研制背景及设计思想：

　　航空工业是高技术密集型产业，其中集合了大量的高新技术。一种型号飞行器的研制是一个不断积累研究经验的过程，其过程中需要进行大量的基础理论实验和工程验证试验。目前在航空领域有两种研究体制，即以俄罗斯、欧盟、中国等为代表的型号牵引型航空工业和以美国为代表的技术牵引型航空工业。前者主要围绕型号工程开展，在型号开发过程中不断进行技术攻关，从而取得航空技术的不断进步；而后者在开展型号研制之外，依托健全的科学实验体制，进行一系列不是针对具体型号而是以积累技术储备为目的的工程项目。这两种研究体制都有各自的优势和特点，型号牵引型机制结构紧凑，研究成果短期效果明显，而且资金投入指向明确，有较高的投入产出比。但这种机制容易产生对工程项目的过度依赖，基础研究投入较少，在原理和技术创新方面动力不足。而且型号牵引的短期成果并不能使一个国家的航空工业具备巨大的研究潜能和知识的战略性积累，尤其在以前位涉足过的研究领域，通常会有技术储备几乎为零的尴尬情况。技术牵引型研究机制以技术进步和创新为导向，在资金投入有保障的情况下，可以从战略上提高国家航空工业的潜在研究能力，尤其在基础研究方面，可以形成健全的科研机制，在遇到新问题新挑时有较大的研究动力。这种机制有利于形成深厚的技术储备，能对未来的型号研制的高效进行打下良好的技术基础。不过这种研究机制的建立是需要一定条件的，尤其是考虑到其投入产出周期特别长，短期效果不明显，而且投资风险较大，造成经济门槛过高，所以大部分国家无法采用这种研究机制。不过目前世界各国，尤其是航空大国都在逐步重视 以实验为先导的准技术牵引机制的建立，也只有不断增加在航空技术 基础实验方面的投入，才能形成深厚的技术储备。如果说研究机制的 选择是从战略角度进行的考虑，那么从硬件角度看技术牵引机制最大的特点就是拥有规模庞大的验证机体系。美国的X系列验证机在其航空工业的发展中起到了举足轻重的作用，大部分现役型号都脱胎于验 证机，而且很多前沿的技术开发都是在验证机上进行的。所以，技术 牵引机制的硬件建设关键点就是验证机体系的建立。不过，要建立健全的验证机体系是一项投资庞大且消耗可观的工程。大多数国家无法形成真正的技术牵引机制瓶颈也就在验证机的研制上。

　　目前我国的航空工业还有很多领域的研究处于刚起步甚至空白状态，要赶上国际航空工业的发展步伐，必须从大量的实验中取得大量的技术积累，建立健全的实验体系，才能从根本上把航空技术的进步步伐掌握在自己手中。长期以来我国也适应了一套以型号为研究目的的航空工业体系，重视短期内的成果，有限的资金只能投入到几个重点工程项目中，但在一些前沿的技术领域就很少有较大的进步。所以在很多研究方向上我国与世界航空强国会出现“代”的差距。从战 略角度考虑，我们极有必要建立健全的实验体系，表现在硬件方面就 是验证机的需求十分迫切；但另一方面过大的资金需求又不允许庞大 验证机体系的全面建设，只能选择重点项目进行重点投资。

　　以上矛盾的解决关键在于找到验证机开发和资金投入的平衡点， 在资金投入有限的情况下高效地开发验证机，在风险可承受范围内逐 步的向技术牵引机制过渡。为了降低验证机的开发成本，降低风险， 模块化思想是一种有参考价值的研究思路。由于验证机往往只侧重某 一方面的科研目的，所以制造一架验证机时并没有必要在验证机整体 上进行全面的重新设计，只需要更改重点结构，就可以在更改范围最 小的前提下完成实验目的。这样对验证机机体结构的重用是模块化思 想的一种体现。基于这一设计思想，本文提出了“空中实验室”模块 化系列验证机。该系列验证机的设计前提是：假设需要进行的一系列 实验项目对机体的变动要求主要集中在机翼气动布局和动力系统布 置方面，对机身变化不敏感，即机身可成为各模块中的稳定组成部分。 下面本文将以固定翼气动布局验证机和可偏转旋翼验证机为例，对 “空中实验室”模块化系列验证机进行具体介绍。

　　模块化复杂气动布局验证机：

　　模块化复杂气动布局验证机是一种采用模块思想进行开发的组 合式验证机，不同的气动布局采用统一的机身，通过对鸭翼、主翼和 发动机的不同组合实现高速巡航布局、混合前掠翼布局和混合连翼布 局，不同的布局方式分别用于超音速飞行、跨音速飞行和亚音速飞行 的相关实验。由于不同的方案最大限度地实现了结构通用，使该系列 验证机的开发成本降低，从而可以减少整个飞机项目的研发投入。同 时，机身上的灵活连接部件为验证机的改型预留了巨大的空间。模块 化复杂气动布局验证机还可以作为动力设备、新材料、航空电子技术、 生命保障系统等一系列关键技术的空中试车台。

　　机身模块采用细长型升力机体，机身与边条翼融合。采用大边条 设计，边条从机头发展，一直延伸到机身尾部。整个机身下表面平滑，

　　上表面隆起，结合平滑融合的边条翼，在飞行中整体产生升力。机头 略微下垂，使飞行员具有良好的视野。在机身前段机背隆起，后段过 渡为扁平形，这种设计的目的是使机身符合面积率，有利于从亚音速 进入超音速，同时隆起的机身有利于增大机内空间，方便各种实验设 备的布置。边条翼在飞机起飞和降落阶段有提高操纵灵活性的作用， 在大迎角飞行状态下，边条翼可以提高大迎角下的飞行性能。 在机身前段有鸭翼接口，用于不同鸭翼方案的组合；中段有主翼 接口，用于不同主翼方案的组合；在机身腹部设有进气道接口，用于 机腹进气布局的实现。整个机身都由平滑曲面过渡，可以有效降低阻 力。机身采用大跨度复合材料整体成型技术，可用于实验这种材料成 型技术在飞机制造领域的可行性，这也是目前客机机身加工的前沿课 题。大块的机身模块整体成型有利于减少机身的装配工作量，同时也 有利于增加机身的整体强度。在材料重量下降、连接件数量减少的情

　　况下，整体复合材料机身有利于提高整机的推重比，从而提高飞机的 机动性。机身作为模块化复杂气动布局验证机的基础模块，必须具有 较大的改装潜力。为实现不同气动布局机翼在机身上的连接，机身留 有的鸭翼、主翼和垂尾接口部分是可以根据具体情况进行小范围调整 的。起调整的方面主要是接口尺寸、材料、形态结构，这样才能适应 不同机翼结构的连接需求。而接口结构本身可以加工成接口系列标准 件，同时机翼的连接部分根据这些标准进行设计。这样可以最大限度 的提高机身的通用性，也有利于降低成本。假设需要实验一种本文三 种气动布局以外的新方案时，就可以在机身上装配相应的连接接口， 组装上新的机翼和垂尾以及发动机短舱，就可以很容易的实现飞机整 体气动布局的变化。

　　高速方案

　　高速方案的特点是在机身前段安装后掠鸭翼，鸭翼与机身间采用 切尖梯形翼连接。主翼采用用双三角后掠形式，内段后掠角大于外段。 采用后掠翼型主要是考虑飞机工作在超音速状态时后掠布局是推迟 激波产生的成熟方案。同时，鸭翼和主翼之间可以实现旋涡的耦合作 用，实现主翼升力的增加。鸭翼和主翼为远距耦合布局，有利于在起 飞时提供较大的抬头力矩。垂尾采用直立单垂尾，垂尾根部在机身上 有较长接合面，使垂尾具有一定后掠角。为了满足超音速飞行对发动 机大推力的需求，动力系统采用四发双侧翼根布局，每侧各两台。进 气道均为后掠唇口，可以满足高速飞行时大俯仰角下的进气需要。发 动机为小涵道比涡扇发动机，可以使全机推重比接近1，实现马赫数 1.5左右的超音速巡航。

　　在高速方案中鸭翼和主翼采用远距耦合，这种设计有利于实验鸭 翼对飞机俯仰姿态的控制规律以及鸭翼在复杂气流环境下对主翼表 面涡流的影响。其实验成果对进一步优化战斗机鸭式气动布局有较大

　　帮助。同时，根据目前国际上提出的几种超音速客机方案，鸭式布局 成为一种新趋势。所以，利用高速方案的远距耦合鸭式气动布局也可 以进行一系列超音速大飞机的预研工作。由于前端鸭翼产生的涡流影 响的主翼区域有限，所以如果要充分利用鸭翼和主翼之间涡流有利耦 合的影响，就应当采用低展弦比的后掠翼型。来自前端鸭翼的气体涡 不仅会打在主翼上，同时也会对发动机进气道产生影响。由于大部分 采用鸭式气动布局的战斗机都是机腹进气或两肋进气的，所以鸭翼的 涡流不易对发动机产生巨大影响。但未来的民航超音速客机由于振动 噪音等方面的限制，不能将发动机布置在机腹或两肋，但又要采用鸭 式布局，所以在两侧进气的鸭式布局上展开实验是很有价值的。前端 鸭翼的产生的涡流对主翼上的涡流脱体有抑制作用。基于这一现象， 可以设想该涡流也可以对发动机进气道流场进行约束，通过合理的鸭 翼布局，高速巡航时能够有效地在发动机前组织健全的进气流场，对 发动机的运行十分有利。这一设想就可以通过在高速方案验证机上的 实验进行验证。考虑到每侧的两台发动机都需要受到鸭翼涡流的影 响，所以发动机改变了传统的横向并排布局，采用了纵列式，这样鸭 翼涡流就能最大限度地影响每侧的两台发动机。

　　高速方案主要用于验证超音速大型飞机的可行性和相关技术参 数，其成果可以为大型超音速客机、运输机、轰炸机的研制打下基础。 同时，高速方案也是很好的小涵道比涡扇发动机测试平台，即可作为 新型小涵道比涡扇发动机的空中试车台。

　　混合前掠翼方案

　　混合前掠翼方案的特点是在机身前段安装联接式组合鸭翼。连接 式组合鸭翼是用于新型鸭翼布局的实验，连翼式鸭翼综合了后掠鸭翼 和前掠鸭翼各自的优点，并且提高了翼身的强度，减弱了鸭翼在高速 和乱流中产生的颤振。在鸭翼未端还安装有翼稍帆片，可以有效地改 善鸭翼上、下表面的流线偏斜，抑制翼尖涡的扩大，减小鸭翼翼尖涡 对主翼的不利影响，同时巩固鸭翼翼身旋涡与主翼漩涡之间的有利耦 合。机身中段安装后掠直翼梁，机身后段安装大面积组合式前掠翼。 前掠翼中部为大面积菱形翼，主要起切尖梯形翼的作用。主翼外段为 前掠翼，前掠角与菱形翼副翼延长线夹角保持一致。采用前掠翼主要 是为了利用前掠翼的以下优点：跨音速阻力低，操纵性好；升力系数 大；跨音速巡航航程程增加；过失速机动性能优越。

　　混合前掠翼方案中鸭翼部分和主翼部分都是混合翼型。其中鸭翼 部分的后掠段为处于水平面，而前掠翼段的翼根处带有上反角。这样 的设计是考虑到两台发动机位于机背，发动机进气口进气环境受前端 鸭翼脱体涡影响很大。部分气流在发动机进气道前已经分离，造成进 气效率下降，影响发动机性能。如果把前端鸭翼的前掠段翼根改为带 有上反角，一方面可以避免翼后脱体涡打在发动机上，另一方面为前 端后掠翼的有利涡流顺利的穿过前掠段，从而在发动机前形成有利的 涡流，将气体约束在机体表面，推迟附面层的分离，有利于提高发动 机的进气效率。同时机身隆起表面与发动机唇口共同构成无附面层进 气道，使附面层从进气道两侧滑出，防止附面层进入发动机内，提高 进气效率。从鸭翼后端脱离的涡流一部份用于约束发动机前的进气流 场，另一部分向外延伸，与主翼构成有利耦合，提高主翼的效率。由 于主翼是前掠翼，气体涡趋向翼根，所以鸭翼的有利涡流也应当趋向

　　翼根才能与主翼涡流相遇。要使鸭翼涡流趋向翼根，就应当采用前掠 翼，这就是鸭翼有后掠翼和前掠翼联合的原因。后掠段用于产生发动 机进气有利涡流，前掠翼用于形成主翼有利耦合涡流。同时，这种连 接结构也有利于增大鸭翼的强度，提高鸭翼的载荷，对鸭翼效能的充 分发挥有利。

　　机身中段的后掠梁与前掠翼根部接合，使前掠翼支点外移，避免 了前掠翼易颤振易上反的缺点，加强了主翼的结构。鸭翼同样与主翼 有远距耦合的作用。发动机矩舱布置在菱形翼翼根处。由于前掠翼方 案主要用于实验跨音速性能，所以动力系统为两台小涵道比涡扇发动 机，每侧各一台。发动机进气道采用前掠唇口。进气口与机身隆起的 鼓包共同构成DSI进气道，可以用于验证无附面层进气的相关机理。

　　前掠翼方案主要用于跨音速飞行的相关机理研究，其实验理论性 较强，如激波研究、声障研究、气体附面层研究、热力学附面层研究 等领域。其研究成果对飞机过失速大迎角特性的提高也有重要意义。

　　混合连翼方案

　　连翼布局是近几年兴起的一种气动方案，目前主要的使用对象是 无人机。连翼具有其特殊的优势，主要表现在前掠与后掠翼的机械连 接既可以使两种机翼的特点得到发挥，又可以将强机翼强度，尤其是 前掠翼的强度。前掠翼在亚音速和跨音速范围内具有较好的气动性 能，但当飞行速度进一步增加时，前掠翼有严重的上反效应，会导致 机翼严重颤振。通过连翼的方法可以用后掠翼固定前掠翼中段，使前 掠翼支点外移，可有效的抑制前掠翼的上反效应。但将两种机翼连接 后也会带来一些问题。其中比较突出的就是连接处破坏了原有的翼面 形状，降低了机翼的效率。为了解决连翼方案的这一问题，在混合连 翼方案中，采用了远距耦合鸭翼的设计，使鸭翼的涡流打在连翼的连 接处，将连接处的气动影响限制在较小范围内，同时抑制连接处的复 杂附面层破坏主翼表面的正常涡流。

　　连翼采用的是大展弦比的设计，主要是想通过这一方发挥连翼增 加航程的性能。大展弦比机翼本身就有较好的延程特性，但不能适应 高速飞行。采用连翼后，大展弦比机翼的强度大大增加，在高速飞行 时展长较大的机翼不会因为过度颤振而降低效率，这样就可以在大航 程和高航速之间找到平衡点。在后掠翼和前掠翼之间还安装有大容积 油箱。这种雪茄形油箱可以增大飞机的载油量，同时油箱本身作为连 接部件将后掠翼和前掠翼连接起来，在前掠翼上又增加了一个支点， 进一步提高了机翼的强度。将油箱布置在远离机身的地方，可以提高 飞机的安全性。即使飞机迫降在跑道上，油箱起火后也不会直接殃及 机身内部，为逃生争取了宝贵的时间。同时将油箱独立出来也可以实 验一种新的机翼结构，即翼内无油箱结构。燃油全部存储在两个油箱 中，机翼内部的空间可以被用来安装新的作动设备，为自适应变结构 机翼的研制打下基础。

　　混合连翼方案采用了机腹进气方式，在发动机舱中部安装有一对 腹鳍翼，可提高飞机的横向稳定性，结合外置的油箱设计，该方案可 以被改装成稳定的空中加油平台。

　　混合连翼方案主要用于大展弦比大航程亚音速飞机的实验，其成 果可用于亚音速干线客机、运输机、预警机、加油机的研制。同时， 连翼布局也有利于连翼前后段机翼相互影响机理的研究。

　　模块化可偏转旋翼验证机：

　　可偏转旋翼飞机结合了固定翼飞机和直升机两方面的优势，在实 现垂直起降的同时还可以实现平飞。由于受到旋翼的限制，直升机的 航速最高只有400千米每小时，而固定翼涡桨飞机可以很容易地飞到 500千米每小时。直升机在作业时有70%的时间在进行平飞，只有不 到30%的时间在进行垂直飞行。可偏转旋翼机正是利用可偏转的旋翼 将涡桨飞机的高巡航速度和直升机的垂直起降性能进行了综合，提高 了飞机的效率和灵活性。可偏转旋翼飞机的应用前景相当广阔，无论 是民用的救生、运输，还是军用的侦查、预警、垂直机降等等，都需 要依赖可偏转旋翼机的独特性能，在垂直起降和水平高速飞行之间找 到最佳的结合点。我国在可偏转旋翼机方面还没有进行过专门的大规 模研究，但国民经济建设和国防建设又十分需要用到可偏转旋翼飞 机，所以进行这类飞机的实验需求是很迫切的。在没有像贝尔和波音 那样具备丰富旋翼机研究经验的机构的情况下，可偏转旋翼机需要有 多种方案，实验各种不同的可偏转旋翼布局，从中总结各种可偏转旋 翼的特点，积累这方面的技术，为具体的可偏转旋翼机型号的开发打 下基础。需要多种方案，又需要节约成本，模块化验证机的设计思想 可以在这里得到应用。目前世界上惟一投入使用的可偏转旋翼机是美 国的V-22“鱼鹰”，其结构特点是在飞机重心附近布置平直机翼，翼 端连接可偏转发动机，采用三片式直升机桨叶，桨叶直径较大。这种 设计使“鱼鹰”的飞行性能有很多约束。由于动力系统在飞机重心附 近，所以“鱼鹰”的搭载方案就要受到限制，飞机对重心位置的变化

　　十分敏感。同时，“鱼鹰”的两台可偏转发动机一般是同轴旋转的， 操作中不会将两台发动机异步转动，致使飞机的机动动作比较单一。 在平飞过程中，只能靠机翼上的控制面进行机动。但由于受到翼端连 接发动机的影响，“鱼鹰”的机翼较短，控制面的效率有限。所以， 总体上说，“鱼鹰”是可偏转旋翼机的基本功能实现型号，其并不是 旋翼机的最终状态。所以，在采用模块化思想设计可偏转旋翼机时就 应当在“鱼鹰”的基础上有所改进，尤其是在提高可偏转旋翼机机动 性方面，有很多研究可以进行。模块化可偏转旋翼机同样采用了通用 的机身，把机身作为基本模块，在主翼接口和发动机接口上连接不同 的主翼和发动机，实现不同的可偏转旋翼机设计方案。

　　模块化可偏转旋翼机的机身有两种基本结构，一种是可动尾部机 身，另一种是固定尾部机身。两种机身都分别可以连接不同的主翼和 发动机方案，形成各自的可偏转旋翼机系列。两种不同的机身前端是 完全相同的，都采用了典型的亚音速通用飞机机身，细长系，机腹有 起落架收放舱，主翼接口。在机身头部上方和下方分别留有改装设备 舱，为以后增加电子设备提供接口。两种机身的主要区别在后段机身。 可动尾部机身后段装有重型旋转机构，可以将机尾整体进行驱动旋 转，机尾装有两台涡扇发动机，当机尾向下偏转是发动机产生向下的 作用力，起到飞机提供垂直升力的作用。尾部固定式机身较为简单， 典型的跳板式运输机机尾，尾部有舱门，共货物装运。两种机身在改 装成各种可偏转旋翼飞机时都需要做局部的改动，如增加垂尾、传动 轴、尾喷管、风扇等等，但主体结构没有变化，可实现模块化组装。

　　在改装成重型运输型号时，机身中段可增加一个附加段，增长的机身 有更多的机内空间。

　　翼内风扇方案

　　翼内风扇方案的特点是在可动尾部机身的中段安装大展弦比机 翼，机翼根部带有上反角，机翼内安装升力风扇，风扇由机身中段的 主发动机驱动，动力通过发动机两侧的传动轴传递给两侧机翼内的风 扇。该型号的垂直起降飞机并不属于旋翼机，但它使用了尾部可动的 基本机身模块，所以在本文中把它归为可偏转旋翼机系列(后文的矢 量推进方案同理)。翼内风扇方案的主翼根部有一定的上反角，主要 是为尾部的两台涡扇发动机提供畅通的进气流道。在飞机处于平飞状 态的时候，掠过主翼的气流在翼面形成涡流。与普通固定翼飞机不同 的是，由于在机翼内装入的风扇，风扇导致翼面涡流分布剧烈变化， 可能形成两侧不对称的恶性脱体涡。如果这两股不规则涡流被后端的 发动机吸入，极易造成发动机在空中发生喘振等严重的事故。将主翼 翼根向下弯折一个角度，通过适当的控制，可以使翼面不规则涡流向

　　下运动，绕开发动机进气道，对发动机正常运行有利。当翼面形成不 对称涡流时，可以通过将尾部旋转一个角度，两台涡扇发动机产生向 下的推力，补偿由于主翼气流不对称产生的不稳定力矩，实现飞机的 稳定控制。

　　翼内方案的工作方式是：起飞时机身中部的主发动机驱动两侧的 翼内风扇产生主要的上升推力，同时尾部的两台发动机启动，尾部下 倾，发动机尾喷口向下，产生辅助升力。当飞机到达指定高度，由垂 直改平飞时，主发动机动力输出减少，但仍然驱动风扇产生辅助升力。 机身尾部逐渐转到水平，飞机加速，主翼开始产生主要升力。尾部发 动机产生主要推力。当飞机需进行滚转机动时，一方面主翼翼面控制 面错动产生滚转力矩，另一方面主发动机通过对两端的翼内风扇不对 称变速实现额外滚转力矩的产生。

　　四发偏转方案

　　四发偏转方案的结构特点是在可动尾部的两台发动机由涡扇发 动机改为长距传扭涡轴发动机，发动机通过长梁中的驱动轴向尾部的 两组桨叶传递动力。同时在机身中部安装有平直机翼，翼中装有两台 可偏转涡轴发动机，在发动机短舱外侧保留一段机翼和翼梢小翼。两 侧的发动机短舱可分别独立进行旋转。四台发动机均连接的是小直径 桨叶，转速介于直升机桨叶和桨扇分飞机的桨叶之间。根据V-22“鱼 鹰”的使用经验，当机翼两端的发动机向上偏转时，桨叶的下洗气流 部分被机翼阻挡，造成桨叶排流的气体涡与机翼表面气体涡相互干 扰，形成两侧不对称的升力，极易造成飞机在空中发生滚转，发生事 故。所以“鱼鹰”的飞行手册中明确规定不允许飞行员做剧烈的多轴 同时旋转机动。为了防止以上事故的发生，四发偏转验证机在尾部保 留了机尾的可动功能。当上述情况发生时，飞机产生不利滚转，尾部

　　发动机向下偏转，产生补偿升力。同时主翼翼端的两台发动机进行错 动，一台向上偏转，另一台向下偏转，产生补偿力矩，将飞机重新稳 定下来。这样，四发偏转方案可以在空中有较大裕度地进行复杂机动 飞行。可偏转的翼端发动机还可以在飞机短距降落是向后偏转。起到 反推作用，缩短飞机的滑跑距离。

　　四发偏转方案的工作方式是：垂直起飞时主翼翼端的两台发动机 向上偏转，机尾向下偏转，同时推进飞机向前运动。当飞机到达指定 高度，开始有垂直起降状态过渡到平飞状态。机身尾部恢复水平，两 台尾部发动机产生向前的推力。主翼翼端发动机由竖直改为水平，升 力完全由机翼产生。当飞机发生不利滚转时，如上所述，依靠尾部发 动机和翼端发动机共同协调使飞机恢复稳定。当飞机需要做滚转时， 一方面靠主翼控制面产生滚转力矩，另一方面靠翼端的发动机错动产 生滚转力矩。在飞行状态时，还可以通过翼端发动机下倾使机头迅速

　　下压，机尾抬起。

　　矢量推进方案

　　矢量推进方案的结构特点是在主翼下方以吊挂的形式安装有两 台矢量喷口涡扇发动机，可动机尾也安装有两台涡扇发动机。当飞机 垂直起降时，矢量喷口向下偏转，同时尾部向下偏转，带动尾部的两 台发动机产生向下的推力。此时四台发动机同时将飞机抬起，两侧机 翼下矢量喷管发动机喷口可通过左右摆动控制飞机的侧滑的滚转。在 水平飞行状态下，飞机靠机翼的控制面和矢量喷管同时控制飞机姿 态。此时飞机尾部不可动，因为尾部连接有垂直尾翼，若尾部摆动， 飞机的横向稳定性将受到影响。该型垂直起降飞机不是旋翼机，但也 采用了相同的模块化基本机身。其技术难度主要集中在带有矢量喷管 的涡扇发动机上。由于普通的运输机大多采用大涵道比涡扇发动机， 经济效率比较高。带有矢量喷管的涡扇发动机大多是战斗机的动力装 置。如果在矢量推进验证机中使用军用小涵道比涡扇发动机，经济性

　　有待提高，如果采用大涵道比矢量发动机，在技术上是一大挑战。因 为大涵道比涡扇发动机的主要推力由外涵道提供，则矢量喷口也应当 安装在外涵道上。但外涵直径一般很大，那么矢量喷管的体积也会很 可观，复杂程度也会增加。所以矢量推进型模块化验证机可以用来研 究适合运输机使用的特殊矢量涡扇发动机。它可能是一种涵道比介于 大涵道和小涵道之间的中涵道比发动机，也可能是经济性较好的小涵 道比涡扇发动机。而推力矢量方案可以最为这些发动机的空中试车 台。

　　短距起降方案

　　尾部固定的机身也可以衍生出多种不同型号的可偏转旋翼飞机， 短距起降方案就是其中一种。与前三种验证机不同的是，短距起降方 案采用了下单翼后掠翼和上单翼前掠翼连接的机翼布局。采用连翼主 要是为了验证在旋翼机上该翼型的可行性，因为采用连翼可以有效地 增加飞机的航程。对于商用支线飞机来说，涡桨发动机具有较好的经 济性，如果连翼布局能够增加航程，那么桨扇飞机的经济性将进一步 提高，这在油价居高不下的今天有很重要的商业价值。在保证经济性 的基础上，支线飞机要有很强的机场适应能力，短距起降直线飞机的 概念就是针对这种要求提出的，它综合了桨扇发动机的经济性，连翼 布局的长航程和可偏转旋翼短距起降的机场适应性。如果要把连翼和 可偏转发动机结合起来会面临一个问题，可偏转旋翼机大多把发动机 短舱置于机翼的末端，当发动机竖直时桨叶后的下洗气流会打在机翼

　　上，产生不对称的涡流，对飞机的稳定性不利。所以在模块化验证机 的短距起降方案中，没有采用传统的前置拉动式桨叶发动机，而是采 用了后置推进式桨叶。这样的选择是考虑到飞机在起飞时，发动机向 下偏转，产生额外升力，缩短飞机的起飞滑跑距离。但此时桨叶完全 位于机翼后下方，排出的气流完全不会影响机翼表面。这样就可以避 免桨叶下洗气流对机翼表面涡流的影响了。由于采用连翼布局，在机 翼的连接处有较高的机械强度，所以这里是安装可偏转发动机短舱的 有利位置。同时，把发动机布置在连翼连接处正好可以使桨叶位于前 掠翼之后，这样对机翼的影响可以降到最低。

　　短距起降方案工作方式：当飞机需要以短距起降模式起飞时，发 动机先水平推动飞机加速，待机翼产生一定升力时，发动机短舱向下 偏转一个角度，产生额外的升力，将起飞距离缩短。当飞机需要以短 距模式降落时，发动机首先水平，当飞机着陆后，发动机立刻向前偏

　　转，产生向前的反推力，同时增大地面摩擦力，缩短降落滑跑距离。

　　重型运输方案

　　重型运输方案结合了短距起降方案和前述的垂直起降方案，在短 距起降方案的基础上加长了机身，在机身前端增加了一对后掠上单 翼，同时这后掠翼在主翼中段通过外置油箱与后段前掠上单翼相连， 形成特殊的三翼面布局。这种机翼设计主要出于两方面考虑。首先， 重型运输机如果要实现垂直起降，必须采用四发布局，那么前两台可 偏转发动机就必须安装在另一对机翼上。其次，重型运输机在平飞状 态下需要机翼提供更大的升力，所以需要充足的机翼面积。而前段上 单翼之所以采用后掠，主要是希望利用后掠机翼在飞行时翼面涡流外 飘，可与后段前掠上单翼的翼尖涡流汇合，形成有利的涡动干扰，可 以增大飞机的航程。重型运输方案的机身强度也有增加。首先前后两 段接合的机翼形成了兼顾的框架，有利于飞机在垂直吊装时承受巨大 的重量。其次机身中段加长的机身内部有加强梁，机身整体虽然变长

　　了，但结构强度却增加了。最后，四台发动机共同提供升力的运行模 式使机身受力更为均匀，这也减少了机身上的危险界面个数，分担在 原有结构上的力分布更为合理了，相当于增大了飞机的载重量。前端 发动机桨叶前置，后端发动机桨叶后置还有一个优势，就是两个桨叶 相聚更远，互相影响更小。

　　由于四台发动机均为可偏转方式，两台拉动，两台推动，中型运 输方案的机体姿态控制相对复杂一些，控制的参数也更多。四台发动 机同时水平工作，完全其推进作用，升力完全依靠机翼产生，此时前 端发动机为拉动，后端发动机为推动。当前端发动机竖直，后端发动 机向下偏转时，飞机处于垂直起飞状态，但由于后端发动机仍有向前 的推力，所以严格地说是处于慢速前进中的垂直起降。当前端发动机 向后偏转，后端发动机向前偏转时，飞机处于向前反推状态，可缩短 滑跑距离。当前端一侧发动机上偏，另一侧下偏，此时飞机处于滚转

　　动作。若后端发动机此时也为错动，则飞机很可能会进行多轴旋转。 这在双发可偏转旋翼机上是无法实现的。

　　尾部风扇方案

　　尾部风扇方案是结合了双发可偏转旋翼飞机和涵道式垂直起降 飞行器的产物。全机一共有三个垂直升力点。当两台可偏转桨叶发动 机处于竖直状态时，飞机垂直上升。这样的设计与V-22“鱼鹰”是 有区别的。“鱼鹰”因为对重心十分敏感，发动机布置很严格得在重 心区域。但如果在飞机尾部加了风扇，就多出了一个升力提供点，飞 机对重心的敏感度就能有所下降。当飞机重心偏前时，尾部的风扇就 应当减小推力，让后机身的重量把飞机稳住。当飞机重心偏后时，尾 部的风扇就应当增加推力，把机尾抬起来。这样一来，飞机的稳定裕 度就能大大增家。当然，尾部风扇存在自旋效应，所以必须在尾部布 置两片对转风扇，这样自旋作用可以抵消。由于尾部发动机的排气通 道紧挨着风扇，为防止废气被风扇吸入，两个排气通道都布置在风扇 下方，这样从发动机排出的呃废热气体就不会进入对转风扇了，保障

　　了风扇的安全。

　　尾部风扇方案的工作方式：垂直起飞时，翼端发动机竖直，尾部 风扇启动，三个动力源同时产生向上的推力，实现垂直起飞。当飞机 到达指定高度后向平飞方式过渡，此时翼端发动机恢复到水平状态，

　　尾部风扇主要用于平衡飞机的纵向重心。当飞机需做横向滚转时，翼 端发动机错动，同时机翼控制面错动，使飞机发生横滚。当飞机须在 纵向前倾时，尾部风扇加速，产生更大的前倾动力。

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