超级军网神鹰振翅飞，清波自在垂——从中国研发垂直起降战机浅谈 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 19:19:38
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
2015年3月20日，中航工业成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式。消息一出，军迷大悦，争相转告，评论如潮。兵器迷却在一个项目里苦熬着，没时间插嘴。这不，清明节清静下来了，咱们就聊聊短距起飞/垂直降落（以下简称STOVL）发动机这个话题。
众所周知，STOVL战斗机，可以在狭小的地方起降，必要时甚至能在公路起飞，在建筑屋顶降落，大大降低了陆基航空兵对机场跑道、海军舰载机对航母弹射器和拦阻索的依赖，甚至可以在经过适应性改装的两栖攻击舰上使用，有利于增大载机数量。这对于无法装备大型航母的国家，或者对于有大型两栖攻击舰的国家来说，都是一个比较有诱惑力的选择。远的不说，就说日韩吧，面对辽宁号和后续舰的红火，他们打造“独岛”和“出云”，作为F-35B的鸟巢，就是指望着“家有梧桐树，招得凤凰来”啊。
从装备史上看，STOVL战斗机的推进系统，有三个发动机机型，即英国鹞式的“飞马发动机”，苏联雅克141的R79+R41的发动机，以及美国的F135发动机。这三个发动机机型，也对应着三类不同的技术方案，下面就一一道来。
1 鹞式 vs 飞马：发动机旋转排气喷管方案
“飞马”由英国发动机传奇巨头罗尔斯-罗伊斯公司（以下简称RR）研制，安装在1957年英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的P.1127 STOVL飞机上。1966年8月，装有第一台生产型飞马-6发动机的鹞式战机首飞。1975年飞马-11型开始研制，1979年9月投入使用。后续装备鹞式战机的成熟动力，是飞马11-21(Mk103)，推重比7.01，和海军型飞马11-21(Mk104)，推重比6.83。
表1. 飞马发动机的装机情况
图1 飞马发动机示意图
飞马属于推力转向涡扇发动机，推力换向方案为：旋转排气喷管。发动机采用双转子反向旋转消除陀螺力矩，改善悬停和过渡飞行时的稳定性。飞机垂直起降时，喷管由水平方向转向，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口向下喷气，产生垂直升力。这样，发动机既提供升力又提供推力，在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制。
优点：该方案的最大特点是“升推一体“，即巡航推力和垂直升力均由一种发动机承担。结构简单、紧凑，推进系统死重小，短距起降性能好，甚至具有垂直起飞的能力。有兴趣的朋友可以看看施瓦辛格多年前的一部老片《真实的谎言》，其中有鹞式战机的经典起降场面。
缺点：由于喷管喷出的是热燃气，导致排气再吸入问题严重；因为垂直起降时悬停高度低，贫氧高温喷流从地面反弹，容易再次被发动机吸入，降低发动机效率，甚至造成喘振。垂直起飞非常费油。据说鹞式一个垂直起飞，1/4的内油就用完了，作战半径也就100公里左右。
图2 鹞式飞机的喷流示意图
此外，飞马发动机横截面大，导致超音速阻力大，鹞式因此始终是亚音速战机；此外，由于喷口面积和加力可调导致控制系统非常复杂。也是一个技术难题。
2010年12月15日，英国最后一个“鹞”式中队退役，美国的AV-8也将步后尘。
不过AV-8B的退役，并不意味着飞马发动机的终曲。1990年初，RR和美国普惠（以下简称PW）合作定型了最新的“飞马”11-61发动机，推力为105.8千牛，未来推力将达到137.7千牛（早期型号的推力只有84.51千牛），预期推重比达到8，可使战机达到1.6马赫的速度。假以时日，或许飞马可以再度腾空翱翔，亦未可知。
2 雅克-141 vs R-79+RD41发动机 巡航发动机+升力发动机方案
1967年，在鹞式开始研制10年后，苏联开始研制验证机雅克-36 STOVL战机，采用一台常规飞行推力发动机R-27-V300和2台升力发动机RD36-35FV作为动力。型号机雅克-38 于1971年开始试飞，1975年开始批产，在 1973-1983年间共生产了 143 架，并生产了数十架改进型雅克38-M。1985年6月开始进入苏联海军服役。俄罗斯和乌克兰海军共装备86架雅克-38。它与卡-25直升机一起配置在“基辅”号、“明斯克”号、“新罗西斯克”号和“巴库”号航空母舰/巡洋舰上使用。但100公里的作战半径，2720公斤的内油，和其他性能问题导致雅克38/M很快退出舰上勤务。另有传闻称，苏军在阿富汗曾部署过雅克-38，用于近距支援地面部队，但也出于性能问题很快撤出。雅克-38于1991年封存，退出现役。
雅克38的替代型号雅克-141由1975年开始研制，1987年4架原型机试飞，1989年进行超音速试飞。1991年一架雅克-141原型机试飞时意外坠毁。后来雅克夫列夫试验设计局继续研制其陆基和舰基改进型，并建造了4架原型机。有2架一直试飞到1995年，另2架则进行发动机和结构试验，但无果而终。
与鹞式的发动机喷口转向方案不同，雅克系列采用的是巡航和升力分别采用不同发动机的方案。
其中，巡航发动机为R-79推力矢量巡航涡扇发动机，最大加力推力约152千牛(15500公斤)，不加力推力88.2千牛(8994公斤)。在靠近飞机重心处两个尾撑之间装圆形可转向喷口，使用寿命为1500个旋转循环。飞机短距起飞时，喷口向下偏转65°，打开至全加力状态，飞机滑跑5米可离地。喷口最大向下偏转角为95°，此时的升力推力约为发动机巡航推力的80%。该发动机压气机引气供给翼尖和机尾喷嘴时，其最大推力降到137.2千牛。
图3 雅克141 的R-79V-300发动机
其中，升力发动机为座舱后部机身串列安装2台图曼斯基设计局研制的RD-41升力发动机，单台推力41.68千牛(4250公斤)，为飞机垂直/短距起飞时提供升力。
图4 RD-41升力发动机
优点：该方案的最大特点是“升推分立“。巡航和升力发动机各司其职，保障了巡航发动机的效率和效能，使得雅克成为世界上首款超音速STOVL战机（鹞式为亚音速）。在试飞中，雅克-141甚至达到了1.4-1.7马赫的最大平飞速度。
缺点：与鹞式类似，巡航和升力发动机的高温气流问题非常突出。飞机悬停时高温气流从发动机喷口喷出，到达地面后向外扩散。在机体下方形成低压区，产生suckdown效应，会把飞机牢牢“吸住”，这也是雅克-36首次试飞时没能起飞的原因。
苏联解体后，垂发项目资金在1991年断流。雅科夫列夫设计局千方百计筹措资金苦撑残局，却未能获得订单。始终未进入批产的雅克-141及其相关发动机，最终于1995年结束研制，黯然落幕。
仅仅从军工研制的角度看，俄罗斯当年所谓休克疗法，就足以让人摇头叹息。国家经济全面休克的后果，往往是战略性项目的死亡，而不是苏醒。
3 F-35B vs F135 巡航发动机+升力风扇方案
各位看官，在谈F135之前，咱们先说个小插曲：圈内曾经有一个传闻，即美国在F-35B垂发推进技术选型的过程中，抄袭了苏联雅克141的部分设计。此观点一出，正反两方面激烈辩论，不亦乐乎。兵器迷借这个机会，将个人所悉分享出来，略加点评，大家轻拍。
兵器迷版本的故事是这样的：在很久很久以前……
……话说我们今天熟知的联合打击战斗机（JSF）项目，其前传就是美国三军联合先进技术攻击机（JAST）项目。而今日F-35B的前身，也就是JAST项目初期的X-35B。在X-35B验证机预研初期，俄罗斯从苏联分裂不久，正逢雅科夫列夫设计局为奄奄一息的雅克-141项目四处寻找金主以继续研发。洛马如同狼闻到了肉味，正中下怀。雅科夫列夫设计局也是饥不择食，就同意了昔日敌手的技术人员随同JAST项目办公室官员参观了设计局和一些俄罗斯航空企业，并接触了雅克系列的技术和设计。洛马只用极少量的资金购买了雅克-141的性能数据和部分设计数据。雅科夫列夫居然也同意了。洛马后来曾在1994年6月透露，它和雅科夫列夫设计局在竞争联合先进攻击技术的合约上进行合作，但并未提供足够继续研发雅克-141的投资——人家是要发展自己的X-35B，当然不是为了给雅克141找活路。雅克141试飞300+小时120+次后，终成绝唱。
病急乱投医，此之谓也。
这也许就是上述圈内“抄袭”传闻的根由吧。
不过，兵器迷呢，还是中间派。窃以为，美国对雅克-141，更多的是借鉴，而不是抄袭。
在鹞式之后20多年，雅克之后10多年，美国国防科学委员会才于1979年提出发展STOVL战机，美国海军为此制订了STOVL技战术要求的细节。在随后的很长时间里，洛马和波音等航空巨头为此展开了大规模的预研工作。作为技术选型的一部分，美国的确购买了苏联的部分技术和设计，也从购买的英国鹞式战机获得了相关技术，但这不能成为抄袭的理由。美国深知英苏两种方案的优缺点，并在此基础上，依靠雄厚的资金和技术实力，进行了远不止英苏使用的多种垂发推进技术方案的研究，如：
引射器方案
串列式风扇方案
远距增升系统方案
常规推进系统+升力系统组合方案
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)。
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。
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)
图5：F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇
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。
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。
图6： 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
更多文章，请见个人博客
http://blog.sina.com.cn/s/articlelist_1455885643_0_1.html
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
2015年3月20日，中航工业成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式。消息一出，军迷大悦，争相转告，评论如潮。兵器迷却在一个项目里苦熬着，没时间插嘴。这不，清明节清静下来了，咱们就聊聊短距起飞/垂直降落（以下简称STOVL）发动机这个话题。
众所周知，STOVL战斗机，可以在狭小的地方起降，必要时甚至能在公路起飞，在建筑屋顶降落，大大降低了陆基航空兵对机场跑道、海军舰载机对航母弹射器和拦阻索的依赖，甚至可以在经过适应性改装的两栖攻击舰上使用，有利于增大载机数量。这对于无法装备大型航母的国家，或者对于有大型两栖攻击舰的国家来说，都是一个比较有诱惑力的选择。远的不说，就说日韩吧，面对辽宁号和后续舰的红火，他们打造“独岛”和“出云”，作为F-35B的鸟巢，就是指望着“家有梧桐树，招得凤凰来”啊。
从装备史上看，STOVL战斗机的推进系统，有三个发动机机型，即英国鹞式的“飞马发动机”，苏联雅克141的R79+R41的发动机，以及美国的F135发动机。这三个发动机机型，也对应着三类不同的技术方案，下面就一一道来。
1 鹞式 vs 飞马：发动机旋转排气喷管方案
“飞马”由英国发动机传奇巨头罗尔斯-罗伊斯公司（以下简称RR）研制，安装在1957年英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的P.1127 STOVL飞机上。1966年8月，装有第一台生产型飞马-6发动机的鹞式战机首飞。1975年飞马-11型开始研制，1979年9月投入使用。后续装备鹞式战机的成熟动力，是飞马11-21(Mk103)，推重比7.01，和海军型飞马11-21(Mk104)，推重比6.83。
表1. 飞马发动机的装机情况
图1 飞马发动机示意图
飞马属于推力转向涡扇发动机，推力换向方案为：旋转排气喷管。发动机采用双转子反向旋转消除陀螺力矩，改善悬停和过渡飞行时的稳定性。飞机垂直起降时，喷管由水平方向转向，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口向下喷气，产生垂直升力。这样，发动机既提供升力又提供推力，在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制。
优点：该方案的最大特点是“升推一体“，即巡航推力和垂直升力均由一种发动机承担。结构简单、紧凑，推进系统死重小，短距起降性能好，甚至具有垂直起飞的能力。有兴趣的朋友可以看看施瓦辛格多年前的一部老片《真实的谎言》，其中有鹞式战机的经典起降场面。
缺点：由于喷管喷出的是热燃气，导致排气再吸入问题严重；因为垂直起降时悬停高度低，贫氧高温喷流从地面反弹，容易再次被发动机吸入，降低发动机效率，甚至造成喘振。垂直起飞非常费油。据说鹞式一个垂直起飞，1/4的内油就用完了，作战半径也就100公里左右。
图2 鹞式飞机的喷流示意图
此外，飞马发动机横截面大，导致超音速阻力大，鹞式因此始终是亚音速战机；此外，由于喷口面积和加力可调导致控制系统非常复杂。也是一个技术难题。
2010年12月15日，英国最后一个“鹞”式中队退役，美国的AV-8也将步后尘。
不过AV-8B的退役，并不意味着飞马发动机的终曲。1990年初，RR和美国普惠（以下简称PW）合作定型了最新的“飞马”11-61发动机，推力为105.8千牛，未来推力将达到137.7千牛（早期型号的推力只有84.51千牛），预期推重比达到8，可使战机达到1.6马赫的速度。假以时日，或许飞马可以再度腾空翱翔，亦未可知。
2 雅克-141 vs R-79+RD41发动机 巡航发动机+升力发动机方案
1967年，在鹞式开始研制10年后，苏联开始研制验证机雅克-36 STOVL战机，采用一台常规飞行推力发动机R-27-V300和2台升力发动机RD36-35FV作为动力。型号机雅克-38 于1971年开始试飞，1975年开始批产，在 1973-1983年间共生产了 143 架，并生产了数十架改进型雅克38-M。1985年6月开始进入苏联海军服役。俄罗斯和乌克兰海军共装备86架雅克-38。它与卡-25直升机一起配置在“基辅”号、“明斯克”号、“新罗西斯克”号和“巴库”号航空母舰/巡洋舰上使用。但100公里的作战半径，2720公斤的内油，和其他性能问题导致雅克38/M很快退出舰上勤务。另有传闻称，苏军在阿富汗曾部署过雅克-38，用于近距支援地面部队，但也出于性能问题很快撤出。雅克-38于1991年封存，退出现役。
雅克38的替代型号雅克-141由1975年开始研制，1987年4架原型机试飞，1989年进行超音速试飞。1991年一架雅克-141原型机试飞时意外坠毁。后来雅克夫列夫试验设计局继续研制其陆基和舰基改进型，并建造了4架原型机。有2架一直试飞到1995年，另2架则进行发动机和结构试验，但无果而终。
与鹞式的发动机喷口转向方案不同，雅克系列采用的是巡航和升力分别采用不同发动机的方案。
其中，巡航发动机为R-79推力矢量巡航涡扇发动机，最大加力推力约152千牛(15500公斤)，不加力推力88.2千牛(8994公斤)。在靠近飞机重心处两个尾撑之间装圆形可转向喷口，使用寿命为1500个旋转循环。飞机短距起飞时，喷口向下偏转65°，打开至全加力状态，飞机滑跑5米可离地。喷口最大向下偏转角为95°，此时的升力推力约为发动机巡航推力的80%。该发动机压气机引气供给翼尖和机尾喷嘴时，其最大推力降到137.2千牛。
图3 雅克141 的R-79V-300发动机
其中，升力发动机为座舱后部机身串列安装2台图曼斯基设计局研制的RD-41升力发动机，单台推力41.68千牛(4250公斤)，为飞机垂直/短距起飞时提供升力。
图4 RD-41升力发动机
优点：该方案的最大特点是“升推分立“。巡航和升力发动机各司其职，保障了巡航发动机的效率和效能，使得雅克成为世界上首款超音速STOVL战机（鹞式为亚音速）。在试飞中，雅克-141甚至达到了1.4-1.7马赫的最大平飞速度。
缺点：与鹞式类似，巡航和升力发动机的高温气流问题非常突出。飞机悬停时高温气流从发动机喷口喷出，到达地面后向外扩散。在机体下方形成低压区，产生suckdown效应，会把飞机牢牢“吸住”，这也是雅克-36首次试飞时没能起飞的原因。
苏联解体后，垂发项目资金在1991年断流。雅科夫列夫设计局千方百计筹措资金苦撑残局，却未能获得订单。始终未进入批产的雅克-141及其相关发动机，最终于1995年结束研制，黯然落幕。
仅仅从军工研制的角度看，俄罗斯当年所谓休克疗法，就足以让人摇头叹息。国家经济全面休克的后果，往往是战略性项目的死亡，而不是苏醒。
3 F-35B vs F135 巡航发动机+升力风扇方案
各位看官，在谈F135之前，咱们先说个小插曲：圈内曾经有一个传闻，即美国在F-35B垂发推进技术选型的过程中，抄袭了苏联雅克141的部分设计。此观点一出，正反两方面激烈辩论，不亦乐乎。兵器迷借这个机会，将个人所悉分享出来，略加点评，大家轻拍。
兵器迷版本的故事是这样的：在很久很久以前……
……话说我们今天熟知的联合打击战斗机（JSF）项目，其前传就是美国三军联合先进技术攻击机（JAST）项目。而今日F-35B的前身，也就是JAST项目初期的X-35B。在X-35B验证机预研初期，俄罗斯从苏联分裂不久，正逢雅科夫列夫设计局为奄奄一息的雅克-141项目四处寻找金主以继续研发。洛马如同狼闻到了肉味，正中下怀。雅科夫列夫设计局也是饥不择食，就同意了昔日敌手的技术人员随同JAST项目办公室官员参观了设计局和一些俄罗斯航空企业，并接触了雅克系列的技术和设计。洛马只用极少量的资金购买了雅克-141的性能数据和部分设计数据。雅科夫列夫居然也同意了。洛马后来曾在1994年6月透露，它和雅科夫列夫设计局在竞争联合先进攻击技术的合约上进行合作，但并未提供足够继续研发雅克-141的投资——人家是要发展自己的X-35B，当然不是为了给雅克141找活路。雅克141试飞300+小时120+次后，终成绝唱。
病急乱投医，此之谓也。
这也许就是上述圈内“抄袭”传闻的根由吧。
不过，兵器迷呢，还是中间派。窃以为，美国对雅克-141，更多的是借鉴，而不是抄袭。
在鹞式之后20多年，雅克之后10多年，美国国防科学委员会才于1979年提出发展STOVL战机，美国海军为此制订了STOVL技战术要求的细节。在随后的很长时间里，洛马和波音等航空巨头为此展开了大规模的预研工作。作为技术选型的一部分，美国的确购买了苏联的部分技术和设计，也从购买的英国鹞式战机获得了相关技术，但这不能成为抄袭的理由。美国深知英苏两种方案的优缺点，并在此基础上，依靠雄厚的资金和技术实力，进行了远不止英苏使用的多种垂发推进技术方案的研究，如：
引射器方案
串列式风扇方案
远距增升系统方案
常规推进系统+升力系统组合方案
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)。
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。
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)
图5：F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇
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。
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。
图6： 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
更多文章，请见个人博客
http://blog.sina.com.cn/s/articlelist_1455885643_0_1.html
——从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第一篇
2015年3月20日，中航工业成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式。消息一出，军迷大悦，争相转告，评论如潮。兵器迷却在一个项目里苦熬着，没时间插嘴。这不，清明节清静下来了，咱们就聊聊短距起飞/垂直降落（以下简称STOVL）发动机这个话题。
众所周知，STOVL战斗机，可以在狭小的地方起降，必要时甚至能在公路起飞，在建筑屋顶降落，大大降低了陆基航空兵对机场跑道、海军舰载机对航母弹射器和拦阻索的依赖，甚至可以在经过适应性改装的两栖攻击舰上使用，有利于增大载机数量。这对于无法装备大型航母的国家，或者对于有大型两栖攻击舰的国家来说，都是一个比较有诱惑力的选择。远的不说，就说日韩吧，面对辽宁号和后续舰的红火，他们打造“独岛”和“出云”，作为F-35B的鸟巢，就是指望着“家有梧桐树，招得凤凰来”啊。
从装备史上看，STOVL战斗机的推进系统，有三个发动机机型，即英国鹞式的“飞马发动机”，苏联雅克141的R79+R41的发动机，以及美国的F135发动机。这三个发动机机型，也对应着三类不同的技术方案，下面就一一道来。
1 鹞式 vs 飞马：发动机旋转排气喷管方案
“飞马”由英国发动机传奇巨头罗尔斯-罗伊斯公司（以下简称RR）研制，安装在1957年英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的P.1127 STOVL飞机上。1966年8月，装有第一台生产型飞马-6发动机的鹞式战机首飞。1975年飞马-11型开始研制，1979年9月投入使用。后续装备鹞式战机的成熟动力，是飞马11-21(Mk103)，推重比7.01，和海军型飞马11-21(Mk104)，推重比6.83。
表1. 飞马发动机的装机情况
图1 飞马发动机示意图
飞马属于推力转向涡扇发动机，推力换向方案为：旋转排气喷管。发动机采用双转子反向旋转消除陀螺力矩，改善悬停和过渡飞行时的稳定性。飞机垂直起降时，喷管由水平方向转向，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口向下喷气，产生垂直升力。这样，发动机既提供升力又提供推力，在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制。
优点：该方案的最大特点是“升推一体“，即巡航推力和垂直升力均由一种发动机承担。结构简单、紧凑，推进系统死重小，短距起降性能好，甚至具有垂直起飞的能力。有兴趣的朋友可以看看施瓦辛格多年前的一部老片《真实的谎言》，其中有鹞式战机的经典起降场面。
缺点：由于喷管喷出的是热燃气，导致排气再吸入问题严重；因为垂直起降时悬停高度低，贫氧高温喷流从地面反弹，容易再次被发动机吸入，降低发动机效率，甚至造成喘振。垂直起飞非常费油。据说鹞式一个垂直起飞，1/4的内油就用完了，作战半径也就100公里左右。
图2 鹞式飞机的喷流示意图
此外，飞马发动机横截面大，导致超音速阻力大，鹞式因此始终是亚音速战机；此外，由于喷口面积和加力可调导致控制系统非常复杂。也是一个技术难题。
2010年12月15日，英国最后一个“鹞”式中队退役，美国的AV-8也将步后尘。
不过AV-8B的退役，并不意味着飞马发动机的终曲。1990年初，RR和美国普惠（以下简称PW）合作定型了最新的“飞马”11-61发动机，推力为105.8千牛，未来推力将达到137.7千牛（早期型号的推力只有84.51千牛），预期推重比达到8，可使战机达到1.6马赫的速度。假以时日，或许飞马可以再度腾空翱翔，亦未可知。
2 雅克-141 vs R-79+RD41发动机 巡航发动机+升力发动机方案
1967年，在鹞式开始研制10年后，苏联开始研制验证机雅克-36 STOVL战机，采用一台常规飞行推力发动机R-27-V300和2台升力发动机RD36-35FV作为动力。型号机雅克-38 于1971年开始试飞，1975年开始批产，在 1973-1983年间共生产了 143 架，并生产了数十架改进型雅克38-M。1985年6月开始进入苏联海军服役。俄罗斯和乌克兰海军共装备86架雅克-38。它与卡-25直升机一起配置在“基辅”号、“明斯克”号、“新罗西斯克”号和“巴库”号航空母舰/巡洋舰上使用。但100公里的作战半径，2720公斤的内油，和其他性能问题导致雅克38/M很快退出舰上勤务。另有传闻称，苏军在阿富汗曾部署过雅克-38，用于近距支援地面部队，但也出于性能问题很快撤出。雅克-38于1991年封存，退出现役。
雅克38的替代型号雅克-141由1975年开始研制，1987年4架原型机试飞，1989年进行超音速试飞。1991年一架雅克-141原型机试飞时意外坠毁。后来雅克夫列夫试验设计局继续研制其陆基和舰基改进型，并建造了4架原型机。有2架一直试飞到1995年，另2架则进行发动机和结构试验，但无果而终。
与鹞式的发动机喷口转向方案不同，雅克系列采用的是巡航和升力分别采用不同发动机的方案。
其中，巡航发动机为R-79推力矢量巡航涡扇发动机，最大加力推力约152千牛(15500公斤)，不加力推力88.2千牛(8994公斤)。在靠近飞机重心处两个尾撑之间装圆形可转向喷口，使用寿命为1500个旋转循环。飞机短距起飞时，喷口向下偏转65°，打开至全加力状态，飞机滑跑5米可离地。喷口最大向下偏转角为95°，此时的升力推力约为发动机巡航推力的80%。该发动机压气机引气供给翼尖和机尾喷嘴时，其最大推力降到137.2千牛。
图3 雅克141 的R-79V-300发动机
其中，升力发动机为座舱后部机身串列安装2台图曼斯基设计局研制的RD-41升力发动机，单台推力41.68千牛(4250公斤)，为飞机垂直/短距起飞时提供升力。
图4 RD-41升力发动机
优点：该方案的最大特点是“升推分立“。巡航和升力发动机各司其职，保障了巡航发动机的效率和效能，使得雅克成为世界上首款超音速STOVL战机（鹞式为亚音速）。在试飞中，雅克-141甚至达到了1.4-1.7马赫的最大平飞速度。
缺点：与鹞式类似，巡航和升力发动机的高温气流问题非常突出。飞机悬停时高温气流从发动机喷口喷出，到达地面后向外扩散。在机体下方形成低压区，产生suckdown效应，会把飞机牢牢“吸住”，这也是雅克-36首次试飞时没能起飞的原因。
苏联解体后，垂发项目资金在1991年断流。雅科夫列夫设计局千方百计筹措资金苦撑残局，却未能获得订单。始终未进入批产的雅克-141及其相关发动机，最终于1995年结束研制，黯然落幕。
仅仅从军工研制的角度看，俄罗斯当年所谓休克疗法，就足以让人摇头叹息。国家经济全面休克的后果，往往是战略性项目的死亡，而不是苏醒。
3 F-35B vs F135 巡航发动机+升力风扇方案
各位看官，在谈F135之前，咱们先说个小插曲：圈内曾经有一个传闻，即美国在F-35B垂发推进技术选型的过程中，抄袭了苏联雅克141的部分设计。此观点一出，正反两方面激烈辩论，不亦乐乎。兵器迷借这个机会，将个人所悉分享出来，略加点评，大家轻拍。
兵器迷版本的故事是这样的：在很久很久以前……
……话说我们今天熟知的联合打击战斗机（JSF）项目，其前传就是美国三军联合先进技术攻击机（JAST）项目。而今日F-35B的前身，也就是JAST项目初期的X-35B。在X-35B验证机预研初期，俄罗斯从苏联分裂不久，正逢雅科夫列夫设计局为奄奄一息的雅克-141项目四处寻找金主以继续研发。洛马如同狼闻到了肉味，正中下怀。雅科夫列夫设计局也是饥不择食，就同意了昔日敌手的技术人员随同JAST项目办公室官员参观了设计局和一些俄罗斯航空企业，并接触了雅克系列的技术和设计。洛马只用极少量的资金购买了雅克-141的性能数据和部分设计数据。雅科夫列夫居然也同意了。洛马后来曾在1994年6月透露，它和雅科夫列夫设计局在竞争联合先进攻击技术的合约上进行合作，但并未提供足够继续研发雅克-141的投资——人家是要发展自己的X-35B，当然不是为了给雅克141找活路。雅克141试飞300+小时120+次后，终成绝唱。
病急乱投医，此之谓也。
这也许就是上述圈内“抄袭”传闻的根由吧。
不过，兵器迷呢，还是中间派。窃以为，美国对雅克-141，更多的是借鉴，而不是抄袭。
在鹞式之后20多年，雅克之后10多年，美国国防科学委员会才于1979年提出发展STOVL战机，美国海军为此制订了STOVL技战术要求的细节。在随后的很长时间里，洛马和波音等航空巨头为此展开了大规模的预研工作。作为技术选型的一部分，美国的确购买了苏联的部分技术和设计，也从购买的英国鹞式战机获得了相关技术，但这不能成为抄袭的理由。美国深知英苏两种方案的优缺点，并在此基础上，依靠雄厚的资金和技术实力，进行了远不止英苏使用的多种垂发推进技术方案的研究，如：
引射器方案
串列式风扇方案
远距增升系统方案
常规推进系统+升力系统组合方案
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)。
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。
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)
图5：F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇
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。
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。
图6： 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
更多文章，请见个人博客
http://blog.sina.com.cn/s/articlelist_1455885643_0_1.html
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
2015年3月20日，中航工业成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式。消息一出，军迷大悦，争相转告，评论如潮。兵器迷却在一个项目里苦熬着，没时间插嘴。这不，清明节清静下来了，咱们就聊聊短距起飞/垂直降落（以下简称STOVL）发动机这个话题。
众所周知，STOVL战斗机，可以在狭小的地方起降，必要时甚至能在公路起飞，在建筑屋顶降落，大大降低了陆基航空兵对机场跑道、海军舰载机对航母弹射器和拦阻索的依赖，甚至可以在经过适应性改装的两栖攻击舰上使用，有利于增大载机数量。这对于无法装备大型航母的国家，或者对于有大型两栖攻击舰的国家来说，都是一个比较有诱惑力的选择。远的不说，就说日韩吧，面对辽宁号和后续舰的红火，他们打造“独岛”和“出云”，作为F-35B的鸟巢，就是指望着“家有梧桐树，招得凤凰来”啊。
从装备史上看，STOVL战斗机的推进系统，有三个发动机机型，即英国鹞式的“飞马发动机”，苏联雅克141的R79+R41的发动机，以及美国的F135发动机。这三个发动机机型，也对应着三类不同的技术方案，下面就一一道来。
1 鹞式 vs 飞马：发动机旋转排气喷管方案
“飞马”由英国发动机传奇巨头罗尔斯-罗伊斯公司（以下简称RR）研制，安装在1957年英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的P.1127 STOVL飞机上。1966年8月，装有第一台生产型飞马-6发动机的鹞式战机首飞。1975年飞马-11型开始研制，1979年9月投入使用。后续装备鹞式战机的成熟动力，是飞马11-21(Mk103)，推重比7.01，和海军型飞马11-21(Mk104)，推重比6.83。
表1. 飞马发动机的装机情况
表1.png (6.18 KB, 下载次数: 87)
下载附件 保存到相册
图1 飞马发动机示意图
图1.jpg (29.63 KB, 下载次数: 87)
下载附件 保存到相册
飞马属于推力转向涡扇发动机，推力换向方案为：旋转排气喷管。发动机采用双转子反向旋转消除陀螺力矩，改善悬停和过渡飞行时的稳定性。飞机垂直起降时，喷管由水平方向转向，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口向下喷气，产生垂直升力。这样，发动机既提供升力又提供推力，在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制。
优点：该方案的最大特点是“升推一体“，即巡航推力和垂直升力均由一种发动机承担。结构简单、紧凑，推进系统死重小，短距起降性能好，甚至具有垂直起飞的能力。有兴趣的朋友可以看看施瓦辛格多年前的一部老片《真实的谎言》，其中有鹞式战机的经典起降场面。
缺点：由于喷管喷出的是热燃气，导致排气再吸入问题严重；因为垂直起降时悬停高度低，贫氧高温喷流从地面反弹，容易再次被发动机吸入，降低发动机效率，甚至造成喘振。垂直起飞非常费油。据说鹞式一个垂直起飞，1/4的内油就用完了，作战半径也就100公里左右。
图2 鹞式飞机的喷流示意图
图2.jpg (47.36 KB, 下载次数: 88)
下载附件 保存到相册
此外，飞马发动机横截面大，导致超音速阻力大，鹞式因此始终是亚音速战机；此外，由于喷口面积和加力可调导致控制系统非常复杂。也是一个技术难题。
2010年12月15日，英国最后一个“鹞”式中队退役，美国的AV-8也将步后尘。
不过AV-8B的退役，并不意味着飞马发动机的终曲。1990年初，RR和美国普惠（以下简称PW）合作定型了最新的“飞马”11-61发动机，推力为105.8千牛，未来推力将达到137.7千牛（早期型号的推力只有84.51千牛），预期推重比达到8，可使战机达到1.6马赫的速度。假以时日，或许飞马可以再度腾空翱翔，亦未可知。
2 雅克-141 vs R-79+RD41发动机 巡航发动机+升力发动机方案
1967年，在鹞式开始研制10年后，苏联开始研制验证机雅克-36 STOVL战机，采用一台常规飞行推力发动机R-27-V300和2台升力发动机RD36-35FV作为动力。型号机雅克-38 于1971年开始试飞，1975年开始批产，在 1973-1983年间共生产了 143 架，并生产了数十架改进型雅克38-M。1985年6月开始进入苏联海军服役。俄罗斯和乌克兰海军共装备86架雅克-38。它与卡-25直升机一起配置在“基辅”号、“明斯克”号、“新罗西斯克”号和“巴库”号航空母舰/巡洋舰上使用。但100公里的作战半径，2720公斤的内油，和其他性能问题导致雅克38/M很快退出舰上勤务。另有传闻称，苏军在阿富汗曾部署过雅克-38，用于近距支援地面部队，但也出于性能问题很快撤出。雅克-38于1991年封存，退出现役。
雅克38的替代型号雅克-141由1975年开始研制，1987年4架原型机试飞，1989年进行超音速试飞。1991年一架雅克-141原型机试飞时意外坠毁。后来雅克夫列夫试验设计局继续研制其陆基和舰基改进型，并建造了4架原型机。有2架一直试飞到1995年，另2架则进行发动机和结构试验，但无果而终。
与鹞式的发动机喷口转向方案不同，雅克系列采用的是巡航和升力分别采用不同发动机的方案。
其中，巡航发动机为R-79推力矢量巡航涡扇发动机，最大加力推力约152千牛(15500公斤)，不加力推力88.2千牛(8994公斤)。在靠近飞机重心处两个尾撑之间装圆形可转向喷口，使用寿命为1500个旋转循环。飞机短距起飞时，喷口向下偏转65°，打开至全加力状态，飞机滑跑5米可离地。喷口最大向下偏转角为95°，此时的升力推力约为发动机巡航推力的80%。该发动机压气机引气供给翼尖和机尾喷嘴时，其最大推力降到137.2千牛。
图3 雅克141 的R-79V-300发动机
图3.jpg (53.32 KB, 下载次数: 86)
下载附件 保存到相册
其中，升力发动机为座舱后部机身串列安装2台图曼斯基设计局研制的RD-41升力发动机，单台推力41.68千牛(4250公斤)，为飞机垂直/短距起飞时提供升力。
图4 RD-41升力发动机
图4.jpg (82.21 KB, 下载次数: 87)
下载附件 保存到相册
优点：该方案的最大特点是“升推分立“。巡航和升力发动机各司其职，保障了巡航发动机的效率和效能，使得雅克成为世界上首款超音速STOVL战机（鹞式为亚音速）。在试飞中，雅克-141甚至达到了1.4-1.7马赫的最大平飞速度。
缺点：与鹞式类似，巡航和升力发动机的高温气流问题非常突出。飞机悬停时高温气流从发动机喷口喷出，到达地面后向外扩散。在机体下方形成低压区，产生suckdown效应，会把飞机牢牢“吸住”，这也是雅克-36首次试飞时没能起飞的原因。
苏联解体后，垂发项目资金在1991年断流。雅科夫列夫设计局千方百计筹措资金苦撑残局，却未能获得订单。始终未进入批产的雅克-141及其相关发动机，最终于1995年结束研制，黯然落幕。
仅仅从军工研制的角度看，俄罗斯当年所谓休克疗法，就足以让人摇头叹息。国家经济全面休克的后果，往往是战略性项目的死亡，而不是苏醒。
3 F-35B vs F135 巡航发动机+升力风扇方案
各位看官，在谈F135之前，咱们先说个小插曲：圈内曾经有一个传闻，即美国在F-35B垂发推进技术选型的过程中，抄袭了苏联雅克141的部分设计。此观点一出，正反两方面激烈辩论，不亦乐乎。兵器迷借这个机会，将个人所悉分享出来，略加点评，大家轻拍。
兵器迷版本的故事是这样的：在很久很久以前……
……话说我们今天熟知的联合打击战斗机（JSF）项目，其前传就是美国三军联合先进技术攻击机（JAST）项目。而今日F-35B的前身，也就是JAST项目初期的X-35B。在X-35B验证机预研初期，俄罗斯从苏联分裂不久，正逢雅科夫列夫设计局为奄奄一息的雅克-141项目四处寻找金主以继续研发。洛马如同狼闻到了肉味，正中下怀。雅科夫列夫设计局也是饥不择食，就同意了昔日敌手的技术人员随同JAST项目办公室官员参观了设计局和一些俄罗斯航空企业，并接触了雅克系列的技术和设计。洛马只用极少量的资金购买了雅克-141的性能数据和部分设计数据。雅科夫列夫居然也同意了。洛马后来曾在1994年6月透露，它和雅科夫列夫设计局在竞争联合先进攻击技术的合约上进行合作，但并未提供足够继续研发雅克-141的投资——人家是要发展自己的X-35B，当然不是为了给雅克141找活路。雅克141试飞300+小时120+次后，终成绝唱。
病急乱投医，此之谓也。
这也许就是上述圈内“抄袭”传闻的根由吧。
不过，兵器迷呢，还是中间派。窃以为，美国对雅克-141，更多的是借鉴，而不是抄袭。
在鹞式之后20多年，雅克之后10多年，美国国防科学委员会才于1979年提出发展STOVL战机，美国海军为此制订了STOVL技战术要求的细节。在随后的很长时间里，洛马和波音等航空巨头为此展开了大规模的预研工作。作为技术选型的一部分，美国的确购买了苏联的部分技术和设计，也从购买的英国鹞式战机获得了相关技术，但这不能成为抄袭的理由。美国深知英苏两种方案的优缺点，并在此基础上，依靠雄厚的资金和技术实力，进行了远不止英苏使用的多种垂发推进技术方案的研究，如：
引射器方案
串列式风扇方案
远距增升系统方案
常规推进系统+升力系统组合方案
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)。
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。
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)
图5：F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇
图5.jpg (34.21 KB, 下载次数: 88)
下载附件 保存到相册
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。
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。
图6： 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
图6.jpg (32.24 KB, 下载次数: 85)
下载附件 保存到相册
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
更多文章，请见个人博客
http://blog.sina.com.cn/s/articlelist_1455885643_0_1.html
好文MARK，坐等露珠继续
不过611的官八股，是介绍共军用传动轴，也就是F35B的路线
不过611的官八股，是介绍共军用传动轴，也就是F35B的路线
我不知道这玩意比孤鹰花钱多还是少哈。
好文马克，期待后续。
以前不少文章，其用意明显是讲国内相关技术的研发，结果充斥的是对外国现有技术的介绍分析，国内的部分语焉不详苍白无力。也许是担心泄密，不过更能看出思路上亦步亦趋的模仿，弄来弄去都是拿来主义，还未必完全搞定了实际问题。短距起飞-垂直降落主要用于特种作战，根本没必要搞那么高大上，雅克-141和F-35B砸进去一堆高难度技术，反而搞得很不实用。
精品文章，先顶后看
个人感觉垂直起降战机就是个大鸡肋，在做战使用上的限制太大了。短距起飞-垂直降落对于小航母还有点用，中国没这个需要。陆基的近距支援的话，想发挥飞机的战斗力，光能起降是不够的，还要有全套的保障系统，用武直性价比更高。MD的F35B就是军种政治的产物，这种大坑我们还是别跳了。
好文MARK，坐等露珠继续
不过611的官八股，是介绍共军用传动轴，也就是F35B的路线
还早的很，具体用啥还未可知。
不过611的官八股，是介绍共军用传动轴，也就是F35B的路线
还早的很，具体用啥还未可知。
照这么说，我们的STOVL发动机莫非是：WS15核心机基础上通过类似美国在F119核心机基础上通过放大涵道比等措施发展出F135的手法发展而来的鳖版F135？推力17——19吨（看KC颜色）？后期打打鸡血增到20吨以上？不过说实话我其实反对我们弄STOVL，有那闲工夫不如弄好常规起降的海四。
有必要研究一个
STOVL真弄好了，4万吨左右的小平顶有需求的时候立刻变航母
STOVL真弄好了，4万吨左右的小平顶有需求的时候立刻变航母
如果不要求垂直起降能力，只要求短距离起降能力，是否可以降低发动机研制难度，比如只需要尾喷口偏转和翼尖燃气喷嘴就可以了？
不错的文章，看来Stovl离我们越来越近了，WS15也越来越成熟了！
有弄stovl的闲工夫，还不如把山寨x2搞好。中国海军陆战队又不是独立军种，战时肯定受航母舰载机保护。
既然鹞是亚音速的
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
carsbus 发表于 2015-4-7 10:33
有必要研究一个
STOVL真弄好了，4万吨左右的小平顶有需求的时候立刻变航母
有能力玩大航母的话，最好不要在F35B这类坑爹货上花冤枉钱了，什么小平顶变航母只是看去很美而已，性价比太低了。
有必要研究一个
STOVL真弄好了，4万吨左右的小平顶有需求的时候立刻变航母
有能力玩大航母的话，最好不要在F35B这类坑爹货上花冤枉钱了，什么小平顶变航母只是看去很美而已，性价比太低了。
虽然说这玩意儿在本朝有多少价值还有待商榷，不过研究研究总是好的。
这种机型，以目前我们的军费开支来看，并不是非需要不可，但长远来看，作为技术储备而研制是完全可以的，等推比15左右的发动机成功之日，这东西也有其发挥的空间了。
好文章，这样的科普，超大需要
精品mark，期待楼主续作
ufo还搞不搞了
短期看上去需求不大，但个人感觉还是有必要上的。
毕竟在必要时候，除了航母外，在其他平台上可以应急使用。
再不济，将来南海不适合建大机场的小岛，这短距垂直起降的飞机还能有作用。
毕竟在必要时候，除了航母外，在其他平台上可以应急使用。
再不济，将来南海不适合建大机场的小岛，这短距垂直起降的飞机还能有作用。
鹞式用的可转向四喷管飞马涡扇发动机，两个前喷管喷出的气流只是经过风扇加压的冷空气，并不是燃烧后的缺氧的高温气体。
U1335P27T1D488413F319DT20080304084745.jpg (35.12 KB, 下载次数: 17)
下载附件 保存到相册
U1335P27T1D488418F3DT20080304084437.jpg (26.18 KB, 下载次数: 17)
下载附件 保存到相册
脑洞大开系列：都说升力风扇的传动系统难度大，话说用电驱动升力风扇如何？
zeus 发表于 2015-4-7 10:42
如果不要求垂直起降能力，只要求短距离起降能力，是否可以降低发动机研制难度，比如只需要尾喷口偏转和翼尖 ...
短距起可以，但是短距降就不太合适了。
短剧降落的话，为了安全起见，降落航向上不能停放飞机，依然需要斜角甲板，或者降落之前吧飞行甲板腾空，这样的话在小平顶上就没有啥可操作性了，在大航母上效率又没有常规起 - 拦阻降效率高。
如果不要求垂直起降能力，只要求短距离起降能力，是否可以降低发动机研制难度，比如只需要尾喷口偏转和翼尖 ...
短距起可以，但是短距降就不太合适了。
短剧降落的话，为了安全起见，降落航向上不能停放飞机，依然需要斜角甲板，或者降落之前吧飞行甲板腾空，这样的话在小平顶上就没有啥可操作性了，在大航母上效率又没有常规起 - 拦阻降效率高。
饱食而乱喷 发表于 2015-4-7 11:27
既然鹞是亚音速的
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
直升机的速度离亚音速还有点远；倾转旋翼机，为了垂直起降，v22的旋翼做得比一般涡桨大得多，势必影响最大平飞速度。
ps：放在鹞式那个时代，倾转旋翼的控制问题根本解决不了，放在现在大家又都不满意只能亚音速，所以你懂得...
既然鹞是亚音速的
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
直升机的速度离亚音速还有点远；倾转旋翼机，为了垂直起降，v22的旋翼做得比一般涡桨大得多，势必影响最大平飞速度。
ps：放在鹞式那个时代，倾转旋翼的控制问题根本解决不了，放在现在大家又都不满意只能亚音速，所以你懂得...
xp123567 发表于 2015-4-7 11:27
有能力玩大航母的话，最好不要在F35B这类坑爹货上花冤枉钱了，什么小平顶变航母只是看去很美而已，性价比 ...
个人觉得小平顶变航母这个思路对于正常国家来说，除了脑子坏掉了，基本就解释不通。
不过如果有钱有闲，搞个STOVL给两栖舰还是有好处的，在潜在的低烈度冲突中，带战斗机和不带战斗机的两栖攻击舰威慑效果完不同，而两栖攻击舰的敏感度比航空母舰低得多。
有能力玩大航母的话，最好不要在F35B这类坑爹货上花冤枉钱了，什么小平顶变航母只是看去很美而已，性价比 ...
个人觉得小平顶变航母这个思路对于正常国家来说，除了脑子坏掉了，基本就解释不通。
不过如果有钱有闲，搞个STOVL给两栖舰还是有好处的，在潜在的低烈度冲突中，带战斗机和不带战斗机的两栖攻击舰威慑效果完不同，而两栖攻击舰的敏感度比航空母舰低得多。
或许只是中国的X计划也说不定。
直升机的速度离亚音速还有点远；倾转旋翼机，为了垂直起降，v22的旋翼做得比一般涡桨大得多，势必影响最 ...
鹞也有过超音速的改型计划。
鹞也有过超音速的改型计划。
taxwo 发表于 2015-4-7 16:21
短距起可以，但是短距降就不太合适了。
短剧降落的话，为了安全起见，降落航向上不能停放飞机，依然需要 ...
只要能大幅度降低进场速度，短距离降落继续使用阻拦索和斜角甲板并无不妥，想想看吧，到底是搞升力风扇垂降战斗机的设计开发和应用风险小，还是配合短距起降飞机搞个专用版斜甲板航母风险小
短距起可以，但是短距降就不太合适了。
短剧降落的话，为了安全起见，降落航向上不能停放飞机，依然需要 ...
只要能大幅度降低进场速度，短距离降落继续使用阻拦索和斜角甲板并无不妥，想想看吧，到底是搞升力风扇垂降战斗机的设计开发和应用风险小，还是配合短距起降飞机搞个专用版斜甲板航母风险小
饱食而乱喷 发表于 2015-4-7 11:27
既然鹞是亚音速的
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
英国要是那么干了，马岛说不定就归阿根廷了
既然鹞是亚音速的
干嘛不整个大推力的直升机或者倾转旋翼代替
英国要是那么干了，马岛说不定就归阿根廷了
我也同意楼上的几位观点：有钱搞大航M，就不要什么STOVL，我们以后重点研究海四就行了。这是根本。美国的F35B就是军种政治问题。与需要没有什么关系。等我们的海四和核动力航M出来，什么F35B都成鸡肋。
或者垂直起降战机可以用在大型驱逐舰上，一次六条驱逐舰出去就有六架战机随时担任区域防空的责任！
taxwo 发表于 2015-4-7 16:35
个人觉得小平顶变航母这个思路对于正常国家来说，除了脑子坏掉了，基本就解释不通。
不过如果有钱有闲， ...
有闲钱当然可以任性搞，搞什么都可以，但现在钱还是花在刀刃上好。另外两栖攻击舰才是纯正的进攻性武器，比其他军舰可要敏感多了。
个人觉得小平顶变航母这个思路对于正常国家来说，除了脑子坏掉了，基本就解释不通。
不过如果有钱有闲， ...
有闲钱当然可以任性搞，搞什么都可以，但现在钱还是花在刀刃上好。另外两栖攻击舰才是纯正的进攻性武器，比其他军舰可要敏感多了。
zeus 发表于 2015-4-7 17:51
只要能大幅度降低进场速度，短距离降落继续使用阻拦索和斜角甲板并无不妥，想想看吧，到底是搞升力风扇 ...
问题不在于成功降落，问题在于安全性，在于降落失败的复飞。另外哪个风险小，现在各国航母和计划中的航母就比较说明问题，除了短起-垂降就是常起-拦阻的，短起短降毛子和日已落都试过，都放弃了。
只要能大幅度降低进场速度，短距离降落继续使用阻拦索和斜角甲板并无不妥，想想看吧，到底是搞升力风扇 ...
问题不在于成功降落，问题在于安全性，在于降落失败的复飞。另外哪个风险小，现在各国航母和计划中的航母就比较说明问题，除了短起-垂降就是常起-拦阻的，短起短降毛子和日已落都试过，都放弃了。
直接发展阿凡达上的大载重可变向双旋翼飞机多好？
xp123567 发表于 2015-4-7 20:08
有闲钱当然可以任性搞，搞什么都可以，但现在钱还是花在刀刃上好。另外两栖攻击舰才是纯正的进攻性武器， ...
单艘两栖舰带几艘护航舰的敏感度和单航母编队完全不在一个档次啊，虽然明眼人一看，两个都不是奔着打仗去的。
个人认为有航空兵支援的两栖攻击群才是比较敏感的，单纯两栖攻击群和航母打击群没法比，这也是隐身STOVL上LHD的初中，增加两栖攻击群的对空和防空压制能力，一定程度上摆脱对其他兵种航空兵的依赖（单指MD月经队）。
放在我国就是有闲钱的时候，为海军增加一种对外干预的手段，提高海军在海外运用的灵活性。现在搞预研，就是为蓝水海军打基础。
有闲钱当然可以任性搞，搞什么都可以，但现在钱还是花在刀刃上好。另外两栖攻击舰才是纯正的进攻性武器， ...
单艘两栖舰带几艘护航舰的敏感度和单航母编队完全不在一个档次啊，虽然明眼人一看，两个都不是奔着打仗去的。
个人认为有航空兵支援的两栖攻击群才是比较敏感的，单纯两栖攻击群和航母打击群没法比，这也是隐身STOVL上LHD的初中，增加两栖攻击群的对空和防空压制能力，一定程度上摆脱对其他兵种航空兵的依赖（单指MD月经队）。
放在我国就是有闲钱的时候，为海军增加一种对外干预的手段，提高海军在海外运用的灵活性。现在搞预研，就是为蓝水海军打基础。
垂直起降战机这玩意技术太复杂，战机故障率太高，看看海鹞与雅克系列坠毁率就知道了，研究一下作为技术储备倒无不可，真正实用的话还很远。陆基制空有空军常规战机，海基制空有航母舰载机歼15与未来海四代，垂直起降目前在中国紧迫性很低。
taxwo 发表于 2015-4-7 20:47
问题不在于成功降落，问题在于安全性，在于降落失败的复飞。另外哪个风险小，现在各国航母和计划中的航母 ...
美军AV8A的事故率很高，AV8B相对好一些，F35B会如何还不知道，如果是短起垂降的话，以目前中国的发动机和战斗机研发生产水平，我认为安全性更不能保证
问题不在于成功降落，问题在于安全性，在于降落失败的复飞。另外哪个风险小，现在各国航母和计划中的航母 ...
美军AV8A的事故率很高，AV8B相对好一些，F35B会如何还不知道，如果是短起垂降的话，以目前中国的发动机和战斗机研发生产水平，我认为安全性更不能保证
飞马的增推四喷管改进型和三喷管改进型才是正途
这玩意已经死了这么多年了，还是别拿来鞭尸了……
这玩意已经死了这么多年了，还是别拿来鞭尸了……