从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第一篇

万磁王

　　在这些工作和数据的基础上，波音设计了以飞马为参考的，在飞机重心四周设计四个转向喷管的升推一体系统（用于X-32B），但无法解决飞马面临的种种问题。最终美国采用了第四种，也就是洛马设计的常规推进系统+升力系统组合方案(用于X-35B)。

X-32B的STOVL发动机系统设计

X-35B的升力风扇结构

万磁王

　　毋庸讳言，从总体设计上看，洛马确实继承了苏联雅克系列的基本设计思想，即巡航动力与升力推进相分离的升推分立原则。但用独特的升力风扇取代了苏联的升力发动机，用巡航发动机的部分压缩空气动力，驱动风扇向下喷气产生升力。部分技术如巡航发动机的尾喷管旋转套筒方式，是从雅克学来的。
　　这不是简单模仿，这里有认认真真的借鉴和学习，更有扎扎实实的研究和创新。用拽文的话：他山之石，可以攻玉。
　　其实，这种顶级兵器系统或动力系统，其复杂程度、技术实力和资金投入，何其之高，何其之难。就算部分相似或相同，在没搞清基本原理之前，慎言抄袭二字。这是想抄就能抄得来的吗？雅克-141死了这么多年，谁抄会了？就是把设计资料全开放，放眼全球，知道怎么抄的能有几个？中国涡喷6/7抄苏联多少年抄会的？印度用抄老毛子高卢鸡航发半个世纪了，抄出个甚？
　　如果说洛马也是“抄袭”，那中国就这么使劲“抄”吧，总有一天“抄”过美国。
　　书归正传。
　　美国的常规+升力推进系统，组成大致如下：
　　1 常规推进系统：在F119基础上发展而来。采用F119的核心机三大件：高压压气机、燃烧室和高压涡轮。风扇、低压压气机、低压涡轮重新设计。这就是我们今天看到的F135发动机。用于短垂F-35B的型号为F135-PW-600（以下简称F135）。
　　风扇：由于垂直降落和短距起飞需要更大的推力，因此F135风扇的截面面积增加了10%-20%，以提高了发动机的空气流量和涵道比。这是因为，需要更多内涵道的气流要转化为外涵道喷流驱动风扇，以提高发动机的总推力。但风扇的迎风面积增加，一方面导致阻力增加，另一方面，涵道比提高也造成了喷气速度的下降，因此F-35B的高速性能受到影响。牺牲高速性能换更大推力，这是STOVL战机需求导致的发动机设计的最重要的变化。
　　低压压气机：风扇变大了，自然低压压气机也比F119要大一些。为了更好的应对短垂起降时压气机气流的进口畸变，末级静子叶片采用后掠倾斜叶片，改善过渡段内的扩压流动，防止压气机喘振或者增加喘振裕度。
　　低压涡轮：F135采用两级低压涡轮，而不是F119的一级低压涡轮，可以更有效地把喷流中的热能转换为风扇的机械能。

X-35B的升力风扇

万磁王

　　2 升力系统：包括：
　　轴驱动升力风扇：升力风扇为两级对转，消除陀螺力矩，直径为1.27m，空气流量230公斤/秒，可以向前偏转13°，向后偏转30°可产生88.3千牛的气动升力。
　　三轴承偏转喷管：发动机尾喷管可垂直向下偏转（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），产生71.1千牛的升力。
　　滚转控制喷管：每侧翼根处的滚转控制喷管，也可提供16.7kN的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制。
　　F135推进系统的悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛，推重比11.7 。(另有更高版本的数据)

F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇

普惠和罗罗公司负责为X-35原型机制造并试飞3BSD喷管，他们从普惠3BSD喷管的早期研究图纸中借鉴了许多设计理念。例如原型喷管有一个穿过所有轴承的冷却空气衬套，一直延伸到加力燃烧室，尽管X-35B和F-35B在悬停无需开加力

万磁王

　　如图示，横卧发动机和竖直的升力风扇之间，是一根驱动轴。发动机伸出的横向短翅，就是滚转控制喷管。
　　洛马在升力风扇的驱动方式上，采取了比较成熟的驱动轴+离合器方式。不用垂直升力时，离合器将驱动轴与升力风扇脱开。

F-35B升力风扇的离合器

万磁王

　　有朋友问：驱动轴+离合器，怎么是开汽车的赶脚啊？
　　的确如此。在飞机上装驱动轴+离合器，这还真是航空工业头一遭，而且就是从汽车原理发展而来的。别小看这根驱动轴，其驱动力非常大，传递功率超过20MW，很多驱逐舰的燃气轮机也就差不多这个数。因此重量相当可观，而且技术工艺的要求也很高。
　　有朋友问：驱动轴和离合器这么麻烦，能不能不用呢？
　　您和PW公司想到一起了。
　　PW也曾有一种设计，就是将涡扇发动机的低压压气机后的压缩空气引出一部分，使其折向前面，经过减速，用来驱动升力风扇。这样就省去沉重复杂的驱动轴和离合器。这就是前面谈到的预研方案之一：远距增升系统方案。不过，这样就要在机体内部布置高压空气管路，占用空间过大，还要防止其气流泄露。PW研究多年，最终还是放弃了。
　　优点：该方案的最大特点是“升推分立，以推带升”。由于升力风扇的气流来自发动机的低压压气机，喷流是常温空气。因此即使在地面反弹被发动机再次吸入，也不至于造成喘振，这在很大程度上解决了雅克系列高温气流再吸入的发动机进口畸变难题。同时，该方案避免了雅克系列一架飞机多台发动机的复杂动力工况和可靠性问题。最后，前机身的风扇升力，和后机身巡航发动机矢量喷管升力，像两个人抬扁担一样，将F-35B抬起来。控制力臂较长，便于姿态控制。

F-35B的前机身风扇（气门已打开）和后机身尾喷管共同产生升力

　　缺点：
　　空间过大：发动机+驱动轴离合器+风扇，F135包括主发动机在内的整个推进系统的长度为9.37米，占用了飞机的很大内部空间，导致机内武器舱和燃油舱被压缩。F-35B的机内武器舱比F-35A和F-35C型要小，即每侧武器舱带一枚1000磅（454公斤）炸弹和1枚AIM-120中程空空导弹，或者2枚AIM-120，还不能内置航炮。相比之下，其他A/C两型有内置航炮，还可以携带2枚2000磅（908公斤）炸弹，并携带2枚AIM-120。
　　重量过大：推进系统的重量很大，使得F-35B的空重达到14.5吨，即便靠着111千牛的军用推力和178千牛（另有不同版本数据）的加力推力，推重比也只有0.85，导致F-35B的过载降低到7g。相比之下，F-35A具有满载机内燃油、武器的情况下飞9g的能力（资料上这样写，兵器迷有疑惑）。同时，机内燃油量从 F-35A的8390公斤下降到6030公斤；机内燃油作战半径也从F-35A的1090千米下降到833千米。
　　尾流温高：虽然风扇喷流是常温，但巡航发动机的矢量喷管仍然是高温喷流。美国海军的数据表明，F-35B排出的气体温度超过摄氏920度，虽不至于使甲板的钢结构融化坍塌，但还是会造成变形损坏,并足以让陆地机场抗热混凝土碎成雪片状，或将沥青完全熔化。
　　风扇缺陷：在垂直起降的低速模式时，升力风扇的辅助进气门因受风压较大容易损坏。
　　唠到这里，我们对STOVL推进系统的发展路线有了一个大概的了解。那么，中国研制STOVL推进系统，有那些关键技术需要突破呢？中国此次研发的STOVL，又属于哪一种推进方案呢？
　　预知后事如何，且听下回分解。
注：所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：
《STOVL战斗机的发展》
《STOVL推进系统关键技术》
《STOVL升力风扇估算模型》
本文同时引用了晨大的多篇博文和图片，在此一并致谢