从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机.第二篇

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）

图1 飞马发动机剖面图

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2015-4-12 09:26 上传

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。

图2：F135结构

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2015-4-12 09:26 上传

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。

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，很多方案都被淘汰了。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（比如空军之翼上网站上的《F35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。


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


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。

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。

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（F22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。）

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。

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。

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。

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F35-B的升力风扇尺寸相同的情况下，理论升力达到120千牛，比F35-B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，。

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。

三、三轴承偏转喷管设计技术（3BSD）：
R79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。

图3：三轴承尾喷管旋转行程示意图

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图4： F135的尾喷管和三轴承外表图

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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。

点评：
各种矢量喷管的偏转机构机械系统都很复杂。这其中，复杂之又复杂的，就是3 轴承偏转喷管的三维偏转方式。

难到什么程度呢？

由于三轴承三维偏转，各段筒体驱动力矩的计算极其繁复，理论公式已经难以完全把握，必须通过数值模拟及试验来确定经验公式和数值对照表，才能用于计算驱动力矩的大小。从公开的论文信息看，国内多家科研院所和大学机构，都进行了大量的数值模拟运算研究，以及运动学建模及试验。力图探索握矢量喷管在不同工况下的运动规律，特别是喷管偏转所需驱动力矩的计算是确定喷管作动系统体积、质量及设计复杂程度的关键。

国内方面：

某大学对矢量喷管满足大矢量偏角和多任务作战需求的技术、偏转机构的设计及特性研究技术、高温下大角度偏转喷管的密封、冷却及质量减轻技术、飞机平衡技术、近地面条件下的升力损失评估技术进行了探索。

某大学动力与能源学院，对STVTOL战斗机用推力矢量喷管技术进行了分析。如：

单膨胀斜面喷管：英文缩写SERN,GE公司研制，是一种二元矢量喷管。SERN喷管依靠上挡板使喷流向下偏转。缺点是喷流在碰壁后（上挡板的偏转位置）向下通过下挡板边缘时会发生气流分离，从而导致严重的推力损失，而且重量较大

加力偏转喷管(又名增强分流喷管)：英文缩写ADEN, 洛克希德研制，用一个半圆铲形挡板进行喷流，用于替代SERN

转向喷管：始于RR公司研制，用于鹞式的飞马发动机

三轴承偏转喷管：始于Yake设计局，用于雅克-141战机，并被美国购买专利技术后用于F-35B。

某大学动力与能源学院进行了三轴承旋转喷管型面设计与分析，探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时，基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析，发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系，则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力，满足了型面设计的要求。

相比三轴承旋转喷管的理论研究和数值模拟研究，轴对称矢量喷管的研究速度似乎更快些。

某所进行了轴对称矢量喷管AVEN控制系统装机试验研究。在加力状态下，在给定偏转角最高达到27°，直至喷管偏转未到位未知。定量研究了喷管控制系统静态和动态基本性能、控制系统油源压力、流量对矢量系统性能的影响。此外，网传国内3元矢量喷管的偏转角可以达到25°。

兵器迷插一句，三轴承机械偏转喷管技术，是目前矢量高推的基本技术之一。不过从机械偏转技术跳出去看，采用流体推力矢量（Fluidic thrust vectoring, FTV），即利用二次气流对主气流的干扰形成推力矢量的技术，将是偏转喷管技术的大热门。与上述三轴承机械式偏转技术相比，流体推力矢量喷管结构更简单，更轻量、更经济，其反应速度更快，适应范围也更广。国内也在展开这方面技术的预研。

国内方面：
某大学进行二次喷流控制推力矢量喷管的数值研究。实试验模型数据表明，当二次喷流与主喷流比值达到0.32时，主流可以开始产生矢量推力。试验模型可以达到的最大矢量偏转为46°。

中航某厂进行了一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究。

某航空动力系统重点实验室、某大学基于二维气动矢量喷管构型进行了详细的数值模拟，进行了次流通道对双喉道气动矢量喷管的性能影响研究。实验数据表明，喷管推力矢量角并不是随次流流量增加而一直增大，流量增加到一定值矢量角达到最大，之后再增加次流流量反而会使矢量角下降，而且推力系数和矢量效率也会显著降低。

由于这个技术只是将来时，有兴趣的朋友可以找资料看看，就不在此赘述了。

讲技术实在太枯燥，嗯……这样吧，关于三轴承喷管和R79发动机，兵器迷再絮叨一个故事，大家就当故事听，因为并未获得官方发布，而是来源于鹅毛的文章。还是那句老话，“如有雷同，纯属巧合”。

前文咱们说过，洛马参观雅克局后，其实R79并未入法眼——洛马家11.7高推F119，第1台FX601在1986年10月就进行首次台架试车了，1994年中开始初步飞行试验，1997年交付第1台生产型首飞，1998年6月已经进行了8000余小时整机试车。瞧不上R79了。洛马贼精，盯住的就只是三轴承喷管。用咱中国的老话说：买鱼头尾不要，只取中段儿啊，呵呵。都说买的不如卖的精，但其时俄方底气尽失，与美国又是蜜月期，转手就将珍贵的三轴承技术卖给了昔日的对手。

唉，俄罗斯当时真是连内囊都卖出来了。昔日帝国，一朝解体，龙游浅水遭虾戏，虎落平阳被犬欺。各位看官，真真看了一出杨志卖刀！

但是，中国和洛马就不一样了，别说三轴承喷管，就是R79，对TG也是高大上。凭着中苏关系正常化和硬通货，经过艰苦谈判，成了R79的第二个买家。

1995年6月，中俄签订了转让R79发动机生产许可证的协定。

1996年8月，俄"联盟"航空发动机科研生产联合体(就是R79的娘家——图曼斯基发动机设计局)，向中国方面交付了R79发动机的全套设计图纸及技术资料。

这个合同，还有两个看点：

一个是：俄方还同时交付了了制造R79核心机的生产设备及生产制造工艺资料。这对后来中国涡扇发动机的发展起到了重要作用。

另一个是：中国期望同时获得的三轴承喷管设计，并未获得。

直到1998年亚洲金融危机，俄罗斯也陷入金融崩溃的边缘。这一次，中国终于抓住了历史的机遇。中国再次打开钱袋，不但将R-79B-300发动机的矢量喷管技术买到了手，同时也取得了俄方躺在图纸上当时无力继续研制的后继机型R179-300（由莫斯科联盟航空发动机科技集团研制，推力20吨）设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料尽数收入囊中。

在此基础上，1996年开始，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目组织完成了推比10发动机的核心机三大件高压压气机、燃烧室、高压涡轮的研制。其间采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了160余项关键技术。中国WS-15发动机今天的装机，为正在试飞的J20打造了一颗强劲的心脏。

故事讲完了，只是不知1996年第一次向俄方购买的时候，三轴承喷管为什么能卖昔日死敌帝国主义，不能卖昔日的同志加兄弟，原因何在呢？是价格不合适？是近邻的潜在威胁更大？还是对我们的轻视？

往事如烟，唯有乌苏里江的河水，奔腾流淌，一去不回。

四、 机械传动系统设计技术
前面第一篇谈过，驱动升力风扇时，需要驱动轴+离合器。这就需要两项关键技术：

9 大功率离合器技术，和
10超大功率螺旋锥齿轮技术

离合器的2个主从动齿轮啮合副，各需传递20MW功率，比当前航空工业中螺旋锥齿轮传递的功率密度高约几倍到10倍，即约一个数量级。

点评：
前机身升力气流的机制，曾有多个设计方案，但都不够成熟可靠。最后洛马还是用了驱动轴。单单是这根轴，传动功率密度之大，对可靠性要求之高，堪称出奇。呵呵。真不知这根金箍棒，全球能做出来的能有几根。

国内方面：

2014年，某所和某学院进行了升力风扇传动结构的分析和设计，经过研究对比TU-95涡浆（传动功率11MW），An-70桨扇(传动功率10MW),卡-28旋翼的传动系统（传动功率3.2MW），都无法达到STOVL升力风扇的传动要求，因此否定了所有类似的传统结构。并提出了能够传递20MW功率的传递方案，用一个锥齿轮带动两侧的从动锥齿轮形成2个啮合副，并分析了关键结构特征。

写到这里，已经向大家蜻蜓点水了四大类十种关键技术。这些技术都处于航空动力的前沿，也是STOVL推进系统的拦路虎。为此，兵器迷一方面慨叹美帝的雄厚科研基础和工业实力，另一方面也对中国海军的短垂推进项目充满了期盼——以STOVL发动机技术的高大上，说这是对中国航空动力工业设计、材料、工艺、控制技术和工艺的综合大考，绝不为过。这需要技术积累，需要海量投资，最需要的，则是百折不挠的勇气和一往无前的信念。

中国航空动力，加油！

讲完了技术，我们不禁要问，中航工业这次短垂项目的披露，应当如何解读？

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》
《矢量喷管控制系统和关键技术研究》
《矢量喷管实验和数值研究》
《航空动力学报》
本文同时引用了空军之翼网站和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


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）

图1 飞马发动机剖面图

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2015-4-12 09:26 上传

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。

图2：F135结构

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2015-4-12 09:26 上传

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。

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，很多方案都被淘汰了。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（比如空军之翼上网站上的《F35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。


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


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。

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。

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（F22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。）

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。

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。

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。

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F35-B的升力风扇尺寸相同的情况下，理论升力达到120千牛，比F35-B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，。

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。

三、三轴承偏转喷管设计技术（3BSD）：
R79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。

图3：三轴承尾喷管旋转行程示意图

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2015-4-12 09:26 上传

图4： F135的尾喷管和三轴承外表图

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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。

点评：
各种矢量喷管的偏转机构机械系统都很复杂。这其中，复杂之又复杂的，就是3 轴承偏转喷管的三维偏转方式。

难到什么程度呢？

由于三轴承三维偏转，各段筒体驱动力矩的计算极其繁复，理论公式已经难以完全把握，必须通过数值模拟及试验来确定经验公式和数值对照表，才能用于计算驱动力矩的大小。从公开的论文信息看，国内多家科研院所和大学机构，都进行了大量的数值模拟运算研究，以及运动学建模及试验。力图探索握矢量喷管在不同工况下的运动规律，特别是喷管偏转所需驱动力矩的计算是确定喷管作动系统体积、质量及设计复杂程度的关键。

国内方面：

某大学对矢量喷管满足大矢量偏角和多任务作战需求的技术、偏转机构的设计及特性研究技术、高温下大角度偏转喷管的密封、冷却及质量减轻技术、飞机平衡技术、近地面条件下的升力损失评估技术进行了探索。

某大学动力与能源学院，对STVTOL战斗机用推力矢量喷管技术进行了分析。如：

单膨胀斜面喷管：英文缩写SERN,GE公司研制，是一种二元矢量喷管。SERN喷管依靠上挡板使喷流向下偏转。缺点是喷流在碰壁后（上挡板的偏转位置）向下通过下挡板边缘时会发生气流分离，从而导致严重的推力损失，而且重量较大

加力偏转喷管(又名增强分流喷管)：英文缩写ADEN, 洛克希德研制，用一个半圆铲形挡板进行喷流，用于替代SERN

转向喷管：始于RR公司研制，用于鹞式的飞马发动机

三轴承偏转喷管：始于Yake设计局，用于雅克-141战机，并被美国购买专利技术后用于F-35B。

某大学动力与能源学院进行了三轴承旋转喷管型面设计与分析，探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时，基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析，发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系，则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力，满足了型面设计的要求。

相比三轴承旋转喷管的理论研究和数值模拟研究，轴对称矢量喷管的研究速度似乎更快些。

某所进行了轴对称矢量喷管AVEN控制系统装机试验研究。在加力状态下，在给定偏转角最高达到27°，直至喷管偏转未到位未知。定量研究了喷管控制系统静态和动态基本性能、控制系统油源压力、流量对矢量系统性能的影响。此外，网传国内3元矢量喷管的偏转角可以达到25°。

兵器迷插一句，三轴承机械偏转喷管技术，是目前矢量高推的基本技术之一。不过从机械偏转技术跳出去看，采用流体推力矢量（Fluidic thrust vectoring, FTV），即利用二次气流对主气流的干扰形成推力矢量的技术，将是偏转喷管技术的大热门。与上述三轴承机械式偏转技术相比，流体推力矢量喷管结构更简单，更轻量、更经济，其反应速度更快，适应范围也更广。国内也在展开这方面技术的预研。

国内方面：
某大学进行二次喷流控制推力矢量喷管的数值研究。实试验模型数据表明，当二次喷流与主喷流比值达到0.32时，主流可以开始产生矢量推力。试验模型可以达到的最大矢量偏转为46°。

中航某厂进行了一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究。

某航空动力系统重点实验室、某大学基于二维气动矢量喷管构型进行了详细的数值模拟，进行了次流通道对双喉道气动矢量喷管的性能影响研究。实验数据表明，喷管推力矢量角并不是随次流流量增加而一直增大，流量增加到一定值矢量角达到最大，之后再增加次流流量反而会使矢量角下降，而且推力系数和矢量效率也会显著降低。

由于这个技术只是将来时，有兴趣的朋友可以找资料看看，就不在此赘述了。

讲技术实在太枯燥，嗯……这样吧，关于三轴承喷管和R79发动机，兵器迷再絮叨一个故事，大家就当故事听，因为并未获得官方发布，而是来源于鹅毛的文章。还是那句老话，“如有雷同，纯属巧合”。

前文咱们说过，洛马参观雅克局后，其实R79并未入法眼——洛马家11.7高推F119，第1台FX601在1986年10月就进行首次台架试车了，1994年中开始初步飞行试验，1997年交付第1台生产型首飞，1998年6月已经进行了8000余小时整机试车。瞧不上R79了。洛马贼精，盯住的就只是三轴承喷管。用咱中国的老话说：买鱼头尾不要，只取中段儿啊，呵呵。都说买的不如卖的精，但其时俄方底气尽失，与美国又是蜜月期，转手就将珍贵的三轴承技术卖给了昔日的对手。

唉，俄罗斯当时真是连内囊都卖出来了。昔日帝国，一朝解体，龙游浅水遭虾戏，虎落平阳被犬欺。各位看官，真真看了一出杨志卖刀！

但是，中国和洛马就不一样了，别说三轴承喷管，就是R79，对TG也是高大上。凭着中苏关系正常化和硬通货，经过艰苦谈判，成了R79的第二个买家。

1995年6月，中俄签订了转让R79发动机生产许可证的协定。

1996年8月，俄"联盟"航空发动机科研生产联合体(就是R79的娘家——图曼斯基发动机设计局)，向中国方面交付了R79发动机的全套设计图纸及技术资料。

这个合同，还有两个看点：

一个是：俄方还同时交付了了制造R79核心机的生产设备及生产制造工艺资料。这对后来中国涡扇发动机的发展起到了重要作用。

另一个是：中国期望同时获得的三轴承喷管设计，并未获得。

直到1998年亚洲金融危机，俄罗斯也陷入金融崩溃的边缘。这一次，中国终于抓住了历史的机遇。中国再次打开钱袋，不但将R-79B-300发动机的矢量喷管技术买到了手，同时也取得了俄方躺在图纸上当时无力继续研制的后继机型R179-300（由莫斯科联盟航空发动机科技集团研制，推力20吨）设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料尽数收入囊中。

在此基础上，1996年开始，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目组织完成了推比10发动机的核心机三大件高压压气机、燃烧室、高压涡轮的研制。其间采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了160余项关键技术。中国WS-15发动机今天的装机，为正在试飞的J20打造了一颗强劲的心脏。

故事讲完了，只是不知1996年第一次向俄方购买的时候，三轴承喷管为什么能卖昔日死敌帝国主义，不能卖昔日的同志加兄弟，原因何在呢？是价格不合适？是近邻的潜在威胁更大？还是对我们的轻视？

往事如烟，唯有乌苏里江的河水，奔腾流淌，一去不回。

四、 机械传动系统设计技术
前面第一篇谈过，驱动升力风扇时，需要驱动轴+离合器。这就需要两项关键技术：

9 大功率离合器技术，和
10超大功率螺旋锥齿轮技术

离合器的2个主从动齿轮啮合副，各需传递20MW功率，比当前航空工业中螺旋锥齿轮传递的功率密度高约几倍到10倍，即约一个数量级。

点评：
前机身升力气流的机制，曾有多个设计方案，但都不够成熟可靠。最后洛马还是用了驱动轴。单单是这根轴，传动功率密度之大，对可靠性要求之高，堪称出奇。呵呵。真不知这根金箍棒，全球能做出来的能有几根。

国内方面：

2014年，某所和某学院进行了升力风扇传动结构的分析和设计，经过研究对比TU-95涡浆（传动功率11MW），An-70桨扇(传动功率10MW),卡-28旋翼的传动系统（传动功率3.2MW），都无法达到STOVL升力风扇的传动要求，因此否定了所有类似的传统结构。并提出了能够传递20MW功率的传递方案，用一个锥齿轮带动两侧的从动锥齿轮形成2个啮合副，并分析了关键结构特征。

写到这里，已经向大家蜻蜓点水了四大类十种关键技术。这些技术都处于航空动力的前沿，也是STOVL推进系统的拦路虎。为此，兵器迷一方面慨叹美帝的雄厚科研基础和工业实力，另一方面也对中国海军的短垂推进项目充满了期盼——以STOVL发动机技术的高大上，说这是对中国航空动力工业设计、材料、工艺、控制技术和工艺的综合大考，绝不为过。这需要技术积累，需要海量投资，最需要的，则是百折不挠的勇气和一往无前的信念。

中国航空动力，加油！

讲完了技术，我们不禁要问，中航工业这次短垂项目的披露，应当如何解读？

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》
《矢量喷管控制系统和关键技术研究》
《矢量喷管实验和数值研究》
《航空动力学报》
本文同时引用了空军之翼网站和晨大的多篇博文和图片，在此一并致谢
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