短距垂直起降（Short Take-Off and Vertical Landing， STOVL）飛機簡稱短垂飛機，是一種能垂直或在很短距離內起飛和著陸的飛機。相比于常規(guī)飛機，短垂飛機對跑道的依賴更小，生存性更高，同時可以成為兩棲攻擊艦的載機，為登陸部隊提供強大的空中掩護和支援。

短距垂直起降（STOVL）飛機作為固定翼飛機中的特殊品類，具有獨特的飛行模式與推進系統(tǒng)需求。與常規(guī)飛機相比，STOVL飛機的核心優(yōu)勢在于其對跑道的極低依賴性，這使其特別適用于艦載作戰(zhàn)、前沿基地部署等特殊場景。要深入理解短垂飛機對推進系統(tǒng)的特殊要求，首先需要系統(tǒng)分析其獨特的飛行模式與工作特性。

一、短垂飛機工作原理及對推進系統(tǒng)的特殊要求

1.1 短垂飛機的飛行模式分析

短垂飛機的飛行作業(yè)周期可劃分為四種典型模式，每種模式對推進系統(tǒng)均提出了截然不同的需求。短距起飛模式主要從兩棲攻擊艦或輕型航母上實施，飛機通過甲板滑跑，在氣動升力與推進系統(tǒng)提供的直接升力共同作用下實現(xiàn)起飛。此模式下，推進系統(tǒng)需同時提供向前推力和部分向上升力，且需在低速狀態(tài)下保持穩(wěn)定運行。

水平飛行模式是短垂飛機的主要巡航狀態(tài)，此時其氣動特性與常規(guī)固定翼飛機類似，完全依靠機翼氣動升力維持高度，各氣動舵面作為主要控制執(zhí)行機構。推進系統(tǒng)在此模式下專注于提供前飛推力，追求與常規(guī)飛機類似的高推進效率和燃油經(jīng)濟性。

垂直降落模式是短垂飛機最具挑戰(zhàn)性的飛行階段。在此模式下，傳統(tǒng)氣動舵面因缺乏足夠氣流而基本失效，飛機完全依賴推進系統(tǒng)產(chǎn)生的直接升力維持高度，并依靠推進系統(tǒng)的矢量推力或專用控制噴管實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定與控制。這一模式對推進系統(tǒng)的控制精度、響應速度和可靠性提出了極高要求。

過渡飛行模式是連接受控飛行與垂直起降的橋梁，包括從水平飛行轉為垂直降落的減速過渡過程，以及從垂直起飛轉為水平飛行的加速過渡過程。此階段最為復雜，氣動控制面與推進系統(tǒng)控制力同時發(fā)揮作用，兩者之間的控制權分配與協(xié)調至關重要，任何失調都可能導致飛行狀態(tài)不穩(wěn)定。

1.2 推進系統(tǒng)的特殊要求

基于短垂飛機的特殊飛行模式，其推進系統(tǒng)需滿足一系列常規(guī)飛機推進系統(tǒng)所不具備的特殊要求。在功能要求方面，短垂推進系統(tǒng)必須在垂直起降階段提供充足的升力以及三軸控制力矩，相當于在推進系統(tǒng)中集成了部分飛行控制功能。這使得推進系統(tǒng)不再是單純提供推力的裝置，而是轉變?yōu)轱w行控制的關鍵執(zhí)行機構之一。

在熱管理要求方面，短垂推進系統(tǒng)面臨嚴峻挑戰(zhàn)。以F-35B為例，其三軸承旋轉噴管和升力風扇離合器等特有部件在工作過程中產(chǎn)生大量熱量，需要專門的熱管理系統(tǒng)進行冷卻。特別是在模式轉換過程中，離合器將承受極高的熱負荷，摩擦產(chǎn)生的熱量若不能及時散發(fā)，會導致部件性能下降甚至失效，直接影響飛行安全。推進系統(tǒng)的熱管理已成為短垂飛機設計中不可或缺的考量因素。

不同構型的短垂推進系統(tǒng)還有其特定的構型要求。例如，F(xiàn)-35B采用的升力風扇構型需要從主發(fā)動機低壓軸提取高達20,880kW的功率，這就要求主發(fā)動機在保持渦輪前溫度不變的前提下，大幅提升低壓軸的功率輸出能力。而X-32B使用的共用型推進系統(tǒng)則需解決燃氣回吸問題，即垂直起降時發(fā)動機排出的高溫燃氣被重新吸入進氣道，導致發(fā)動機進氣溫度升高、性能下降，甚至引發(fā)喘振。

此外，短垂推進系統(tǒng)還需滿足重量控制、可靠性和維護性等方面的特殊要求。由于增加了升力生成裝置及其傳動系統(tǒng)，短垂推進系統(tǒng)的結構重量通常高于同級常規(guī)飛機的推進系統(tǒng)，這需要通過創(chuàng)新設計和先進材料來緩解。同時，系統(tǒng)的復雜性也帶來了可靠性挑戰(zhàn)，必須在設計中充分考慮冗余備份和故障容限能力。

二、典型短垂飛機推進系統(tǒng)構型分析

自20世紀80年代末以來，超聲速短距垂直起降飛機的推進系統(tǒng)主要發(fā)展為三種典型構型：復合型、共用型和組合型。這些構型各有其技術特點與優(yōu)勢劣勢，通過對代表性機型的深入分析，可以更好地理解短垂推進系統(tǒng)的技術演進路徑與設計權衡。

2.1 復合型推進系統(tǒng)：F-35B戰(zhàn)斗機

F-35B閃電II戰(zhàn)斗機的推進系統(tǒng)代表了當前短垂推進技術的最高水平，其采用了升力風扇+主發(fā)動機+矢量噴管的復合型構型。該系統(tǒng)的核心組成部分包括：F135-PW-600渦扇發(fā)動機、對轉升力風扇、滾轉控制噴管和三軸承旋轉噴管。

在垂直起降模式下，F(xiàn)-35B的對轉升力風扇由主發(fā)動機低壓軸通過離合器驅動，產(chǎn)生約8，000公斤的垂直升力；三軸承旋轉噴管向下旋轉95度，提供約7，800公斤的推力；同時位于機翼上的滾轉控制噴管提供穩(wěn)定的滾轉控制力矩。這種力量分配使得F-35B能夠實現(xiàn)穩(wěn)定的垂直起降操作。升力風扇的設計巧妙之處在于其對轉結構有效消除了單個大尺寸風扇產(chǎn)生的反扭力矩，減少了需要額外平衡措施的負擔。

F-35B推進系統(tǒng)的控制實現(xiàn)了高度綜合化。數(shù)字式飛控系統(tǒng)根據(jù)飛行員指令及飛行狀態(tài)，自動協(xié)調發(fā)動機油門、升力風扇離合器、矢量噴管角度和滾控噴門開度等多個變量，大幅減輕了飛行員的工作負荷。值得一提的是，F(xiàn)-35B的推進系統(tǒng)在平飛狀態(tài)下幾乎不帶來額外的重量懲罰，這是因為升力風扇進口的可關閉艙蓋有效保持了飛機的氣動外形。

2.2 共用型推進系統(tǒng)：X-32B技術驗證機

波音公司為聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機競爭開發(fā)的X-32B驗證機采用了直接升力的共用型推進系統(tǒng)方案。該構型的核心特點是主發(fā)動機同時提供升力和推力，無需專門的升力裝置。X-32B使用一臺普惠F119-SE614渦扇發(fā)動機，配合獨特的矢量噴管和引射增升系統(tǒng)。

在垂直起降狀態(tài)下，X-32B的矢量噴管向下旋轉90度，發(fā)動機全部推力被用于產(chǎn)生升力。為解決單一推力源帶來的姿態(tài)控制難題，特別是俯仰和滾轉控制，X-32B設計了一套引射增升系統(tǒng)：發(fā)動機高壓壓氣機引出的氣流通過管道輸送到機身前、后和側方的噴口，噴出后引射周圍空氣，形成引射效應，不僅能提供控制力矩，還能增加總升力約15%。

然而，X-32B的共用型推進系統(tǒng)面臨嚴峻的燃氣回吸挑戰(zhàn)。發(fā)動機排出的高溫燃氣在地面效應作用下循環(huán)流動，容易被重新吸入進氣道，導致進氣溫度升高、發(fā)動機性能下降。針對這一問題，X-32B在進氣道設計中考慮了燃氣抑制特性，但測試中仍發(fā)現(xiàn)其問題比F-35B的升力風扇構型更為明顯。這也是波音在JSF競爭落敗后，對共用型推進系統(tǒng)進行反思的重要一點。

2.3 組合型推進系統(tǒng)：Yak-141戰(zhàn)斗機

蘇聯(lián)雅克夫列夫設計局開發(fā)的Yak-141（原名雅克-41）是組合型推進系統(tǒng)的典型代表，也是世界上首款實現(xiàn)超音速飛行的短垂戰(zhàn)斗機。該機采用升力/巡航發(fā)動機+專用升力發(fā)動機的組合構型，包括一臺R-79V-300升力/巡航發(fā)動機和兩臺RD-41升力發(fā)動機。

Yak-141的R-79V-300主發(fā)動機安裝在機身中部，配備了一個可向下旋轉95度的矢量噴管，在垂直起降時提供向下的推力。兩臺RD-41升力發(fā)動機則垂直安裝在座艙后部的機身內，專門為垂直起降提供額外升力。這種分工明確的組合設計使Yak-141在垂直起降狀態(tài)下具有充足的升力儲備，整機推重比超過1.2。

在控制方面，Yak-141配備了一套自動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)，通過調節(jié)各發(fā)動機的推力以及主發(fā)動機噴管的偏轉來實現(xiàn)穩(wěn)定的垂直起降操作。值得一提的是，Yak-141的升力發(fā)動機進氣道設計巧妙，僅在垂直起降時打開，平飛時關閉以減小阻力，這種設計在一定程度上緩解了組合型推進系統(tǒng)固有的死重問題。

然而，Yak-141的組合構型也存在明顯缺陷。兩臺專用的升力發(fā)動機在平飛時成為無用的死重，嚴重影響飛機的航程和載荷能力；升力發(fā)動機工作時產(chǎn)生的高溫燃氣更容易被主發(fā)動機吸入，造成進氣畸變；系統(tǒng)復雜性高，維護保障難度大。這些因素共同導致Yak-141項目最終未能投入批量生產(chǎn)。

三、短垂推進系統(tǒng)控制技術發(fā)展

短距垂直起降飛機的推進系統(tǒng)控制技術是其安全可靠運行的核心保障。隨著航空技術的發(fā)展，短垂推進系統(tǒng)控制從最初的簡單機械聯(lián)動，逐步發(fā)展到當今的高度綜合數(shù)字控制，其技術內涵不斷豐富，系統(tǒng)復雜性也隨之增加。

3.1 進氣道流動控制技術

進氣道作為推進系統(tǒng)的前端部件，其性能直接影響整個推進系統(tǒng)的工作效率與穩(wěn)定性。對于短垂飛機而言，進氣道需要在從懸停到超音速飛行的寬廣范圍內穩(wěn)定工作，這對其流動控制提出了極高要求。特別是超緊湊蛇形進氣道在軍用飛行器中的應用，對隱身性能和輕量化的追求導致了其內部流動的復雜性大幅增加。

被動流動控制技術在進氣道設計中應用廣泛，其中渦流發(fā)生器是最為典型的代表。研究表明，在超緊湊蛇形進氣道第二彎后合理布置渦流發(fā)生器，能使周向總壓畸變指數(shù)從11.7%大幅降低至2.3%，顯著改善了出口氣流品質。渦流發(fā)生器通過將低能流均勻分布在外圍，有效削弱邊界層分離，使進氣道出口壓力分布更加均勻。然而，這種被動控制類似于"開環(huán)控制"，只在特定工況下有顯著效果，當偏離設計狀態(tài)時無法根據(jù)實際情況調節(jié)控制參數(shù)。

主動流動控制技術則展現(xiàn)出更強的適應性。靖建朋等采用邊界層抽吸技術對蛇形進氣道進行的試驗研究表明，在抽吸量為主流流量4.3%的條件下，進氣道總壓恢復系數(shù)可提高約2.6%。中國空氣動力研究與發(fā)展中心的達興亞團隊對超緊湊蛇形進氣道開展的微射流控制研究則顯示，僅消耗不超過主流流量0.65%的氣流，就能使進氣道內流動分離得到有效抑制。更為先進的是，該團隊還開發(fā)了一套反饋控制系統(tǒng)，使用動態(tài)壓力傳感器感知進氣道出入口氣動參數(shù)，能基于飛行條件變化調整噴射速率，最大化控制效果。

組合流動控制是當前進氣道技術的前沿方向。美國NASA格倫研究中心開發(fā)的第一代組合流動控制系統(tǒng)，將微型葉片與位于其下游的微射流結合，在滿足設計壓力恢復和畸變目標的前提下，僅需引用1%-2%的發(fā)動機氣流進行微射流控制。為克服微型葉片使用壽命短、易損壞的問題，該團隊進一步改進使用了強度更高、壽命更長的楔形渦流發(fā)生器作為被動控制裝置，通過向渦流發(fā)生器產(chǎn)生的漩渦中注入少量高壓氣流實現(xiàn)主被動組合流動控制。

對于高速飛行狀態(tài)下的進氣道，激波/邊界層干擾控制尤為重要。寬域飛行器進氣道在工作過程中，唇罩激波的入射點及強度會發(fā)生較大變化，使得傳統(tǒng)的流動控制方法面臨嚴峻挑戰(zhàn)。邊界層泄流技術作為超聲速進氣道的典型控制方法，通過在多區(qū)獨立放氣的分布式泄流技術方面取得進展，有效抑制了激波誘導的邊界層分離。南京航空航天大學開發(fā)的可調頻振蕩式微型渦流發(fā)生器則代表了渦流發(fā)生器技術的新方向，該裝置在無需流動控制時可嵌入進氣道壁面內，避免額外阻力；當需要控制時通過高頻往復振蕩誘導出強度更高的脈動渦系，增強控制效果。

3.2 發(fā)動機與矢量噴管集成控制

短垂飛機推進系統(tǒng)的核心挑戰(zhàn)在于發(fā)動機與矢量噴管的高度集成控制。傳統(tǒng)航空發(fā)動機控制主要關注推力調節(jié)，而短垂飛機的推進系統(tǒng)還需統(tǒng)籌管理矢量噴管方向、升力風扇離合器等多個執(zhí)行機構，其控制系統(tǒng)復雜度呈指數(shù)級增長。

F-35B的F135發(fā)動機控制系統(tǒng)是集成控制的典范。該系統(tǒng)采用全權限數(shù)字電子控制（FADEC）架構，不僅管理主發(fā)動機的工作狀態(tài)，還協(xié)調控制升力風扇的離合、三軸承旋轉噴管的偏轉以及滾轉控制噴門的開閉。在模式轉換過程中，F(xiàn)ADEC系統(tǒng)根據(jù)飛行狀態(tài)自動調整各部件的工作參數(shù)，確保推力和升力的平穩(wěn)過渡，避免因推力突變導致飛行高度劇烈變化。

針對發(fā)動機與矢量噴管的協(xié)調控制，現(xiàn)代短垂推進系統(tǒng)普遍采用最優(yōu)控制理論與自適應算法。系統(tǒng)通過實時監(jiān)測發(fā)動機轉速、渦輪前溫度、矢量噴管角度等關鍵參數(shù)，基于預設的控制律分配各執(zhí)行機構的動作。當檢測到系統(tǒng)性能退化或部件故障時，控制系統(tǒng)能自動調整控制策略，實現(xiàn)故障自適應能力，提高系統(tǒng)的生存性。

在X-32B的推進系統(tǒng)控制中，引射噴門的協(xié)調控制是技術難點之一。系統(tǒng)需要根據(jù)垂直起降時的姿態(tài)變化，精準調節(jié)前后引射噴門的氣流量，以維持飛機的俯仰平衡。這要求控制系統(tǒng)不僅響應迅速，還需具備較強的抗干擾能力，能夠克服地面效應、燃氣回流等環(huán)境因素的影響。

3.3 飛發(fā)一體集成控制技術

短垂飛機控制的最高境界是實現(xiàn)飛行控制與推進控制的高度融合，即"飛發(fā)一體"控制。在這種架構下，飛機操縱系統(tǒng)與推進控制系統(tǒng)不再是獨立的個體，而是整合為統(tǒng)一的控制平臺，共同響應飛行員的操縱指令。

STOVL飛推一體集成控制的核心思想是將推進系統(tǒng)視為飛行控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構之一。當飛行員操縱駕駛桿時，信號不僅傳遞給氣動控制面，也發(fā)送給推進系統(tǒng)的相關部件。例如，在垂直降落狀態(tài)下，飛行員的俯仰操作會轉化為升力風扇推力與矢量噴管推力的微調，以及滾轉控制噴門的相應動作；而在平飛狀態(tài)下，相同的操作則轉化為平尾和升降舵的偏轉。

實現(xiàn)飛發(fā)一體控制面臨諸多技術挑戰(zhàn)，首當其沖的是控制權限分配問題。在不同飛行階段，氣動控制面與推進系統(tǒng)的控制效率差異巨大，系統(tǒng)需要根據(jù)飛行狀態(tài)智能分配兩者的控制權重。例如，在過渡飛行階段，隨著空速的增加，氣動控制面的效率逐漸提升，推進系統(tǒng)的直接控制作用相應減弱，控制系統(tǒng)需實現(xiàn)兩者之間的無縫交接。

另一個挑戰(zhàn)是系統(tǒng)延遲的控制。推進系統(tǒng)的響應速度通常遠慢于氣動舵面，發(fā)動機轉子加速、矢量噴管偏轉都需要一定時間，這種延遲可能導致控制時機誤差，影響飛行品質。為解決這一問題，先進的控制系統(tǒng)引入了預測控制算法，基于當前狀態(tài)和指令預測系統(tǒng)未來的響應，提前發(fā)出控制信號，補償延遲帶來的影響。

現(xiàn)代短垂飛機的飛發(fā)一體控制系統(tǒng)普遍采用多環(huán)路控制架構。內環(huán)負責基礎穩(wěn)定，通過高頻率的傳感器反饋維持飛機姿態(tài)；外環(huán)實現(xiàn)軌跡跟蹤，將飛行員的指令轉化為實際的飛行路徑。這種分層結構既保證了控制的精確性，又提供了良好的飛行員操縱體驗。

四、STOVL與eVTOL的技術關聯(lián)與差異

隨著低空經(jīng)濟的興起，電動垂直起降（eVTOL）飛行器近年來受到廣泛關注。eVTOL與STOVL飛機在垂直起降能力方面具有相通之處，但在技術路徑、應用場景和發(fā)展階段等方面存在顯著差異。深入比較兩者的關聯(lián)與區(qū)別，有助于更好地把握垂直起降飛行器的技術發(fā)展方向。

4.1 技術原理與實現(xiàn)路徑

從技術原理角度看，STOVL與eVTOL都致力于解決垂直起降與高效巡航之間的矛盾，但選擇了不同的技術路徑。傳統(tǒng)STOVL飛機以燃油動力為基礎，通過復雜的機械傳動和氣流控制實現(xiàn)垂直起降；而eVTOL則主要依靠電力推進，采用分布式電動旋翼實現(xiàn)升力與推力的生成與控制。

在推進系統(tǒng)構型上，STOVL飛機發(fā)展出了共用型、組合型和復合型三類成熟構型，其共同特點是以一臺或少數(shù)幾臺大功率發(fā)動機為核心，通過機械傳動或氣流引射實現(xiàn)推力矢量化。而eVTOL的構型更為多樣，主要包括多旋翼型、復合翼型和傾轉構型等。其中傾轉構型eVTOL與STOVL飛機的技術理念最為接近，兩者都通過改變推力方向實現(xiàn)垂直起降與水平巡航的轉換。

傾轉技術是STOVL與eVTOL共同的關鍵技術，但具體實現(xiàn)方式有所不同。STOVL飛機如F-35B采用三軸承旋轉噴管實現(xiàn)推力矢量化，而eVTOL如天翎科L600"空中專車"則采用傾轉涵道翼設計。涵道翼構型具有安全性高、噪音低的優(yōu)勢，槳葉被包容在涵道內，即使發(fā)生故障也不會向外飛出，同時涵道壁能有效減小槳尖渦流噪聲。這些特性使eVTOL更適合在城市環(huán)境中運營。

4.2 應用場景與發(fā)展階段

STOVL與eVTOL在應用場景上既有交集又各有側重。STOVL飛機主要面向軍事應用，如艦載航空兵、前沿基地作戰(zhàn)等，追求的是超音速巡航、高機動性和強大作戰(zhàn)能力。而eVTOL則專注于民用領域，如城市空中交通（UAM）、低空旅游、應急救援等，強調的是經(jīng)濟性、環(huán)保性和乘坐舒適性。

從發(fā)展階段來看，STOVL技術已經(jīng)成熟并投入實戰(zhàn)部署，F(xiàn)-35B已成為多國海軍陸戰(zhàn)隊的主力裝備。而eVTOL仍處于商業(yè)化落地沖刺期，全球已涌現(xiàn)超過200家相關企業(yè)，但多數(shù)產(chǎn)品仍在測試或試點運營階段。政策層面，中國民航局、美國FAA和歐洲EASA等機構已開始制定eVTOL的適航標準，為行業(yè)掃清制度障礙。

在性能指標上，STOVL飛機目前仍占據(jù)明顯優(yōu)勢。F-35B的巡航速度可達Ma1.6，遠超eVTOL的巡航速度（通常為180-360km/h）。但在噪音控制、運營經(jīng)濟性和環(huán)境影響方面，eVTOL展現(xiàn)出更大潛力。以天翎科L600為例，其在起降階段100米距離的噪音可以控制在56分貝以下，遠低于傳統(tǒng)STOVL飛機，這使得eVTOL更容易被城市環(huán)境所接受。

4.3 技術融合與未來演進

盡管存在差異，STOVL與eVTOL并非兩條平行線，而是在一定程度上呈現(xiàn)技術融合的趨勢。一方面，eVTOL借鑒了STOVL在氣動布局、飛行控制等方面的成熟經(jīng)驗；另一方面，STOVL也開始吸收eVTOL的電力推進和分布式動力等新技術。

混合動力技術是兩者交匯的典型領域。中國航發(fā)集團展出的60千瓦級混合動力系統(tǒng)，是一款渦噴式混合動力系統(tǒng)，主要用于增程式eVTOL供電吊艙及1噸級eVTOL主動力。這種混合動力系統(tǒng)既保留了燃油發(fā)動機的高能量密度，又結合了電動推進的控制靈活性，為垂直起降飛行器提供了新的技術選擇。

在控制技術方面，eVTOL借助人工智能和自主飛行技術，實現(xiàn)了更高程度的自動化。例如，沃飛長空的AE200 eVTOL搭載了SVO1級輔助駕駛技術，有效提升運營本質安全性1-2個數(shù)量級。這些先進的自主控制技術未來也可能被STOVL飛機所借鑒，減輕飛行員工作負荷，提高任務執(zhí)行效率。

五、結論與展望

本文系統(tǒng)分析了短距垂直起降飛機推進系統(tǒng)的典型構型與控制技術，并對STOVL與eVTOL兩種垂直起降飛行器進行了比較研究。從發(fā)展歷程來看，短垂推進系統(tǒng)經(jīng)歷了從簡單到復雜、從機械控制到綜合電子的演進過程，其技術內涵不斷豐富，系統(tǒng)集成度不斷提高。

未來短垂推進系統(tǒng)的發(fā)展將呈現(xiàn)以下趨勢：一方面，多電化和智能化將成為技術演進的重要方向。隨著電力系統(tǒng)功率密度的提升，更多傳統(tǒng)機械傳動和液壓作動部件將被電機和電作動器取代，從而提高系統(tǒng)響應速度和可靠性。另一方面，自適應控制和智能決策技術將使推進系統(tǒng)具備更強的環(huán)境適應性和故障容錯能力，提高飛行安全性。

eVTOL技術的崛起為垂直起降飛行器的發(fā)展提供了新思路。雖然目前eVTOL在載荷、航程和速度等方面仍無法與STOVL飛機相提并論，但其在噪音控制、運營經(jīng)濟性和環(huán)保性方面的優(yōu)勢，使其在城市空中交通領域展現(xiàn)出廣闊前景。未來，隨著電池能量密度、電力推進效率等關鍵技術的突破，eVTOL與STOVL的技術界限可能變得模糊，兩者在某種程度上實現(xiàn)技術融合與互補發(fā)展。

短距垂直起降飛行器作為航空技術的重要分支，將繼續(xù)在軍事和民用領域發(fā)揮不可替代的作用。通過持續(xù)的技術創(chuàng)新與系統(tǒng)優(yōu)化，短垂推進系統(tǒng)將朝著更高效、更可靠、更智能的方向發(fā)展，為人類提供更加靈活多樣的空中機動能力。

&注：文章內使用的及部分文字內容來源網(wǎng)絡，部分圖片來源于航空發(fā)動機研究院，《推進技術 45卷》，僅供參考使用，如侵權可聯(lián)系我們刪除，如需了解公司產(chǎn)品及商務合作，請與我們聯(lián)系??！

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