索德軍，梁春華，張世福，劉 靜，孫明霞

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)研究

索德軍，梁春華，張世福，劉 靜，孫明霞

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)集固定翼和旋翼飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)于一身，由于其出色的性能一直廣受關(guān)注，但由于技術(shù)難度大，迄今為止，世界范圍內(nèi)僅有3型戰(zhàn)斗機(jī)真正裝備部隊(duì)使用，分別是英國(guó)“鷂式”戰(zhàn)斗機(jī)、前蘇聯(lián)雅克-38戰(zhàn)斗機(jī)和美國(guó)F-35B戰(zhàn)斗機(jī)。按照短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)提供升力和推力的方式，將其推進(jìn)系統(tǒng)分為共用型、組合型和復(fù)合型3種類型。介紹了3種短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的工作原理、應(yīng)用和發(fā)展，并分析了其優(yōu)缺點(diǎn)，給出了推進(jìn)系統(tǒng)研制發(fā)展的啟示及建議。

短距起飛；垂直降落；戰(zhàn)斗機(jī)；推進(jìn)系統(tǒng)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；噴管；升力風(fēng)扇

0 引言

短距起飛/垂直降落（S/VTOL）戰(zhàn)斗機(jī)集固定翼和旋翼飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)于一身，既能顯著降低戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)起落跑道的要求，又具備較高的作戰(zhàn)反應(yīng)性、環(huán)境適應(yīng)性和戰(zhàn)場(chǎng)生存性，是現(xiàn)代國(guó)防武器裝備極為重要的組成部分。長(zhǎng)期以來(lái)，各國(guó)都對(duì)該研究給予重視并大力研發(fā)。

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的研究工作始于第2次世界大戰(zhàn)之后。美國(guó)海軍在20世紀(jì)40年代末率先提出在小型和大型非航母戰(zhàn)艦上裝備垂直起落飛機(jī)的要求；50年代初期，美國(guó)研制了以洛克希德XFY-1和康維爾XFV-1為代表的垂直起落試驗(yàn)機(jī)，但因其需要豎立在架子上起飛和著陸，不便于操縱，未能得到進(jìn)一步發(fā)展，50年代中后期到70年代后期，美、英、德、法、蘇等國(guó)家針對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)掀起了研發(fā)熱潮，嘗試研究了多種技術(shù)方案，開(kāi)展了30多種試驗(yàn)機(jī)的飛行試驗(yàn)，其中的大多數(shù)都以失敗告終，甚至機(jī)毀人亡，僅有英國(guó)1969年服役的“鷂”式系列戰(zhàn)斗機(jī)和前蘇聯(lián)于1972年開(kāi)始批量配備部隊(duì)的Yak-38戰(zhàn)斗機(jī)得以應(yīng)用；80年代后期，美、英聯(lián)合提出“先進(jìn)短距起飛/垂直降落飛機(jī)”（ASTOVL）計(jì)劃，主要目的是研究和驗(yàn)證用于2010年以后服役的“短距起飛垂直降落攻擊戰(zhàn)斗機(jī)”（SSF） 的技術(shù)和布局方案，最后該計(jì)劃并入JSF計(jì) 劃 ， 該 計(jì) 劃 有2款S/VTOL戰(zhàn) 斗 機(jī) 驗(yàn) 證 機(jī)X-32B和X-35B參與競(jìng)標(biāo)，最終美國(guó)洛克希德·馬丁公司的X-35B勝出，正式編號(hào)為F-35B，于2012年首次交付美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)。S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的動(dòng)力與常規(guī)渦扇、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)不同，其推進(jìn)系統(tǒng)除需要為飛機(jī)的巡航、加速、格斗、盤(pán)旋等任務(wù)提供相應(yīng)推力外，還需為飛機(jī)的短距/垂直起落提供足夠大的動(dòng)力。推進(jìn)系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)短距/垂直起落的決定因素，具有復(fù)雜性和研制難度大等特點(diǎn)。S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展與應(yīng)用，在某種程度上即是推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展的過(guò)程。

本文以共用型、組合型和復(fù)合型3種目前應(yīng)用的典型推進(jìn)系統(tǒng)為例，綜述其發(fā)展，分析其特點(diǎn)。

1 共用型推進(jìn)系統(tǒng)

1.1 原理

共用型推進(jìn)系統(tǒng)是指S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的垂直升力和巡航推力由1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)提供，其工作原理通過(guò)氣動(dòng)或結(jié)構(gòu)作用，使噴管排氣以一定角度偏離中心線排出，進(jìn)而產(chǎn)生不同的矢量推力，發(fā)動(dòng)機(jī)或整體旋轉(zhuǎn)，或噴口轉(zhuǎn)動(dòng)；飛機(jī)本身也可轉(zhuǎn)向。戰(zhàn)斗機(jī)垂直起飛時(shí)，矢量推力垂直向上；戰(zhàn)斗機(jī)平飛時(shí)，矢量推力水平向前；戰(zhàn)斗機(jī)過(guò)渡飛行時(shí)，矢量推力既有水平向前的分量又有垂直向上的分量。世界各國(guó)研究的共用型推進(jìn)系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)見(jiàn)表1。

1.2 發(fā)展與應(yīng)用

1956年，法國(guó)航空工程師米切爾·威保爾特首次提出了“推力換向”的概念。后來(lái)，英國(guó)工程師高敦?劉易斯對(duì)此方案進(jìn)行了修改，并于1957年1月與威保爾特共同取得了專利權(quán)。布里斯托爾·西德利飛機(jī)公司接受了此專利方案，對(duì)其進(jìn)行了可行性分析，并對(duì)進(jìn)氣道、噴管和轉(zhuǎn)子等進(jìn)行了重大改進(jìn)。1959年9月，改進(jìn)設(shè)計(jì)后的“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)第1臺(tái)試驗(yàn)型發(fā)動(dòng)機(jī)首次運(yùn)轉(zhuǎn)。1960年2月，試飛用的“飛馬”2首次運(yùn)轉(zhuǎn)，并于1960年10月和11月裝在霍克·西德利公司P. 1127第1架原型機(jī)上進(jìn)行了系留懸停試驗(yàn)和自由懸停試驗(yàn)，1961年9月完成了完整的過(guò)渡飛行。1964年底，改進(jìn)的實(shí)用型“飛馬”6（如圖1所示）首次運(yùn)轉(zhuǎn)，1969年4月“飛馬”6正式作為“鷂”式飛機(jī)的動(dòng)力裝置開(kāi)始服役，1990年初，“飛馬”11-61發(fā)動(dòng)機(jī)定型，此時(shí)的推重比為7.67。

圖1 “飛馬”6發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)

2001年3～7月，波音公司完成了X-32B（S/VTOL型）的78次飛行試驗(yàn)，其動(dòng)力裝置采用了共用型推進(jìn)系統(tǒng)；使用PW公司的F119-PW-614發(fā)動(dòng)機(jī)，升力系統(tǒng)采用類似“鷂”式矢量噴管技術(shù)，升力組件由RR公司提供。在飛機(jī)重心處設(shè)置了2個(gè)升力矢量噴管，可以在垂直方向向前和向后偏轉(zhuǎn)10°和45°。與“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)不同是，其僅噴射渦輪后的燃?xì)?，發(fā)動(dòng)機(jī)尾部采用2元推力矢量噴管，當(dāng)飛機(jī)短距起飛或垂直降落時(shí)，通過(guò)2個(gè)蝶形閥門(mén)使通往尾部的2元推力矢量噴管關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)主排氣流轉(zhuǎn)向升力噴管垂直向下噴出而提供垂直升力。在升力噴管前方還開(kāi)有1條橫向縫，發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇后的部分氣流從縫中向下噴出，形成1個(gè)“射流屏”，防止升力矢量噴管排出的燃?xì)獗晃脒M(jìn)氣道。在飛機(jī)機(jī)身的前后和機(jī)翼上設(shè)有用于飛機(jī)俯仰和偏航姿態(tài)控制的噴氣口。推進(jìn)系統(tǒng)和其在X-32B上安裝位置如圖2所示。

1.3 優(yōu)點(diǎn)與不足

利用發(fā)動(dòng)機(jī)噴管轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)S/VTOL的戰(zhàn)斗機(jī)，因改變噴口方向產(chǎn)生矢量推力，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在重心附近，飛機(jī)設(shè)計(jì)接近常規(guī)，難度相對(duì)下降。

圖2 X-32B推進(jìn)系統(tǒng)(上)和其飛機(jī)上的透視圖（下）

共用型推進(jìn)系統(tǒng)主要存在以下缺點(diǎn)：

（1）進(jìn)氣道短而粗。進(jìn)氣道短，使發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能受到影響；發(fā)動(dòng)機(jī)橫截面大，飛行阻力增大，限制了飛機(jī)的最快速度；增加了雷達(dá)反射面積，不利于隱身。

（2）通用性不強(qiáng)，特別是與其他常規(guī)型共用1個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)時(shí)更為明顯。與未安裝直接升力系統(tǒng)的CTOL型和CV型相比，X-32B型雖然僅增加317 kg，但因其發(fā)動(dòng)機(jī)必須安裝在飛機(jī)重心位置附近，對(duì)按常規(guī)飛行設(shè)計(jì)的飛機(jī)而言，這種設(shè)計(jì)會(huì)導(dǎo)致CTOL型和CV型的性能下降。

（3）熱燃?xì)馕：Υ蟆-32B短距起飛和垂直降落時(shí)，由于其升力噴管噴出的是渦輪后燃?xì)?，高溫氣流?huì)嚴(yán)重侵蝕機(jī)場(chǎng)或甲板跑道，并且會(huì)增加發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度，使發(fā)動(dòng)機(jī)在“高溫”模式下工作，效率降低，磨損和維護(hù)成本增加。

2 組合型推進(jìn)系統(tǒng)

2.1 原理

組合型推進(jìn)系統(tǒng)是指S/VTOL所需的垂直升力由升力發(fā)動(dòng)機(jī)（可以是渦噴或渦扇）和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)組合提供；巡航推力僅由升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)提供。該類型戰(zhàn)斗機(jī)在起落時(shí)，起動(dòng)升力發(fā)動(dòng)機(jī)和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)，共同工作提供升力；在巡航時(shí)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)提供水平推力。世界各國(guó)研究的組合型推進(jìn)系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)見(jiàn)表2。

2.2 應(yīng)用和發(fā)展

1959年德國(guó)EWR公司開(kāi)始研制VJ-101飛機(jī)，VJ-l01C采用6臺(tái)RR公司的RB145渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)（如圖3所示）。其中2臺(tái)固定安裝于駕駛艙后部，作為升力發(fā)動(dòng)機(jī)，4臺(tái)兩兩安裝于2個(gè)翼梢的可旋轉(zhuǎn)短艙內(nèi)，作為升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。VJ-101C雖已完成了數(shù)百次試飛，最大速度達(dá)到Ma1.14，但因性能遠(yuǎn)不能滿足軍方要求及研發(fā)經(jīng)費(fèi)等問(wèn)題而在1971年停止研究。

表2 組合型推進(jìn)系統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)

圖3 翼稍帶發(fā)動(dòng)機(jī)的VJ-l01C及RB145發(fā)動(dòng)機(jī)

前蘇聯(lián)的Yak-38戰(zhàn)斗機(jī)于1972年完成首飛并開(kāi)始裝備部隊(duì)，截至1988年停止生產(chǎn)時(shí)，共生產(chǎn)231架，Yak-38使用2臺(tái)升力發(fā)動(dòng)機(jī)（RD36-35FVR）和1臺(tái)矢量噴管主發(fā)動(dòng)機(jī)（R27V-300），如圖4所示。

該設(shè)計(jì)局1975年繼續(xù)研制采用新型發(fā)動(dòng)機(jī)（RD41和R79）的Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)。1989年，Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)首次實(shí)現(xiàn)超聲速飛行，升限大幅提高。該項(xiàng)研制工作原計(jì)劃1995年結(jié)束，但由于前蘇聯(lián)解體，研制經(jīng)費(fèi)嚴(yán)重欠缺，1991年研制計(jì)劃完全停止。

圖4 R27V-300渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)

諾斯羅普·格魯門(mén)公司參選JSF計(jì)劃，其推進(jìn)系統(tǒng)方案在整體動(dòng)力布局方面與Yak-38的類似。升力發(fā)動(dòng)機(jī)選用RR公司設(shè)計(jì)的RB594發(fā)動(dòng)機(jī)，噴管可偏航±15°。主發(fā)動(dòng)機(jī)為F119的改型，增加2個(gè)偏航/仰俯軸對(duì)稱噴管，分別位于后機(jī)身兩側(cè)，通過(guò)2個(gè)閥門(mén)控制其開(kāi)關(guān)。該方案在落選后，諾斯羅普·格魯門(mén)公司沒(méi)繼續(xù)深入研究，未進(jìn)入大尺寸模型試驗(yàn)階段。

2.3 優(yōu)點(diǎn)與不足

相比“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)，組合型推進(jìn)系統(tǒng)的戰(zhàn)斗機(jī)總體布局更合理，高速飛行的潛力也更大，但主要存在以下缺點(diǎn)：

（1）總的推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)比復(fù)雜。要考慮多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)一起工作時(shí)的自重、振動(dòng)等問(wèn)題。如果1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作，整個(gè)機(jī)身的平衡會(huì)受到嚴(yán)重影響；發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)量也更大。

（2）升力發(fā)動(dòng)機(jī)壽命短。為了盡量減少對(duì)飛機(jī)性能的影響，升力發(fā)動(dòng)機(jī)推重比要求很高，至少為16，最高可達(dá)40以上，這就要求其結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、系統(tǒng)簡(jiǎn)化、材料從輕。這就導(dǎo)致在惡劣條件下工作的發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命縮短，甚至僅能進(jìn)行幾次起落。

（3）升力發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣容易造成尾氣再循環(huán)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，噴射的高溫氣體會(huì)腐蝕地面。

3 復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)

3.1 原理

復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)是指S/VTOL所需的垂直升力由升力風(fēng)扇或引射器等專用升力裝置和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)共同提供；巡航推力僅由升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)提供。該類型戰(zhàn)斗機(jī)起落時(shí)起動(dòng)專門(mén)的升力裝置和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作提供升力；過(guò)渡飛行時(shí)，由升力風(fēng)扇和機(jī)翼提供升力及升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)提供水平推力；在巡航時(shí)，專用升力裝置關(guān)閉，升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)提供水平推力。世界各國(guó)研究的復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其見(jiàn)表3。

表3 復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)

圖5 X-5A升力風(fēng)扇系統(tǒng)

圖6 NASA的X-5B驗(yàn)證機(jī)

3.2 應(yīng)用和發(fā)展

20世紀(jì)50年代后期，就出現(xiàn)了升力風(fēng)扇系統(tǒng)，當(dāng)時(shí)是將風(fēng)扇安裝在機(jī)翼上以提供升力。美國(guó)研制的XV-5A飛機(jī)升力風(fēng)扇系統(tǒng)的原理如圖5所示。1964年，X-5A完成了首次升力風(fēng)扇懸停驗(yàn)證。后來(lái)，X-5A被修改并 轉(zhuǎn) 到NASA進(jìn) 行VTOL技術(shù)和操縱要求論證研究，重新設(shè)計(jì)后的代號(hào)為X-5B（如圖6所示）。

1983年，美國(guó)海軍接受第1批AV-8B“鷂”Ⅱ，與此同時(shí)，美、英開(kāi)始討論合作研制1款超聲速先進(jìn)短距起飛/垂直降落（ASTOVL）替換飛機(jī)。ASTOVL計(jì)劃最初提出4種升力方案，包括先進(jìn)的推力矢量控制、混合串列風(fēng)扇、引射增升和遠(yuǎn)距增升系統(tǒng)等；但經(jīng)進(jìn)一步研究表明，這4種方案均不能完全滿足要求；經(jīng)修改發(fā)展了2種新的方案：燃?xì)怦詈仙︼L(fēng)扇（GCLF）和軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇（SCLF）方案。

麥道公司最初采用的是燃?xì)怦詈仙︼L(fēng)扇方案（如圖7所示）。主發(fā)動(dòng)機(jī)選用的是GE公司的F120，在主發(fā)動(dòng)機(jī)后部左右兩側(cè)各添加了1個(gè)升力噴管，同時(shí)有數(shù)個(gè)燃?xì)夤艿酪龤怛?qū)動(dòng)前方的升力風(fēng)扇。短距/垂直起落時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管將被堵塞，燃?xì)馔ㄟ^(guò)活門(mén)，一部分流入升力噴管，產(chǎn)生升力，一部分通過(guò)燃?xì)夤艿擂D(zhuǎn)向流至前面的升力風(fēng)扇，驅(qū)動(dòng)其運(yùn)轉(zhuǎn)。升力風(fēng)扇的噴管是3軸承旋轉(zhuǎn)噴管，能將升力轉(zhuǎn)向，產(chǎn)生矢量升力。但因?yàn)樵摲桨感枰艽蟮娜細(xì)饬髁?，需要重新設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口截面，并對(duì)飛機(jī)進(jìn)行較大的修改，影響飛行性能，經(jīng)過(guò)權(quán)衡，麥道公司最終選擇經(jīng)修改的升力發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

圖7 麥道公司的燃?xì)怦詈仙︼L(fēng)扇方案

洛克希德·馬丁公司采用軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇方案。X-35B推進(jìn)系統(tǒng)由1臺(tái)F119-PW-611發(fā)動(dòng)機(jī)、軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇、3軸承轉(zhuǎn)向噴管和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制噴管組成，如圖8所示。

圖8 F-35B的F135STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)

升力風(fēng)扇為2級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇，垂直安裝在座艙后，剛好在飛機(jī)重心之前，由主發(fā)動(dòng)機(jī)前延伸出旋轉(zhuǎn)軸通過(guò)離合器驅(qū)動(dòng)可向前偏轉(zhuǎn)15°、向后偏轉(zhuǎn)60°、向左右分別偏轉(zhuǎn)10°。該風(fēng)扇吸入冷空氣向下噴射，提供垂直升力，同時(shí)在噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口之間形成1個(gè)氣體屏障，避免尾氣循環(huán)。在短距起飛、懸停和垂直降落時(shí)，由升力風(fēng)扇產(chǎn)生升力，主發(fā)動(dòng)機(jī)的3軸承轉(zhuǎn)向噴管可偏轉(zhuǎn)至垂直向下的位置（最多可偏轉(zhuǎn)95°并可左右偏轉(zhuǎn)10°）產(chǎn)生升力，兩側(cè)機(jī)翼的姿態(tài)控制噴管也可提供升力；正常飛行時(shí)，離合器斷開(kāi)，升力風(fēng)扇進(jìn)、出口關(guān)閉，停止工作，3軸承轉(zhuǎn)向噴管轉(zhuǎn)至水平方向提供推力。

3.3 優(yōu)點(diǎn)與不足

以F135 STOVL為例，復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)主要存在以下優(yōu)缺點(diǎn)。

3.3.1 優(yōu)點(diǎn)

（1）效率高，產(chǎn)生的升力要比同樣采用F119改型發(fā)動(dòng)機(jī)的直接升力方案高出60%。

（2）升力風(fēng)扇安裝在飛機(jī)重心前方，后部的主發(fā)動(dòng)機(jī)位置保持不變，提高了性能，并保證了與傳統(tǒng)型的通用性。

（3）升力風(fēng)扇可以使足夠的空氣轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機(jī)懸停所需的垂直氣流，發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的截面變動(dòng)不大，對(duì)飛機(jī)的影響??；飛機(jī)迎風(fēng)面積小，有利于飛機(jī)實(shí)現(xiàn)超聲速飛行，提高機(jī)動(dòng)性。

（4）從垂直起落狀態(tài)轉(zhuǎn)化為平飛狀態(tài)所用的時(shí)間短且轉(zhuǎn)化過(guò)程更簡(jiǎn)單。

（5）升力風(fēng)扇噴出的是冷空氣流，減小了尾噴管高溫燃?xì)鈱?duì)地面(甲板）的燒蝕影響。

3.3.2 缺點(diǎn)

（1）結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量較大。以F-35B為例,僅軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇就給飛機(jī)增重1361 kg，加上其他升力組件，其總質(zhì)量約1800 kg，這是在飛機(jī)巡航狀態(tài)時(shí)無(wú)法丟棄的“死重”。由于自重的增加，其可帶負(fù)載減少，攜帶的燃油量少，航程和作戰(zhàn)半徑都有所縮短，同時(shí)也降低了武器載荷。實(shí)際上隨著F-35B質(zhì)量的增加，其面臨著升力不足的問(wèn)題。

（2）升力風(fēng)扇體積大，占據(jù)了較大飛機(jī)空間。

（3）相比其他型安裝的低可探測(cè)的軸對(duì)稱噴管，所采用的3軸承噴管隱身性降低。

4 特點(diǎn)與啟示

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)是關(guān)鍵。結(jié)合S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展和使用情況，發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)是其發(fā)展的瓶頸，直接關(guān)系到飛機(jī)能否與常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)抗。簡(jiǎn)單地說(shuō)，相對(duì)于常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)，S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要是解決推進(jìn)系統(tǒng)的升力、推力、質(zhì)量和耗油率與飛機(jī)起飛質(zhì)量和航程的矛盾。

（2）升力方案是難點(diǎn)。從應(yīng)用的各發(fā)動(dòng)機(jī)看，怎樣為垂直起飛的戰(zhàn)斗機(jī)提供足夠的升力一直是困擾S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的難點(diǎn)。無(wú)論是早期鷂式戰(zhàn)斗機(jī)，還是Yak-38戰(zhàn)斗機(jī)，都存在載荷不足、機(jī)動(dòng)性能相對(duì)差以及航程不夠的問(wèn)題；目前最先進(jìn)的F-35B在研制過(guò)程中同樣出現(xiàn)“因超重1500 kg而無(wú)法實(shí)現(xiàn)按設(shè)計(jì)要求的懸?；蚨叹嗥痫w”的問(wèn)題。上述問(wèn)題通過(guò)修改氣動(dòng)布局、提高推進(jìn)系統(tǒng)的效率和減少阻力等措施基本解決。也就是說(shuō)，采用組合型或者復(fù)合型的推進(jìn)系統(tǒng)，雖然能夠以其他方式（升力發(fā)動(dòng)機(jī)或升力風(fēng)扇）提高升力，但增加的系統(tǒng)自重很大，這是在起飛、巡航、機(jī)動(dòng)飛行中不可拋棄的。共用型推進(jìn)系統(tǒng)雖然在提供升力方面增加的質(zhì)量不是很大，但其能提供的升力受進(jìn)氣流影響較大（相比X-32B方案，X-35B方案的單一發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)多產(chǎn)生60%的推力和160%的氣流），所以，同樣存在升力不足的困擾。因而，應(yīng)該探索革新的技術(shù)和方案，既能提供足夠的推力又具有合適的質(zhì)量，能夠更好地滿足S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的全面要求。

（3）組合型推進(jìn)系統(tǒng)成熟度相對(duì)較高，共用型推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)展?jié)摿τ写u(píng)估。對(duì)于F-35B推進(jìn)系統(tǒng)，洛克希德·馬丁公司開(kāi)始采用噴氣驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇及用2維、“龍蝦尾”式噴管的形式，后來(lái)隨著諾斯羅普·格魯門(mén)公司和英國(guó)宇航公司加入研制，洛克希德·馬丁公司對(duì)其原始方案進(jìn)行了較大修改，形成了的軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇、3軸承偏轉(zhuǎn)噴管方案。這一方案在綜合性能、可靠性和維護(hù)性方面最佳；在軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇與噴氣驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇間選擇了前者，減少了在氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上所受的限制。升力風(fēng)扇是基于洛克希德·馬丁公司的軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇專利技術(shù)、RR公司垂直起飛和著陸戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)的多年研制和使用經(jīng)驗(yàn)；3軸承偏轉(zhuǎn)噴管技術(shù)是基于俄羅斯的Yak-141型R79發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)；F135 STOVL主發(fā)動(dòng)機(jī)是以在F-22戰(zhàn)斗機(jī)上投入使用的成熟F119發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)改進(jìn)的。也就是說(shuō)，這些都是成熟的、經(jīng)驗(yàn)證的先進(jìn)部件和技術(shù)，完全符合美國(guó)國(guó)防部的“JSF項(xiàng)目不采用未經(jīng)驗(yàn)證的不成熟部件和技術(shù)”的規(guī)定，也確實(shí)收到了“使F-35戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的研制風(fēng)險(xiǎn)明顯降低、研制費(fèi)用減少、研制時(shí)間縮短”的效果。

X-32B雖然在JSF競(jìng)標(biāo)中不敵X-35B，但是其采用的推進(jìn)技術(shù)值得探討。波音公司為解決直接升力推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣量問(wèn)題，采用了獨(dú)具一格的”大下巴”進(jìn)氣道等新穎結(jié)構(gòu)。雖然這些新穎布局的氣動(dòng)性能在試飛中被驗(yàn)證是可靠的，且其推進(jìn)系統(tǒng)采用了鷂式戰(zhàn)斗機(jī)經(jīng)驗(yàn)證的結(jié)構(gòu)方式，但是對(duì)于波音公司來(lái)說(shuō)，這些布局卻是史無(wú)前例的，在以后的使用中存在的不定因素也不可預(yù)估，這也是其競(jìng)標(biāo)失敗的原因之一。同時(shí)，STOVL型的發(fā)動(dòng)機(jī)布局方式降低了CTOL型和CV型的性能，這也是經(jīng)濟(jì)可承受性方面不允許的。如果單純從技術(shù)角度來(lái)看，X-32B推進(jìn)系統(tǒng)還是比較成功的，因?yàn)樯屯屏τ赏慌_(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)提供，占用的空間較小，附加系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，技術(shù)問(wèn)題相對(duì)較少，這種共用型推進(jìn)系統(tǒng)能夠從根本上解決發(fā)動(dòng)機(jī)“死重”增加的問(wèn)題。

5 結(jié)束語(yǔ)

與常規(guī)起落的固定翼飛機(jī)和直升機(jī)相比，S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)具有許多突出的優(yōu)點(diǎn)和明顯的戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)價(jià)值。正因如此，各航空發(fā)達(dá)國(guó)家都對(duì)其發(fā)展給予了高度關(guān)注。從20世紀(jì)50年代開(kāi)始，雖然各國(guó)研制驗(yàn)證了幾十種S/VTOL型號(hào)，但實(shí)際應(yīng)用的3款S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)都存在一些問(wèn)題，特別是在飛行速度、航程及作戰(zhàn)半徑、載荷量以及機(jī)動(dòng)性等方面，且基本體現(xiàn)在推進(jìn)系統(tǒng)上。

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的研制經(jīng)歷了大量失敗，少數(shù)得到驗(yàn)證，極少數(shù)得以裝備。在這一過(guò)程中，耗費(fèi)了巨大的人力和財(cái)力，卻也積累了大量經(jīng)驗(yàn)，不斷地驗(yàn)證了方案的可行性。美國(guó)的F-35B戰(zhàn)斗機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用了美國(guó)PW公司的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、英國(guó)RR公司的升力技術(shù)、參考了Yak-141發(fā)動(dòng)機(jī)的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管技術(shù)，可以說(shuō)是這3種推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)的集中體現(xiàn)，但仍存在著前述的一些問(wèn)題。

美國(guó)的航空技術(shù)處于世界領(lǐng)跑的地位，其提出的關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展方向均依據(jù)美國(guó)的戰(zhàn)略需求而定，因此中國(guó)不能盲目跟隨，應(yīng)充分分析其技術(shù)發(fā)展的方法和策略，總結(jié)其經(jīng)驗(yàn)，依照中國(guó)國(guó)情和戰(zhàn)略發(fā)展需求，提出應(yīng)對(duì)的措施。中國(guó)的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)的研制，既要借鑒國(guó)外先進(jìn)技術(shù)與方案再創(chuàng)新，又要放飛思想、敢于原始創(chuàng)新，深入研究和論證需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)和需要提供的技術(shù)保障，才能早日研制出滿足中國(guó)國(guó)防需要的產(chǎn)品。

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Technology of Short/Vertical Takeoff and Landing Fighter and Propulsion System

SUO De-jun,LIANG Chun-hua,ZHANG Shi-fu,LIU Jing,SUN Ming-xia
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The short/vertical takeoff and landing（S/VTOL）fighter has the advantages of the fixed wing and the rotor wing fighter.The S/VTOL fighter has been

much attention for its excellent performance in the world,but there were only three types of S/VTOL fighter（“harrier”，Yak-38 and F-35B fighter）serviced in forces as yet because of the special technology difficulty.The propulsion systems of three types of fighter can be separately named the shared type,combined type and mixed type as the different ways of the lift force and propulsion force for the aircraft.The operation principle，application and development of the three kinds of propulsion systems were described,the advantages and disadvantages were analyzed,and the experience and suggestion of the propulsion system development were presented.

short takeoff;vertical landing;fighter;propulsion system;aeroengine;nozzle;lift fan

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.04.002

2014-05-21

索德軍（1978），男，高級(jí)工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)技術(shù)情報(bào)研究工作；E-mail：sdj27@163.com。

索德軍，梁春華，張世福，等.S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（4）：7-13.SUO Dejun，LIANG Chunhua，ZHANGShifu，et al.Technologyofshort/vertical takeoffand landingfighter and propulsion system[J].Aeroengine，2014，40（4）：7-13.