短距起飛/垂直降落飛機動力裝置特點及關鍵技術分析

吳 雄

（海軍研究院，上海200436）

0 引言

短距起飛/垂直降落（Short Takeoff and Verti-cal Landing，STOVL）飛機兼有固定翼飛機和直升機的使用特點[1]，既可以在狹小場地上垂直起降，又可以實現快速飛行，對起降場地要求低，可在兩棲攻擊艦或小型航母上起降，具有部署靈活、機動性強等特點，并可攜帶武器載荷執行精確打擊任務。

目前，只有英國、俄羅斯和美國等少數西方國家掌握先進短距起飛/垂直降落戰斗機研制關鍵技術[2]。在諸多短距起飛/垂直降落戰斗機中，較為典型[3-9]的是英國的鷂式、前蘇聯的雅克-141和美國的F-35B戰斗機。美國主導研制的F-35B戰斗機[6，10-11]也已具備初始作戰能力，隨著試驗的持續進行，其性能將趨于穩定，并逐步開始軍事部署。中國尚未有大中型短距起飛/垂直降落戰斗機或其推進系統在研或在役。動力裝置是實現短距起飛/垂直降落的關鍵，能否設計出具有良好升力和推力性能的發動機，直接影響戰斗機研制的成敗。

本文對STOVL飛機需求動力裝置的特征、結構特點、工作原理及發展狀況進行了歸納及總結。

1 STOVL飛機動力裝置分類與特點

與常規渦扇和渦噴動力裝置不同，STOVL戰斗機動力裝置除需要為飛機的巡航、加速、格斗、盤旋等任務提供相應推力外，還要為飛機的短距起飛和垂直降落提供足夠大的升力，這就使其復雜性大大增加，研制難度也大幅提高。STOVL飛機的動力裝置[12-13]可分為:（1）共用型，即起降/巡航共同使用1臺或多臺發動機；（2）組合型，即起降用專門升力發動機，巡航用常規發動機；（3）復合型，即起降用專門升力發動機和升力/巡航發動機，巡航用升力/巡航發動機；（4）增強型，即起降用專門的升力部件和升力/巡航發動機，巡航用升力/巡航發動機。各類動力裝置發展年代、配裝飛機和技術特點詳見表1、2。

表1 STOVL飛機及其動力裝置

2 國外典型STOVL動力裝置

2.1 鷂式戰斗機動力裝置

鷂式戰斗機是英國研制的第1種實用型固定翼垂直起降飛機，其主要任務是近距空中支援和戰術偵察。鷂式海軍艦載型被稱為海鷂。海鷂式飛機在英阿馬島戰爭中戰斗出動達1500多架次。美國與英國在鷂式基礎上合作生產了AV-8型攻擊機，在美國海軍陸戰隊服役。該系列戰機的動力裝置是RR公司的飛馬系列推力轉向噴口渦扇發動機。飛馬發動機通過4個排氣噴管產生升力和推力。前面2個排氣噴管在機身腹部，排放風扇冷氣流；后面2個構成尾噴管，排放的是渦輪噴出的全部熱氣流。為控制懸停時的姿態，在機首、機尾及翼尖安裝了控制噴管和高壓空氣導管。鷂式戰斗機及飛馬系列發動機如圖1所示。

2.2 雅克-141戰斗機動力裝置

雅克-141戰斗機是俄羅斯雅克夫列夫實驗設計局研制的艦載超聲速垂直/短距起降飛機，主要用于中小型航空母艦執行艦隊護航任務，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻擊地面或海面目標。雅克-141戰斗機及其發動機如圖2所示。該飛機于1975年開始設計，1989年開始飛行試驗，原計劃于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型機在試飛時墜毀，該計劃中止，此時試飛已超過200 h。該機曾打破多項短距起飛/垂直降落飛機的世界記錄。

表2 STOVL飛機動力裝置形式及特點

圖1 鷂式戰斗機及飛馬系列發動機

圖2 雅克-141戰斗機及其發動機

2.2 雅克-141戰斗機動力裝置

雅克-141戰斗機是俄羅斯雅克夫列夫實驗設計局研制的艦載超聲速垂直/短距起降飛機，主要用于中小型航空母艦執行艦隊護航任務，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻擊地面或海面目標。雅克-141戰斗機及其發動機如圖2所示。該飛機于1975年開始設計，1989年開始飛行試驗，原計劃于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型機在試飛時墜毀，該計劃中止，此時試飛已超過200 h。該機曾打破多項短距起飛/垂直降落飛機的世界記錄。

2.3 F-35B戰斗機動力裝置

F-35B為美國F-35系列飛機中的短距起降型戰斗機，主要裝備海軍陸戰隊，執行近距空中支援、空中遮斷、武裝偵察、防空作戰及防空系統壓制等任務。F-35B戰斗機及其推進系統如圖3所示。

圖3 F-35B戰斗機及其推進系統

F-35B 飛機動力裝置 （F135-PW-600）[15]由F119-614發動機、軸驅動升力風扇、3軸承旋轉軸對稱主噴管和滾轉噴管組成。升力風扇垂直安裝在座艙后，由主發動機前延伸出驅動軸通過離合器驅動。3軸承旋轉軸對稱主噴管可在2.5 s內從0°旋轉到95°，并可左右偏轉10°。滾轉噴管從主發動機外涵引氣。在飛機起降時，尾部的3軸承旋轉噴管偏轉至垂直向下，產生83100 N的向上推力，同時升力風扇也產生83100 N的向上推力；二者互相合成來抬升飛機。兩側機翼上的滾轉姿態控制的噴管還可提供14600 N額外升力。在巡航狀態時，風扇停止工作，3軸承旋轉噴管轉為水平，主發動機提供水平推力。

3 STOVL飛機動力裝置關鍵技術分析

對STOVL飛機動力裝置各項關鍵技術按照瓶頸技術、關鍵技術、前沿技術及新興技術進行分類，并按照各項關鍵技術對裝備發展的貢獻度，綜合評價各項關鍵技術重要性，結果見表3。

表3 STOVL飛機動力裝置技術體系及技術重要度分析

3.1 動力裝置總體設計

STOVL飛機動力裝置不僅需要滿足飛機巡航狀態的推力和耗油率等性能指標要求，而且還需滿足飛機短距/垂直起飛狀態的升力要求，飛機動力裝置決定了發動機的寬工作特性，因此，在進行發動機循環參數匹配和確定發動機設計點循環參數時，必須兼顧巡航狀態推力要求和短距/垂直起降狀態升力系統工作對發動機循環參數的影響[16]，即需關注STOVL飛機動力裝置多設計點循環參數匹配問題。

3.2 升力系統

升力系統主要有升力發動機和升力風扇2種技術路線。

升力發動機基本思想是短距垂直起降的升力通過專門的升力發動機提供，在巡航時，升力發動機關閉。對該技術的研究重點是高推重比、輕質量、小體積等，突出其“短小精悍”。該類型發動機的推重比高達16。然而其具有“天生缺陷”，例如耗油量高、巡航時無用、地面燒蝕等，限制了該技術的應用及發展，逐步被升力風扇所取代。

升力風扇技術分為渦輪驅動和軸驅動2條技術路線。渦輪驅動升力風扇技術是在短垂態，將發動機噴口燃氣引入垂直安裝的升力風扇系統，通過一系列風扇葉尖小渦輪來驅動風扇葉片旋轉，從而產生升力。軸驅動升力風扇技術是從發動機提取軸功率驅動風扇，加速氣體噴出，把軸向功率轉化為垂向升力，既牽涉到風扇本身還涉及到大功率的軸承技術。綜合比較，軸驅動升力風扇技術效率較高，且便于實現，在F-35B戰斗機上得到應用，是當前升力風扇技術的主要發展方向。

3.3 大轉角推力矢量噴管

通過增加推力矢量噴管將常規發動機轉化為升力/巡航發動機。在飛機起降時，通過調節推力矢量噴管將發動機的噴氣轉向下，即將軸向推力轉為垂直升力；在飛機巡航時，噴管轉為正常向后，保持推力向后。根據其功能的復雜程度，推力矢量噴管可設計成不同形式[17]，3軸承旋轉噴管偏轉角度大，能夠滿足垂直/短距起降戰斗機對推力方向調整要求，在F-35B戰斗機上得到應用，是當前大轉角推力矢量噴管技術的主要發展方向。

3.4 超大功率傳動離合系統

垂直起降戰機升力風扇傳動系統由雙膜盤聯軸器、動力傳動軸、多片式離合器和對轉齒輪減速器組成。在飛機起飛和降落時，需利用風扇傳動系統將發動機的一部分功率可靠傳遞至升力風扇，在戰機升空后，通過多片離合器將發動機動力斷開。在高空飛行過程中，多片離合器將產生大量熱量，對摩擦片和多片離合器潤滑系統的設計提出了更高要求。高速重載錐齒輪、雙膜盤聯軸器、大功率多片離合器的設計等是新的關鍵技術。

3.5 飛/推綜合控制

STOVL飛機動力學模型為約束非線性系統，且作動器冗余異構，過渡過程控制要求飛機終端狀態滿足約束，飛機和動力裝置綜合控制復雜。英國針對鷂式戰斗機開展多種線性魯棒控制器的應用研究，仿真效果較好。但增益預置方法的設計復雜，需在飛行包線內選取幾百個點設計控制器增益，且不適合應用于強耦合非線性系統。先進垂直/短距起降飛機動力系統及噴射氣流效應相對于傳統戰斗機的更加復雜，操縱模式也更加多樣，線性控制器很難適用。

美國和德國合作開展的X-31驗證機計劃，研究了反饋線性化（動態逆）方法，利用非線性系統的逆抵消系統非線性項，得到針對預控變量的線性系統，然后對該線性系統設計控制器，再轉換為原控制變量輸入。該方法在F-35B戰斗機飛/推綜合控制中得到應用。X-31驗證機動態逆控制器結構如圖4所示。

3.6 動力裝置及其矢量特性試驗

除常規航空發動機試驗以外，主要包括升力風扇、全尺寸升力特性和排氣噴流等試驗。

升力風扇進氣畸變試驗是測試與驗證升力風扇進氣門的角度與形狀、進氣口的形狀、進口可調導向葉片的角度與葉型等對側風進氣畸變產生的影響。試驗用的側風由1個渦輪螺旋槳發動機產生。PW公司在C14試驗臺上開展了全尺寸側向進氣畸變試驗。為測試F135-PW-600推進系統總體性能，PW公司針對短距垂直起降性能特點，新建了C12整機試驗露天懸掛式臺架[18]。C14和C12試驗臺如圖5所示。

圖4 X-31驗證機動態逆控制器結構

圖5 C14和C12試驗臺

由于總升力特別大，較小測量誤差所對應的升力都對整機有較大影響，為提高測量精度，C12試驗臺除了垂直地面的主支撐鋼臂以外，還搭了4根大鋼管，與主支撐臂一起支撐起中央吊臂。為衡量在短距起飛、垂直降落和懸停過程中推進系統出口氣流經過地面反射作用的影響，需進行地面反射效應試驗，以獲得反射氣流對升力風扇及主發動機的干涉作用。對F-35B推進系統前期進行了整機排氣噴流試驗和整機氣流下洗試驗。整機氣流下洗試驗的目的是為了確認帶升力風扇推進系統流場特性，并與縮比模型試驗進行對比，獲得氣流下洗影響，為飛機飛行穩定性提供評估。PW公司在C14試驗臺上進行了整機氣流下洗試驗。

4 結束語

STOVL飛機與常規飛機不同，主要體現在動力裝置及飛機-動力裝置深度耦合一體化領域。這些領域涉及到較新的基礎理論、試驗技術方法等，國外經過幾十年的理論研究、原理驗證及工程實踐，突破了所涉及的關鍵技術，掌握了試驗方法，建立了成熟設計及標準體系。國內在STOVL飛機動力裝置技術領域開展了理論研究和原理試驗，但研究領域零星分散、技術成熟度低，其研究深度與系統集成程度還難以滿足短距起飛/垂直降落戰斗機研制需求?？偟膩碚f，動力裝置技術仍然是中國發展STOVL飛機的瓶頸，需要重點研究并突破。為加快STOVL飛機動力裝置的發展，建議在國內飛機、發動機的設計制造、材料工藝等技術基礎上，頂層策劃STOVL飛機動力裝置的技術發展路線圖，加強飛機對發動機的需求和能力牽引，重點研究制約動力發展的總體、核心部件和系統設計技術，實現關鍵技術集成突破。