正篇开始前先说个“故事”，美国Cartercopter的创始人曾经来中国寻找买家，希望该买家把他们家公司买下来(据说是后续研发费用太高，无力继续投入资金），其出价一度高达2亿美金，中国的老板就纳闷了，你就卖个公司架子，已经造出来的旋翼机又不算在里面，怎么敢要这么高的价格呢？
Cartercopter创始人就说：我们家有完整的“降速旋翼技术”啊，只此一家，别无分号，你在全球任何地方都买不到这么好的技术了，像西科斯基他们也有这技术，但是他们不会卖给你啊。
且不说值不值两亿美金，这项技术确实直接关系到下一代高速直升机的研制。
降速旋翼（Slowed Rotor） 是在某些型号的旋翼飞行器的实际设计和试飞过程中发现并提出来的一个概念。降低旋翼的旋转速度可以降低旋翼的阻力（尤其是激波阻力，后文会具体说明），使得飞行器可以飞得更快或是更经济（省油）。
1.背景
图——直升机飞行包线
常规直升机的旋翼转速一般被设计为一个“固定值”（此处我将固定值用引号标注出来是因为常规直升机的转速虽然理论设计值为一个固定值，但是在实际飞行中，旋翼转速必定会在一个比较小的范围内变化，具体原因感兴趣的读者朋友可以查阅本号之前发的一篇文章——《直升机旋翼的转速到底变不变？事实可能与你想的不一样》），处于该转速下的直升机能够在其飞行包线内的大部分区域都有着较优的性能。
图——直升机前行侧和后行侧；上方为直升机前飞方向，旋翼逆时针旋转，左侧为后行侧，右侧为前行侧
直升机转速首先受限于发动机功率，此外，还有两个主要限制：
（1）后行侧桨叶的失速：旋翼后行侧的气流是来流速度和旋转速度之差，因而随着前飞速度的增加，旋翼后行侧桨叶的相对来流逐渐变得更小，这一侧的气动力也越来越小；而前行侧的气流是来流速度和旋转速度之和，因而随着前飞速度的增加，前行侧桨叶的相对来流越来越大，因而其气动力也越来越大，在正常的情况下，通过旋翼的挥舞，可以使得两侧力矩平衡，但是旋翼挥起的高度是有限的，当前飞速度足够大时，旋翼后行侧从完全失速，旋翼无法通过挥舞配平前行侧和后行侧的力矩，就会导致直升机失稳；
（2）前行侧桨叶桨尖处超音速激波阻力的限制：前一条说了，前行侧的气流是来流速度和旋转速度之和，因而随着前飞速度的增加，前行侧桨叶的相对来流越来越大，旋翼的旋转速度是非常高的，其前行侧桨尖速度因而也会非常高，随着前飞速度的增加，该速度很容易接近甚至跨越声速，从而导致出现极大的激波阻力，导致旋翼产生巨大的反扭矩，发动机将无法承担，从而导致直升机无法进一步增大前飞速度。
综合以上种种因素，常规直升机的前飞极速一般被限制在300-370千米时。从目前的记录来看，带短翼的直升机极限速度达到过417千米时，而常规直升机极速曾达到过400千米时——此时该直升机前行侧桨尖速度达到了1马赫数，当然这些极速都是在极限情况下实现，在常规飞行中也很难复现。
2.降速旋翼的理论说明
图——降速旋翼自转旋翼机
对于旋翼飞行器而言，前进比μ是一个很重要的值，其定义为——旋翼飞行器桨盘切面来流速度与旋翼桨尖速度的比值。常规直升机旋翼桨尖速度是很高的，常规直升机的前进比一般来说绝不会超过0.4。
众所周知，常规直升机前飞过程中旋翼会有前倾角，因而，其桨盘切面来流速度不同于前飞速度，而应该是前飞速度在桨盘切面方向的分量。
旋翼的型阻往往与旋翼的转速直接相关。降低旋翼旋转速度因而将会显著降低旋翼阻力，从而允许更高的前飞速度或者在相同的前飞速度下消耗更少的功率从而节省燃料。
用黑鹰直升机的旋翼来说明一下实际情况：将黑鹰的转速下降到原转速的75%的话，其消耗的功率将最低，然而由于黑鹰完全依赖桨叶提供前飞拉力，因而若要飞得更快，黑鹰的旋翼就需要提供更大的拉力，因而其桨叶转速就必须更快。
因而，对于常规构型的直升机而言，降速旋翼在带来某些方面的好处的时候必须要牺牲其他方面的性能。
3.降速旋翼的用武之地
常规直升机应用降速旋翼这项技术的时候，往往是出于在巡航飞行时侯节省性能，而那些追求高速（这也是下一代直升机的发展方向）的旋翼飞行器（已经不能简单称为直升机了）则势必要采用降速旋翼的技术，下面举几个应用降速旋翼的典型例子：
## 洛克希德AH-56夏延
