短距垂直起降（Short Take-Off and Vertical Landing， STOVL）飛機(jī)簡(jiǎn)稱(chēng)短垂飛機(jī)，是一種能垂直或在很短距離內(nèi)起飛和著陸的飛機(jī)。相比于常規(guī)飛機(jī)，短垂飛機(jī)對(duì)跑道的依賴(lài)更小，生存性更高，同時(shí)可以成為兩棲攻擊艦的載機(jī)，為登陸部隊(duì)提供強(qiáng)大的空中掩護(hù)和支援。

短距垂直起降（STOVL）飛機(jī)作為固定翼飛機(jī)中的特殊品類(lèi)，具有獨(dú)特的飛行模式與推進(jìn)系統(tǒng)需求。與常規(guī)飛機(jī)相比，STOVL飛機(jī)的核心優(yōu)勢(shì)在于其對(duì)跑道的極低依賴(lài)性，這使其特別適用于艦載作戰(zhàn)、前沿基地部署等特殊場(chǎng)景。要深入理解短垂飛機(jī)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的特殊要求，首先需要系統(tǒng)分析其獨(dú)特的飛行模式與工作特性。

一、短垂飛機(jī)工作原理及對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的特殊要求

1.1 短垂飛機(jī)的飛行模式分析

短垂飛機(jī)的飛行作業(yè)周期可劃分為四種典型模式，每種模式對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)均提出了截然不同的需求。短距起飛模式主要從兩棲攻擊艦或輕型航母上實(shí)施，飛機(jī)通過(guò)甲板滑跑，在氣動(dòng)升力與推進(jìn)系統(tǒng)提供的直接升力共同作用下實(shí)現(xiàn)起飛。此模式下，推進(jìn)系統(tǒng)需同時(shí)提供向前推力和部分向上升力，且需在低速狀態(tài)下保持穩(wěn)定運(yùn)行。

水平飛行模式是短垂飛機(jī)的主要巡航狀態(tài)，此時(shí)其氣動(dòng)特性與常規(guī)固定翼飛機(jī)類(lèi)似，完全依靠機(jī)翼氣動(dòng)升力維持高度，各氣動(dòng)舵面作為主要控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。推進(jìn)系統(tǒng)在此模式下專(zhuān)注于提供前飛推力，追求與常規(guī)飛機(jī)類(lèi)似的高推進(jìn)效率和燃油經(jīng)濟(jì)性。

垂直降落模式是短垂飛機(jī)最具挑戰(zhàn)性的飛行階段。在此模式下，傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面因缺乏足夠氣流而基本失效，飛機(jī)完全依賴(lài)推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的直接升力維持高度，并依靠推進(jìn)系統(tǒng)的矢量推力或?qū)Ｓ每刂茋姽軐?shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定與控制。這一模式對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的控制精度、響應(yīng)速度和可靠性提出了極高要求。

過(guò)渡飛行模式是連接受控飛行與垂直起降的橋梁，包括從水平飛行轉(zhuǎn)為垂直降落的減速過(guò)渡過(guò)程，以及從垂直起飛轉(zhuǎn)為水平飛行的加速過(guò)渡過(guò)程。此階段最為復(fù)雜，氣動(dòng)控制面與推進(jìn)系統(tǒng)控制力同時(shí)發(fā)揮作用，兩者之間的控制權(quán)分配與協(xié)調(diào)至關(guān)重要，任何失調(diào)都可能導(dǎo)致飛行狀態(tài)不穩(wěn)定。

1.2 推進(jìn)系統(tǒng)的特殊要求

基于短垂飛機(jī)的特殊飛行模式，其推進(jìn)系統(tǒng)需滿足一系列常規(guī)飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)所不具備的特殊要求。在功能要求方面，短垂推進(jìn)系統(tǒng)必須在垂直起降階段提供充足的升力以及三軸控制力矩，相當(dāng)于在推進(jìn)系統(tǒng)中集成了部分飛行控制功能。這使得推進(jìn)系統(tǒng)不再是單純提供推力的裝置，而是轉(zhuǎn)變?yōu)轱w行控制的關(guān)鍵執(zhí)行機(jī)構(gòu)之一。

在熱管理要求方面，短垂推進(jìn)系統(tǒng)面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。以F-35B為例，其三軸承旋轉(zhuǎn)噴管和升力風(fēng)扇離合器等特有部件在工作過(guò)程中產(chǎn)生大量熱量，需要專(zhuān)門(mén)的熱管理系統(tǒng)進(jìn)行冷卻。特別是在模式轉(zhuǎn)換過(guò)程中，離合器將承受極高的熱負(fù)荷，摩擦產(chǎn)生的熱量若不能及時(shí)散發(fā)，會(huì)導(dǎo)致部件性能下降甚至失效，直接影響飛行安全。推進(jìn)系統(tǒng)的熱管理已成為短垂飛機(jī)設(shè)計(jì)中不可或缺的考量因素。

不同構(gòu)型的短垂推進(jìn)系統(tǒng)還有其特定的構(gòu)型要求。例如，F(xiàn)-35B采用的升力風(fēng)扇構(gòu)型需要從主發(fā)動(dòng)機(jī)低壓軸提取高達(dá)20,880kW的功率，這就要求主發(fā)動(dòng)機(jī)在保持渦輪前溫度不變的前提下，大幅提升低壓軸的功率輸出能力。而X-32B使用的共用型推進(jìn)系統(tǒng)則需解決燃?xì)饣匚鼏?wèn)題，即垂直起降時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)排出的高溫燃?xì)獗恢匦挛脒M(jìn)氣道，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度升高、性能下降，甚至引發(fā)喘振。

此外，短垂推進(jìn)系統(tǒng)還需滿足重量控制、可靠性和維護(hù)性等方面的特殊要求。由于增加了升力生成裝置及其傳動(dòng)系統(tǒng)，短垂推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量通常高于同級(jí)常規(guī)飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)，這需要通過(guò)創(chuàng)新設(shè)計(jì)和先進(jìn)材料來(lái)緩解。同時(shí)，系統(tǒng)的復(fù)雜性也帶來(lái)了可靠性挑戰(zhàn)，必須在設(shè)計(jì)中充分考慮冗余備份和故障容限能力。

二、典型短垂飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型分析

自20世紀(jì)80年代末以來(lái)，超聲速短距垂直起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)主要發(fā)展為三種典型構(gòu)型：復(fù)合型、共用型和組合型。這些構(gòu)型各有其技術(shù)特點(diǎn)與優(yōu)勢(shì)劣勢(shì)，通過(guò)對(duì)代表性機(jī)型的深入分析，可以更好地理解短垂推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)演進(jìn)路徑與設(shè)計(jì)權(quán)衡。

2.1 復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)：F-35B戰(zhàn)斗機(jī)

F-35B閃電II戰(zhàn)斗機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)代表了當(dāng)前短垂推進(jìn)技術(shù)的最高水平，其采用了升力風(fēng)扇+主發(fā)動(dòng)機(jī)+矢量噴管的復(fù)合型構(gòu)型。該系統(tǒng)的核心組成部分包括：F135-PW-600渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇、滾轉(zhuǎn)控制噴管和三軸承旋轉(zhuǎn)噴管。

在垂直起降模式下，F(xiàn)-35B的對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇由主發(fā)動(dòng)機(jī)低壓軸通過(guò)離合器驅(qū)動(dòng)，產(chǎn)生約8，000公斤的垂直升力；三軸承旋轉(zhuǎn)噴管向下旋轉(zhuǎn)95度，提供約7，800公斤的推力；同時(shí)位于機(jī)翼上的滾轉(zhuǎn)控制噴管提供穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)控制力矩。這種力量分配使得F-35B能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定的垂直起降操作。升力風(fēng)扇的設(shè)計(jì)巧妙之處在于其對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)有效消除了單個(gè)大尺寸風(fēng)扇產(chǎn)生的反扭力矩，減少了需要額外平衡措施的負(fù)擔(dān)。

F-35B推進(jìn)系統(tǒng)的控制實(shí)現(xiàn)了高度綜合化。數(shù)字式飛控系統(tǒng)根據(jù)飛行員指令及飛行狀態(tài)，自動(dòng)協(xié)調(diào)發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)、升力風(fēng)扇離合器、矢量噴管角度和滾控噴門(mén)開(kāi)度等多個(gè)變量，大幅減輕了飛行員的工作負(fù)荷。值得一提的是，F(xiàn)-35B的推進(jìn)系統(tǒng)在平飛狀態(tài)下幾乎不帶來(lái)額外的重量懲罰，這是因?yàn)樯︼L(fēng)扇進(jìn)口的可關(guān)閉艙蓋有效保持了飛機(jī)的氣動(dòng)外形。

2.2 共用型推進(jìn)系統(tǒng)：X-32B技術(shù)驗(yàn)證機(jī)

波音公司為聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)競(jìng)爭(zhēng)開(kāi)發(fā)的X-32B驗(yàn)證機(jī)采用了直接升力的共用型推進(jìn)系統(tǒng)方案。該構(gòu)型的核心特點(diǎn)是主發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)提供升力和推力，無(wú)需專(zhuān)門(mén)的升力裝置。X-32B使用一臺(tái)普惠F119-SE614渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，配合獨(dú)特的矢量噴管和引射增升系統(tǒng)。

在垂直起降狀態(tài)下，X-32B的矢量噴管向下旋轉(zhuǎn)90度，發(fā)動(dòng)機(jī)全部推力被用于產(chǎn)生升力。為解決單一推力源帶來(lái)的姿態(tài)控制難題，特別是俯仰和滾轉(zhuǎn)控制，X-32B設(shè)計(jì)了一套引射增升系統(tǒng)：發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)引出的氣流通過(guò)管道輸送到機(jī)身前、后和側(cè)方的噴口，噴出后引射周?chē)諝?，形成引射效?yīng)，不僅能提供控制力矩，還能增加總升力約15%。

然而，X-32B的共用型推進(jìn)系統(tǒng)面臨嚴(yán)峻的燃?xì)饣匚魬?zhàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)排出的高溫燃?xì)庠诘孛嫘?yīng)作用下循環(huán)流動(dòng)，容易被重新吸入進(jìn)氣道，導(dǎo)致進(jìn)氣溫度升高、發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降。針對(duì)這一問(wèn)題，X-32B在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中考慮了燃?xì)庖种铺匦裕珳y(cè)試中仍發(fā)現(xiàn)其問(wèn)題比F-35B的升力風(fēng)扇構(gòu)型更為明顯。這也是波音在JSF競(jìng)爭(zhēng)落敗后，對(duì)共用型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行反思的重要一點(diǎn)。

2.3 組合型推進(jìn)系統(tǒng)：Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)

蘇聯(lián)雅克夫列夫設(shè)計(jì)局開(kāi)發(fā)的Yak-141（原名雅克-41）是組合型推進(jìn)系統(tǒng)的典型代表，也是世界上首款實(shí)現(xiàn)超音速飛行的短垂戰(zhàn)斗機(jī)。該機(jī)采用升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)+專(zhuān)用升力發(fā)動(dòng)機(jī)的組合構(gòu)型，包括一臺(tái)R-79V-300升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)和兩臺(tái)RD-41升力發(fā)動(dòng)機(jī)。

Yak-141的R-79V-300主發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身中部，配備了一個(gè)可向下旋轉(zhuǎn)95度的矢量噴管，在垂直起降時(shí)提供向下的推力。兩臺(tái)RD-41升力發(fā)動(dòng)機(jī)則垂直安裝在座艙后部的機(jī)身內(nèi)，專(zhuān)門(mén)為垂直起降提供額外升力。這種分工明確的組合設(shè)計(jì)使Yak-141在垂直起降狀態(tài)下具有充足的升力儲(chǔ)備，整機(jī)推重比超過(guò)1.2。

在控制方面，Yak-141配備了一套自動(dòng)姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)，通過(guò)調(diào)節(jié)各發(fā)動(dòng)機(jī)的推力以及主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的垂直起降操作。值得一提的是，Yak-141的升力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)巧妙，僅在垂直起降時(shí)打開(kāi)，平飛時(shí)關(guān)閉以減小阻力，這種設(shè)計(jì)在一定程度上緩解了組合型推進(jìn)系統(tǒng)固有的死重問(wèn)題。

然而，Yak-141的組合構(gòu)型也存在明顯缺陷。兩臺(tái)專(zhuān)用的升力發(fā)動(dòng)機(jī)在平飛時(shí)成為無(wú)用的死重，嚴(yán)重影響飛機(jī)的航程和載荷能力；升力發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的高溫燃?xì)飧菀妆恢靼l(fā)動(dòng)機(jī)吸入，造成進(jìn)氣畸變；系統(tǒng)復(fù)雜性高，維護(hù)保障難度大。這些因素共同導(dǎo)致Yak-141項(xiàng)目最終未能投入批量生產(chǎn)。

三、短垂推進(jìn)系統(tǒng)控制技術(shù)發(fā)展

短距垂直起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)控制技術(shù)是其安全可靠運(yùn)行的核心保障。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，短垂推進(jìn)系統(tǒng)控制從最初的簡(jiǎn)單機(jī)械聯(lián)動(dòng)，逐步發(fā)展到當(dāng)今的高度綜合數(shù)字控制，其技術(shù)內(nèi)涵不斷豐富，系統(tǒng)復(fù)雜性也隨之增加。

3.1 進(jìn)氣道流動(dòng)控制技術(shù)

進(jìn)氣道作為推進(jìn)系統(tǒng)的前端部件，其性能直接影響整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的工作效率與穩(wěn)定性。對(duì)于短垂飛機(jī)而言，進(jìn)氣道需要在從懸停到超音速飛行的寬廣范圍內(nèi)穩(wěn)定工作，這對(duì)其流動(dòng)控制提出了極高要求。特別是超緊湊蛇形進(jìn)氣道在軍用飛行器中的應(yīng)用，對(duì)隱身性能和輕量化的追求導(dǎo)致了其內(nèi)部流動(dòng)的復(fù)雜性大幅增加。

被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中應(yīng)用廣泛，其中渦流發(fā)生器是最為典型的代表。研究表明，在超緊湊蛇形進(jìn)氣道第二彎后合理布置渦流發(fā)生器，能使周向總壓畸變指數(shù)從11.7%大幅降低至2.3%，顯著改善了出口氣流品質(zhì)。渦流發(fā)生器通過(guò)將低能流均勻分布在外圍，有效削弱邊界層分離，使進(jìn)氣道出口壓力分布更加均勻。然而，這種被動(dòng)控制類(lèi)似于"開(kāi)環(huán)控制"，只在特定工況下有顯著效果，當(dāng)偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)無(wú)法根據(jù)實(shí)際情況調(diào)節(jié)控制參數(shù)。

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)則展現(xiàn)出更強(qiáng)的適應(yīng)性。靖建朋等采用邊界層抽吸技術(shù)對(duì)蛇形進(jìn)氣道進(jìn)行的試驗(yàn)研究表明，在抽吸量為主流流量4.3%的條件下，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)可提高約2.6%。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的達(dá)興亞團(tuán)隊(duì)對(duì)超緊湊蛇形進(jìn)氣道開(kāi)展的微射流控制研究則顯示，僅消耗不超過(guò)主流流量0.65%的氣流，就能使進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)分離得到有效抑制。更為先進(jìn)的是，該團(tuán)隊(duì)還開(kāi)發(fā)了一套反饋控制系統(tǒng)，使用動(dòng)態(tài)壓力傳感器感知進(jìn)氣道出入口氣動(dòng)參數(shù)，能基于飛行條件變化調(diào)整噴射速率，最大化控制效果。

組合流動(dòng)控制是當(dāng)前進(jìn)氣道技術(shù)的前沿方向。美國(guó)NASA格倫研究中心開(kāi)發(fā)的第一代組合流動(dòng)控制系統(tǒng)，將微型葉片與位于其下游的微射流結(jié)合，在滿足設(shè)計(jì)壓力恢復(fù)和畸變目標(biāo)的前提下，僅需引用1%-2%的發(fā)動(dòng)機(jī)氣流進(jìn)行微射流控制。為克服微型葉片使用壽命短、易損壞的問(wèn)題，該團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步改進(jìn)使用了強(qiáng)度更高、壽命更長(zhǎng)的楔形渦流發(fā)生器作為被動(dòng)控制裝置，通過(guò)向渦流發(fā)生器產(chǎn)生的漩渦中注入少量高壓氣流實(shí)現(xiàn)主被動(dòng)組合流動(dòng)控制。

對(duì)于高速飛行狀態(tài)下的進(jìn)氣道，激波/邊界層干擾控制尤為重要。寬域飛行器進(jìn)氣道在工作過(guò)程中，唇罩激波的入射點(diǎn)及強(qiáng)度會(huì)發(fā)生較大變化，使得傳統(tǒng)的流動(dòng)控制方法面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。邊界層泄流技術(shù)作為超聲速進(jìn)氣道的典型控制方法，通過(guò)在多區(qū)獨(dú)立放氣的分布式泄流技術(shù)方面取得進(jìn)展，有效抑制了激波誘導(dǎo)的邊界層分離。南京航空航天大學(xué)開(kāi)發(fā)的可調(diào)頻振蕩式微型渦流發(fā)生器則代表了渦流發(fā)生器技術(shù)的新方向，該裝置在無(wú)需流動(dòng)控制時(shí)可嵌入進(jìn)氣道壁面內(nèi)，避免額外阻力；當(dāng)需要控制時(shí)通過(guò)高頻往復(fù)振蕩誘導(dǎo)出強(qiáng)度更高的脈動(dòng)渦系，增強(qiáng)控制效果。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)與矢量噴管集成控制

短垂飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的核心挑戰(zhàn)在于發(fā)動(dòng)機(jī)與矢量噴管的高度集成控制。傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制主要關(guān)注推力調(diào)節(jié)，而短垂飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)還需統(tǒng)籌管理矢量噴管方向、升力風(fēng)扇離合器等多個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，其控制系統(tǒng)復(fù)雜度呈指數(shù)級(jí)增長(zhǎng)。

F-35B的F135發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)是集成控制的典范。該系統(tǒng)采用全權(quán)限數(shù)字電子控制（FADEC）架構(gòu)，不僅管理主發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，還協(xié)調(diào)控制升力風(fēng)扇的離合、三軸承旋轉(zhuǎn)噴管的偏轉(zhuǎn)以及滾轉(zhuǎn)控制噴門(mén)的開(kāi)閉。在模式轉(zhuǎn)換過(guò)程中，F(xiàn)ADEC系統(tǒng)根據(jù)飛行狀態(tài)自動(dòng)調(diào)整各部件的工作參數(shù)，確保推力和升力的平穩(wěn)過(guò)渡，避免因推力突變導(dǎo)致飛行高度劇烈變化。

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)與矢量噴管的協(xié)調(diào)控制，現(xiàn)代短垂推進(jìn)系統(tǒng)普遍采用最優(yōu)控制理論與自適應(yīng)算法。系統(tǒng)通過(guò)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、渦輪前溫度、矢量噴管角度等關(guān)鍵參數(shù)，基于預(yù)設(shè)的控制律分配各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)作。當(dāng)檢測(cè)到系統(tǒng)性能退化或部件故障時(shí)，控制系統(tǒng)能自動(dòng)調(diào)整控制策略，實(shí)現(xiàn)故障自適應(yīng)能力，提高系統(tǒng)的生存性。

在X-32B的推進(jìn)系統(tǒng)控制中，引射噴門(mén)的協(xié)調(diào)控制是技術(shù)難點(diǎn)之一。系統(tǒng)需要根據(jù)垂直起降時(shí)的姿態(tài)變化，精準(zhǔn)調(diào)節(jié)前后引射噴門(mén)的氣流量，以維持飛機(jī)的俯仰平衡。這要求控制系統(tǒng)不僅響應(yīng)迅速，還需具備較強(qiáng)的抗干擾能力，能夠克服地面效應(yīng)、燃?xì)饣亓?/strong>等環(huán)境因素的影響。

3.3 飛發(fā)一體集成控制技術(shù)

短垂飛機(jī)控制的最高境界是實(shí)現(xiàn)飛行控制與推進(jìn)控制的高度融合，即"飛發(fā)一體"控制。在這種架構(gòu)下，飛機(jī)操縱系統(tǒng)與推進(jìn)控制系統(tǒng)不再是獨(dú)立的個(gè)體，而是整合為統(tǒng)一的控制平臺(tái)，共同響應(yīng)飛行員的操縱指令。

STOVL飛推一體集成控制的核心思想是將推進(jìn)系統(tǒng)視為飛行控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)之一。當(dāng)飛行員操縱駕駛桿時(shí)，信號(hào)不僅傳遞給氣動(dòng)控制面，也發(fā)送給推進(jìn)系統(tǒng)的相關(guān)部件。例如，在垂直降落狀態(tài)下，飛行員的俯仰操作會(huì)轉(zhuǎn)化為升力風(fēng)扇推力與矢量噴管推力的微調(diào)，以及滾轉(zhuǎn)控制噴門(mén)的相應(yīng)動(dòng)作；而在平飛狀態(tài)下，相同的操作則轉(zhuǎn)化為平尾和升降舵的偏轉(zhuǎn)。

實(shí)現(xiàn)飛發(fā)一體控制面臨諸多技術(shù)挑戰(zhàn)，首當(dāng)其沖的是控制權(quán)限分配問(wèn)題。在不同飛行階段，氣動(dòng)控制面與推進(jìn)系統(tǒng)的控制效率差異巨大，系統(tǒng)需要根據(jù)飛行狀態(tài)智能分配兩者的控制權(quán)重。例如，在過(guò)渡飛行階段，隨著空速的增加，氣動(dòng)控制面的效率逐漸提升，推進(jìn)系統(tǒng)的直接控制作用相應(yīng)減弱，控制系統(tǒng)需實(shí)現(xiàn)兩者之間的無(wú)縫交接。

另一個(gè)挑戰(zhàn)是系統(tǒng)延遲的控制。推進(jìn)系統(tǒng)的響應(yīng)速度通常遠(yuǎn)慢于氣動(dòng)舵面，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子加速、矢量噴管偏轉(zhuǎn)都需要一定時(shí)間，這種延遲可能導(dǎo)致控制時(shí)機(jī)誤差，影響飛行品質(zhì)。為解決這一問(wèn)題，先進(jìn)的控制系統(tǒng)引入了預(yù)測(cè)控制算法，基于當(dāng)前狀態(tài)和指令預(yù)測(cè)系統(tǒng)未來(lái)的響應(yīng)，提前發(fā)出控制信號(hào)，補(bǔ)償延遲帶來(lái)的影響。

現(xiàn)代短垂飛機(jī)的飛發(fā)一體控制系統(tǒng)普遍采用多環(huán)路控制架構(gòu)。內(nèi)環(huán)負(fù)責(zé)基礎(chǔ)穩(wěn)定，通過(guò)高頻率的傳感器反饋維持飛機(jī)姿態(tài)；外環(huán)實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤，將飛行員的指令轉(zhuǎn)化為實(shí)際的飛行路徑。這種分層結(jié)構(gòu)既保證了控制的精確性，又提供了良好的飛行員操縱體驗(yàn)。

四、STOVL與eVTOL的技術(shù)關(guān)聯(lián)與差異

隨著低空經(jīng)濟(jì)的興起，電動(dòng)垂直起降（eVTOL）飛行器近年來(lái)受到廣泛關(guān)注。eVTOL與STOVL飛機(jī)在垂直起降能力方面具有相通之處，但在技術(shù)路徑、應(yīng)用場(chǎng)景和發(fā)展階段等方面存在顯著差異。深入比較兩者的關(guān)聯(lián)與區(qū)別，有助于更好地把握垂直起降飛行器的技術(shù)發(fā)展方向。

4.1 技術(shù)原理與實(shí)現(xiàn)路徑

從技術(shù)原理角度看，STOVL與eVTOL都致力于解決垂直起降與高效巡航之間的矛盾，但選擇了不同的技術(shù)路徑。傳統(tǒng)STOVL飛機(jī)以燃油動(dòng)力為基礎(chǔ)，通過(guò)復(fù)雜的機(jī)械傳動(dòng)和氣流控制實(shí)現(xiàn)垂直起降；而eVTOL則主要依靠電力推進(jìn)，采用分布式電動(dòng)旋翼實(shí)現(xiàn)升力與推力的生成與控制。

在推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型上，STOVL飛機(jī)發(fā)展出了共用型、組合型和復(fù)合型三類(lèi)成熟構(gòu)型，其共同特點(diǎn)是以一臺(tái)或少數(shù)幾臺(tái)大功率發(fā)動(dòng)機(jī)為核心，通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)或氣流引射實(shí)現(xiàn)推力矢量化。而eVTOL的構(gòu)型更為多樣，主要包括多旋翼型、復(fù)合翼型和傾轉(zhuǎn)構(gòu)型等。其中傾轉(zhuǎn)構(gòu)型eVTOL與STOVL飛機(jī)的技術(shù)理念最為接近，兩者都通過(guò)改變推力方向?qū)崿F(xiàn)垂直起降與水平巡航的轉(zhuǎn)換。

傾轉(zhuǎn)技術(shù)是STOVL與eVTOL共同的關(guān)鍵技術(shù)，但具體實(shí)現(xiàn)方式有所不同。STOVL飛機(jī)如F-35B采用三軸承旋轉(zhuǎn)噴管實(shí)現(xiàn)推力矢量化，而eVTOL如天翎科L600"空中專(zhuān)車(chē)"則采用傾轉(zhuǎn)涵道翼設(shè)計(jì)。涵道翼構(gòu)型具有安全性高、噪音低的優(yōu)勢(shì)，槳葉被包容在涵道內(nèi)，即使發(fā)生故障也不會(huì)向外飛出，同時(shí)涵道壁能有效減小槳尖渦流噪聲。這些特性使eVTOL更適合在城市環(huán)境中運(yùn)營(yíng)。

4.2 應(yīng)用場(chǎng)景與發(fā)展階段

STOVL與eVTOL在應(yīng)用場(chǎng)景上既有交集又各有側(cè)重。STOVL飛機(jī)主要面向軍事應(yīng)用，如艦載航空兵、前沿基地作戰(zhàn)等，追求的是超音速巡航、高機(jī)動(dòng)性和強(qiáng)大作戰(zhàn)能力。而eVTOL則專(zhuān)注于民用領(lǐng)域，如城市空中交通（UAM）、低空旅游、應(yīng)急救援等，強(qiáng)調(diào)的是經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性和乘坐舒適性。

從發(fā)展階段來(lái)看，STOVL技術(shù)已經(jīng)成熟并投入實(shí)戰(zhàn)部署，F(xiàn)-35B已成為多國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的主力裝備。而eVTOL仍處于商業(yè)化落地沖刺期，全球已涌現(xiàn)超過(guò)200家相關(guān)企業(yè)，但多數(shù)產(chǎn)品仍在測(cè)試或試點(diǎn)運(yùn)營(yíng)階段。政策層面，中國(guó)民航局、美國(guó)FAA和歐洲EASA等機(jī)構(gòu)已開(kāi)始制定eVTOL的適航標(biāo)準(zhǔn)，為行業(yè)掃清制度障礙。

在性能指標(biāo)上，STOVL飛機(jī)目前仍占據(jù)明顯優(yōu)勢(shì)。F-35B的巡航速度可達(dá)Ma1.6，遠(yuǎn)超eVTOL的巡航速度（通常為180-360km/h）。但在噪音控制、運(yùn)營(yíng)經(jīng)濟(jì)性和環(huán)境影響方面，eVTOL展現(xiàn)出更大潛力。以天翎科L600為例，其在起降階段100米距離的噪音可以控制在56分貝以下，遠(yuǎn)低于傳統(tǒng)STOVL飛機(jī)，這使得eVTOL更容易被城市環(huán)境所接受。

4.3 技術(shù)融合與未來(lái)演進(jìn)

盡管存在差異，STOVL與eVTOL并非兩條平行線，而是在一定程度上呈現(xiàn)技術(shù)融合的趨勢(shì)。一方面，eVTOL借鑒了STOVL在氣動(dòng)布局、飛行控制等方面的成熟經(jīng)驗(yàn)；另一方面，STOVL也開(kāi)始吸收eVTOL的電力推進(jìn)和分布式動(dòng)力等新技術(shù)。

混合動(dòng)力技術(shù)是兩者交匯的典型領(lǐng)域。中國(guó)航發(fā)集團(tuán)展出的60千瓦級(jí)混合動(dòng)力系統(tǒng)，是一款渦噴式混合動(dòng)力系統(tǒng)，主要用于增程式eVTOL供電吊艙及1噸級(jí)eVTOL主動(dòng)力。這種混合動(dòng)力系統(tǒng)既保留了燃油發(fā)動(dòng)機(jī)的高能量密度，又結(jié)合了電動(dòng)推進(jìn)的控制靈活性，為垂直起降飛行器提供了新的技術(shù)選擇。

在控制技術(shù)方面，eVTOL借助人工智能和自主飛行技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了更高程度的自動(dòng)化。例如，沃飛長(zhǎng)空的AE200 eVTOL搭載了SVO1級(jí)輔助駕駛技術(shù)，有效提升運(yùn)營(yíng)本質(zhì)安全性1-2個(gè)數(shù)量級(jí)。這些先進(jìn)的自主控制技術(shù)未來(lái)也可能被STOVL飛機(jī)所借鑒，減輕飛行員工作負(fù)荷，提高任務(wù)執(zhí)行效率。

五、結(jié)論與展望

本文系統(tǒng)分析了短距垂直起降飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的典型構(gòu)型與控制技術(shù)，并對(duì)STOVL與eVTOL兩種垂直起降飛行器進(jìn)行了比較研究。從發(fā)展歷程來(lái)看，短垂推進(jìn)系統(tǒng)經(jīng)歷了從簡(jiǎn)單到復(fù)雜、從機(jī)械控制到綜合電子的演進(jìn)過(guò)程，其技術(shù)內(nèi)涵不斷豐富，系統(tǒng)集成度不斷提高。

未來(lái)短垂推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展將呈現(xiàn)以下趨勢(shì)：一方面，多電化和智能化將成為技術(shù)演進(jìn)的重要方向。隨著電力系統(tǒng)功率密度的提升，更多傳統(tǒng)機(jī)械傳動(dòng)和液壓作動(dòng)部件將被電機(jī)和電作動(dòng)器取代，從而提高系統(tǒng)響應(yīng)速度和可靠性。另一方面，自適應(yīng)控制和智能決策技術(shù)將使推進(jìn)系統(tǒng)具備更強(qiáng)的環(huán)境適應(yīng)性和故障容錯(cuò)能力，提高飛行安全性。

eVTOL技術(shù)的崛起為垂直起降飛行器的發(fā)展提供了新思路。雖然目前eVTOL在載荷、航程和速度等方面仍無(wú)法與STOVL飛機(jī)相提并論，但其在噪音控制、運(yùn)營(yíng)經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性方面的優(yōu)勢(shì)，使其在城市空中交通領(lǐng)域展現(xiàn)出廣闊前景。未來(lái)，隨著電池能量密度、電力推進(jìn)效率等關(guān)鍵技術(shù)的突破，eVTOL與STOVL的技術(shù)界限可能變得模糊，兩者在某種程度上實(shí)現(xiàn)技術(shù)融合與互補(bǔ)發(fā)展。

短距垂直起降飛行器作為航空技術(shù)的重要分支，將繼續(xù)在軍事和民用領(lǐng)域發(fā)揮不可替代的作用。通過(guò)持續(xù)的技術(shù)創(chuàng)新與系統(tǒng)優(yōu)化，短垂推進(jìn)系統(tǒng)將朝著更高效、更可靠、更智能的方向發(fā)展，為人類(lèi)提供更加靈活多樣的空中機(jī)動(dòng)能力。

&注：文章內(nèi)使用的及部分文字內(nèi)容來(lái)源網(wǎng)絡(luò)，部分圖片來(lái)源于航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，《推進(jìn)技術(shù) 45卷》，僅供參考使用，如侵權(quán)可聯(lián)系我們刪除，如需了解公司產(chǎn)品及商務(wù)合作，請(qǐng)與我們聯(lián)系?。?/span>

湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來(lái)持續(xù)學(xué)習(xí)與創(chuàng)新，成長(zhǎng)為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟(jì)等高科技領(lǐng)域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測(cè)試設(shè)備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競(jìng)爭(zhēng)力提供堅(jiān)實(shí)支撐。

公司總部位于長(zhǎng)沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號(hào)，株洲市天元區(qū)動(dòng)力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測(cè)、測(cè)試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過(guò)十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實(shí)現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標(biāo)測(cè)試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)、無(wú)人機(jī)、靶機(jī)、eVTOL等飛行器燃油、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實(shí)力。

公司已通過(guò) GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質(zhì)量管理體系認(rèn)證，以嚴(yán)苛標(biāo)準(zhǔn)保障產(chǎn)品質(zhì)量。公司注重知識(shí)產(chǎn)權(quán)的保護(hù)和利用，積極申請(qǐng)發(fā)明專(zhuān)利、實(shí)用新型專(zhuān)利和軟著，目前累計(jì)獲得的知識(shí)產(chǎn)權(quán)已經(jīng)有10多項(xiàng)。泰德航空以客戶需求為導(dǎo)向，積極拓展核心業(yè)務(wù)，與中國(guó)航發(fā)、中航工業(yè)、中國(guó)航天科工、中科院、國(guó)防科技大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等國(guó)內(nèi)頂尖科研單位達(dá)成深度戰(zhàn)略合作，整合優(yōu)勢(shì)資源，攻克多項(xiàng)技術(shù)難題，為進(jìn)一步的發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

湖南泰德航空始終堅(jiān)持創(chuàng)新，建立健全供應(yīng)鏈和銷(xiāo)售服務(wù)體系、堅(jiān)持質(zhì)量管理的目標(biāo)，不斷提高自身核心競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)，為客戶提供更經(jīng)濟(jì)、更高效的飛行器動(dòng)力、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等解決方案。