王春陽，周洲

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072）

0 引 言

垂直起降固定翼無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)零速度起飛著陸，不需要開辟專門的起降跑道，具有懸停能力，能夠保持常規(guī)固定翼飛行器的速度快、航程長等優(yōu)點(diǎn)，自身反扭矩相互抵消，機(jī)動靈活，是一些特殊環(huán)境下執(zhí)行偵察、監(jiān)測任務(wù)的最佳選擇之一。無人機(jī)所用涵道在相同的葉片尺寸下比螺旋槳產(chǎn)生更大的推力，這也確保了其設(shè)計(jì)緊湊、低噪聲和高氣動效率的特點(diǎn)。這些特性使得各國機(jī)構(gòu)在涵道式無人機(jī)領(lǐng)域進(jìn)行了相關(guān)研究。

常規(guī)固定翼無人機(jī)要實(shí)現(xiàn)垂直起降，需要額外的增加動力部件，在眾多的垂直起降固定翼飛行器中，尾座式、傾轉(zhuǎn)旋翼式和固旋翼式是最為常見的設(shè)計(jì)。涵道式垂直起降固定翼無人機(jī)，其動力系統(tǒng)分兩部分，一是前升力風(fēng)扇系統(tǒng)，二是由后涵道、舵面組成的動力增升系統(tǒng)。此類飛行器能夠從垂直起降過渡到水平飛行，中間的過渡走廊是飛行過程的重點(diǎn)。針對垂直起降固定翼飛行器的過渡飛行走廊研究，主要集中在復(fù)合直升機(jī)和傾轉(zhuǎn)旋翼類飛行器。朱漢等、段賽玉等對復(fù)合式直升機(jī)的安全過渡走廊進(jìn)行了研究，并給出了過渡走廊的計(jì)算方法；吳偉偉等針對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡過程中構(gòu)型不斷變化，氣動特性具有強(qiáng)非線性的特點(diǎn)，建立了一套適合于過渡狀態(tài)的網(wǎng)格系統(tǒng)，得出了過渡狀態(tài)的氣動特性；NASA 以XV-15和V-22 為樣機(jī)對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器進(jìn)行了研究，給出了過渡過程中的飛行操縱策略；J. Magee等、L. R. Wallace 等、S. W. Choi 等以 縮 比樣機(jī)為研究對象，研究了短艙傾角與飛行速度包線，并與實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果進(jìn)行了比較，完成了從直升機(jī)模式到固定翼模式的過渡飛行；曹蕓蕓等針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器過渡飛行過程中的變構(gòu)型變速度的特點(diǎn)，提出了一種此類飛行器從垂直起降到水平飛行的過渡飛行的動力系統(tǒng)傾角—速度包線分析方法，確定了機(jī)翼失速限制的發(fā)動機(jī)短艙傾角—速度包線；萬華芳、陳永等針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在飛行配平過程中姿態(tài)角的取值范圍，以XV-15 飛行器為案例，計(jì)算確定了其過渡走廊，并且設(shè)計(jì)了過渡走廊曲線。

以上研究多針對傾轉(zhuǎn)旋翼類飛行器和純涵道類飛行器的過渡飛行走廊，而涵道和升力風(fēng)扇為動力的垂直起降固定翼類無人機(jī)的過渡走廊尚未有太多研究，王紅波等對預(yù)埋式升力風(fēng)扇對全機(jī)的氣動影響進(jìn)行了研究，提出了一種耦合動力的雙層翼布局垂直起降固定翼無人機(jī)，并驗(yàn)證此布局利用滑流增升的思路是可行的。

本文以涵道式垂直起降固定翼無人機(jī)為研究對象，基于無人機(jī)的動力和氣動力平衡匹配，從飛行力學(xué)角度出發(fā)，建立垂直起降固定翼無人機(jī)的過渡飛行走廊模型，采用案例無人機(jī)對過渡走廊進(jìn)行計(jì)算，并提出兩種擴(kuò)大過渡走廊的方法。

1 過渡走廊模型

垂直起降固定翼無人機(jī)的過渡飛行走廊與固定翼飛行器的飛行包線概念相似，本文研究的飛行過渡走廊模型即為此類無人機(jī)的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線模型。該模型分別從低速和高速兩個方面進(jìn)行分析，低速段即為飛行過渡走廊的左邊界，由最大升力系數(shù)來確定；高速段為飛行過渡走廊右邊界，由可用功率來確定。

在垂直起降模式下，垂直起降固定翼無人機(jī)動力配置和直升機(jī)有較大差別，主要由前升力風(fēng)扇和后動力增升系統(tǒng)組成，如圖1 所示。固定翼飛行模式下，前升力風(fēng)扇關(guān)閉，動力增升系統(tǒng)轉(zhuǎn)平，動力增升涵道為推進(jìn)動力，機(jī)翼為升力面。過渡飛行過程中，動力增升系統(tǒng)不斷偏轉(zhuǎn)，升力風(fēng)扇動力不斷變化，在此過程中由動力增升系統(tǒng)、前升力風(fēng)扇和機(jī)翼氣動力三者來平衡無人機(jī)的重力，前進(jìn)動力則主要由動力增升系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的前向動力分量提供。當(dāng)無人機(jī)處于低速飛行時，對動力增升系統(tǒng)進(jìn)行較快的偏轉(zhuǎn)可能會導(dǎo)致機(jī)翼失速，從而不能完成過渡飛行；當(dāng)無人機(jī)飛行速度過高時，動力增升系統(tǒng)的偏轉(zhuǎn)可能會導(dǎo)致可用功率和動力穩(wěn)定性不足等問題。

圖1 涵道式垂直起降固定翼無人機(jī)示意圖Fig.1 Diagram of ducted vertical take-off and landing fixed-wing UAV

1.1 過渡窗口

飛行過渡窗口是指完成某種飛行任務(wù)所需要的外界條件和飛行器自身?xiàng)l件的參數(shù)合集。本文的過渡飛行窗口可以分為過渡前端窗口和過渡末端窗口，前端窗口和末端窗口之間的合力參數(shù)匹配即可組成過渡飛行走廊。過渡前端窗口是垂直起飛后懸停在某一安全高度的飛行狀態(tài)；過渡末端窗口是滿足安全平飛速度的飛行狀態(tài)。過渡前端窗口通常滿足一定的安全高度即可，過渡末端窗口通常有三個重要飛行參數(shù)，一是飛行速度，二是動力推力，三是無人機(jī)姿態(tài)，可以通過式（1）～式（3）計(jì)算得出。

式中：為無人機(jī)質(zhì)量；為氣動升力；為空氣密度；為 無人機(jī)失速速度；為機(jī)翼 面積；C為無人機(jī)最大升力系數(shù)；為末端窗口的安全飛行速度；為全機(jī)力矩，其平衡方程如式（4）所示。

式中：為升力風(fēng)扇推力；為增升涵道推力；為飛機(jī)俯仰角；為涵道合力偏角；為升力風(fēng)扇力臂；為動力增升系統(tǒng)力臂。

1.2 基于最大升力系數(shù)的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線模型

低速段的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線從垂直起降飛行模式的懸停狀態(tài)開始，直到動力增升系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)到固定翼飛行模式下無人機(jī)不發(fā)生失速的最小速度。懸停時動力增升系統(tǒng)氣動力和前升力風(fēng)扇氣動力平衡無人機(jī)重力，在一般情況下，無人機(jī)姿態(tài)角為零，此時的升力風(fēng)扇拉力和動力增升系統(tǒng)氣動力豎直向上，由于增升翼面的存在，增升涵道的偏角一般小于90°。動力增升系統(tǒng)氣動力偏角與增升涵道偏角和增升翼面相對偏角相關(guān)，可表示為

式中：為動力增升系統(tǒng)合力偏角；為增升涵道相對于機(jī)體偏角；為增升翼面相對于增升涵道偏角。

以懸停狀態(tài)為過渡前端窗口開始轉(zhuǎn)入過渡飛行模式，但在過渡飛行初期，速度積累不夠，飛行速度較低，動力增升系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)過程中除了滿足無人機(jī)的升力和拉力與重力和阻力平衡之外，還要保證動力增升系統(tǒng)不同偏轉(zhuǎn)角下的機(jī)翼不失速。

過渡飛行過程中，無人機(jī)的受力情況如圖2 所示，其中為機(jī)身迎角；和分別為機(jī)翼氣動升力和阻力，分別包含了主翼自由來流部分氣動力和主翼誘導(dǎo)部分氣動力。

圖2 過渡過程受力示意圖Fig.2 Force diagram of transition process

根據(jù)無人機(jī)受力可分析其平衡關(guān)系如下：

式（6）中升力和阻力可表示為

式中：和分別為增升涵道在主翼上的誘導(dǎo)升力和誘導(dǎo)阻力。

垂直起降固定翼無人機(jī)在過渡飛行過程中，無人機(jī)的重力主要由升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)來平衡，進(jìn)而過渡到機(jī)翼氣動力平衡。過渡前期飛行速度較低，機(jī)翼所能提供的升力限制于臨界失速迎角，因此在計(jì)算過渡低速段包線時機(jī)翼升力所對應(yīng)的最大迎角取臨界迎角，過渡飛行包線低速段的最大迎角滿足關(guān)系：

式中：為機(jī)翼臨界迎角；為機(jī)翼安裝角。

1.3 基于可用功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線模型

平衡狀態(tài)的包線給出了以機(jī)翼不失速為前提的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線，但是在實(shí)際飛行過程中，只要動力足夠，即便是機(jī)翼失速，都能較好地完成過渡飛行。假設(shè)無人機(jī)的結(jié)構(gòu)性能足夠好，不考慮結(jié)構(gòu)問題所產(chǎn)生的顫振邊界，將無人機(jī)系統(tǒng)可用功率作為約束來確定過渡過程的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線。

動力增升系統(tǒng)在偏轉(zhuǎn)過程中必須滿足升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)氣動力、機(jī)身氣動力與無人機(jī)重力相平衡，就必須要求升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)的可用功率在過渡飛行過程中滿足飛行要求。

升力風(fēng)扇和動力增升涵道的需用功率組成一致，都是由其誘導(dǎo)功率、型阻功率、廢阻功率和爬升功率四部分組成，即有：

式中：為從發(fā)動機(jī)到葉片的傳動損失系數(shù)。

根據(jù)能量守恒和動量定理，廢阻功率、誘導(dǎo)功率和爬升功率可以表示為

式中：為葉片平面的垂直速度；為旋翼葉片的誘導(dǎo)速度。

考慮到升力風(fēng)扇和增升涵道存在多槳葉片，誘導(dǎo)速度非均勻，本文對誘導(dǎo)速度加以修正，則式（10）表示為

根據(jù)葉素理論，旋翼類型阻功率表示為

=π C/8，為 旋 翼 實(shí) 度，C為 葉片阻力系數(shù)，為旋翼槳尖速度，為前進(jìn)比。對于升力風(fēng)扇和增升涵道類動力部件，其功率可以用式（10）～式（12）求得。

在功率限制的情況下，垂直起降固定翼無人機(jī)的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線邊界在滿足力平衡關(guān)系的同時，升力風(fēng)扇和增升涵道總功率必須小于動力系統(tǒng)的額定功率，即＜。

1.4 過渡走廊計(jì)算流程

過渡走廊即為過渡飛行包線，式（6）為計(jì)算垂直起降固定翼無人機(jī)過渡走廊的平衡方程，其與式（1）聯(lián)立可求解三個未知量，包括升力風(fēng)扇拉力、動力增升系統(tǒng)拉力、動力增升系統(tǒng)拉力偏角。在計(jì)算基于失速速度的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線時，以升力風(fēng)扇拉力、動力增升系統(tǒng)拉力和動力增升系統(tǒng)拉力偏角為求解量；在計(jì)算基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線時，以升力風(fēng)扇和增升涵道功率為限制，以無人機(jī)姿態(tài)為求解量。

過渡走廊計(jì)算流程如圖3 所示。首先由懸停狀態(tài)公式（4）確定過渡飛行包線前端窗口的動力參數(shù)。根據(jù)機(jī)翼不失速條件公式（1）確定無人機(jī)此時狀態(tài)的氣動力系數(shù)，在不同的飛行速度下將C、C代入公式（7）求解出無人機(jī)機(jī)身氣動力，最終代入平衡公式（6），以升力風(fēng)扇拉力、動力增升系統(tǒng)拉力和動力增升系統(tǒng)拉力偏角為求解量，進(jìn)行配平計(jì)算，可求得基于失速速度的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線。計(jì)算基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線時，首先設(shè)定動力增升系統(tǒng)偏角，對平衡方程進(jìn)行計(jì)算，然后根據(jù)功率公式求出部件需用功率隨前飛速度的變化值，最后根據(jù)動力部件輸出功率限制條件得到垂直起降固定翼無人機(jī)基于功率的過渡飛行包線。

圖3 過渡走廊計(jì)算流程Fig.3 Calculation process of transition corridor

2 算例與分析

以某型垂直起降固定翼無人機(jī)為案例樣機(jī)，計(jì)算其過渡飛行過程中的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線。樣機(jī)采用前升力風(fēng)扇、后動力增升系統(tǒng)的布局，過渡飛行過程中的樣機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化關(guān)系如圖4 所示，圖例中“12-A0-5”表示動力增升系統(tǒng)單涵道動力12 N，迎角為0°，自由來流為5 m/s，圖例中“12-F10-5”表示動力增升系統(tǒng)單涵道動力12 N，涵道后舵面偏轉(zhuǎn)10°，自由來流為5 m/s，此氣動力系數(shù)曲線計(jì)算了過渡過程中特殊狀態(tài)點(diǎn)的氣動數(shù)據(jù)。

圖4 案例無人機(jī)過渡過程升阻系數(shù)曲線Fig.4 Curves of CL and CD of case UAV in transition process

升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)的額定功率和計(jì)算參數(shù)如表1 所示。

表1 計(jì)算參數(shù)和經(jīng)驗(yàn)系數(shù)Table 1 Calculation parameters and experience coefficient

2.1 計(jì)算結(jié)果

計(jì)算的案例無人機(jī)基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線如圖5 所示，可以看出：懸停階段，動力增升系統(tǒng)合力偏轉(zhuǎn)角在75°左右，偏轉(zhuǎn)到固定翼飛行模式時的最小飛行速度為43 m/s。

圖5 基于失速迎角的過渡走廊左邊界Fig.5 Left margin of transition corridor based on stall attack angle

過渡飛行包線內(nèi)的升力風(fēng)扇拉力、動力增升系統(tǒng)拉力、機(jī)體升力和阻力的變化曲線如圖6 所示，可以看出：懸停時，無人機(jī)的重力由升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)拉力來平衡，隨著動力增升系統(tǒng)的偏轉(zhuǎn)，無人機(jī)的升力由動力部件（升力風(fēng)扇和動力增升系統(tǒng)）逐漸過渡到無人機(jī)機(jī)翼來提供，隨著速度的增加，無人機(jī)的升力和阻力也隨之增大。

圖6 基于失速迎角的過渡走廊左邊界氣動力變化Fig.6 Aerodynamicforce change of transition corridor left margin based on stall attack angle

在不同姿態(tài)角下，無人機(jī)動力部件的總功率在過渡過程中隨飛行速度的變化曲線如圖7 所示。在功率限制的條件下，根據(jù)需用功率和最大可用功率相等，可得到基于功率的垂直起降固定翼無人機(jī)動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線。從圖7 可以看出：在同一姿態(tài)角下隨著速度的增加，需用功率是先變小后變大，這與增升涵道的入流特性密切相關(guān)；大姿態(tài)角下過渡功率要比小迎角功率大，大迎角過渡在低速時便會觸發(fā)功率限制，因?yàn)樽藨B(tài)角越大，過渡過程中的阻力越大，所需的功率就越大。

圖7 不同姿態(tài)角的過渡功率Fig.7 Transition power of different attitude angles

基于功率計(jì)算的過渡走廊右邊界如圖8所示，與圖5 不同的是在高速段，涵道合力偏角可以保持垂直，直到觸發(fā)功率限制，誘導(dǎo)增升系統(tǒng)才開始偏轉(zhuǎn)。

圖8 基于功率的過渡走廊右邊界Fig.8 Right margin of transition corridor based on power

將基于失速迎角計(jì)算的飛行包線與基于功率限制計(jì)算的飛行包線相結(jié)合，便可得出垂直起降固定翼無人機(jī)過渡飛行走廊，如圖9 所示，可以看出：低速段的過渡走廊左邊界是基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線，高速段的右邊界是基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線，在兩個包線之間的過渡走廊中無人機(jī)可以完成過渡飛行。

圖9 垂直起降固定翼無人機(jī)過渡飛行走廊Fig.9 Transition flight corridor of VLOT fix-wing UAV

2.2 操縱參數(shù)影響分析

垂直起降固定翼無人機(jī)的過渡飛行過程是連接垂直起降過程和固定翼平飛過程的中間過程，是垂直起降固定翼無人機(jī)的一個重要飛行模式。在過渡飛行過程中，動力增升系統(tǒng)不斷偏轉(zhuǎn)，氣動構(gòu)型隨之變化，氣動力也隨之變化，其過渡飛行也是一種危險(xiǎn)的飛行模式。垂直起降固定翼無人機(jī)的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線越大，其過渡飛行過程越容易實(shí)現(xiàn)。在飛行包線內(nèi)，無人機(jī)的飛行姿態(tài)以及動力偏轉(zhuǎn)的快慢對過渡過程有一定影響，文中將從飛行姿態(tài)和增升涵道偏轉(zhuǎn)速度兩方面進(jìn)行分析。

在過渡過程中，保證縱向平衡的前提下，不同的俯仰角過渡會有不同的過渡狀態(tài)特性，如圖10所示，可以看出：以大姿態(tài)角過渡飛行時，在較低的飛行速度下就能達(dá)到升阻平衡；而小姿態(tài)角過渡飛行時，需要較高的飛行速度才能達(dá)到升阻平衡，進(jìn)一步完成飛行過渡。

圖10 不同姿態(tài)的過渡速度Fig.10 Transition speed at different attitudes

在不同的涵道偏轉(zhuǎn)角速率下，垂直起降固定翼無人機(jī)有不同的配平飛行能力。在動力系統(tǒng)允許的范圍內(nèi)，涵道偏轉(zhuǎn)速度可以在1～14（°）/s 之間變化，如圖11～圖12 所示，當(dāng)涵道偏轉(zhuǎn)速率超過14（°）/s 時，就會超出升力風(fēng)扇的配平能力，不能完成過渡飛行。仿真計(jì)算結(jié)果是在無人機(jī)穩(wěn)定平衡狀態(tài)下計(jì)算得出，在過渡時間為目標(biāo)情況下，俯仰姿態(tài)角越小越好，動力增升系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)越快；以動力系統(tǒng)力學(xué)特性為目標(biāo)，優(yōu)化可得在3°俯仰姿態(tài)角下，5（°）/s 的涵道偏轉(zhuǎn)角速度和1.5（°）/s 的增升翼面偏轉(zhuǎn)角速度能夠穩(wěn)定地完成過渡。

圖11 不同涵道偏轉(zhuǎn)速率的速度變化Fig.11 Speed change at different duct offset speed

圖12 不同涵道偏轉(zhuǎn)速率的動力變化Fig.12 Power change at different duct offset speed

2.3 擴(kuò)大過渡走廊的方法

在飛行器設(shè)計(jì)過程中，垂直起降固定翼無人機(jī)的氣動參數(shù)對飛行包線的影響是直接的，本文從氣動參數(shù)方面對垂直起降固定翼無人機(jī)進(jìn)行飛行包線分析，為垂直起降固定翼無人機(jī)過渡走廊設(shè)計(jì)提供方法?；谑儆堑膭恿υ錾到y(tǒng)偏角—速度包線是由失速迎角下最大升力系數(shù)計(jì)算而得到的，而機(jī)翼的失速迎角主要受機(jī)翼面積、機(jī)翼升力系數(shù)、機(jī)翼安裝角等氣動參數(shù)的影響，因此基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線將受到這些參數(shù)的影響，下面將分析這些參數(shù)對基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線的影響。

機(jī)翼面積增加10%、20%、30%后基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線變化圖如圖13 所示，失速迎角對應(yīng)最大升力系數(shù)C增加10%、20%、30%后基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線變化圖如圖14 所示，可以看出：改變機(jī)翼面積參數(shù)和最大失速升力系數(shù)可以改變基于失速迎角的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線的位置，以速度為標(biāo)準(zhǔn)，計(jì)算可得三種比例下過渡走廊分別擴(kuò)大2.33%、4.66%、6.97%。增加機(jī)翼面積和增大最大失速升力系數(shù)都可以使飛行包線向懸停段移動，達(dá)到了擴(kuò)大垂直起降固定翼無人機(jī)飛行走廊的目的。

圖13 機(jī)翼面積對過渡走廊左邊界影響Fig.13 Influence of wing area on left margin of transition corridor

圖14 升力系數(shù)對過渡走廊左邊界影響Fig.14 Influence of lift coefficient on left margin of transition corridor

垂直起降固定翼無人機(jī)的右飛行走廊邊界是由基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線所確定，因此降低飛行狀態(tài)的需用功率或者增大飛行系統(tǒng)的可用功率，能夠改變基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線。將可用功率提高10%、20%之后的基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線如圖15 所示，可以看出：隨著可用功率的增大，基于功率的動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線向右移動，從而擴(kuò)大了飛行走廊邊界，以速度為標(biāo)準(zhǔn)，計(jì)算可得兩種比例下過渡走廊分別擴(kuò)大21.43%、41.67%。

圖15 可用功率對飛行包線的影響Fig.15 Influence of available power on flight envelope

綜上所述，采用氣動參數(shù)的改善來擴(kuò)大飛行走廊的效果要差于同百分比下采用可用功率的改善來擴(kuò)大飛行走廊，即用功率參數(shù)來擴(kuò)大飛行走廊要比用氣動參數(shù)來擴(kuò)大飛行走廊效果更加顯著。通過擴(kuò)大此類垂直起降固定翼無人機(jī)過渡飛行走廊，有利提高其過渡飛行安全性。

3 結(jié) 論

（1）文中所建立的涵道式垂直起降固定翼無人機(jī)動力增升系統(tǒng)偏角—速度包線能夠很好地描述此類垂直起降固定翼無人機(jī)的過渡飛行走廊。

（2）此類垂直起降固定翼無人機(jī)的過渡飛行走廊左邊界是由過渡飛行時的最大升力系數(shù)確定，而右邊界是由最大可用功率確定。

（3）在過渡飛行過程中，以小姿態(tài)角過渡完成時間最短，而大姿態(tài)角過渡動力偏轉(zhuǎn)較慢，完成過程時間長。

（4）通過提高功率參數(shù)來擴(kuò)大過渡走廊比提高氣動參數(shù)擴(kuò)大過渡走廊效果更加明顯，可用功率提高10%可以使過渡走廊擴(kuò)大21.43%，而機(jī)翼面積或者升力系數(shù)提高10%僅使過渡走廊擴(kuò)大約2.33%。