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现在的直升飞机靠旋转的桨叶在空气中做圆周运动来提供升力，其原理从根本上讲，与固定翼飞机机翼升力的产生相通。
空气中机翼横截面如图1所示，当机翼不运动时，机翼前后、上下空气的能量由压力能和势能组成，其数值一定且几乎相等。当机翼向前运动时，紧贴机翼前端同一处空气被上下分开，相当于上部分空气沿机翼上轮廓线曲线运动到机翼截面尾端，下部分空气几乎沿直线从机翼轮廓线运动到机翼截面的尾端，最终汇合并稳定。
由于在相同时间内上部分曲线运动的空气运行路程大于下部直线运行的空气路程，上部分空气运行速度会大一些，此时的能量构成如下（高度差忽略不计，均取h；m均取单位质量即ρ）：机翼上部空气能量为P1 ρgh 1/2ρV102；机翼下部空气能量为P2 ρgh 1/2ρV202。
上式中P1为机翼上侧空气压力；P2为机翼下侧空气压力；V10为机翼上轮廓线附近空气流速；V20为机翼下轮廓线附近空气流速；ρ为空气密度；h为飞行高度。据能量守恒定律P1 ρgh 1/2ρV102=P2 ρgh 1/2ρV202，即：P1 1/2ρV102=P2 1/2ρV202。
前面分析已知，V10>V20，所以P1 为了提供足够的升力，必须有足够的桨叶面积，因此起飞重量越大的直升飞机桨叶长度越长。旋转桨叶做圆周运动，当旋转桨叶转速不变（即为n时），桨叶与空气相对线速度最大的位置为桨尖，设桨叶长度为L，推算桨尖做旋转运动时的线速度V1=n×π×2L=2πnL。
桨叶越长或转速越大，V1越大，桨叶对空气的扰动就越大，当接近音速时，甚至会产生激波或严重的噪声。
当然，直升飞机的涡轴发动机也是一个重要的噪声源，但现行直升飞机的结构决定了很难直接在发动机上采取有效的降噪措施。
一、直升飞机速度难以提高的原因分析
直升飞机旋翼在空气中运动，如果旋翼桨叶上任意一点运动速度超过音速就会产生激波，对旋翼带来结构性破坏和巨大的噪声。因此直升飞机旋翼桨叶尖端速度必须小于音速。由于直升飞机整体还有一个运动速度（假设为V2），桨叶尖端实际对空气的相对运动速度V应为V=V1 V2=2πnL V2 （V≤0.92×340m/s）。其中，n为旋翼转速，L为旋翼桨长度。
以直9直升飞机为例，其旋翼直径11.93m，最大起飞重量3850kg，最大平飞速度306km/h，转速350r/min。求得直9直升飞机理论上最大速度为339.12 km/h，实际上直9的设计最大平飞速度是306km/h。
二、轴流式压差升力直升飞机的设计思路
为降低直升飞机的噪声，提高飞行速度，各国技术人员都曾提出方法并加以改进。比如增加叶片数量以降低旋翼转速n，从而腾出V1的速度空间；为提高飞行速度V2创造条件，改进桨叶叶片外形结构特征；优化飞机外形以减少阻力等等。
我构思设计了一种不会让水平飞行速度产生叠加的直升飞机提升方式来代替现行的旋翼桨叶，不仅解决速度叠加问题，还能大幅度降低噪声（或为降噪提供条件）。
我暂时称之为轴流式多级空气推理系统，该系统由锥形进气筒、多级叶轮、下端压力腔组成，如图2。
在旋转叶轮作用下，上端空气（压力为P1）由叶轮抽吸从锥形流道进入叶轮，经过多级叶轮增加到P2后，从下端压力腔中排出。这时系统上下两个断面会有一个压力差ΔP=P2-P1。
ΔP就是我希望的推力。当系统处于垂直地面方向时，它就是飞机的提升力。如果ΔP能达到0.05MPa，假设叶轮直径为1.6m，则一个这样的系统提供的理论升力F=（π/4）R2×ΔP=（π/4）×1.62×0.05×104=10050kg=10.05 t。此升力足以满足一般直升飞机起飞重量的要求。
由于系统内空气流动的速度垂直于飞机运行方向，并且此时流道内空气与叶轮一起以同样的水平速度相对大气运动，因此，飞机的运行速度原则上对叶轮与流道内空气的速度不会产生太大影响。
三、轴流式压差升力直升飞机的优势和需解决的问题
（一）优势
1.由于主升力系统对水平飞行速度影响不大，直升飞机水平飞行速度理论上可以做到0.92M，即0.92×340×3600÷1000=1126 km/h。
2.由于主升力系统不会导致飞机机体旋转，因此，理论上可以不要尾翼平衡系统，简化直升飞机系统。
3.由于有了流道，可在流道出入段参考现有的降噪技术降低噪声。
4.由于没有机体上方的大型旋翼叶轮，可考虑在直升飞机两侧设置可伸缩仿生鸟类翅膀的机翼，以便飞机上升到一定高度后仿生飞行或滑行，既节能又可提升机舱内乘座人员的舒适度。
5.通过合理的流道入口端和出口端的进排方式的调节，可实现飞机的左右快速位移，提升飞机对障碍物的躲避能力。
6.结合推进系统出口压力腔特点，可设计专用起飞、降落座，既降低起飞的能耗，又减少对起飞空间的要求。
（二）需解决的问题
1.现有大口径轴流式风压系统压力差普遍很小，因此，轴流式多级推力系统的关键技术指标是在控制自身重量的前提下，实现大流量的同时实现空气出入端较高的压力差。
建议在追求大流量方面，可参考轴流式风压系统；设计叶轮以大压差为追求；可通过反向解析发电厂蒸汽透平等技术寻找方法；在流道锥体方面，应寻找科学的流道设计方案。
2.建议推力系统设置两台，以涡轴发动机为中心前后对称布置，既可避免涡轴发动机的不平衡，又方便提供空间对发动机降噪措施的实施。
结合本建议，推测轴流式压差升力直升飞机主体部分原理图如图3。
3.开展为把前述优势变为现实优点所需要的技术研发。
空气中机翼横截面如图1所示，当机翼不运动时，机翼前后、上下空气的能量由压力能和势能组成，其数值一定且几乎相等。当机翼向前运动时，紧贴机翼前端同一处空气被上下分开，相当于上部分空气沿机翼上轮廓线曲线运动到机翼截面尾端，下部分空气几乎沿直线从机翼轮廓线运动到机翼截面的尾端，最终汇合并稳定。
由于在相同时间内上部分曲线运动的空气运行路程大于下部直线运行的空气路程，上部分空气运行速度会大一些，此时的能量构成如下（高度差忽略不计，均取h；m均取单位质量即ρ）：机翼上部空气能量为P1 ρgh 1/2ρV102；机翼下部空气能量为P2 ρgh 1/2ρV202。
上式中P1为机翼上侧空气压力；P2为机翼下侧空气压力；V10为机翼上轮廓线附近空气流速；V20为机翼下轮廓线附近空气流速；ρ为空气密度；h为飞行高度。据能量守恒定律P1 ρgh 1/2ρV102=P2 ρgh 1/2ρV202，即：P1 1/2ρV102=P2 1/2ρV202。
前面分析已知，V10>V20，所以P1
桨叶越长或转速越大，V1越大，桨叶对空气的扰动就越大，当接近音速时，甚至会产生激波或严重的噪声。
当然，直升飞机的涡轴发动机也是一个重要的噪声源，但现行直升飞机的结构决定了很难直接在发动机上采取有效的降噪措施。
一、直升飞机速度难以提高的原因分析
直升飞机旋翼在空气中运动，如果旋翼桨叶上任意一点运动速度超过音速就会产生激波，对旋翼带来结构性破坏和巨大的噪声。因此直升飞机旋翼桨叶尖端速度必须小于音速。由于直升飞机整体还有一个运动速度（假设为V2），桨叶尖端实际对空气的相对运动速度V应为V=V1 V2=2πnL V2 （V≤0.92×340m/s）。其中，n为旋翼转速，L为旋翼桨长度。
以直9直升飞机为例，其旋翼直径11.93m，最大起飞重量3850kg，最大平飞速度306km/h，转速350r/min。求得直9直升飞机理论上最大速度为339.12 km/h，实际上直9的设计最大平飞速度是306km/h。
二、轴流式压差升力直升飞机的设计思路
为降低直升飞机的噪声，提高飞行速度，各国技术人员都曾提出方法并加以改进。比如增加叶片数量以降低旋翼转速n，从而腾出V1的速度空间；为提高飞行速度V2创造条件，改进桨叶叶片外形结构特征；优化飞机外形以减少阻力等等。
我构思设计了一种不会让水平飞行速度产生叠加的直升飞机提升方式来代替现行的旋翼桨叶，不仅解决速度叠加问题，还能大幅度降低噪声（或为降噪提供条件）。
我暂时称之为轴流式多级空气推理系统，该系统由锥形进气筒、多级叶轮、下端压力腔组成，如图2。
在旋转叶轮作用下，上端空气（压力为P1）由叶轮抽吸从锥形流道进入叶轮，经过多级叶轮增加到P2后，从下端压力腔中排出。这时系统上下两个断面会有一个压力差ΔP=P2-P1。
ΔP就是我希望的推力。当系统处于垂直地面方向时，它就是飞机的提升力。如果ΔP能达到0.05MPa，假设叶轮直径为1.6m，则一个这样的系统提供的理论升力F=（π/4）R2×ΔP=（π/4）×1.62×0.05×104=10050kg=10.05 t。此升力足以满足一般直升飞机起飞重量的要求。
由于系统内空气流动的速度垂直于飞机运行方向，并且此时流道内空气与叶轮一起以同样的水平速度相对大气运动，因此，飞机的运行速度原则上对叶轮与流道内空气的速度不会产生太大影响。
三、轴流式压差升力直升飞机的优势和需解决的问题
（一）优势
1.由于主升力系统对水平飞行速度影响不大，直升飞机水平飞行速度理论上可以做到0.92M，即0.92×340×3600÷1000=1126 km/h。
2.由于主升力系统不会导致飞机机体旋转，因此，理论上可以不要尾翼平衡系统，简化直升飞机系统。
3.由于有了流道，可在流道出入段参考现有的降噪技术降低噪声。
4.由于没有机体上方的大型旋翼叶轮，可考虑在直升飞机两侧设置可伸缩仿生鸟类翅膀的机翼，以便飞机上升到一定高度后仿生飞行或滑行，既节能又可提升机舱内乘座人员的舒适度。
5.通过合理的流道入口端和出口端的进排方式的调节，可实现飞机的左右快速位移，提升飞机对障碍物的躲避能力。
6.结合推进系统出口压力腔特点，可设计专用起飞、降落座，既降低起飞的能耗，又减少对起飞空间的要求。
（二）需解决的问题
1.现有大口径轴流式风压系统压力差普遍很小，因此，轴流式多级推力系统的关键技术指标是在控制自身重量的前提下，实现大流量的同时实现空气出入端较高的压力差。
建议在追求大流量方面，可参考轴流式风压系统；设计叶轮以大压差为追求；可通过反向解析发电厂蒸汽透平等技术寻找方法；在流道锥体方面，应寻找科学的流道设计方案。
2.建议推力系统设置两台，以涡轴发动机为中心前后对称布置，既可避免涡轴发动机的不平衡，又方便提供空间对发动机降噪措施的实施。
结合本建议，推测轴流式压差升力直升飞机主体部分原理图如图3。
3.开展为把前述优势变为现实优点所需要的技术研发。