短距垂直起降飞机推进系统构型演进与控制技术研究：从机械传动到智能集成

短距垂直起降（Short Take-Off and Vertical Landing， STOVL）飞机简称短垂飞机，是一种能垂直或在很短距离内起飞和着陆的飞机。相比于常规飞机，短垂飞机对跑道的依赖更小，生存性更高，同时可以成为两栖攻击舰的载机，为登陆部队提供强大的空中掩护和支援。

短距垂直起降（STOVL）飞机作为固定翼飞机中的特殊品类，具有独特的飞行模式与推进系统需求。与常规飞机相比，STOVL飞机的核心优势在于其对跑道的极低依赖性，这使其特别适用于舰载作战、前沿基地部署等特殊场景。要深入理解短垂飞机对推进系统的特殊要求，首先需要系统分析其独特的飞行模式与工作特性。

一、短垂飞机工作原理及对推进系统的特殊要求

1.1 短垂飞机的飞行模式分析

短垂飞机的飞行作业周期可划分为四种典型模式，每种模式对推进系统均提出了截然不同的需求。短距起飞模式主要从两栖攻击舰或轻型航母上实施，飞机通过甲板滑跑，在气动升力与推进系统提供的直接升力共同作用下实现起飞。此模式下，推进系统需同时提供向前推力和部分向上升力，且需在低速状态下保持稳定运行。

水平飞行模式是短垂飞机的主要巡航状态，此时其气动特性与常规固定翼飞机类似，完全依靠机翼气动升力维持高度，各气动舵面作为主要控制执行机构。推进系统在此模式下专注于提供前飞推力，追求与常规飞机类似的高推进效率和燃油经济性。

垂直降落模式是短垂飞机最具挑战性的飞行阶段。在此模式下，传统气动舵面因缺乏足够气流而基本失效，飞机完全依赖推进系统产生的直接升力维持高度，并依靠推进系统的矢量推力或专用控制喷管实现姿态稳定与控制。这一模式对推进系统的控制精度、响应速度和可靠性提出了极高要求。

过渡飞行模式是连接受控飞行与垂直起降的桥梁，包括从水平飞行转为垂直降落的减速过渡过程，以及从垂直起飞转为水平飞行的加速过渡过程。此阶段最为复杂，气动控制面与推进系统控制力同时发挥作用，两者之间的控制权分配与协调至关重要，任何失调都可能导致飞行状态不稳定。

1.2 推进系统的特殊要求

基于短垂飞机的特殊飞行模式，其推进系统需满足一系列常规飞机推进系统所不具备的特殊要求。在功能要求方面，短垂推进系统必须在垂直起降阶段提供充足的升力以及三轴控制力矩，相当于在推进系统中集成了部分飞行控制功能。这使得推进系统不再是单纯提供推力的装置，而是转变为飞行控制的关键执行机构之一。

在热管理要求方面，短垂推进系统面临严峻挑战。以F-35B为例，其三轴承旋转喷管和升力风扇离合器等特有部件在工作过程中产生大量热量，需要专门的热管理系统进行冷却。特别是在模式转换过程中，离合器将承受极高的热负荷，摩擦产生的热量若不能及时散发，会导致部件性能下降甚至失效，直接影响飞行安全。推进系统的热管理已成为短垂飞机设计中不可或缺的考量因素。

不同构型的短垂推进系统还有其特定的构型要求。例如，F-35B采用的升力风扇构型需要从主发动机低压轴提取高达20,880kW的功率，这就要求主发动机在保持涡轮前温度不变的前提下，大幅提升低压轴的功率输出能力。而X-32B使用的共用型推进系统则需解决燃气回吸问题，即垂直起降时发动机排出的高温燃气被重新吸入进气道，导致发动机进气温度升高、性能下降，甚至引发喘振。

此外，短垂推进系统还需满足重量控制、可靠性和维护性等方面的特殊要求。由于增加了升力生成装置及其传动系统，短垂推进系统的结构重量通常高于同级常规飞机的推进系统，这需要通过创新设计和先进材料来缓解。同时，系统的复杂性也带来了可靠性挑战，必须在设计中充分考虑冗余备份和故障容限能力。

二、典型短垂飞机推进系统构型分析

自20世纪80年代末以来，超声速短距垂直起降飞机的推进系统主要发展为三种典型构型：复合型、共用型和组合型。这些构型各有其技术特点与优势劣势，通过对代表性机型的深入分析，可以更好地理解短垂推进系统的技术演进路径与设计权衡。

2.1 复合型推进系统：F-35B战斗机

F-35B闪电II战斗机的推进系统代表了当前短垂推进技术的最高水平，其采用了升力风扇+主发动机+矢量喷管的复合型构型。该系统的核心组成部分包括：F135-PW-600涡扇发动机、对转升力风扇、滚转控制喷管和三轴承旋转喷管。

在垂直起降模式下，F-35B的对转升力风扇由主发动机低压轴通过离合器驱动，产生约8，000公斤的垂直升力；三轴承旋转喷管向下旋转95度，提供约7，800公斤的推力；同时位于机翼上的滚转控制喷管提供稳定的滚转控制力矩。这种力量分配使得F-35B能够实现稳定的垂直起降操作。升力风扇的设计巧妙之处在于其对转结构有效消除了单个大尺寸风扇产生的反扭力矩，减少了需要额外平衡措施的负担。

F-35B推进系统的控制实现了高度综合化。数字式飞控系统根据飞行员指令及飞行状态，自动协调发动机油门、升力风扇离合器、矢量喷管角度和滚控喷门开度等多个变量，大幅减轻了飞行员的工作负荷。值得一提的是，F-35B的推进系统在平飞状态下几乎不带来额外的重量惩罚，这是因为升力风扇进口的可关闭舱盖有效保持了飞机的气动外形。

2.2 共用型推进系统：X-32B技术验证机

波音公司为联合攻击战斗机竞争开发的X-32B验证机采用了直接升力的共用型推进系统方案。该构型的核心特点是主发动机同时提供升力和推力，无需专门的升力装置。X-32B使用一台普惠F119-SE614涡扇发动机，配合独特的矢量喷管和引射增升系统。

在垂直起降状态下，X-32B的矢量喷管向下旋转90度，发动机全部推力被用于产生升力。为解决单一推力源带来的姿态控制难题，特别是俯仰和滚转控制，X-32B设计了一套引射增升系统：发动机高压压气机引出的气流通过管道输送到机身前、后和侧方的喷口，喷出后引射周围空气，形成引射效应，不仅能提供控制力矩，还能增加总升力约15%。

然而，X-32B的共用型推进系统面临严峻的燃气回吸挑战。发动机排出的高温燃气在地面效应作用下循环流动，容易被重新吸入进气道，导致进气温度升高、发动机性能下降。针对这一问题，X-32B在进气道设计中考虑了燃气抑制特性，但测试中仍发现其问题比F-35B的升力风扇构型更为明显。这也是波音在JSF竞争落败后，对共用型推进系统进行反思的重要一点。

2.3 组合型推进系统：Yak-141战斗机

苏联雅克夫列夫设计局开发的Yak-141（原名雅克-41）是组合型推进系统的典型代表，也是世界上首款实现超音速飞行的短垂战斗机。该机采用升力/巡航发动机+专用升力发动机的组合构型，包括一台R-79V-300升力/巡航发动机和两台RD-41升力发动机。

Yak-141的R-79V-300主发动机安装在机身中部，配备了一个可向下旋转95度的矢量喷管，在垂直起降时提供向下的推力。两台RD-41升力发动机则垂直安装在座舱后部的机身内，专门为垂直起降提供额外升力。这种分工明确的组合设计使Yak-141在垂直起降状态下具有充足的升力储备，整机推重比超过1.2。

在控制方面，Yak-141配备了一套自动姿态稳定系统，通过调节各发动机的推力以及主发动机喷管的偏转来实现稳定的垂直起降操作。值得一提的是，Yak-141的升力发动机进气道设计巧妙，仅在垂直起降时打开，平飞时关闭以减小阻力，这种设计在一定程度上缓解了组合型推进系统固有的死重问题。

然而，Yak-141的组合构型也存在明显缺陷。两台专用的升力发动机在平飞时成为无用的死重，严重影响飞机的航程和载荷能力；升力发动机工作时产生的高温燃气更容易被主发动机吸入，造成进气畸变；系统复杂性高，维护保障难度大。这些因素共同导致Yak-141项目最终未能投入批量生产。

三、短垂推进系统控制技术发展

短距垂直起降飞机的推进系统控制技术是其安全可靠运行的核心保障。随着航空技术的发展，短垂推进系统控制从最初的简单机械联动，逐步发展到当今的高度综合数字控制，其技术内涵不断丰富，系统复杂性也随之增加。

3.1 进气道流动控制技术

进气道作为推进系统的前端部件，其性能直接影响整个推进系统的工作效率与稳定性。对于短垂飞机而言，进气道需要在从悬停到超音速飞行的宽广范围内稳定工作，这对其流动控制提出了极高要求。特别是超紧凑蛇形进气道在军用飞行器中的应用，对隐身性能和轻量化的追求导致了其内部流动的复杂性大幅增加。

被动流动控制技术在进气道设计中应用广泛，其中涡流发生器是最为典型的代表。研究表明，在超紧凑蛇形进气道第二弯后合理布置涡流发生器，能使周向总压畸变指数从11.7%大幅降低至2.3%，显著改善了出口气流品质。涡流发生器通过将低能流均匀分布在外围，有效削弱边界层分离，使进气道出口压力分布更加均匀。然而，这种被动控制类似于"开环控制"，只在特定工况下有显著效果，当偏离设计状态时无法根据实际情况调节控制参数。

主动流动控制技术则展现出更强的适应性。靖建朋等采用边界层抽吸技术对蛇形进气道进行的试验研究表明，在抽吸量为主流流量4.3%的条件下，进气道总压恢复系数可提高约2.6%。中国空气动力研究与发展中心的达兴亚团队对超紧凑蛇形进气道开展的微射流控制研究则显示，仅消耗不超过主流流量0.65%的气流，就能使进气道内流动分离得到有效抑制。更为先进的是，该团队还开发了一套反馈控制系统，使用动态压力传感器感知进气道出入口气动参数，能基于飞行条件变化调整喷射速率，最大化控制效果。

组合流动控制是当前进气道技术的前沿方向。美国NASA格伦研究中心开发的第一代组合流动控制系统，将微型叶片与位于其下游的微射流结合，在满足设计压力恢复和畸变目标的前提下，仅需引用1%-2%的发动机气流进行微射流控制。为克服微型叶片使用寿命短、易损坏的问题，该团队进一步改进使用了强度更高、寿命更长的楔形涡流发生器作为被动控制装置，通过向涡流发生器产生的漩涡中注入少量高压气流实现主被动组合流动控制。

对于高速飞行状态下的进气道，激波/边界层干扰控制尤为重要。宽域飞行器进气道在工作过程中，唇罩激波的入射点及强度会发生较大变化，使得传统的流动控制方法面临严峻挑战。边界层泄流技术作为超声速进气道的典型控制方法，通过在多区独立放气的分布式泄流技术方面取得进展，有效抑制了激波诱导的边界层分离。南京航空航天大学开发的可调频振荡式微型涡流发生器则代表了涡流发生器技术的新方向，该装置在无需流动控制时可嵌入进气道壁面内，避免额外阻力；当需要控制时通过高频往复振荡诱导出强度更高的脉动涡系，增强控制效果。

3.2 发动机与矢量喷管集成控制

短垂飞机推进系统的核心挑战在于发动机与矢量喷管的高度集成控制。传统航空发动机控制主要关注推力调节，而短垂飞机的推进系统还需统筹管理矢量喷管方向、升力风扇离合器等多个执行机构，其控制系统复杂度呈指数级增长。

F-35B的F135发动机控制系统是集成控制的典范。该系统采用全权限数字电子控制（FADEC）架构，不仅管理主发动机的工作状态，还协调控制升力风扇的离合、三轴承旋转喷管的偏转以及滚转控制喷门的开闭。在模式转换过程中，FADEC系统根据飞行状态自动调整各部件的工作参数，确保推力和升力的平稳过渡，避免因推力突变导致飞行高度剧烈变化。

针对发动机与矢量喷管的协调控制，现代短垂推进系统普遍采用最优控制理论与自适应算法。系统通过实时监测发动机转速、涡轮前温度、矢量喷管角度等关键参数，基于预设的控制律分配各执行机构的动作。当检测到系统性能退化或部件故障时，控制系统能自动调整控制策略，实现故障自适应能力，提高系统的生存性。

在X-32B的推进系统控制中，引射喷门的协调控制是技术难点之一。系统需要根据垂直起降时的姿态变化，精准调节前后引射喷门的气流量，以维持飞机的俯仰平衡。这要求控制系统不仅响应迅速，还需具备较强的抗干扰能力，能够克服地面效应、燃气回流等环境因素的影响。

3.3 飞发一体集成控制技术

短垂飞机控制的最高境界是实现飞行控制与推进控制的高度融合，即"飞发一体"控制。在这种架构下，飞机操纵系统与推进控制系统不再是独立的个体，而是整合为统一的控制平台，共同响应飞行员的操纵指令。

STOVL飞推一体集成控制的核心思想是将推进系统视为飞行控制系统的执行机构之一。当飞行员操纵驾驶杆时，信号不仅传递给气动控制面，也发送给推进系统的相关部件。例如，在垂直降落状态下，飞行员的俯仰操作会转化为升力风扇推力与矢量喷管推力的微调，以及滚转控制喷门的相应动作；而在平飞状态下，相同的操作则转化为平尾和升降舵的偏转。

实现飞发一体控制面临诸多技术挑战，首当其冲的是控制权限分配问题。在不同飞行阶段，气动控制面与推进系统的控制效率差异巨大，系统需要根据飞行状态智能分配两者的控制权重。例如，在过渡飞行阶段，随着空速的增加，气动控制面的效率逐渐提升，推进系统的直接控制作用相应减弱，控制系统需实现两者之间的无缝交接。

另一个挑战是系统延迟的控制。推进系统的响应速度通常远慢于气动舵面，发动机转子加速、矢量喷管偏转都需要一定时间，这种延迟可能导致控制时机误差，影响飞行品质。为解决这一问题，先进的控制系统引入了预测控制算法，基于当前状态和指令预测系统未来的响应，提前发出控制信号，补偿延迟带来的影响。

现代短垂飞机的飞发一体控制系统普遍采用多环路控制架构。内环负责基础稳定，通过高频率的传感器反馈维持飞机姿态；外环实现轨迹跟踪，将飞行员的指令转化为实际的飞行路径。这种分层结构既保证了控制的精确性，又提供了良好的飞行员操纵体验。

四、STOVL与eVTOL的技术关联与差异

随着低空经济的兴起，电动垂直起降（eVTOL）飞行器近年来受到广泛关注。eVTOL与STOVL飞机在垂直起降能力方面具有相通之处，但在技术路径、应用场景和发展阶段等方面存在显著差异。深入比较两者的关联与区别，有助于更好地把握垂直起降飞行器的技术发展方向。

4.1 技术原理与实现路径

从技术原理角度看，STOVL与eVTOL都致力于解决垂直起降与高效巡航之间的矛盾，但选择了不同的技术路径。传统STOVL飞机以燃油动力为基础，通过复杂的机械传动和气流控制实现垂直起降；而eVTOL则主要依靠电力推进，采用分布式电动旋翼实现升力与推力的生成与控制。

在推进系统构型上，STOVL飞机发展出了共用型、组合型和复合型三类成熟构型，其共同特点是以一台或少数几台大功率发动机为核心，通过机械传动或气流引射实现推力矢量化。而eVTOL的构型更为多样，主要包括多旋翼型、复合翼型和倾转构型等。其中倾转构型eVTOL与STOVL飞机的技术理念最为接近，两者都通过改变推力方向实现垂直起降与水平巡航的转换。

倾转技术是STOVL与eVTOL共同的关键技术，但具体实现方式有所不同。STOVL飞机如F-35B采用三轴承旋转喷管实现推力矢量化，而eVTOL如天翎科L600"空中专车"则采用倾转涵道翼设计。涵道翼构型具有安全性高、噪音低的优势，桨叶被包容在涵道内，即使发生故障也不会向外飞出，同时涵道壁能有效减小桨尖涡流噪声。这些特性使eVTOL更适合在城市环境中运营。

4.2 应用场景与发展阶段

STOVL与eVTOL在应用场景上既有交集又各有侧重。STOVL飞机主要面向军事应用，如舰载航空兵、前沿基地作战等，追求的是超音速巡航、高机动性和强大作战能力。而eVTOL则专注于民用领域，如城市空中交通（UAM）、低空旅游、应急救援等，强调的是经济性、环保性和乘坐舒适性。

从发展阶段来看，STOVL技术已经成熟并投入实战部署，F-35B已成为多国海军陆战队的主力装备。而eVTOL仍处于商业化落地冲刺期，全球已涌现超过200家相关企业，但多数产品仍在测试或试点运营阶段。政策层面，中国民航局、美国FAA和欧洲EASA等机构已开始制定eVTOL的适航标准，为行业扫清制度障碍。

在性能指标上，STOVL飞机目前仍占据明显优势。F-35B的巡航速度可达Ma1.6，远超eVTOL的巡航速度（通常为180-360km/h）。但在噪音控制、运营经济性和环境影响方面，eVTOL展现出更大潜力。以天翎科L600为例，其在起降阶段100米距离的噪音可以控制在56分贝以下，远低于传统STOVL飞机，这使得eVTOL更容易被城市环境所接受。

4.3 技术融合与未来演进

尽管存在差异，STOVL与eVTOL并非两条平行线，而是在一定程度上呈现技术融合的趋势。一方面，eVTOL借鉴了STOVL在气动布局、飞行控制等方面的成熟经验；另一方面，STOVL也开始吸收eVTOL的电力推进和分布式动力等新技术。

混合动力技术是两者交汇的典型领域。中国航发集团展出的60千瓦级混合动力系统，是一款涡喷式混合动力系统，主要用于增程式eVTOL供电吊舱及1吨级eVTOL主动力。这种混合动力系统既保留了燃油发动机的高能量密度，又结合了电动推进的控制灵活性，为垂直起降飞行器提供了新的技术选择。

在控制技术方面，eVTOL借助人工智能和自主飞行技术，实现了更高程度的自动化。例如，沃飞长空的AE200 eVTOL搭载了SVO1级辅助驾驶技术，有效提升运营本质安全性1-2个数量级。这些先进的自主控制技术未来也可能被STOVL飞机所借鉴，减轻飞行员工作负荷，提高任务执行效率。

五、结论与展望

本文系统分析了短距垂直起降飞机推进系统的典型构型与控制技术，并对STOVL与eVTOL两种垂直起降飞行器进行了比较研究。从发展历程来看，短垂推进系统经历了从简单到复杂、从机械控制到综合电子的演进过程，其技术内涵不断丰富，系统集成度不断提高。

未来短垂推进系统的发展将呈现以下趋势：一方面，多电化和智能化将成为技术演进的重要方向。随着电力系统功率密度的提升，更多传统机械传动和液压作动部件将被电机和电作动器取代，从而提高系统响应速度和可靠性。另一方面，自适应控制和智能决策技术将使推进系统具备更强的环境适应性和故障容错能力，提高飞行安全性。

eVTOL技术的崛起为垂直起降飞行器的发展提供了新思路。虽然目前eVTOL在载荷、航程和速度等方面仍无法与STOVL飞机相提并论，但其在噪音控制、运营经济性和环保性方面的优势，使其在城市空中交通领域展现出广阔前景。未来，随着电池能量密度、电力推进效率等关键技术的突破，eVTOL与STOVL的技术界限可能变得模糊，两者在某种程度上实现技术融合与互补发展。

短距垂直起降飞行器作为航空技术的重要分支，将继续在军事和民用领域发挥不可替代的作用。通过持续的技术创新与系统优化，短垂推进系统将朝着更高效、更可靠、更智能的方向发展，为人类提供更加灵活多样的空中机动能力。

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