直升机飞行原理

直升机原理[390P]

自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。在莱特兄

弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“喷火”战斗机

和Me109战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆

的。今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的

要求有增无减，连简易跑道也是高速公路等级的。现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日

益成为现代空军的致命的软肋。为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样

腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。

自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的

基本原理。机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。所谓“机翼前行”，实际

上就是机翼和空气形成相对速度。既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打

转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起

落的基本原理。

中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/达芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，

很是可疑。

旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最

初的启示。多才多艺的达芬奇在15世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。1796年，

英国人GeorgeCayley设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50年后的1842年，英国人s用蒸

气机作动力，设计了一架只有9公斤重的模型直升机。1878年，意大利人EnricoForlanini用蒸气机制作了一架只有3.5

公斤重的模型直升机。1880年，美国发明家托马斯爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人Paul

Cornu在1907年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90转，发动机是一台24马力的汽油机。Cornu用旋翼下的“舵

面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。

1796年，英国人GeorgeCayley设计了这么一个直升机，最高升到90英尺（约30米）

法国人PaulCornu在1907年设计的第一架载人直升机

但是意大利人JuandelaCierva在1923年设计旋翼机时，无意中解决了直升机的一个重大问题，他发明的挥舞铰解决

了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题。1930年10月，意大利人CorradinoD'Ascanio的直升机是公认的第一架现代意

义上的直升机，在18米高度上前飞了800多米的距离，D'Ascanio的直升机用共轴反转双桨。30年代，德国人HeinrichFocke

设计了FA-61直升机，不断在各种纳粹集会中作公关表演，但德国人AntonFlettner设计的FL282可算是第一种量产直

升机，在二战中为德国海军生产了近1,000架，不过没有在战斗中起到什么作用。IgorSikorsky设计的VS300（VS代表

Vought-Sikorsky，当时Sikorsky是Vought飞机公司的一部分）第一次采用尾桨，真正奠定了现代直升机的雏形。

D'Ascanio的直升机是第一个现代意义上的直升机，能完成前飞，具有基本的飞行控制能力。

30年代德国的FW61直升机，被纳粹用作宣传纳粹“优越性”的工具/德国FL282应该是第一架量产型直升机，在二战期间

产量达到近1,000架，用于德国海军，不过没有对战斗造成什么影响。

这是FL282的近容

39-40年Sikorsky的VS300直升机是现代直升机的“老母鸡”，奠定了现代直升机最常用的尾桨布局/尽管贝尔飞机公司

在37年才开张，45年的贝尔47是第一种量产的实用型直升机，在朝鲜战场就广泛用于伤员救护、侦察、炮兵指引等，从

长津湖突围的美国海军陆战队1师如果不是贝尔47帮助在峡谷上架轻便桥，就没有今天吹牛的本钱了

UH-1使越南战争成为第一场直升机战争，直升机成为美军士兵进入和撤离战斗最常见的运输工具/UH-60是现在美军的主

力战术运输直升机，中国在89年前进口过一小批，在西藏高原使用的效果十分好。

直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独

安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进

问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就

一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。

直升机主旋翼反扭力的示意图

没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/尾桨是抵消反扭力的最常见的方法

直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆时针方向的反扭力，尾桨就

必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。

抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/典型的贝尔407的尾桨

主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机

的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引

进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习

惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯

一致，可能只是一个历史的玩笑。

各国直升机主旋翼旋转方向的比较

尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，

就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成

音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递

到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为

尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险

很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、

树枝、飞舞物品。

尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾

桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主

旋翼，尾桨向前转（或者说，从右面向直升机看，尾桨顺时针旋转），这样尾桨对主旋翼的气动干扰小，主旋翼的升力可

以充分发挥。尾桨也可以逆着主旋翼的方向旋转，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向后转（或者说，从右面

向直升机看，尾桨逆时针旋转），这样尾桨和主旋翼之间形成一个互相干扰，主旋翼的升力受到损失，但尾桨的作用加强，

所以可以缩小尺寸，或降低功率。两者没有绝对的优劣，设计得当时，一般选择顺着转，只有设计不当、尾桨控制作用

不够时，才选择逆着转，像米-24直升机那样。

涵道尾桨（fenestron）将尾桨缩小，“隐藏”在尾撑端部的巨大开孔里，相当于给尾桨安上一个罩子，这样大大改善了

安全性，不易打到周围的物体。由于涵道尾桨的周边是遮蔽的，尾桨翼尖附近的气流情况大大简化，翼尖速度较高也不

至于大大增加噪声。罩子的屏蔽也使前后方向上的噪声大大减小。涵道尾桨的缺点是风扇的包围结构带来较大的重量，

这个问题随涵道尾桨直径增加而急剧恶化，所以涵道尾桨难以用到大型直升机上。涵道尾桨只有法国直升机上采用，美

国的下马了的Comanche是法国之外少见的采用涵道尾桨的例子。

海豚直升机上的涵道尾桨/经典的采用涵道尾桨的EC-120直升机，中国参加合作制造

已经下马的美国RAH-66“科曼奇”直升机同样采用涵道尾桨

另一个取代尾桨的方案是NOTAR，NOTAR是NoTailRotor（意为无尾桨）的简称，用喷气引射和主旋翼下洗气流的有利

交互作用形成反扭力。主旋翼产生的下洗气流从尾撑两侧流经尾撑，发动机产生的压缩空气通过尾撑一侧的向下开槽喷

出，促使这一侧的下洗气流向尾撑表面吸附并加速（即所谓射流效应或Coanda效应），形成尾撑两侧气流的速度差，产

生向一侧的侧推力，实现没有尾桨的反扭力。尾撑顶端的直接喷气控制提供更精细的方向控制，但不提供主要的反扭力，

不是不可以，而是用射流效应可以用较少的喷气就实现较大的反扭力。从这个原理推而广之，如果把尾撑的截面做成机

翼一样，下洗气流本身就可产生侧推力，甚至可以在下侧安装类似襟翼的装置以控制侧推力，岂不更好？不知道为什么，

没有人这样做。NOTAR的噪音比涵道风扇更低，安全性更好，在演示中，只要主旋翼不打到树枝，直接把尾撑捅到树丛

里也照样安全飞行，但NOTAR同样没有用到大型直升机上的例子。NOTAR只有麦道（现波音）直升机上使用，可能是专

利的缘故。

NOTAR的原理简图

采用NOTAR的MD600N直升机，不知道为什么，MD直升机还是叫MD，不叫波音

反扭力的问题解决了，还有飞行控制的问题。前飞时，直升机不是不可以采用固定翼飞机一样的气动舵面控制偏航、俯

仰、横滚，但悬停的时候怎么办呢？这又回到反扭力问题上来了，有控制地打破反扭力的平衡，不就可以造成飞机向左

右的偏转吗？对于常规的主旋翼-尾桨布局，增加、减少尾桨的桨距（绕桨叶纵轴相对于桨叶迎风方向的偏转角），就在

不改变尾桨转速的情况下，增加、减少尾桨的效果，达到使飞机偏转的效果。由于动力装置固有的惯性，增加扭力的速

度总是不及降低扭力的速度，所以常规的单桨直升机向一侧偏转的速度通常快于向另一侧偏转的速度。

直升机旋翼水平旋转可以实现垂直起落/直升机通过将旋翼前倾产生推力

旋翼水平旋转时，自然产生向上的升力，这是直升机得以垂直起落和悬停的基本条件。旋翼向前倾斜，自然就在产生升

力的同时，产生前行的推力。但是如何使旋翼前倾呢？将传动轴或发动机向前倾斜是不现实的，机械上太复杂，可靠性

也将一塌糊涂。那怎么办呢？采用所谓的旋转斜板（swashplate），如下图所示。

周期矩控制示意图，注意上旋转斜板和旋翼桨叶的连接，和下旋转斜板受飞行员控制的可调角度

上旋转斜板紧贴下旋转斜板滑动（或在接触面上安装滚珠，减少摩擦阻力），其倾斜角度由下旋转斜板决定。上旋转斜板

随旋翼转动，由于前低后高，连杆和支点的作用迫使旋翼上升下降，最后按斜板的角度旋转，达到旋翼倾斜旋转。下旋

转斜板不随旋翼转动，但倾斜角度可以由飞行员通过机械连杆或液压作动筒控制，以控制旋翼的倾斜角度。下旋转斜板

不光可以前低后高，还可以左低右高，或向任意方向偏转。这就是直升机旋翼可以向任意方向倾斜的道理。这个改变旋

翼在每个旋转周期内角度的控制称周期距控制（cycliccontrol），用来控制行进方向。直升机的另一个主要的飞行控制

为桨叶的桨距（pitch），用来控制升力，这称为总距控制（collectivecontrol）。和固定翼飞机的飞行控制不同，直升

机不靠气动翼面实现飞行控制，而是靠这总矩控制和周期距控制实现飞行控制。

旋翼倾斜，造成升力的作用力轴线倾斜，由于作用力轴线不再通过重心，造成扭转力矩，使飞机向旋翼倾斜方向滚转，

直到作用力轴线重又通过重心，恢复平衡

周期距控制不仅用来控制行进方向，还用来控制滚转姿态。正常飞行时，旋翼的升力轴线必定通过飞机的重心，不然飞

机要发生滚转。周期距控制使旋翼倾斜的同时，升力轴线同时倾斜，偏离直升机的重心，造成滚转力矩。飞机发生滚转

之后，飞行员的控制逐渐回中（否则就一直滚转下去了），重心位置移动，升力轴线重又通过重心，恢复平衡，尽管这时

飞机可能是歪着或前倾、后仰的。事实上，为了在中速巡航时机身保持水平，以减小平飞阻力，直升机的重心通常都在

旋翼圆心稍后的地方，这样旋翼可以自然向前倾斜一定的角度，而机身依然保持水平。但为了达到最大速度，机身应该

前倾，也就是压低机头，这样好最大限度地发挥发动机功率，而不至于产生不必要的升力，本意要向前飞得快，结果速

度没有上去多少，反而越飞越高了。同样道理，从空中急降时，用周期距控制使机头高高仰起，旋翼后倾，既利用增加

的机身迎风面积造成的阻力减速，又利用主旋翼向前的推力分量做反推力刹车，可以极快地减速、着陆，减少在敌人火

力下的暴露时间。周期距控制也使直升机的侧飞、倒飞成为可能，既强化了悬停中对侧风的补偿能力，又极大地增强了

对常规固定翼飞机来说匪夷所思的非常规机动性能。

直升机异乎寻常的起落性能提供了无数可能性，也带来无数的问题，其中一个就是翻滚问题。在侧风中垂直着陆时，机

身在周期距控制下向迎风方向倾斜以保持平衡，这和侧风中骑自行车要歪着身子是一样道理。在悬停过程中，机身横滚

的支点还是在重心，但一侧机轮首先接地时，机轮就变成支点，这时如果控制不当，就会“别住脚”，向外侧翻滚，造成

事故。为了恢复水平，如果升力轴线在着地机轮的内侧，应该降低总距（减油门），用重力使机身正确落地；如果升力轴

线在着地机轮外侧，那就应该增加总距（加油门），用升力来恢复水平姿态。用错了，就会发生翻滚事故。没有侧风但是

在起伏的舰船甲板上着陆，也有同样的问题。反过来的问题是在斜坡上起飞。飞行员必须小心地寻找旋翼水平的姿态，

先将一侧机轮离地，机身达到水平状态，再增加升力，使另一侧机轮离地，达到升空。如果动作过急，在升力轴线还没

有垂直时就匆忙离地，即使后离地的机轮没有拖地以造成不利滚动力矩，支点从后离地的机轮瞬时转移到机身重心所造

成的剧烈摆动，可能使飞机失控。由于侧风和地面乱流的影响，旋翼水平还不一定就是正确的姿态，必须对侧风和乱流

进行补偿，所以直升机在复杂条件下的起落需要相当的技巧。

侧风下垂直着陆，要防止支点突然转移到外侧机轮而引起翻滚的问题/斜坡上起飞，要注意不能太猛，否则重心突然从后

离地的机轮向重心转移，会造成突然而剧烈的摆动，危害飞行安全。

旋翼是圆周运动，由于半径的关系，翼尖处线速度已经接近音速时，圆心处线速度为零！所以旋翼靠近圆周的地方产生

最大的升力，而靠近圆心的地方只产生微不足道的升力。桨叶向前划行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来

的线速度；反之，桨叶向后划行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样，旋翼两侧产生的升

力还不均匀，不做任何补偿的话，升力差可以达到5：1。这个周期性的升力变化不仅使机身向一侧倾斜，而且每片桨叶

在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力，周期性地对桨叶产生强烈的扭曲，既大大加速材料的疲劳，又引起很大的振

动。所以旋翼的气动设计可以比高性能固定翼飞机的机翼设计更为复杂。

直升机以130公里/小时前行，主旋翼翼尖线速度420公里/小时，桨叶在不同位置和气流的相对速度是不同的，产生的升

力也不同/固定桨叶的升力分布，等高线是与半翼展处产生的升力的比值。

前面提到的delaCierva是在实践中发现这个问题的。他的模型旋翼机试飞很成功，但是全尺寸的旋翼机一上天就横滚

翻，开始以为是遇到突然的横风，第二架飞机上天同样命运。delaCierva经过研究，发现模型旋翼机的桨叶是用藤条

材料做的，有弹性，而全尺寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构，由此认识到桨叶的挥舞铰的必要性。具体来说，为了补偿

左右的升力不均匀，和减少桨叶的疲劳，桨叶在翼根要采用一个容许桨叶载回转过程中上下挥舞的铰链，这个铰链称为

挥舞铰（flappinghinge，也称垂直铰）。桨叶在前行时，升力增加，桨叶自然向上挥舞。由于桨叶在旋转过程中同时上

升，桨叶的实际运动方向不再是水平的，而是斜线向上的。桨叶和水平面的夹角虽然不因为桨叶向上挥舞而改变，但桨

叶和气流的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小，这个夹角（而不是桨叶和水平面之间的夹角）才是

桨叶真正的迎角。桨叶的迎角在升力作用下下降，降低升力。桨叶在后行时，桨叶的升力不足，自然下垂，变旋转边下

降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增大，迎角增加，增加升力。由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势，桨叶不

会在升力作用下无限升高或降低，机械设计上也采取措施，保证桨叶的挥舞不至于和机体发生碰撞。桨叶在环形过程中，

不断升高、降低，翼尖离圆心的距离不断改变，引起科里奥利效应（这个东西谁都“知道”，但说清楚不容易。谁要是能

把这个东西说清楚，鲜花奉上），就像花样滑冰运动员经常把双臂张开、收拢，以控制旋转速度。要是一个手臂张开，一

个手臂收拢，就不可能在原地旋转，就要东倒西歪了。所以桨叶在水平方向也要前后摇摆，以补偿桨叶上下挥舞所造成

的科里奥利效应。摆振铰利用前行时阻力增加，使桨叶自然增加后掠角（即所谓“滞后”，因为桨叶在旋转方向上的角速

度低于圆心的旋转速度），这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度，加强了减小迎角的作用；在后行时，阻力减小刮痧的方法 ，

阻尼器（相当于弹簧）使桨叶恢复的正常位置（即所谓“领先”，因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度），

当然也加强了增加迎角的作用，所以摆振铰（draghinge也称水平铰）也称领先-滞后铰（leadlaghinge）。挥舞铰和

摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。由于桨叶在旋转中容许上下挥动和前后摆动，这种桨叶称为柔性桨叶

（articulatedrotor）。除了用机械铰链容许桨叶在环形过程中相对于其他桨叶有一定的挥舞外，材质也必须具有弹性，

这就是为什么直升机停在地面时，桨叶总是“耷拉”着的原因。但机械铰链磨损大，可靠性不好，德国MBB（战时著名

的梅塞斯米特就是MBB中的M）用弹性元件取代了挥舞铰，研制成功无铰桨叶，第一个应用无铰桨叶的是MBBBo-105，

中国曾进口一批，用于支援海上采油平台。

挥舞铰示意图，前行桨叶可以在升力作用下向上有所挥舞，从而降低升力，达到平衡；后行桨叶则向下弯曲，从而提高

升力，达到平衡/采用挥舞铰后的升力分布，要均匀得多

双叶旋翼是一个特例，桨叶和圆心的桨毂刚性连接，但用一个单一的“跷跷板”铰链同时代替挥舞铰和摆振铰，所以也

称为半刚性桨叶（mi-rigidrotor）。跷跷板铰链在一侧桨叶上扬时，将另一侧桨叶自然下压；在一侧桨叶“领先”时，

将另一侧桨叶自然“滞后”，既简化了机械设计，又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。贝尔直升机公司用

双叶用出了味道，越战期间漫天蝗虫似的UH-1就是双叶，后来的AH-1也是。不过“跷跷板”设计只能用于双叶旋翼。双

叶旋翼有无可置疑的简洁性和由此而来的成本和可靠性上的优势，但双叶旋翼也只有两片桨叶可以产生升力和推力，和

多叶桨叶相比，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，前者增加总体尺寸和阻力，后者增加噪声。

第一个采用无铰桨叶的Bo-105/Bo-105的无铰桨叶，用弹性元件代替了挥舞铰和摆振铰，但变距铰依然保留

EC-135更进一步，甚至取消了使桨叶改变桨距的变距铰，也用弹性元件代替了/EC-135的先进技术桨叶（Advanced

TechnologyRotor，简称ATR，属hingelessbearingless），采用弹性元件代替所有机械铰链，避免机械磨损，减轻重

量，改善飞行平稳性。

串列和并列双桨布局示意图

单桨直升机的起飞重量终归有限，要增大起飞重量，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，增加桨叶数目，加强传动轴，

这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，否则音障带来的阻力

和振动将不可忍受，更大的旋翼直径也迫使尾撑长度增加，增加结构重量。较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。

大幅度提高起飞重量最有效的途径，还是采用两个甚至更多的旋翼，分担负担。除了一些设想中的四旋翼方案，三旋翼

没有见到过，还是双旋翼最常见。既然采用两个旋翼，如果旋转方向相反，一个顺时针旋转，一个逆时针旋转，就自然

抵消相互的反扭力。反转的双旋翼不需要特别考虑尾桨和尾撑的结构，也没有尾桨吃掉对推进和升力没有作用的功率的

问题，可以把所有功率都用于升力和推进，这是双旋翼额外的优点。双旋翼（也称双桨）有多种方案，可以前后串列，

可以左右并列，可以上下共轴，还可以上下不共轴。串列双桨的典型有美国的CH-46、CH-47；并列双桨的典型有俄罗斯

的米-12，直升机状态的美国V-22也可以算作并列双桨；共轴双桨（co-axial或contra-rotating）的典型当然非俄罗

斯的K-25、K-31等卡莫夫直升机莫属；异轴双桨（更准确地说，是交替双桨，也称交叉双桨，intermeshing）的只有美

国卡曼的H-34Husky和K-Max等少数例子。

串列双桨的CH-47/并列双桨的米-12

共轴双桨示意图/共轴双桨的卡-31

交替双桨示意图/交替双桨的K-Max

串列双桨对于最大限度地利用机身长度有利，CH-46、CH-47机舱长但并不累赘，总长并不为此增加多少，而单桨的米-6

就“横阔竖大”了。串列双桨中离发动机较远的那副旋翼（一般是前旋翼）的功率要求比驱动尾桨高得多，为了保证前

后旋翼的同步，串列双桨需要长长的沉重的同步传动轴，而不能简单地由前发动机驱动前旋翼，后发动机驱动后旋翼。

串列双桨的前后旋翼一般上下错开一点，这样可以容许前后旋翼之间在高度上有一定的重合，缩短全机长度。上下的高

度差太少了，不能保证安全，尤其是大幅度机动动作时，上下桨叶可能发生碰撞。高度差太大了，支撑后旋翼的“柱子”

太过高大，阻力巨大。

并列双桨通常是安装在机翼翼尖的，翼展由旋翼半径决定，没有办法靠上下重合而缩短翼展，在气动上难于优化。左右

旋翼之间要设交叉的同步轴，以保证左右两副旋翼永远同步。还有一个问题是，左右旋翼都在机身中段附近，仅靠周期

距，俯仰控制力矩不足。但这都不是最大的问题，最大的问题是横滚稳定性，两侧旋翼升力不均匀时，飞机会发生横滚，

如果在急速下降过程中，飞机不幸进入自己的下洗气流，旋翼效率急剧降低，旋翼越用力，越使不上劲，好像汽车轮子

打滑一样，加剧横滚的不稳定倾向，飞机在几秒钟内就可以倾覆失控，V-22的几次坠毁就是这样造成的。强烈的不对称

气流扰动也可以造成这个现象。发动机安装在机身还好说，要是发动机安装的机翼翼尖，离重心很远，进一步加强了横

滚不稳定的倾向。

共轴双桨用套筒轴驱动上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能

打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难度很大。套筒轴不光要

传递功率，还要传递上面旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当的难度。由于非对称升力的缘故，反向旋转的

上下旋翼的旋转平面有在一侧“交会”的倾向，这进一步增加了对上下旋翼之间间距的要求，并且带来向交会一侧转弯

必须比向另一侧转弯轻缓的要求。上旋翼处在“干净”空气中，下旋翼处在上旋翼的下洗气流中，这样，上下旋翼之间

有相当的气动耦合，增加了气动设计的难度。由于共轴双桨没有尾桨，短短的尾撑用于支持垂直安定面，后者在前飞中

提供像固定翼飞机一样的气动控制，减小周期距控制的负担。由于共轴双桨的机身短，受侧风影响较小。共轴双桨的振

动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平稳性和悬停性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径可以较小，直升机总

尺寸较紧凑，“占地面积”较小，特别适合海军上舰的需要。

交替双桨可算是共轴双桨的一个变种，从正面看，两副旋翼的翼尖路径（tippathplane，TPP）有交叉，会打架，但只

要在算好时间差，你方唱罢我登场，不会打架的。最简单的情况，两副旋翼都是双叶，也就是只有一直线的前后两片桨

叶，左旋翼的起始位置是东西向，右旋翼的位置是南北向，两副旋翼同步反向旋转，一个转到东西向的时候，另一个转

到南北向，永远不会交会。交替双桨的优点是机械上比串列、并列和共轴双桨简单得多，缺点是旋翼的桨叶数也受到限

制，到现在为止，没有超过双叶的，所以只适用于不超过一定尺寸的直升机。

所有双桨布局均采用分别的总距和周期距控制，所有桨叶都有各自的“三铰”（变距铰、挥舞铰、摆振铰，或起同等作用

的相应的弹性元件）。对于共轴双桨和交替双桨布局来说，转向是通过改变上下或左右旋翼的扭力来实现的。增加顺时针

旋翼的桨距，使其更能吃上劲，减少逆时针旋翼的桨距，使其吃劲小一点，就造成扭矩差，使直升机向逆时针方向偏转，

反之亦然。交替双桨的方向控制和共轴双桨相同。由于上下或左右旋翼的桨距增减是对称的，共轴双桨或交替双桨向左

右转向的速度是一样的。主旋翼也比尾桨更能吃上劲，所以转向也更快捷，可以作所谓的“急转”（snapturn）。对于串

列和并列双桨布局来说，转向是通过使前后或左右旋翼在水平方向上通过周期距控制产生差动的扭转推力来实现的。换

句话说，前旋翼向左倾斜，在产生升力的同时，产生向右的水平推力分量；后旋翼向右倾斜，同样在产生升力的同时，

产生向左的水平推力分量。前后一“夹攻”，飞机就向右偏转，反之亦然。前后旋翼反向倾斜，偏转的支点是机身中央。

如果光倾斜前旋翼，就可以绕后机身打转转；光倾斜后旋翼，当然也就可以绕前机身打转转；如果控制得当，甚至可以

一面转一面侧飞。事实上，串列双桨几乎像超市里四个轮子可以分别转向的购物车一样，爱怎么走就可以怎么走，爱怎

么转就可以怎么转，不过有的时候太灵活了，选择太多了，反而容易弄糊涂，这个道理是一样的。并列双桨也是同样道

理，只是把前后双桨变成左右双桨。

直升机不光可以垂直起落，还可以悬停、侧飞、倒飞、原地转弯。直升机的这些非常规机动动作提供了空前的战术灵活

性，比如，反坦克直升机可以在低于树梢的极低空高度悬停，在战机恰当的时刻，突然冒起来发射武器，然后迅速下降

到树梢以下高度隐蔽，既可以躲避对方直射武器的打击，又有利于隐蔽地转移阵地。如果装备桅杆顶的观察装置装置的

话，可以更好地隐蔽观察敌情、掌握战机。同样的战术也适用于山脊、建筑物等适当的隐蔽物背后。在巷战中，直升机

可以隐蔽在建筑物后悬停，在适当时机侧飞出来发射武器，然后迅速返回隐蔽位置，这样可以避开敌人从远处房顶的观

察和伏击。在营救和精确定点空降作业中，悬停中的侧飞和倒飞更是必不可少的。然而，成也萧何，败也萧何，直升机

的旋翼不光提供了空前的机动能力，也从根本上限制了前飞速度。旋翼尺寸和桨叶数的限制不谈，飞机的前飞速度不可

能超过旋翼翼尖的线速度，在极限情况下，假定飞机的前飞速度和翼尖速度都为音速的一半，前行方向上，翼尖速度在3

点钟方向已经达到音速，而后行方向上，翼尖在9点钟方向的速度就为零，要发生失速。实际上，翼尖失速速度要高于零

速度，所以飞行速度比理论上的极限情况要低。另外，由于半径的关系，旋翼前倾时，旋翼翼尖附近是产生推力的部分，

中间部分的线速度低，实际上不产生推力，是在迎风气流的作用下像风车一样地自旋，靠近圆心的部分的线速度低于失

速速度，已经处在失速区了。由于前飞时旋翼前倾，阻力在旋翼上形成一个向下的分量，造成速度越大，“降力”越大的

尴尬局面，必须用增加的升力来补偿，白白浪费发动机功率。据计算，直升机的理论速度不能超过420公里/小时。英国

Westland公司对旋翼翼尖进行加大后掠角的修形，使直升机速度有了不小的提高，但还是没有突破这个理论限制。

英国Westland的先进旋翼翼尖采用复杂形状的后掠角/桨叶的截面（翼型）也从翼根到翼尖不断变薄，以延迟激波的产

生，这个道理和超音速飞机用大后掠角、薄翼型的机翼一样

这是一架Westland大山猫直升机在做斤斗特技，其先进桨叶的特别形状清晰可见

理论上，只要旋翼线速度突破音障，直升机速度进一步提高就是可能的。固定翼超音速飞机的机翼理论早已解决。但固

定翼飞机的机翼处于相对简单的气流流场，直升机旋翼所处的流场实在太复杂了，不光有前进方向，还有旋转的切向和

径向方向，此外，在机身上发动机结构和旋翼之间，还有复杂的纵向的马蹄形流和横向的涡漩。即使这些问题都解决了，

理论上有可能研制出一种弯弯的马刀形状的桨叶，延迟超音速激波的产生，但桨叶受力情况十分复杂，包括扭曲、拉伸，

在材料上要制造足够坚固耐用又轻巧的旋翼很困难，旋翼要突破音障不是一件容易的事。要突破直升机速度的限制，只

有突破旋翼既作为升力装置又作为推力装置的局限。

发动机舱周边有马蹄形流/发动机舱两侧也有横向的涡流

突破旋翼既作为升力装置又作为推力装置的第一步就是为旋翼减轻负担，用单独的推进装置提供推力。从50年代开始，

大量方案就是从在普通直升机上加装推进发动机开始，将常规直升机改装为复合直升机（compoundholicopter）。采用

专用的推进发动机，前飞时，旋翼就不必前倾，既减小迎风面积带来的阻力，又避免了前倾旋翼造成的“降力”。为了进

一步减轻旋翼的负担，直升机还可以安装短翼，在前飞时提供气动升力，这样，对旋翼产生升力的要求可以降到最低，

后行桨叶失速也就不成为问题，消除了直升机速度上不去的一大障碍。

很多常规直升机并没有专用的推进发动机，但安装了短翼，就是为了在前飞中产生升力，减低对旋翼升力的依赖，以提

高前飞速度。对于攻击直升机来说，短翼还是提供武器挂架的好地方。采用短翼的典型直升机有米-6、AH-64等，米-24

的短翼也有提供升力的作用，但最主要的目的却是加强横滚稳定性。就像世上所有的好事一样，没有免费的午餐。短翼

不光增加结构重量，最大的问题是遮挡旋翼的下洗气流，削弱了旋翼的效率。所以强调悬停和直升机特有的非常规机动

性能的直升机常常不选用短翼，即使采用短翼，也使短翼有较大的下反，以减小对旋翼下洗气流的不利遮挡。有人把这

种采用短翼的直升机也称为复合直升机，因为升力的产生已经不再单纯依靠旋翼，但通常人们还是把升力和推力两者都

不再依靠旋翼的直升机称为复合直升机。

米-6的短翼用于在平飞时产生升力，为旋翼卸载/AH-64的短翼同时兼作武器挂架，一物两用

卡莫夫Ka-22是早期复合直升机的一个典范，曾创造多项速度和载重记录/MBB的BBH攻击直升机，采用常规的“开放”

推进螺旋桨作推动力，计划被取消后，转入和法国合作发展“虎”式直升机

西科斯基S-66，和洛克希德AH-56“夏延”竞争落败，但速度比“夏延”更快，号称世界第一。S-66的尾部螺旋浆可以

转向，向后做推进用，向左作反扭力用，而不像“夏延”那样，用两个专用的推进螺旋桨和反扭力尾桨

50-60年代时，采用单独的推力发动机的复合直升机方案如雨后春笋，有不少达到试飞阶段，其中Piacki的16H是其

中的佼佼者。Piacki16H采用一个尾置的涵道螺旋桨提供推力，涵道螺旋桨后有控制舵面，利用后洗气流提供偏航和

俯仰控制。主旋翼依然保留周期距控制，用于悬停或非常规机动时提供控制。Piacki的方案在60年代没有引起足够的

兴趣，但是在90年代，重新引起美国军方的兴趣。Piacki将16H的概念用在UH-60上，试制了所谓“速度鹰”（SpeedHawk），

不仅提高了速度，还将航程提高了3倍，使“速度鹰”的航程和F-18战斗机相当，用作海军的搜索救援直升机十分有利。

同样的概念还用在AH-64“阿帕奇”攻击直升机上，速度提高25%。环形尾的问题主要有两个：环形尾套件增加重量，“速

度鹰”比基型的UH-60要重800公斤。另一个问题是即以对旋翼下洗气流的遮挡减低旋翼效率，旋翼功率要增加，否则悬

停性能要受到损失。

Piacki16H采用尾置涵道螺旋桨（也称“环形尾”，ringtail）作为平飞的推进器，短翼提供平飞升力，将旋翼“解

放”出来，大大提高平飞速度，也大大降低机械振动和疲劳

“速度鹰”（SpeedHawk），这是Piacki用UH-60的机体和主要机械系统作基础，研制的“推力转向涵道推进”（Variable

ThrustDuctPropeller）研究机

VTDP前飞时的状态，略微向前进方向的左侧偏转，反扭力作用部分由气动舵面完成/VTDP在悬停时的状态，可伸缩的“斗

篷”向左偏转90度，加强反扭力作用

Piachecki也推出了“速度眼镜蛇”和“速度阿帕奇”方案

30年代末，大学刚毕业的FriedrichvonDoblhoff异想天开，建议在旋翼翼尖上安装法国工程师ReneLeduk早年发明

的冲压式喷气发动机，驱动旋翼，现在称之为喷气翼尖（tipjet）。发动机驱动旋翼旋转是造成反扭力的原因，即使新

奇的方案如“夏延”，依然逃脱不了采用尾桨平衡反扭力的布局。喷气翼尖在桨叶内通过管路向翼尖输送高压压缩空气，

压缩空气从翼尖向后喷出，就可以推动桨叶转动。喷气翼尖的极端是直接在旋翼翼尖安装微型喷气发动机，喷气驱动旋

翼旋转。由于桨轴不是驱动轴，旋翼转动没有反扭力，所以不需要尾桨。桨叶内输导压缩空气的能力有限，结构也复杂，

但发动机可以放在机体内。翼尖喷气发动机的方案在技术上更有诱惑力，燃料在离心力的作用下，可以容易地向翼尖输

送，燃烧用的空气也主要由管路输送过来的压缩空气提供，因为在翼尖的发动机进气受圆周运动的影响太大。发动机必

须轻小，一般采用结构简单的脉动喷气发动机（puljet）或冲压喷气发动机（ramjet）。喷气翼尖的问题是噪声不仅巨大，而且尖厉，有规则，特别烦人。不过最大噪声实际上延续时间不长，只有起飞和着陆的一、两分钟时间，不过这

没有能够使环保组织的反对声轻下去。Doblhoff在战时的研究工作取得了有限的成果，战争结束时，Doblhoff用卡车拉

着样机和资料，和工作人员一起从苏军正在逼近的奥地利往西撤退，最后在德奥边境向美军投降。战后，Doblhoff和他

的样机一起到了美国，Doblhoff到美国麦克唐纳工作，主持了麦克唐纳XV-1的设计，这是美国第一架喷气翼尖的直升机。

但与此同时，Doblhoff的主要结构设计师和试飞员AugustStepan去了英国，日后成为FaireyRotodyne的主要设计人

之一。然而，喷气翼尖、推进发动机和固定的机翼相结合，有效地将直升机、旋翼机和固定翼飞机的优点结合起来。

Hiller应该说是喷气翼尖的另一个先驱，在50年就推出了HOE-1研究直升机

麦克唐纳在从德国“俘虏”过来的喷气翼尖鼻祖FeiedrichvonDoblhoff的主持下，在50年代研制了XV-1研究直升机，

除采用喷气翼尖外，还在机身尾部单独采用推进螺旋桨提供推力，尾撑顶端的小型螺旋桨用于方向控制

最著名的采用喷气翼尖的旋翼-直升机要数英国Fairey的Rotodyne。60年代城际交通迅速发展，短途航空旅行的诱惑力

日增，但固定翼飞机需要远离城市的机场的问题，始终限制了短途航空旅行的发展，很多垂直-短距起落飞机的方案应运

而生。城际中短途空运不要求悬停或非常规机动性能，垂直/短距起落能力更为重要，所以旋翼-直升机具有相当的吸引

力。FaireyRotodyne用喷气翼尖实现垂直起落，用旋翼的周期距控制俯仰和横滚，翼下双发差动推力控制在直升机状

态下的方向，在平飞阶段，气动舵面辅助飞行控制。机翼在平飞阶段产生一半以上的升力，旋翼的桨距减到最低，靠空

气动力自旋，以减小阻力。FaireyRotodyne在试飞期间，创造了伦敦市中心到巴黎市中心的速度记录。旋翼-直升机的

无滑跑倾斜起飞和准垂直降落，不仅极大地降低了对机场跑道和净空的要求，也由于起落空间不重叠，实际上增加了同

等机场空间内起落架次的容量。由于噪声、资金和60年代初英国航空工业的全面重组，Fairey被Westland收购，Westland

把重点转移到以引进的西科斯基技术为基础的常规直升机的研制上，FaireyRotodyne下马了，所有资料和工具被销毁，

样机被肢解，至今还有不少人惋惜。进入21世纪，喷气翼尖又有死灰复燃的迹象。美国GroenBrothers提出用喷气翼尖

驱动旋翼，研制C-130一级的大型旋翼-直升机，作为战场空运的主力，满足从CH-47到C-130之间的战术空运需要。Groen

Bothers方案最大的诱惑在于，这个改装思路可以用于任何现成的上单翼运输机，比如C-130。旋翼的支点在上单翼和机

身的结合部，可以最大限度地减小对飞机重心和气动特性的影响，理论上可以以比重型直升机或倾转旋翼飞机低得多的

代价，开发具有垂直起落能力的大型飞机。如果不强调悬停和非常规机动的话，旋翼-直升机的魅力确实是很大的。

采用喷气翼尖最著名的还是FaireyRotodyne，本来是很有潜力成为中短途城市航运的主力的

FaireyRotodyne在飞行中的雄姿/Rotodyne在一开始接到很多航空公司的意向订货，但英国的“国航”BAE最终没有下

订单，别的意向订货也在一夜之间蒸发了，堪称是“协和”式的前奏

Fairey被Westland收购后，由于英国政府资金不足，英国空军和英国“国航”的订单不到位，在成功的试飞后下马了，

设计资料、工具、样机全部销毁，今天只能在画上自慰了

美国的GroenBrother公司是旋翼机的最新热衷者，GroenBrothers向美国军方建议，用C-130一级的机身，配以带喷

气翼尖的旋翼系统，实现垂直起落

Groen还想诱惑海军，用作航母上的运输机/GroenBrothers也在向森林灭火部门推销这个方案

限制直升机速度的一个重要因素是旋翼桨叶的挥舞，桨叶的惯性在不断地挥舞中增加了机械振动，铰链的磨损（或弹性

元件的疲劳）使直升机的可靠性总是不如固定翼飞机。常规直升机的柔性桨叶虽然是非常规机动成为可能，但柔性的桨

叶也限制了直升机的机动性，难于像固定翼飞机一样做迅猛的滚翻、拉起、俯冲、盘旋动作，过于激烈的机动动作可能

使桨叶和机体碰撞，严重危害飞行安全。刚性桨叶的限制要小得多，采用刚性桨叶的直升机或许有这样、那样的问题，

但都具有比常规直升机远为出色的机动性。为此，刚性桨叶一直是直升机研究的一个目标。洛克希德“夏延”的下马给

刚性桨叶的发展蒙上阴影，但刚性桨叶的研究并没有就此偃旗息鼓，近来又柳暗花明的迹象。

为了大幅度提高直升机性能，美国从70年代开始，进行了一系列直升机研究机项目。西科斯基的“前行桨叶概念”

（AdvancingBladeConcept，简称ABC）在较早就获得成功。如前所述，刚性旋翼的一个大问题是由于前飞的相对速度

叠加在旋翼旋转速度引起的非对称升力，但对于刚性的共轴反转双桨来说，两边的非对称升力叠加起来，就对称了，刚

性的桨叶和桨轴吸收所有的扭力，这就是ABC可以免去挥舞铰的基本思路。由于刚性桨叶没有挥舞，上下旋翼可以离得

很近，而没有碰撞的危险。差动式地加减上下旋翼的桨距以形成扭力差不仅形成水平方向上的转向，还由于刚性旋翼非

对称升力造成横滚，进一步加速转弯过程，所以ABC具有异乎寻常的机动性，大大超过常规直升机。ABC直升机有专用

的推进发动机，高速平飞时，用气动舵面实现飞行控制。采用ABC的S-69（军用代号XH-59A）参加了LHX竞争，但技术

终究不够成熟，在悬停中低头或抬头也比较困难，落选于同出于西科斯基的常规旋翼加涵道尾桨的方案，后者最终成为

RAH-66“科曼奇”，现在也下马了。

流线型的S-69蛮俊俏的

西科斯基XH-59A“前行桨叶”概念研究机，用共轴反转的刚性旋翼，既抵消扭力，又抵消非对称升力

前行桨叶在无人机的大潮中得到复苏，西科斯基的Mariner/CypherII将前行桨叶和涵道风扇结合起来，动力从“碗边”

通过传动轴传递，可以分别传递给上下旋翼，而不必用套筒轴驱动，大大简化机械设计和制造。理论上涵道可以改变气

流方向，解决后行桨叶失速（retreatingbladestall）问题，提高直升机速度。但涵道本身增加重量，更是增加迎风

阻力，如果像Mariner那样开在中机身，还妨碍机内载荷和设备的布置。西科斯基在Mariner上使用前行桨叶，与其说

是为了速度，不如说是为了减小旋翼直径。涵道的采用和和后行桨叶失速没有太大关系，主要是无人机整体布置上的方

便，涵道结构本身容纳发动机和机载设备，加上涵道有良好的侧向隔音作用，特别有利于巷战或特种作战使用。

西科斯基的Mariner/CypherII，是美国海军无人机竟标中的候选之一/Mariner/CypherII的前身Cypher在美国陆军本

宁堡步兵学校的演习场作巷战演示

作为美国直升机工业的龙头老大，西科斯基在80年代和国防部和NASA合作，研制了所谓X形翼研究机，其基本思路是在

直升机和固定翼飞机之间架一座桥，机顶的X形机翼可以在直升机状态下旋转，产生升力；前飞达到一定速度后，X形

翼锁住固定，作为机翼使用，飞机转入固定翼状态。X形翼在气动上虽然少见，但并非不可思议，这就是一对后掠翼加

一对前掠翼。直升机状态下，反扭力问题有尾桨解决，比较难的是采用刚性的单旋翼，如何解决非对称升力的问题。西

科斯基采用独特的“环流控制技术”（CirculationControlTechnology），将发动机压缩机后引出高压气流，通过宽大

的桨叶内的管路，像吹气襟翼一样，向桨叶后缘开缝襟翼吹气。吹气襟翼在下垂的襟翼表面喷吹高压空气，加速机翼上

表面的气流流动，使机翼达到超过实际空速下能够产生的升力，50-60年代第一代超音速战斗机的低速性能就是靠吹气襟

翼“救命”的。环流控制桨叶根据桨叶在圆周运动中的不同位置，控制开缝宽度和吹气强度，控制升力的增减，以补偿

非对称升力。

西科斯基的X翼研究机将宽弦“桨叶”和机翼合二为一，在直升机状态作旋翼旋转，在固定翼状态固定，作为X形机翼，

在直升机和固定翼之间架桥/用普通直升机旋翼先行试验的西科斯基“旋翼系统研究机”（RotorSystemRearch

Aircraft，简称RSRA）

按固定翼飞机试飞的RSRA，可以看到，RSRA用机翼就可以产生足够的升力，并不需要X形翼的额外升力

90年代时，波音接过接力棒，将X形翼的概念推向新的高度，用麦道直升机和NASA的合作结果，研制了“蜻蜓”（Dragonfly）

研究机。“蜻蜓”有鸭式前翼和宽大的水平尾翼，机顶上有一字形的旋翼-机翼。在直升机状态下，旋翼-机翼在喷气翼尖

的作用下旋转，产生升力。一字形的旋翼-机翼相当于双叶旋翼，可以用跷跷板铰链完成挥舞和领先-滞后动作，所以“蜻

蜓”对非对称升力的补偿还是常规的。“蜻蜓”的动力装置是一台涡扇发动机，从压缩机引出高压气流，通过管路输送到

旋翼-机翼的翼尖，驱动喷气翼尖。由于喷气翼尖不产生反扭力，“蜻蜓”没有尾桨。达到一定的平飞速度后，鸭翼和平

尾产生足够的升力，旋翼-机翼锁住，作为固定的机翼，飞机转入固定翼状态。“蜻蜓”正在试飞，美国军方对它寄予厚

望，甚至有想法把它放大到载人攻击直升机。

波音的“蜻蜓”Dragonfly研究机

“蜻蜓”在悬停中

这张三视图清楚地显示了旋翼-机翼的两重性

“蜻蜓”垂直起飞到平飞的过程

“蜻蜓”的鸭翼-旋翼（canardrotorwing）概念对海军很有吸引力，海军有将其开发成舰载无人机的打算/载人的“蜻

蜓”长满牙齿，蛮凶的

X形翼到“蜻蜓”有一个共同的特点：采用宽弦刚性桨毂可锁定的两用旋翼-机翼（所谓stoppedrotor）。粗短宽厚的刚

性旋转机翼从根本上解决了很多细长的柔性旋翼桨叶难以解决的问题，但是和常规直升机相比，这些飞机的悬停和非常

规机动性能还是受到一点损失的，正可谓有得必有失。最主要的技术困难还是来自于升力产生机制转换期间的飞行控制

问题，处理不好，就容易失事。事实上，所有在升力产生机制中转换的所谓convertiplane都有这个机制转换期间的控

制问题，机制转换动辄几十秒，快的也要10秒，就是不敢动作太猛，怕失控，同时也有速度和高度的限制，不是随时随

地想转换就可以转换的。在战斗中，这个转换时间和高度、速度的要求给战术动作带来很大的困扰，升力机制的转换只

好在进入战斗前完成，使convertiplane在实用中的吸引力受到不小的损失。

“蜻蜓”的鸭式布局为旋翼和机翼的关系提供了一个新思路。机翼可以在平飞中为旋翼卸载，但机翼对旋翼的下洗气流

造成遮挡也是不争的事实，鸭式布局把机翼和旋翼的位置错开来，互不遮挡，如果没有胃口直接上两用旋翼-机翼，将“蜻

蜓”的鸭式布局、Piacki的涵道螺旋桨和S-69的ABC桨叶结合起来，在技术上没有太了不起的困难，但可以成就一架

相当先进的直升机，如果没有胃口直接上这样布局的载人直升机，至少可以从无人直升机开始。从复合直升机，到直升-

旋翼机，到可锁定的旋翼-机翼，这是一条从直升机向固定翼飞机过渡的路径。与此对应，当然也有一条从固定翼飞机向

直升机过渡的路径。如果能使固定翼飞机的推进装置改变方向，不就能实现垂直起落了吗？

贝尔的XV-3是采用倾转动力的固定翼飞机的先驱之一。XV-3的处在翼尖的发动机是固定的，但驱动旋翼的桨轴可以倾转，

所以叫倾转轴（tileshaft）。平飞时，旋翼向螺旋桨飞机一样驱动飞机，垂直起落和悬停时，旋翼通过桨轴向上偏转90

度。为了保持直升机状态的飞行控制，XV-3的旋翼是和直升机一样的柔性旋翼，具有全套的总距和周期距控制。XV-3的

动力不足，无法在超出地面效应的高度悬停，作为直升机的功效有限，但XV-3证明了将直升机和固定翼飞机结合起来的

可能性，为贝尔日后争取到XV-15乃至V-22的合同至关重要。

以固定翼状态飞行的贝尔的XV-3，发动机不转动，旋翼的驱动轴转动，所以称tiltshaft，日后成为V-22的重要先驱/

以直升机状态飞行的XV-3XV-3在悬停状态，由于功率不足，XV-3不能在超出地面效应以上的高度悬停/与贝尔XV-3竞争

落选的Transcendental1G，这是由从Piacki分出来的一批人设计的

XV-3从直升机状态向固定翼飞机状态转换的过程

和贝尔XV-3的技术相似，Transcendental1G也是采用倾转轴/Vertol（以CH-46、CH-47出名，后为波音收购）XV-21，

同样是TiltShaft

贝尔对柔性桨叶的局限清楚得很，在70年代，以XV-3的研究结果为基础，和NASA和美国军方合作，研制了采用半刚性

桨叶的XV-15。XV-15的发动机舱和旋翼一起倾转，所以成倾转旋翼（tiltrotor）。半刚性桨叶可算是贝尔的看家本领

了，当年红透直升机世界半边天的UH-1，就是采用半刚性的双叶旋翼，桨叶和桨毂刚性连接，但桨毂和桨轴通过跷跷板

轴承柔性连接，利用前行侧桨叶的自然升起和滞后，带动后行侧桨叶的自然降落和超前。很神妙的设计，可惜只能用于

双叶旋翼。贝尔将跷跷板的原理推广到三叶（理论上也可以更多片桨叶），估计就是在万向接头外包覆一个刚性的整流罩，

所有桨叶和整流罩刚性连接。

桨叶和桨毂的经典的分立铰链式连接，挥舞铰、摆振铰“五毒俱全”/紧凑一点的重合式铰链连接

双叶桨叶特有的跷跷板式连接，省却了挥舞铰和摆振铰，贝尔的经典之作UH-1和AH-1就是用这种结构/从跷跷板进一步

发展而来的万向接头式连接，估计贝尔的半刚性旋翼就是在万向接头外包覆一个刚性的整流罩

贝尔的半刚性旋翼保留了直升机的总距和周期距控制，用于在悬停或直升机飞行状态时的飞行控制。贝尔还采用了宽弦、

大弯度的桨叶，是桨叶最大限度地在前飞时接近常规螺旋桨的特性。XV-15引起了军方极大的兴趣，飞行试验远远超过简

单的悬停、平飞和直升机-固定翼飞机之间的状态转换等概念证明型的试飞科目，而是进入了演习场、两栖登陆舰等接近

实战的条件下的试验。美国军方对实验结果相当满意，这直接导致最终的四大军种联合研制的V-22“鱼鹰”项目。V-22

是历史上第一架也是仅有的一架可以垂直/短距起落的量产型运输机，V-22故事的细节请看“鱼鹰”杂谈。

贝尔XV-15在悬停中/XV-15在平飞中

XV-15在起飞

为了尽可能减小迎风阻力，倾转旋翼的旋翼直径应该在不影响直升机状态下的性能的前提下尽可能减小。但较小的旋翼

不可能不影响直升机状态的性能，最突出的就是所谓“涡流环”现象。直升机在快速下降过程中，要使旋翼进入自己的

下洗气流，或下洗气流造成的涡流，旋翼和周围空气之间的相对气流方向和相对速度出现本质变化，可能出现“打滑”

而失去升力，这时候越是增加旋翼功率，打滑越严重，这就是所谓的“涡流环”现象。常规直升机也会出现“涡流环”

现象，但小直径的旋翼更容易进入这一状态。V-22在试飞中几次引人注目的坠机，大多出自这个原因。在悬停或直升机

状态时，倾转旋翼在理论上可以通过控制左右发动机的推力来控制横滚，用旋翼的前后转动来控制俯仰，偏航比较难办，

可以用旋翼下洗气流作用在机翼的襟翼上，辅以一定的横滚作用来实现。但事实上，增减发动机推力的灵敏度不够，反

映不够快，控制量也不够精细。用机电控制倾转旋翼来实现俯仰控制，灵敏度问题更大，无法适应恶劣天气时的飞行要

求。实用化的倾转旋翼的V-22（及其前身XV-15）都是采用直升机桨叶，即保留了全套直升机的总距和周期距控制，而

不是只可以调节桨距的螺旋桨，所以直升机状态的V-22的操控和直升机无异。在以螺旋桨-旋翼为基础的垂直/短距起落

飞机中，倾转旋翼是最成熟的方案。美国的V-22在饱经千难万险之后，终于开始量产。

直升机状态前飞中的V-22在空投伞兵

V-22的半刚性旋翼清晰可见/V-22的宽弦、大弯度、无铰、无轴承桨叶清晰可见

起飞、着陆时，襟翼放下，最大限度地减小对下洗气流的遮挡/为了适合上舰的需要，V-22的旋翼可以折叠，机翼还可以

横转90度，和机体平行，以节约占地空间

V-22着舰试验，一侧旋翼在甲板上空、一侧旋翼在舷外时，两侧升力不均匀，容易造成事故。一架接一架紧接着快速降

落时，前面飞机造成的空气涡流容易使后面的飞机进入危险的“涡流环”状态（vortexring），造成旋翼吃不上劲，导

致坠机/这是在两栖登陆建“塞班”号机舱内的情景

V-22的性能被说得如此出众，人们不禁疑惑，为什么总统的“海军陆战队一号”要选新机时，没有选V-22？

贝尔在V-22的成功之后，向两条战线出击，一是将倾转旋翼技术用于无人机，以最大限度地利用其垂直起落和速度、航

程上的优势，二是将倾转旋翼技术推向民航市场。早先雄心勃勃的中短程支线客机看来一时还难以实现，但小型公务机

已经开始了，贝尔和意大利的Agusta合作，正在研制BA-609，其垂直起落的能力和速度、航程将对大公司、政府机构

的要员从城市中心到城市中心的空中旅行有很大的诱惑力。欧洲从80-90年代开始，也展开了倾转旋翼的研究。法、德合

作的Eurotilt和英、意合作的Eurofar最后合并成一个计划，但在V-22和BA-609面临一系列技术困难后，速度放慢，

估计现在处于观望状态，在等待倾转旋翼的技术进一步成熟、技术风险进一步降低后再行动。

BA-609的BA代表BellAgusta，将成为倾转旋翼在民用领域里“吃螃蟹的人”/BA-609是面对有钱的阔佬的

BA-609在警方和海岸警卫队中也有望得到青睐/BA-609已经试飞，正在欧洲大力推销，力图抢在欧洲公司的前面霸占市场

法国主导的Eurotilt倾转旋翼飞机方案

Eurotilt的倾转和V-22稍有不同，只有发动机前半部分倾转，介于tiltrotor和tiltshaft之间

贝尔当然不会把倾转旋翼的概念只用在载人飞机上，在如火如荼的无人机领域，贝尔也推出了采用倾转旋翼的“鹰眼”

（EagleEye）/“鹰眼”预计要和海军或海岸警卫队的舰船配合行动，所以有很高的上舰要求

尽管V-22在研制过程中遇到严重的问题，美国军方对用具有垂直/短距起落能力的运输机作为战术空运主力的概念依然

不肯放弃，在V-22尚未大规模服役时，已经开始对更大型垂直/短距起落运输机的研制，贝尔的方案自然是V-22的延伸：

采用四旋翼的倾转旋翼方案，即所谓quadtiltrotor。值得注意的是，倾转旋翼的发动机通常都是成双布置的。除非

在机顶重心处安装一根很高的桅杆，倾转旋翼基本不可能是单旋翼的。

贝尔提出的四旋翼倾转旋翼（QuadTiltRotor，简称QTR）方案，用于担当美军战场空运的主力/媒体为新飞机的名字

都想好了：V-44，尽管军方并没有这样的命名

四旋翼尽管顺理成章，但平飞时前后旋翼之间相互之间的气动干扰可能会很严重，尤其是机动飞行的时候，后发动机也

要避开前发动机的尾流/QTR可以用于在城市中心机降“重型部队”（相对空降兵来说）

QTR的结构想象图，传动轴不仅要左右同步，前后也要同步，复杂性和重量肯定要增加

QTR是和GroenBrothers的Gyrolifter竞争，当然也不会忘了海军型/四旋翼倾转旋翼运输机的另一个方案

NASA还在研究更大型的QTR，用于民航

螺旋桨可以看成小直径、宽弦、大弯度的刚性旋翼，除了桨距以外，没有挥舞铰、摆振铰之类的，只是螺旋桨一般比刚

性旋翼的直径小一点就是了。不过直径小，对减小前飞阻力具有不可置疑的好处。只要能够满足垂直起落要求，用螺旋

桨代替旋翼是倾转旋翼的一个自然的延伸，Curtis-Wright就是这方面的先驱。Curtiss-Wright是航空先驱Glenn

Curtiss和Wright兄弟的公司合并的结果，50年代时已经落后于喷气时代，但在螺旋桨领域还是一方好汉。倾转的螺旋

桨称为tiltprop。螺旋桨需要较高的转速才能产生足够的推力，这对小直径刚性的桨叶不成问题。不过Curtiss-Wright

的研究机没有发展到V-22的阶段，估计快速下降时，会有更严重的“涡流环”问题。但是Curtiss-Wright的螺旋桨还

有玄机在里面。普通螺旋桨是针对迎面气流的，如果把螺旋桨略微向上倾斜一点，下行的桨叶相对迎面气流的迎角增加，

上行桨叶的迎角减小，这样下行桨叶产生向下的划动大于上行桨叶产生向上的划动，产生所谓“轴向升力”（radiallift），可以减小机翼面积，有螺旋桨产生部分升力。这里要注意的是，螺旋桨抬起来一点，倾泻的推理矢量本身就产生一点向

下的升力分量，但轴向升力比这点升力分量要大很多。为了最大限度地实现轴向升力，螺旋桨的桨叶应该是宽弦、大弯

度的。Curtiss-Wright先研制X-100研究机，特意设计了出奇地小的机翼，以证明轴向升力的概念。不过要是现垂直起

落，还是要老老实实把发动机竖起来，推力朝下。在向军方游说假如下面还要提到的三军联合直升机计划后，空军同意

投资，这以后Curtiss-Wright在已经部分完成的M-200试验机基础上，大规模展开四发动机的X-19的研制，采用四个

角落的四台发动机的差动升力控制横滚和俯仰姿态，螺旋桨的差动扭力控制偏航。试飞中，控制反应不够灵敏，控制力

矩不足，但机械可靠性是最大的问题，主齿轮箱的寿命只有50小时，发动机的倾转机构只有15小时的寿命。在50个起

落的试飞中，留空时间一共只有4小时，计划在4个月后放弃了。

CurtissWrightX-100是X-19的先驱，只有两台发动机，采用导至机尾的发动机废气喷管提供姿态控制，效果不好

CurtissWrightX-19，预计用作小型公务机或短程客机，但飞行控制问题没法很好地解决

CurtissWrightX-19在悬停中，前后左右的四台发动机用于悬停中的姿态控制。为了避免陀螺力矩，左前、右后和左

后、右前的发动机交联

由于螺旋桨比直升机旋翼简单、可靠，平飞速度高，美国军方对X-19寄予很大的希望，空军、海军、陆军三军联合研制，

这是“三军攻击运输机计划”（Tri-ServiceAssaultTransport）的一部分。

倾转旋翼是倾转动力方案中最容易想到的，倾转螺旋桨可以算倾转旋翼的一个分支，但倾转旋翼在直升机状态时，机翼

对旋翼的下洗气流的遮挡较大，而直升机状态是最需要把所有的推力全部发挥出来的时候。另外，由于旋翼和机翼的相

对位置和角度的变化，旋翼-机翼的气动相互作用十分复杂，在至关重要的直升机-固定翼状态转换期间尤其如此。既然

如此，何不换一个思路，将发动机固定安装在机翼上，而让机翼倾转呢？倾转机翼（tiltwing）的好处是较好地解决了

下洗气流的遮挡问题和发动机-机翼的相互作用问题。但是世上没有免费的午餐。倾转机翼要倾转整个机翼，由于机翼是

飞机产生升力的所在，而机体是承重的所在，机翼和机体连接部是飞机上最吃重的部位，现在这个最吃重的部位把所有

应力全部集中到一个控制机翼倾转的铰链上，要保证最大的可靠性，机械设计上的难度可想而知。和倾转旋翼一样，理

论上倾转机筛选 翼可以通过前后倾转机翼来实现俯仰控制，控制左右发动机的推力来实现横滚控制，用下洗气流作用在襟翼

上来实现偏航控制，但倾转机翼太不灵敏，所以有时在机尾增加一个水平风扇，专门用于俯仰控制。这个水平风扇只在

垂直起落和悬停状态时打开，在平飞状态时折起以减小阻力，在地面也折起，不妨碍使用尾门装卸人员和货物。由于在

直升机状态下必须保证所有旋翼/螺旋桨的绝对同步，所有旋翼/螺旋桨之间必须用同步轴连接，但是机翼不是绝对刚性

的，在气动力的作用下，总是有一定的挥舞，这样一来，机翼内的同步轴非常容易受到损坏，这是倾转机翼和倾转旋翼

共有的一个问题。

Vertol76（也称VZ-2）是倾转机翼的早期尝试之一/由于整个机翼可以倾转，VZ-2的平飞和普通固定翼飞机无异

但在机翼竖起来时，发动机推力向下，产生直接升力，而且机翼对发动机的下洗气流的遮挡很小/早期直升机界很活跃的

Hiller也推出了X-18研究机，图中为地面演示机翼的倾转

除了倾转机翼的机构外，倾转机翼的机械结构相对简单，发动机刚性固定在机翼上，发动机气流和机翼的设计也相对简

单

不知道是不是处于习惯的原因，直升机出身的公司大多走倾转旋翼的路子，固定翼出身的公司大多聚会活动 走倾转机翼的路子。

50年代初，美国军方资助了很多垂直起落的研究项目，但基本上都是概念研究，离实战使用相差很远。59年军方根据一

个咨询委员会的建议，启动一项旨在实用化的垂直起落飞机计划，特别要检验新飞机在实战条件下的，而且要适合三军

（海军陆战队在50年代没有独立的采购计划，由海军代办）的需要，所以产生了三军联合的XC-142计划，LTV的Vought

分部得标，Hiller和Ryan作为主要次级承包商，计划由空军主持。XC-142可以装载32名士兵，比30年后的V-22还多

40%，四台发动机和5个螺旋桨（4个推进螺旋桨加一个机尾的姿态控制螺旋桨）全部交联，所以只有还有一台发动机在

工作，5个螺旋桨都会转动，尽管可能动力不足。空军对XC-142作了大量的测试，包括空运、空投、沙漠、山地、航母、

搜索救援、装载机动车辆等。XC-142最后还是坏在机械复杂性上，可靠性不够，而且机翼在35-80度倾转范围里，机翼

像门板一样，受横风影响太大，发动机差动推力的控制不够灵敏。最大的抱怨是机翼倾转过程中，差动的辅翼有横滚控

制变为偏航控制，而差动的发动机推力由偏航控制变为横滚控制，这不光是一个操作习惯的改变，还在机翼倾转的过程

中，横滚控制和偏航控制交联，要求飞行员作大量复杂的补偿动作，工作量太大，而且机舱内噪音和振动太大，估计和

在接近垂直状态而低速前进时，刚性的螺旋桨对非对称升力不作补偿，振动全传到机舱里了。XC-142在67年下马了。

早期倾转机翼发展得最远的还要数VoughtHillerRyan三家合作的XC-142，美国军方对XC-142也寄予深望，空军、陆

军和海军联合研制，这是又一个Tri-Service项目/XC-142起飞到平飞的过程

倾转机翼在垂直起飞和悬停时，竖起的巨大机翼形成“门板”效应，容易受低空阵风影响/作短距起飞时，机翼并不倾转

到垂直，有趣的是，平尾也同步倾转，充分利用发动机下洗气流在地面造成的反弹，增强地面效应

XC-142在航母Bennington号上着舰试验/如果有合适的跑道，当然也可以正常滑跑起飞

加拿大BombardierCL-84在试飞中

60年代德国航空工业专注于垂直/短距起落飞机，MBB的Bo-140是其中一个夭折的方案，其倾转机翼可以清楚地看见，

MBB的全称为MesrschmittBolkowBlohm，包括前Mesrschmitt和Bolkow的人马，LudwigBolkow是第一架实战的

喷气式战斗机Me262的总设计师

Bo-140还打算作为战术运输机，取代C-160“协同”/同时期的还有VFWVC-400，VFW的全称为VereinigteFlugtechnische

Werke，包括前Heinkel和Focke-Wulf的人马

倾转机翼的机械相当复杂，可靠性成问题。早期的X-18和XC-142用螺杆千斤顶控制机翼的倾转，动作平稳但是迟缓。

经过30年的冬眠，倾转机翼近来有复苏的迹象。美国空军在寻找C-130的替代的过程中，从AMST开始，已经放弃了垂

直起落的要求，现在只要求短距起落。波音将倾转机翼的概念用于“先进战区运输机”（AdvancedTheaterTransport）

计划的招标，利用倾转机翼和地面效应相结合产生的增升效果，来达到短距起落。

倾转机翼经过30年的冬眠，现在又重新得到重视，这是波音的147型倾转机翼公务飞机/波音的雄心当然不止于小型公

务飞机，波音投标美军“先进战区运输机”（AdvancedTheaterTransport，简称ATT）的方案就是倾转机翼。ATT只要

求短距起落，而不强调垂直起落，不过波音的ATT形状怪异，被戏称为“超级大青蛙”（SuperFrog）

要是没有心理准备，冷不防看见空中飞来这么一个怪东西，地面的敌人怕是惊得目瞪口呆，放枪也忘记了/洛克希德的

ATT方案就要常规多了，虽然为隐身修形的机翼和V形尾比较新颖

洛克希德的另一个ATT方案就简直是F-22的运输机版了

意大利Agusta推出的ERICA计划不仅仅是又一个倾转旋翼的方案，ERICA的机翼外翼段倾转，使其介于倾转旋翼和倾转

机翼之间，不过现在ERICA已经和Eurotilt合并了

至此，倾转动力基本上都是在机翼和发动机上动脑筋，Freewing（不知道中文该怎么翻译？）把思路颠一个倒，把机身、

机翼固定，但把安装发动机的前机身倾转，或许这应该成为倾转机身？倾转机身，安装在机身上的发动机的推力产生向

下的升力分量，产生直接升力。但这只是一部分，推力气流从地面的反射要是利用好的话，可以大大强化升力，Freewing

就是靠直接升力和地面效应极大地增加起飞过程中的升力的。升空后，前后机身拉直，像普通飞机一样飞行。不过

Freewing很难做到垂直起落，只能短距起落。这在使用中不是那么了不起的一个限制，如果需要滑跑的距离足够短，比

如只要十几米，在大部分情况下，还是能够找到合适的场地的。Freewing也是公司的名字，Freewing目前只用在无人机

上，但Freewing的野心不止于无人机，提出的Freewing喷气战斗机方案很有点惊世骇俗，把通常Freewing的前后机身

倒一个个儿，在短促的滑跑后，用气动力把机尾压下去，把机首抬起来，后面的事情就和一般的Freewing一样了。

Freewing是推力转向的一个新思路，机身、机翼固定，但安装发动机的前机身可以抬起来，提供额外的升力分量，缩短

起飞距离。不过Freewing不可能实现垂直起落

到目前为止，Freewing只用于无人机，由于前机身在起落时要高高扬起，载人的机舱布置在前机身恐怕有问题，而飞行

员坐在后机身又有违传统，看来Freewing概念要用到载人飞机还有一段日子

不过人们的想象力是无穷的，如果倒一个个儿，前机身和地面水平，后机身翘起来，水平滑跑一小段距离后，水平尾翼

用气动力量把尾巴压下去„„/这样较重的前机身就抬了起来，可以利用向下的喷气推力分量，增加升力，尾撑之间的水

平尾翼还可以“捕获”喷气发动机的下洗气流从地面的反弹，利用地效增升，实现短距起飞。事实上，这是利用机身的

转动来实现推力转向，对发动机的要求最低。起飞后，后机身放下来，和前机身平行，像普通飞机一样飞行

这个就比较疯狂了

旋翼也好，螺旋桨也好，产生推力的原理都是一样的。如果把螺旋桨用涵道包覆起来，变成涵道螺旋桨（ductedfan），

初看和普通螺旋桨没有太大两样，但是涵道内外的气流有速度差，在贝努力原理的作用下，涵道内的高度气流可以拖动

涵道外的低速气流，可以产生比涵道内气流流动多至50%的额外推力。涵道本身在平飞状态也产生升力，这时圆形的涵

道实际上就构成了环形机翼。平直翼、后掠翼、三角翼甚至前掠翼是人们所熟悉的，但环形翼也是产生升力的一个有效

方法。环形翼可以想象成翼梢小翼的一个极端，由于制造和分析上不如平面翼简单，一直没有得到重视，在涵道风扇上

的应用可算是歪打正着。涵道风扇也可以倾转，除了涵道本身也产生升力外，倾转涵道风扇（tiltductedfan）具有和

倾转螺旋桨一样的优缺点，不过在涵道风扇在倾转过程中，唇部的迎角不断变化，倾转到一定程度时会引起失速，改变

飞机的升力分布，带来一定的飞行控制上的困难，同时造成风扇进气的紊乱，和很大的嗡嗡声。DoakVZ-4是倾转涵道

风扇的先驱，但最重要的倾转涵道风扇飞机应该是贝尔X-22。尽管美国海军这是三军联合的项目的一员，但海军更中意

短小的倾转涵道风扇方案，以便由航母升降机容纳，也免除折叠机翼的必要。涵道风扇也对甲板人员比较安全。于是海

军在参加XC-142的同时，推动贝尔X-22计划。贝尔X-22采用四台涡轴发动机，两两布置在垂尾两侧，通过交联的同步轴，驱动所有四副涵道风扇，每个涵道出口的一个气动控制面提供垂直起落和平飞中的飞行控制。巨大的垂尾实际上没

有舵面，只是起方向稳定作用。X-22的涵道风扇的有35%的剩余功率，只要三个涵道风扇就能够实现垂直起落，只剩两

个了还能正常平飞，在跑道降落只需要一个涵道风扇就够了。海军对X-22的试飞成果相当满意，责成负责研制X-22飞

行控制的CornellAeronauticalLaboratory（后称Calspan公司）继续完善自动飞行增稳控制系统。到80年Calspan

完成项目，军方已经对垂直起落飞机失去耐心，X-22计划无疾而终。

DoakVZ-4是采用倾转涵道风扇的先驱/水平的涵道本身可以产生升力，但倾转过程中，涵道唇部会出现失速

DoakVZ-4从起飞到平飞的转换过程

贝尔X-22又是一个三军联合的项目/由于采用涵道风扇，没有不对称升力和后行桨叶失速的问题，可以放广西巴马 心采用刚性桨

叶

四个大水桶一样的涵道风扇在空中翻转，也是一景/法国的Nord（后并入Aerospatiale）也研制了Nord500Cadet，发

动机推力和涵道出口的菱形导流片提供悬停状态下的姿态控制

如果不倾转涵道风扇，而是把涵道风扇固定在机翼或机身内重心附近，用于在垂直起落时提供升力，在平飞的时候覆盖

起来，减少阻力，这就是升力风扇的方案了。升力风扇方案并不新颖，二战后期纳粹德国热衷于一剑定乾坤的秘密武器，

垂直起落战斗机是其中的一部分，升力风扇就是以研制号称二战中德国最优秀战斗机FW190战斗机著名的Focke-Wulf

的方案。但首先实现这个概念的，还是VanguardOmniplane。Vanguard是由Piacki分出来的一些人建立的，Omniplane

时运不佳，完成系留试验后，机械可靠性的问题就早早终止了Omniplane的生涯。不久，制造航空发动机出生的通用电

气希望涉足垂直起落领域，和Ryan合作，研制了XV-5研究机。XV-5比Omniplane要接近实用化多了，升力风扇依然埋

在机翼里，但在平飞的时候，可以由盖板盖起来，减小阻力。上盖板是背对背打开的两个半圆形，下盖板是百叶窗形，

打开时用作悬停状态下的偏航控制。机首有一个由百叶窗遮盖的小型升力风扇，用于俯仰控制。XV-5的升力风扇有31%

的剩余功率。XV-5暴露了升力风扇的一些问题：升力风扇占用体积过大，载油和机载设备很受限制。另外飞行控制响应

不灵敏，悬停到平飞的转换只有很小的操作窗口，越界的话，容易失事。由于机翼内的风扇使机翼很厚，XV-5遇到很大

的阻力问题，尽管是喷气式飞机，实际平飞速度不比二战时的螺旋桨飞机快。XV-5在70年代头上就下马了。不过升力

风扇在90年代再现辉煌，入选的洛克希德F-35采用的就是升力风扇。F-35的故事容后再述。

Focke-Wulf的升力风扇方案

二战后期，德国秘密武器研制计划中，Focke-Wulf就有用升力风扇实现垂直起落的想法，但真正实现这一概念的，还是

VanguardOmniplane/其机翼中巨大的胜利风扇提供垂直起落时的升力，机尾的推进涵道螺旋桨提供推力，涵道后的气动

控制面提供飞行控制

机翼实际上还是符合气动升力的要求的，就是特别肥厚了一点

通用电气是制造航空发动机的公司，但在50-60年代的垂直起落大潮中，也来赶了一回时髦，和Ryan联手，研制了XV-5

垂直起落研究机，机翼上的盖板可以打开，暴露出机翼内的升力风扇/XV-5在悬停中，可以看到机翼上向上折起的风扇

盖板，机翼下表面另有百叶窗式的盖板

这张图可以看到一点机翼下表面百叶窗/这里可以清楚地看到打开盖板后机翼里的升力风扇，注意机首还有一个关闭的

“百叶窗”，下面是另一个较小的升力风扇，用于控制俯仰

平飞时，机翼上下表面的风扇盖板板关闭，减小机翼阻力

XV-5的风扇有点创意，是通过对翼尖吹气驱动的，即所谓tipturbine

比升力风扇上更“优美”的是所谓引射增升（ejector）。引射是贝努力原理的一个应用，如果对文丘里管（背对背的喇

叭口）吹入高速气流，在文丘里管的喉部会产生低压，这个低压会拉动文丘里管外上游的空气，和吹入气流混合，一起

喷出文丘里管，最后文丘里管出口的气流流量大于吹入的气流。工业上常用这个原理，将大型容器内的气体抽吸出来。

理论和实验证明，拉动气流和吹入气流之比可以达到1.5-2：1，如果在机身或机翼上安装引射装置，就可以用较少的喷

气发动机引出高压气流，产生较大的直接升力，这就是引射增升的基本道理。和直接采用旋翼/螺旋桨/风扇的方案相比，

引射增升容易和机体气动外形实现保形，减小正常飞行时的气动阻力；引射装置的布置比较灵活；引射的排气和周围的

冷空气混合，温度、速度大大降低，对跑道或甲板的烧蚀较小，发动机吸入废气的影响也小一些。70年代时，由于越南

战争的拖累，加上传统的大甲板航母的采购和运行实在太贵，在时任海军作战部长ElmoZumwalt海军上将（最新的“21

世纪驱逐舰”DDG21就是用他的名字命名的）的倡导下，美国开始研究“海上控制舰”（SeaControlShip）概念，意图

用较小的（一到两万吨）的直通甲板小型航母，运载较少但仍有足够战斗力的垂直/段距起落飞机，补充大甲板航母的作

战，美国海军开始对垂直起落战斗机认真起来。美国海军和工业界研究了众多方案，Part14里的最后一幅变形金刚也是

当时的一个方案，目的是结合当时在阿波罗飞船上获得成功的空中对接技术，用重型吊车把垂直起落飞机吊到舷侧，然

后点燃发动机，炽热的喷气流直接射向海面，不损伤甲板，着陆时把顺序反过来。类似的还有在“鹞”式战斗机背上吊

挂的方案，但最后选定的是采用引射增升的罗克韦尔XFV-12方案。XFV-12采用美国战斗机中不常见的鸭式布局，鸭翼

低置，主翼为上单翼，翼尖设垂尾，总体布局比较前卫，但最前卫的当然是在机翼内和鸭翼内的引射增升装置。发动机

为F401，这是本打算用于F-14B的海军型的F100发动机，F-14A的TF-30发动机发动机一直有动力不足和可靠性低下的

问题，海军一直就是把F-14A作为过渡型战斗机，采用和F-15的F100发动机大量共享的F401发动机的F-14B才是海军

心目中的理想战斗机，但F100和F-15的发动机进气道匹配问题及F100本身的可靠性问题，在F-15服役的前几年，差

不多使任何时候至少有一半的F-15“永久性”地趴窝，海军的F-14A也就变成“永久性”的，直到装F110的F-14D的

出现，但那已经为时太晚，不过这扯远了。对于XFV-12来说，F401的可靠性还没有成为问题，自身的基本设计已经问

题多多。XFV-12的前后左右的引射增升装置控制俯仰和横滚，引射增升装置下方下洗气流中的控制面控制偏航。考虑到

实际气动损失和不完全混合，实验室规模的XFV-12引射系统可以达到55%的增升率，也就是说，1份吹气可以拉动0.55

份环境空气，但实际试飞时，主翼的引射装置只达到可怜的19%的增升率，鸭翼只达到几乎可以忽略不计的6%，远远没

有达到设计要求。在计划大大超时超支后，海军的战略也转为“向大甲板航母一边倒”，XFV-12就此下马了。

洛克希德XV-4A“蜂鸟”是首先探索引射增升概念的研究机，XV-4A已经开始显现引射用于增升在理论效益和实际效果上

的差异/平飞中的XV-4A，引射装置关闭，以减小阻力

在JSF之前，罗克韦尔XFV-12是美国最接近实用的垂直/短距起落战斗机

罗克韦尔XFV-12本来是准备成为海军的主力垂直起落战斗机的/机翼和鸭翼上的百叶窗打开后，引射增生装置就可以工

作了，前后左右的引射装置及下面的导流片控制俯仰、横滚和偏航

两架XFV-12样机在装配中/这是已经装配好的两架样机

鸭翼上打开的百叶窗和喷气导管清晰可见

机尾的“塞”式喷管，在垂直起落状态下，主喷管关闭，喷气流通过导管导向机翼和鸭翼内的引射增升装置

XFV-12正在准备系留试验/XFV-12完成了系留状态下的悬停试验，但还没有进入到自由飞状态下的悬停试验，就下马了

推力偏转可以实现垂直起落，但很费劲，难怪YC-15、C-17只用推力偏转实现短距起落而不是垂直起落，一个是空军的

要求降低了，最主要的还是垂直起落比短距起落难好几个数量级。但垂直起落毕竟是航空人孜孜以求的。最彻底的推力

偏转莫过于把发动机直接对着地面，但水平飞行的时候，发动机还是要水平才是，那何不打破飞机水平起飞的常规，让

飞机竖立起来，尾巴坐在地上垂直起飞，起飞后再改平呢？由于起飞、着陆时飞机都是机尾冲地，所以称为“坐地”式

（tailsitter）。以FW190战斗机出名的Focke-Wulf在二战后期众多的秘密武器研究计划中，就有一个tailsitter

的方案Triebflugel，用冲压式发动机驱动三叶宽弦大弯度刚性旋翼，旋翼和机身通过滑环连接。从道理上讲，这样的

战斗机没有理由为什么不能升空，尽管有很多技术细节的问题，诸如滑环的可靠性问题。如果战争再晚几年结束，没准

Triebflugel真能服役。实际性能不说，那挥舞的机翼像耍把式的恶汉，没准就把敌人给吓着了。战后，根据战时的经

验，美国海军对减少对护航航母的依赖，在民船上分散部署可以垂直起落的护航战斗机很感兴趣，tailsitter在技术

上的风险最小，成为首选。洛克希德和康维尔分别推出XFV-1和XFY-1。两者都用巨大的机头同轴反转螺旋桨驱动，用

下洗气流作用下的机翼上的气动控制面控制垂直起落和平飞阶段的飞行。试飞结果表明，垂直起飞和向平飞的转换十分

容易，但着陆是一个大难题。着陆时，由于剩余的前进速度，飞机不光头朝上，还稍有一点尾冲前的姿态，由于飞行员

是仰面朝天的姿态，习惯的参照物像地平线、地标等全都看不见，对估计飞机在下降过程中的前进速度、下降速度、高

度、位置都带来极大的困难。Tailsitter在经过初期的乐观后，很快消失了。Tailsitter的主要问题是着陆时飞行员

的控制问题，但无人机就没有这个问题，所以波音在近年重又捡起tailsitter的概念，用于Heliwing无人机上，现在

仍在接受军方的评估。

德国人疯狂起来真是吃不消，这不是哈德分子的狂想，而是Focke-WulfTriebflugel的设计方案，如果战争再延长几年，

没准会投入战斗的。这样用机翼作旋翼，在道理上是可行的，不过和机身相连的滑环要求很高/这样挥舞着机翼迎击敌人，

像飞舞着巨锤的妖怪，心理脆弱一点的敌人，还不掉头就逃？

战后，Focke-Wulf没有放弃tailsitter的概念，这是喷气式FW860tailsitter的方案/在地面中奇怪的支架支撑

起飞时，可以先短滑跑，然后支架把飞机猛地竖起来（这就是图中的erection，不要有联想哦！），然后像tailsitter

一样垂直起飞，着陆时顺序反过来

洛克希德XFV-1/康维尔XFY-1Pogo

康维尔XFY-1在平飞中

进入喷气时代了，TailSitter也要与时俱进，Ryan研制了用喷气发动机的X-13/Vertijet也可以从倾斜导轨上起飞

Tailsitter作为有人驾驶战斗机已经是一个过时的概念了，但用于无人机，还是不错的，波音的Heliwing就是一个例

子

Tailsitter不光在美国引起很大的兴趣，在法国同样得到很大的重视。SNECMA是制造航空发动机的，但SNECMA在50-60

年代也卷入了对垂直起落飞机的研究，推出Coleoptere系列的tailsitter研究机。Coleoptere和美国海军的tail

sitter还不同，不光采用喷气发动机，还采用了罕见的环形翼（annularwing）。环形翼可以看作圆整后的上下双翼，

而且上下双翼之间还用翼梢小翼连接起来。在同样翼展情况下，环形翼可以产生比水平翼更高的升力。环形翼没有横滚

稳定性的问题，滚到哪个角度对机翼都是一样的，尽管机舱里的人可能已经颠三倒四了。当然，环形翼在气动分析和制

造上比较麻烦，用于水平起飞时，前起落架必须出奇地高，但用于tailsitter，这就不成问题。SNACMA的Coleoptere

发展到C450，这时tailsitter的着陆困难问题已经很显眼，法国空军的作战要求也已经改变，仅仅能作垂直起落不再

足够，tailsitter和常规战斗机的性能相差甚远，法国空军的兴趣也挥发了。

法国对TailSitter的概念很感兴趣，SNECMA设计了这个采用奇特的环形翼的C450Coleoptere研究机/C450在起飞

这个角度可以清楚地看到环形翼，从某种意义上说，这就是翼梢小翼走向了极端，或者说双翼机的双翼用圆环完整地连

到一起

法国对TailSitter是很认真的，曾考虑过采用TailSitter概念的JCM88战斗机

采用各种增升手段实现垂直起落，在理论上效率可以比直接喷气产生更大的升力，但在实用中问题多多，常常不能实现

理论上的优越性。相反，直接用喷气发动机产生升力，既不取巧，也不用担心理论和实际的匹配问题，至少是踏实的。

50年代时，体积小、推力大的喷气发动机技术为航空界吹入了一股新鲜空气，罗尔斯.罗伊斯一马当先，推动专用的升

力发动机的发展。从航空发动机公司的角度，研制专用的升力发动机十分有利。从技术上说，升力发动机要求推重比大，

但工作条件简单，工作时间不长，用专用的升力发动机，容易对这一特定的工作条件最优化，用较简单的技术，实现很

高的性能和可靠性。从生意的角度，一架飞机同时采用升力发动机（尤其是多台升力发动机）和推力发动机，这一笔生

意就做出两笔的钱来，何乐而不为呢？罗尔斯.罗伊斯的策略是研制小巧的专用升力发动机，所以一架飞机上可以用多台

升力发动机，便于在气动上平衡，也便于的结构上安装，还可以根据飞机的重量增减升力发动机的数量。1954年英国的

Short飞机公司首先将4台罗.罗RB108升力发动机垂直安装在中机身重心周围，另外再水平安装一台RB108在机尾，用

作推进发动机。

ShortSC-1研究机，世界上第一架喷气式垂直起落飞机/图中可以看到机背上四台升力发动机的进气门，和机尾垂尾根

部的推进发动机进气口

同期，法国也在紧锣密鼓地研制自己的垂直起落战斗机，以幻影III为基础，把8台RB108两列分组纵向布置在加宽的

中机身，前后由主起落架隔开，左右由推进发动机的进气道隔开，两个一组以加强可靠性，每组共用进气门和排气门。

飞机被命名为巴尔扎克V（V指vertical，垂直），或许是看着它比较胖吧（作家巴尔扎克是一个胖子）。巴尔扎克尽管

胖，这是第一架超音速垂直起落飞机。面对冷战威胁，北约上下的共同认识是，固定机场的优质混凝土跑道靠不住，新

一代空军必须在不依靠机场跑道的分散部署、灵活出动上下功夫。在接下来的北约垂直起落战斗机竟标中，法国的幻影

IIIV和英国的P.1154共同得标。但北约并不拨款，进一步的研发还是要靠东道国。法国继续使用罗尔斯.罗伊斯的升

力发动机，这次换用更先进的RB162，推重比达到16：1！推进发动机加SNECMA的TF104加力涡喷（后先后改用TF109

和美国的普拉特.惠特尼TF30涡扇），垂直起落和悬停中的飞行控制改用首尾和翼尖的姿态控制喷嘴。幻影IIIV在65

年2月首飞，66年3月首次完成垂直起落到水平飞行的转换，在以后的试飞中，最高速度达到M2.04，至今仍然是垂直

起落飞机的最高速度纪录。巴尔扎克V和幻影IIIV证明了一点：任何飞机只要安装足够多的升力发动机，总可以实现

垂直起落，问题是这些升力发动机占用了大量机内体积，燃油和武备就没有地方了。在一次试飞中，来自美国空军的一

个试飞员在低空悬停和机动动作中，动作正在兴头上，燃油耗尽，被迫弹射逃生，飞机报销。

胖胖的巴尔扎克V升空了，不知道那位MM在试验场地做什么？和巴尔扎克调情？

不大的巴尔扎克机体内塞满了升力发动机，根本不给燃油和机载设备留下多少空间

幻影IIIV在悬停中，可以清楚地看到机背打开的进气门

幻影IIIV试过两种升力发动机的进气门：开门式（前图）和勺式（本图）

洛克希德XV-4B研究机是在引射增升失败后，安装升力发动机的产物，还没有来得及做悬停，就在一次常规飞行中失事

意大利在现代航空界中不大起眼。作为北约内部分工，意大利在50年代受命设计轻型攻击机，其结果就是FiatG.91。

G.91轻巧、灵活，曾作为北约标准攻击机，装备意大利、西德和其它北约国家，但到了50年代末，已经过时。在北约

大规模核报复战略指导下，意大利也开始研究可以垂直起落的G.91的替代飞机，代号G.95。在研制过程中，方案摇摆

幅度很大，从高亚音速攻击机到超音速战斗机，大学英语写作 一应俱全，但都采用专用的升力发动机，其中G.95/4还做了台架试验。

最后G.95计划和西德的VAK-191合并。

在现代航空界中并不起眼的意大利，在60年代也研究过垂直起落战斗机。意大利的目标是研制FiatG.91的替代，代号

为G.95/G.91到G.95的研制思路的演变，其中G.95/6可以达到两倍音速，最后方案定在G.95/4，采用4台专用的升力

发动机，巡航发动机后置，进气道从升力发动机两侧绕道

G.95/3的方案比较有意思，除了机身内前后的升力发动机外，机身两侧的升力-巡航发动机索性和机身平行，不和升力

发动机抢地方，垂直起落时，升力-巡航发动机的主喷管关闭，喷气从中间就向下偏转，产生升力/G.95/4做了台架试验

苏联对垂直/短距起落战斗机具有和西方同样浓烈的兴趣，除了雅科夫列夫设计局专职设计垂直起落战斗机外，米格设计

局和苏霍伊设计局也对量产战斗机设计了垂直/短距起落的型号。为了最大限度地简化设计，并利用现有机体，米格和苏

霍伊都在现役主力战斗机座舱后机体重心处，增加一截机体，其中安排2-4台升力发动机，但主要目的不是垂直起落，

而是短距起落。

米格-21PD，升力发动机在机背的进气门和机腹的排气门已经打开。可以看到，机翼后的襟翼已经放下，说明这是在做短

距起落，看样子这是在着陆/可以看出，机首进气道在升力发动机出分叉绕道，对主发动机的工作也有一定的影响

向上打开的“勺”形进气口（scoopintake）在前飞时增加升力发动机的进气效率

米格-23PD也是类似的短距起落型号/甚至3倍音速的米格-25也有类似的设想，其一前一后的机背进气口很有意思

苏-15VD不光可以短距起落，还可以垂直起落

不过米格的PD和苏霍伊的VD最终都只停留在研究机阶段，没有实用化，主要问题和幻影IIIV一样，升力发动机不光

有死重，而且占用机内体积太多，没有地方装燃油了

升力发动机不光引起军方的强烈兴趣，也引起了民航的巨大兴趣。60年代欧洲经济快速复苏，美国的BabyBoomer一代

也开始成形，城市间交通需求急剧增长，各国民航界急需可以从市中心小机场甚至楼宇间的空旷场地起落的客机，对垂

直起落客机的要求应运而生，英国、德国对此特别起劲。英国航空工业在美国的压力下，越来越感到力不从心，急于另

辟蹊径，开拓新战场，摆脱被动。德国航空工业在战争中受到彻底的破坏，战后初期也由于种种限制和人才流失，陷于

假死状态，同样急于抓住机会，走出困境。采用专用分立的升力发动机的布局在技术上相对简单，可以通过增减升力发

动机的数量适应不同重量级的客机，也可以在不易布置常规发动机的位置安装升力发动机，适应气动设计的需要，英、

德不约而同地从这里入手，研制垂直起落中短程客机。但大量的升力发动机造成巨大的噪音问题，给垂直起落客机在人

烟密集地点起落带来很大的环境问题。大量的升力发动机的油耗也是民航不能接受的。民航客机比军用飞机的安全性要

求要苛刻很多，垂直起落阶段，一旦个别升力发动机故障，立刻影响飞机的平衡和控制，非常容易失事。ShortSC-1在

设计时就考虑到这个问题，特别设计了50年代还很罕见的三余度陀螺自动增稳系统，但在试飞中三个陀螺都出故障，还

是坠毁了，这对民航客机是不容许的。采用专用升力发动机的垂直起落客机的种种技术和经济难关，最终使各国放弃了

在市中心使用垂直起落客机的计划。

HS.141初看并没有太大的特别，但是采用16台升力发动机加两台推进发动机

VFWVC-180采用类似的概念

不过将十台升力发动机从翼根移到翼尖，改善了悬停状态的控制，也把重量移到翼尖，为机翼卸载

多尼尔Do.231是Do.31的发展型/也是很猛，12台升力发动机，比HS.141进步的地方在于，升力发动机不仅用于提供

升力，还兼做姿态控制

模型的底部可以清楚地看到升力发动机的排气门

意大利的FiatG.222是为了满足意大利空军垂直/短距起落战术运输机要求而设计的，由垂直起落型（2x4台升力发动

机），短距起落型（2x2台升力发动机）和常规起落型（无升力发动机），图为垂直起落型

最后常规起落型投产/洛克希德按许可证生产，作为C-130下一级的补充，美军编号C-27“斯巴达人”

单独的升力发动机在设计上简单，升力发动机在巡航时不工作，又占用机内体积，这是死重。减少或消除死重是垂直起

落飞机一个急需解决的问题。将升力和巡航发动机合二为一，当然就消除了专用升力发动机的死重。巡航和升力发动机合二为一的最直接的方法，莫过于倾转喷气发动机，把发动机直接对着地面吹，当然就产生直接的升力。这么简单的道

理，为什么不是垂直起落飞机的首选呢？首先，倾转发动机对发动机在飞机上的位置带来很大的限制，不光机翼、发动

机的位置必须和飞机的重心一致，也基本上只有翼下或翼尖位置，这样，一旦部分升力发动机故障或瞬时出力不足，非

对称升力容易引起灾难性的事故。倾转旋翼用同步轴解决这个问题，倾转喷气发动机就基本不可能在一侧发动机失效时，

由另一侧发动机补偿。再说，发动机本身十分沉重，倾转机构谈何容易。还有，发动机对进气的要求很高，否则发动机

效率直线下降，但发动机在倾转过程中，进气的条件很难保证。另外，垂直起落要求在短时间内产生大量的推力，巡航

要求工作时间长但推力远远要不了那么多，两者之间在设计上很难协调。由发动机直接产生升力，没法取巧。从极端情

况来说，滑跑起飞、用机翼产生升力，只需要很少的推力；但用喷气动力垂直起飞，至少需要1：1的推重比，动力要求

高得多。用引射增升、Coanda效应什么的，至少在理论上可以四两拨一斤，小本大利。在发动机推力不足的年代，采用

种种“巧”办法还是很有吸引力的。但是，从另一方面来说，直接产生的升力毕竟直接，不容易受到外界非理想条件的

限制，理论计算和实际情况之间不会出太大的意外。美国的贝尔65型研究机最先对倾转喷气发动机进行研究。在“制海

舰”还热火朝天的年代，格鲁曼为替代弹射起飞的S-3，推出用倾转喷气发动机的698型方案，作为XFV-12战斗机的补

充。高亚音速的“鹞”式战斗机之后，英国一直意图推出超音速垂直起落战斗机，HawkerSiddely并入BAe后，推出P.103

方案，也是采用倾转喷气发动机。不过P.103放弃了垂直起落，而是采用超短滑跑起飞/垂直降落的所谓STOVL模式，对

发动机的要求大大降低，对实际作战灵活性又没有太大的损失，一度差一点被美英军方选中。

贝尔65是倾转喷气发动机的先驱，但发动机置于翼下，进气是不是会受到阻碍？/为了最大限度地简化，贝尔65连常规

的起落架也没有，只有直升机才有的滑橇式起落架

机尾有用于姿态控制的小喷嘴

格鲁曼S-3作为美国海军航母反潜和加油的主力，已经垂垂老矣，格鲁曼向美国海军提议，用698型垂直起落飞机接替

S-3/格鲁曼698型采用倾转发动机产生垂直起落的升力

BAeP.103方案，采用倾转的翼下喷气发动机，可以实现超短距起飞和垂直降落，即所谓STOVL（shorttakeoffand

verticallanding）/P.103三视图

据说美国也对P.103表示兴趣，这是美国空军涂装的P.103想象图，和上面的P.103略有不同

从纯倾转喷气退一步，将倾转喷气和专用升力发动机混合使用，可以增加发动机布置上的灵活性。这样可以降低对升力-

巡航发动机的推力要求，缓解工作条件，延长寿命，另外增加专用的升力发动机作为升力-巡航发动机的补充，用于短时

间的垂直起落。在冷战高峰的60年代，西德作为抵御上万辆苏军坦克和几千架作战飞机的前沿，面临作战机场在第一时

间被全面摧毁的现实危险，着力研制垂直/短距起落作战飞机，曾有计划组建一支“全垂直/短距起落化”的空军，其战

斗机部分称为VJ-101，最后获选的方案就是由Mesrschmitt、Heinkel和Bolkow合组的EWR（Entwicklungsrin）提出

的，采用倾转喷气和巡航喷气发动机相结合的混合方案，采用翼尖倾转升力-巡航发动机加座舱后机身内的专用升力发动

机。从实现垂直起落的角度来说，VJ-101的设计是成功的，也能够达到超音速，但VJ-101遇到后来喷气式垂直起落飞

机共有的问题：炽热的喷气在地面反弹，然后被发动机重新吸入，极大地影响了发动机的正常工作。炽热喷流对地面的

烧蚀是另一个严重的问题。同时，垂直起落耗油极大，对载弹和航程的影响太大，以至于“鹞”式战斗机的前身“鹰”

式（Kestrel）被戏称除了飞行员外，只能载一包香烟，航程只够绕小城飞一圈。VJ-101也有同样的航程问题。很快，

VJ-101的飞行员们就发现，短短的滑跑可以极大地缓解炽热喷流回吸（hotexhaustre-ingestion）问题，同时减轻对

地面的烧蚀，也大大增加了载弹和航程。然而，垂直起落的要求对战斗机的性能影响还是太大，VJ-101不足以对付性能

日益增高的苏联战斗机。分散部署在事实上也证明不实际，分散部署远远不是能够在林中空地垂直起落那么简单，分散

的地勤和指挥体系没法保证高烈度条件下的作战节奏，北约空军的战略思想由分散部署的低性能战斗机转向集中部署高

性能战斗机，由机场的钢筋混凝土加强掩蔽部保护，增加生存力，VJ-101下马了。

HeinkelHe231的翼尖倾转升力-巡航发动机是VJ-101的翼尖发动机的灵感的来源

MesrschmittP1227方案，比较循规蹈矩，图中横七竖八的管道是升力-巡航发动机尾喷管中断引出的向下的推力偏

转喷管，由关闭尾喷管产生升力

采用4台升力-巡航发动机加一台升力发动机

VJ-101是He231和P1227的结合，和F-104有几分相似。本来嘛，VJ-101就是取代F-104的/每侧翼尖有两个一组的升

力-巡航发动机

翼尖发动机倾转，就可以实现垂直起落/德国空军对VJ-101的垂直起落能力寄予极大的希望，意图实现分散部署，极大

地增加作战弹性，减低对容易遭到集中打击的机场的依赖

光靠翼尖的升力发动机还不够，还有座舱后的专用升力发动机帮忙/VJ-101完成了很多次垂直起落、悬停到平飞的转换

VJ-101也是德国航空工业凤凰涅磐的希望，但这个希望最终没有实现

VJ-101下马后，为了大幅度提高垂直起落战斗机的性能，EWR在美国、北约和德国的资助下，转入“先进垂直攻击机”

（AdvancedVerticalStrike，简称AVS）的研究。为了避免升力发动机对气动外形的影响，AVS别出心裁地将升力发动

机装在可伸缩的支架上，在垂直起落时伸出去，减轻反射喷流对机身的烧蚀。机身背部的进气道可以缓解高温喷气回吸

的问题，但可能带来大过载机动时进气道气流畸变的问题，限制机动能力。后机身的升力-巡航发动机采用推力转向喷管，

减少死重。AVS还采用70年代时髦的可变后略翼技术，意图极大地提高性能。但这样集中地采用高风险、高重量的技术，

最后无疾而终并不奇怪。AVS也下马后，德国最后和英国、意大利一起，转入“多任务作战飞机”（Multi-RoleCombat

Aircraft，简称MRCA），这就是后来的“狂风”战斗轰炸机

美国海军对AVS（AdvancedVerticalStrike）也一度很有兴趣/AVS垂直起落时的情景

VJ-101下马后，EWR继续研究新的垂直起落战斗机方案，多采用背部进气道。这不是出于现在的隐身考虑，而是让开地

方，为升力发动机腾地方，同时缓解下洗喷气回流吸入发动机的问题

AVS的三视图，可以看到AVS不光垂直起落，还具有可变后略翼，其重量可想而知

翼尖倾转的升力-巡航发动机不是Heinkel的专利，美国的贝尔在同期也在研制XF-109（也称D-188），同样采用两两一

组的翼尖倾转的升力-巡航发动机，在座舱后另有两台专用的升力发动机，特别的地方是，在机尾另有两台专用的巡航发

动机，全机共有8台通用电气的J85涡喷发动机，其中翼尖和机尾的6台有加力。这是和F-5战斗机上相同的发动机，

而不是专用的升力发动机。XF-109只达到全尺寸模型阶段就下马了，那么多发动机的成本、维修和可靠性都是问题。

美国空军本来准备将XF-109作为F-104的后继，两者都有几分相像

XF-109全尺寸模型

西德“全垂直起落化空军”计划中的运输机部分由多尼尔Do.31完成。Do.31采用翼尖升力发动机和翼下升力-巡航发动

机。为了可靠性，翼尖的升力发动机组达到每侧4台之多，翼下发动机可以推力转向，增加垂直起落时的升力，并在巡

航时提供推力。Do.31完成了大量的试飞科目，但在试飞中发现油耗惊人的问题。同时，垂直起落时，噪音非常惊人。

翼尖巨大的升力发动机舱也在巡航时引起很大的阻力，作为战术运输机，并不实用。随着北约战略从大规模核报复向灵

活反应转变，空军对垂直起落的要求大大降低，Do.31也随之下马。

多尼尔在战后专注于垂直/短距起落运输机，这是采用翼尖升力发动机加翼下升力-巡航发动机的Do.31，本来要作为西

德空军的主要战术运输机，和VC-101、VAK-191一起，构成一个“全垂直/短距起落化”的西德空军

Do.31在悬停中，可以清楚地看到所有升力发动机门都打开了

Do.31在平飞中，可以看到，巨大的翼尖升力发动机舱形成很大的巡航阻力/Do.31已经远远超过方案阶段，多尼尔制成

两架原形机

翼尖升力发动机的好处是不占用机内体积/翼下升力-巡航发动机的细节

翼尖的升力发动机细节/打开的翼尖升力发动机排气口

60年代时，垂直起落的风潮也席卷了欧洲民航界，德国航空工业力图在垂直/短距起落客机市场取得突破，在研制垂直

起落军用运输机的同时，举办了一个垂直起落客机的竟标，其中不乏富有创意的方案，前述MesrschmittBo.140和

VFWVC-180也是其中的候选，更有喷气式的HFB-600，极有创意地采用涡喷发动机驱动风扇，而风扇的推力方向由百叶

窗导流板控制，在垂直和水平之间转换，实现垂直升力和水平推力。HFB-600在机身内另外布置4台专用的升力发动机，

不直接喷气产生推力，也是驱动风扇产生推力，相当于涡浆发动机的变种，比纯喷气的低速推进效率更高，这对民航飞

机更为重要。

同期，德国航空工业力图在垂直/短距起落客机市场取得突破，有国防部和汉莎航空出面，组织竟标，这是HFB-600方案

翼下的发动机不直接喷气，而是驱动风扇，风扇的推力方向可以由“百叶窗”转动，在直接升力和巡航推力之间转换/

机身中段另有4台专用的升力发动机，同样驱动升力风扇，而不是直接喷气产生推力

西德的“全垂直起落化空军”中攻击机部分是VAK-191，这也是将专用的升力发动机和机身内的升力-巡航发动机相结合

的方案，在机身前后各布置一台升力发动机，在中机身再布置一台类似“鹞”式的“飞马”发动机的升力-巡航发动机。

VFW（VereinigteFlugtechnischeWerke，包括Focke-Wulf、Heinkel和Wer）的VAK-191是按北约大规模核报复的

要求设计的，用来替代FiatG.91三年级词语 轻型攻击机，是北约当时最为轻小的垂直起落战术飞机。在设计期间，北约战略改为

灵活反应，VAK-191设计要求随之改变，降低核攻击的要求，更强调常规攻击和作战灵活性。VAK-191最大的问题是携载

能力不足，短距起落靠滑跑中启动升力发动机实现，技术要求高，飞行员工作负担太大，在实战中不实际。意大利退出

共同研制计划后，VAK-191作为量产型飞机的计划就中止了。

VAK-191在垂直起飞，注意其打开的升力发动机进排气口

VAK-191的发动机试验台正在试验

VAK-191的RB193升力-巡航发动机，注意其与罗尔斯.罗伊斯“飞马”发动机惊人的相似，这是罗尔斯.罗伊斯和MTU合

作研制的，难怪/打开的后升力发动机进气口

翼尖倾转的升力-巡航发动机有减少向下喷气对机身烧蚀的好处，喷气回吸的问题也相对比较好解决，但沉重的发动机像

哑铃一样挂在翼尖，远离重心，横滚方向的转动惯量很大，对机动性非常不利。像上述倾转喷气一样，在垂直起落阶段，

远离中轴的升力发动机一旦故障或瞬时出力不足，非常容易引起灾难性的事故，所以VJ-101和XF-109都在翼尖采用双

份发动机，但进一步增加翼尖发动机组的重量和复杂性。如果把升力发动机全部集中到机身内，这个问题就可以得到解

决。苏联的雅可夫列夫就是这么做的，直接结果就是：雅克-38只有两台升力发动机和一台升力-巡航发动机。机体内的

升力发动机也降低了单发失效对安全的威胁。但升力发动机安装在机体内，也是有其问题的。首先，炽热的喷气里发动

机进气口很近，容易造成喷气回吸问题。第二，高速喷气在机体下延地面向两侧流动，而机体上方除升力发动机进气口

附近外，空气相对静止，造成使机体向地面吸附的效果，即所谓suckdown。雅克-38在使用中对飞行员的操控要求十分

苛刻，一个不小心，就会出事故。雅克为此专门设计自动弹射救生系统，在垂直起落阶段，一旦机体倾斜超过一定程度，

就自动弹射，速度和高度达到一定程度以上，自动解除。从某种意义上说，雅克-38是为了和“基辅”级航空母舰配套

而匆匆投入使用的。作为作战飞机，雅克-38并不成功，只有600公斤的载弹量、100公里的航程和有限的机载电子设备，

在实战中，很难作为同时代的F-14、F-18的对手。雅克-38的可靠性也十分糟糕，第一个中队的6架雅克-38随“基辅”

号出航时，出发伊始，就有一半不能飞，等到一个月后返航时，只剩一架还能升空了。为了尽可能增加航程和载弹量，

苏联海军飞行员最后走上德国和英国同行的路，采用短滑跑起落。但早期的雅克-38没有考虑滑跑起飞，前机轮不能控

制转向。雅可夫列夫设计局根据使用经验，设计了改进型雅克-38M，不光前机轮可以转向，而且在机背升力发动机进气

口两侧，增加了纵向的挡板，可以缓解一点喷气回吸的问题。苏联曾经想过将雅克-38用于前线近距对地支援，并在阿

富汗试验性地部署了几架雅克-38，但垂直起落时造成的巨大尘土大大增加发动机的磨损，也严重恶化了飞行员视界，危

害飞行安全。很高的地勤支援要求也使前线部署不实际，这个想法很快就放弃了，雅克-38再也没有作为陆地起落的战

斗机部署过。苏联解体后，军费剧减，鸡肋的雅克-38在92年就退出现役，配套的“基辅”级航空母舰也很快推出现役，

其中的“明斯克”号成了中国人的海上主题公园。

最早在海上遭遇雅克-38时，西方很是为之一震：莫非这是航母化的苏联海军的前奏？

雅克-38曾经是苏联海军航母化的希望，但只有600公斤的载弹量和100公里的作战航程，使雅克-38的实际作战空域和

图中相差不远/可以看到，前升力发动机的进气门和排气门已经打开，升力-巡航发动机的喷口也转向垂直

按照设计，雅克-38只能垂直起落，但飞行员们创造性地使雅克-38短滑跑起落，大大改善了航程和载弹

雅克-38试验过在民船上垂直起落，由于对甲板烧蚀过于严重，只有在紧急情况下偶尔为之，没有作战价值，最后放弃

了

雅克-38M是雅克-38的改进型，外表上最明显的改动，就是机背升力发动机进气口两侧的挡板，用于改善喷气回吸的问

题。不太明显的改动是前机轮改为可转向，便于短滑跑起落时的控制/雅克-38双座型，这可以竞选选丑冠军了

苏军曾试图将雅克-38用于陆上的近距空中支援，但垂直起落造成的沙尘对发动机寿命和飞行员视野影像太大，其载弹、

航程太低，对地勤的要求太高，远远不如武装直升机实用，很快放弃了

在雅克-38的基础上，雅可夫列夫设计局进一步设计了超音速的雅克-41（也称雅克-141）。雅克-41在设计上比雅克-38

要成熟很多，据说作为战斗机的基本性能不亚于米格-29，那比雅克-38是一个非常大的进步。雅克-38的发动机喷口是

Y形的，在中机身向两侧分叉。这是为了保证升力-巡航发动机的喷口在机体重心附近。雅克-41反其道而行之，采用单

一的向量喷口，但尾翼安装在喷口两侧的尾撑上。雅克-41进行了成功的试飞，但雅克-41生不逢时，正好赶上苏联解体，

军购急剧缩水。雅可夫列夫用自己的经费还勉强支撑了几年，希望能吸引外国合作伙伴，但没有结果。海湾战争和ATF

竟标后，雅可夫列夫看到隐身对新一代作战飞机的影响，将雅克-41按隐身要求修形成雅克-43，后来还进一步改进成雅

克-201，最后还是无果而终。然而，洛克希德看中了雅克-41的设计经验。尽管不能说X-35抄袭雅克-41，但X-35的设

计受到雅克-41的影响是没有问题的，尤其是其升力-巡航发动机的安排，这是和雅可夫列夫交流的结果，洛克希德也供

认不讳。

雅克-41（也称雅克-141）是吸取雅克-38的经验后研制的，本来有望成为第一架实战型超音速垂直起落战斗机，图中可

以清楚地看到尾矢量喷管转到垂直起落状态，升力发动机的进气门、排气门也已经打开

雅克-41在较高高度悬停，可以看到升力发动机正在工作。较长的尾撑和双垂尾是配平全机重心的需要

吸取雅克-38的经验后，雅克-41从一开始就是按可以常规滑跑起落设计的/雅克-41的主要用户当然还是海军

在91年海湾战争后，雅可夫列夫意识到隐身将是新一代作战飞机的重要特征。在见识了F-22的新姿后，雅可夫列夫急

忙推出雅克-43的方案，明显地采用一些隐身修形，但雅克-41的基本布局不变

雅克-43将比F-35更大，但性能就不好说了，毕竟是萝卜、青菜，不好比

还有更时尚的雅克-201方案，不过没有走下纸面

喷气式垂直起落飞机的终极当然是只用升力-巡航发动机，没有专用的升力发动机或巡航发动机，最大限度地减少死重。

法国人MichelWibault在50年代构想了这样一台发动机，将发动机主轴延长，驱动四台可以倾转的离心式压缩机，产

生垂直升力，主发动机喷口也用百叶窗导流板，将剩余推力用于垂直起落。用四台压缩机是为了同时提供前后左右的姿

态控制力矩，即所谓“四立柱原理”（4poster），用离心式压缩机是因为当时技术条件下，离心式压缩机体积最小，产

生的压力最高。事实上，早期喷气发动机很多都是用离心式压缩机的。Wibault找上法国航空界，但法国空军的兴趣集

中在看起来技术上风险较小tailsitter，后来导致SNECMAColeoptere系列，对Wibault的“体制外”的方案没有兴

趣，Wibault只好去找北约的美国资助的“共同武器开发计划”（MutualWeaponsDevelopmentProgram，简称MWDP），

MWDP的JohnnyDriscoll很快把Wibault的设想转交给英国的Bristol航空发动机公司，当时Bristol正在设计用于G.91

轻型攻击机的MWDP资助的Orpheus发动机，所以两家互相都很熟悉。Bristol的GordonLewis很快把Wibault的离心

压缩机更换成效率更高的轴流压缩机，并把核心发动机更换成最新的Orpheus，新的发动机成为BE.52，并申请了专利。

Bristol把BE.52的方案呈交给MWDP，MWDP出资75%，Bristol出资25%，两者联合起来，向Short飞机公司兜售。Short

正在打MWDP的主意，一口答应，但资金到手后，还是回到前面提到过的SC.1研究机，把BE.52（此时改名为BE.53）为

基础的垂直起落研究机丢到脑后去了。

MichelWibault的方案，用轴驱动的离心压缩机产生垂直升力

布雷盖1010方案准备采用类似Wibault的设计，但法国空军的兴趣集中在SNECMA的Coleoptere系列tailsitter上，

布雷盖1010和其它类似的法国方案都无疾而终

但是上帝关闭了一扇门，一定打开了一扇窗。英国的另一家飞机公司Hawker这个时候正在琢磨Hawker“猎人”（Hunter）

式战斗机的后继问题。Hawker的“猎人”是英国50年代很成功的一种喷气式战斗机，在英国皇家空军和很多国外空军

（如瑞士、印度）中服役，但50年代航空技术发展飞快，Hawker十分明白，必须立刻着手后继机的研制，否则就会落

伍。Hawker推出了P.1103方案，竞争英国皇家空军的新型两倍音速、挂载导弹的高性能战斗机，但是落选。Hawker不

灰心，自费将P.1103改进成P.1121，希望获得英国和国外的“猎人”式战斗机的升级市场。但57年英国政府宣布，国

防研发重点转向导弹，有人驾驶飞机项目大量下马。Hawker一面继续寄希望于P.1121，一面开始寻求退路，希望在垂直

/短距起落飞机上杀出重围，Hawker就是在这样的背景下，开始和Bristol就BE.53合作的。

Hawker“猎人”式战斗机，50年代英国和英联邦国家的主力战斗机/Hawker本来是在用P.1103方案竞争英国皇家空军的

新型战斗机，无奈落选

Hawker不灰心，在P.1103方案上，自费改进成P.1121，希望用来取代“猎人”式战斗机/P.1121也在英国国防采购政

策倾向导弹后下马，Hawker只好另辟蹊径，在垂直起落战斗机上出奇兵

Hawker开始时还是三心二意的，对BE.53也不是太认真，主管的RalphHooper马马虎虎画了一个草图，但这是BE.53

还是只有前面的四个转向喷管可以产生垂直升力。尾喷管只向后喷，这严重影响了发动机和全机的重心布置，最后设计

成一个在地面需要高高扬起的怪设计，只有这样，才有可能借助尾喷管的推力实现垂直起飞。Hooper把先前的颌下进气

道改成两侧进气道，再在翼尖和首尾增加了姿态控制喷嘴，这个时候灵机一动，把原本单一的尾喷管改成分叉的尾喷管，

前后喷管都可以转动，这样所有四个喷管都可以用于产生垂直升力和水平推力，这就成了现在“飞马”发动机的基本布

局。Bristol进一步将发动机风扇和压气机改成同轴反转，以抵消发动机轴向一个方向旋转在悬停时产生的陀螺章动，

前喷管的喷气从压气机引出，而不再需要专门的轴流压缩机和相应的进气道，“飞马”发动机成形了。但是，三心二意的

Hawker这时候被英国皇家空军的攻击机竞争项目所吸引，但是又小提琴结构 一次落选（入选的TSR.2也没有好下场，试飞成功后下

马了）。军方对P.1121依然无动于衷，Hawker只好又回到P.1127上来。这个时候，英国皇家空军才姗姗来迟地提供风

洞，但对于Hawker来说，这是军方有兴趣的第一个表示，而之前一直只是北约（其实就是美国）在资助。不过这又带来

了新的问题：皇家空军和北约的要求不同，最后北约的要求演变到德国的VAK-191。59年时，P.1127正式上马，BE.53

发动机也改名为“飞马”。

这期间，RalphHooper带着Hawker的试飞员到NASA，和美国同行研究垂直起落飞机从垂直起落向水平飞行过渡时的飞

行稳定性问题，并在BellX-14上作了实地试验。NASA也主动帮助试验自由飞模型，试验结果对Hooper非常鼓舞。

60年10月21曰，P.1127终于首次在系留状态下升空。第一架P.1127的垂直升力勉强能把飞机升入空中，连无线电通

信装置都要拆除，以节约重量。试飞员BillBedford的右腿刚在车祸中骨折，还上着石膏，但他还是带伤上阵。姿态控

制和系留索打架，飞机在离地不高的空中像喝醉的母牛一样东倒西歪。61年9月12曰，BillBedford完成了第一次垂

直起落到水平飞行的转换，10月28曰完成了短距起飞，从一开始，人们就认识到短距起飞对增加载重-航程的作用。

最初的P.1127方案，尾喷管只向后喷，这严重影响了发动机和全机的重心布置

入选的TSR.2最后也没有逃过下马的命运

P.1127的原型“雀鹰”（Kestrel），已经初具“鹞”式战斗机的形象

“飞马”发动机示意图/“飞马”发动机向量喷口的液压作动机构示意图

罗尔斯.罗伊斯“飞马”发动机，注意其四叉的喷口

“飞马”发动机首次装入Kestrel研究机

“飞马”发动机的安装位置/Kestrel的姿态控制系统，注意首尾和翼尖姿态控制喷嘴和高压空气导管

为了避开发动机喷流对起落架的影响，Kestrel的起落架被布置成现代战斗机上很少见的自行车式，除前后主起落架外，

还在翼尖设置了辅助的起落架/Kestrel的向下的炽热喷流很容易烧蚀地面，地勤人员正在喷水冷却

Kestrel的四叉喷口在这张图里很容易看见

随着各种技术问题不断出现，又得到解决，P.1127最终被命名为“雀鹰”（Kestrel），Hawker把“雀鹰”正式呈报给军

方。但空军又改主意了，把“雀鹰”的速度从高亚音速改为1.2倍超音速，但这超出了“雀鹰”的能力，加大发动机推

力也不行，需要大动干戈修改。与此同时，西德在竟标垂直起落攻击机（最后VAK-191入选），英国试图把西德拉入“雀

鹰”计划，而美国陆军又对“雀鹰”有了兴趣，并把诺斯罗普拉进按许可生产“雀鹰”的意向书，所以英美德三方商议

成立联合评估中队，共同评估垂直起落战斗机的飞行性能、训练和地勤支援要求、对空战和对地攻击的战术使用。不过

这从一开始就是充满了黑幕，西德根本没有把P.1127太当一回事，还是一门心思在自己的VAK-191上。美国空军对陆军

介入固定翼飞机感到不满，因此反对陆军加入三国联合评估中队。英国皇家空军也对P.1127性能不能达到超音速不满，

正想找借口溜号。这场各怀鬼胎的扯皮谈了一年，最后三国中队在65年4月1曰（愚人节，不是一个好曰子呀）成立，

包括了皇家空军、德国空军、美国空军、陆军、海军，演练了垂直、短距起落技巧，在野外简易机场的隐蔽和起落，以

及模拟对地攻击。

Kestrel由英国、美国和德国飞行员共同评估，机尾上就是“三国评估中队”的标志/按照设计，Kestrel要能够在林间

空地起落，以实现核大战条件下的分散部署和隐蔽出击。实际使用经验表明，分散部署对地勤支援的要求太高，在战时

根本不实际。以后北约战略转向强调高性能战斗机，集中部署，集中保护，强调打击敌人，而不是分散生存

P.1154“鹞”式超音速战斗机下马后，Kestrel得到进一步发展，作为过渡，“鹞”的名字被转用到这个改进型Kestrel

上/“鹞”式的卖点当然还是垂直起落

“鹞”式垂直起飞/手动转动向量喷口的示意进气口旁的辅助进气口，用于垂直起落时增加进气量

“鹞”式垂直起飞时的计算流体力学示意图

在实用中，飞行员发现，如果在垂直起落中有一点前进速度，可以大大降低喷气回吸的影响，图中地面尘土和飞机的相

对位置，表明这个飞行员正在向前低速移动/“鹞”式战斗机上的“飞马”发动机在这张剖视图中清晰可见，其四叉喷口

是实现向量推力的关键，但成也萧何，败也萧何，正是这四叉喷口，极大地限制了发动机和飞机的整体布置，而注定了

“鹞”式只可能用“飞马”发动机，而不大可能有任何别的替代发动机

罗尔斯罗伊斯和BAe正在试验PCB（PlenumCombustionChamber，增压燃烧室）

但是皇家空军对超音速要求还是念念不忘，坚持要求Hawker把P.1127改进成超音速，否则不会订货，北约也有相应的

要求。这倒不是皇家空军和北约出花头，而是大势所趋。60年代是一个追求高空高速的时代，战术飞机不能达到超音速

被看作是一个严重的缺陷。Hawker将“雀鹰”加长，发动机的前转向喷管采用喷管加力燃烧（PlenumChamberBurning，

简称PCB）技术，和主发动机的加力推力一起，使飞机达到超音速，P.1127也因此改名为P.1154，并正式取名为“鹞”

式。在62年北约竟标中，P.1154赢得了技术分，但法国的幻影IIIV赢得了政治分，因为幻影对工作量在北约内均匀

分布有利，否则好事全叫英国摊上了。不过最后结果实在也是无关紧要，因为北约并不对赢者拨款，还是要靠成员国自

己出资进一步研发。

在英国，军方希望用P.1154取代空军的“猎人”和海军的“海狐”（SeaVixen），但是空军需要的是单座攻击机，海军

需要的是双座截击机，很快空军和海军就为了不同的技术、战术要求而争得不可开交。尽管Hawker对于在技术上是否可能同时满足空海军的要求根本没有信心，但先把鸭子煮熟，调味以后再说。但钓鱼工程不能瞒过所有人，最后的妥协方

案空海军同时拒绝了。63年底，军方决定海军的舰载战斗机由装备罗尔斯罗伊斯“斯贝”涡扇发动机的F-4“鬼怪”

式战斗机完成，海军退出“鹞”式计划。“斯贝”曰后被中国引进，用于“飞豹”战斗轰炸机，不过这是后话了。Hawker

终于可以轻装上阵了，但这是风水又转了，工党政府对英国航空工业的大砍刀下来，P.1154（和前述TSR.2）一同下马。

不过Hawker这一头没有一棍子打死，空军的“猎人”也有“鬼怪”式代替，但是由“雀鹰”配合，作为对地攻击使用，

“鹞”的名字也被用于放大的“雀鹰”。“鹞”式在外形上和“雀鹰”十分相似，但要增大一圈，也增加了很多实用的战

术装备。但是政府对“鹞”依然三心二意，财政部一算，外购“鬼怪”式和正在和法国合作研制的“美洲豹”（Jaguar）

比自研“鹞”是节约一亿三千万英镑。在财政部提议取消“鹞”式的时候，科技部强烈反对再砍硕果仅存的“鹞”式，

“鬼怪”式的采购计划由于“斯贝”发动机和“鬼怪”式的进气道适配问题而大大拖延、超支，“鹞”式是这样才躲过了

下马的大砍刀。政府对“鹞”式毫无感情，军方对“鹞”式更是充满了敌意，三年前取消“雀鹰”的采购计划时的理由

一个也没有改变，皇家空军是把“鹞”式当作过渡性的应急之作。Hawker就是这样步履维艰地开始了历史上唯一参加过

实战的喷气式垂直起落战斗机的研制。经过多年的研制、改善，“鹞”式从单纯的对地攻击型，发展成具有空战能力的“海

鹞”和“鹞II”。“鹞”式战斗机不仅在英国空海军服役，还出口到美国、西班牙、泰国、印度，成为战后英国最成功的

战斗机。诺斯罗普和Hawker的意向书已经过期，Hawker和这时已经通过“鬼怪”式和Hawker有合作的麦克唐纳合作，

为美国海军陆战队制造“鹞”式。BristolSiddeley被并入当年试图用带推力转向的“双斯贝”搅局的罗尔斯罗伊斯，

Hawker也和当年的竞争对手德哈维兰、英国通用电气等一起并入英国宇航，真是物是人非。

皇家空军的“猎人”战斗机，反正老了，打不动仗了，就做做秀吧/皇家海军的舰载战斗机“海狐”（SeaVixen）

“鹞”式的名字本来是给P.1154的，计划用来取代“猎人”和“海狐”/这张图比较容易看到采用加力燃烧的前喷管，

进气口可以向外张大，以便在垂直起落是加大进气量，在平时则关回去，以减小阻力

P.1154已经进入全尺寸模型阶段了，这是发动机喷管转向时的样子/第一架P.1154的机身已经开始制造

P.1154的BristolSiddeleyBS.100发动机

鹞式是至今唯一参加过实战的垂直起落战斗机。在马岛战争中，作为皇家海军特混舰队唯一的舰载战斗机，“鹞”式在实

战中，创造性地使用推力转向，极大地增强了空战机动能力，打破了高亚音速战斗机难以匹敌超音速战斗机的谜思。采

用跳板起飞后，“鹞”式的航程和载重大大增加，极大地增加的实战性能。垂直起落能力使“鹞”式在恶劣气候的出动能

力甚至超过弹射起飞、拦阻降落的常规舰载战斗机。“鹞”式不仅在马岛实战中证明了自己的能力，而且重新点燃了中小

国海军的航母之梦，成为意大利、西班牙、印度、泰国海军航母舰载机唯一现实的选择。美国海军陆战队是“鹞”式的

最大的海外用户。在美国海军陆战队里，“鹞”式称为AV-8，参加了91年的海湾战争、95年中的波黑和科索沃战争以及

2003年的伊拉克战争。尽管美国海军最终抛弃了“制海舰”的概念，美国海军陆战队没有完全放弃这个概念，而是把“制

海舰”和大型两栖攻击舰结合起来。大型两栖攻击舰的大甲板本来是给垂直登陆的直升机用的，但给“鹞”式用，也同

样合适。美国海军陆战队的打算是，在登陆阶段，“鹞”式从两栖攻击舰上出击，提供滩头的局部制空权和近距支援；上

陆后，在陆上用钢板铺简易起落场，从陆上出击，随陆战队的地面部队向纵深滚动。然而，在实战中，美国海军陆战队

还没有遇到向离岸纵深进攻的需要，在陆地上建造简易机场，也不仅是用钢板铺跑道的问题，还有油料、军械、维修和

其他地勤问题，不如直接从两栖攻击舰上出击，所以“鹞”式没有在陆地上前进部署过。不过，“鹞”式的垂直起落能力

和跳板起飞要求也给飞行员训练带来更高的要求，垂直起落和跳板起飞都是容易出事故的时候，90年代，美国海军陆战

队曾在不长的时间内在接连损失45架“鹞”式，英国皇家海军和空军的“鹞”式也是一样的问题，原因基本上是垂直起

落阶段发动机故障或飞行员操作失当。发动机的问题通过不断的技术改进得到解决，飞行员训练也通过双座型“鹞”式

逐渐得到解决。

“赫尔姆斯”号航母上的“海鹞”式在恶劣天气中准备起飞/油画描绘了“海鹞”正在追击攻击圣卡洛斯湾的英国舰船后

撤离的阿根廷“短剑”式战斗机

“海鹞”正在“大西洋运送者”（AtlanticConveyer）号上着陆，这艘集装箱船临时改装的简易航母后来被阿根廷的飞

鱼导弹击沉，随船沉没的还有若干“鹞”式和CH-47直升机/英国皇家海军的“海鹞”从“无敌”号航母出击，执行伊拉

克南方禁飞区任务

美国海军陆战队的AV-8B出击后返航伊拉克的AlAsad基地/英国皇家空军的“鹞”式在伊拉克作夜航出击

AV-8B在航母上作垂直降落/美国海军陆战队的AV-8B正在伊拉克沙漠上空作空中加油

用单一的升力-巡航发动机最大限度的避免死重，“雀鹰”/“鹞”式不是第一家。美国的贝尔首先用X-14研究机验证了

转向喷管产生垂直升力的原理，曰后Hawker的试飞员BillBedford在RalphHooper访美期间，在X-14上作过试飞，

重点探索垂直起落和水平飞行之间的过渡，对曰后“雀鹰”的设计和试飞提供了极其宝贵的第一手资料。苏联的第一架

垂直起落研究机雅克-36也是采用转向喷管。X-14和雅克-36遇上共同的问题：为了确保垂直升力的作用点在机体重心

附近，发动机必须尽量往前安装，这样就需要一个长长的后机身来平衡发动机的重量，后机身有一个显著的“阶梯”形，

大大增加气动阻力，全机布置也极不平衡。为了保证姿态控制，雅克-36在机头还特地向前延伸出一根又粗又长的杆子，

用于安装俯仰控制的喷嘴。西方情报机关一开始对这根长杆的作用十分困惑，有人甚至开玩笑地说，这该不是苏联恢复了海军在参加婚礼穿什么 风帆时代的冲撞战术，要用这根“长枪”把敌机捅下来吧？这些早期的尝试作为实用型飞机的气动设计并不成

功，尽管苏联曾在航展上为雅克-36象征性地安装过武器，想使之实用化，但是这些早期的经验为后来的“雀鹰”/“鹞”

式和雅克-38提供了思路：采用分叉式尾喷管，从两侧避开后机身，使机身和尾喷管的流线型大大改善。但是这还是不

能避免单一升力-巡航发动机的另外一些固有的问题。为了实现垂直起飞，发动机必须具有很大的推力。事实上，“鹞”

式战斗机的“飞马”发动机曾经是西方推力最大的战斗机用喷气发动机。但是，为最大推力而优化的发动机对巡航油耗

的降低不利。为了最大推力，发动机的核心加大，进气道也必须加大，但巡航时要不了那么大的推力，过大的进气道和

发动机造成不必要的阻力和结构重量。由于升力-巡航发动机的特殊结构，极其和机体设计的高度一体化，不经过大动干

戈的改动，在别的战斗机上成功应用的新型发动机很难应用到垂直起落战斗机上，所以“鹞”式的“飞马”发动机一用

就是40年，尽管罗尔斯.罗伊斯一直在不断改进，但“飞马”的核心发动机依然是40年前的BristolOrpheus。这个问

题直到F-35采得到解决。

贝尔X-14首先验证了向量推力用作垂直起落的原理，Hawker的试飞员在X-14上获得了宝贵的垂直起落经验，大大帮助

了曰后Kestrel的试飞/为了使矢量喷口能够安排在重心附近，两台发动机只能拼命往前放

雅克-36是苏联第一架真正的垂直起落飞机/雅克-36的发动机布置和贝尔X-14相似，也是拼命往前放

机头、机尾和翼尖有姿态控制喷嘴，其中机头的姿态控制喷嘴在延长杆的顶端

英国皇家空军从一开始就是把“鹞”式战斗机作为过渡性的应急之作，最终目标依然是超音速垂直起落战斗机，所以很

早就开始研究“鹞”式的后继方案。由于位于Kingston的Hawker是“鹞”式的始作俑者，“鹞”式的后继方案基本都是

在Kingston的原Hawker的设施里搞的，所以被称为KingstonProjects。以下是KingstonProjects中的一些方案，

有些达到具体设计阶段，有些只是初步概念。

超音速垂直起落一直是“鹞”式之后可望而不可及的目标，BAeP.121采用前掠翼以解决发动机和喷口位置必须处于全

机重心的矛盾/BAeP.1214的三视图

这个模型更清楚地表示了发动机喷口的布置

Hawker-SiddleyP.1216方案，重点在于超音速，格外长的尾撑用于平衡全机重心，主发动机的向量推力喷口可以布置

在重心附近

P.1216的三视图

受到“鹞”式成功的鼓舞，和美国海军在80年代“制海舰”设想的驱动，美国航空工业也推出一些意图取代S-3舰载反

潜机的方案，如图中的洛克希德方案和沃特V-530方案，V-530的双涵道涡扇发动机是其特色，在概念上是洛克希德F-35

的升力风扇的先驱。

洛克希德的垂直起落舰载机方案

VoughtV530的机翼可以折叠，以减少在航母机库里的占地面积。其双涵道涡扇发动机是其特色，在概念上是洛克希德

F-35的升力风扇的先驱

V-530的发动机从垂直起落状态向水平飞行转换/V-530意图取代S-3舰载反潜机

进入90年代，美国空军的F-16A/B已经开始大批退役，A-10的替代也早就上了议事曰程，美国海军的F-18A/B也是一

样。更紧迫的是海军陆战队的AV-8B，空军的F-22已经落补助申请书 实了，海军的F-18E也落实了，但海军陆战队的AV-8B面临后

继无人的窘况。面对三军都需要F-16/F-18/AV-8这一级的下一代战斗机，美国国会指令三军联合研制，这就是“联合打

击战斗机”（JoingStrikeFighter，简称JSF）的起源。JSF要求能够作为F-22和F-18E的低档搭配，并且具有垂直/

短距起落能力，以接替AV-8B，为此，JSF具有陆基型、舰载型和垂直起落型，共用基本机体设计和发动机。JSF难度最

大的地方，在于在严格控制成本和风险的前提下，要求具有垂直起落能力。普拉特.惠特尼的F119发动机已经用于F-22，

被军方指定为JSF的基本发动机，通用电气的F120作为备选发动机低速发展。这里必须对美国航空发动机的研发能力敬

佩一下，普拉特.惠特尼从F119基本发动机出发，一方面大大增加推力以满足垂直起落的要求，另一方面左右开弓，同

时满足JSF所有方案的不同垂直起落方案，这个功力非同小可。

麦道、波音和洛克希德分别提交了方案。麦道的方案采用单独的升力发动机，在气动布局上为无垂尾的V形尾方案，机

翼后缘呈M形，可以说是空军的“先进技术战斗机”ATF竞争中落选的YF-23的缩小版。采用单独的升力发动机有利于

降低动力系统的研制风险，通过适当的安排，在主发动机故障或战损时，升力发动机可以使飞机安全返航，至少在理论

上可以实现这样的动力备份。麦道方案的机翼设计很有新意，机翼和尾翼之间的“边条”既强化翼身融合体，又在大迎

角时起到升力体的作用，是神来之笔。但垂直起落设计了无新意，死重大，成本高。最大的问题还是在V形尾。V形尾

重量轻，隐身好，阻力小，但V形尾一动，在滚转和偏航上就有交联，对飞行控制系统的要求很高，对机动性的影响也

大，YF-23就是栽在这上面。麦道的方案在还没有进入最后的对比试飞前就被淘汰了。JSF落选对麦道是致命的，这个曾

经研制F-4、F-15，主要承包F-18、AV-8的公司，就这样降下了帷幕。

麦道JSF的方案可以看到YF-23的很多影子，尤其是它的V形尾

但麦道JSF的进气道有很重的F-22的影子/其升力发动机在理论上可以在主发动机故障或战损的时候，单独将飞机返航

回去

麦道在情急之中，增加了鸭翼，力图弥补V形尾控制不足的问题，但为时已晚

尽管波音在二战之前就再也没有得到过美国战斗机的订单，但波音对所有战斗机竞争从不放过，屡败屡战。正因为没有

历史，波音也就没有包袱，设计方案就敢于另类。波音JSF方案是一反美国常规的大三角翼方案，采用和“鹞”式相似

的升力-巡航发动机，其血盆大口一般的超大进气道十分引人注目。由于发动机要尽量前置，进气道只能又大又短，这给

隐身带来很大的问题。波音用“雷达屏障”（radarblocker）来解决，就是在进气道中用涂覆雷达吸波材料的导流片使

进气气流有一定的扭转后才进入风稍积面，而这扭转就有效地阻止电磁波长驱直入，多次折射、反射的电磁波被反复吸

收能量，最后反射回入射方向时能量已经大大降低，达到降低雷达特征的效果。麦道的F-18E的进气道也是采用了类似

的技术，才达到准隐身效果的。导流片的另外一个作用是将进气气流理顺，增加风扇的效率。缺点是结构重量，和导流

片产生的进气压力损失。波音JSF得到最后对比试飞的资格，代号为X-32。X-32的F119改型增加了前转向喷嘴以产生

机体重心处的垂直升力，其后是延长的尾喷管，在机尾喷气，尾喷管可以推力转向，但用于改善机动性，而不是用于产

生垂直升力。事实上，在垂直起落是，主要垂直升力由前喷嘴实现，姿态控制喷嘴实现其余的升力，尾喷管关闭。X-32

的F119还有一个特色：从发动机风扇引出高压空气，在前机体下方向下喷射，形成气帘，阻止炽热喷气回流到进气口。

发动机上所有和垂直起落有关的额外系统总重约300公斤。X-32肥厚、宽大的机翼为机内燃油提供了极大的容积，机翼

翼载小，机动性相当好。X-32的问题在于过于围绕垂直起落性能而设计，常规起落的性能损失太大。海军对此尤其敏感，

对无尾三角翼布局极力反对，因为航母上起落所必需的大迎角性能难以得到保证。波音试图亡羊补牢，在最后时刻将X-32

改称有尾布局，但为时已晚。

波音JSF最大的特点有两个：一个是无尾三角翼，这是康维尔F-106后第一架美国的无尾三角翼战斗机/第二个特点是其

超大的进气道，这是采用机内的升力-巡航发动机所必需，但对前向隐身带来很大的挑战

波音JSF的肥大的机体对布置武器舱十分有利/但波音JSF也是美国现代航空史上少有的丑陋

波音X-32的垂直升力机制基本和“鹞”式同出一辙，不同的是后向喷管一直延伸到机尾，在垂直起落时，使用偏转装置，

从机身重心附近就“提前”喷射出来，这样对后机身气动设计比较容易/悬停中的X-32，不容易看到的是，进气口稍后

的地方，有一个辅助喷口，有压气机导出高压空气，向下喷射一道冷空气帘，用于阻隔炽热喷气的回吸

波音和洛克希德的不同的F119发动机变形，其中蓝色的部分为基本发动机，黄色部分为垂直起落专用的扩充部分

波音方案的F119发动机，可以看到其转向喷嘴和气帘喷射装置

海军对短距起落和大迎角性能特别讲究，强烈反对波音X-32的无尾三角翼布局/面对海军的强烈反对，波音在最后时刻

将X-32的无尾三角翼改称有尾，从根本上打乱了设计进程，也对用户带来很大的混乱

但X-32的“超级大嘴”依然保留，给关注隐身的人们带来极大的疑惑

洛克希德JSF基本就是F-22的缩小版。洛克希德JSF在早期曾经设想过用鸭式布局，但不久就放弃了，回到驾轻就熟的

常规布局，采用与F-22相似的菱形翼和外倾的双垂尾，此外并无惊人之笔。不过在性能上比较平衡，不会出大的意外，

符合JSF最低风险和成本的原则。在气动设计上，洛克希德JSF的最大特点是“无边界层分离板超音速进气道”

（DiverterlessSupersonicIntake，简称DSI），既改善了隐身，又提高了进气效率。洛克希德为了少走弯路，早早和

雅可夫列夫合作，吸取前者在垂直起落战斗机研制上的经验，最后方案和雅克-41有相似之处也就不奇怪了。洛克希德

JSF采用升力风扇加升力-巡航发动机的方案，不过在升力风扇的驱动方式上有过一段犹豫，最后采用了技术上比较成熟

的轴驱动，配以号称世界上最强大的离合器，在不用垂直升力的时候，离合器将驱动轴和升力风扇脱开。洛克希德最初

是想用喷气驱动的升力风扇的，也就是说，将低压压气机后的压缩空气引出一股，折向前面，驱动升力风扇。驱动方式

可以向轴心的涡轮吹气以驱动风扇，或者向升力风扇的翼尖吹气，像驱动水轮一样，也就是所谓的tipjet方式。喷气

驱动的好处是省却沉重、复杂、维修麻烦的驱动轴和离合器，可靠性好，但喷气驱动需要在机体内布置可以通过很大流

量的高压空气管路，占用空间太大，最后还是放弃了。洛克希德JSF也进入了对比试飞，代号X-35，并最终赢得JSF的

合同，代号改称F-35。洛克希德由此成为21世纪美国唯一研制新战斗机的公司，波音通过麦道的关系还在制造F-18E/F，

但在F-22上只有转包商的份，F-35则一点份也没有。F-35将分三个基本型：空军的A型取消升力风扇，空下的体积用

于更多的机内燃油的设备；海军陆战队的B型，具有垂直起落能力；海军的C型，为航母起落增大了机翼和尾翼。英国

已经肯定加入F-35计划，很多国家有意用F-35作为F-16或F-18的后继，但美国对F-35的生产采用“赢者通吃”，而

不是入股分工，并对敏感技术的转让限制重重，可能给F-35的外销带来一定的问题。不管怎么说，如果不出意外的话，

F-35将是未来二、三十年唯一的实战型垂直起落战斗机，其重要性不言而喻。

洛克希德JSF基本就是缩小的F-22/这个角度看，几乎就是YF-22的翻版

脊背那么高，会不会影响飞行员的后向视线？/洛克希德JSF在气动设计上最大的特点就是DSI进气道，用一个精心设计

的鼓包而不是常见的边界层分离板来泄放机体和进气道结合部的呆滞气流，即改善了隐身，也提高了进气道的效率

洛克希德JSF的升力风扇既避免了升力-巡航发动机对发动机位置的局限，又避免了升力发动机对高温喷气回吸的问题，

图中可以看到已经打开的升力风扇和垂直起落是专用的主发动机的辅助进气门/对比F-35的垂直起落，和雅克-41非常

相像，不同的是，F-35采用轴传动的升力风扇，而不是专用的升力发动机

三轴转动的尾喷管，这是雅可夫列夫影响最显著的地方

洛克希德方案的F119发动机，可以看到轴驱动的升力风扇

罗尔斯,罗伊斯负责的升力风扇，其喷口可以延伸和向后，如果这是单独的升力发动机，不难想象它可以在主发动机故障

的情况下，单独推动飞机返航/升力风稍积在准备试验，可以和旁边的人比较一下尺寸

洛克希德F-35的垂直起落机制示意图，可以清楚地看到可以偏转的尾喷管、前升力风扇和传动驻扎的意思 轴

洛克希德曾经想用更先进的喷气驱动升力风扇（下），但技术上风险太大，最后还是用比较保险的轴驱动风扇（上）

F-35和F-16、F-22的对比

空军的F-35A，只有常规跑道起落能力，不具备垂直起落能力，原用于升力风扇的体积改用于机内油箱，大大增加了航

程和载弹能力

海军陆战队的F-35B，具有垂直起落能力，加宽机背以安装升力风扇

海军的F-35C，具有航母起落能力，但不具备垂直起落能力，加大机翼和尾翼，以适应航母上低速、大迎角起落的要求

F-35个型号的共同性

F-35结构解剖图/X-35B和伴飞的AV-8B，两者的机内容积的差别显而易见，这反映到机内载油上，对航程的影响就大了

X-35B在作垂直起落，可以看到已经打开的升力风扇和辅助进气口

在战后60年里，航空技术的发展不可以里计，超音速飞行、越洋飞行早已不成问题，但基本的原理级的技术没有大变，

依然是使用动力产生速度，有空气和固定机翼的相对速度产生升力。回顾垂直起落飞机60年的历史，人们尝试的各种升

力原理不计其数，其中不乏创造性思维的火花，但除了各种直升机外，达到实用阶段的垂直起落飞机寥寥可数。文中当

然不可能罗列所有的设计，下图就是一些漏网的例子。尽管人们在垂直起落飞机领域屡败屡战，每一个失败的例子就指

明了一条走不通的路，这是非常宝贵的经验积累。都说21世纪将是中国的世纪，这应该包括中国的航空技术，幸运青睐

于有准备的人们，中国的航空人是否准备好了呢？

可以折起桨叶的旋翼不是新想法，法国SudAviation在50年代就有过这样的想法

更疯狂的是这个Ryan的F-104VTOL方案/三角翼的翼尖像全动平尾一样，可以改变迎角，旋转时可以像直升机一样产生

升力，固定了就是三角翼。