摘要：过渡状态是垂直起降固定翼飞行器飞行剖面中最关键、最危险的阶段，过渡走廊的准确刻画直接关系到飞行安全与总体设计。本文以分布式推进垂直起降固定翼飞行器为研究对象，系统梳理了该类飞行器的发展优势及国内外研究现状；深入分析了基于牛顿-欧拉法的纵向平衡方程、基于滑流理论并引入涵道影响因子的动力系统建模方法，以及过渡走廊的求解框架；重点阐释了机翼升力特性限制边界与功率限制边界两类核心约束条件；结合试验验证与数值计算，对过渡走廊的求解结果进行了详细分析。研究结果表明，升力特性与功率限制共同构成了过渡走廊的完整边界，单部件功率限制比总功率限制更为严格，这一认识对飞行器总体设计具有重要指导意义。最后，展望了分布式推进垂直起降飞行器在低空经济背景下的发展趋势与市场前景。
关键词：分布式推进；垂直起降；过渡走廊；升力特性；需用功率；飞行包线
一、垂直起降固定翼飞行器过渡走廊研究概述
垂直起降固定翼飞行器综合了固定翼飞行器巡航效率高、航程远与垂直起降飞行器场地适应性强的双重优势，具有对起降场地要求低、机动性好、巡航时间长等突出优点，已成为当今航空领域的研究热点。该类型飞行器的飞行过程可划分为垂直起降状态、巡航状态以及连接两者的过渡状态，其中过渡状态起到了承上启下的关键作用。在这一阶段，飞行器同时经历构型变化和速度变化——动力系统从垂直升力模式逐步过渡到前飞推进模式，气动升力从几乎全部由动力系统提供逐渐转为以机翼升力为主，这种变体变速的特性使得飞行器动力学行为高度非线性和强耦合，控制难度极大。因此，过渡状态被公认为整个飞行过程中最关键、最危险的状态。
过渡走廊是指垂直起降固定翼飞行器在过渡模式下能够实现定常稳定飞行的速度包线。过渡走廊的面积大小与宽窄直接反映了过渡过程的可行域范围和安全性裕度，是评价飞行器过渡难度和安全性的关键指标。为确保飞行安全，飞行器在过渡状态下的工作点必须始终处于过渡走廊内部。同时，基于过渡走廊可以确定过渡起始速度点、过渡路径以及过渡终止速度点等关键参数，对控制系统设计具有直接的指导意义。
国内外学者围绕垂直起降飞行器的过渡状态问题已开展了一系列研究工作。Vuruskan等针对TURAC垂直起降飞行器建立了过渡状态的非线性数学模型，综合考虑了自由来流与螺旋桨诱导气流的气动效应。Yuksek等在完整非线性模型基础上设计了两种过渡方案，系统制定了各状态点的前飞速度、迎角及动力系统推力。Hegde等基于PD控制为倾转三旋翼无人机设计了高度与姿态控制器。Liu等提出了面向任务的权重选择方案，以增强推力矢量垂直起降无人机对不同任务条件的适应性。王春阳等针对涵道式垂直起降固定翼无人机的悬停与过渡状态开展了纵向稳定性研究。俞志明等以倾转四旋翼飞行器为对象，研究了过渡走廊包线的确定方法及相应的操纵策略。
然而，现有研究多集中于倾转旋翼或倾转机翼构型，对于采用机身前部升力风扇系统与机身后部分布式涵道系统组合推进的分布式推进垂直起降飞行器的过渡走廊研究尚不够深入。该构型涉及两种不同特性的动力单元协调工作，其过渡状态存在独特的约束条件和物理规律，亟待系统性的理论分析与定量研究。
本文围绕分布式推进垂直起降固定翼飞行器，从过渡走廊求解模型、限制条件梳理和计算结果分析三个方面展开系统性论述，并在此基础上对该类飞行器的发展趋势与市场前景进行总结与展望，旨在为后续参数敏感性分析、控制系统设计与总体参数优化提供理论参考与技术支撑。
二、飞行器过渡走廊求解模型
2.1 飞行器构型与动力系统配置
本文研究的分布式推进垂直起降固定翼飞行器采用复合动力配置方案：机身前部布置一套升力风扇系统，由上下共轴双风扇组成并配有外部涵道；机身尾部布置分布式涵道系统，由多个小型涵道螺旋桨单元组成，并具备倾转能力。在垂直起降阶段，升力风扇系统提供主要的垂直升力，分布式涵道系统提供辅助升力与姿态控制力矩；在巡航阶段，升力风扇系统逐渐退出工作，分布式涵道系统倾转至水平方向提供前飞推力，机翼提供主要升力。在过渡阶段，分布式涵道系统的倾转角从接近90°逐步减小至0°，飞行器由此完成从垂直飞行向水平飞行的模式转换。
这一构型的显著特点在于：两种动力单元在推力特性、功率特性和气动干扰特性上存在本质差异，二者在过渡过程中需要协调配合以满足全机力与力矩平衡，这决定了过渡走廊的求解必须同时考虑两类动力单元的工作特性。
2.2 纵向平衡方程的建立
飞行器在过渡状态下实现定常稳定飞行的前提条件是：作用于飞行器上的合外力和合外力矩均为零。基于牛顿-欧拉法，可建立飞行器在纵向平面内的力和力矩平衡方程。
当飞行器具有一定的前飞速度时，必然产生相应的气动阻力，动力系统产生的推力必须克服该阻力；同时，为保持飞行高度不变，竖直方向上的受力也必须保持平衡。此外，升力风扇系统与分布式涵道系统的推力作用点与重心不重合，各自产生的力矩必须相互平衡，以确保飞行器的姿态稳定。综合以上考虑，可建立包含升力风扇拉力、分布式涵道系统推力、涵道倾转角、机翼升力与阻力、俯仰力矩等变量的纵向平衡方程组。
在过渡走廊包线内，分布式涵道系统在任意倾转角度和任意飞行速度下都应存在满足上述平衡关系的配平解。飞行器定常飞行的另一关键前提是总升力不小于重力。对于本文所研究的构型，总升力由机翼升力、升力风扇系统拉力的垂直分量以及分布式涵道系统推力的垂直分量三部分共同提供。在过渡过程中，随着分布式涵道系统倾转角的逐渐减小，机体重力从主要由升力风扇系统和分布式涵道系统平衡，逐渐过渡为主要由机翼升力平衡，直至巡航状态完全由机翼升力承担。
2.3 动力单元建模方法
2.3.1 滑流理论基本框架
为了准确描述升力风扇系统和分布式涵道系统的动力特性，采用滑流理论进行建模。滑流理论基于以下基本假设：空气为无黏不可压理想气体；升力风扇视为均匀作用于空气的无限薄桨盘，通过桨盘的气流参数在桨盘平面各点处为常数；不考虑风扇旋转引起的滑流扭转；在定常飞行中滑流不存在周期性变化。
将上下风扇视为无限薄的两个圆盘，分别对风扇前方、风扇之间和风扇后方的流场建立控制体进行分析。由于风扇改变了空气的能量，风扇前后的流场不再满足伯努利方程，但通过流场的空气质量保持不变，因此仍满足质量守恒定律。由前后流场的质量守恒关系可以得出上下桨盘之间的诱导速度相等的结论。
2.3.2 涵道影响因子修正
与孤立螺旋桨不同，涵道的存在显著改变了风扇周围的气流特性，产生明显的增升效果。为了准确刻画这一效应，在滑流理论模型中引入涵道影响因子进行修正，建立了机身前部升力风扇系统和机身尾部分布式涵道系统的完整动力特性模型。
在悬停状态下，相对于孤立风扇，上风扇的下洗流对下风扇的影响占据了主导地位。由于涵道的约束作用，上下风扇之间的气动干扰模式发生改变。研究表明，在悬停状态产生相同拉力的情况下，升力风扇系统的理想功率比孤立升力风扇的理想功率减小约32%；换言之，在相同功率条件下，升力风扇系统的拉力比无涵道的孤立共轴升力风扇增大约17%，外部涵道的增升效果十分显著。
2.3.3 模型验证试验
为验证所建动力特性模型的准确性，针对机身前部升力风扇系统开展了地面试验，对机身尾部分布式涵道系统中的单个涵道开展了风洞试验。试验数据与理论模型预测结果吻合良好，证明基于滑流理论并引入涵道影响因子的建模方法能够准确描述升力风扇和涵道螺旋桨的推力特性与功率特性。这一验证结果为后续过渡走廊的求解提供了可靠的动力学基础。
2.4 过渡走廊求解框架
基于上述纵向平衡方程与动力特性模型，可建立分布式推进垂直起降飞行器过渡走廊的求解框架。首先给定机体迎角和前飞速度，在已知飞行器气动特性的基础上求得对应状态下作用在机身上的气动力；然后将该气动力代入纵向平衡模型，求解得到此状态下的配平所需升力风扇系统拉力、分布式涵道系统推力和涵道倾转角。分布式涵道系统倾转角随前飞速度的变化曲线即为所求过渡路线。
在此基础上，分别从机翼升力特性和动力单元需用功率两个维度引入限制条件，形成过渡走廊的约束边界。机翼升力特性限制条件给出飞行器在不同迎角下的安全工作范围，功率限制条件进一步筛选出动力系统能够支撑的工作状态。两者共同作用，最终确定分布式推进垂直起降飞行器完整的过渡走廊边界。
三、飞行器过渡走廊限制条件分析
3.1 机翼升力特性限制边界
机翼升力特性是过渡走廊的首层限制条件，直接决定了飞行器在给定迎角下能够安全工作的速度范围。一方面，当机翼迎角超过失速迎角时，机翼上表面气流发生大面积分离，升力系数急剧下降，飞行器进入危险的失速状态。在此状态下，飞行器丧失有效的气动控制能力，过渡过程中必须严格避免进入这一区域。另一方面，当机翼迎角低于零升迎角时，机翼产生负升力，即升力方向指向机翼下方。此时机翼不仅不能提供有效升力，反而成为负载，需要升力风扇系统和分布式涵道系统产生额外拉力来补偿，导致动力单元需用功率急剧增加，同样危及飞行安全。
综上所述，分布式推进垂直起降飞行器在过渡状态下应始终保持机翼迎角在安全区域内，该安全区域的上下边界分别由机翼失速迎角和零升迎角决定。零升迎角和失速迎角对应的过渡路线共同构成了由机翼升力特性所确定的过渡走廊基础边界。
3.2 功率限制边界
3.2.1 升力风扇系统需用功率限制
升力风扇系统在过渡过程中承担着重要的垂直升力提供功能，其需用功率主要取决于所需产生的拉力和来流速度。随着前飞速度的增大，升力风扇系统的气动载荷特性发生变化，需用功率也随之变化。当升力风扇系统的需用功率超过其额定可用功率时，系统将无法提供所需的升力，导致飞行高度无法保持。因此，升力风扇系统的额定功率构成了过渡走廊的一个重要约束边界。
3.2.2 分布式涵道系统需用功率限制
分布式涵道系统在过渡过程中既提供垂直方向升力分量，也提供水平方向推力分量。当涵道倾转角较大时，推力主要作用于垂直方向；随着倾转角逐渐减小，推力方向逐步向水平方向转移。在低速、小倾转角状态下，重力在机身轴线上的分量较大，分布式涵道系统需要产生较大的推力以平衡该分量，这可能导致其需用功率超过额定值，出现严重的功率超限现象。随着前飞速度增大即对应过渡迎角相对减小，分布式涵道系统的需用功率超限问题得到一定程度的缓解。分布式涵道系统的额定功率因此构成过渡走廊的另一个重要约束边界。
3.2.3 动力单元总需用功率限制
除单部件功率限制外，飞行器的总功率供给能力也构成限制条件。分布式推进垂直起降飞行器两个动力单元的推力和功率之和不能超过动力系统的总额定功率。总功率限制反映了整机能源系统的承载能力上限。
值得注意的是，相较于动力单元总需用功率的限制条件，升力风扇系统需用功率和分布式涵道系统需用功率各自限制条件下的安全区域更小。也就是说，单部件的功率限制边界比总功率限制边界更加严格。这一发现具有重要的工程意义：在进行总体参数设计时，仅关注总功率裕度是远远不够的，必须同时确保每个动力单元在过渡全过程中均不超过各自的额定功率。
3.2.4 多重限制条件的综合作用
在升力特性和动力单元需用功率的多重限制条件下，分布式推进垂直起降飞行器完整的过渡走廊边界由零升迎角边界、失速迎角边界、升力风扇系统功率边界和分布式涵道系统功率边界共同组成。在升力特性过渡走廊内，并非每个状态点都满足功率限制条件。基于功率计算模型对各状态点的需用功率进行求解后，可将升力特性过渡走廊划分为安全区域和超限区域两部分，其中升力风扇系统需用功率边界、分布式涵道系统需用功率边界以及动力单元总需用功率边界共同组成了功率限制边界。
四、飞行器过渡走廊计算及结果分析
4.1 动力单元模型试验验证
在进行过渡走廊计算之前，针对分布式推进垂直起降飞行器的动力单元开展了系统性的试验验证工作。对机身前部升力风扇系统进行了地面试验，测试不同转速下的推力-功率特性；对机身尾部分布式涵道系统中的单个涵道单元进行了风洞试验，测试不同来流速度与倾转角度下的推力特性与功率特性。
试验结果表明，基于滑流理论并引入涵道影响因子所建立的动力特性模型能够准确预测升力风扇系统和涵道螺旋桨的推力与功率输出。在悬停状态下，外部涵道对升力风扇系统的增升效果显著——相同功率下拉力比无涵道孤立风扇提升约17%，这一结论与理论分析结果一致，验证了模型的可靠性。
4.2 升力特性边界求解
基于前文建立的纵向平衡模型和限制条件，对案例飞行器的升力特性过渡边界进行了计算。案例飞行器动力单元主要包括直径600 mm的升力风扇系统和后排12个直径150 mm涵道螺旋桨组成的分布式涵道系统。在过渡阶段，假定分布式涵道系统中各涵道螺旋桨的倾转角度和转速保持一致。
计算结果显示，在迎角较大的情况下，飞行器完成过渡过程——即分布式涵道系统倾转角减小至0°时——对应的前飞速度较小；随着迎角减小，同一分布式涵道系统倾转角对应的前飞速度逐渐增大。其原因是迎角减小引起机翼升力系数降低，为保持飞行高度不变，所需的前飞速度必然增大。这一规律表明，完成过渡所需要的最小前飞速度与过渡状态迎角呈反比关系。
在零升迎角下，随着前飞速度增大，分布式涵道系统倾转角和升力风扇系统拉力均逐渐减小，而分布式涵道系统推力呈现先减小后增大的变化趋势。这一现象可解释如下：零升迎角下虽然升力系数为零，但阻力系数和俯仰力矩系数依然存在。随着前飞速度增大，低头力矩逐渐增大，要求升力风扇系统拉力相应增大以保证力矩平衡。升力风扇系统拉力的增大降低了对分布式涵道系统推力垂直分量的需求，但阻力的增加又增大了对推力水平分量的需求，这两种效应在不同阶段的主导地位不同，因此分布式涵道系统推力出现了非单调的变化趋势。
在失速迎角下，随着前飞速度增大，分布式涵道系统倾转角和升力风扇系统拉力逐渐减小，分布式涵道系统推力逐渐增大，其变化趋势符合低速状态下的气动力变化规律。当分布式涵道系统倾转角减小至0°时，对应推力为503.6 N，升力风扇系统拉力为13.7 N，可认为完成了完整的过渡过程。
4.3 需用功率边界求解
在机翼升力特性过渡走廊内，并非每一个状态点都满足功率限制条件。基于升力风扇系统和分布式涵道系统的功率计算模型，对升力特性过渡走廊内各状态点对应的需用功率进行求解，得到了动力单元所需功率随前飞速度和涵道倾转角变化的三维曲面。将曲面与功率限制平面相交，其交线投影至涵道倾转角-前飞速度平面，即可将升力特性过渡走廊划分为安全区域和超限区域。
计算结果表明，升力风扇系统的需用功率与前飞速度呈正比关系。在涵道倾转角为0°时，对应的最大前飞速度约为25 m/s，超过此速度后升力风扇系统的需用功率将超出其额定功率。
分布式涵道系统的需用功率在小倾转角、低速状态下出现严重的超限现象。究其原因，小倾转角、低速状态对应的过渡迎角较大，此时重力在机身轴线上的分量较大，需要分布式涵道系统产生较大的推力以平衡该分量，从而造成严重的功率超限。随着前飞速度增大即对应过渡迎角相对减小，分布式涵道系统的需用功率超限现象得到一定程度的缓解。
受到升力风扇系统和分布式涵道系统的综合影响，动力单元总需用功率同时呈现前两者的变化特征。总功率额度的增加在一定程度上扩大了安全区域，这表明后续可以通过改进功率分配方案来适配不同的过渡需求。
值得特别关注的是，单部件的功率限制条件比总功率限制条件更为严格。在升力风扇系统需用功率和分布式涵道系统需用功率的限制下，安全区域比总功率限制条件下的安全区域更小。这一结果表明，在总体设计阶段，不仅要确保总功率供给充足，更需确保每个动力单元在过渡全过程中均不超过各自的额定功率边界。
最终，在机翼升力特性限制和动力单元需用功率限制的共同作用下，分布式推进垂直起降飞行器完整的过渡走廊边界得以确定，该边界由零升迎角边界、失速迎角边界、升力风扇系统功率边界和分布式涵道系统功率边界四部分共同构成。
五、飞行器发展趋势与市场前景
5.1 技术发展趋势
分布式推进垂直起降飞行器作为先进航空动力的重要发展方向，正处于从技术验证向工程应用转化的关键时期。从技术演进的角度来看，以下几个方向值得关注：
动力系统集成化与高效化。分布式推进架构将多个动力单元整合为一体，对功率密度、热管理和控制协调提出了更高要求。未来分布式推进系统将朝着更高功率密度、更优气动集成和更智能能量管理的方向发展。以分布式电动推进（DEP）为代表的动力架构正在突破传统VTOL飞行器需要两套独立动力系统的设计局限，使单一平台能够实现起飞、悬停、过渡和高速巡航的多模式飞行。
过渡控制智能化。过渡状态的控制是分布式推进垂直起降飞行器面临的核心挑战之一。随着高维过渡走廊建模方法的不断完善，基于过渡性能的过渡策略设计框架正逐步形成，融合计算流体力学（CFD）与试验数据的动力学建模方法为高精度控制提供了基础。未来，基于模型预测控制、自适应控制和深度强化学习的智能过渡策略将成为重要的技术突破方向。
构型创新与多学科优化。分布式推进垂直起降飞行器的构型选择直接影响过渡走廊的宽窄与形状，进而影响飞行器的安全性和使用灵活性。分布式推进-翼（DPW）构型将动力单元嵌入机翼内部，实现了推进系统与气动面的完全融合，为更高效的飞行器设计提供了可能。在过渡走廊研究的基础上，通过改变设计参数开展敏感性分析，可以进一步揭示过渡走廊的影响因素，为总体参数的多学科优化设计提供依据。
5.2 市场前景与产业化进程
垂直起降飞行器正处于从研发验证迈向商业化运营的历史性转折期。2026年被欧洲航空安全局、美国联邦航空局和中国民用航空局不约而同地定位为eVTOL商业化运营的关键节点，各国将正式颁发型号合格证，为低空经济按下“加速键”。
从市场数据来看，中国低空经济市场规模在2025年已达1.5万亿元，无人机运营企业近2万家，eVTOL年度订单总额超过300亿元。2026年初，国内eVTOL头部企业沃飞长空完成近10亿元新一轮融资，创下该领域的最大单笔融资纪录，表明资本市场对低空经济赛道的高度关注。据行业预测，eVTOL行业的真正拐点将在2026年至2027年间到来，届时行业将迎来从研发端向商业化端突破、从产品向商品转化的决定性窗口期。
对于分布式推进垂直起降飞行器而言，过渡走廊研究的技术价值将在产业化进程中进一步凸显。准确的过渡走廊刻画不仅为适航取证提供安全性评估依据，也为航线规划、飞行包线管理和运营成本优化提供关键参数支撑。可以预见，随着适航取证进程的加速、基础设施建设网络的完善以及运营场景的规模化验证，分布式推进垂直起降飞行器将在城市空中交通、区域物流运输、应急救援和特种作业等领域获得广阔的应用空间。
本文围绕分布式推进垂直起降固定翼飞行器的过渡走廊边界问题，从构型特点与求解模型、限制条件分析、计算结果与试验验证以及发展趋势四个方面进行了系统性论述，主要结论如下：
（1）分布式推进垂直起降飞行器采用升力风扇系统与分布式涵道系统组合的动力配置，其过渡走廊的求解需基于牛顿-欧拉法建立纵向平衡方程，并采用滑流理论并引入涵道影响因子对动力单元进行精确建模，经地面试验与风洞试验验证的模型为过渡走廊计算提供了可靠基础。
（2）过渡走廊由机翼升力特性限制边界和功率限制边界共同决定。升力特性限制边界的上下限分别为失速迎角和零升迎角；功率限制边界包括升力风扇系统需用功率限制、分布式涵道系统需用功率限制和动力单元总需用功率限制三个层面。
（3）计算结果表明，完成过渡所需的最小前飞速度与迎角呈反比；分布式涵道系统在低速、小倾转角状态下的需用功率出现严重超限；单部件的功率限制条件比总功率限制条件更为严格，这一认识对总体设计具有重要警示意义。
（4）分布式推进垂直起降飞行器正处于从技术验证向商业化运营转化的关键期，过渡走廊研究为适航取证、控制系统设计和总体参数优化提供了核心依据，具有重要的工程应用价值。
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