高麗敏 馬 馳 李瑞宇

（1.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心）

F-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇研究進(jìn)展?

高麗敏1，2馬 馳1，2李瑞宇1，2

（1.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心）

F-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇對(duì)于提升國(guó)產(chǎn)艦載機(jī)的性能具有重要的參考價(jià)值，回顧了其發(fā)展歷史以及圍繞該種升力風(fēng)扇開(kāi)展的科學(xué)研究，強(qiáng)調(diào)了該種升力裝置的特點(diǎn)和優(yōu)勢(shì)。在考慮地面效應(yīng)對(duì)升力影響的前提下進(jìn)行了初步的一維設(shè)計(jì)，認(rèn)為總壓比設(shè)計(jì)在2.3時(shí)符合升力要求。重點(diǎn)介紹了短距/垂直起降飛機(jī)升力風(fēng)扇的設(shè)計(jì)、非定常流動(dòng)結(jié)構(gòu)和穩(wěn)定性等問(wèn)題。對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)有關(guān)研究對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的研究具有借鑒意義。對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇研究中缺少實(shí)驗(yàn)研究和復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)機(jī)理不明等問(wèn)題需引起重視。

短距/垂直起降；對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇；一維設(shè)計(jì)；地面效應(yīng)；升力損失；非定常流動(dòng)

0 引言

F-35B戰(zhàn)斗機(jī)是由美國(guó)聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)（Joint Strike Fighter,JSF）計(jì)劃支持、美國(guó)洛克希德·馬丁公司在F-35A戰(zhàn)斗機(jī)的基礎(chǔ)上衍生而來(lái)的。2007年12月18日首架F-35B飛機(jī)下線，2008年6月完成首飛。為了完成預(yù)期的項(xiàng)目目標(biāo)，F(xiàn)-35B集合了多種高新技術(shù)，使得F-35B具備了以前飛機(jī)不曾擁有的綜合性能，即集隱身、超聲速巡航、短距/垂直起降（short/take-off and vertical landing aircraft，STOVL）與機(jī)動(dòng)性等特點(diǎn)于一身的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)，也將成為美國(guó)和其盟友在21世紀(jì)的空戰(zhàn)主力武器。

在F-35B所采用的眾多新技術(shù)中，其對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇在最大起飛質(zhì)量、操縱性、隱身性、安全性和對(duì)環(huán)境的影響等多個(gè)方面均有突出的優(yōu)勢(shì)，使得該結(jié)構(gòu)成為令國(guó)際航空界驚嘆的一大亮點(diǎn)。本文以F-35B的對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇為例，通過(guò)氣動(dòng)方案的初步設(shè)計(jì)，深入研究對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的技術(shù)特性及其研究進(jìn)展，為后續(xù)的相關(guān)科研工作提供支撐和啟發(fā)。

1 STOVL升力方案比較

世界范圍內(nèi)比較成熟的STOVL飛機(jī)所采用的推進(jìn)系統(tǒng)主要有三種：一體式推進(jìn)系統(tǒng)、組合型推進(jìn)系統(tǒng)和帶升力風(fēng)扇的復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)。

一體式推進(jìn)系統(tǒng)典型代表為英國(guó)“鷂”式系列戰(zhàn)斗機(jī)，采用“飛馬”推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)，通過(guò)旋轉(zhuǎn)噴口方向產(chǎn)生矢量推力完成垂直/短距起落。但它是亞音速飛機(jī)；進(jìn)氣道粗短，造成飛行阻力增大和隱身性能較差；垂直起降過(guò)程噴出高溫燃?xì)猓瑫?huì)產(chǎn)生高溫燃?xì)饣匚颓治g降落地面的問(wèn)題[1]。

組合型推進(jìn)系統(tǒng)典型代表為俄羅斯雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)，采用升力發(fā)動(dòng)機(jī)和旋轉(zhuǎn)噴管發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合的方案，依靠?jī)膳_(tái)升力發(fā)動(dòng)機(jī)和巡航發(fā)動(dòng)機(jī)噴管向下偏轉(zhuǎn)的兩股升力實(shí)現(xiàn)飛機(jī)垂直提升。多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同工作，要考慮彼此工作匹配問(wèn)題；同樣存在垂直起落時(shí)高溫燃?xì)馇治g地面的問(wèn)題。

除以上兩種實(shí)現(xiàn)垂直起降的升力方式以外，以美國(guó)F-35B戰(zhàn)斗機(jī)為典型代表的采用升力風(fēng)扇+矢量噴管+調(diào)姿噴管方案的復(fù)合型推進(jìn)系統(tǒng)因其性能優(yōu)越，贏得廣泛關(guān)注。依靠向下偏轉(zhuǎn)噴管的主發(fā)動(dòng)機(jī)和通過(guò)主發(fā)動(dòng)機(jī)軸驅(qū)動(dòng)的升力風(fēng)扇同時(shí)為戰(zhàn)斗機(jī)提供升力。由于升力風(fēng)扇向下噴出的冷空氣減緩了對(duì)地面的燒蝕問(wèn)題同時(shí)阻隔了軸流發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的氣體吸入進(jìn)氣道，很好地解決了熱燃?xì)饣匚鼏?wèn)題（見(jiàn)圖1）。

圖1 升力風(fēng)扇阻擋熱燃?xì)饣匚黐2]Fig.1 The lift fan jet blocks hot gas ingestion

升力風(fēng)扇是指由燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)主軸驅(qū)動(dòng)裝在飛機(jī)機(jī)身或機(jī)翼上的旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇，通過(guò)進(jìn)排氣的壓差而產(chǎn)生向上升力的裝置。

在葉尖輪緣速度、附面層分離等限制下，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的氣動(dòng)負(fù)荷非常有限，單級(jí)風(fēng)扇能產(chǎn)生的升力十分有限。為了產(chǎn)生更大的升力，多風(fēng)扇組合的升力布局形式成為普遍選擇，如VZ-4飛機(jī)采用了雙涵道風(fēng)扇，但該機(jī)型的升力僅為3 200 lbs；四涵道風(fēng)扇的X-22和雙升力風(fēng)扇+機(jī)首一個(gè)小風(fēng)扇布局的XV-5等均由于自身質(zhì)量和迎風(fēng)面積的限制，導(dǎo)致巡航速度和載重量受限，飛機(jī)的控制反饋緩慢等嚴(yán)重影響了飛機(jī)性能與安全性。

而F-35B的升力風(fēng)扇設(shè)計(jì)另辟蹊徑，提出了對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的方案，提升了升力風(fēng)扇的氣動(dòng)負(fù)荷，產(chǎn)生約50%的氣動(dòng)升力。與由轉(zhuǎn)子+靜子組成的常規(guī)升力風(fēng)扇不同，對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇由兩排反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子組成，去除了常規(guī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子后的靜子葉排，升力風(fēng)扇的做功能力得到了極大的提高，所產(chǎn)生的升力水平也在自身質(zhì)量保持不變的條件下，較常規(guī)風(fēng)扇有了明顯的提升。

采用對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇取代傳統(tǒng)的單級(jí)涵道升力風(fēng)扇，可以在滿足升力要求的前提下，大大縮小對(duì)機(jī)身外形氣動(dòng)設(shè)計(jì)的干擾，提升了飛機(jī)的載重能力，并可以滿足新一代戰(zhàn)機(jī)的諸多性能要求，是改善飛機(jī)短距/垂直起降性能的利器。

2 F-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)

2.1 氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)

根據(jù)F-35B飛機(jī)的起飛質(zhì)量，洛克希德·馬丁公司對(duì)飛機(jī)起飛所需的升力進(jìn)行整機(jī)布局：垂直起飛所需的總升力為40 000 lbs，其中位于機(jī)身前部的升力風(fēng)扇需提供18 000 lbs升力，承擔(dān)45%的升力；發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管提供17 000 lbs升力，兩個(gè)調(diào)姿噴管各產(chǎn)生升力2 500 lbs[3]。

根據(jù)文獻(xiàn)[4]的部分?jǐn)?shù)據(jù)對(duì)F-35B所用的升力風(fēng)扇進(jìn)行氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)[4]。為了產(chǎn)生足夠大的升力，升力風(fēng)扇不僅需要具有較大的壓差，而且需要通過(guò)足夠多的流量。升力風(fēng)扇直徑達(dá)1.27m，進(jìn)口質(zhì)量流量204kg/s。

升力風(fēng)扇簡(jiǎn)圖及各截面位置如圖2所示。設(shè)0-0截面為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，進(jìn)口為1-1截面，出口為3-3截面。升力風(fēng)扇進(jìn)口Ds=1.27m，進(jìn)口輪轂比Dh-s=0.454，升力風(fēng)扇效率η=0.87，噴管總壓恢復(fù)系數(shù)σe=0.98，q=204kg/s，假定增壓比為π*。

圖2 升力風(fēng)扇特征截面Fig.2 Characteristic section of lift fan

進(jìn)口面積A1為：

式中：q(λ)為密流函數(shù)，由此可以推出進(jìn)口截面上q(λ)，Ma1，p1，T1

升力風(fēng)扇進(jìn)口氣流速度V1由連續(xù)性方程：

由壓氣機(jī)效率公式可有：

出口截面總壓為：

出口的p3，T3均與出口Ma3直接相關(guān)：

則最終的升力表達(dá)式為：

為讓空氣進(jìn)一步加速，升力風(fēng)扇出口為漸縮噴管，即可給出約束條件：Ma3＜1，A3＜A1。

此外，考慮到當(dāng)飛機(jī)垂直降落到近地區(qū)域時(shí)，由于升力風(fēng)扇向下噴出的氣流、主發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管氣流、飛機(jī)下機(jī)身、地面的相互作用，形成了復(fù)雜的地面效應(yīng)，地面效應(yīng)會(huì)導(dǎo)致升力風(fēng)扇的巨大升力損失，可以高達(dá)升力的50%[41]。參照文獻(xiàn)[3]中升力參數(shù)，最終確定目標(biāo)值為27 000 lbs(18 000 lbs的1.5倍)。

遍歷了速度因數(shù)λ∈[0,1]范圍內(nèi)，出口截面面積A3、升力F、增壓比π*隨λ的變化情況，發(fā)現(xiàn)當(dāng)π*為2.165時(shí)，產(chǎn)生的升力可以兼顧目標(biāo)升力和考慮地面效應(yīng)后所需升力，但該壓比下只在0.29＜λ≤0.65范圍內(nèi)滿足升力需求；當(dāng)π*達(dá)到2.3時(shí)，可以保證收縮噴管在所有可實(shí)現(xiàn)的工況中均滿足目標(biāo)升力要求。圖3給出了這兩個(gè)壓比情況下，升力F和出口截面面積A3隨速度因數(shù)λ的變化情況，水平線標(biāo)識(shí)了約束條件。

圖3 升力、出口截面隨速度因數(shù)λ變化Fig.3 Lift and outlet section with changes of velocity coefficient

綜上認(rèn)為升力風(fēng)扇的總壓比設(shè)定為2.3～2.4較為穩(wěn)妥，且這個(gè)參數(shù)也與文獻(xiàn)[5]中提供的參數(shù)基本一致。由上述方案可以看出，采用大直徑的單個(gè)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇完全可以滿足升力要求。此外，單個(gè)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇結(jié)構(gòu)與多個(gè)單級(jí)風(fēng)扇分散布局相比，單個(gè)升力風(fēng)扇占用的氣動(dòng)外形的面積更小，因此由于改變?cè)袣鈩?dòng)外形所帶來(lái)的阻力問(wèn)題也更小。但如何產(chǎn)生足夠的壓比成為了亟待解決的問(wèn)題。具有良好增壓特性的對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)則是解決這一問(wèn)題的關(guān)鍵。

2.2 對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇結(jié)構(gòu)

兩級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F136發(fā)動(dòng)機(jī)之外新增加的裝置，是F-35B動(dòng)力系統(tǒng)的重要組成部分。它安裝在駕駛艙后方（圖4a），通過(guò)傳動(dòng)軸連接在巡航發(fā)動(dòng)機(jī)F135的低壓渦輪軸上，可提供約18 000lbs的附加推力，所以使主發(fā)動(dòng)機(jī)能在較低溫度下，以較小的負(fù)荷運(yùn)轉(zhuǎn)，從而提高了可靠性和使用壽命。F-35B的垂直升力主要靠機(jī)上裝置的兩級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇提供，它的進(jìn)氣道自然就可以設(shè)計(jì)得比較小。兩級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)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而無(wú)須增加發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的截面，進(jìn)而避免了飛機(jī)在超聲速飛行時(shí)所產(chǎn)生的阻力。

反向?qū)D(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子是通過(guò)連接在傳動(dòng)軸端的主傘形齒輪帶動(dòng)上下相對(duì)放置的兩個(gè)傘形齒輪來(lái)轉(zhuǎn)動(dòng)（圖4b、圖4c）。為降低質(zhì)量，第一級(jí)為空心葉片，第二級(jí)實(shí)心葉片方案以承受更大的氣動(dòng)載荷葉片[5]，傳動(dòng)軸的轉(zhuǎn)速為8 000r/min。噴口為可調(diào)D形噴口，既可以控制升力，又可以通過(guò)控制背壓達(dá)到防喘振的目的。

圖4 升力風(fēng)扇示意圖Fig.4 sketch map of lift fan

3 對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)的研究進(jìn)展

對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F-35B作為性能卓越的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，大大提升了F-35B垂直起降、載重能力、巡航速度、隱身特性等能力。然而，既區(qū)別于傳統(tǒng)意義上的單級(jí)升力風(fēng)扇，又不同于動(dòng)靜相間的多級(jí)軸流壓氣機(jī)，有關(guān)對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)風(fēng)扇/壓氣機(jī)成為葉輪機(jī)械領(lǐng)域新的研究熱點(diǎn)。

3.1 對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇的氣動(dòng)設(shè)計(jì)

升力的大小是具有垂直起降功能的戰(zhàn)斗機(jī)的重要指標(biāo)之一，因此，如何通過(guò)提高對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇進(jìn)出口的壓差，增大升力，并安全運(yùn)行成為對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)。

3.1.1 方案設(shè)計(jì)

與常規(guī)升力風(fēng)扇相比，F(xiàn)-35B所采用的對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇包含了兩個(gè)反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子部件，具備更多的做功能力；與常規(guī)的軸流風(fēng)扇/壓氣機(jī)相比，對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇取消了兩排轉(zhuǎn)子間的靜子部件，質(zhì)量和軸向長(zhǎng)度均有所降低。然而，也正因?yàn)槿绱耍嘘P(guān)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的氣動(dòng)設(shè)計(jì)成為首要問(wèn)題。

MIT較早地開(kāi)展了對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的研究，研究表明：取消排間靜子的對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)可有效增加風(fēng)扇/壓氣機(jī)的氣動(dòng)負(fù)荷并降低質(zhì)量，但由于較大的預(yù)旋，而使得第二級(jí)轉(zhuǎn)子的設(shè)計(jì)難度增加[6]。MIT所建造的對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)兩排轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速分別為12 600r/min和10 020r/min，由于第二排轉(zhuǎn)子氣動(dòng)負(fù)荷高于常規(guī)轉(zhuǎn)子，因而降低了第二排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速[7]。

國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)建造了與F-35B的結(jié)構(gòu)類似的對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)，并開(kāi)展了大量有關(guān)研究工作。西北工業(yè)大學(xué)葉柵實(shí)驗(yàn)室與法國(guó)國(guó)立高等工程技術(shù)學(xué)校流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室的研究均認(rèn)為，轉(zhuǎn)速比(n1:n2)和軸向間距是影響對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)整體性能的兩個(gè)重要參數(shù)。

對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)中前后兩排轉(zhuǎn)子的相對(duì)轉(zhuǎn)速急劇增大，其兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速存在著無(wú)數(shù)個(gè)匹配關(guān)系，不合理轉(zhuǎn)速匹配極易引起壓氣機(jī)流場(chǎng)的分離或畸變；兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速相互依賴，量級(jí)相差過(guò)大時(shí)整機(jī)性能將有所下降，存在著最佳轉(zhuǎn)速比。轉(zhuǎn)速比大于1.0（n1＞n2）時(shí)，壓氣機(jī)的效率和壓比具有較優(yōu)的氣動(dòng)性能，但穩(wěn)定工作范圍較窄；n1的變化對(duì)轉(zhuǎn)子2氣動(dòng)性能影響較大，而n2的變化對(duì)轉(zhuǎn)子1的影響較小[8]。

軸向間隙主要影響尾跡、間隙流的發(fā)展以及二者與主流的摻混過(guò)程，尤其影響對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的非定常特性[9-10]。與常規(guī)的動(dòng)/靜相干非定常流動(dòng)相比，反向旋轉(zhuǎn)的動(dòng)/動(dòng)相干誘導(dǎo)的非定常性具有特殊性：反向旋轉(zhuǎn)造成轉(zhuǎn)子葉片壓力脈動(dòng)頻率加倍[11]，產(chǎn)生的振動(dòng)和噪聲能量較相同轉(zhuǎn)速下常規(guī)壓氣機(jī)中動(dòng)/靜干涉效應(yīng)更強(qiáng)；且下游轉(zhuǎn)子對(duì)上游的干擾略微大于上游轉(zhuǎn)子對(duì)下游產(chǎn)生的影響[11]；第一級(jí)轉(zhuǎn)子尾跡和勢(shì)流加強(qiáng)了邊界層和主流流體之間的能量交換，對(duì)抑制流動(dòng)分離[12]可以起到一定的積極作用。

3.1.2 高負(fù)荷轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)

為實(shí)現(xiàn)較高的升力，F(xiàn)-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的壓比約為2.3～2.4，則意味著單級(jí)增壓比接近1.55。目前，在已經(jīng)投入應(yīng)用的高負(fù)荷風(fēng)扇葉片比較典型的有：F110（三級(jí)風(fēng)扇總增壓比為3.2）和F119（三級(jí)風(fēng)扇總增壓比約為4.8）[13]。國(guó)內(nèi)對(duì)于高負(fù)荷風(fēng)扇葉片的研究中，預(yù)研的J285單級(jí)風(fēng)扇試驗(yàn)測(cè)得壓比可達(dá)2.3[14]。由于高負(fù)荷葉片工作環(huán)境復(fù)雜，對(duì)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的尖部和根部[15]的設(shè)計(jì)都需要仔細(xì)推敲和優(yōu)化[16]。在改善葉片的強(qiáng)度[17]和振動(dòng)性能方面，通過(guò)調(diào)整葉片重心線沿周向的積疊可以在不影響氣動(dòng)性能的前提下滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求[18]。

由于兩排轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)，較大的來(lái)流預(yù)旋使得第二級(jí)轉(zhuǎn)子的葉尖馬赫數(shù)急劇增大，再加上未經(jīng)靜子梳理的來(lái)流，使得第二級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的設(shè)計(jì)難度增加。MIT[19]與西北工業(yè)大學(xué)葉柵實(shí)驗(yàn)室[20]均采用了邊界層抽吸技術(shù)來(lái)提升第二排轉(zhuǎn)子的流動(dòng)品質(zhì)，即在兩排轉(zhuǎn)子間的機(jī)匣上開(kāi)設(shè)抽吸孔消除上游轉(zhuǎn)子尾跡造成的虧損，減弱了級(jí)間干涉[21]，從而達(dá)到提升壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度、推遲失速、提升轉(zhuǎn)子葉尖效率和提高增壓比的效果[19 ，22-24]。

此外，在采用非軸對(duì)稱端壁[25]和優(yōu)化兩級(jí)轉(zhuǎn)子和出口導(dǎo)流葉片[26]方面，西北工業(yè)大學(xué)也進(jìn)行了細(xì)致的研究，發(fā)現(xiàn)這兩種方法均可達(dá)到提升對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)的效率目的。基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和遺傳算法的方式改善對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)全工況流場(chǎng)效果顯著[27]。

3.2 流動(dòng)機(jī)理分析

在 VITAL（EnVIronmenTALly friendly aeroengine，歐洲聯(lián)盟）計(jì)劃的資助下，SNECMA（斯奈克瑪公司）、俄羅斯聯(lián)邦航天局和 DLR（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt，德國(guó)宇航中心）開(kāi)展了對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇的研究。DLR建造了直徑為560mm、轉(zhuǎn)速約為4 500r/min的對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇試驗(yàn)臺(tái)，開(kāi)展了部分轉(zhuǎn)速（54%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速）下的流場(chǎng)試驗(yàn)；熱線風(fēng)速儀的結(jié)果表明，上游轉(zhuǎn)子的尾跡影響會(huì)延伸到下游轉(zhuǎn)子進(jìn)口，并且在第一排轉(zhuǎn)子下游的頻譜圖中發(fā)現(xiàn)了下游轉(zhuǎn)子的葉片通過(guò)頻率，證實(shí)了兩排反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子之間存在相互影響，該結(jié)果也有助于改善氣動(dòng)聲耦合的模型[28]。

對(duì)轉(zhuǎn)形式所帶來(lái)的噪聲問(wèn)題是一個(gè)研究熱點(diǎn)，對(duì)其說(shuō)法不一，中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所的研究認(rèn)為對(duì)轉(zhuǎn)形式具有渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的低噪聲[29-30]的特點(diǎn)；而西北工業(yè)大學(xué)進(jìn)行的對(duì)比研究認(rèn)為對(duì)轉(zhuǎn)形式與傳統(tǒng)形式噪聲水平相差不大，對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)帶來(lái)了復(fù)雜的交互噪聲，在降噪方面沒(méi)有明顯優(yōu)勢(shì)[31]；北京理工大學(xué)和法國(guó)國(guó)立高等工程技術(shù)學(xué)校流體動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)室的相關(guān)研究認(rèn)為對(duì)轉(zhuǎn)會(huì)帶來(lái)嚴(yán)峻的噪聲[32-33]。香港大學(xué)采用葉片尾緣打孔的被動(dòng)控制方式可達(dá)到降噪的目的，但同時(shí)也指出該種方式會(huì)引發(fā)新的噪聲問(wèn)題[34]。

從F-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的工作過(guò)程可知，升力風(fēng)扇只有在飛機(jī)起降時(shí)工作，它的噪聲問(wèn)題影響時(shí)間極其短暫，且戰(zhàn)斗機(jī)普遍噪聲較大。因此，從軍用戰(zhàn)斗機(jī)的工作狀態(tài)方面考慮，認(rèn)為其噪聲問(wèn)題不會(huì)給升力風(fēng)扇造成過(guò)大的影響，可以弱化該項(xiàng)指標(biāo)的權(quán)值。

3.3 穩(wěn)定性問(wèn)題

除基本氣動(dòng)性能外，升力風(fēng)扇的穩(wěn)定性對(duì)飛機(jī)的安全運(yùn)行有著至關(guān)重要的影響。

印度理工學(xué)院的研究認(rèn)為，低速對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)中第一排轉(zhuǎn)子在某些轉(zhuǎn)速條件下表現(xiàn)出“無(wú)失速”（Stall-Free）特性；西北工業(yè)大學(xué)葉柵實(shí)驗(yàn)室基于高轉(zhuǎn)速對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)的研究卻表明，對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的最先失速級(jí)存在由于轉(zhuǎn)速比而誘發(fā)的“失速轉(zhuǎn)置”現(xiàn)象，即在一定轉(zhuǎn)速比條件下，失速發(fā)生的位置會(huì)從第二排轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)置為第一排轉(zhuǎn)子；當(dāng)出現(xiàn)轉(zhuǎn)速差時(shí)，壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍隨著轉(zhuǎn)速比差距的增大而減小，失速邊界和堵塞邊界會(huì)發(fā)生偏移；且處于不同的轉(zhuǎn)速比例條件下，兩排轉(zhuǎn)子對(duì)于失速邊界的影響不同[8]。

在對(duì)近失速工況進(jìn)行研究時(shí)發(fā)現(xiàn)，間隙流對(duì)失速影響較大，葉頂間隙流的發(fā)展情況很大程度上決定了對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)的穩(wěn)定性[35]，第二級(jí)轉(zhuǎn)子的間隙流首先在葉片尾緣誘導(dǎo)失速流動(dòng)，進(jìn)而導(dǎo)致對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)整機(jī)失穩(wěn)；但是另一方面，在受到間隙流影響的高壓區(qū)域，二次間隙流降低了堵塞工況的發(fā)生。在近失速工況中，非定常間隙流動(dòng)與動(dòng)/動(dòng)干涉的共同作用下還存在自不穩(wěn)定（self-unsteadiness）問(wèn)題[36]。

飛機(jī)前飛時(shí)會(huì)導(dǎo)致升力風(fēng)扇進(jìn)口的壓力分布不均，為了在有限的空間內(nèi)理順流場(chǎng)，羅爾斯·羅伊斯公司把升力風(fēng)扇的中心體（位于對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)下游和出口導(dǎo)葉之間，功能類似于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管中的整流錐）的尖端從對(duì)稱中心改成前移中心（錐尖偏向上游）（圖5），這樣雖能夠達(dá)到預(yù)期目標(biāo)，但是損失了部分升力[5]。

圖5 升力風(fēng)扇中心體改進(jìn)前后示意圖Fig.5 Before and after improvement of lift fan center body

3.4 升力風(fēng)扇的相關(guān)問(wèn)題

3.4.1 升力損失模型

當(dāng)飛機(jī)位于近地面附近時(shí)，向下噴出的氣體遇到地面而改變了原本的流動(dòng)方向，這一部分流體嚴(yán)重影響了飛機(jī)周?chē)牧鲌?chǎng)，產(chǎn)生的主要地面效應(yīng)有地面吸附效應(yīng)（suckdown）、噴泉上洗（fountain upwash）以及地面灼蝕（ground erosion）（圖6）。

圖6 地面效應(yīng)問(wèn)題示意圖Fig.6 Ground effect problem

麥克唐納-道格拉斯公司建立了噴流與地面之間的干涉模型[37-40]，以便更好地理解地面效應(yīng)的作用過(guò)程。洛克希德馬丁公司詳述了飛機(jī)在近地面附近時(shí)的流動(dòng)情況，進(jìn)一步發(fā)展了計(jì)算升力損失的數(shù)值模型，并將得到的模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，以驗(yàn)證數(shù)值模型結(jié)果的準(zhǔn)確性[41]。

隱身性能的要求造成飛機(jī)復(fù)雜的氣動(dòng)外形，地面效應(yīng)則會(huì)引起嚴(yán)重的升力突降。所以在對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇升力估算時(shí)，需要考慮更多影響因素，精準(zhǔn)的升力損失計(jì)算模型是對(duì)升力風(fēng)扇進(jìn)行氣動(dòng)設(shè)計(jì)的強(qiáng)有力的支撐。

現(xiàn)有的利用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算升力損失的方法需要提供飛行器外形的幾何參數(shù)，但STOVL飛行器由于需要兼顧隱身等問(wèn)題，其氣動(dòng)外形通常比較復(fù)雜以致于經(jīng)驗(yàn)公式的參數(shù)難以測(cè)量，造成最后得到的升力損失數(shù)據(jù)的誤差較大。一種線式懸掛六自由度平衡[42]方法很好地解決了復(fù)雜外形飛行器升力損失預(yù)估這個(gè)問(wèn)題，結(jié)構(gòu)示意圖及編號(hào)如圖7所示。

升力Fz計(jì)算公式為：

該方法無(wú)需知道經(jīng)驗(yàn)公式中所需飛行器的幾何參數(shù)和性能參數(shù)就可以得到升力損失值，且在不同懸停高度工況下得到的升力損失值與通過(guò)經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算得到的值相比，相差最大為7.5%。該方法為預(yù)估復(fù)雜外形飛行器的升力損失提供了新思路。

圖7 線式懸掛六自由度平衡模型Fig.7 Wire suspension six-component balance model

在近地高度，飛機(jī)整體的升力差別較大，針對(duì)升力突降問(wèn)題，國(guó)內(nèi)的研究得到了無(wú)量綱高度下吸附力與升力之間的比例關(guān)系，且分析了升力突降的產(chǎn)生機(jī)理[43]。升力風(fēng)扇在與主動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)相互配合的過(guò)程中，存在升力匹配的問(wèn)題，僅通過(guò)調(diào)整低壓渦輪和整個(gè)低壓系統(tǒng)兩個(gè)方案，得到了升力的變化情況[44]。

3.4.2 進(jìn)氣畸變

升力風(fēng)扇由于受到駕駛艙和機(jī)身壁面產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)激勵(lì)的影響，進(jìn)口流動(dòng)發(fā)生畸變[45]，這也是該升力風(fēng)扇不同于常規(guī)軸流風(fēng)扇的一個(gè)特點(diǎn)。為了分析其受迫響應(yīng)，英國(guó)羅爾斯·羅伊斯在綜合了一種氣彈模型的基礎(chǔ)之上，建立了受迫響應(yīng)分析模型，通過(guò)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析表明，該種模型可應(yīng)用于實(shí)際設(shè)計(jì)流程中[45]。

隨著研究的逐步細(xì)化，洛克希德馬丁公司詳細(xì)總結(jié)了有關(guān)升力風(fēng)扇進(jìn)口的研究歷史、挑戰(zhàn)和解決方法，并總結(jié)了各種縮型和原型測(cè)試工作所得到的成果（圖8）[46]，隨后用計(jì)算流體力學(xué)方法分析了升力風(fēng)扇進(jìn)口（Upper lift Fan Door，ULFD）對(duì)進(jìn)口總壓的影響。升力風(fēng)扇進(jìn)口開(kāi)啟會(huì)導(dǎo)致額外的氣動(dòng)載荷加載到輔助進(jìn)氣門(mén)，關(guān)注升力風(fēng)扇輔助進(jìn)氣門(mén)（Auxiliary Air Inlet Door,AAID）上的附加動(dòng)載荷對(duì)于系統(tǒng)壽命的影響（圖9），通過(guò)對(duì)比開(kāi)啟ULFD和AAID不同角度工況中的載荷分布情況，為改進(jìn)升力風(fēng)扇進(jìn)口和升力風(fēng)扇輔助進(jìn)氣艙蓋的設(shè)計(jì)提供支持[47]，同時(shí)也說(shuō)明了計(jì)算流體力學(xué)在結(jié)構(gòu)和推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)、優(yōu)化和分析過(guò)程中的重要作用。

圖8 升力風(fēng)扇進(jìn)氣口開(kāi)啟方式Fig.8 Lift fan inlet design

圖9 研究輔助進(jìn)氣門(mén)氣動(dòng)載荷問(wèn)題Fig.9 Aerodynamic loading problem of auxiliary air inlet door

4 結(jié)論及存在問(wèn)題

對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F-35B飛機(jī)重要的技術(shù)亮點(diǎn)，對(duì)于F-35B飛機(jī)的載重、隱身、安全等方面均有重要的影響。在對(duì)F-35B對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇技術(shù)調(diào)研的基礎(chǔ)上，本文進(jìn)行了對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動(dòng)方案的初步設(shè)計(jì)，綜合有關(guān)對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)已有的研究進(jìn)展，對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的研究進(jìn)行了綜述，以便為我國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)開(kāi)展垂直起降性能研究提供技術(shù)參考。

由于兩排轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)，有關(guān)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動(dòng)方面的研究尚需關(guān)注以下問(wèn)題：

1）在對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面，尚缺乏足夠的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)及參數(shù)分布規(guī)律來(lái)指導(dǎo)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的葉片設(shè)計(jì)。在取消靜子葉排后，上游轉(zhuǎn)子兼具導(dǎo)葉與轉(zhuǎn)子雙重功能，即上游轉(zhuǎn)子需要對(duì)氣流進(jìn)行整流與預(yù)旋，為下游轉(zhuǎn)子做功創(chuàng)造有利條件。但該結(jié)構(gòu)形式給氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來(lái)如高馬赫數(shù)、高載荷、高轉(zhuǎn)折角等諸多新問(wèn)題。由于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的匱乏以及對(duì)復(fù)雜流場(chǎng)認(rèn)識(shí)程度的限制，使得目前尚沒(méi)有足夠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及參數(shù)分布規(guī)律來(lái)指導(dǎo)對(duì)轉(zhuǎn)型葉輪機(jī)械的葉片設(shè)計(jì)，這包括對(duì)葉片的子午線設(shè)計(jì)的修正、通流設(shè)計(jì)的修正以及三維設(shè)計(jì)的檢驗(yàn)。盡管目前已在對(duì)轉(zhuǎn)渦輪的設(shè)計(jì)方面取得了一些研究成果，但是由于升力風(fēng)扇流動(dòng)機(jī)理的復(fù)雜性，使得這些設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)并不能直接應(yīng)用于對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的設(shè)計(jì)。除此之外，前后兩排轉(zhuǎn)子的相對(duì)轉(zhuǎn)速急劇增大，其兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速存在著無(wú)數(shù)個(gè)匹配關(guān)系，不合理轉(zhuǎn)速匹配極易引起升力風(fēng)扇流場(chǎng)的分離或畸變；同時(shí)，轉(zhuǎn)子間軸向間隙大小也會(huì)影響對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。因此，轉(zhuǎn)速匹配和轉(zhuǎn)子軸向間隙成為影響對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動(dòng)性能的重要因素與設(shè)計(jì)參數(shù)。

2）在對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的流動(dòng)機(jī)理方面，尚未完全掌握對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇動(dòng)-動(dòng)葉排間的流動(dòng)規(guī)律與損失機(jī)理，對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的振動(dòng)、噪聲及穩(wěn)定性等有重要影響。在對(duì)轉(zhuǎn)型葉輪機(jī)械中，前后兩排轉(zhuǎn)子做相反方向運(yùn)動(dòng)，相對(duì)轉(zhuǎn)速大，再加上轉(zhuǎn)子間軸向間隙相對(duì)較小，因此對(duì)轉(zhuǎn)型葉輪機(jī)內(nèi)部流動(dòng)是以強(qiáng)非定常的三維粘性流動(dòng)為主要特征的，尤其在動(dòng)-動(dòng)葉排軸向間隙處，非定常效應(yīng)不僅強(qiáng)度大而且極為復(fù)雜，其流動(dòng)規(guī)律、干擾機(jī)理以及對(duì)機(jī)器整體性能及結(jié)構(gòu)的影響均不同于以動(dòng)-靜葉排為干擾源的非定常流動(dòng)。然而，目前絕大多數(shù)有關(guān)非定常的研究是針對(duì)以動(dòng)-靜葉排為干擾源的非定常流動(dòng)，而由轉(zhuǎn)子對(duì)轉(zhuǎn)效應(yīng)所引起的非定常流動(dòng)研究工作還極為少見(jiàn)，其研究結(jié)果也各有不同。

3）在對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)風(fēng)扇/升力風(fēng)扇的試驗(yàn)研究方面，由于對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)緊湊、內(nèi)流場(chǎng)空間狹小和轉(zhuǎn)/轉(zhuǎn)交界處相對(duì)速度較大等特點(diǎn)，狹小的內(nèi)流空間提升了試驗(yàn)難度，較大的相對(duì)速度使得試驗(yàn)具有一定的危險(xiǎn)系數(shù)。因此，開(kāi)展對(duì)轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的性能試驗(yàn)居多，而涉及流場(chǎng)測(cè)量的試驗(yàn)由于受到對(duì)轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)的空間限制，相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果較少。

4）升力風(fēng)扇與軸流風(fēng)扇的最大區(qū)別在于其與機(jī)身、地面之間產(chǎn)生的地面效應(yīng)，使得以往的升力損失模型均不能準(zhǔn)確估計(jì)升力情況，因此，有必要全面深入地開(kāi)展地面效應(yīng)對(duì)升力的影響研究，完善升力損失模型，為升力風(fēng)扇的設(shè)計(jì)提供參考數(shù)據(jù)，完善模型使其更具有實(shí)際工程應(yīng)用價(jià)值。

[1]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.

[2]Bevilaqua P.Future Application of the JSF Variable Cycle[C].AIAA International Air and Space Symposium and Exposition:The Next 100 Years，2003.

[3]Bevilaqua P M.Joint Strike Fighter Dual-Cycle Propulsion System[J].Journal of Propulsion&Power,2015,21(5):778-783.

[4]高修磊,王英鋒,杜海浪.基于葉片排特性的軸流風(fēng)機(jī)一維設(shè)計(jì)[J].風(fēng)機(jī)技術(shù),2015,57(4):59-63.

[5]晨楓.世界著名戰(zhàn)機(jī)傳記:F-35“閃電II”戰(zhàn)斗機(jī)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2014.

[6]Freedman J H.Design of a Multi-Spool,High-Speed,Counter-Rotating,Aspirated Compressor[D].Boston:Massachusetts Institute of Technology,2000.

[7]Merchant A,Kerrebrock J L,Epstein A H.Compressors with aspirated flow control and counter-rotation[R].AIAA-2004-2514.

[8]高麗敏,李曉軍,馮旭棟,等.對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速比變化對(duì)穩(wěn)定邊界的影響[J].推進(jìn)技術(shù),2012,33(6):881-887.

[9]Gao L,Li R,Miao F,et al.Unsteady investigation on tip flow field and rotating stall in counter-rotating axial compressor[J].Journal of Engineering for Gas Turbines&Power,2015,137(7):072603.

[10]張恒銘,黃秀全,張翔,等.諧波平衡法在壓氣機(jī)緣線匹配設(shè)計(jì)中的應(yīng)用[J].風(fēng)機(jī)技術(shù),2017,59(2):1-8.

[11]高麗敏,苗芳,李瑞宇,等.動(dòng)/動(dòng)干涉效應(yīng)對(duì)葉片非定常負(fù)荷的影響[J].航空學(xué)報(bào),2014,35(7):1874-1881.

[12]Zhang H,Huang X,Zhang X.Investigation of Unsteady Effects on a Two-stage Counter-rotating Fan[J].Procedia Engineering,2015,126:358-361.

[13]趙斌,徐朋飛,劉寶杰,等.高負(fù)荷風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)——轉(zhuǎn)子葉尖參數(shù)選取分析[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2010,25(11):2564-2570.

[14]陳葆實(shí),胡國(guó)榮,魏玉冰,等.高馬赫數(shù)、高負(fù)荷單級(jí)風(fēng)扇設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2000(3):28-35.

[15]Sun J,Liu Y,Lu L,et al.Control of Corner Separation by Optimized Slot Configuration in a Linear Compressor Cascade[J].Compressor Blower&Fan Technology,2016(6):9-18.

[16]陶麗樺,王鍵,劉艷,等.葉片載荷分布對(duì)離心葉輪氣動(dòng)性能影響的數(shù)值研究[J].風(fēng)機(jī)技術(shù),2015,57(6):13-20.

[17]孫峰.對(duì)旋風(fēng)機(jī)葉片斷裂事故分析[J].風(fēng)機(jī)技術(shù),2014，56(6):90-96.

[18]張正秋,鄒正平,劉寶杰.高負(fù)荷風(fēng)扇葉片重心線調(diào)節(jié)對(duì)葉片強(qiáng)度和氣動(dòng)性能的影響分析[J].航空學(xué)報(bào),2006,27(3):380-385.

[19]Kerrebrock J L,Epstein A H,Merchant A A,et al.Design and Test of an Aspirated Counter- Rotating Fan[J]. Journal of Turbomachinery,2008,130(2):293-302.

[20]劉波,李俊.吸附式壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2012,38(6):1-4.

[21]張鵬,劉波,王雷,等.高負(fù)荷吸附式壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)與分析[J].推進(jìn)技術(shù),2015,36(7):989-995.

[22]史磊,劉波,巫驍雄,等.對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)輪緣端壁抽吸流場(chǎng)特性數(shù)值分析及實(shí)驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào),2015,36(9):2968-2980.

[23]巫驍雄,劉波,史磊.端壁附面層抽吸對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)性能的影響[J].推進(jìn)技術(shù),2014,28(10):885-892.

[24]Lei S,Bo L,Na Z,et al.Experimental investigation of a counterrotating compressor with boundary layer suction[J].Chinese Journal of Aeronautics,2015,129(4):1044-1054.

[25]張鵬,劉波,曹志遠(yuǎn),等.對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)非軸對(duì)稱端壁造型優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2014,29(11):2570-2578.

[26]Zhang P,Liu B,Zhang G,et al.Investigation of 3D Blading and Non-Axisymmetric Hub Endwall Contouring to a Dual-Stage Counter-Rotating Compressor in Multistage Environment[R].ASME 2014-GT-26450.

[27]張鵬,劉波,曹志遠(yuǎn),等.雙級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)全工況優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2014,29(10):2434-2442.

[28]Meyer R,Knobloch K,Linden J.Hot-wire measurements in a high speed counter rotating turbo fan rig[R].ASME 2010-GT-22569.

[29]陳雷,楊琳.對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇的非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性調(diào)節(jié)[C].中國(guó)科協(xié)年會(huì)，2013.

[30]楊琳,陳雷,孫海,等.對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇設(shè)計(jì)技術(shù)研究[J].航空學(xué)報(bào),2014,35(5):1226-1235.

[31]孫長(zhǎng)林,王掩剛.基于經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膶?duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇噪聲預(yù)測(cè)分析[J].航空計(jì)算技術(shù),2014,44(1):68-72.

[32]季路成.對(duì)轉(zhuǎn)葉輪機(jī)技術(shù)挑戰(zhàn)分析[J].推進(jìn)技術(shù),2007,28(1):40-44.

[33]Wang J,Ravelet F,Bakir F.Experimental comparison between a counter-rotating axial-flow fan and a conventional rotor-stator stage[C].European Turbomachinery Conference，2013.

[34]Wang C,Huang L.Passive noise reduction for a contra-rotating fan[J].Journal of Turbomachinery,2014,137(3):V01AT10A011.

[35]李曉軍,高麗敏,謝建,等.雙級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)的失速機(jī)理[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2013,28(1)：188-194.

[36]Mao X,Liu B.Numerical investigation of the unsteady flow behaviors in a counter-rotating axial compressor[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part A Journal of Power&Energy,2016,58(2):R15-R16.

[37]Kotansky D R,Bower W W.A basic study of the VTOL ground effect problem for planar flow[J].Journal of Aircraft,2012,15(4):214-221.

[38]Kotansky D.R.The influence of V/STOL vehicle configuration variables on vectored jet induced flow fields in ground effect[R].AIAA-78-1021.

[39]Kotansky D R,Glaze L W.Characteristics of wall jets produced by the impingement on a ground plane of rectangular jets of aspect ratio one through eight[J].Aiaa Journal,1981.

[40]Kotansky D.R.,L.W.Glaze.The effects of ground wall-jet characteristics on fountain upwash flow formation and development[R].AIAA-81-1294.

[41]P.Margason,C.Gaharan.A jet entrainment theory for VTOL aircraft suckdown[R].AIAA-2007-1397.

[42]Zhan T,Jihong Z.Modeling of VSTOL aircraft lift lose in hover based on system identification method[C].Control Conference(CCC),2012 31st Chinese.IEEE Press,2012:1843-1847.

[43]洪亮,額日其太,徐驚雷.雙噴管STOVL飛行器升力突降動(dòng)態(tài)過(guò)程的三維數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2015,30(11):2688-2694.

[44]李瑞軍,袁長(zhǎng)龍.基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展STOVL動(dòng)力性能方案研究[J].沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2014(5):29-33.

[45]Sayma A I,Vahdati M,Lee S J,et al.Forced response analysis of a shaft-driven lift fan[J].ARCHIVE Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part C Journal of Mechanical Engineering Science 1989-1996(vols 203-210),2003,217(217):1125-1137.

[46]Sylvester T G,Brown R J,O’Connor C F.F-35B lift fan inlet development[R].AIAA-2011-6940.

[47]Dr.Carey F.Cox.F-35B auxiliary air inlet analysis and design maturation[R].AIAA-2013-0218.

Recent Progress in the F-35B Counter-rotating Lift Fan

Li-min Gao1,2ChiMa1,2Rui-yu Li1,2
（1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University;2.Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine）

The improvement of the F-35B counter-rotating lift fan is important for the aircraft carrier.Reviewing its development history from research papers shows that this lift device has outstanding features and advantages.The design,unsteady flow structure and stability of the lift fan in short/take-off and vertical landing(STOVL)aircraft were mainly presented,also showing that it is proper to set the total pressure ratio to a value of 2.3 for one-dimensional design,including the effect of suckdown.Studies on counter-rotating fan/compressor have a strong link to the research of the lift fan.Technical problems remaining in the lift fan,such as the lack of experimental research and the analysis of complex flow structures should attract more attention,since it poses threats to the steady operation of the lift fan.

STOVL,counter-rotating lift fan,one-dimension design,ground effect,lift loss,unsteady flow

TH432；TK05

1006-8155-(2017)05-0049-09

A

10.16492/j.fjjs.2017.05.0009

國(guó)家自然基金（National Natural Science Foundation of China）No.51476132；引智計(jì)劃（the 111 project）No.B17037

2017-06-12 陜西 西安 710049