陳滔,孟琳,李楠,葉永強(qiáng)

摘 ?;要： 回顧垂直/短距起降（V/STOL）噴氣式飛機(jī)的發(fā)展情況，介紹鷂式戰(zhàn)斗機(jī)、雅克戰(zhàn)斗機(jī)以及JSF戰(zhàn)斗機(jī)的升力推進(jìn)技術(shù)特點(diǎn)，分析以升力發(fā)動(dòng)機(jī)、矢量噴管和升力風(fēng)扇為核心的升力推進(jìn)系統(tǒng)的特征，并且指出了這些飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)存在的缺點(diǎn)。鑒于此，研究了一種新型扇翼飛行器——扇翼機(jī)。該飛行器具有超短距起降（甚至可垂直起降）的特性以及其他很多優(yōu)點(diǎn)。對(duì)這種扇翼機(jī)建立了縱向的數(shù)學(xué)模型，在Matlab/Simulink環(huán)境下通過數(shù)值仿真，驗(yàn)證了其具有超短距起降的特性。從結(jié)果還可以看出重心位置、轉(zhuǎn)速以及升降舵偏轉(zhuǎn)角對(duì)扇翼飛機(jī)起降距離的影響。

關(guān)鍵詞： 垂直/短距起降; 升力推進(jìn)技術(shù); 扇翼飛行器; 縱向建模

中圖分類號(hào)： TN98?34 ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1004?373X（2014）23?0110?05

Study on V/STOL technology of aircraft

CHEN Tao， MENG Lin， LI Nan， YE Yong?qiang

（College of Automation， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）

Abstract： The development situation of vertical or short take?off and landing （V/STOL） jet aircraft is reviewed in this article. The technical characteristics of lift propulsion for Harrier jump jet， Jacques fighter and Joint Strike Fighter are introduced. The features of lift propulsion systems taking lift engine， thrust vector nozzle and lift fan as their cores are analyzed. The disadvantages of these aircrafts propulsion systems are pointed out. Since the aircrafts mentioned before are not perfect， a new concept fan?wing aircraft is put forward in this paper. It has the ability of take?off and landing in a short way （even can realize vertical take?off and landing）， and has many other advantages. The longitudinal mathematical model of the fan?wing aircraft is established in this paper. Base on the model， the take?off process of the fan?wing aircraft was simulated with Matlab/Simulink. The characteristic of short take?off and landing was verified. The results indicate that the change of take?off and landing distance is influenced by centre?of?gravity position， rotate speed， and elevator deflection angle.

Keywords： V/STOL; lift propulsion technology; air vehicle with fan?wing; longitudinal modeling

0 ?;引 ?;言

固定翼飛機(jī)有著很多優(yōu)點(diǎn)，因而被廣泛用于各個(gè)領(lǐng)域。它載重大，速度快，實(shí)用升限高，但是它的起降條件要求很高，要有很長的跑道供其加速。而直升機(jī)雖然能夠垂直起降，不需要跑道，機(jī)動(dòng)性也強(qiáng)于固定翼飛機(jī)，但直升機(jī)的速度較慢，載重小，實(shí)用升限低。鑒于這兩種飛機(jī)都有著明顯的缺陷，人們開始研究垂直起降噴氣式飛機(jī)。垂直起降飛機(jī)較好地解決了短距起降問題，但這些飛機(jī)的升力推進(jìn)技術(shù)依然存在著一些不可忽視的問題。由于飛機(jī)垂直起降時(shí)要消耗大量燃料，嚴(yán)重地影響了飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑、效能以及有效載荷。

本文研究了一種可以超短距起降的飛行器——扇翼飛行器。Peter Dornier于1962年在其專利US3065928中提出了一種完全由風(fēng)扇產(chǎn)生升力和推力的飛行器結(jié)構(gòu)[1]，但限于當(dāng)時(shí)的工藝水平，他的設(shè)想沒能實(shí)現(xiàn)。隨著科技的發(fā)展，Pat Peebles于2003年在專利US6527229B1中提出了一種橫流風(fēng)扇與傳統(tǒng)飛行器布局相結(jié)合的結(jié)構(gòu)[2]，稱為扇翼飛行器，并研制試飛了第一架扇翼飛行器的原型機(jī)。扇翼機(jī)是一種新概念新原理的飛行器，其飛行原理與現(xiàn)有固定翼、旋翼飛行器的原理不同，它是在機(jī)翼上表面安裝橫流風(fēng)扇，利用風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的升力和推力供給飛行器進(jìn)行飛行。該飛行器具有超短距起降、大迎角不失速、操縱控制簡單、低速飛行穩(wěn)定性和安全性好、低速飛行時(shí)有效載荷大、巡航效率高等優(yōu)點(diǎn)。本文將介紹該飛行器的構(gòu)造、增升原理及其特性，著重分析并驗(yàn)證了它的超短距起降性能，為扇翼飛行器的性能和機(jī)體設(shè)計(jì)研究提供了重要的參考依據(jù)。

1 ?;垂直/短距起降飛機(jī)的發(fā)展

人類用垂直起落飛行器飛行的設(shè)想先于常規(guī)起落的固定翼飛機(jī)。但在20世紀(jì)40年代以前，垂直起落固定翼飛機(jī)的技術(shù)研究成效甚微。噴氣式飛機(jī)出現(xiàn)后，飛機(jī)起飛和著陸速度增大，滑跑距離增長，這樣不僅需要延長跑道，而且不利于飛機(jī)的作戰(zhàn)使用及其在地面的生存。為解決這一問題，一些國家在第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束后，相繼著手研究垂直/短距起落飛機(jī)。航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的出現(xiàn)，為其研制提供了技術(shù)基礎(chǔ)。20世紀(jì)40年代是固定翼飛機(jī)垂直起落的驗(yàn)證階段，主要是驗(yàn)證發(fā)展垂直起落飛機(jī)的可能性，探討氣動(dòng)力布局和研究操縱性、安定性等。20世紀(jì)50年代是試驗(yàn)機(jī)研制階段，主要是尋求合理的飛機(jī)氣動(dòng)布局，解決垂直起落和過渡飛行中的操縱、安定性問題，研制專用的動(dòng)力裝置，并試制出第一代垂直起落研究機(jī)，如美國的XFY?1，XFV?1，X?14，英國的SC.1等。這些研究機(jī)大部分采用渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，少數(shù)采用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。20世紀(jì)60年代是發(fā)展實(shí)用型原型機(jī)階段，垂直起落飛機(jī)開始裝備部隊(duì)，短距起落技術(shù)開始廣泛應(yīng)用。這一階段出現(xiàn)了10余種垂直/短距起落試驗(yàn)機(jī)，如美國的XV?4，XV?5，X?22，英國的鷂式，聯(lián)邦德國的VJ?101，DO?31和蘇聯(lián)的自由畫等。已裝備部隊(duì)的垂直起落飛機(jī)主要有兩種：英國的鷂式和蘇聯(lián)的雅克?38。為適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭的要求，美國、英國聯(lián)合研制了AV?8B飛機(jī)，其垂直起落航程和載彈量比鷂式飛機(jī)有明顯增加。20世紀(jì)80年代中期，美國等國家曾開展超音速短距起落飛機(jī)的技術(shù)研究，主要涉及的新技術(shù)有先進(jìn)的氣動(dòng)布局、二元轉(zhuǎn)向式噴管和新型著陸引導(dǎo)系統(tǒng)等。

2 ?;垂直/短距起降飛機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)

垂直/短距起降飛機(jī)的升力推進(jìn)系統(tǒng)具備為起飛、懸停和降落提供垂直升力，在飛機(jī)平飛時(shí)提供前向推力，在飛機(jī)起飛、著陸及巡航飛行時(shí)提供姿態(tài)控制推力的能力。垂直/短距起降飛機(jī)升力推進(jìn)系統(tǒng)一般有以下三種升力推進(jìn)技術(shù)方案：

（1） 改變推力方向，起落時(shí)偏轉(zhuǎn)噴管或襟翼，產(chǎn)生向上推力即升力，平飛時(shí)，產(chǎn)生向前的推力;

（2） 傾轉(zhuǎn)旋翼、螺旋槳或其他推力（升力）源，或傾轉(zhuǎn)整個(gè)機(jī)翼;

（3） 飛機(jī)上裝有升力發(fā)動(dòng)機(jī)（或升力風(fēng)扇）和推力發(fā)動(dòng)機(jī)兩種動(dòng)力裝置。

英國的鷂式戰(zhàn)斗機(jī)便采用第一種方案，機(jī)身前后有4個(gè)可旋轉(zhuǎn)0°～98.5°的噴氣口，提供垂直起落、過渡飛行和常規(guī)飛行所需的動(dòng)升力和推力，機(jī)翼翼尖、機(jī)尾和機(jī)頭有噴氣反作用噴嘴，用于控制飛機(jī)的姿態(tài)和改善失速性能。雅克?38采用升力發(fā)動(dòng)機(jī)與旋轉(zhuǎn)噴口發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)合的組合方案，升力發(fā)動(dòng)機(jī)除用于垂直升降外，還可用于調(diào)節(jié)俯仰運(yùn)動(dòng)和配平。它裝備有一臺(tái)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和兩臺(tái)升力發(fā)動(dòng)機(jī)，其主發(fā)動(dòng)機(jī)噴射系統(tǒng)使用液壓制動(dòng)的矢量噴管，向下偏轉(zhuǎn)可以提供部分升力，當(dāng)尾噴管與機(jī)身平行時(shí)飛機(jī)進(jìn)入巡航模式;升力發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管可以偏轉(zhuǎn)一定的角度，在提供升力的同時(shí)具有空中加速和減速的能力。美國的F?35B型聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)是目前最先進(jìn)的垂直/短距起降戰(zhàn)斗機(jī)，其推進(jìn)系統(tǒng)是由一臺(tái)兩級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇和一臺(tái)噴管可轉(zhuǎn)向的主發(fā)動(dòng)機(jī)組成。在垂直升降過程中，主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口向下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生一部分升力的同時(shí)，通過主發(fā)動(dòng)機(jī)軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇產(chǎn)生升力。

3 ?;垂直/短距起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)存在的缺點(diǎn)

垂直/短距起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)較好地解決了短距起降的問題，但卻不可避免地產(chǎn)生一些了負(fù)面影響。拿“鷂”來說，它在垂直/短距起降時(shí)消耗了大量燃料，對(duì)起飛重量有嚴(yán)格的限制，削弱了延長作戰(zhàn)半徑的初衷，垂直起飛后航程和作戰(zhàn)半徑小、載彈量小并且陸上使用時(shí)后勤保障困難，在垂直起降的情況下，它帶3顆454 kg炸彈，作戰(zhàn)半徑只有92 km。此外，它垂直起降時(shí)噴出的廢氣會(huì)被進(jìn)氣口再次吸入導(dǎo)致升力突然下降，甚至熄火，有一定安全問題。

F?35B解決了部分問題，它擁有一個(gè)單獨(dú)的升力風(fēng)扇，風(fēng)扇置于機(jī)身上側(cè)，吸入冷空氣向下噴射來提供升力，同時(shí)在噴管和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口之間形成了一個(gè)氣體屏障，避免廢氣的吸入。F?35B采用F119?PW6?11發(fā)動(dòng)機(jī)為主動(dòng)力，該型發(fā)動(dòng)機(jī)可以提供34 000 lb的推力[3]，這就提高了飛機(jī)的有效載荷，也使得飛機(jī)的速度大幅提高。但是安裝升力風(fēng)扇不僅增大了飛機(jī)的起飛重量，在巡航飛行時(shí)，升力風(fēng)扇進(jìn)氣口關(guān)閉停止工作，風(fēng)扇就成了死重，從而直接影響飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑。

4 ?;扇翼飛行器的構(gòu)造和增升原理

鑒于以上所述的垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)都存在各自的缺點(diǎn)，我們在此研究了一種可以超短距起降的扇翼飛行器，其性能介于固定翼和直升機(jī)之間，是一種新型大載荷低速飛行器[4]。扇翼飛機(jī)的整體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

傳統(tǒng)的飛行器利用旋翼或固定翼與氣流之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，使得機(jī)翼上下表面產(chǎn)生壓差，從而產(chǎn)生升力。由于要使飛機(jī)整體達(dá)到一定的速度，才能產(chǎn)生足夠的升力使飛機(jī)飛起來，故而效率很低。與傳統(tǒng)飛機(jī)通過提高飛機(jī)整體速度來獲得升力不同，扇翼飛行器在大厚度機(jī)翼的前端嵌入了橫流式風(fēng)扇，機(jī)翼的截面示意圖如圖2 所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t1.tif>;

圖1 扇翼飛行器整體結(jié)構(gòu)

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t2.tif>;

圖2 風(fēng)扇截面與氣流流動(dòng)方向

由圖2可知，橫流風(fēng)扇嵌入機(jī)翼前緣把上翼面分成兩部分，即包容風(fēng)扇的弧形前段和后端的傾斜翼面。當(dāng)橫流風(fēng)扇向機(jī)翼的后緣高速旋轉(zhuǎn)時(shí)，從機(jī)翼前緣進(jìn)入的空氣分為兩股：一股沿著下翼面向后流動(dòng)，另一股向上偏移進(jìn)入橫流風(fēng)扇。進(jìn)入橫流風(fēng)扇的氣流經(jīng)加速后受到上翼面形狀的影響又分為兩股：一股受到風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)，在風(fēng)扇內(nèi)部形成偏心渦;另一股沿著后端的傾斜翼面流動(dòng)，到機(jī)翼尾部和下翼面的氣流交匯。由此可知，風(fēng)扇翼飛機(jī)的升力由兩個(gè)部分組成：風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)，加快了上翼面氣流的速度，使得機(jī)翼上表面氣流速度大于下表面，上下翼面的壓差就產(chǎn)生了升力，這部分升力的形成原理與普通機(jī)翼相似;另一部分升力是由于風(fēng)扇轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，風(fēng)扇的內(nèi)部形成了一個(gè)低壓旋渦區(qū)，風(fēng)扇翼前端的弧形段的上下表面產(chǎn)生較大的壓差，從而產(chǎn)生升力，這部分升力占了風(fēng)扇翼升力的大部分，其產(chǎn)生的原理也與普通機(jī)翼大為不同。另一方面，橫流風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)，空氣被風(fēng)扇卷入后向后流出，高速氣流給風(fēng)扇向前的反作用，為扇翼飛機(jī)提供了向前的推力。

扇翼飛機(jī)的升力主要來自于渦升力，這就說明扇翼機(jī)能夠在較低的速度下獲得足夠的升力，因此它不僅具有超短距離起降（甚至垂直起降）的性能，而且具有低速飛行時(shí)有效載荷大的特性。在橫流風(fēng)扇的吸氣作用以及對(duì)氣流流動(dòng)特性的控制作用下，扇翼飛機(jī)在大迎角（30°～50°）狀態(tài)下飛行時(shí)，機(jī)翼上表面不容易發(fā)生氣流分離，故而扇翼飛機(jī)可以在大迎角環(huán)境下飛行，而不致失速[5]。

了解了扇翼飛機(jī)的增升原理和性能之后，可以知道扇翼機(jī)比起固定翼飛機(jī)和直升機(jī)有一定的優(yōu)勢。扇翼機(jī)能夠超短距離起降，低速飛行時(shí)具有穩(wěn)定性，并且能夠大迎角飛行不失速，這些是固定翼飛機(jī)無可比擬的;扇翼機(jī)沒有復(fù)雜的旋翼結(jié)構(gòu)，操縱控制簡單，低速飛行時(shí)有效載荷大，巡航效率高，這些恰是直升機(jī)所欠缺的，而且它也沒有直升機(jī)的氣動(dòng)、振動(dòng)以及噪音等復(fù)雜的問題。扇翼機(jī)擁有很高的飛行效率，能夠超短距起降，可以用作艦載機(jī)，具有廣泛的應(yīng)用前景，對(duì)它進(jìn)行技術(shù)研究有著極其重要的意義。

5 ?;扇翼飛機(jī)的縱向建模

5.1 ?;飛機(jī)縱向受力分析

通過上節(jié)對(duì)扇翼飛機(jī)增升原理的分析?？芍纫頇C(jī)是靠嵌入在翼面前緣的風(fēng)扇加速上翼面氣流來獲得升力和推力的，產(chǎn)生的推力相對(duì)機(jī)體，其推力和推力矩的方向基本不變，且推力矢量方向與機(jī)體[x]軸間有一定角度[φ]，產(chǎn)生推力矩，推力矩的大小由推力的大小和推力矢量線與重心的距離共同決定，這樣就可以把風(fēng)扇推力分解到軸向和縱向來分析扇翼機(jī)的受力情況。若從整機(jī)受力而不是各力產(chǎn)生機(jī)理的角度分析，則扇翼飛機(jī)與固定翼飛機(jī)是非常相似的[6]。扇翼飛機(jī)縱向受力分析如圖3所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t3.tif>;

圖3 扇翼飛機(jī)縱向受力圖

圖3中，[T]是作用在飛機(jī)上的推力，[D]是機(jī)體的阻力，[L]是升力，[V]是來流速度。扇翼飛行器關(guān)于縱向中心平面對(duì)稱，所以慣性積[Ixy=Iyz=0。]

5.2 ?;模型建立與實(shí)現(xiàn)

扇翼飛機(jī)的受力情況和傳統(tǒng)固定翼飛行器非常相似，由此，扇翼飛機(jī)縱向模型的建立也可以借鑒傳統(tǒng)固定翼飛行器的建模過程，得到扇翼飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)方程組[7]：

[mv=Tcosα-D-mgsin（θ-α）mvα=-Tsinα-L-mvq+mgμθ=qIyq=M] ?;（1）

式中：[Iy]是飛機(jī)縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;[M]是飛機(jī)受到的俯仰力矩。

使用Matlab的S?Function來構(gòu)建飛行器的模型，S?Function是Matlab/Simulink環(huán)境中提供的一種用戶自定義接口，用Matlab語言編寫的函數(shù)可以作為Simulink環(huán)境下的一個(gè)模塊直接參與仿真，它有固定的書寫格式，用戶不能隨意更改其格式。

S?Function的引導(dǎo)語句為：

;function [sys，x0，str，ts] = fun （t，x，u，flag，p1，p2，…）

其中fun為函數(shù)名，t，x，u分別為時(shí)間、狀態(tài)和輸入信號(hào)，flag為標(biāo)志位，函數(shù)中允許使用任意數(shù)量的附加參數(shù)p1，p2，…，flag的意義及相關(guān)信息如表1所示。

表1 S?Function中flag的意義及相關(guān)信息

[flag＼&;功能＼&;調(diào)用函數(shù)名＼&;返回參數(shù)＼&;0＼&;初始化＼&;mdlInitializeSizes＼&;Sys初始化參數(shù)＼&;1＼&;狀態(tài)微分計(jì)算＼&;mdlDerivatives＼&;Sys返回連續(xù)狀態(tài)＼&;2＼&;解算離散狀態(tài)＼&;mdlUpdate＼&;Sys返回離散狀態(tài)＼&;3＼&;輸出信號(hào)計(jì)算＼&;mdlOutputs＼&;Sys返回系統(tǒng)輸出＼&;4＼&;下一步仿真時(shí)刻＼&;mdlGetTimeOfNextVarHit＼&;Sys下一步仿真時(shí)間＼&;9＼&;終止仿真設(shè)定＼&;mdlTerminate＼&;無＼&;]

建立模型的主要工作是書寫mdlDerivatives代碼。根據(jù)當(dāng)前的狀態(tài)量使用線性插值從起點(diǎn)數(shù)據(jù)庫得到氣動(dòng)數(shù)據(jù)，根據(jù)氣動(dòng)數(shù)據(jù)計(jì)算氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩，再利用機(jī)體的微分方程計(jì)算狀態(tài)量的微分量作為mdlDerivatives函數(shù)的輸出。

在mdlOutputs函數(shù)中列寫輸出量。模型的輸出是機(jī)體上所使用的傳感器能測量出的信號(hào)，俯仰角出自陀螺信號(hào)，俯仰角速率出自三軸磁力計(jì)，高度、空速出自高度空速計(jì)，經(jīng)度、緯度出自GPS信號(hào)[8]。

6 ?;仿真結(jié)果與分析

構(gòu)建好扇翼機(jī)的縱向模型之后，在Simulink環(huán)境下搭建仿真模塊，然后對(duì)飛機(jī)的起飛過程進(jìn)行仿真。首先保持升降舵偏角為[δe=]-25°，重心位置為[xcg]=0.50 m，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]分別取為2 300 r/min，2 400 r/min，2 500 r/min，2 600 r/min，2 700 r/min，飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖4，圖5所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t4.tif>;

圖4 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（一）

由圖4和圖5可以看出，飛機(jī)起飛過程中，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速太小的時(shí)候，扇翼轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的升力不足，而且飛機(jī)本身產(chǎn)生的氣動(dòng)力較小，導(dǎo)致飛機(jī)難以飛起;風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速太大時(shí)，由于升力和推力都很大，此時(shí)飛機(jī)容易機(jī)頭觸地，從而引起翻滾。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t5.tif>;

圖5 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（一）

其次，保持升降舵偏角為[δe]=-25°，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為2 500 r/min，重心位置[xcg]分別取為0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此時(shí)飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖6，圖7所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t6.tif>;

圖6 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t7.tif>;

圖7 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

從圖6和圖7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用點(diǎn)，飛機(jī)越容易起飛。重心靠近扇翼升力作用點(diǎn)，這樣扇翼造成的低頭力矩就越小，同樣的舵面偏轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)速下，飛機(jī)更容易抬頭起飛。

最后，保持重心位置為[xcg=]0.50 m，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為[2 ?;500 r/min，]升降舵偏角分別取為[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖8，圖9所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t8.tif>;

圖8 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t9.tif>;

圖9 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

從圖8和圖9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飛機(jī)起飛，因?yàn)槎婷嫫D(zhuǎn)角越大，產(chǎn)生的抬頭力矩越大，飛機(jī)更容易起飛。

從以上的仿真結(jié)果可以看出，扇翼飛機(jī)的起飛距離最大為10多米，最小僅有4～5 m，證明其的確具有超短距起降的性能。由結(jié)果還發(fā)現(xiàn)，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速過大或過小都不利于飛機(jī)起飛;重心位置應(yīng)取到較靠近扇翼升力作用點(diǎn)的位置，這樣更有利于飛機(jī)起飛;升降舵偏角越大，起飛距離越短，故而在起飛階段，升降舵應(yīng)該保持一定的偏角。

7 ?;結(jié) ?;語

本文首先介紹了垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)的發(fā)展及其升力推進(jìn)技術(shù)的特點(diǎn)，并指出了這些飛機(jī)的推進(jìn)技術(shù)所存在的問題。鑒于此研究了一種新型的扇翼飛行器，詳細(xì)地?cái)⑹隽松纫頇C(jī)的增升原理及其突出的特性，并對(duì)扇翼機(jī)建立起縱向模型，驗(yàn)證了其超短距起降的性能。該模型的建立與驗(yàn)證的結(jié)果為扇翼機(jī)的性能研究和機(jī)體設(shè)計(jì)提供了理論參考。

參考文獻(xiàn)

[1] DORNIER P. Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers， USA： US3065928 [P]. 1962?02?11.

[2] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device， USA： US6527229 B1 [P]. 2003?10?27.

[3] 張新敬，譚春青，陳海生.垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)及其升力推進(jìn)技術(shù)研究綜述[C]//2006中國工程熱物理學(xué)會(huì)熱機(jī)氣動(dòng)力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.重慶：中國工程熱物理學(xué)會(huì)，2006：35?40.

[4] 蔣甲利，牛中國，劉捷，等.扇翼飛行器機(jī)翼設(shè)計(jì)與研究[J].氣動(dòng)研究與試驗(yàn)，2009，27（3）：6?11.

[5] 張銀輝.風(fēng)扇翼非定常流動(dòng)的數(shù)值分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2012.

[6] 黃同高，楊忠，王仁華.扇翼飛行器縱向運(yùn)動(dòng)建模與控制方法[J].應(yīng)用科技，2011，38（11）：5?8.

[7] 吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[8] 匡群.無人地效飛行器建模與控制技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.

圖5 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（一）

其次，保持升降舵偏角為[δe]=-25°，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為2 500 r/min，重心位置[xcg]分別取為0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此時(shí)飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖6，圖7所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t6.tif>;

圖6 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t7.tif>;

圖7 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

從圖6和圖7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用點(diǎn)，飛機(jī)越容易起飛。重心靠近扇翼升力作用點(diǎn)，這樣扇翼造成的低頭力矩就越小，同樣的舵面偏轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)速下，飛機(jī)更容易抬頭起飛。

最后，保持重心位置為[xcg=]0.50 m，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為[2 ?;500 r/min，]升降舵偏角分別取為[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖8，圖9所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t8.tif>;

圖8 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t9.tif>;

圖9 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

從圖8和圖9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飛機(jī)起飛，因?yàn)槎婷嫫D(zhuǎn)角越大，產(chǎn)生的抬頭力矩越大，飛機(jī)更容易起飛。

從以上的仿真結(jié)果可以看出，扇翼飛機(jī)的起飛距離最大為10多米，最小僅有4～5 m，證明其的確具有超短距起降的性能。由結(jié)果還發(fā)現(xiàn)，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速過大或過小都不利于飛機(jī)起飛;重心位置應(yīng)取到較靠近扇翼升力作用點(diǎn)的位置，這樣更有利于飛機(jī)起飛;升降舵偏角越大，起飛距離越短，故而在起飛階段，升降舵應(yīng)該保持一定的偏角。

7 ?;結(jié) ?;語

本文首先介紹了垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)的發(fā)展及其升力推進(jìn)技術(shù)的特點(diǎn)，并指出了這些飛機(jī)的推進(jìn)技術(shù)所存在的問題。鑒于此研究了一種新型的扇翼飛行器，詳細(xì)地?cái)⑹隽松纫頇C(jī)的增升原理及其突出的特性，并對(duì)扇翼機(jī)建立起縱向模型，驗(yàn)證了其超短距起降的性能。該模型的建立與驗(yàn)證的結(jié)果為扇翼機(jī)的性能研究和機(jī)體設(shè)計(jì)提供了理論參考。

參考文獻(xiàn)

[1] DORNIER P. Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers， USA： US3065928 [P]. 1962?02?11.

[2] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device， USA： US6527229 B1 [P]. 2003?10?27.

[3] 張新敬，譚春青，陳海生.垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)及其升力推進(jìn)技術(shù)研究綜述[C]//2006中國工程熱物理學(xué)會(huì)熱機(jī)氣動(dòng)力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.重慶：中國工程熱物理學(xué)會(huì)，2006：35?40.

[4] 蔣甲利，牛中國，劉捷，等.扇翼飛行器機(jī)翼設(shè)計(jì)與研究[J].氣動(dòng)研究與試驗(yàn)，2009，27（3）：6?11.

[5] 張銀輝.風(fēng)扇翼非定常流動(dòng)的數(shù)值分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2012.

[6] 黃同高，楊忠，王仁華.扇翼飛行器縱向運(yùn)動(dòng)建模與控制方法[J].應(yīng)用科技，2011，38（11）：5?8.

[7] 吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[8] 匡群.無人地效飛行器建模與控制技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.

圖5 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（一）

其次，保持升降舵偏角為[δe]=-25°，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為2 500 r/min，重心位置[xcg]分別取為0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此時(shí)飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖6，圖7所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t6.tif>;

圖6 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t7.tif>;

圖7 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（二）

從圖6和圖7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用點(diǎn)，飛機(jī)越容易起飛。重心靠近扇翼升力作用點(diǎn)，這樣扇翼造成的低頭力矩就越小，同樣的舵面偏轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)速下，飛機(jī)更容易抬頭起飛。

最后，保持重心位置為[xcg=]0.50 m，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速[n]為[2 ?;500 r/min，]升降舵偏角分別取為[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飛機(jī)高度、起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖8，圖9所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t8.tif>;

圖8 高度隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t9.tif>;

圖9 起飛距離隨時(shí)間的變化關(guān)系（三）

從圖8和圖9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飛機(jī)起飛，因?yàn)槎婷嫫D(zhuǎn)角越大，產(chǎn)生的抬頭力矩越大，飛機(jī)更容易起飛。

從以上的仿真結(jié)果可以看出，扇翼飛機(jī)的起飛距離最大為10多米，最小僅有4～5 m，證明其的確具有超短距起降的性能。由結(jié)果還發(fā)現(xiàn)，橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速過大或過小都不利于飛機(jī)起飛;重心位置應(yīng)取到較靠近扇翼升力作用點(diǎn)的位置，這樣更有利于飛機(jī)起飛;升降舵偏角越大，起飛距離越短，故而在起飛階段，升降舵應(yīng)該保持一定的偏角。

7 ?;結(jié) ?;語

本文首先介紹了垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)的發(fā)展及其升力推進(jìn)技術(shù)的特點(diǎn)，并指出了這些飛機(jī)的推進(jìn)技術(shù)所存在的問題。鑒于此研究了一種新型的扇翼飛行器，詳細(xì)地?cái)⑹隽松纫頇C(jī)的增升原理及其突出的特性，并對(duì)扇翼機(jī)建立起縱向模型，驗(yàn)證了其超短距起降的性能。該模型的建立與驗(yàn)證的結(jié)果為扇翼機(jī)的性能研究和機(jī)體設(shè)計(jì)提供了理論參考。

參考文獻(xiàn)

[1] DORNIER P. Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers， USA： US3065928 [P]. 1962?02?11.

[2] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device， USA： US6527229 B1 [P]. 2003?10?27.

[3] 張新敬，譚春青，陳海生.垂直/短距起降噴氣式飛機(jī)及其升力推進(jìn)技術(shù)研究綜述[C]//2006中國工程熱物理學(xué)會(huì)熱機(jī)氣動(dòng)力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.重慶：中國工程熱物理學(xué)會(huì)，2006：35?40.

[4] 蔣甲利，牛中國，劉捷，等.扇翼飛行器機(jī)翼設(shè)計(jì)與研究[J].氣動(dòng)研究與試驗(yàn)，2009，27（3）：6?11.

[5] 張銀輝.風(fēng)扇翼非定常流動(dòng)的數(shù)值分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2012.

[6] 黃同高，楊忠，王仁華.扇翼飛行器縱向運(yùn)動(dòng)建模與控制方法[J].應(yīng)用科技，2011，38（11）：5?8.

[7] 吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[8] 匡群.無人地效飛行器建模與控制技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.