小时；卡曼0STR速度优化倾转旋翼机，巡航速度575千米/小时。
法德也正联合研制新一代欧洲重型运输直升机，以填补CH－53、NH90与A400M军用运输机之间的空白。