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圖13 GL-10“閃電”分布式動力傾轉機翼驗證機［38］
Fig.13 GL-10"Lightning"distributed dynamic tilting wing verifier［38］
美國極光飛行科學公司針對VXP項目聯合羅羅公司和霍尼韋爾公司于2016年推出的XV-24“雷擊”無人機，如圖14所示，致力于將垂直起降飛行器的飛行速度在現有基礎上提升50%。“雷擊”無人機采用鴨翼布局的傾轉分布式動力/機翼融合體設計，由1臺羅羅公司的AE1107C渦軸發動機驅動，通過3臺霍尼韋爾公司的發電機產生電力，進而驅動全機共計24個變距涵道風扇（機翼18個、鴨翼6個），2017年4月，項目團隊完成了1∶5縮比驗證機試飛，驗證了分布式電推進系統、傾轉分布式動力等設計的可行性。盡管該項目由于在研發高性能1兆瓦級發電機熱管理方面遇到技術瓶頸、沒有找到合適軍方合作伙伴等原因被取消，但XV-24“雷擊”無人機所采用的分布式混合電驅動變距涵道風扇、創新的同步電驅動系統、用于垂直起降的可傾轉的分布式動力/機翼融合體，具有高效的懸停/平飛雙模態適應性等特點，讓其被譽為最具革命性的新型未來垂直起降飛機。
圖14 XV-24“雷擊”分布式動力傾轉機翼驗證機［39-40］
Fig.14 XV-24"Li ghtning-strike"distributed dynamic tilting wing validator［39-40］
2 垂直起降固定翼無人機技術特點
2.1 升推復合式垂直起降固定翼無人機
升推復合式垂直起降固定翼無人機是在垂直起降和巡航階段各自采用相互獨立的動力系統，如旋翼系統和推進螺旋槳系統，技術成熟度高，實現性較好。同時各動力系統只在特定階段使用，不用兼顧其他工作狀態，因此各動力單元均為單點工況設計，能夠做到垂直起降階段和巡航階段的動力特性最優，是目前最為常見的垂直起降固定翼無人機布局形式。
然而，在升推復合式垂直起降固定翼無人機進行垂直起降或巡航平飛時，其垂直、水平兩套升力/推力裝置之一需要停止工作，完全成為廢重，致使全機質量效率較低。同時，在過渡階段垂直起降動力依舊存在，因此動力尾流會對機翼、平尾等部件產生氣動干擾，影響操縱和控制。
對于采用旋轉機翼的升推復合式垂直起降固定翼無人機而言，盡管將旋翼與機翼進行了結合，并從根本上避免了旋翼前飛時左右氣流不對稱導致的飛行速度限制。但由于需要同時滿足旋翼和固定翼要求，旋轉機翼需要采用前后對稱的橢圓翼型，而橢圓翼型的鈍后緣特征會使其在較小角度下產生流動分離，同時，旋轉機翼通常需要采用小展弦比的無扭轉梯形翼，與傳統機翼的氣動和結構特性存在一定差異［41］。此外，由于旋轉機翼不具備常規機翼一般優異的升力特性，因此需要采用較大尺寸的平尾和鴨翼來共同產生升力，這使得在懸停、過渡、前飛階段，旋轉機翼的尾流與機身、平尾、鴨翼等產生較為復雜的氣動干擾，對飛行器的動力學特性及控制產生不利影響［42-43］。
2.2 尾座式垂直起降固定翼無人機
尾座式垂直起降固定翼無人機采用無人機整體轉動的模態轉換方式，相比傾轉動力/機翼類的垂直起降方案不需要額外的運動偏轉機構，因此設計制作相對簡單直接，使用十分靈活。但其在垂直起降時重心偏高，容易受側風和地形的影響，有傾覆的風險。此外，尾座式垂直起降方案從垂直起降模式轉化為平飛過程中，飛機姿態角變化大，對動力要求很高。在垂直起降和過渡過程中，尾座式無人機的操穩特性較差，應對突風能力不強，因此保證其在狀態轉換過程中需要的傾轉力矩是主要難點［44-46］。
2.3 傾轉動力式垂直起降固定翼無人機
（1）傾轉旋翼式
傾轉旋翼式垂直起降固定翼無人機［47］相當于將直升無人機和固定翼無人機合二為一。然而，由于傾轉旋翼既要作為垂直起降時的直升旋翼使用，又要作為固定翼拉力/推進螺旋槳使用，而垂直起降和巡航兩種模態工作環境差異顯著，帶來了旋翼系統兼顧垂直起降、過渡、前飛多模態綜合效能的多點設計問題［48］。
傾轉旋翼無人機還面臨著嚴重的旋翼/機翼氣動干擾問題［49］。在懸停狀態，旋翼下洗流沖擊機翼表面，使機翼受到較大的垂直方向載荷，隨后的氣流反彈會使旋翼效率下降，影響旋翼的懸停性能和飛機的穩定性能［50］；在前飛狀態，旋翼尾流仍然可以誘使機翼產生周期性氣動力，容易造成旋翼與機翼耦合的氣彈穩定性問題以及旋翼回轉的顫振［51］，對飛行安全產生影響；而在垂直起降距離地面較近時，機翼會對旋翼下洗流產生阻塞影響，可能會造成旋翼氣流出現“噴泉”效應［52］，也可能會造成傾轉旋翼無人機在垂直下降時進入渦環狀態［53］。
傾轉旋翼無人機也面臨著較大的過渡階段飛行控制難題［54］，這是由于傾轉旋翼無人機過渡模態轉換速度范圍相對較窄，且動力傾角、飛機速度、飛機迎角等參數不斷改變，使得全機氣動特性及穩定性隨時間呈非線性變化，進而導致控制難度大幅增加。
