从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第二篇

万磁王

神鹰振翅飞，清波自在垂——从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第一篇

神鹰振翅飞，清波自在垂——从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第二篇

神鹰振翅飞，清波自在垂——从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第三篇

原作者：兵器迷的天空


续第一篇：
　　看了大家对第一篇升力方案路线的争论，忍不住再唠两句。
　　短垂动力的升力，大致两个问题：
　　——升力和推力分立，还是一体
　　——喷气是用常温气还是用燃气
　　如果分立，两套独立系统，用后燃气，比如雅克，死重太大。但是雅克虽死，技术永存，就是三轴承喷管（后面有详述）。
　　如果用纯粹的一体，就比较难在前后升力上都用后燃气或都用常温气。PW曾有方案是都用燃气，但燃气在燃烧室后面产生，要引高温气流到前面来很困难。如果都用常温气，涵道比不知要大到哪里才算够。最后折中为就近原则，常温气和燃气都用，前面用低压压气机常温气，后面用燃烧室后的燃气。
　　比如鹞式，升推一体，燃气和常温气都用。飞马式就是前喷管走常温，后喷管走燃气。看下图1：前喷管气体从低压压气机出来，后喷管气体在燃烧室外套和火焰筒之间设放气环出来。问题是外涵道气流多了，涵道比高，发动机迎风阻力太大。而且，4个喷管之间的距离小，且都围绕战机重心很近的距离。这样控制力矩比较短，飞控比较麻烦。鹞式的安全性问题严重，或许和这个有关。（美国海军陆战队1971年从英国引进鹞式，它在非作战情况下共发生了300多起事故和900多起险情，导致45名飞行员死亡，事故率之高是美国喷气机空前的）

飞马发动机剖面图

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　　F-35B是升推分立，但也可以说是一体+分立的变形。在结构上是分立，但升力风扇的驱动力来自于巡航发动机。前面是常温气流，后面走燃气，但距离比鹞式明显拉长了：见图2：前面的升力风扇前置到离开发动机较远的距离，后边三轴承喷管后置到机尾。这样操纵力矩变长，操控性和安全性好多了。但不得不用那根驱动轴+离合带动风扇，带来了超重的问题。

F135结构

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　　网友们的提议大致有几种：
　　升推分立——用电力驱动升力风扇：第一篇发出，CD那边这次就有很多人建议这个。业界也有人尝试过，但10MV的机组就超重得战机飞不起来了，所以放弃。如果以后电力功率密度有1-2个数量级以上的提升，走向全电推进战机，其实未必不是一条路。
　　升推一体——用前级风扇空气直接驱动升力风扇：RR和洛马也曾有过串列式（tandem）风扇发动机的设计，理念很类似。就是把第一级风扇往前移，短垂起降时，打开辅助进气口增加进气量，废气由前机身的喷管喷出，一级风扇转变成升力风扇。缺点是削弱了发动机的增压（supercharge）效应，总推力比巡航推力小。所以要加大发动机尺寸而且增加耗油率。而且一级风扇的气流速度低，升力风扇抬头力矩不足以平衡机尾发动机喷管的低头力矩。迫使设计上将发动机尽量靠近飞机重心，机体超音速外形被破坏。

一种串列式风扇发动机设计

　　升推一体——用低压压气机空气直接驱动升力风扇：有朋友建议不用驱动轴，直接用压缩空气推动升力风扇，这确实是麦道STOVL曾经设想的方案，但实现不了，后来也废了。
　　升推一体——用翼尖喷流替代风扇：一来，翼尖喷管，力臂外延很长，是用来滚转机身的。二来，第一篇谈到过，升力风扇和尾喷管是两个人抬扁担，风扇是抬头力矩，尾喷是低头力矩。如果没有风扇，而只有翼尖喷流和尾喷，则垂直方向都是低头力矩，没法配平。就算设计翼尖喷管在重心之前，喷流太小仍无法和尾喷气流配平。F-35B的风扇升力比尾喷高15%左右，而翼尖喷流只有尾喷的1/4。国内某所做过精确的数值计算，滚转喷管升力：升力风扇升力：尾喷管升力比大致为1：4.8：4.8，才能保持短垂平衡，大家做个参考吧。
　　总之，升力方案的大致思路说起来并不复杂，难在可实现性上，很多方案都淘汰了。第一篇主要谈到的三种，至少都做到了装机测试，然而确实都不完美。有兴趣批评它们或者提出新方案的同学，可以先去研究一下这三者的历史（比如魏楞杰的《F-35战斗机研发史》），就会更加明白一个道理——
　　有时候，就菜吃饭是无奈，也是必然。

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　　在第一篇中，我们介绍了STOVL发动机的发展历程和技术路线。有朋友着急了，拖拖拉拉讲了一大篇，咱们中国的情形如何呢？
　　有了前面的知识做铺垫，咱们从这一篇开始，就聚焦中国的STOVL发动机。
　　事实上，中国对短垂战机的关注很早就开始了。根据新浪军事的报道，1969年初，601所就将短距起落喷气襟翼可变机翼飞机列入专题科研项目。仅仅从专题项目讲，比苏联只晚2年，比美国早10年。但由于各种因素，1972年“四号任务”下马后长期未有音讯。直到2015年3月，中航工业披露了中国海军的STOVL推进系统探索项目。

“四号任务”垂直起降战斗机示意图，彩虹熊绘制

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　　STOVL战机最核心的问题，其实还是推进系统。有了鹞式和雅克的失落，有了四号任务的下马，这一次，军迷们不免要提出这样一个问题：

中国如果要搞STOVL发动机，需要和正在攻克解决哪些技术难题呢？
　　这一部分，特别是国内进展，兵器迷了解不多——多了就麻烦了，呵呵。
　　当然，知道的虽少，但管中窥豹，略见一斑。从完全公开的信息看，中国新一轮的STOVL预研，至少已经进行了十几年。拣几条介绍下，中国STOVL的技术路线是什么，似已初现端倪。
　　不过，要了解技术难题，自然文字中专业词汇堆砌，非常干涩难解，不仔细琢磨根本如同嚼蜡。兵器迷自己也是囫囵吞枣消化不良。因此，感兴趣的朋友，欢迎探讨；不感兴趣的朋友，请直接飘过。

一、发动机整体设计技术
　　STOVL发动机最大的特点，就是多设计点和多工作模态。
　　1、多设计点技术，是指STOVL战机的起飞设计点和垂直降落设计点。研制方需要具备发动机多设计点性能模拟技术，将发动机部件抽象成不同工质、部件及系统构成的数学模型，研制发动机性能模拟专业软件。这个比较好理解。
　　2、多工作模态设计技术，是指短垂发动机工作的状态模式多变。这个嘛……挠挠头，咱举个例子吧。
　　比如，在垂直降落过程中，STOVL推进系统就有“打开发动机辅助进气口、打开蛤壳式气门、联通连轴器、调整涡轮导向器、调节喷口（风扇喷管、滚转喷管、三轴承偏转喷管）”一系列操作。

在转换过程中，控制变量多，控制过程异常复杂

　　这些操作的接续就是工作模态的转换。在转换过程中，控制变量多，控制过程异常复杂。因此，风扇与发动机之间的转速匹配、功率匹配非常重要，而且还要考虑不同模态下滚转喷管引气时对发动机性能的影响。
　　多模态设计技术，就是根据发动机工作模态的转换，进行转换区间、原则、控制方法和控制率的设计技术。

点评
　　STOVL发动机一方面用于推进，一方面用于直接力控制。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。其发动机FADEC控制率和战机整体控制率的难度之高是难以想象的。怪不得F-35B的代码第一版1160万行，目前却已经超过2400万行（F-22的第一版据说才220万行），而且还在增加。

国内方面
　　某所、军方某部、西南某厂，联合进行了STOVL推进系统关键技术的分析研究，体系化的提出了STOVL推进系统总体设计关键设计技术的相关需求。关键技术的分析和分解，是基础研究的基础，能够将一件复杂事务进行有效分解，也是一种进步。因为只有如此，才能汇集行业各方面的力量，对各种问题进行针对性的研究和逐步破解。
　　某所预先研究总体设计部（兵器迷眼睛一亮），研究了基于国内某型发动机修改成为STOVL推进动力时，巡航发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究表明，基于某型14.9吨推力发动机（兵器迷眼睛又一亮）改STOVL 发动机时，如果仅修改低压涡轮，STOVL发动机总升力可达到15.51吨，而如全新设计主发动机低压部件(低压风扇和低压涡轮)，并将涡轮前温度提高87K，STOVL发动机总升力可以达到17.38吨。（比F-35B还是差一点，呵呵。）

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二、升力风扇技术
　　3、对转气动设计技术：STOVL升力风扇一般采用对转结构。而对转风扇的下游叶排转子进口马赫数高，效率偏低。因此需要具备对转气动设计技术，包括叶片级间参数匹配、结构形式、动力传输和气动布局技术。

F-35B的对转风扇

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　　4、非设计点调节技术：STOVL升力风扇工作模态多样化，侧风和温度畸变影响较大。在非设计点下，第一级静子出口气流角偏离设计点后，对后排叶面造成影响，且与传统非对转结构的结果相反。特别是变转速时，下游叶排工况恶化甚至可以造成失速，需要用可调叶片方式加以应对。或者，变背压方式变工况时，也会造成对转压气机的非设计点性能恶化。因此非设计点如何进行变工况调节，以对抗气流偏离造成的进气畸变，是一项非常重要的技术。

F-35B升力风扇的设计改进

　　5、噪声、振动、高周疲劳对抗技术：对转造成叶表压强非定常脉动频率几乎加倍，使得噪声和振动能量增加，噪声危害和高周疲劳危险都很大。因此需要采用特殊技术，以降低叶片排之间的非定常干扰。

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点评
　　升力风扇技术，既是STOVL战机柳暗花明的技术创新路线，也是常规涡扇动力从未遇到的技术挑战，美帝在这方面投入巨资，成效显著，但依然不能说有十足把握。看看F-35B一再拖延的试飞和层出不穷的问题，动力问题是关键因素之一，升力风扇又是动力的关键问题之一。这些问题，不仅考验着美国人的头脑，也将同样考验着中国军工人的智慧和勇气。

国内方面
　　某大学和某所，共同研究升力风扇的减重问题——超重是困扰F-35B多年的痼疾。在常规无对转双级升力风扇的基础上，设计了第一级无静子的对转风扇，叶片数量从160片减少到74片，理论减重效果明显。在与F-35B的升力风扇尺寸相同的情况下，理论升力达到120千牛，比F-35B的88.3千牛高36%。应用畸变三维非定常计算程序，研究了对转双级升力风扇的周向压力畸变和影响，证明对转风扇有较好的抗进口流场畸变能力，发展了在设计阶段就可用计算预估畸变影响的设计方法。该研究为中国升力模拟复杂工况下的进气效率创造了一套新方法，为风扇的创新设计开辟了一条新路子。

F-35B升力风扇的一二级对转风扇

　　某大学某国防科技重点实验室，建立了垂直起降飞机总体设计中关于升力风扇的动量理论估算模型。模型由系统总推力、风扇桨盘推力、升力风扇系统功率、推力面积比、功率推力比五大公式组成，同时提出了模型的算例。这项研究，为升力风扇工况的软件模拟奠定了基础，对提高设计质量，加速设计验证具有重要意义。
　　某所基于类似F-35B的动力系统方案，提出了STOVL升力风扇的基本参数：流量200公斤/秒，输入轴功率20MV,2级风扇转速约为6700r/min，传动比1：1，风扇直径不大于1.3m。在此基础上，分析了升力风扇的设计目标，制定了传动机构的布局方案、承力机匣布局方案、转子支撑方案和润滑和封严结构方案。特别的，根据升力风扇的结构特征，设计设计了几种机匣结构布局方案，如单承力机匣中置布局、单承力机匣下置布局、双承力机匣布局等多种布局，并对各种布局进行了定性分析，并提出了建议方案。
　　某大学建成了国内首台双排对转压气机试验台，开始了对转压气机的设计以及数值模拟和实验研究。

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三、三轴承偏转喷管设计技术（3BSD）
　　R-79和F135发动机尾喷管，都有3个与喷管直径相当的大尺寸轴承，在它们的帮助下，喷管可以分别通过各筒体旋转，达到垂直向下偏转最多可偏转95度，左右各偏转10度。这是俄罗斯发明的专利，不得不佩服老毛子的数学功底和想象力。

三轴承尾喷管旋转行程示意图

F135的三轴承尾喷管

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　　因此，能够想象，三轴承喷管设计首先需要的就是——
　　6、运动机构设计技术
　　三轴承旋转喷管尾喷管分成三段，接面都呈一定角度，通过三个密封圆形轴承连接起来。外部电机通过驱动旋转段上的齿轮来让尾喷管向下弯曲，中段旋转180度，最前端的轴承负责偏航控制，可以在垂直起降模式中对喷管进行横向偏摆。
　　7、轴承密封技术
　　即保证处于高温燃气流中的轴承内环，不会向滚子和外环泄露气流。
　　再有，
　　8、液压驱动系统设计技术
　　也是必不可少的。因为轴承在大角度旋转时，各构件的位移较大，供油管路必须有相应的运动自由度，液压驱动参数将非常复杂。