張嘯遲， 萬志強， 章異嬴， 楊超

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京　100083

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旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器概念設(shè)計研究

張嘯遲， 萬志強， 章異嬴， 楊超*

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京100083

摘要:近些年來垂直起降(VTOL)飛行器發(fā)展迅速，并獲得了一些突破性進(jìn)展，但仍有許多尚未解決的問題。結(jié)合旋翼機和固定翼飛機的優(yōu)點，提出一種旋翼固定翼復(fù)合式飛行器布局方案，兼具優(yōu)異的垂直起降性能及高速飛行能力，具有轉(zhuǎn)換過渡穩(wěn)定平滑、可控性強的特點。在該旋翼固定翼復(fù)合式布局中,特型旋翼可旋轉(zhuǎn)以提供垂直升力，也可停轉(zhuǎn)、鎖定與固定式機翼保持平行，最終轉(zhuǎn)換為固定翼面使得飛機轉(zhuǎn)換為固定翼布局，并在機翼上布置矢量推力裝置，實現(xiàn)高速飛行。概念設(shè)計研究圍繞設(shè)計方法、特型旋翼、矢量推力系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)展開，并開展了平飛模式飛行特性、垂直起降模式飛行特性、航程、航時以及飛行操縱等性能的分析。通過試制小型原理驗證機，并對各飛行狀態(tài)及轉(zhuǎn)換過渡飛行進(jìn)行飛行試驗，驗證了該布局的可行性。結(jié)合實際算例展開分析計算，驗證了該方案設(shè)計方法的準(zhǔn)確性和實用性。

關(guān)鍵詞:垂直起降飛行器； 旋翼； 復(fù)合式飛行器； 概念設(shè)計； 性能分析

垂直起降(VTOL)飛行器是近年來發(fā)展迅速的一類新型航空器，同時具備直升機的垂直起降能力，與固定翼飛機的高速平飛能力，具有較好的經(jīng)濟和軍事價值[1]。

垂直起降飛行器隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，很多新的布局形式不斷涌現(xiàn)并投入使用。復(fù)合式直升機、傾轉(zhuǎn)旋翼飛機和旋轉(zhuǎn)機翼飛機是垂直起降飛行器中的典型代表，近年來獲得了很多突破性進(jìn)展，但仍有尚未解決的問題[2-3]。

復(fù)合式直升機在常規(guī)直升機的基礎(chǔ)上布置推進(jìn)系統(tǒng)和機翼，為旋翼卸載使得水平飛行速度有所提升。以歐洲X3高速直升機為例，優(yōu)點是保留直升機優(yōu)異的垂直起降和低速性能；缺點是高速飛行時旋翼的前進(jìn)比遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機，旋翼后行槳葉大部分處于反流區(qū)內(nèi)，氣流分離現(xiàn)象更嚴(yán)重，前行槳葉的壓縮效應(yīng)更突出，偏流作用顯著[4-6]。

傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的旋翼動力系統(tǒng)推力線方向可傾轉(zhuǎn)，在升力和推力間轉(zhuǎn)換。以美國V-22“魚鷹”運輸機為例，其打開了垂直起降飛行器實際應(yīng)用的局面。隨著技術(shù)發(fā)展，長期困擾的動力穩(wěn)定性、氣動力干擾、飛行操縱等問題均逐漸走向成熟。優(yōu)點是對旋翼滑流遮蔽較小，壓差阻力損失較?。蝗秉c是傾轉(zhuǎn)機構(gòu)復(fù)雜，控制困難，旋翼槳盤載荷較大，懸停效率較低。

旋轉(zhuǎn)機翼飛行器是一種新概念飛行器，其機翼可旋轉(zhuǎn)同時作為旋翼和機翼。其優(yōu)點是水平飛行模式下旋翼停轉(zhuǎn)，改為由其他方式提供推力，飛行速度高。其代表為美國研制的X-50無人飛行器技術(shù)驗證機。該驗證機方案為避免旋翼的反扭作用，采用噴氣旋翼技術(shù)，噴氣來源于渦扇發(fā)動機，一個分流閥被用來引導(dǎo)排氣從旋翼梢部噴口噴出以進(jìn)行旋翼模式飛行，或從后部巡航噴口噴出以進(jìn)行固定翼模式巡航飛行；鴨翼和水平尾翼后緣都有增升襟翼裝置，且都與機身鉸接，可以進(jìn)行一定角度的偏轉(zhuǎn)；機身尾部設(shè)置有方向控制噴口，用于在飛機以直升機模式飛行時進(jìn)行偏航控制。文獻(xiàn)[7]對CRW飛行器(Canard Rotor/Wing Aircraft)飛行性能進(jìn)行了研究，指出該方案綜合性能優(yōu)于其他垂直起降飛行器方案，并將其與直升機、傾轉(zhuǎn)旋翼機和“鷂”式戰(zhàn)斗機進(jìn)行對比。結(jié)果表明相較于傾轉(zhuǎn)旋翼機和高速直升機，該方案具有更寬的飛行包線，僅在垂直起降狀態(tài)下做低速飛行時垂直飛行性能略遜于直升機；相比于使用矢量噴口技術(shù)的“鷂”式戰(zhàn)斗機，該方案在飛行速度方面略遜一籌，但擁有更加優(yōu)異的垂直起降和低速飛行性能。

垂直起降飛行器的出現(xiàn)和發(fā)展影響了軍用、民用航空器發(fā)展方向，越來越多的國家開始重點關(guān)注此類飛行器的研制工作，受到關(guān)注的主要性能指標(biāo)如下：

1) 巡航速度和任務(wù)航程;

2) 懸停效率和垂直起降性能;

3) 水平飛行升阻比;

4) 有效載荷系數(shù)。

對以上各種垂直起降飛行器的特點和原理進(jìn)行分析和對比，可以得出如下觀點：借鑒現(xiàn)有方案關(guān)鍵技術(shù)，提出先進(jìn)的總體布局方案，是研制高性能垂直起降飛行器的關(guān)鍵。

本文綜合旋翼機和固定翼飛機的優(yōu)點，以垂直起降能力為目標(biāo)，同時兼有較高的平飛升阻比，提出一種旋翼固定翼復(fù)合式飛行器布局方案，兼具優(yōu)異的垂直起降性能及高速飛行能力，具有轉(zhuǎn)換過渡穩(wěn)定、可控性強的特點。

1總體方案概述

1.1氣動布局方案

本文提出的旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器布局方案為固定翼與旋翼復(fù)合構(gòu)型。在機體上方布置特型旋翼，機體中部布置固定式機翼(后文簡稱為機翼)及舵面，并在機翼上布置矢量推力裝置，由中央動力系統(tǒng)經(jīng)傳動系統(tǒng)分配動力，機身尾部布置尾翼及舵面(見圖1)。

圖1旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降(VTOL)飛行器概念方案三視圖
Fig. 1Three view of rotary wing and fixed wing compound vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft conceptual configuration

1.2重心位置設(shè)計

旋翼、機翼和尾翼與重心的相對位置對全機在各個飛行狀態(tài)下的縱向特性有直接影響，是關(guān)乎飛行品質(zhì)的重要因素。

懸停飛行和低速飛行中，旋翼為主要升力和控制部件，研究表明前飛狀態(tài)時旋翼對速度的靜穩(wěn)定性較好而對迎角的靜穩(wěn)定性較差，機體重心位于旋翼之前的設(shè)計將有利于提高其對迎角的靜穩(wěn)定度。高速平飛狀態(tài)下，固定翼面為主要氣動部件，與重心的相對位置決定了縱向和橫向的穩(wěn)定裕度。由此，旋翼的前重心設(shè)計和平飛模式的操穩(wěn)特性設(shè)計將確定全機的重心位置。

1.3飛行機理分析

現(xiàn)代航空領(lǐng)域的工程實際應(yīng)用要求垂直起降飛行器兼顧垂直起降和長航時大航程的性能，并追求較大任務(wù)載荷時的經(jīng)濟性。該復(fù)合式飛行器具有兩種飛行模式，即垂直起降模式和平飛模式，并且可以在空中實現(xiàn)兩種模式的轉(zhuǎn)換過渡。垂直起降模式時，特型旋翼旋轉(zhuǎn)提供垂直升力，周期變距運動提供機體俯仰及滾轉(zhuǎn)力矩；矢量推力裝置的推力大小和方向可分別控制，兩側(cè)的推力差平衡旋翼的反扭矩，矢量控制則提供機體滾轉(zhuǎn)力矩。平飛模式時，矢量推力裝置提供水平推力，固定式機翼提供主要升力，特型旋翼停轉(zhuǎn)并鎖定與固定式機翼平行轉(zhuǎn)變?yōu)楣潭ㄒ砻?，整機變?yōu)楣潭ㄒ順?gòu)型，由推力矢量和舵面偏轉(zhuǎn)提供控制力矩，從而實現(xiàn)高速遠(yuǎn)距離平飛。

由垂直起降模式轉(zhuǎn)換為平飛模式時，矢量推力裝置的推力增大，使飛行器水平加速飛行，固定式機翼逐漸承載的同時，特型旋翼經(jīng)減速、停轉(zhuǎn)并鎖定過程逐漸卸載，轉(zhuǎn)變?yōu)楣潭ㄒ砻?，與固定式機翼保持平行，全機轉(zhuǎn)變?yōu)轭愲p翼布局的固定翼構(gòu)型。由平飛模式轉(zhuǎn)換為垂直起降模式時，矢量推力系統(tǒng)推力減小，飛行器做減速飛行，隨后啟動特型旋翼加速旋轉(zhuǎn)，逐漸增大旋翼總距以承載，同時機翼卸載，變回垂直起降模式做低速或垂直飛行。其轉(zhuǎn)化過渡過程中的升力變化如圖2所示。

圖2轉(zhuǎn)換過渡過程中旋翼與機翼的升力變化
Fig. 2Changes of lift by rotary wing and fixed wing
during conversion

該復(fù)合式飛行器的典型飛行剖面如圖3所示,包括

1) 垂直起飛；

2) 過渡轉(zhuǎn)換;

3) 水平巡航;

4) 盤旋作業(yè);

5) 返航和降落。

圖3典型飛行剖面
Fig. 3Typical flight profile

1.4技術(shù)優(yōu)勢

本文方案在高速飛行性能實現(xiàn)方面采用旋翼停轉(zhuǎn)鎖定變?yōu)楣潭ㄒ砻娴乃悸罚cCRW飛行器具有相似的布局形式。這樣的構(gòu)型特點使得高速飛行時升阻特性和動力系統(tǒng)的推進(jìn)效率將高于高速直升機和傾轉(zhuǎn)旋翼機，具有更寬的飛行包線，同時升力和水平推力控制解耦，可實現(xiàn)平穩(wěn)的過渡轉(zhuǎn)換飛行。

選用大直徑的旋翼可獲得較低的槳盤載荷和較高的懸停效率，以達(dá)到較大的懸停升限和垂直飛行性能。而傾轉(zhuǎn)旋翼機考慮要將其旋翼作為水平飛行的推進(jìn)螺旋槳，其槳盤面積較小，相比本文方案有著較高的槳盤載荷，使得其對起降場地有著更高的要求。

相比于“鷂”式和美國聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(JSF)等具有垂直起降能力的固定翼飛行器，本文方案在高速性能方面有明顯差距，但低速性能遠(yuǎn)高于前者。并且，本文方案懸停效率較高，對動力系統(tǒng)的要求和垂直起降飛行的油耗較低。而且前者矢量噴口產(chǎn)生的高溫噴流對起降場地如停機坪和艦船甲板有很高要求。

再相比于常規(guī)直升機在高速前飛狀態(tài)時，前行槳葉出現(xiàn)激波效應(yīng)而后行槳葉反流區(qū)范圍擴大是限制其最大飛行速度的根本原因。本文方案的過渡轉(zhuǎn)換飛行中旋翼轉(zhuǎn)速降低最終停轉(zhuǎn)鎖定變?yōu)楣潭ㄒ砻妫?guī)避旋翼旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的速度限制，使得高速飛行得以實現(xiàn)。

該方案核心技術(shù)由現(xiàn)有成熟的直升機技術(shù)和固定翼飛行器技術(shù)整合并發(fā)展，可行性強，并隨著相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展與突破，綜合性能將進(jìn)一步改善。

2總體參數(shù)設(shè)計與關(guān)鍵技術(shù)方案

本文方案總體設(shè)計主要內(nèi)容是確定固定翼面和特型旋翼參數(shù)以及動力系統(tǒng)選型，設(shè)計要求是滿足初始條件對低速和垂直起降性能以及平飛性能的要求，并實現(xiàn)轉(zhuǎn)換過渡穩(wěn)定平滑、可控性強。該方案通過以旋翼鎖定變?yōu)楣潭ㄒ砻鏋楹诵乃枷耄婢叽怪逼鸾的芰Φ耐瑫r規(guī)避常規(guī)旋翼飛行器因旋翼旋轉(zhuǎn)而導(dǎo)致平飛氣動力不對稱的問題。所以，該方案的設(shè)計研究重點為旋翼與機翼的干擾分析、特型旋翼技術(shù)、動力傳動系統(tǒng)設(shè)計以及飛行動力學(xué)分析與飛行操縱技術(shù)。

2.1總體布局設(shè)計概述

該方案的總體布局為旋翼固定翼復(fù)合布局，其中固定翼選用單翼布局，旋翼選用單旋翼布局，分別在平飛模式和垂直起降模式提供主要升力。故旋翼沿機身縱軸布置于重心位置，位于機翼上方。為減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量，尾翼選取V型尾翼布局，布置于旋翼滑流之外。兩個矢量推力裝置布置于機翼后緣，綜合考慮結(jié)構(gòu)設(shè)計和滑流干擾的影響，推進(jìn)裝置沿展向布置于旋翼滑流影響區(qū)域外。旋翼和矢量推力系統(tǒng)由一套動力裝置驅(qū)動，通過傳動系統(tǒng)分配功率。

綜上所述，結(jié)合給定的技術(shù)要求，可展開飛行器總體參數(shù)設(shè)計、氣動設(shè)計、動力選型、結(jié)構(gòu)設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計等。

2.2固定翼面設(shè)計概述

2.2.1固定翼面總體參數(shù)設(shè)計

固定翼面主要包括固定式機翼和尾翼。機翼是平飛模式下產(chǎn)生升力的主要部件。同時為矢量推力系統(tǒng)提供結(jié)構(gòu)支撐。在結(jié)構(gòu)布置方面，由于動力傳動系統(tǒng)布置于機翼內(nèi)部，需綜合傳動機構(gòu)進(jìn)行設(shè)計，機翼厚度需滿足傳動機構(gòu)布置空間要求，如圖4所示。

圖4傳動系統(tǒng)布局
Fig. 4Transmission system layout

在氣動方面，根據(jù)總體參數(shù)選定的翼載荷、翼面積等參數(shù)，結(jié)合平飛模式下的性能要求和垂直起降模式下旋翼的干擾情況，選擇翼型和設(shè)計展弦比、根梢比和后掠角等，并進(jìn)行氣動特性估算[8-9]。

轉(zhuǎn)換過渡飛行中機翼受到旋翼尾跡的影響。文獻(xiàn)[10]指出，機翼承載情況和旋翼干擾引起的誘導(dǎo)速度有關(guān)，初步分析機翼氣動力可將機翼在滑流區(qū)的氣流速度簡化等效為旋翼在機翼處的誘導(dǎo)速度和無窮遠(yuǎn)處來流的線性疊加：

Vwing=V∞+kVi

(1)

式中：Vwing為來流速度向量；V∞為無窮遠(yuǎn)處來流速度向量；Vi為旋翼引起機翼處的誘導(dǎo)速度向量；k為旋翼的下洗因子。

由此簡化等效將機翼按流動分為自由流區(qū)和滑流區(qū)(見圖5)，進(jìn)一步估算機翼的氣動力和氣動力矩。

圖5旋翼滑流對機翼干擾情況
Fig. 5Interference by rotary wing downwash with
fixed wing

對于尾翼的總體參數(shù)設(shè)計工作，可作如下考量：在垂直起降模式下，尾翼的作用較小；在平飛模式下，尾翼作用原理與常規(guī)固定翼飛機相同，即保證飛機的安定性和操縱性，故主要根據(jù)平飛模式的飛行需求進(jìn)行設(shè)計。最后結(jié)合整機的氣動參數(shù)對氣動性能、配平和控制等進(jìn)行分析[11]。

2.2.2機翼與旋翼氣動干擾問題

由于旋翼和機翼距離較近，其導(dǎo)致的氣動干擾現(xiàn)象將對各個飛行狀態(tài)都有顯著的影響，存在特殊的氣動力特性、結(jié)構(gòu)響應(yīng)等問題，詳細(xì)設(shè)計工作中有必要進(jìn)一步深入探究。

近年來隨著復(fù)合式直升機和傾轉(zhuǎn)旋翼機技術(shù)高速發(fā)展，多種旋翼與機翼氣動干擾的分析方法被提出，如文獻(xiàn)[12-16]等。本文方案在垂直起降飛行和過渡轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)的氣動干擾情況與上述兩種飛行器的懸停和前飛狀態(tài)相似，可采用相同的分析方法。

垂直起降模式下，機翼與旋翼發(fā)生顯著氣動干擾現(xiàn)象：機翼影響旋翼入流和尾跡，使得旋翼尾跡在機翼附近產(chǎn)生嚴(yán)重畸變。最大下洗流速度處出現(xiàn)在槳葉外段，在機翼上表面相應(yīng)位置處存在高壓區(qū)域，并從高壓中心向外逐漸減弱。槳盤外緣處壓強突變，即槳盤上表面壓力為負(fù)，下表面為正，形成壓差產(chǎn)生升力，而這種壓差和機翼的干擾作用則會在槳盤外緣的下方產(chǎn)生劇烈渦流，影響到槳盤外側(cè)的機翼外段上表面很大一部分區(qū)域。值得一提的是，文獻(xiàn)[12]指出旋翼誘導(dǎo)速度在根部小而靠近梢部處較大，與機翼發(fā)生干擾作用使得在機翼根部上表面存在流速向上的回流區(qū)即產(chǎn)生吸力，而其他區(qū)域則產(chǎn)生阻力。旋翼與機翼的相對位置、尾跡區(qū)機翼面積和形狀為主要影響因素，適當(dāng)?shù)男砼c機翼相對位置可得到較小的阻力，旋翼尾跡區(qū)的面積越大產(chǎn)生的阻力越大。

而旋翼附著渦和尾跡則在機翼的表面上產(chǎn)生的非定常氣動力作用表現(xiàn)為與旋翼旋轉(zhuǎn)相應(yīng)的高頻振蕩，甚至?xí)?dǎo)致二階渦，使機翼受到隨時間變化的周期性的氣動力和氣動力矩。轉(zhuǎn)換過渡飛行中旋翼轉(zhuǎn)速降低而飛行器前飛速度增加，旋翼的氣動力及入流均處于動態(tài)變化過程，具有復(fù)雜的非線性和非定常特性。隨著前飛速度增加，旋翼和機翼所承載荷的變化，機翼對旋翼干擾加強，旋翼對機翼干擾減弱。

本文方案在轉(zhuǎn)換過渡過程中，由于旋翼旋轉(zhuǎn)情況不斷變化，全機氣動特性具有復(fù)雜的非定常與非線性特點。文獻(xiàn)[17]對CRW飛行器的轉(zhuǎn)換過渡過程的研究指出，轉(zhuǎn)換過渡過程可根據(jù)旋翼轉(zhuǎn)速情況分為前中末三階段，其中在轉(zhuǎn)換過渡飛行的末期，旋翼載荷極小，轉(zhuǎn)速極低，此時旋翼氣動特性主要受來流流場影響，在不同方位角情況下將產(chǎn)生不同的非對稱氣動力作用，非定常氣動特性的機理與垂直飛行和轉(zhuǎn)換過渡飛行前段存在較大區(qū)別。旋翼的氣動力系數(shù)隨方位角呈周期性變化，而且旋翼和全機的焦點也在周期變化，并將影響尾翼的升力線斜率。

2.3特型旋翼設(shè)計概述

該方案在垂直起降飛行時，轉(zhuǎn)換為垂直起降模式，在巡航飛行時，轉(zhuǎn)換為平飛模式。通過特型旋翼的減速、停轉(zhuǎn)與鎖定，實現(xiàn)垂直起降模式和平飛模式的轉(zhuǎn)換；通過矢量推力系統(tǒng)，實現(xiàn)兩種模式下的姿態(tài)控制和水平推進(jìn)。因此，特型旋翼及矢量推進(jìn)系統(tǒng)為該方案的關(guān)鍵部件。

特型旋翼的設(shè)計思路可簡化為以下兩個方面。一方面分別參考傳統(tǒng)直升機旋翼的設(shè)計方法，需滿足垂直起降模式下的使用需求，選定槳盤載荷Pd和功率載荷Pp等特性參數(shù)，設(shè)計旋翼直徑D和轉(zhuǎn)速等總體參數(shù)。垂直起降模式下，旋翼和機翼存在顯著干擾現(xiàn)象，旋翼槳盤處誘導(dǎo)速度分布將受影響，同時機翼和機身等處于旋翼尾跡內(nèi)的無升力部件將產(chǎn)生阻力，作為旋翼拉力系數(shù)的附加項，可用垂直吹風(fēng)增重理論[18]進(jìn)行估算。

CT=CG+CQ

(2)

式中：CT為飛機拉力系數(shù)；CG為飛機重量系數(shù)；CQ為廢阻系數(shù)。

另一方面還需滿足兩種模式轉(zhuǎn)換需求，即在平飛模式下一側(cè)旋翼的后緣轉(zhuǎn)變?yōu)榍熬?，因此旋翼需選擇對稱的平面形狀和翼型(見圖6)，使其對全機氣動力產(chǎn)生對稱的影響。

圖6特型旋翼參數(shù)
Fig. 6Parameters of multifunctional rotary wing

本文方案在平飛模式時，主要由固定式機翼承載，旋翼在鎖定狀態(tài)通過調(diào)整迎角承受較小氣動力。該模式下旋翼展弦比較大，相較常規(guī)直升機應(yīng)選用硬式槳轂，旋翼葉片應(yīng)具有更大的剛度，如選用較大相對厚度的翼型、較大的幾何弦長和較大剛度的結(jié)構(gòu)形式。

旋翼氣動設(shè)計則應(yīng)側(cè)重于垂直起降模式的性能需求，兼顧集合外形對平飛模式時剛度的影響。已有相關(guān)學(xué)者針對CRW飛行器旋翼的總體參數(shù)設(shè)計方法進(jìn)行了研究，并用權(quán)重系數(shù)方法建立關(guān)于垂直起降模式和平飛模式的多目標(biāo)優(yōu)化模型，結(jié)果顯示該類旋翼的根梢比、翼型相對厚度對固定翼模式的平飛性能有顯著影響，而槳盤載荷和槳尖速度將影響旋翼旋轉(zhuǎn)承載模式的垂直飛行性能，其中槳尖速度是由動力系統(tǒng)和旋翼幾何參數(shù)決定的[19]。

但是，前后對稱翼型的使用使得該類旋翼在垂直起降模式下的氣動性能不佳。文獻(xiàn)[20-22]對由橢圓弧線構(gòu)建的前后對稱翼型的氣動特性進(jìn)行了分析，結(jié)論指出其氣動特性與常規(guī)翼型有顯著不同，為旋轉(zhuǎn)機翼翼型的設(shè)計提供了一定參考。此外，還可以通過引入新的旋翼技術(shù)來設(shè)計高性能的特型旋翼。文獻(xiàn)[23-24]分別闡述了環(huán)量控制翼型技術(shù)和可變截面旋翼技術(shù)在旋轉(zhuǎn)機翼飛行器方面的應(yīng)用前景，兩種方法均可以大幅度改善旋轉(zhuǎn)機翼的氣動性能，但需付出結(jié)構(gòu)復(fù)雜度增加的代價。

綜上，根據(jù)兩種模式的總體技術(shù)要求，旋翼系統(tǒng)的構(gòu)型和各項參數(shù)需綜合設(shè)計，并與動力系統(tǒng)相匹配以達(dá)到較高的效率[25]。

2.4矢量推力系統(tǒng)設(shè)計概述

兩側(cè)的矢量推力裝置產(chǎn)生不同大小和俯仰角度的推力。在全飛行周期中提供俯仰和滾轉(zhuǎn)控制力矩，并在平飛模式下提供所需推力。圖7所示為從垂直起降模式經(jīng)過過渡轉(zhuǎn)換至飛行平飛模式，矢量推力裝置的推力大小和方向與旋翼反扭力矩的關(guān)系以及產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩的原理(直線箭頭表示矢量推力系統(tǒng)推力，環(huán)形箭頭表示旋翼反扭力矩)。

圖7矢量推力系統(tǒng)原理圖
Fig. 7Schematic of vectored thrust system

設(shè)計方案需同時滿足控制需求和推進(jìn)需求。平飛模式下該系統(tǒng)提供全部推力F，根據(jù)既定飛行包線要求設(shè)計總體參數(shù)，其中最重要的總體參數(shù)便是推重比F0/G0，其中G0為飛行器重力，F(xiàn)0為該矢量推力系統(tǒng)臺架狀態(tài)的推力值，即該系統(tǒng)最大設(shè)計推力。平飛模式的推重比根據(jù)設(shè)計用途的主要飛行狀態(tài)需求選定。垂直起降模式下，該系統(tǒng)主要提供偏航控制力矩，推力要求較小。另一方面，該系統(tǒng)機械結(jié)構(gòu)需滿足推力大小和俯仰分別可控的要求，如圖8所示。

圖8矢量推力系統(tǒng)動作示意圖
Fig. 8Actuation diagram of vectored thrust system

2.5動力系統(tǒng)選型概述

該方案的動力系統(tǒng)設(shè)計分為發(fā)動機選型和傳動系統(tǒng)設(shè)計兩個方面。該系統(tǒng)為特型旋翼和矢量推力系統(tǒng)同時提供動力，并實現(xiàn)動力分配的可控性，滿足全任務(wù)剖面要求，還必須考慮結(jié)構(gòu)重量的要求?？蓮娘w行器總體設(shè)計需求出發(fā)，根據(jù)高度特性、馬赫數(shù)特性和耗油率等的不同，選擇不同類型的發(fā)動機[26-27]。

對于不同任務(wù)需求可以得出的具體技術(shù)要求，分析對平飛性能與垂直起降性能需求的權(quán)重，可選取不同的動力系統(tǒng)形式。例如，將發(fā)動機布置于飛行器中部，矢量推力系統(tǒng)采用變距螺旋槳方案，通過傳動系統(tǒng)將發(fā)動機功率分配給旋翼和推力矢量系統(tǒng)，具有橫側(cè)向控制響應(yīng)快的特點，如圖9所示；矢量推力裝置選用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，再通過傳動機構(gòu)為特型旋翼提供動力的方案，則具有較好的高速飛行特性，如圖10所示。

圖9中置發(fā)動機布局
Fig. 9Central engine layout

圖10外置發(fā)動機布局
Fig. 10Side engine layout

3飛行性能分析

3.1平飛模式飛行特性總體概述

水平飛行特性可簡化為升阻特性和動力特性的初步估算。該復(fù)合式飛行器在平飛模式下構(gòu)型為類雙翼布局，其飛行特性與固定翼飛機相似，故升阻特性計算基本等同于常規(guī)固定翼飛機性能估算方法[9]，計算需額外考慮特型旋翼引起的阻力：

(3)

式中：q為動壓；S為參考面積；CD,0為零升阻力系數(shù)；CL為升力系數(shù)；A為升致阻力系數(shù)因子；CD,Re為高度(雷諾數(shù))修正量；CD,c為附加阻力系數(shù)增量。

分析對比該復(fù)合式飛行器的阻力系數(shù)，不難發(fā)現(xiàn)其零升阻力所占比例較大，氣動效率相較常規(guī)固定翼飛行器略低，原因如下：

1) 考慮任務(wù)載荷與本身動力傳動組件尺寸要求，機身截面取值較大；

2) 特型旋翼和矢量推力系統(tǒng)的布置造成多處干擾阻力明顯增大；

3) 特型旋翼在平飛模式下，僅承擔(dān)較小的氣動載荷，氣動效率較低。

結(jié)合氣動性能和動力系統(tǒng)性能分析，可以估算矢量推力系統(tǒng)的可用推力和需用推力隨海拔高度的變化情況(圖11)，而需用推力即飛行阻力，推力和需用推力曲線交點即給定飛行速度下的飛行升限。從而進(jìn)行性能評估，如飛行包線、機動性能、巡航性能、起降性能和任務(wù)剖面等[28]。

圖11一定速度下可用推力和需用推力隨海拔高度的變化
Fig. 11Changes of available thrust and required thrust vs altitude at a certain speed

3.2垂直飛行特性總體概述

垂直飛行性能表征該復(fù)合式飛行器在垂直起降模式下完成既定起降和懸停的能力。這種模式下，由特型旋翼提供全部升力，由矢量推力系統(tǒng)提供控制力矩，飛行狀態(tài)基本同常規(guī)直升機。所以，此時的性能分析可參考直升機的基本飛行性能進(jìn)行設(shè)計和分析。其中主要垂直飛行性能為垂直上升性能，主要包括：

1) 上升速度Vy1。

2) 懸停升限HL。

最大豎直爬升速度近似方程為

(4)

概念設(shè)計階段可用滑流理論對旋翼系統(tǒng)參數(shù)和性能進(jìn)行初步估算，旋翼與機翼的干擾考慮機翼根部對旋翼滑流區(qū)面積的遮擋。由此可計算最小需用功率和高度的變化關(guān)系:

N=Npr+Nx+Nst+Nm

(5)

式中：N為懸停需用功率；Npr為誘導(dǎo)功率；Nx為型阻功率；Nst為矢量推力系統(tǒng)平衡反扭矩的功率；Nm為機械傳動等雜項損失。

其中：Npr=Tv10

(6)

(7)

式中：T為旋翼拉力；ρ為空氣密度；v10為懸停狀態(tài)槳盤處的誘導(dǎo)速度；κ為考慮誘導(dǎo)速度沿旋翼展向分布的葉端損失系數(shù)，約為0.92；R為槳盤半徑；Swr為翼根遮擋槳盤的投影面積。

(8)

式中：Ω為旋翼轉(zhuǎn)速;mk為型阻功率系數(shù)。

型阻主要取決于旋翼產(chǎn)生的拉力和槳葉的升阻特性。根據(jù)葉素理論得出旋翼拉力系數(shù)CT為

CT=2T/ρπR2(ΩR)2

(9)

考慮槳葉剖面升力系數(shù)沿槳葉展向分布不均，可取旋翼特征剖面的升力系數(shù)Cy7為

Cy7=3CT/σ κ

(10)

式中：σ為旋翼實度。

根據(jù)旋翼槳葉翼型的升阻特性取對應(yīng)的阻力系數(shù)Cx7。從而可得型阻功率系數(shù)mk為

(11)

式中:kp為型阻修正系數(shù)，矩形旋翼取1，隨槳葉根梢比增大而減小。

矢量推力系統(tǒng)在垂直起降模式時用于平衡反扭矩與常規(guī)直升機尾槳起相同作用，Nst約為主旋翼所需功率的7%～10%?？紤]到本文方案傳動系統(tǒng)的復(fù)雜，傳動系統(tǒng)的功率損失Nm取全機功率的10%。

代入發(fā)動機的高度特性和空氣密度關(guān)于海拔高度的變化率(見圖12)，可得到豎直最大爬升速度變化曲線(見圖13)。垂直飛行性能和發(fā)動機工作狀態(tài)緊密相關(guān)。隨著懸停高度的增加，需用功率也會增加，但是發(fā)動機的可用功率卻隨高度增加而下降。取Vy=0.5 m/s對應(yīng)的高度，稱為實用懸停升限，表征對起降場地的海拔高度的適應(yīng)性和懸停作業(yè)的高度范圍[18]。

圖12發(fā)動機的高度特性和空氣密度關(guān)于高度的變化率
Fig. 12Curves of altitude response of engine and relative air density vs altitude

圖13最大爬升速度變化曲線
Fig. 13Curve of maximum climbing speed vs altitude

3.3航程和航時分析

根據(jù)以上設(shè)計方法可得到平飛巡航和懸停飛行的發(fā)動機需用功率，又結(jié)合初始技術(shù)要求，分配各飛行模式的功耗比率。再根據(jù)選用的發(fā)動機的最大耗油率參數(shù)和所選發(fā)動機(以渦輪軸發(fā)動機為例)耗油規(guī)律(見圖14)，可得到發(fā)動機耗油率隨功率變化的曲線(見圖15)，并可計算出燃油量、航程和航時[27, 29]。

圖14渦輪軸發(fā)動機耗油規(guī)律
Fig. 14Regularity of rated specific fuel consumption for
turboshaft engine

圖15發(fā)動機耗油率隨功率變化曲線
Fig. 15Curve of rated specific fuel consumption of
engine vs engine power

3.4過渡過程的操縱與轉(zhuǎn)換性能分析

控制部件為特型旋翼、矢量推力系統(tǒng)和舵面。特型旋翼通過調(diào)整總距和循環(huán)螺距改變升力和滾轉(zhuǎn)俯仰控制力矩；矢量推力系統(tǒng)提供偏航和滾轉(zhuǎn)力矩；舵面偏轉(zhuǎn)提供氣動力和力矩。在不同的飛行模式下，三者作為相互獨立的控制輸入，如表1所示。

在轉(zhuǎn)換飛行過程中，特型旋翼的控制輸入量為功率和槳距(周期變距和總距)，固定翼面的控制輸入量為舵偏角，矢量推進(jìn)系統(tǒng)控制輸入量為功率和矢量推力參數(shù)。

表1　各飛行狀態(tài)下的控制策略

已有學(xué)者對帶翼式復(fù)合式直升機升阻特性隨飛行速度的變化情況進(jìn)行了研究[30]，其加速過程與本文方案的由垂直起降模式過渡轉(zhuǎn)換到平飛模式的過程相似。研究結(jié)果表明，隨著前飛速度的增加，旋翼與機翼的升阻特性變化明顯，機翼升力增加阻力增加，旋翼升力減小阻力減小。該構(gòu)型可規(guī)避常規(guī)直升機飛行姿態(tài)與飛行速度的耦合關(guān)系。翼面系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)經(jīng)協(xié)調(diào)控制可實現(xiàn)過渡轉(zhuǎn)換飛行,具有良好的穩(wěn)定性和操縱性。該技術(shù)是目前垂直起降飛行器關(guān)于轉(zhuǎn)換過渡技術(shù)難題的一個新的解決方法。

該方案由垂直起降模式向平飛模式的過渡轉(zhuǎn)換由懸停飛行開始，矢量推力系統(tǒng)推力增大，旋翼槳盤前傾，飛機水平加速，固定式機翼升力逐漸增大，旋翼減小總距以配平升力；當(dāng)平飛速度高于其失速速度時，旋翼減速、停轉(zhuǎn)并鎖定，作為固定翼面承擔(dān)較小載荷，飛機轉(zhuǎn)換為固定翼構(gòu)型，整個轉(zhuǎn)換過程如圖16所示。由平飛模式向垂直起降模式的過渡轉(zhuǎn)換由減速平飛開始，為避免激波出現(xiàn),飛機需迅速減速，使得旋翼前行槳葉槳尖空速低于其臨界速度，同時旋翼加速旋轉(zhuǎn)并加大總距承載，隨平飛速度不斷降低，旋翼升力為主導(dǎo)，固定式機翼卸載，飛機轉(zhuǎn)換為垂直起降模式。

圖16過渡轉(zhuǎn)換飛行
Fig. 16Conversion flight

隨著平飛速度增大，旋翼誘導(dǎo)功率迅速減小，型阻功率緩慢增大，整體需用功率減小，同時旋翼卸載，功率進(jìn)一步減?。欢噶客屏ο到y(tǒng)需用功率逐漸增大。整體需用功率隨水平飛行速度呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢，旋翼需用功率在懸停飛行時占主導(dǎo)，水平加速過程中迅速減小，轉(zhuǎn)換至平飛模式后飛機具有較高升阻比，在巡航點處達(dá)到最大升阻比和最小需用功率。轉(zhuǎn)換過渡飛行過程中，旋翼與固定式機翼的升力隨平飛速度變化規(guī)律和旋翼與矢量推力系統(tǒng)需用功率隨速度變化規(guī)律，分別如圖17和圖18所示。

圖17機翼和旋翼提供的升力
Fig. 17Lifts provided by fixed wing and rotary wing

圖18旋翼與矢量推力系統(tǒng)需用功率
Fig. 18Required power of rotary wing and propulsion
system

4原理驗證機實驗

基于該總體布局方案，制作了一臺起飛重量為5 kg的電動原理驗證機(圖19)。旋翼由一臺電動機經(jīng)減速器驅(qū)動，兩個安裝電動機的動力短艙布置于兩邊機翼后緣，直接驅(qū)動螺旋槳以提供推力。由于驗證機傳動系統(tǒng)精度不佳，機體震動較大，后更換小結(jié)構(gòu)尺寸下剛度較大的“H”型尾翼。為驗證垂直起降模式、平飛模式和過渡轉(zhuǎn)換飛行，首先分別進(jìn)行了多個子科目的飛行試驗，最后進(jìn)行了全任務(wù)剖面的驗證飛行，其總體參數(shù)如表2所示。

圖19旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器電動原理驗證機
Fig. 19Electric prototype of rotary wing and fixed wing compound VTOL

表2電動原理驗證機總體參數(shù)

Table 2General parameters of electric prototype

ItemValueWingspan/m2.4Wingarea/m20.6Rotarywingdiameter/m1.2Diameterofpropeller/m0.25Takeoffweight/kg5Endurance/min5

4.1垂直起降模式飛行試驗

選用兩種推進(jìn)螺旋槳構(gòu)型進(jìn)行對比：①使用固定螺距螺旋槳安裝于機翼前緣提供向前拉力，通過控制兩側(cè)電動機轉(zhuǎn)速和螺旋槳滑流范圍內(nèi)的副翼偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航和滾轉(zhuǎn)的控制力矩；②使用變距螺旋槳布置于機翼后緣，并用電子控制器鎖定電動機轉(zhuǎn)速，通過控制螺旋槳螺距和動力短艙俯仰推力方向提供偏航和滾轉(zhuǎn)的控制力矩。

試飛結(jié)果表明：

1) 固定式機翼對旋翼滑流有一定的干擾作用，增大了懸停需用功率；

2) 固定式機翼使得機體滾轉(zhuǎn)慣量增大，但也增大了側(cè)風(fēng)對機體姿態(tài)的影響；

3) 矢量推力變距螺旋槳構(gòu)型能有效提供滾轉(zhuǎn)和偏航控制力矩。固定螺距螺旋槳通過控制轉(zhuǎn)速改變推力大小，響應(yīng)較慢，用以平衡旋翼反扭矩效果較差。懸停飛行時推進(jìn)螺旋槳推力小滑流誘導(dǎo)速度小，拉進(jìn)式布局通過滑流作用于副翼提供滾轉(zhuǎn)控制力矩效果較差。

4.2平飛模式飛行試驗

為模擬平飛模式時的飛行狀況，使用前三點輪式起落架滑跑起降進(jìn)行了無旋翼和旋翼預(yù)先鎖定的對比飛行試驗(見圖20)。該驗證機所選用旋翼直徑和弦長相對機翼較小，對全機氣動干擾作用較小，操穩(wěn)特性變化較小。

圖20旋翼鎖定狀態(tài)滑跑起飛
Fig. 20Takeoff with rotary wing fixed

4.3過渡轉(zhuǎn)換飛行試驗

最終成功進(jìn)行了全任務(wù)剖面驗證飛行(見圖21)，即由垂直起降模式起飛，隨后加大矢量推力變距，螺旋槳槳距從而增大水平推力，驗證機進(jìn)行水平加速，再逐漸關(guān)閉旋翼電動機最終由鎖定機構(gòu)鎖止旋翼，過渡為平飛模式飛行，反向過渡轉(zhuǎn)換飛行經(jīng)驗證機減速飛行和旋翼重新啟動，轉(zhuǎn)回垂直起降模式降落。轉(zhuǎn)換過渡過程平穩(wěn)，各個模式飛行穩(wěn)定，驗證了該布局的可行性、實用性，同時對本文提出的總體參數(shù)設(shè)計方法的合理性予以佐證。

圖21轉(zhuǎn)換過渡飛行試驗
Fig. 21Conversion flight test

5算例分析

以一臺小型旋翼固定翼復(fù)合式無人飛行器為例，選用一臺小型渦輪軸發(fā)動機為動力，根據(jù)上述方法展開相關(guān)總體設(shè)計工作[31]。

首先根據(jù)調(diào)研統(tǒng)計，確定該型具有一定工程實用價值的小型無人機的級別，初步確定起飛重量為35 kg，預(yù)計有效載荷為10 kg。通過初步計算，可確定固定式機翼、尾翼、機身和特型旋翼的基本參數(shù)。再結(jié)合同級別無人機統(tǒng)計數(shù)據(jù)和計算，選定發(fā)動機功率和型號，進(jìn)一步完成動力傳動系統(tǒng)的選型和初步設(shè)計。部分總體參數(shù)如表3所示。

表3小型旋翼固定翼復(fù)合式無人飛行器總體參數(shù)

Table 3General parameters of rotary wing and fixed wing compound VTOL UAV

ItemValueWingloading/(kg·m-2)17.5Wingarea/m22Wingtorotarywingshieldedarea/m21AirfoilS2027-145-83Rotarywingdiameter/m2.6Rotarywingsolidityratio0.08Diameterofpropeller/m0.5Stabilitymargin7.5%Maximumoutputpowerofengine/kW10Emptyweight/kg20

根據(jù)本文性能估算方法可計算該無人飛行器懸停需用功率和最大上升速度隨高度變化的曲線；根據(jù)發(fā)動機的可用輸出功率隨高度變化的曲線,即可得出該無人飛行器的基本飛行性能，以及在兩種模式下典型飛行狀態(tài)的功率及耗油率，并根據(jù)任務(wù)剖面估算總?cè)加土?，如?所示。

按照平飛模式和垂直起降模式的性能分析方法，計算出了基本的性能參數(shù)，如表5所示。

綜上，該設(shè)計算例各項性能指標(biāo)基本滿足初始設(shè)計要求。

表6將多款同級別民用無人直升機產(chǎn)品與該無人飛行器性能參數(shù)進(jìn)行對比?？芍摲桨冈陲w行速度、航程、續(xù)航時間和任務(wù)半徑方面具有顯著優(yōu)勢；而載荷能力遜色，適用于遠(yuǎn)距離大半徑且有垂直起降性能要求的作業(yè)任務(wù)。

表4發(fā)動機主要飛行狀態(tài)下的耗油率

Table 4Fuel consumption of enginne under main flight

operations

ItemVerticalflightmodeHorizontalflightmodeRequiredpowerofrotarywing/W4335Requiredpowerofvectoredthrust/W7651745Hoveringefficiency0.7Engineoutputpower/W55002500Specificfuelconsumption/(kg·h-1)9.74.4Endurance/h0.250.75Totalfuelconsumption/kg5.725

表5小型旋翼固定翼復(fù)合式無人飛行器性能參數(shù)

Table 5Performance parameters of rotary wing and fixed wing compound VTOL UAV

ItemValueMaximumtakeoffweight/kg35Maximumpayload/kg15Cruisespeed/(m·s-1)31Maximumspeedatsealevel/(m·s-1)45Rangeofspeedduringconversion/(m·s-1)17-27Cruiselift-dragratio7.8Cruiseflightrange/km82.5Maximumclimbingspeedatsealevel/(m·min-1)450Hoveringceiling/m1800Levelflightceiling/m6000Missionradius/km40

表6　小型旋翼固定翼復(fù)合式無人飛行器與同級別的無人直升機性能參數(shù)對比

6結(jié)論

本文結(jié)合旋翼機和固定翼飛機的優(yōu)點，提出一種旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降概念飛行器，并對其方案設(shè)計方法進(jìn)行分析研究。

1) 該方案將固定翼飛機與直升機相融合，兼具優(yōu)異的懸停性能及高速飛行能力，具有轉(zhuǎn)換過渡穩(wěn)定平滑、可控性強的特點。通過小型電動驗證機的試制和飛行試驗，驗證了該方案的可行性。

2) 總體設(shè)計方法圍繞總體布局方案、特型旋翼、矢量推力系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)展開，并開展了平飛模式飛行特性、垂直起降模式飛行特性、航程、航時、飛行操縱等性能的分析。

3) 本文結(jié)合算例展開分析計算，顯示了該方案性能指標(biāo)的優(yōu)異性。

4) 本文提出的總體設(shè)計方法，適用于小型旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，對于軍用、民用小型無人機的總體設(shè)計思路具有較大的參考借鑒價值。

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張嘯遲男， 碩士研究生。主要研究方向： 飛行器設(shè)計， 氣動彈性設(shè)計。

Tel: 010-82316034

E-mail: nicebread@126.com

楊超男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器設(shè)計， 氣動彈性力學(xué)， 飛行動力學(xué)。

Tel: 010-82317528

E-mail: yangchao@buaa.edu.cn

Received： 2015-09-03; Revised: 2015-10-29; Accepted: 2015-11-26; Published online: 2015-12-0410:08

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.004.html

Foundation items： “Fanzhou” Education Fund of Beihang University; Graduate Innovative Practice Fund Project of Beihang University (YCSJ-01-201515)

Conceptual design of rotary wing and fixed wing compound VTOL aircraft

ZHANG Xiaochi, WAN Zhiqiang, ZHANG Yiying, YANG Chao*

School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing100083, China

Abstract:Vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft technology has been developed rapidly in recent years with some breakthroughs and also unsolved issues. A rotary wing and fixed wing compound VTOL aircraft configuration is proposed, which combines the advantages of rotorcraft and fixedwing aircraft. It possesses the performance of VTOL capability and high-speed cruise. And the stability and controllability of conversion flight benefits from this configuration. The multifunctional rotary wing rotates for lift and transforms to a fixed wing surface in high-speed flight while the vectored thrust appliance provides axial thrust. A specific conceptual design method and the key technologies for this type of VTOL aircraft are discussed. The specializations of the conceptual design for airframe aerodynamics, the multifunctional rotary wing, vectored thrust appliance and power system are illustrated. The manipulation theory, flight characters and the performances of horizontal flight mode, vertical flight mode and conversion flight are analyzed. A prototype is manufactured. The results of primary flight tests prove the feasibility of this configuration.And a design example has been analyzed according to this method. The accuracy and practicality are proved by the results.

Key words:vertical takeoff and landing aircraft; rotary wing; compound aircraft; conceptual design; performance analysis

*Corresponding author. Tel.： 010-82317528E-mail: yangchao@buaa.edu.cn

作者簡介：

中圖分類號：V275+.2

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0179-14

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0322

*通訊作者.Tel.： 010-82317528E-mail: yangchao@buaa.edu.cn

基金項目：北京航空航天大學(xué)凡舟基金；北京航空航天大學(xué)研究生創(chuàng)新實踐基金項目(YCSJ-01-201515)

收稿日期：2015-09-03; 退修日期: 2015-10-29; 錄用日期: 2015-11-26; 網(wǎng)絡(luò)出版時間: 2015-12-0410:08

網(wǎng)絡(luò)出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.004.html

引用格式： 張嘯遲， 萬志強， 章異嬴， 等. 旋翼固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器概念設(shè)計研究[J]． 航空學(xué)報, 2016, 37(1): 179-192. ZHANG X C, WAN Z Q, ZHANG Y Y, et al. Conceptual design of rotary wing and fixed wing compound VTOL aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 179-192.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn