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(xiàn)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(zhí)行精確打擊任務(wù)。

目前，只有英國、俄羅斯和美國等少數(shù)西方國家掌握先進短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機研制關(guān)鍵技術(shù)[2]。在諸多短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機中，較為典型[3-9]的是英國的鷂式、前蘇聯(lián)的雅克-141和美國的F-35B戰(zhàn)斗機。美國主導(dǎo)研制的F-35B戰(zhàn)斗機[6，10-11]也已具備初始作戰(zhàn)能力，隨著試驗的持續(xù)進行，其性能將趨于穩(wěn)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(zhàn)斗機或其推進系統(tǒng)在研或在役。動力裝置是實現(xiàn)短距起飛/垂直降落的關(guān)鍵，能否設(shè)計出具有良好升力和推力性能的發(fā)動機，直接影響戰(zhàn)斗機研制的成敗。

本文對STOVL飛機需求動力裝置的特征、結(jié)構(gòu)特點、工作原理及發(fā)展?fàn)顩r進行了歸納及總結(jié)。

1 STOVL飛機動力裝置分類與特點

與常規(guī)渦扇和渦噴動力裝置不同，STOVL戰(zhàn)斗機動力裝置除需要為飛機的巡航、加速、格斗、盤旋等任務(wù)提供相應(yīng)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(fù)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(fā)動機；（2）組合型，即起降用專門升力發(fā)動機，巡航用常規(guī)發(fā)動機；（3）復(fù)合型，即起降用專門升力發(fā)動機和升力/巡航發(fā)動機，巡航用升力/巡航發(fā)動機；（4）增強型，即起降用專門的升力部件和升力/巡航發(fā)動機，巡航用升力/巡航發(fā)動機。各類動力裝置發(fā)展年代、配裝飛機和技術(shù)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(zhàn)斗機動力裝置

鷂式戰(zhàn)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(wù)是近距空中支援和戰(zhàn)術(shù)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(zhàn)爭中戰(zhàn)斗出動達1500多架次。美國與英國在鷂式基礎(chǔ)上合作生產(chǎn)了AV-8型攻擊機，在美國海軍陸戰(zhàn)隊服役。該系列戰(zhàn)機的動力裝置是RR公司的飛馬系列推力轉(zhuǎn)向噴口渦扇發(fā)動機。飛馬發(fā)動機通過4個排氣噴管產(chǎn)生升力和推力。前面2個排氣噴管在機身腹部，排放風(fēng)扇冷氣流；后面2個構(gòu)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(tài)，在機首、機尾及翼尖安裝了控制噴管和高壓空氣導(dǎo)管。鷂式戰(zhàn)斗機及飛馬系列發(fā)動機如圖1所示。

2.2 雅克-141戰(zhàn)斗機動力裝置

雅克-141戰(zhàn)斗機是俄羅斯雅克夫列夫?qū)嶒炘O(shè)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(zhí)行艦隊護航任務(wù)，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻擊地面或海面目標(biāo)。雅克-141戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機如圖2所示。該飛機于1975年開始設(shè)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(zhàn)斗機及飛馬系列發(fā)動機

圖2 雅克-141戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機

2.2 雅克-141戰(zhàn)斗機動力裝置

雅克-141戰(zhàn)斗機是俄羅斯雅克夫列夫?qū)嶒炘O(shè)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(zhí)行艦隊護航任務(wù)，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻擊地面或海面目標(biāo)。雅克-141戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機如圖2所示。該飛機于1975年開始設(shè)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(zhàn)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(zhàn)斗機，主要裝備海軍陸戰(zhàn)隊，執(zhí)行近距空中支援、空中遮斷、武裝偵察、防空作戰(zhàn)及防空系統(tǒng)壓制等任務(wù)。F-35B戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 F-35B戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)

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

3 STOVL飛機動力裝置關(guān)鍵技術(shù)分析

對STOVL飛機動力裝置各項關(guān)鍵技術(shù)按照瓶頸技術(shù)、關(guān)鍵技術(shù)、前沿技術(shù)及新興技術(shù)進行分類，并按照各項關(guān)鍵技術(shù)對裝備發(fā)展的貢獻度，綜合評價各項關(guān)鍵技術(shù)重要性，結(jié)果見表3。

表3 STOVL飛機動力裝置技術(shù)體系及技術(shù)重要度分析

3.1 動力裝置總體設(shè)計

STOVL飛機動力裝置不僅需要滿足飛機巡航狀態(tài)的推力和耗油率等性能指標(biāo)要求，而且還需滿足飛機短距/垂直起飛狀態(tài)的升力要求，飛機動力裝置決定了發(fā)動機的寬工作特性，因此，在進行發(fā)動機循環(huán)參數(shù)匹配和確定發(fā)動機設(shè)計點循環(huán)參數(shù)時，必須兼顧巡航狀態(tài)推力要求和短距/垂直起降狀態(tài)升力系統(tǒng)工作對發(fā)動機循環(huán)參數(shù)的影響[16]，即需關(guān)注STOVL飛機動力裝置多設(shè)計點循環(huán)參數(shù)匹配問題。

3.2 升力系統(tǒng)

升力系統(tǒng)主要有升力發(fā)動機和升力風(fēng)扇2種技術(shù)路線。

升力發(fā)動機基本思想是短距垂直起降的升力通過專門的升力發(fā)動機提供，在巡航時，升力發(fā)動機關(guān)閉。對該技術(shù)的研究重點是高推重比、輕質(zhì)量、小體積等，突出其“短小精悍”。該類型發(fā)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(shù)的應(yīng)用及發(fā)展，逐步被升力風(fēng)扇所取代。

升力風(fēng)扇技術(shù)分為渦輪驅(qū)動和軸驅(qū)動2條技術(shù)路線。渦輪驅(qū)動升力風(fēng)扇技術(shù)是在短垂態(tài)，將發(fā)動機噴口燃氣引入垂直安裝的升力風(fēng)扇系統(tǒng)，通過一系列風(fēng)扇葉尖小渦輪來驅(qū)動風(fēng)扇葉片旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生升力。軸驅(qū)動升力風(fēng)扇技術(shù)是從發(fā)動機提取軸功率驅(qū)動風(fēng)扇，加速氣體噴出，把軸向功率轉(zhuǎn)化為垂向升力，既牽涉到風(fēng)扇本身還涉及到大功率的軸承技術(shù)。綜合比較，軸驅(qū)動升力風(fēng)扇技術(shù)效率較高，且便于實現(xiàn)，在F-35B戰(zhàn)斗機上得到應(yīng)用，是當(dāng)前升力風(fēng)扇技術(shù)的主要發(fā)展方向。

3.3 大轉(zhuǎn)角推力矢量噴管

通過增加推力矢量噴管將常規(guī)發(fā)動機轉(zhuǎn)化為升力/巡航發(fā)動機。在飛機起降時，通過調(diào)節(jié)推力矢量噴管將發(fā)動機的噴氣轉(zhuǎn)向下，即將軸向推力轉(zhuǎn)為垂直升力；在飛機巡航時，噴管轉(zhuǎn)為正常向后，保持推力向后。根據(jù)其功能的復(fù)雜程度，推力矢量噴管可設(shè)計成不同形式[17]，3軸承旋轉(zhuǎn)噴管偏轉(zhuǎn)角度大，能夠滿足垂直/短距起降戰(zhàn)斗機對推力方向調(diào)整要求，在F-35B戰(zhàn)斗機上得到應(yīng)用，是當(dāng)前大轉(zhuǎn)角推力矢量噴管技術(shù)的主要發(fā)展方向。

3.4 超大功率傳動離合系統(tǒng)

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

3.5 飛/推綜合控制

STOVL飛機動力學(xué)模型為約束非線性系統(tǒng)，且作動器冗余異構(gòu)，過渡過程控制要求飛機終端狀態(tài)滿足約束，飛機和動力裝置綜合控制復(fù)雜。英國針對鷂式戰(zhàn)斗機開展多種線性魯棒控制器的應(yīng)用研究，仿真效果較好。但增益預(yù)置方法的設(shè)計復(fù)雜，需在飛行包線內(nèi)選取幾百個點設(shè)計控制器增益，且不適合應(yīng)用于強耦合非線性系統(tǒng)。先進垂直/短距起降飛機動力系統(tǒng)及噴射氣流效應(yīng)相對于傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機的更加復(fù)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(tài)逆）方法，利用非線性系統(tǒng)的逆抵消系統(tǒng)非線性項，得到針對預(yù)控變量的線性系統(tǒng)，然后對該線性系統(tǒng)設(shè)計控制器，再轉(zhuǎn)換為原控制變量輸入。該方法在F-35B戰(zhàn)斗機飛/推綜合控制中得到應(yīng)用。X-31驗證機動態(tài)逆控制器結(jié)構(gòu)如圖4所示。

3.6 動力裝置及其矢量特性試驗

除常規(guī)航空發(fā)動機試驗以外，主要包括升力風(fēng)扇、全尺寸升力特性和排氣噴流等試驗。

升力風(fēng)扇進氣畸變試驗是測試與驗證升力風(fēng)扇進氣門的角度與形狀、進氣口的形狀、進口可調(diào)導(dǎo)向葉片的角度與葉型等對側(cè)風(fēng)進氣畸變產(chǎn)生的影響。試驗用的側(cè)風(fēng)由1個渦輪螺旋槳發(fā)動機產(chǎn)生。PW公司在C14試驗臺上開展了全尺寸側(cè)向進氣畸變試驗。為測試F135-PW-600推進系統(tǒng)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(tài)逆控制器結(jié)構(gòu)

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(yīng)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(tǒng)出口氣流經(jīng)過地面反射作用的影響，需進行地面反射效應(yīng)試驗，以獲得反射氣流對升力風(fēng)扇及主發(fā)動機的干涉作用。對F-35B推進系統(tǒng)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(rèn)帶升力風(fēng)扇推進系統(tǒng)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(wěn)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(jié)束語

STOVL飛機與常規(guī)飛機不同，主要體現(xiàn)在動力裝置及飛機-動力裝置深度耦合一體化領(lǐng)域。這些領(lǐng)域涉及到較新的基礎(chǔ)理論、試驗技術(shù)方法等，國外經(jīng)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(guān)鍵技術(shù)，掌握了試驗方法，建立了成熟設(shè)計及標(biāo)準(zhǔn)體系。國內(nèi)在STOVL飛機動力裝置技術(shù)領(lǐng)域開展了理論研究和原理試驗，但研究領(lǐng)域零星分散、技術(shù)成熟度低，其研究深度與系統(tǒng)集成程度還難以滿足短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機研制需求?？偟膩碚f，動力裝置技術(shù)仍然是中國發(fā)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(fā)展，建議在國內(nèi)飛機、發(fā)動機的設(shè)計制造、材料工藝等技術(shù)基礎(chǔ)上，頂層策劃STOVL飛機動力裝置的技術(shù)發(fā)展路線圖，加強飛機對發(fā)動機的需求和能力牽引，重點研究制約動力發(fā)展的總體、核心部件和系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)，實現(xiàn)關(guān)鍵技術(shù)集成突破。