短距起飞/垂直降落飞机动力装置特点及关键技术分析

吴 雄

（海军研究院，上海200436）

0 引言

短距起飞/垂直降落（Short Takeoff and Verti-cal Landing，STOVL）飞机兼有固定翼飞机和直升机的使用特点[1]，既可以在狭小场地上垂直起降，又可以实现快速飞行，对起降场地要求低，可在两栖攻击舰或小型航母上起降，具有部署灵活、机动性强等特点，并可携带武器载荷执行精确打击任务。

目前，只有英国、俄罗斯和美国等少数西方国家掌握先进短距起飞/垂直降落战斗机研制关键技术[2]。在诸多短距起飞/垂直降落战斗机中，较为典型[3-9]的是英国的鹞式、前苏联的雅克-141和美国的F-35B战斗机。美国主导研制的F-35B战斗机[6，10-11]也已具备初始作战能力，随着试验的持续进行，其性能将趋于稳定，并逐步开始军事部署。中国尚未有大中型短距起飞/垂直降落战斗机或其推进系统在研或在役。动力装置是实现短距起飞/垂直降落的关键，能否设计出具有良好升力和推力性能的发动机，直接影响战斗机研制的成败。

本文对STOVL飞机需求动力装置的特征、结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。

1 STOVL飞机动力装置分类与特点

与常规涡扇和涡喷动力装置不同，STOVL战斗机动力装置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，还要为飞机的短距起飞和垂直降落提供足够大的升力，这就使其复杂性大大增加，研制难度也大幅提高。STOVL飞机的动力装置[12-13]可分为:（1）共用型，即起降/巡航共同使用1台或多台发动机；（2）组合型，即起降用专门升力发动机，巡航用常规发动机；（3）复合型，即起降用专门升力发动机和升力/巡航发动机，巡航用升力/巡航发动机；（4）增强型，即起降用专门的升力部件和升力/巡航发动机，巡航用升力/巡航发动机。各类动力装置发展年代、配装飞机和技术特点详见表1、2。

表1 STOVL飞机及其动力装置

2 国外典型STOVL动力装置

2.1 鹞式战斗机动力装置

鹞式战斗机是英国研制的第1种实用型固定翼垂直起降飞机，其主要任务是近距空中支援和战术侦察。鹞式海军舰载型被称为海鹞。海鹞式飞机在英阿马岛战争中战斗出动达1500多架次。美国与英国在鹞式基础上合作生产了AV-8型攻击机，在美国海军陆战队服役。该系列战机的动力装置是RR公司的飞马系列推力转向喷口涡扇发动机。飞马发动机通过4个排气喷管产生升力和推力。前面2个排气喷管在机身腹部，排放风扇冷气流；后面2个构成尾喷管，排放的是涡轮喷出的全部热气流。为控制悬停时的姿态，在机首、机尾及翼尖安装了控制喷管和高压空气导管。鹞式战斗机及飞马系列发动机如图1所示。

2.2 雅克-141战斗机动力装置

雅克-141战斗机是俄罗斯雅克夫列夫实验设计局研制的舰载超声速垂直/短距起降飞机，主要用于中小型航空母舰执行舰队护航任务，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻击地面或海面目标。雅克-141战斗机及其发动机如图2所示。该飞机于1975年开始设计，1989年开始飞行试验，原计划于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型机在试飞时坠毁，该计划中止，此时试飞已超过200 h。该机曾打破多项短距起飞/垂直降落飞机的世界记录。

表2 STOVL飞机动力装置形式及特点

图1 鹞式战斗机及飞马系列发动机

图2 雅克-141战斗机及其发动机

2.2 雅克-141战斗机动力装置

雅克-141战斗机是俄罗斯雅克夫列夫实验设计局研制的舰载超声速垂直/短距起降飞机，主要用于中小型航空母舰执行舰队护航任务，也可用于近距空中支援、近距格斗和攻击地面或海面目标。雅克-141战斗机及其发动机如图2所示。该飞机于1975年开始设计，1989年开始飞行试验，原计划于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型机在试飞时坠毁，该计划中止，此时试飞已超过200 h。该机曾打破多项短距起飞/垂直降落飞机的世界记录。

2.3 F-35B战斗机动力装置

F-35B为美国F-35系列飞机中的短距起降型战斗机，主要装备海军陆战队，执行近距空中支援、空中遮断、武装侦察、防空作战及防空系统压制等任务。F-35B战斗机及其推进系统如图3所示。

图3 F-35B战斗机及其推进系统

F-35B 飞机动力装置 （F135-PW-600）[15]由F119-614发动机、轴驱动升力风扇、3轴承旋转轴对称主喷管和滚转喷管组成。升力风扇垂直安装在座舱后，由主发动机前延伸出驱动轴通过离合器驱动。3轴承旋转轴对称主喷管可在2.5 s内从0°旋转到95°，并可左右偏转10°。滚转喷管从主发动机外涵引气。在飞机起降时，尾部的3轴承旋转喷管偏转至垂直向下，产生83100 N的向上推力，同时升力风扇也产生83100 N的向上推力；二者互相合成来抬升飞机。两侧机翼上的滚转姿态控制的喷管还可提供14600 N额外升力。在巡航状态时，风扇停止工作，3轴承旋转喷管转为水平，主发动机提供水平推力。

3 STOVL飞机动力装置关键技术分析

对STOVL飞机动力装置各项关键技术按照瓶颈技术、关键技术、前沿技术及新兴技术进行分类，并按照各项关键技术对装备发展的贡献度，综合评价各项关键技术重要性，结果见表3。

表3 STOVL飞机动力装置技术体系及技术重要度分析

3.1 动力装置总体设计

STOVL飞机动力装置不仅需要满足飞机巡航状态的推力和耗油率等性能指标要求，而且还需满足飞机短距/垂直起飞状态的升力要求，飞机动力装置决定了发动机的宽工作特性，因此，在进行发动机循环参数匹配和确定发动机设计点循环参数时，必须兼顾巡航状态推力要求和短距/垂直起降状态升力系统工作对发动机循环参数的影响[16]，即需关注STOVL飞机动力装置多设计点循环参数匹配问题。

3.2 升力系统

升力系统主要有升力发动机和升力风扇2种技术路线。

升力发动机基本思想是短距垂直起降的升力通过专门的升力发动机提供，在巡航时，升力发动机关闭。对该技术的研究重点是高推重比、轻质量、小体积等，突出其“短小精悍”。该类型发动机的推重比高达16。然而其具有“天生缺陷”，例如耗油量高、巡航时无用、地面烧蚀等，限制了该技术的应用及发展，逐步被升力风扇所取代。

升力风扇技术分为涡轮驱动和轴驱动2条技术路线。涡轮驱动升力风扇技术是在短垂态，将发动机喷口燃气引入垂直安装的升力风扇系统，通过一系列风扇叶尖小涡轮来驱动风扇叶片旋转，从而产生升力。轴驱动升力风扇技术是从发动机提取轴功率驱动风扇，加速气体喷出，把轴向功率转化为垂向升力，既牵涉到风扇本身还涉及到大功率的轴承技术。综合比较，轴驱动升力风扇技术效率较高，且便于实现，在F-35B战斗机上得到应用，是当前升力风扇技术的主要发展方向。

3.3 大转角推力矢量喷管

通过增加推力矢量喷管将常规发动机转化为升力/巡航发动机。在飞机起降时，通过调节推力矢量喷管将发动机的喷气转向下，即将轴向推力转为垂直升力；在飞机巡航时，喷管转为正常向后，保持推力向后。根据其功能的复杂程度，推力矢量喷管可设计成不同形式[17]，3轴承旋转喷管偏转角度大，能够满足垂直/短距起降战斗机对推力方向调整要求，在F-35B战斗机上得到应用，是当前大转角推力矢量喷管技术的主要发展方向。

3.4 超大功率传动离合系统

垂直起降战机升力风扇传动系统由双膜盘联轴器、动力传动轴、多片式离合器和对转齿轮减速器组成。在飞机起飞和降落时，需利用风扇传动系统将发动机的一部分功率可靠传递至升力风扇，在战机升空后，通过多片离合器将发动机动力断开。在高空飞行过程中，多片离合器将产生大量热量，对摩擦片和多片离合器润滑系统的设计提出了更高要求。高速重载锥齿轮、双膜盘联轴器、大功率多片离合器的设计等是新的关键技术。

3.5 飞/推综合控制

STOVL飞机动力学模型为约束非线性系统，且作动器冗余异构，过渡过程控制要求飞机终端状态满足约束，飞机和动力装置综合控制复杂。英国针对鹞式战斗机开展多种线性鲁棒控制器的应用研究，仿真效果较好。但增益预置方法的设计复杂，需在飞行包线内选取几百个点设计控制器增益，且不适合应用于强耦合非线性系统。先进垂直/短距起降飞机动力系统及喷射气流效应相对于传统战斗机的更加复杂，操纵模式也更加多样，线性控制器很难适用。

美国和德国合作开展的X-31验证机计划，研究了反馈线性化（动态逆）方法，利用非线性系统的逆抵消系统非线性项，得到针对预控变量的线性系统，然后对该线性系统设计控制器，再转换为原控制变量输入。该方法在F-35B战斗机飞/推综合控制中得到应用。X-31验证机动态逆控制器结构如图4所示。

3.6 动力装置及其矢量特性试验

除常规航空发动机试验以外，主要包括升力风扇、全尺寸升力特性和排气喷流等试验。

升力风扇进气畸变试验是测试与验证升力风扇进气门的角度与形状、进气口的形状、进口可调导向叶片的角度与叶型等对侧风进气畸变产生的影响。试验用的侧风由1个涡轮螺旋桨发动机产生。PW公司在C14试验台上开展了全尺寸侧向进气畸变试验。为测试F135-PW-600推进系统总体性能，PW公司针对短距垂直起降性能特点，新建了C12整机试验露天悬挂式台架[18]。C14和C12试验台如图5所示。

图4 X-31验证机动态逆控制器结构

图5 C14和C12试验台

由于总升力特别大，较小测量误差所对应的升力都对整机有较大影响，为提高测量精度，C12试验台除了垂直地面的主支撑钢臂以外，还搭了4根大钢管，与主支撑臂一起支撑起中央吊臂。为衡量在短距起飞、垂直降落和悬停过程中推进系统出口气流经过地面反射作用的影响，需进行地面反射效应试验，以获得反射气流对升力风扇及主发动机的干涉作用。对F-35B推进系统前期进行了整机排气喷流试验和整机气流下洗试验。整机气流下洗试验的目的是为了确认带升力风扇推进系统流场特性，并与缩比模型试验进行对比，获得气流下洗影响，为飞机飞行稳定性提供评估。PW公司在C14试验台上进行了整机气流下洗试验。

4 结束语

STOVL飞机与常规飞机不同，主要体现在动力装置及飞机-动力装置深度耦合一体化领域。这些领域涉及到较新的基础理论、试验技术方法等，国外经过几十年的理论研究、原理验证及工程实践，突破了所涉及的关键技术，掌握了试验方法，建立了成熟设计及标准体系。国内在STOVL飞机动力装置技术领域开展了理论研究和原理试验，但研究领域零星分散、技术成熟度低，其研究深度与系统集成程度还难以满足短距起飞/垂直降落战斗机研制需求。总的来说，动力装置技术仍然是中国发展STOVL飞机的瓶颈，需要重点研究并突破。为加快STOVL飞机动力装置的发展，建议在国内飞机、发动机的设计制造、材料工艺等技术基础上，顶层策划STOVL飞机动力装置的技术发展路线图，加强飞机对发动机的需求和能力牵引，重点研究制约动力发展的总体、核心部件和系统设计技术，实现关键技术集成突破。