S/VTOL战斗机及其推进系统的技术研究

索德军，梁春华，张世福，刘 静，孙明霞

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

S/VTOL战斗机及其推进系统的技术研究

索德军，梁春华，张世福，刘 静，孙明霞

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

短距起飞/垂直降落战斗机集固定翼和旋翼飞机的优势于一身，由于其出色的性能一直广受关注，但由于技术难度大，迄今为止，世界范围内仅有3型战斗机真正装备部队使用，分别是英国“鹞式”战斗机、前苏联雅克-38战斗机和美国F-35B战斗机。按照短距起飞/垂直降落战斗机推进系统提供升力和推力的方式，将其推进系统分为共用型、组合型和复合型3种类型。介绍了3种短距起飞/垂直降落战斗机推进系统的工作原理、应用和发展，并分析了其优缺点，给出了推进系统研制发展的启示及建议。

短距起飞；垂直降落；战斗机；推进系统；航空发动机；喷管；升力风扇

0 引言

短距起飞/垂直降落（S/VTOL）战斗机集固定翼和旋翼飞机的优势于一身，既能显著降低战斗机对起落跑道的要求，又具备较高的作战反应性、环境适应性和战场生存性，是现代国防武器装备极为重要的组成部分。长期以来，各国都对该研究给予重视并大力研发。

S/VTOL战斗机的研究工作始于第2次世界大战之后。美国海军在20世纪40年代末率先提出在小型和大型非航母战舰上装备垂直起落飞机的要求；50年代初期，美国研制了以洛克希德XFY-1和康维尔XFV-1为代表的垂直起落试验机，但因其需要竖立在架子上起飞和着陆，不便于操纵，未能得到进一步发展，50年代中后期到70年代后期，美、英、德、法、苏等国家针对S/VTOL战斗机掀起了研发热潮，尝试研究了多种技术方案，开展了30多种试验机的飞行试验，其中的大多数都以失败告终，甚至机毁人亡，仅有英国1969年服役的“鹞”式系列战斗机和前苏联于1972年开始批量配备部队的Yak-38战斗机得以应用；80年代后期，美、英联合提出“先进短距起飞/垂直降落飞机”（ASTOVL）计划，主要目的是研究和验证用于2010年以后服役的“短距起飞垂直降落攻击战斗机”（SSF） 的技术和布局方案，最后该计划并入JSF计 划 ， 该 计 划 有2款S/VTOL战 斗 机 验 证 机X-32B和X-35B参与竞标，最终美国洛克希德·马丁公司的X-35B胜出，正式编号为F-35B，于2012年首次交付美国海军陆战队。S/VTOL战斗机的动力与常规涡扇、涡喷发动机不同，其推进系统除需要为飞机的巡航、加速、格斗、盘旋等任务提供相应推力外，还需为飞机的短距/垂直起落提供足够大的动力。推进系统是实现短距/垂直起落的决定因素，具有复杂性和研制难度大等特点。S/VTOL战斗机的发展与应用，在某种程度上即是推进系统技术发展的过程。

本文以共用型、组合型和复合型3种目前应用的典型推进系统为例，综述其发展，分析其特点。

1 共用型推进系统

1.1 原理

共用型推进系统是指S/VTOL战斗机的垂直升力和巡航推力由1台发动机提供，其工作原理通过气动或结构作用，使喷管排气以一定角度偏离中心线排出，进而产生不同的矢量推力，发动机或整体旋转，或喷口转动；飞机本身也可转向。战斗机垂直起飞时，矢量推力垂直向上；战斗机平飞时，矢量推力水平向前；战斗机过渡飞行时，矢量推力既有水平向前的分量又有垂直向上的分量。世界各国研究的共用型推进系统S/VTOL战斗机及其发动机见表1。

1.2 发展与应用

1956年，法国航空工程师米切尔·威保尔特首次提出了“推力换向”的概念。后来，英国工程师高敦?刘易斯对此方案进行了修改，并于1957年1月与威保尔特共同取得了专利权。布里斯托尔·西德利飞机公司接受了此专利方案，对其进行了可行性分析，并对进气道、喷管和转子等进行了重大改进。1959年9月，改进设计后的“飞马”发动机第1台试验型发动机首次运转。1960年2月，试飞用的“飞马”2首次运转，并于1960年10月和11月装在霍克·西德利公司P. 1127第1架原型机上进行了系留悬停试验和自由悬停试验，1961年9月完成了完整的过渡飞行。1964年底，改进的实用型“飞马”6（如图1所示）首次运转，1969年4月“飞马”6正式作为“鹞”式飞机的动力装置开始服役，1990年初，“飞马”11-61发动机定型，此时的推重比为7.67。

图1 “飞马”6发动机结构

2001年3～7月，波音公司完成了X-32B（S/VTOL型）的78次飞行试验，其动力装置采用了共用型推进系统；使用PW公司的F119-PW-614发动机，升力系统采用类似“鹞”式矢量喷管技术，升力组件由RR公司提供。在飞机重心处设置了2个升力矢量喷管，可以在垂直方向向前和向后偏转10°和45°。与“鹞”式战斗机不同是，其仅喷射涡轮后的燃气，发动机尾部采用2元推力矢量喷管，当飞机短距起飞或垂直降落时，通过2个蝶形阀门使通往尾部的2元推力矢量喷管关闭，发动机主排气流转向升力喷管垂直向下喷出而提供垂直升力。在升力喷管前方还开有1条横向缝，发动机风扇后的部分气流从缝中向下喷出，形成1个“射流屏”，防止升力矢量喷管排出的燃气被吸入进气道。在飞机机身的前后和机翼上设有用于飞机俯仰和偏航姿态控制的喷气口。推进系统和其在X-32B上安装位置如图2所示。

1.3 优点与不足

利用发动机喷管转动实现S/VTOL的战斗机，因改变喷口方向产生矢量推力，发动机安装在重心附近，飞机设计接近常规，难度相对下降。

图2 X-32B推进系统(上)和其飞机上的透视图（下）

共用型推进系统主要存在以下缺点：

（1）进气道短而粗。进气道短，使发动机总体性能受到影响；发动机横截面大，飞行阻力增大，限制了飞机的最快速度；增加了雷达反射面积，不利于隐身。

（2）通用性不强，特别是与其他常规型共用1个推进系统时更为明显。与未安装直接升力系统的CTOL型和CV型相比，X-32B型虽然仅增加317 kg，但因其发动机必须安装在飞机重心位置附近，对按常规飞行设计的飞机而言，这种设计会导致CTOL型和CV型的性能下降。

（3）热燃气危害大。X-32B短距起飞和垂直降落时，由于其升力喷管喷出的是涡轮后燃气，高温气流会严重侵蚀机场或甲板跑道，并且会增加发动机进气温度，使发动机在“高温”模式下工作，效率降低，磨损和维护成本增加。

2 组合型推进系统

2.1 原理

组合型推进系统是指S/VTOL所需的垂直升力由升力发动机（可以是涡喷或涡扇）和升力/巡航发动机组合提供；巡航推力仅由升力/巡航发动机提供。该类型战斗机在起落时，起动升力发动机和升力/巡航发动机，共同工作提供升力；在巡航时，升力发动机关闭，升力/巡航发动机提供水平推力。世界各国研究的组合型推进系统S/VTOL战斗机及其发动机见表2。

2.2 应用和发展

1959年德国EWR公司开始研制VJ-101飞机，VJ-l01C采用6台RR公司的RB145涡喷发动机（如图3所示）。其中2台固定安装于驾驶舱后部，作为升力发动机，4台两两安装于2个翼梢的可旋转短舱内，作为升力/巡航发动机。VJ-101C虽已完成了数百次试飞，最大速度达到Ma1.14，但因性能远不能满足军方要求及研发经费等问题而在1971年停止研究。

表2 组合型推进系统战斗机及其发动机

图3 翼稍带发动机的VJ-l01C及RB145发动机

前苏联的Yak-38战斗机于1972年完成首飞并开始装备部队，截至1988年停止生产时，共生产231架，Yak-38使用2台升力发动机（RD36-35FVR）和1台矢量喷管主发动机（R27V-300），如图4所示。

该设计局1975年继续研制采用新型发动机（RD41和R79）的Yak-141战斗机。1989年，Yak-141战斗机首次实现超声速飞行，升限大幅提高。该项研制工作原计划1995年结束，但由于前苏联解体，研制经费严重欠缺，1991年研制计划完全停止。

图4 R27V-300涡喷发动机

诺斯罗普·格鲁门公司参选JSF计划，其推进系统方案在整体动力布局方面与Yak-38的类似。升力发动机选用RR公司设计的RB594发动机，喷管可偏航±15°。主发动机为F119的改型，增加2个偏航/仰俯轴对称喷管，分别位于后机身两侧，通过2个阀门控制其开关。该方案在落选后，诺斯罗普·格鲁门公司没继续深入研究，未进入大尺寸模型试验阶段。

2.3 优点与不足

相比“鹞”式战斗机，组合型推进系统的战斗机总体布局更合理，高速飞行的潜力也更大，但主要存在以下缺点：

（1）总的推进系统结构比复杂。要考虑多个发动机一起工作时的自重、振动等问题。如果1台发动机不能正常工作，整个机身的平衡会受到严重影响；发动机维护量也更大。

（2）升力发动机寿命短。为了尽量减少对飞机性能的影响，升力发动机推重比要求很高，至少为16，最高可达40以上，这就要求其结构相对简单、系统简化、材料从轻。这就导致在恶劣条件下工作的发动机的寿命缩短，甚至仅能进行几次起落。

（3）升力发动机喷气容易造成尾气再循环，影响发动机的性能，喷射的高温气体会腐蚀地面。

3 复合型推进系统

3.1 原理

复合型推进系统是指S/VTOL所需的垂直升力由升力风扇或引射器等专用升力装置和升力/巡航发动机共同提供；巡航推力仅由升力/巡航发动机提供。该类型战斗机起落时起动专门的升力装置和升力/巡航发动机共同工作提供升力；过渡飞行时，由升力风扇和机翼提供升力及升力/巡航发动机提供水平推力；在巡航时，专用升力装置关闭，升力/巡航发动机提供水平推力。世界各国研究的复合型推进系统S/VTOL战斗机及其见表3。

表3 复合型推进系统战斗机及其发动机

图5 X-5A升力风扇系统

图6 NASA的X-5B验证机

3.2 应用和发展

20世纪50年代后期，就出现了升力风扇系统，当时是将风扇安装在机翼上以提供升力。美国研制的XV-5A飞机升力风扇系统的原理如图5所示。1964年，X-5A完成了首次升力风扇悬停验证。后来，X-5A被修改并 转 到NASA进 行VTOL技术和操纵要求论证研究，重新设计后的代号为X-5B（如图6所示）。

1983年，美国海军接受第1批AV-8B“鹞”Ⅱ，与此同时，美、英开始讨论合作研制1款超声速先进短距起飞/垂直降落（ASTOVL）替换飞机。ASTOVL计划最初提出4种升力方案，包括先进的推力矢量控制、混合串列风扇、引射增升和远距增升系统等；但经进一步研究表明，这4种方案均不能完全满足要求；经修改发展了2种新的方案：燃气耦合升力风扇（GCLF）和轴驱动升力风扇（SCLF）方案。

麦道公司最初采用的是燃气耦合升力风扇方案（如图7所示）。主发动机选用的是GE公司的F120，在主发动机后部左右两侧各添加了1个升力喷管，同时有数个燃气管道引气驱动前方的升力风扇。短距/垂直起落时，主发动机的尾喷管将被堵塞，燃气通过活门，一部分流入升力喷管，产生升力，一部分通过燃气管道转向流至前面的升力风扇，驱动其运转。升力风扇的喷管是3轴承旋转喷管，能将升力转向，产生矢量升力。但因为该方案需要很大的燃气流量，需要重新设计发动机的进口截面，并对飞机进行较大的修改，影响飞行性能，经过权衡，麦道公司最终选择经修改的升力发动机方案。

图7 麦道公司的燃气耦合升力风扇方案

洛克希德·马丁公司采用轴驱动升力风扇方案。X-35B推进系统由1台F119-PW-611发动机、轴驱动升力风扇、3轴承转向喷管和滚转姿态控制喷管组成，如图8所示。

图8 F-35B的F135STOVL发动机

升力风扇为2级对转风扇，垂直安装在座舱后，刚好在飞机重心之前，由主发动机前延伸出旋转轴通过离合器驱动可向前偏转15°、向后偏转60°、向左右分别偏转10°。该风扇吸入冷空气向下喷射，提供垂直升力，同时在喷管与发动机进气口之间形成1个气体屏障，避免尾气循环。在短距起飞、悬停和垂直降落时，由升力风扇产生升力，主发动机的3轴承转向喷管可偏转至垂直向下的位置（最多可偏转95°并可左右偏转10°）产生升力，两侧机翼的姿态控制喷管也可提供升力；正常飞行时，离合器断开，升力风扇进、出口关闭，停止工作，3轴承转向喷管转至水平方向提供推力。

3.3 优点与不足

以F135 STOVL为例，复合型推进系统主要存在以下优缺点。

3.3.1 优点

（1）效率高，产生的升力要比同样采用F119改型发动机的直接升力方案高出60%。

（2）升力风扇安装在飞机重心前方，后部的主发动机位置保持不变，提高了性能，并保证了与传统型的通用性。

（3）升力风扇可以使足够的空气转变为飞机悬停所需的垂直气流，发动机风扇的截面变动不大，对飞机的影响小；飞机迎风面积小，有利于飞机实现超声速飞行，提高机动性。

（4）从垂直起落状态转化为平飞状态所用的时间短且转化过程更简单。

（5）升力风扇喷出的是冷空气流，减小了尾喷管高温燃气对地面(甲板）的烧蚀影响。

3.3.2 缺点

（1）结构复杂、质量较大。以F-35B为例,仅轴驱动升力风扇就给飞机增重1361 kg，加上其他升力组件，其总质量约1800 kg，这是在飞机巡航状态时无法丢弃的“死重”。由于自重的增加，其可带负载减少，携带的燃油量少，航程和作战半径都有所缩短，同时也降低了武器载荷。实际上随着F-35B质量的增加，其面临着升力不足的问题。

（2）升力风扇体积大，占据了较大飞机空间。

（3）相比其他型安装的低可探测的轴对称喷管，所采用的3轴承喷管隐身性降低。

4 特点与启示

（1）发动机技术是关键。结合S/VTOL战斗机发展和使用情况，发动机技术是其发展的瓶颈，直接关系到飞机能否与常规战斗机对抗。简单地说，相对于常规发动机，S/VTOL战斗机发动机的设计难点主要是解决推进系统的升力、推力、质量和耗油率与飞机起飞质量和航程的矛盾。

（2）升力方案是难点。从应用的各发动机看，怎样为垂直起飞的战斗机提供足够的升力一直是困扰S/VTOL战斗机的难点。无论是早期鹞式战斗机，还是Yak-38战斗机，都存在载荷不足、机动性能相对差以及航程不够的问题；目前最先进的F-35B在研制过程中同样出现“因超重1500 kg而无法实现按设计要求的悬停或短距起飞”的问题。上述问题通过修改气动布局、提高推进系统的效率和减少阻力等措施基本解决。也就是说，采用组合型或者复合型的推进系统，虽然能够以其他方式（升力发动机或升力风扇）提高升力，但增加的系统自重很大，这是在起飞、巡航、机动飞行中不可抛弃的。共用型推进系统虽然在提供升力方面增加的质量不是很大，但其能提供的升力受进气流影响较大（相比X-32B方案，X-35B方案的单一发动机会多产生60%的推力和160%的气流），所以，同样存在升力不足的困扰。因而，应该探索革新的技术和方案，既能提供足够的推力又具有合适的质量，能够更好地满足S/VTOL战斗机的全面要求。

（3）组合型推进系统成熟度相对较高，共用型推进系统发展潜力有待评估。对于F-35B推进系统，洛克希德·马丁公司开始采用喷气驱动升力风扇及用2维、“龙虾尾”式喷管的形式，后来随着诺斯罗普·格鲁门公司和英国宇航公司加入研制，洛克希德·马丁公司对其原始方案进行了较大修改，形成了的轴驱动升力风扇、3轴承偏转喷管方案。这一方案在综合性能、可靠性和维护性方面最佳；在轴驱动升力风扇与喷气驱动升力风扇间选择了前者，减少了在气动和结构设计上所受的限制。升力风扇是基于洛克希德·马丁公司的轴驱动升力风扇专利技术、RR公司垂直起飞和着陆战斗机及其发动机的多年研制和使用经验；3轴承偏转喷管技术是基于俄罗斯的Yak-141型R79发动机的研制经验；F135 STOVL主发动机是以在F-22战斗机上投入使用的成熟F119发动机为基础改进的。也就是说，这些都是成熟的、经验证的先进部件和技术，完全符合美国国防部的“JSF项目不采用未经验证的不成熟部件和技术”的规定，也确实收到了“使F-35战斗机推进系统的研制风险明显降低、研制费用减少、研制时间缩短”的效果。

X-32B虽然在JSF竞标中不敌X-35B，但是其采用的推进技术值得探讨。波音公司为解决直接升力推进系统的进气量问题，采用了独具一格的”大下巴”进气道等新颖结构。虽然这些新颖布局的气动性能在试飞中被验证是可靠的，且其推进系统采用了鹞式战斗机经验证的结构方式，但是对于波音公司来说，这些布局却是史无前例的，在以后的使用中存在的不定因素也不可预估，这也是其竞标失败的原因之一。同时，STOVL型的发动机布局方式降低了CTOL型和CV型的性能，这也是经济可承受性方面不允许的。如果单纯从技术角度来看，X-32B推进系统还是比较成功的，因为升力和推力由同一台发动机提供，占用的空间较小，附加系统结构相对简单，技术问题相对较少，这种共用型推进系统能够从根本上解决发动机“死重”增加的问题。

5 结束语

与常规起落的固定翼飞机和直升机相比，S/VTOL战斗机具有许多突出的优点和明显的战略、战术价值。正因如此，各航空发达国家都对其发展给予了高度关注。从20世纪50年代开始，虽然各国研制验证了几十种S/VTOL型号，但实际应用的3款S/VTOL战斗机都存在一些问题，特别是在飞行速度、航程及作战半径、载荷量以及机动性等方面，且基本体现在推进系统上。

S/VTOL战斗机的研制经历了大量失败，少数得到验证，极少数得以装备。在这一过程中，耗费了巨大的人力和财力，却也积累了大量经验，不断地验证了方案的可行性。美国的F-35B战斗机的推进系统应用了美国PW公司的发动机技术、英国RR公司的升力技术、参考了Yak-141发动机的3轴承偏转喷管技术，可以说是这3种推进系统技术的集中体现，但仍存在着前述的一些问题。

美国的航空技术处于世界领跑的地位，其提出的关键技术和发展方向均依据美国的战略需求而定，因此中国不能盲目跟随，应充分分析其技术发展的方法和策略，总结其经验，依照中国国情和战略发展需求，提出应对的措施。中国的S/VTOL战斗机及其推进系统的研制，既要借鉴国外先进技术与方案再创新，又要放飞思想、敢于原始创新，深入研究和论证需要攻克的关键技术和需要提供的技术保障，才能早日研制出满足中国国防需要的产品。

[1] 田宝林.世界垂直起降动力装置的演进和展望[J].航空发动机，2003，29（1）：50-55. TIAN Baolin.Evolution and forecast of STOVL fighter powerplants[J].Aeroengine，2003，29（1）：50-55.(in Chinese)

[2] 孙广华.垂直／短距起降飞机发动机发展历史与现状研究[R].沈阳：中航工业沈阳发动机设计研究所，2009. SUN Guanghua.Developing history and state research of STOVL fighter powerplants[R].Shenyang：AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，2009.(in Chinese)

[3]Stanley H.History of the pegasus vectored thrust engine[R]. AIAA-81-4155.

[4] Daniel T J,John M L.Rolls-Royce and Allison lift Engines[R]. AIAA-2007-5340.

[5] Berg D F，Elliott D W，Simmons J R.Comparison study of supersonic STOVL propulsion systems[R].AIAA-88-2808.

[6] Wilson S B,White K C.Technology impact on STOVL and CTOL strike fighters[R].AIAA-93-4851.

[7] 云飞.世界上第一种超声速VSTOL战斗机—雅克141[J].国际航空，1991（12）：28-30. YUN Fei.Yak141-the first supersonic VSTOL fighter in world [J].International Aviation，1991（12）：28-30.(in Chinese)

[8] Thomas C N，Scott B.An innovative UAV design[R].AIAA-20 04-6380.

[9] 叶代勇，滕健，郭捷，等.短距起飞/垂直降落战斗机发动机发展及关键技术分析[J].航空发动机，2013，39（1）：74-78. YE Daiyong，TENG Jian，Guo Jie，et al.Analysis of development and key technique for Short Takoff and Vertical Landing（STOVL）fighter engine[J].Aeroengine，2013，39（1）：74-78. (in Chinese)

[10] 屈鹏，王占学.舰载作战飞机发动机的发展[J].航空发动机，2011，37（2）：54-57. QU Peng，WANG Zhanxue.Development of carrier-based fighter engine[J].Aeroengine，2011，37（2）：54-57.(in Chinese)

[11] Luca A,Pilidis P.Assessment of remote lift fan jet engines [R].ASME 2000-GT-151.

[12] Thomas G S,Robert J B,Colin F.F-35B lift fan inlet development[R].AIAA-2011-6940.

[13] 梁春华.未来的航空涡扇发动机技术[J].航空发动机，2005，31（4）：54-58. LIANG Chunhua.Technique of future generation aero turbofan engine[J].Aeroengine，2005，31（4）：54-58.(in Chinese)

[14] Ward B D,Lewis W J.Advantages of thrust vectoring for STOVL[R].AIAA-87-1708.

[15] Maddock I A,Hirschberg M J.The quest for stable jet borne vertical lift:ASTOVLtoF-35 STOVL[R].AIAA-2011-6999.

[16] Herrero J L，Myzithras D，Pilidls P，et al.Performance of modern STOVL fighter powerplants[R].ISABE-2001-1128.

[17] 林左鸣.战斗机发动机的研制现状和发展趋势[J].航空发动机，2006，32（1）：l-8. LIN Zuoming.Development state and trend of fighter engine [J].Aeroengine，2006，32（1）：l-8.(in Chinese)

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

索德军（1978），男，高级工程师，从事航空发动机相关技术情报研究工作；E-mail：sdj27@163.com。

索德军，梁春华，张世福，等.S/VTOL战斗机及其推进系统的技术研究[J].航空发动机，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.