飞机垂直/短距起降技术的研究

陈滔,孟琳,李楠,叶永强

摘  ;要： 回顾垂直/短距起降（V/STOL）喷气式飞机的发展情况，介绍鹞式战斗机、雅克战斗机以及JSF战斗机的升力推进技术特点，分析以升力发动机、矢量喷管和升力风扇为核心的升力推进系统的特征，并且指出了这些飞机的推进系统存在的缺点。鉴于此，研究了一种新型扇翼飞行器——扇翼机。该飞行器具有超短距起降（甚至可垂直起降）的特性以及其他很多优点。对这种扇翼机建立了纵向的数学模型，在Matlab/Simulink环境下通过数值仿真，验证了其具有超短距起降的特性。从结果还可以看出重心位置、转速以及升降舵偏转角对扇翼飞机起降距离的影响。

关键词： 垂直/短距起降; 升力推进技术; 扇翼飞行器; 纵向建模

中图分类号： TN98?34   文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2014）23?0110?05

Study on V/STOL technology of aircraft

CHEN Tao， MENG Lin， LI Nan， YE Yong?qiang

（College of Automation， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）

Abstract： The development situation of vertical or short take?off and landing （V/STOL） jet aircraft is reviewed in this article. The technical characteristics of lift propulsion for Harrier jump jet， Jacques fighter and Joint Strike Fighter are introduced. The features of lift propulsion systems taking lift engine， thrust vector nozzle and lift fan as their cores are analyzed. The disadvantages of these aircrafts propulsion systems are pointed out. Since the aircrafts mentioned before are not perfect， a new concept fan?wing aircraft is put forward in this paper. It has the ability of take?off and landing in a short way （even can realize vertical take?off and landing）， and has many other advantages. The longitudinal mathematical model of the fan?wing aircraft is established in this paper. Base on the model， the take?off process of the fan?wing aircraft was simulated with Matlab/Simulink. The characteristic of short take?off and landing was verified. The results indicate that the change of take?off and landing distance is influenced by centre?of?gravity position， rotate speed， and elevator deflection angle.

Keywords： V/STOL; lift propulsion technology; air vehicle with fan?wing; longitudinal modeling

0  ;引  ;言

固定翼飞机有着很多优点，因而被广泛用于各个领域。它载重大，速度快，实用升限高，但是它的起降条件要求很高，要有很长的跑道供其加速。而直升机虽然能够垂直起降，不需要跑道，机动性也强于固定翼飞机，但直升机的速度较慢，载重小，实用升限低。鉴于这两种飞机都有着明显的缺陷，人们开始研究垂直起降喷气式飞机。垂直起降飞机较好地解决了短距起降问题，但这些飞机的升力推进技术依然存在着一些不可忽视的问题。由于飞机垂直起降时要消耗大量燃料，严重地影响了飞机的作战半径、效能以及有效载荷。

本文研究了一种可以超短距起降的飞行器——扇翼飞行器。Peter Dornier于1962年在其专利US3065928中提出了一种完全由风扇产生升力和推力的飞行器结构[1]，但限于当时的工艺水平，他的设想没能实现。随着科技的发展，Pat Peebles于2003年在专利US6527229B1中提出了一种横流风扇与传统飞行器布局相结合的结构[2]，称为扇翼飞行器，并研制试飞了第一架扇翼飞行器的原型机。扇翼机是一种新概念新原理的飞行器，其飞行原理与现有固定翼、旋翼飞行器的原理不同，它是在机翼上表面安装横流风扇，利用风扇旋转时产生的升力和推力供给飞行器进行飞行。该飞行器具有超短距起降、大迎角不失速、操纵控制简单、低速飞行稳定性和安全性好、低速飞行时有效载荷大、巡航效率高等优点。本文将介绍该飞行器的构造、增升原理及其特性，着重分析并验证了它的超短距起降性能，为扇翼飞行器的性能和机体设计研究提供了重要的参考依据。

1  ;垂直/短距起降飞机的发展

人类用垂直起落飞行器飞行的设想先于常规起落的固定翼飞机。但在20世纪40年代以前，垂直起落固定翼飞机的技术研究成效甚微。喷气式飞机出现后，飞机起飞和着陆速度增大，滑跑距离增长，这样不仅需要延长跑道，而且不利于飞机的作战使用及其在地面的生存。为解决这一问题，一些国家在第二次世界大战结束后，相继着手研究垂直/短距起落飞机。航空燃气涡轮发动机的出现，为其研制提供了技术基础。20世纪40年代是固定翼飞机垂直起落的验证阶段，主要是验证发展垂直起落飞机的可能性，探讨气动力布局和研究操纵性、安定性等。20世纪50年代是试验机研制阶段，主要是寻求合理的飞机气动布局，解决垂直起落和过渡飞行中的操纵、安定性问题，研制专用的动力装置，并试制出第一代垂直起落研究机，如美国的XFY?1，XFV?1，X?14，英国的SC.1等。这些研究机大部分采用涡轮螺旋桨发动机，少数采用涡轮喷气发动机。20世纪60年代是发展实用型原型机阶段，垂直起落飞机开始装备部队，短距起落技术开始广泛应用。这一阶段出现了10余种垂直/短距起落试验机，如美国的XV?4，XV?5，X?22，英国的鹞式，联邦德国的VJ?101，DO?31和苏联的自由画等。已装备部队的垂直起落飞机主要有两种：英国的鹞式和苏联的雅克?38。为适应现代战争的要求，美国、英国联合研制了AV?8B飞机，其垂直起落航程和载弹量比鹞式飞机有明显增加。20世纪80年代中期，美国等国家曾开展超音速短距起落飞机的技术研究，主要涉及的新技术有先进的气动布局、二元转向式喷管和新型着陆引导系统等。

2  ;垂直/短距起降飞机的技术特点

垂直/短距起降飞机的升力推进系统具备为起飞、悬停和降落提供垂直升力，在飞机平飞时提供前向推力，在飞机起飞、着陆及巡航飞行时提供姿态控制推力的能力。垂直/短距起降飞机升力推进系统一般有以下三种升力推进技术方案：

（1） 改变推力方向，起落时偏转喷管或襟翼，产生向上推力即升力，平飞时，产生向前的推力;

（2） 倾转旋翼、螺旋桨或其他推力（升力）源，或倾转整个机翼;

（3） 飞机上装有升力发动机（或升力风扇）和推力发动机两种动力装置。

英国的鹞式战斗机便采用第一种方案，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口，提供垂直起落、过渡飞行和常规飞行所需的动升力和推力，机翼翼尖、机尾和机头有喷气反作用喷嘴，用于控制飞机的姿态和改善失速性能。雅克?38采用升力发动机与旋转喷口发动机结合的组合方案，升力发动机除用于垂直升降外，还可用于调节俯仰运动和配平。它装备有一台涡喷发动机和两台升力发动机，其主发动机喷射系统使用液压制动的矢量喷管，向下偏转可以提供部分升力，当尾喷管与机身平行时飞机进入巡航模式;升力发动机的尾喷管可以偏转一定的角度，在提供升力的同时具有空中加速和减速的能力。美国的F?35B型联合攻击战斗机是目前最先进的垂直/短距起降战斗机，其推进系统是由一台两级对转升力风扇和一台喷管可转向的主发动机组成。在垂直升降过程中，主发动机喷口向下偏转产生一部分升力的同时，通过主发动机轴驱动升力风扇产生升力。

3  ;垂直/短距起降飞机的推进系统存在的缺点

垂直/短距起降飞机的推进系统较好地解决了短距起降的问题，但却不可避免地产生一些了负面影响。拿“鹞”来说，它在垂直/短距起降时消耗了大量燃料，对起飞重量有严格的限制，削弱了延长作战半径的初衷，垂直起飞后航程和作战半径小、载弹量小并且陆上使用时后勤保障困难，在垂直起降的情况下，它带3颗454 kg炸弹，作战半径只有92 km。此外，它垂直起降时喷出的废气会被进气口再次吸入导致升力突然下降，甚至熄火，有一定安全问题。

F?35B解决了部分问题，它拥有一个单独的升力风扇，风扇置于机身上侧，吸入冷空气向下喷射来提供升力，同时在喷管和发动机进气口之间形成了一个气体屏障，避免废气的吸入。F?35B采用F119?PW6?11发动机为主动力，该型发动机可以提供34 000 lb的推力[3]，这就提高了飞机的有效载荷，也使得飞机的速度大幅提高。但是安装升力风扇不仅增大了飞机的起飞重量，在巡航飞行时，升力风扇进气口关闭停止工作，风扇就成了死重，从而直接影响飞机的作战半径。

4  ;扇翼飞行器的构造和增升原理

鉴于以上所述的垂直/短距起降喷气式飞机都存在各自的缺点，我们在此研究了一种可以超短距起降的扇翼飞行器，其性能介于固定翼和直升机之间，是一种新型大载荷低速飞行器[4]。扇翼飞机的整体结构如图1所示。

传统的飞行器利用旋翼或固定翼与气流之间的相对运动，使得机翼上下表面产生压差，从而产生升力。由于要使飞机整体达到一定的速度，才能产生足够的升力使飞机飞起来，故而效率很低。与传统飞机通过提高飞机整体速度来获得升力不同，扇翼飞行器在大厚度机翼的前端嵌入了横流式风扇，机翼的截面示意图如图2 所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t1.tif>;

图1 扇翼飞行器整体结构

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t2.tif>;

图2 风扇截面与气流流动方向

由图2可知，横流风扇嵌入机翼前缘把上翼面分成两部分，即包容风扇的弧形前段和后端的倾斜翼面。当横流风扇向机翼的后缘高速旋转时，从机翼前缘进入的空气分为两股：一股沿着下翼面向后流动，另一股向上偏移进入横流风扇。进入横流风扇的气流经加速后受到上翼面形状的影响又分为两股：一股受到风扇旋转带动，在风扇内部形成偏心涡;另一股沿着后端的倾斜翼面流动，到机翼尾部和下翼面的气流交汇。由此可知，风扇翼飞机的升力由两个部分组成：风扇旋转时，加快了上翼面气流的速度，使得机翼上表面气流速度大于下表面，上下翼面的压差就产生了升力，这部分升力的形成原理与普通机翼相似;另一部分升力是由于风扇转动时，风扇的内部形成了一个低压旋涡区，风扇翼前端的弧形段的上下表面产生较大的压差，从而产生升力，这部分升力占了风扇翼升力的大部分，其产生的原理也与普通机翼大为不同。另一方面，横流风扇旋转时，空气被风扇卷入后向后流出，高速气流给风扇向前的反作用，为扇翼飞机提供了向前的推力。

扇翼飞机的升力主要来自于涡升力，这就说明扇翼机能够在较低的速度下获得足够的升力，因此它不仅具有超短距离起降（甚至垂直起降）的性能，而且具有低速飞行时有效载荷大的特性。在横流风扇的吸气作用以及对气流流动特性的控制作用下，扇翼飞机在大迎角（30°～50°）状态下飞行时，机翼上表面不容易发生气流分离，故而扇翼飞机可以在大迎角环境下飞行，而不致失速[5]。

了解了扇翼飞机的增升原理和性能之后，可以知道扇翼机比起固定翼飞机和直升机有一定的优势。扇翼机能够超短距离起降，低速飞行时具有稳定性，并且能够大迎角飞行不失速，这些是固定翼飞机无可比拟的;扇翼机没有复杂的旋翼结构，操纵控制简单，低速飞行时有效载荷大，巡航效率高，这些恰是直升机所欠缺的，而且它也没有直升机的气动、振动以及噪音等复杂的问题。扇翼机拥有很高的飞行效率，能够超短距起降，可以用作舰载机，具有广泛的应用前景，对它进行技术研究有着极其重要的意义。

5  ;扇翼飞机的纵向建模

5.1  ;飞机纵向受力分析

通过上节对扇翼飞机增升原理的分析。可知扇翼机是靠嵌入在翼面前缘的风扇加速上翼面气流来获得升力和推力的，产生的推力相对机体，其推力和推力矩的方向基本不变，且推力矢量方向与机体[x]轴间有一定角度[φ]，产生推力矩，推力矩的大小由推力的大小和推力矢量线与重心的距离共同决定，这样就可以把风扇推力分解到轴向和纵向来分析扇翼机的受力情况。若从整机受力而不是各力产生机理的角度分析，则扇翼飞机与固定翼飞机是非常相似的[6]。扇翼飞机纵向受力分析如图3所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t3.tif>;

图3 扇翼飞机纵向受力图

图3中，[T]是作用在飞机上的推力，[D]是机体的阻力，[L]是升力，[V]是来流速度。扇翼飞行器关于纵向中心平面对称，所以惯性积[Ixy=Iyz=0。]

5.2  ;模型建立与实现

扇翼飞机的受力情况和传统固定翼飞行器非常相似，由此，扇翼飞机纵向模型的建立也可以借鉴传统固定翼飞行器的建模过程，得到扇翼飞机纵向运动方程组[7]：

[mv=Tcosα-D-mgsin（θ-α）mvα=-Tsinα-L-mvq+mgμθ=qIyq=M]  ;（1）

式中：[Iy]是飞机纵向转动惯量;[M]是飞机受到的俯仰力矩。

使用Matlab的S?Function来构建飞行器的模型，S?Function是Matlab/Simulink环境中提供的一种用户自定义接口，用Matlab语言编写的函数可以作为Simulink环境下的一个模块直接参与仿真，它有固定的书写格式，用户不能随意更改其格式。

S?Function的引导语句为：

;function [sys，x0，str，ts] = fun （t，x，u，flag，p1，p2，…）

其中fun为函数名，t，x，u分别为时间、状态和输入信号，flag为标志位，函数中允许使用任意数量的附加参数p1，p2，…，flag的意义及相关信息如表1所示。

表1 S?Function中flag的意义及相关信息

[flag＼&;功能＼&;调用函数名＼&;返回参数＼&;0＼&;初始化＼&;mdlInitializeSizes＼&;Sys初始化参数＼&;1＼&;状态微分计算＼&;mdlDerivatives＼&;Sys返回连续状态＼&;2＼&;解算离散状态＼&;mdlUpdate＼&;Sys返回离散状态＼&;3＼&;输出信号计算＼&;mdlOutputs＼&;Sys返回系统输出＼&;4＼&;下一步仿真时刻＼&;mdlGetTimeOfNextVarHit＼&;Sys下一步仿真时间＼&;9＼&;终止仿真设定＼&;mdlTerminate＼&;无＼&;]

建立模型的主要工作是书写mdlDerivatives代码。根据当前的状态量使用线性插值从起点数据库得到气动数据，根据气动数据计算气动力和气动力矩，再利用机体的微分方程计算状态量的微分量作为mdlDerivatives函数的输出。

在mdlOutputs函数中列写输出量。模型的输出是机体上所使用的传感器能测量出的信号，俯仰角出自陀螺信号，俯仰角速率出自三轴磁力计，高度、空速出自高度空速计，经度、纬度出自GPS信号[8]。

6  ;仿真结果与分析

构建好扇翼机的纵向模型之后，在Simulink环境下搭建仿真模块，然后对飞机的起飞过程进行仿真。首先保持升降舵偏角为[δe=]-25°，重心位置为[xcg]=0.50 m，横流风扇的转速[n]分别取为2 300 r/min，2 400 r/min，2 500 r/min，2 600 r/min，2 700 r/min，飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图4，图5所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t4.tif>;

图4 高度随时间的变化关系（一）

由图4和图5可以看出，飞机起飞过程中，横流风扇的转速太小的时候，扇翼转动产生的升力不足，而且飞机本身产生的气动力较小，导致飞机难以飞起;风扇的转速太大时，由于升力和推力都很大，此时飞机容易机头触地，从而引起翻滚。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t5.tif>;

图5 起飞距离随时间的变化关系（一）

其次，保持升降舵偏角为[δe]=-25°，横流风扇的转速[n]为2 500 r/min，重心位置[xcg]分别取为0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此时飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图6，图7所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t6.tif>;

图6 高度随时间的变化关系（二）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t7.tif>;

图7 起飞距离随时间的变化关系（二）

从图6和图7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用点，飞机越容易起飞。重心靠近扇翼升力作用点，这样扇翼造成的低头力矩就越小，同样的舵面偏转和转速下，飞机更容易抬头起飞。

最后，保持重心位置为[xcg=]0.50 m，横流风扇的转速[n]为[2  ;500 r/min，]升降舵偏角分别取为[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图8，图9所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t8.tif>;

图8 高度随时间的变化关系（三）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t9.tif>;

图9 起飞距离随时间的变化关系（三）

从图8和图9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飞机起飞，因为舵面偏转角越大，产生的抬头力矩越大，飞机更容易起飞。

从以上的仿真结果可以看出，扇翼飞机的起飞距离最大为10多米，最小仅有4～5 m，证明其的确具有超短距起降的性能。由结果还发现，横流风扇的转速过大或过小都不利于飞机起飞;重心位置应取到较靠近扇翼升力作用点的位置，这样更有利于飞机起飞;升降舵偏角越大，起飞距离越短，故而在起飞阶段，升降舵应该保持一定的偏角。

7  ;结  ;语

本文首先介绍了垂直/短距起降喷气式飞机的发展及其升力推进技术的特点，并指出了这些飞机的推进技术所存在的问题。鉴于此研究了一种新型的扇翼飞行器，详细地叙述了扇翼机的增升原理及其突出的特性，并对扇翼机建立起纵向模型，验证了其超短距起降的性能。该模型的建立与验证的结果为扇翼机的性能研究和机体设计提供了理论参考。

参考文献

[1] DORNIER P. Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers， USA： US3065928 [P]. 1962?02?11.

[2] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device， USA： US6527229 B1 [P]. 2003?10?27.

[3] 张新敬，谭春青，陈海生.垂直/短距起降喷气式飞机及其升力推进技术研究综述[C]//2006中国工程热物理学会热机气动力学学术会议论文集.重庆：中国工程热物理学会，2006：35?40.

[4] 蒋甲利，牛中国，刘捷，等.扇翼飞行器机翼设计与研究[J].气动研究与试验，2009，27（3）：6?11.

[5] 张银辉.风扇翼非定常流动的数值分析[D].南京：南京航空航天大学，2012.

[6] 黄同高，杨忠，王仁华.扇翼飞行器纵向运动建模与控制方法[J].应用科技，2011，38（11）：5?8.

[7] 吴森堂，费玉华.飞行控制系统[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[8] 匡群.无人地效飞行器建模与控制技术研究[D].南京：南京航空航天大学，2009.

图5 起飞距离随时间的变化关系（一）

其次，保持升降舵偏角为[δe]=-25°，横流风扇的转速[n]为2 500 r/min，重心位置[xcg]分别取为0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此时飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图6，图7所示。

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t6.tif>;

图6 高度随时间的变化关系（二）

<;E：＼2014年23期＼2014年23期＼Image＼22t7.tif>;

图7 起飞距离随时间的变化关系（二）

从图6和图7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用点，飞机越容易起飞。重心靠近扇翼升力作用点，这样扇翼造成的低头力矩就越小，同样的舵面偏转和转速下，飞机更容易抬头起飞。

最后，保持重心位置为[xcg=]0.50 m，横流风扇的转速[n]为[2  ;500 r/min，]升降舵偏角分别取为[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图8，图9所示。

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图8 高度随时间的变化关系（三）

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图9 起飞距离随时间的变化关系（三）

从图8和图9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飞机起飞，因为舵面偏转角越大，产生的抬头力矩越大，飞机更容易起飞。

从以上的仿真结果可以看出，扇翼飞机的起飞距离最大为10多米，最小仅有4～5 m，证明其的确具有超短距起降的性能。由结果还发现，横流风扇的转速过大或过小都不利于飞机起飞;重心位置应取到较靠近扇翼升力作用点的位置，这样更有利于飞机起飞;升降舵偏角越大，起飞距离越短，故而在起飞阶段，升降舵应该保持一定的偏角。

7  ;结  ;语

本文首先介绍了垂直/短距起降喷气式飞机的发展及其升力推进技术的特点，并指出了这些飞机的推进技术所存在的问题。鉴于此研究了一种新型的扇翼飞行器，详细地叙述了扇翼机的增升原理及其突出的特性，并对扇翼机建立起纵向模型，验证了其超短距起降的性能。该模型的建立与验证的结果为扇翼机的性能研究和机体设计提供了理论参考。

参考文献

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[6] 黄同高，杨忠，王仁华.扇翼飞行器纵向运动建模与控制方法[J].应用科技，2011，38（11）：5?8.

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[8] 匡群.无人地效飞行器建模与控制技术研究[D].南京：南京航空航天大学，2009.

图5 起飞距离随时间的变化关系（一）

其次，保持升降舵偏角为[δe]=-25°，横流风扇的转速[n]为2 500 r/min，重心位置[xcg]分别取为0.48 m，0.49 m，0.50 m，0.51 m，0.52 m，此时飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图6，图7所示。

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图6 高度随时间的变化关系（二）

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图7 起飞距离随时间的变化关系（二）

从图6和图7可知，重心位置越靠近扇翼升力作用点，飞机越容易起飞。重心靠近扇翼升力作用点，这样扇翼造成的低头力矩就越小，同样的舵面偏转和转速下，飞机更容易抬头起飞。

最后，保持重心位置为[xcg=]0.50 m，横流风扇的转速[n]为[2  ;500 r/min，]升降舵偏角分别取为[δe=][-19°，]-22°，-25°，-28°，-31°，得到的飞机高度、起飞距离随时间的变化关系如图8，图9所示。

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图8 高度随时间的变化关系（三）

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图9 起飞距离随时间的变化关系（三）

从图8和图9可以看出，升降舵上偏的角度越大，越有利于飞机起飞，因为舵面偏转角越大，产生的抬头力矩越大，飞机更容易起飞。

从以上的仿真结果可以看出，扇翼飞机的起飞距离最大为10多米，最小仅有4～5 m，证明其的确具有超短距起降的性能。由结果还发现，横流风扇的转速过大或过小都不利于飞机起飞;重心位置应取到较靠近扇翼升力作用点的位置，这样更有利于飞机起飞;升降舵偏角越大，起飞距离越短，故而在起飞阶段，升降舵应该保持一定的偏角。

7  ;结  ;语

本文首先介绍了垂直/短距起降喷气式飞机的发展及其升力推进技术的特点，并指出了这些飞机的推进技术所存在的问题。鉴于此研究了一种新型的扇翼飞行器，详细地叙述了扇翼机的增升原理及其突出的特性，并对扇翼机建立起纵向模型，验证了其超短距起降的性能。该模型的建立与验证的结果为扇翼机的性能研究和机体设计提供了理论参考。

参考文献

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[2] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device， USA： US6527229 B1 [P]. 2003?10?27.

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[8] 匡群.无人地效飞行器建模与控制技术研究[D].南京：南京航空航天大学，2009.