图13 GL-10“闪电”分布式动力倾转机翼验证机［38］

Fig.13 GL-10"Lightning"distributed dynamic tilting wing verifier［38］

美国极光飞行科学公司针对VXP项目联合罗罗公司和霍尼韦尔公司于2016年推出的XV-24“雷击”无人机，如图14所示，致力于将垂直起降飞行器的飞行速度在现有基础上提升50%。“雷击”无人机采用鸭翼布局的倾转分布式动力/机翼融合体设计，由1台罗罗公司的AE1107C涡轴发动机驱动，通过3台霍尼韦尔公司的发电机产生电力，进而驱动全机共计24个变距涵道风扇（机翼18个、鸭翼6个），2017年4月，项目团队完成了1∶5缩比验证机试飞，验证了分布式电推进系统、倾转分布式动力等设计的可行性。尽管该项目由于在研发高性能1兆瓦级发电机热管理方面遇到技术瓶颈、没有找到合适军方合作伙伴等原因被取消，但XV-24“雷击”无人机所采用的分布式混合电驱动变距涵道风扇、创新的同步电驱动系统、用于垂直起降的可倾转的分布式动力/机翼融合体，具有高效的悬停/平飞双模态适应性等特点，让其被誉为最具革命性的新型未来垂直起降飞机。

图14 XV-24“雷击”分布式动力倾转机翼验证机［39-40］

Fig.14 XV-24"Li ghtning-strike"distributed dynamic tilting wing validator［39-40］

 2     垂直起降固定翼无人机技术特点  

2.1 升推复合式垂直起降固定翼无人机

升推复合式垂直起降固定翼无人机是在垂直起降和巡航阶段各自采用相互独立的动力系统，如旋翼系统和推进螺旋桨系统，技术成熟度高，实现性较好。同时各动力系统只在特定阶段使用，不用兼顾其他工作状态，因此各动力单元均为单点工况设计，能够做到垂直起降阶段和巡航阶段的动力特性最优，是目前最为常见的垂直起降固定翼无人机布局形式。

然而，在升推复合式垂直起降固定翼无人机进行垂直起降或巡航平飞时，其垂直、水平两套升力/推力装置之一需要停止工作，完全成为废重，致使全机质量效率较低。同时，在过渡阶段垂直起降动力依旧存在，因此动力尾流会对机翼、平尾等部件产生气动干扰，影响操纵和控制。

对于采用旋转机翼的升推复合式垂直起降固定翼无人机而言，尽管将旋翼与机翼进行了结合，并从根本上避免了旋翼前飞时左右气流不对称导致的飞行速度限制。但由于需要同时满足旋翼和固定翼要求，旋转机翼需要采用前后对称的椭圆翼型，而椭圆翼型的钝后缘特征会使其在较小角度下产生流动分离，同时，旋转机翼通常需要采用小展弦比的无扭转梯形翼，与传统机翼的气动和结构特性存在一定差异［41］。此外，由于旋转机翼不具备常规机翼一般优异的升力特性，因此需要采用较大尺寸的平尾和鸭翼来共同产生升力，这使得在悬停、过渡、前飞阶段，旋转机翼的尾流与机身、平尾、鸭翼等产生较为复杂的气动干扰，对飞行器的动力学特性及控制产生不利影响［42-43］。

2.2 尾座式垂直起降固定翼无人机

尾座式垂直起降固定翼无人机采用无人机整体转动的模态转换方式，相比倾转动力/机翼类的垂直起降方案不需要额外的运动偏转机构，因此设计制作相对简单直接，使用十分灵活。但其在垂直起降时重心偏高，容易受侧风和地形的影响，有倾覆的风险。此外，尾座式垂直起降方案从垂直起降模式转化为平飞过程中，飞机姿态角变化大，对动力要求很高。在垂直起降和过渡过程中，尾座式无人机的操稳特性较差，应对突风能力不强，因此保证其在状态转换过程中需要的倾转力矩是主要难点［44-46］。

2.3 倾转动力式垂直起降固定翼无人机

（1）倾转旋翼式

倾转旋翼式垂直起降固定翼无人机［47］相当于将直升无人机和固定翼无人机合二为一。然而，由于倾转旋翼既要作为垂直起降时的直升旋翼使用，又要作为固定翼拉力/推进螺旋桨使用，而垂直起降和巡航两种模态工作环境差异显著，带来了旋翼系统兼顾垂直起降、过渡、前飞多模态综合效能的多点设计问题［48］。

倾转旋翼无人机还面临着严重的旋翼/机翼气动干扰问题［49］。在悬停状态，旋翼下洗流冲击机翼表面，使机翼受到较大的垂直方向载荷，随后的气流反弹会使旋翼效率下降，影响旋翼的悬停性能和飞机的稳定性能［50］；在前飞状态，旋翼尾流仍然可以诱使机翼产生周期性气动力，容易造成旋翼与机翼耦合的气弹稳定性问题以及旋翼回转的颤振［51］，对飞行安全产生影响；而在垂直起降距离地面较近时，机翼会对旋翼下洗流产生阻塞影响，可能会造成旋翼气流出现“喷泉”效应［52］，也可能会造成倾转旋翼无人机在垂直下降时进入涡环状态［53］。

倾转旋翼无人机也面临着较大的过渡阶段飞行控制难题［54］，这是由于倾转旋翼无人机过渡模态转换速度范围相对较窄，且动力倾角、飞机速度、飞机迎角等参数不断改变，使得全机气动特性及稳定性随时间呈非线性变化，进而导致控制难度大幅增加。

由于可倾转旋翼和发动机短舱一般是在机翼外端或翼尖安装，因此对倾转传动机构和机翼结构带来了很大的设计压力。尤其是倾转旋翼无人机传动系统除了具备常规直升机传动系统功能外，还需带动两侧翼尖旋翼实现倾转运动，同时传动系统还需要将两侧发动机的动力通过固定端的减速器和倾转旋翼减速器按要求传递给旋翼系统，并在单发失效的情况下具备实现两侧动力互连的功能。因此，高效、高可靠的倾转/传动机构和结构系统是倾转旋翼无人机技术实现的关键［55-56］。

（2）倾转涵道式

倾转涵道式垂直起降固定翼无人机的技术特点与倾转旋翼相类似，但由于涵道动力与机体融合度更高，可以设置在机身或机翼上从而提供直接的升力，在设计上更加灵活。此外，涵道壁面相对旋转叶片物理隔离，一方面可以起到防护作用，另一方面也可以屏蔽和降低桨叶气动噪声，最终使得该类型飞行器飞行过程更加安全和安静，增强其实用性。

然而，倾转涵道式垂直起降固定翼无人机的动力/气动特性分析始终较为困难，这是由于无人机多模态飞行导致的涵道风扇工作环境异常复杂，而且国内外缺少相关的在低速大攻角状态下涵道风扇的理论分析［57］，因此其特性多数是从风洞试验中获得。此外，当倾转涵道的直径达到一定程度后，其在前飞状态下产生的阻力会严重影响飞行器整体性能，这极大地限制了倾转涵道式垂直起降固定翼无人机规模［58］。

（3）倾转分布式动力结构

倾转分布式动力结构垂直起降固定翼无人机最大特点在于采用分布式混合动力电驱动系统，减少其他传动机械在飞机内部的空间占比，有效降低结构重量和复杂度。通过分布式动力与机翼相耦合的形式，在同等升力需求的情况下可以有效减小机翼弦长，提高悬停状态的操纵性和抗风稳定性。此外，电驱动形式带来更快的响应速度和更精细化的操纵性能，如XV-24“雷击”无人机每一个涵道风扇都采用恒定转速设计，通过调节总距可以控制各个风扇拉力，同时每个风扇所处涵道的上、下机翼面都可以独立控制，实时优化涵道/机翼耦合气动效率和在垂直平面内提供的矢量推力［59］，这种控制形式具有更高的冗余度和可靠性。

然而，由于倾转分布式动力结构垂直起降固定翼无人机都采用分布式动力/机翼融合体整体倾转的形式，其传力和受力情况较为复杂，对全机结构和传动机构的强度和刚度要求更髙。提出每一个动力部件均可以独立控制是分布式电推进飞行器的发展愿景，这要求系统模型和控制律等具有处理极复杂问题的能力，基于当前飞行控制技术还无法实现。

此外，由于采用混合动力电驱动设计，能量从发动机输出到所需动力会产生约三成的损失［60］，严重降低无人机的续航能力，同时，目前的电动机功率密度较低导致其重量较大，造成全机重量中动力重量占比较高，不利于全机重量分配。

  3    垂直起降固定翼无人机技术发展趋势 

由国内外垂直起降固定翼无人机技术方案发展现状可以看出，更高的飞行速度、更长的续航时间、更强的任务载荷能力将是未来垂直起降固定翼无人机技术的必然趋势。综合来看，倾转旋翼式和尾座式已成为当前国内外军民用垂直起降固定翼无人机的主流，在已有成果的基础上进一步追求高效悬停、高速和远程能力是近期垂直起降固定翼无人机技术研发的主要任务。此外，出于分布式电推进技术的诸多利好特性，发展基于分布式电推进的高速垂直起降固定翼无人机技术或将成为未来航空领域新热点，而随着分布式电推进技术在飞行器总体/动力/气动/控制等方面潜力的深入挖掘，探索垂直起降固定翼无人机新构型、新原理十分必要。综上，未来垂直起降固定翼无人机技术发展的趋势可以主要概括为以下三个方面。

（1）倾转旋翼式和尾座式已成为垂直起降固定翼无人机主流构型

垂直起降固定翼无人机因无需考虑飞行员的生理极限、生命保障等多种问题，其布局形式十分灵活且极具创造力，目前国内外在研的就有多种构型，其中以倾转旋翼式和尾座式最具代表性。然而，未来战场对垂直起降固定翼无人机快速响应能力、快速到达能力要求必然极高，而现有倾转旋翼式和尾座式垂直起降固定翼无人机技术尚无法满足应用需求，因此需要在已有成果的基础上进一步追求高效悬停、高速和远程能力，主要在先进旋翼系统设计、旋翼/机翼气动干扰、高可靠倾转传动系统技术、系统建模技术、飞行控制技术等方面进行突破创新。

（2）基于分布式电推进的高速垂直起降固定翼无人机技术或将成为未来航空领域新热点

随着2016年VXP项目中极光公司“雷击”方案的胜出，“分布式电推进技术”已经成为近几年航空领域发展新热点。该项技术将飞行器总体、动力、气动等进行综合，充分利用了电推进动力单元高可靠、易分配、尺度无关特性［61］，省去了不必要的传动机械，简化全机设备布置，有效提高了无人机的气动特性，被认为是下一代航空器设计最具潜力的动力布局形式。

首先，与传统动力形式相比，分布式电推进系统具有增加载运量，提高升阻比以及降低油耗、尾气排放量和低噪声等优势。空客、NASA等均对分布式电推进系统在未来民用客机上的应用进行了分析研究，如图15～图18所示，研究结果表明：分布式电推进系统可以按照需求对机翼升力分布进行调整，如在巡航阶段实现椭圆形升力分布，从而使飞机具有更良好的气动效率等［38，62-65］。其次，分布式电推进系统可以通过差量控制实现动力的矢量运转，控制模式更多样和直接。最后，分布式电推进系统与全机融合度高，采用多个小尺寸动力单元不会引起重量的增加，且单个动力在较宽的转速范围内都能保持较高效率，极大地提升了飞行器设计空间。