空氣動力學(xué)與垂直起降技術(shù)資料

空氣動力學(xué)

（流體力學(xué)的一個分支）空氣動力學(xué)是流體力學(xué)的一個分支，它主要研究物體在同氣體作相對運動情況下的受力特性、氣體流動規(guī)律和伴隨發(fā)生的物理化學(xué)變化。它是在流體力學(xué)的基礎(chǔ)上，隨著航空工業(yè)和噴氣推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展而成長起來的一個學(xué)科。

中文名稱空氣動力學(xué)外文名稱Aerodynamics所屬學(xué)科物理學(xué)研究內(nèi)容物體在流體中運動時而產(chǎn)生各種力

簡介

空氣動力學(xué)的分支之一——汽車空氣動力學(xué)空氣動力學(xué)，是流體力學(xué)的一個分支,主要研究物體在空氣或其它氣體中運動時而產(chǎn)生各種力?？諝鈩恿W(xué)為流體力學(xué)在工程上的應(yīng)用力學(xué)，特別討論在馬赫數(shù)大于0.3的流場情形。空氣動力學(xué)因為討論的狀況接近真實流體，考慮了真實流體的黏滯性、可壓縮性、三維運動等特點，所以得到的計算方程式比較復(fù)雜，通常為非線性的偏微分方程式形式。這種方程在絕大多數(shù)的情況下都難以求得解析解的，加之早期計算技術(shù)還比較落后，所以當(dāng)時大多是以實驗的方式來求得所需的數(shù)據(jù)。隨著計算機(jī)技術(shù)的迅速發(fā)展，使用計算機(jī)進(jìn)行大量數(shù)值運算來求解空氣動力學(xué)方程式成為可能。利用數(shù)值法以及計算流體力學(xué)方法，可以求出非線性偏微分方程的數(shù)值解，得到所需要的各種數(shù)據(jù)，從而省去了大量的實驗成本。由于數(shù)學(xué)模型的不斷完善以及計算機(jī)計算能力的不斷提高，已經(jīng)可以采用電腦模擬流場的方式來取代部分空氣動力學(xué)實驗。

發(fā)展簡史瑞士數(shù)學(xué)家歐拉最早對空氣動力學(xué)的研究，可以追溯到人類對鳥或彈丸在飛行時的受力和力的作用方式的種種猜測。17世紀(jì)后期，荷蘭物理學(xué)家惠更斯首先估算出物體在空氣中運動的阻力；1726年，牛頓應(yīng)用力學(xué)原理和演繹方法得出：在空氣中運動的物體所受的力，正比于物體運動速度的平方和物體的特征面積以及空氣的密度。這一工作可以看作是空氣動力學(xué)經(jīng)典理論的開始。1755年，數(shù)學(xué)家歐拉得出了描述無粘性流體運動的微分方程，即歐拉方程。這些微分形式的動力學(xué)方程在特定條件下可以積分，得出很有實用價值的結(jié)果。19世紀(jì)上半葉，法國的納維和英國的斯托克斯提出了描述粘性不可壓縮流體動量守恒的運動方程，后稱為納維-斯托克斯方程。

到19世紀(jì)末，經(jīng)典流體力學(xué)的基礎(chǔ)已經(jīng)形成。20世紀(jì)以來，隨著航空事業(yè)的迅速發(fā)展，空氣動力學(xué)便從流體力學(xué)中發(fā)展出來并形成力學(xué)的一個新的分支。

航空要解決的首要問題是如何獲得飛行器所需要的升力、減小飛行器的阻力和提高它的飛行速度。這就要從理論和實踐上研究飛行器與空氣相對運動時作用力的產(chǎn)生及其規(guī)律。1894年，英國的蘭徹斯特首先提出無限翼展機(jī)翼或翼型產(chǎn)生升力的環(huán)量理論，和有限翼展機(jī)翼產(chǎn)生升力的渦旋理論等。但蘭徹斯特的想法在當(dāng)時并未得到廣泛重視。

空氣動力學(xué)在飛行器的研制上起重要的作用約在1901?1910年間，庫塔和儒科夫斯基分別獨立地提出了翼型的環(huán)量和升力理論，并給出生力理論的數(shù)學(xué)形式，建立了二維機(jī)翼理論。1904年，德國的普朗特發(fā)表了著名的低速流動的邊界層理論。該理論指出在不同的流動區(qū)域中控制方程可有不同的簡化形式。邊界層理論極大地推進(jìn)了空氣動力學(xué)的發(fā)展。普朗特還把有限翼展的三維機(jī)翼理論系統(tǒng)化，給出它的數(shù)學(xué)結(jié)果，從而創(chuàng)立了有限翼展機(jī)翼的升力線理論。但它不能適用于失速、后掠和小展弦比的情況。1946年美國的瓊期提出了小展弦比機(jī)翼理論，利用這一理論和邊界層理論，可以足夠精確地求出機(jī)翼上的壓力分布和表面摩擦阻力。奧地利-捷克物理學(xué)家和哲學(xué)家恩斯特?馬赫小擾動在超聲速流中傳播會疊加起來形成有限量的突躍——激波。在許多實際超聲速流動中也存在著激波。在絕熱情況下，氣流通過激波流場，參量發(fā)生突躍，熵增加而總能量保持不變。

英國科學(xué)家蘭金在1870年、法國科學(xué)家希貢扭在1887年分別獨立地建立了氣流通過激波所應(yīng)滿足的關(guān)系式，為超聲速流場的數(shù)學(xué)處理提供了正確的邊界條件。對于薄翼小擾動問題，阿克萊特在1925年提出了二維線化機(jī)翼理論，以后又相應(yīng)地出現(xiàn)了三維機(jī)翼的線化理論。這些超聲速流的線化理論圓滿地解決了流動中小擾動的影響問題。

近代航空和噴氣技術(shù)的迅速發(fā)展使飛行速度迅猛提高。在高速運動的情況下，必須把流體力學(xué)和熱力學(xué)這兩門學(xué)科結(jié)合起來，才能正確認(rèn)識和解決高速空氣動力學(xué)中的問題。 1887?1896年間，

奧地利科學(xué)家馬赫在研究彈丸運動擾動的傳播時指出：在小于或大于聲速的不同流動中，彈丸引起的擾動傳播特征是根本不同的。在高速流動中，流動速度與當(dāng)?shù)芈曀僦仁且粋€重要的無量綱參數(shù)。1929年，德國空氣動力學(xué)家阿克萊特首先把這個無量綱參數(shù)與馬赫的名字聯(lián)系起來，十年后，馬赫數(shù)這個特征參數(shù)在氣體動力學(xué)中廣泛引用。

在飛行速度或流動速度接近聲速時，飛行器的氣動性能發(fā)生急劇變化，阻力突增，升力驟降。飛行器的操縱性和穩(wěn)定性極度惡化，這就是航空史上著名的聲障。大推力發(fā)動機(jī)的出現(xiàn)沖過了聲障，但并沒有很好地解決復(fù)雜的跨聲速流動問題。直至20世紀(jì)60年代以后，由于跨聲速巡航飛行、機(jī)動飛行，以及發(fā)展高效率噴氣發(fā)動機(jī)的要求，跨聲速流動的研究更加受到重視，并有很大的發(fā)展。

人造衛(wèi)星的研制推動空氣動力學(xué)的發(fā)展遠(yuǎn)程導(dǎo)彈和人造衛(wèi)星的研制推動了高超聲速空氣動力學(xué)的發(fā)展。在50年代到60年代初，確立了高超聲速無粘流理論和氣動力的工程計算方法。60年代初，高超聲速流動數(shù)值計算也有了迅速的發(fā)展。通過研究這些現(xiàn)象和規(guī)律，發(fā)展了高溫氣體動力學(xué)、高速邊界層理論和非平衡流動理論等。由于在高溫條件下會引起飛行器表面材料的燒蝕和質(zhì)量的引射，需要研究高溫氣體的多相流?？諝鈩恿W(xué)的發(fā)展出現(xiàn)了與多種學(xué)科相結(jié)合的特點?？諝鈩恿W(xué)發(fā)展的另一個重要方面是實驗研究，包括風(fēng)洞等各種實驗設(shè)備的發(fā)展和實驗理論、實驗方法、測試技術(shù)的發(fā)展。世界上第一個風(fēng)洞是英國的韋納姆在1871年建成的。到今天適用于各種模擬條件、目的、用途和各種測量方式的風(fēng)洞已有數(shù)十種之多，風(fēng)洞實驗的內(nèi)容極為廣泛。

20世紀(jì)70年代以來，激光技術(shù)、電子技術(shù)和電子計算機(jī)的迅速發(fā)展，極大地提高了空氣動力學(xué)的實驗水平和計算水平，促進(jìn)了對高度非線性問題和復(fù)雜結(jié)構(gòu)（如湍流）的流動的研究。除了上述由航空航天事業(yè)的發(fā)展推進(jìn)空氣動力學(xué)的發(fā)展之外，60年代以來，由于交通、運輸、建筑、氣象、環(huán)境保護(hù)和能源利用等多方面的發(fā)展，出現(xiàn)了工業(yè)空氣動力學(xué)等分支學(xué)科。

研究內(nèi)容

電腦模擬的X-43A飛行器空氣力學(xué)模型分類通常所說的空氣動力學(xué)研究內(nèi)容是飛機(jī)，導(dǎo)彈等飛行器在各種飛行條件下流場中氣體的速度、壓力和密度等參量的變化規(guī)律，飛行器所受的升力和阻力等空氣動力及其變化規(guī)律，氣體介質(zhì)或氣體與飛行器之間所發(fā)生的物理化學(xué)變化以及傳熱傳質(zhì)規(guī)律等。從這個意義上講，空氣動力學(xué)可有兩種分類法：首先，根據(jù)流體運動的速度范圍或飛行器的飛行速度，空氣動力學(xué)可分為低速空氣動力學(xué)和高速空氣動力學(xué)。通常大致以400千米/小時這一速度作為劃分的界線。在低速空氣動力學(xué)中，氣體介質(zhì)可視為不可壓縮的，對應(yīng)的流動稱為不可壓縮流動。大于這個速度的流動，須考慮氣體的壓縮性影響和氣體熱力學(xué)特性的變化。這種對應(yīng)于高速空氣動力學(xué)的流動稱為可壓縮流動。其次，根據(jù)流動中是否必須考慮氣體介質(zhì)的粘性，空氣動力學(xué)又可分為理想空氣動力學(xué)（或理想氣體動力學(xué)）和粘性空氣動力學(xué)。邊緣性的分支學(xué)科

錢學(xué)森除了上述分類以外，空氣動力學(xué)中還有一些邊緣性的分支學(xué)科。例如稀薄氣體動力學(xué)、高溫氣體動力學(xué)等。

在低速空氣動力學(xué)中，介質(zhì)密度變化很小，可視為常數(shù)，使用的基本理論是無粘二維和三維的位勢流、翼型理論、升力線理論、升力面理論和低速邊界層理論等；對于亞聲速流動，無粘位勢流動服從非線性橢圓型偏微分方程，研究這類流動的主要理論和近似方法有小擾動線化方法，普朗特-格勞厄脫法則、卡門-錢學(xué)森公式和速度圖法，在粘性流動方面有可壓縮邊界層理論；對于超聲速流動，無粘流動所服從的方程是非線性雙曲型偏微分方程。

在超聲速流動中，基本的研究內(nèi)容是壓縮波、膨脹波、激波、普朗特-邁耶爾流動、錐型流，等等。主要的理論處理方法有超聲速小擾動理論、特征線法和高速邊界層理論等。跨聲速無粘流動可分外流和內(nèi)流兩大部分，流動變化復(fù)雜，流動的控制方程為非線性混合型偏微分方程，從理論上求解困難較大。高超聲速流動的主要特點是高馬赫數(shù)和大能量，在高超聲速流動中，真實氣體效應(yīng)和激波與邊界層相互干擾問題變得比較重要。高超聲速流動分無粘流動和高超聲速粘性流兩大方面。工業(yè)空氣動力學(xué)主要研究在大氣邊界層中，風(fēng)同各種結(jié)構(gòu)物和人類活動間的相互作用，以及大氣邊界層內(nèi)風(fēng)的特性、風(fēng)對建筑物的作用、風(fēng)引起的質(zhì)量遷移、風(fēng)對運輸車輛的作用和風(fēng)能利用，以及低層大氣的流動特性和各種顆粒物在大氣中的擴(kuò)散規(guī)律，特別是端流擴(kuò)散的規(guī)律，等等。

其他領(lǐng)域中

WingtipVortex[1]除航空航天外，空氣動力學(xué)在其他領(lǐng)域也有非常重要的應(yīng)用。在包括汽車在內(nèi)的所有交通工具的設(shè)計中，它都是一個很重要的因素。大型建筑物涉及到風(fēng)載荷，市內(nèi)空氣動力學(xué)研究城市的微氣候環(huán)境，環(huán)境空氣動力學(xué)研究大氣環(huán)流和飛行對生態(tài)系統(tǒng)的影響。還有引擎設(shè)計所涉及的熱流和內(nèi)流也是空氣動力學(xué)非常重要的一個方面。

守恒定律

空氣動力學(xué)問題的求解依賴于氣體在三個方面的守恒：質(zhì)量守恒：只有在氣體的速度高至必須考慮相對論效應(yīng)時此定律才會失效。動量守恒：由牛頓第二定律推導(dǎo)可得。能量守恒：在不考慮粘性時，即機(jī)械能守恒；在必須考慮粘性的情況下，即機(jī)械能和熱能的守恒。[2]

附面層流動附面層（又叫邊界層）是一個非常重要的概念。1904年，德國著名科學(xué)家普朗特（Prandtl）首先提出邊界層的概念。它來源于這樣一個基本事實：通常情況下，雷諾數(shù)較大的情況，空氣的粘性或摩擦作用只在靠近物體表面很薄的一個區(qū)域內(nèi)起主要作用，遠(yuǎn)離這個區(qū)域，粘性的影響急劇下降。我們稱這樣一個很小的區(qū)域為附面層（邊界層）。

邊界層概念的提出，使得許多以前難以求解的問題變得可以求解，因為我們只需要在很小的一個區(qū)域考慮粘性的影響，求解納維-斯托克斯方程。而在其他區(qū)域，只需要求解勢流或者求解描述無粘性流體運動的歐拉方程。眾所周知，勢流和歐拉方程的求解難度遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于納維-斯托克斯方程。

超音速空氣動力學(xué)

協(xié)和飛機(jī)——“協(xié)和”超音超音速空氣動力學(xué)研究當(dāng)流動速度大于音速時的情況。比如計算協(xié)和飛機(jī)在巡航狀態(tài)下的升力就是一個超音速空氣動力學(xué)問題。超音速流動和亞音速流動有著顯著的不同。在亞音速時，壓力波動可以從流場后方傳遞至前方，而在超音速時，壓力波動則無法傳遞至上游。這樣，流體性質(zhì)的變化便被壓縮在一個極小的范圍內(nèi)，也就形成了所謂的激波。

激波會將大量的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成熱能。伴隨著高粘性（參照雷諾數(shù)）流體的可壓縮特性。激波的出現(xiàn)，是亞音速和超音速空氣動力學(xué)的基本區(qū)別。

亞音速空氣動力學(xué)當(dāng)流體流動速度小于音速時，我們稱之為亞音速流動。更進(jìn)一步，當(dāng)馬赫數(shù)（即流體速度與音速之比）小于0.3時，氣體的可壓縮性可以忽略不計。

實驗裝備

編輯

實驗研究則是借助實驗設(shè)備或裝置，觀察和記錄各種流動現(xiàn)象，測量氣流同物體的相互作用，發(fā)現(xiàn)新的物理特點并從中找出規(guī)律性的結(jié)果。由于近代高速電子計算機(jī)的迅速發(fā)展，數(shù)值計算在研究復(fù)雜流動和受力計算方面起著重要作用，高速電子計算機(jī)在實驗研究中的作用也日益增大。因此，理論研究、實驗研究、數(shù)值計算三方面的緊密結(jié)合是近代空氣動力學(xué)研究的主要特征。

研究方法

理論和實驗空氣動力學(xué)的研究，分理論和實驗兩個方面。理論和實驗研究兩者彼此密切結(jié)合，相輔相成。理論研究所依據(jù)的一般原理有：運動學(xué)方面，遵循質(zhì)量守恒定律；動力學(xué)方面，遵循牛頓第二定律；能量轉(zhuǎn)換和傳遞方面，遵循能量守恒定律；熱力學(xué)方面，遵循熱力學(xué)第一和第二定律；介質(zhì)屬性方面，遵循相應(yīng)的氣體狀態(tài)方程和粘性、導(dǎo)熱性的變化規(guī)律，等等。

研究過程

空氣動力學(xué)研究的過程一般是：通過實驗和觀察，對流動現(xiàn)象和機(jī)理進(jìn)行分析，提出合理的力學(xué)模型，根據(jù)上述幾個方面的物理定律，提出描述流動的基本方程和定解條件；然后根據(jù)實驗結(jié)果，再進(jìn)一步檢驗理論分析或數(shù)值結(jié)果的正確性和適用范圍，并提出進(jìn)一步深入進(jìn)行實驗或理論研究的問題。如此不斷反復(fù)、廣泛而深入地揭示空氣動力學(xué)問題的本質(zhì)。

20世紀(jì)70年代以來，空氣動力學(xué)發(fā)展較為活躍的領(lǐng)域是湍流、邊界層轉(zhuǎn)捩、激波與邊界層相互干擾、跨聲速流動、渦旋和分離流動、多相流、數(shù)值計算和實驗測試技術(shù)等等。此外，工業(yè)空氣動力學(xué)、環(huán)境空氣動力學(xué)，以及考慮有物理化學(xué)變化的氣體動力學(xué)也有很大的發(fā)展。

靜力學(xué)、動力學(xué)、流體力學(xué)、分析力學(xué)、運動學(xué)、固體力學(xué)、材料力學(xué)、復(fù)合材料力學(xué)、流變學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)、彈性力學(xué)、塑性力學(xué)、爆炸力學(xué)、磁流體力學(xué)、空氣動力學(xué)、理性力學(xué)、物理力學(xué)、天體力學(xué)、生物力學(xué)、計算力學(xué)

物理學(xué)概覽、力學(xué)、熱學(xué)、光學(xué)、聲學(xué)、電磁學(xué)、核物理學(xué)、固體物理學(xué)

詞條圖片（14張）飛行原理

?標(biāo)準(zhǔn)大氣?氣體狀態(tài)方程?壓強(qiáng)?完全氣體?可壓縮流體

?不可壓縮流體?聲速?馬赫數(shù)?臨界馬赫數(shù)?理想流體

?黏性流體?黏性系數(shù)?雷諾數(shù)?普朗特數(shù)?努塞特數(shù)

?施特魯哈爾數(shù)?弗勞德數(shù)?流場?流線?流管

?流譜?跡線?旋渦?有旋流?無旋流

?等熵流動?定常流?非定常流?亞聲速流?跨聲速流

?超聲速流?馬赫波?馬赫角?馬赫錐?膨脹波

?壓縮波?激波?層流?湍流?轉(zhuǎn)捩其他科技名詞

動力氣象學(xué)

?動力氣象學(xué)?大氣熱力學(xué)?力能學(xué)?氣體常數(shù)?感熱

?可逆絕熱過程?潛熱?道爾頓定律?熱功當(dāng)量?不可逆絕熱過程

?逆濕?熱力學(xué)方程?外強(qiáng)迫?理想流體?理想氣體

?不可壓縮流體?融［化］點?逆溫?湍流逆溫?廓線

?地面逆溫?輻射逆溫?輻射冷卻?覆蓋逆溫?下沉逆溫

?鋒面逆溫?信風(fēng)逆溫?逆溫層?熱力學(xué)圖?熵

?等熵面圖?等熵分析?溫熵圖?焓?溫度-對數(shù)壓力圖?溫度梯度?溫度平流?氣塊?絕熱上升?絕熱下沉2．能量守恒定律

垂直起降

編輯垂直起降技術(shù)顧名思義就是飛機(jī)不需要滑跑就可以起飛和著陸的技術(shù)。它是從50年代末期開始發(fā)展的一項航空技術(shù)。

簡介這里把飛機(jī)的飛行分為三個主要階段，即起飛、平飛和降落，其中飛機(jī)實現(xiàn)起飛和降落的方式就是滑跑方式，所以需要機(jī)場跑道。而垂直起降主要指固定翼飛機(jī)可以不用借助跑道而在原地就能垂直起飛和垂直降落，可以不用機(jī)場跑道，所以一直是航空人士追求的一個目標(biāo)。一般像直升飛機(jī)、氣球等的飛行不作為垂直起降來考慮。

背景垂直起降技術(shù)的誕生主要是因為飛機(jī)滑跑起飛方式的不足，特別是在歷次戰(zhàn)爭中的表現(xiàn)，讓飛機(jī)的垂直起降進(jìn)入人們的視線。二戰(zhàn)及中東戰(zhàn)爭等戰(zhàn)爭直接對敵方機(jī)場的襲擊讓人們感受到了需要跑道的滑跑式飛機(jī)的不足之處，而冷戰(zhàn)則是垂直起降技術(shù)的催化劑。二戰(zhàn)后的五六十年代，在極有可能爆發(fā)核戰(zhàn)爭的陰影下，人們擔(dān)心出現(xiàn)核大戰(zhàn)對機(jī)場造成破壞、常規(guī)飛機(jī)無法出動的局面，所以催生了固定翼飛機(jī)的垂直起降技術(shù)。垂直起降飛機(jī)減少或基本擺脫了對跑道的依賴，只需要很小的平地就可以拔地而起和垂直著陸，所以在戰(zhàn)爭中飛機(jī)可以分散配置，便于靈活出擊、轉(zhuǎn)移和偽裝隱蔽，不易被敵方發(fā)現(xiàn)，出勤率也大幅提高，并且對敵方的打擊具有很高的突然性，大大提高了飛機(jī)的戰(zhàn)場生存率。另外，具有垂直起降能力的飛機(jī)不需要專門的機(jī)場和跑道，這樣就省去了昂貴的機(jī)場建設(shè)費用，不用驅(qū)鳥了，也能在惡劣氣象條件下起降，好處太多，降低了使用成本，所以飛機(jī)的垂直起降成了航空發(fā)展的一個方向。

基本原理要研究垂直起降技術(shù)是怎樣實現(xiàn)的，就要知道比空氣重的飛機(jī)是如何飛行的。飛機(jī)飛行需要克服兩種力—重力和阻力。重力是由飛機(jī)的氣動面，即機(jī)翼和尾翼產(chǎn)生的垂直升力平衡的；阻力則是由發(fā)動機(jī)提供的水平推力克服的。正常飛機(jī)的起飛過程就是飛機(jī)在發(fā)動機(jī)的推動下，在跑道上克服阻力向前滑跑，機(jī)翼在空氣中直線平移運動，利用特定翼型和飛行狀態(tài)產(chǎn)生的空氣壓差獲取升力。隨著速度的加快，升力也越來越大，當(dāng)滑跑速度足夠大到使機(jī)翼產(chǎn)生的升力大于飛機(jī)的重量時，飛機(jī)就可以離開地面升空飛行了。由于在一定的條件下飛行的阻力遠(yuǎn)小于飛機(jī)的重量，所以飛機(jī)的飛行可以實現(xiàn)以小推力托起大重量，也就是推重比小于1，是一種省力的飛行方式。

從上面可以看出，飛機(jī)要想飛行必須克服重力，而垂直起落飛機(jī)由于不需要滑跑，就不可能由機(jī)翼產(chǎn)生克服重力的升力。那到底如何才能實現(xiàn)在原地的垂直起降呢？只能有兩種方法，一種是噴氣反作用力，一種是利用空氣動力。噴氣反作用力，就是由發(fā)動機(jī)向下噴氣產(chǎn)生的反作用力升力來克服重力實現(xiàn)垂直起降的。辦法有三個，一個是偏轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)的噴管（如英國的鷂式），第二種是直接使用升力發(fā)動機(jī)提供升力，第三個是前兩種辦法的組合，同時使用升力發(fā)動機(jī)和主發(fā)動機(jī)（如前蘇聯(lián)的雅克）。根據(jù)牛頓第三定律，作用力與反作用力大小相等，也就是發(fā)動機(jī)的的推力與升力相等，那么垂直起降時的推重比就得大于1才能垂直起降，與推重比小于1的飛機(jī)的飛行相比，這種反作用力升力并不省力，耗能太多，不實用，因此很難推廣。

空氣動力垂直起降，就是在發(fā)動機(jī)輸出的扭矩力作用下能利用空氣動力的裝置，比如風(fēng)扇等，像美國的F-35B的升力風(fēng)扇就是一種。

但這種傳統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)式的升力風(fēng)扇還是問題多多，所以還要對傳統(tǒng)風(fēng)扇進(jìn)行改進(jìn)，比如多環(huán)分級升力風(fēng)扇，使風(fēng)扇超薄，強(qiáng)力，堅固。

由于旋轉(zhuǎn)式的本質(zhì)缺點不能改變，所以把扇葉由旋轉(zhuǎn)運動改變成平移運動，這種風(fēng)扇的效能就提高了，并且矩形也利于安裝，也許是將來飛機(jī)垂直起降的一個方向。風(fēng)扇由于是利用與空氣的相互作用力（主要是大氣壓力差，其次反作用力）為垂直起降的升力的，埋植在機(jī)翼中，與空氣的接觸面積大，所以升力強(qiáng)大，油耗較小，是個有前途的發(fā)展方向。

主要類型到目前為止，垂直起降飛機(jī)先后研制過五大類型：尾座式，傾轉(zhuǎn)動力裝置式，推力轉(zhuǎn)向式，專用升力動力裝置式和上述后三類的混合配置式。

尾座式，這種設(shè)想最直截了當(dāng)，飛機(jī)停在地面上即機(jī)頭朝天，垂直放置。飛機(jī)用普通布局，但有幾個輪子裝在水平尾翼和垂直尾翼后端翼尖上作為起落架。起飛時拉力超過它的重量即可垂直上天，然后操縱飛機(jī)下俯，轉(zhuǎn)為平飛姿態(tài)。著陸前飛機(jī)也要從平飛轉(zhuǎn)為垂直向天姿態(tài)，然后減少功率或推力緩慢垂直降落。曾先后有三種這樣的飛機(jī)試飛成功，而且證明從垂直姿態(tài)轉(zhuǎn)換為平飛以及相反轉(zhuǎn)換都是可能的。首先是美國康維爾（Convair）公司的XFY-1型，1954年8月首飛，同年11月2日轉(zhuǎn)換飛行成功，動力是1臺渦槳發(fā)動機(jī)，最大功率5850軸馬力。另一架是美國瑞安（Ryan）公司的X-13型，裝1臺英國“阿望”（Avon）噴氣發(fā)動機(jī)，最大推力4535千克，1955年8月首飛，1957年11月轉(zhuǎn)換飛行成功。此外還有一架法國國營航空發(fā)動機(jī)研究和制造公司的C.450-01型試驗機(jī)，該機(jī)采用環(huán)形機(jī)翼，裝1臺“阿塔”（Atar）101E噴氣發(fā)動機(jī)，最大推力達(dá)到3700千克，1959年5月首次垂直飛行，但在同年7月25日的轉(zhuǎn)換飛行試驗中不幸墜毀。據(jù)了解，蘇聯(lián)也曾進(jìn)行過類似飛機(jī)的試驗。

此后這種類型的垂直起降飛機(jī)沒有再研制，主要因為必須解決的問題太多，特別是降落時飛機(jī)須轉(zhuǎn)為垂直向上，飛行員相當(dāng)于平躺著，兩眼朝天，地面什么都看不見，無法直接估計離地高度，操作之困難可想而知。

名機(jī)簡介各國的垂直起降飛機(jī)英國的“鷂”式(Harrier)就是使用偏轉(zhuǎn)噴管方式的垂直起降飛機(jī)。它是由英國霍克?西德利公司于1966年研制成功的“鷂式”戰(zhàn)斗機(jī)，該機(jī)從1957年開始研制，這種飛機(jī)機(jī)身中部安裝有一臺“飛馬”式推力轉(zhuǎn)向發(fā)動機(jī)(“飛馬”發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)圖)，前后兩對可旋轉(zhuǎn)噴口分別位于機(jī)身兩側(cè)，相對機(jī)身重心保持對稱。發(fā)動機(jī)將從進(jìn)氣道吸入的空氣一部分通過前面的兩個可旋轉(zhuǎn)噴口噴出，另一部分經(jīng)過燃燒室和渦輪從后面的兩個可旋轉(zhuǎn)噴口噴出，四個噴口噴出的氣流共同產(chǎn)生供飛機(jī)垂直起降、空中懸停和水平飛行的動力。 X—35是美國最新研制的單座單發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)，由洛

克希德公司研制生產(chǎn)，1999年首飛，如果能夠被美國軍方選中，該機(jī)將經(jīng)過約10年的研制和發(fā)展計劃，以便成為美國空軍、海軍陸戰(zhàn)隊、海軍和英國皇家海軍各自所需的戰(zhàn)斗機(jī)。該機(jī)長13.72米，翼展11米，空重10000—11000公斤，載油量6800—7200公斤，最大載彈量7700公斤，最大起飛重量23000公斤，作戰(zhàn)

半徑1100公里，動力裝置是普拉特?惠特尼公司的 F119—PW

—100渦噴發(fā)動機(jī)。該機(jī)有空軍型、海軍型、陸戰(zhàn)隊型，其中X—35B戰(zhàn)斗機(jī)是世界上第一架超音速垂直起降戰(zhàn)斗機(jī)。俄羅斯的雅克-36和雅克141是使用升力發(fā)動機(jī)和偏轉(zhuǎn)噴口主發(fā)動機(jī)相結(jié)合的垂直起降飛機(jī)。飛機(jī)的兩臺升力發(fā)動機(jī)位于座艙后的機(jī)身內(nèi)，其進(jìn)氣道在機(jī)身上部；主發(fā)動機(jī)裝在機(jī)身內(nèi)，噴口在后機(jī)身兩側(cè)。當(dāng)飛機(jī)垂直起飛時，主發(fā)動機(jī)的一對可旋轉(zhuǎn)噴口從向后位置轉(zhuǎn)到向下位置，同時升力發(fā)動機(jī)工作，也是四束噴流提供了飛機(jī)的起飛升力。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入平飛狀態(tài)之后，主發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)至向后，升力發(fā)動機(jī)則停止工作，其進(jìn)氣道關(guān)閉。

變遷垂直起降美國聯(lián)合攻擊機(jī)（JSF）的備選機(jī)型X-32和X-35除有一定隱身能力外，都可以“短距起飛、垂直著陸”。大家可能會奇怪，為什么是“短距起飛,垂直著陸”而不干脆研制“垂直起降”？事實上，這是經(jīng)歷了幾十年的風(fēng)風(fēng)雨雨才總結(jié)出來的，不是人們不喜