發動機停車，尾槳失效？你所需知道的直升機緊急迫降
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「自轉」對於直升機而言，也是一種相當重要的特殊狀態，甚至可以說對直升機的安全性起著不可或缺的作用。
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正 文
@ 引言
相比於活躍於各行各業，性能出眾的現代化直升機，如今的自轉旋翼機更多是作為一種運動/娛樂的輕小型飛行器出現在公眾的視野中，前者光輝如皓月，後者已如遠星。
然而縱觀直升機發展史，則可以發現，若是沒有從自轉旋翼的研製中積累的關於旋翼的種種技術手段和工程經驗（比如揮舞、擺振等等），直升機多半不可能取得如此長足的發展。
而「自轉」旋翼對於自轉旋翼機而言，是將其與「驅轉」旋翼的直升機區分開來絕對判據。雖然如此，「自轉」對於直升機而言，也是一種相當重要的特殊狀態，甚至可以說對直升機的安全性起著不可或缺的作用。
下文我將從理論和實際兩個方面，對直升機的「自轉」狀態做一些概述。
@ 理論原理
旋翼的氣動理論基礎，歸根結底，是和固定翼沒有本質去別的，但是旋翼的周期性旋轉帶來的氣動力的周期性變化，使其整體氣動特徵與固定翼大相徑庭。
@@ 葉素氣動力
上面的圖片是葉素氣動力的示意圖，從圖片中我們可以看出，假如說這個和氣流方向相同的這個阻力的分量比較大，那麼整個氣動力合力就有更大的可能向葉素後側傾斜，而如果說這個阻力分量比較小，那麼整個驅動合力就更有可能向前傾一些；除了這個阻力大小影響外，阻力的方向也會影響到整個驅動力和力的方向，因為這個阻力的方向和氣流是一致的，如果氣流朝向這個葉素的方向更低，也就是說氣動迎角更大，那麼氣動合力的朝向也就會更偏向於前緣側。
那麼假如說這個葉素阻力的水平分量和升力的水平分量相等的時候呢？其氣動力合力就會指向於葉素的垂向，也就是說，這時候這個葉素氣動力在槳盤平面內是不會有任何力的分量的，也就是說這時候葉素就達到了一種平衡的狀態，如果所有的葉素微段都達到這種平衡狀態，那麼旋翼就會進入自由旋轉的狀態。
@@ 旋翼氣動力
對於整片槳葉來說，由於槳葉各個剖面的周向來流速度不同，而且誘導速度和槳葉幾何扭轉不同，因此不同的槳葉微段的迎角是不同的，合力的大小以及方向也是不同的。
大致來說，在槳根部分，周向來流較小，迎角較大，空氣動力合力向前傾斜，力圖使槳葉加速旋轉，在葉尖部分空氣動力合力向後傾斜，力圖使槳葉減速旋轉，所以整片槳葉在定常自轉時，多個槳葉微段的加速扭矩之和等於減速扭矩之和，如果加速扭矩小於或大於減速扭矩，那麼整個槳葉就相應的減速自轉或者加速自轉。
當多個槳葉微段的加速扭矩之和等於減速扭矩之和的時候，整個旋翼將不再需要任何的功率輸入，所以說我們就可以把旋翼和發動機之間通過離合器斷開，這樣它就和發動機沒有任何關係了。
我們就把這種狀況稱之為直升機的自轉狀態。
直升機的自轉狀態的初始狀態是憑藉直升機儲存的動能來實現的，但是這不是一種穩定的狀態，如果沒有能量的變化，單靠旋翼本身，它是無法持續性的誘導氣流，穿過槳盤來維持穩定自轉的，所以說在進入自轉狀態之後，我們就進行自轉下降來維持其穩定自轉的狀態。
自轉下降可以分為垂直下降和斜向下滑。在實際飛行中，直升機旋翼自轉的時候，不僅要克服翼型的阻力，還要帶動尾槳的旋轉，以及液壓泵等一些附件，這就要求葉素上的氣動合力一定要前傾以產生驅動力矩來驅動旋翼旋轉，因此呢，就要求垂直下降的旋翼有更大的下降率，一般來說，直升機作垂直自轉下降的時候，下降率約為懸停誘導速度的兩倍，這個速度是非常大的，所以我們一般都不採用垂直下降這種自轉下滑方式。飛行中一旦直升機發動機停車，駕駛員應立即減小總距，並調整駕駛桿操縱位置，使直升機進入斜向下滑。
當直升機以巡航（經濟）速度前飛時需用功率最小，從另一個角度來說，如果在此時靜如自轉，旋翼所需提供的驅動能量也就越低，此時能夠有最小的自轉飛行下降率，也可以選擇以有利速度飛行，獲得最遠的滑翔距離，駕駛員可利用自轉下滑飛行來選擇併到達適宜的著陸點，安全實現自轉著陸。
@ 實際操縱
自轉下滑的理論基礎雖然很清晰，很明確，但在實際操作中卻並不是一件簡單的事情，這種飛行模式對駕駛員的反應速度和心理素質都有很高的要求，但是通過適量的訓練，絕大部分直升機飛行員都能夠較好地駕馭這一特殊飛行模式。
下面我說，我先說一下，最典型的兩種操作對比：
@@ 錯誤的姿勢
發動機提示失效，但是駕駛員沒有立刻採取措施降低總距；
槳葉迎角保持著較大的狀態 ---> 槳葉微段阻力很大
葉素氣動合力產生阻轉力矩 ---> 槳葉很快減速
旋翼的轉速降低，離心力變小
失去了離心力的彈簧作用，槳葉揮起了很高的高度，旋翼的拉力變得非常的小
迫降失敗，墜毀
@@ 正確的姿勢
發動機提示下，駕駛員立刻採取措施，降低總距
葉素微段的氣動迎角都比較小
氣動阻力因而比較小，因此，整個槳葉的氣動合力將向前側傾斜
整個旋翼驅轉力矩比較大，然後整個槳葉就會加速，旋翼的轉速也會上升
直升機以一種有利狀態進入下滑
下降到高度約35到25米時後拉杆，減小前向的拉力分量
到高度約25到15米的時候，開始穩定的提拉總距，提拉總距的速度要保證直升機在觸地的時候總距差不多剛好達到最大
在墜地前的持平階段，也就是高度5、6米的時候，開始向前推桿來調整直升機機身的著陸姿勢，以免得旋翼的尾部撞到地面
接觸地面後必須把總距降到最小，同時踩下機輪剎車，縮短滑跑距離
上述只是兩種典型的自轉下滑操縱描述，在實際下滑和著陸的過程中，仍有不少需要注意的地方：
著陸過程是減小前進分速和垂直下降分速的過程，在觸地時前進分速越小，則滑跑距離越短，垂直下降分速越小，起落架上的過載越小
在自轉飛行中，駕駛員必須儘可能的釋放直升機本身所儲備的動能，如果直升機前進動能較大，可操縱槳盤後倒以增加整個旋翼的迎角，吸收直升機的前進動力，增加旋翼的後向分力及向上分力，從而減少前進分速以及垂直下降分速，如果旋翼的旋轉動能較大，在觸地之前，可操縱使瞬時增加槳距吸收旋翼的旋轉動能，大大增加拉力，從而減小垂直下降分速
一般來說，當直升機在飛行中發生，發動機空中停車這種情況，只要駕駛員在恰當的時機採取正確操作動作，就可以利用直升機前進動能和旋翼的動能進入自轉飛行，然後實現安全著陸，但是在某些速度、高度範圍內飛行時，如果發生髮動機停車，直升機仍有很大可能墜毀，這一飛行範圍被稱為迴避區，如下圖所示：
從左圖可以看到迴避區分兩塊，一塊是低速迴避區，一塊是高速迴避區。
低速迴避區：由於直升機一旦發生髮動機故障須過渡到最佳定常自轉狀態，仍然需要一定時間，會損失高度，因此，迴避區的上限是按轉入最佳定常自轉所掉高度決定的，在前飛速度較低的時候上限較高，隨著前飛速度增加，更容易轉變為自轉飛行，因而上限降低；迴避區的下限，是按照下降率及起落架的承載能力而決定的，在懸停時下限最低，隨前飛速度增加而下限提高，這是因為前飛時候有前進動能可以利用。
高速迴避區：近年來在駕駛員手冊上有將高速迴避區壓縮甚至取消的趨勢（如右圖），原因在於發動機停車後旋翼轉速隨即減小，相當於前進比（來流速度/旋翼槳尖速度）增大，此時旋翼後倒角自動增大，而使直升機仰頭並爬高，從而給駕駛員提供了寶貴的求生時間。
@ 總結
直升機自轉下降及著陸並不僅僅受限於發動機失效這種意外事故，其往往會發生於下述四種情況下：
任務需求直升機駕駛員進行快速下降及著陸（這種情況下，下滑角一般較陡）
駕駛員在進行自轉下滑的常規訓練
直升機發動機失效
直升機尾槳失效（尾槳失效之後，工作良好地發動機只會帶來災難性的後果，所以在發現尾槳故障之後，立即操縱進入自轉下滑狀態是最好——也許是唯一的選擇）
由於自轉下滑性能的存在，當直升機一旦發生空中停車故障等各種事故，而需要緊急迫降的時候，其下滑角可以在很大的範圍內調整，著陸之後可以不需要，或者只需要很短的滑跑就能停住，從這個意義上來講，直升機的著陸環境需求和著陸安全性都要遠好於固定翼飛行器，因為後者要求有足夠長而平坦的迫降場地，而這種迫降場地，對於大多數緊急情況來說是未必存在的。
此外，上述關於駕駛直升機進入自轉下滑以及進行自轉著陸的內容限於篇幅，仍然刪減了一些相對沒那麼關鍵的操縱問題，後續時間允許我也會考慮繼續完善本文，感興趣的讀者也可以從我列出的參考資料中參閱更多的細節。
歡迎針對本文內容的任何討論和指正。
@ 主要參考材料
Wikipedia——Autorotation
John Fay
王適存
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