爱吱声

标题: 点评成飞的双发重型垂直起降战斗机专利 [打印本页]
作者: 晨枫    时间: 2023-11-15 23:58
标题: 点评成飞的双发重型垂直起降战斗机专利
在很多方面，中国航空科技已经跨入世界第一梯队，“20军团”就是代表，但垂直-短距起落战斗机依然是短板。不久前热门电影《流浪地球2》里出现号称“歼-20C”的垂直起落战斗机，反映了人们的强烈期待。5月23日，国家知识产权局向成飞颁发名为“一种双发串联垂直起降飞机”的专利，自然引起人们的强烈联想。
: v  J: Q! E6 x0 Z% R; l
6 E0 ?2 n. z: N4 N- D8 j$ G. \1 H垂直起落战斗机能摆脱跑道，这是人们始终的梦想。历史上，只有英国“鹞”式、苏联雅克-38和美国F-35B进入量产，其他的设计要么因为各种原因功亏一篑，要么索性停留在纸面上。但对垂直起落战斗机的追求可能产生了航空史上最多的奇思妙想，成飞专利是最新的一页。
1 f% |; `+ r* L  s, a  s1 Y+ }( I) U6 t0 ^, s
垂直起落需要在地面静止状态产生大于飞机重量的垂直升力，在平飞状态导致最低的巡航阻力和死重。单独处理的话，这两点都不难做到，但放到一起，就是天大的难题。
! C+ W) v+ N7 n0 C" |, }5 v$ b! X8 ^  I) u! [7 `+ o: B" k/ M; z0 {

9 I( o9 q( C, Q- L“鹞”式战斗机采用“四立柱”原理，升力和巡航发动机是一体的，但也因此极大地限制了气动布局和飞行性能
* X; q' N* e/ b8 ?  c7 E" q/ U5 J% `0 L0 y2 c
“鹞”式战斗机采用升力-巡航一体的单一发动机，前后两对喷口形成“四立柱”，在垂直起落状态下，同时提供升力和俯仰控制，横滚控制是通过额外的翼尖喷嘴实现的。升力-巡航一体避免了死重，但也带来很多本质限制。
$ n( t" I+ \( |. i* D& [
0 P. e3 o; A0 |9 K3 B首先，发动机必须安装在机身重心的位置。由于前后喷口距离有限，飞机的装载和未来发展受到严重限制。其次，进气口和喷口位置受到严重限制。结果是，“鹞”式的中机身太肥胖，远离面积律的要求，即使发动机推力逆天，也不可能超音速。对于现代战斗机来说，超音速不是万能的，但不能超音速是万万不能的。
7 M9 }" L9 I/ l/ O3 p* f0 Y
' h% C0 g% k* L( V* k2 l' g% l( \' \发动机构型也决定了“鹞”式不可能超音速。且不说分叉弯管的压力损失，前喷口是从压气机引出的，所以压气机功率需要格外强大，可以比照为具有格外高的涵道比。后喷口很难做到收敛-扩散，这是涡轮发动机超音速推进的必须。前喷口只是压缩空气，都不是高速燃气，更不可能用于超音速推进。
8 A4 z- {9 D' d6 h. ^- n+ K
( t% x( z7 H3 k" o+ x9 H# Q发动机独特的基本构型也决定了难以与主流战斗机发动机共用技术，进一步限制了“鹞”式的发展潜力。4 k& v0 O+ `8 X' R. s& Y
: A% i" N1 Y, ^  M
雅克-38更加简单粗暴一点，巡航发动机前机身并排安装两台专用的升力发动机，主发动机喷口则和“鹞”式相仿，分叉为左右两个喷口后可向下偏转，在升力和巡航之间转换。
8 |& E' P3 Z* z  G: R' o2 I% u/ s) Q  b- Y/ j; D
+ N6 \  a( e7 N% h; h% X+ @1 Q
雅克-38是升力-升力/巡航发动机布局
  W$ h7 L% |& x- C; c+ H1 u/ Z; @( J: i
雅克-38的俯仰控制力矩比“鹞”式大得多，发动机在设计和位置上更加自由，气动布局也因此更加容易优化，成为世界上第一种超音速垂直起落战斗机，尽管只是有限超音速。
6 N" H  f1 x- d9 j/ K4 c$ |) s7 `3 p2 l2 ?) G, q* f

3 C" a9 o# ~  f2 y雅克-141是雅克-38的进一步优化
9 }9 X3 p4 `, w9 Q+ t
1 G" Y( S$ E: o( b
( x  z; w% @% A) \, F雅克-141天才的三段式设计后来被F-35B采用+ G  _1 N2 i7 \* ^9 R6 q" U4 @

6 P! K# x& t6 G雅克-141是雅克-38的进一步优化，用单一但可偏转的喷口取代流动损失较大的人字形喷口。这也是著名的三段式转动喷口，天才地通过在不同斜面上的转动实现喷管90度偏转，实际上还有一定的“摆尾”能力。这个设计被F-35B采用。6 I" A4 E# L. N+ W' Z2 f
- U, I8 \% `( d- ~! _2 C- h
F-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141构型。升力发动机强调极限推力，所以是油老虎。好在工作时间不长，油耗不是太大的问题。但升力发动机的炽热喷气容易被主发动机吸入，也对机体下表面和甲板造成烧灼，升力风扇就没有这个问题，还比升力发动机更轻，死重较小。
1 j! d4 t% `- _+ P$ s* I# Z! W4 o( P& [5 _0 U
5 a' |% u: @  _9 \
F-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141$ I8 ~1 Z& {# \
! [% r; ?3 J9 D
9 A& Q3 I/ }% {  c/ d. \5 K; P
麦道方案用燃气驱动，避免了传动轴和离合器的问题，但带来一大堆新问题' S, z1 r. Q& ]; W+ P+ z7 ?' T. h% s

$ Y; m4 M" j/ }$ q' [9 G但升力风扇用传动轴驱动，轴本身和减速箱的机械要求极高，传动功率相当于29000马力，相当于054A护卫舰的总功率。另一个办法是麦道方案，用主发动机的燃气驱动，但这样扭头180度的压力损失很大，也在机体内造成危险的高温。
% p6 m. M/ E) i4 d* b" G" s) z$ e
6 D, u* @2 D$ v8 y. p3 t+ Q垂直起落使得发动机的功率输出要求极大提高，最后使得普拉特-惠特尼F135成为历史上推力最大的战斗机发动机，在本来就代表推力和推重比最高水平的F119基础上再增加30%以上。从发动机引出的姿控喷嘴也提供9%的垂直升力。4 @& k0 {; V, e1 o- f2 _

. K1 ^# [3 [/ h1 b
; M3 W1 A2 U/ ?2 }0 y波音X-32是“鹞”式的改进
- M( }, |4 O  p1 C+ N! }% D# l9 {( i) H
在最终导致F-35B的JSF竞标中，竞争方案波音X-32是“鹞”式的改进。发动机依然靠前布置，喷流由分流板控制，一部分通过分叉的前喷口向两侧喷出，产生一部分垂直升力；另一部分喷气通过长管向后喷出，机尾的主喷口可向下偏转，产生另一半垂直升力。姿态控制由前后左右的姿控喷嘴实现。
1 A( u( d/ ~9 G% r
# C! T6 M( A0 R1 }& j* D; k% J这依然式升力-巡航一体化发动机，没有发动机的死重，但额外的尾喷管是死重，长管流动损失降低推力，占用的机内空间和机内隔热也是问题。! z2 V$ ]% g* x& S; S5 X% h2 v0 R6 o
/ Y7 p2 h! u% G1 c! N
前喷口必须在飞机重心之前，发动机的位置必须更加靠前，飞机只能有很短的进气道，前机身（包括发动机）的重量必须严格控制。更大的问题是，前喷口的排气可能被进气口吸入。因此，在前喷口和进气口之间，还有气幕喷嘴，形成虚拟的隔板，防止喷气回流。
( A! S6 N0 g/ |9 r0 R
% i: ^% d1 l3 F/ p  s! zF-35B没有气幕，但升力发动机的排气只是压缩空气，没有高温问题，同时在机背的升力发动机进气口之后，另有辅助进气口，对发动机补充进气，所以回避了排气回吸的问题。在舰上使用时，没有升力发动机吹起灰沙的问题。在陆上使用时，需要在干净硬地使用，现在是通过临时铺设特殊钢板解决的，同时避免地面被高温吹拂时的崩裂问题。* @# w' x4 l& f5 E" L; M1 f* |7 v& J+ l
" [# |% o* P1 \! h" z' @  x
JSF竞标是个复杂的故事，但容易被忽略的一个层面是：垂直起落实际上不是刚需，短距起落才是。2 _3 n8 x3 a  G. y0 n; Z

& Q9 J; f1 T% O. K“鹞”式在使用中，垂直起飞时的载弹量被讥嘲为“只能携带一包香烟”。在垂直起飞时，所有升力都来自发动机，起飞重量直接受到发动机最大垂直推力的限制。但结合一点短滑跑的话，哪怕距离不长，机翼产生的气动升力也是极大的补充。机翼产生升力的效率远远超过升力发动机。垂直起飞需要超过1.0的推重比，但滑跑起飞可以使得推重比只有0.25的波音747顺利起飞。9 g0 b) B/ z  R# q3 s; H" s5 N8 x( I& m
: z5 ]! S# n. Q# i
着陆的问题小得多。战斗机出击返航着陆时，弹药和燃油耗尽，重量大大降低，对垂直升力的要求随之降低。能垂直降落的话，大大简化运作，尤其有利于提高回收率，对上舰特别重要。因此，短距起飞-垂直降落才是常用模式，也称STOVL。有条件的话，滑跑着陆当然也没有问题。
( U9 i0 U' f- _' A) ^* t. {" r( Y) Z! f0 C* [6 T
“鹞”式的“四立柱”可以向后下方摆动，在推力和垂直升力之间自然分配，天然有利于STOVL，这也成为英国皇家海军和美国海军陆战队的基本运作模式。JSF其实是按照STOVL要求的，垂直起落并非刚需。事实上，在垂直起飞状态下，F-35B的载弹量同样可怜，基本上不能执行任何有意义的战斗任务。3 ]  m  C+ s1 n2 }( V. Z

# R5 a9 _9 @: l7 h! [X-32和F-35B都可以STOVL，但F-35B更加有利于STOVL。在极端情况下，可无缝转入滑跑起飞、着陆模式。
1 |/ A0 m9 ]- y9 m9 x$ v+ O# Q: G! e7 L$ b- X# L; \) y' v
成飞专利是F-35B和X-32的结合。既可看作F-35B的升力风扇用升力发动机替代，也可看作X-32把原来的发动机一分为二、一半推力转移到新增的后升力-巡航发动机。两台高推重比中推比一台超高推重比的大推在技术上相对容易实现。3 [6 ?0 O8 P1 I! x

2 z" u% A1 c8 m$ G4 U- ]
( v1 U$ G+ i" Z& P这是一架双发无尾三角翼战斗机* t; U) a7 [! c4 c, u! I3 W

/ P6 r: h2 \/ Q6 K) \( @5 k这是一架双发三角翼V形尾战斗机。在YF-23之后，V形尾在新一代战斗机设计中越来越常见，在气动控制能力和隐身、减阻方面介于常规的平尾-双垂尾和无尾之间。后缘带前掠的大三角翼也是常见的设计。基本设计具有典型的隐身特征。/ F  Z# R6 e; l/ I
' z7 j) g3 L8 a# Z) ~; p7 L
但通常的双发在位置和推力上都是左右对称的，成飞专利里的双发不仅是串列的，也可能是完全不同的。6 A' N' D; K) ~# n' b

# I* F: b1 h2 |& c
. l- ]# P0 K5 l; M9 y0 m7 |6 r前发的喷口用挡板控制喷流方向
" }5 q6 r6 U* A5 |, D0 H" k$ N0 {3 I
- v, P& B2 p3 v7 Z4 d: U& U , _. e& p: |$ G( o4 x8 \
后发的用三段式转管控制喷流方向& L  E6 z6 i/ D& f/ n6 U* j

2 d( ]  n- g' K前发和后发都是升力-巡航发动机。前发的人字形喷口通过挡板控制，可在向下喷气和向后喷气之间转动，与“鹞”式相同。后发的单一喷口通过三段式转管，同样在向下喷气和向后喷气之间转动，与F-35B相同。
9 h; J3 ^$ N9 U6 C3 B) G1 C% V& g- s, ~) _( N
前发由座舱后的机背进气口进气，和F-35B的升力风扇进气口位置相似；后发由颌下进气口进气，与X-32相似，不过进气口位置比X-32更加靠后。
% ~- ]+ C7 N+ S( {) U- A/ }7 |; T' C9 E2 `
在推力方面，重心在前后喷口之间，如果正好居中的话，前发和后发的推力要求相当。重心偏后的话，后发推力可大于前发，但由于很长的前缘边条，前机身重量很难降下来，重心可以后移的幅度很有限。
6 F' I' r& U+ l" o; l) c: A
3 }3 z1 L' f7 ~* X由于前后发都是升力-巡航发动机，所以成飞专利里提到双发可全程工作，实际上这是有条件的。/ g$ {9 ]( R0 K2 g
2 J* O* u+ I, ?& n
前发进气道很短，进气经过90度弯曲后，直接进入前发。这在静止和STOVL状态下没问题，可以比照F-35B。在中低速飞行下也没有问题，可以比照MQ-25“黄貂鱼”。在高速飞行状态时，进气流道过于弯曲，进气效率会受到较大损失。超音速状态下问题更大，还没有这样“跌入”式超音速进气口的先例。在大迎角飞行时，可靠进气更难保证。
$ f1 P0 H+ q" Y& h4 o8 H# O. B% o) h
5 d$ `" n, J) y# ]- r
波音MQ-25“黄貂鱼”采用“跌入”式进气口，隐身较好，但对进气口设计要求很高，“黄貂鱼”也是没有高速和高机动飞行要求的舰载加油机& a# M0 g& s( W+ X3 ~

5 Z* U" v! V( i后发进气道是常规长度，进气流场条件好得多，可以适合所有飞行状态的要求，尤其适合大迎角飞行。但在垂直起落状态下，前发的高温高速排气的回吸是一个问题。专利里没有提到气幕，比照X-32的设计，这可能这是必须的。“鹞”式没有气幕，在实际使用中吃了很多亏。+ }8 p8 m8 i# t. B6 e1 ~! D

' X7 h1 R2 Y: y$ l! |7 V/ L* O1 Q" W专利里也没有提到横滚姿态控制的问题，可能需要比照F-35B，增加横滚姿控喷嘴。如果前发和后发的推力快速调节能力不足，还需要像X-32那样，增加俯仰姿控喷嘴。不过成飞专利的俯仰控制能力可能强于X-32，不需要额外的俯仰姿控喷嘴。这是因为成飞双发不像X-32是单大推，而是双中推，推力调节能力天然高于大推。* A7 g9 T7 t; w6 I
6 H% v' |! w. ]- `6 W% F
出于规模经济和维修的考虑，前后发可能共用相同的核心发动机，但由于前后发的不同工作环境和要求，可能是两种不同的变型：前发为大涵道比非加力涡扇，后发为小涵道比加力涡扇。
1 z9 a1 D# Y' T
" |  T# k  a2 L$ X: v0 N( h前发到人字形喷管之间缺乏过渡空间，在重心安排上也要求越靠前越好，但前机身又越短越轻越好，所以前发只能是最短长度，很难插入需要一定长度的加力喷管。从降低前发喷气温度考虑，也不宜采用加力推力。反过来，大涵道比非加力涡扇在静止和低空低速状态下的推力大，耗油低，作为前发很合适。
3 Y1 J+ q. d0 M+ \3 ?" l- L" R! S7 |  |
前发的人字形喷管和“鹞”式一样，很难具有收敛-扩散能力，无法用于超音速推进，这也是前发用大涵道比非加力涡扇的原因。) {' r# R+ a" C4 l- `( ]
+ V# ^4 Y$ M. [# n; `7 l
前发喷管具有向下和向后的开口。向下的开口面积由垂直推力的排气流量和速度确定，向后的开口面积还要考虑到平飞时的减阻，不宜过大。这影响前发的平飞推进效率，但巡航状态不是需要最大推力的状态，损失一点前飞推力是可以接受的，否则在高速时要付出阻力代价。这里有一个最优化的问题。
& V1 j" w* M& V3 b% {+ T
" W$ N8 o5 c4 A1 p1 Q
+ Y( y) O! S# [# ~9 E: `0 S前发喷口在两侧翼根下: c; C- M: `/ D6 c) A/ l

* e; k1 m) m; ?5 ]$ m ! }3 ^- o" s5 q* o5 y0 z% m
鼓包结构带来阻力，但这是前发推力在向下和向后之间转向所必须的5 m# Q4 T5 {: f& f

" I, H4 \/ K/ P& |" z ; V" `. d% T: J" |. ~! b
图中没有突出翼身融合体内的前发喷管结构，实际上可能隆起更大# N& e2 o1 ]5 o! G9 `( a6 X

! c# y8 N1 A6 `; Q前发的喷口不是在机体两侧，而是在翼根下。这决定了喷管弯管通过翼身融合体内时，在翼根上表面造成相当大的隆起，需要在气动和结构上对大型翼身融合体有所考虑。可能这是很长的机翼前缘边条的原因，需要为大型翼身融合体创造空间。
( r' i7 @7 V0 V# w" J( \1 f. y+ s( G" @
后发进气道要从前发下方绕过，然后从前发人字形喷口的分叉中穿过，S形上升，然后引向后发。单纯从进气道来说，进气口到S形这一段不必要地长，徒然增加进气损失。F-16在设计中，进气口不断后移，以降低进气压力损失。最后是因为前起落架的缘故，进气口不能再往后移动，才固定在现在的位置。比照F-16和成飞专利，后者的进气口位置明显更加靠前，接近X-32。% }, j$ F; v" j6 U2 G9 S/ m6 ~
6 g  O; l. U! N& w. N
这是因为需要尽量避开前发的喷气回吸。实际上是否距离足够，需要更多的分析和测试。
0 a( }" ^3 s4 u" w
* y$ X) S+ Y- S: |3 T前发尾喷管的走向也决定了后发很难采用Y形的两侧进气口，只能用颌下进气口。
$ S8 \5 q0 f+ F- r6 X7 ?' J) F3 O
在水平滑跑起飞时，前后发喷口都向后喷气。在垂直起飞时，前后发喷口都向下喷气；在短距起飞时，前后发喷口都向斜下方喷气，或者根据需要，先向后喷气、加速滑跑，然后前发转为向下喷气，加速抬头，缩短起飞距离。) p3 V: X! v4 T# j7 {; ]: _% b8 p

+ z, V9 T, U/ f' P在悬停或者垂直起落时，可用前发喷管的挡板控制前后方向的“爬行”，尾喷管可左右摇摆以控制转向，然后与前发喷管的挡板一起控制侧行。' x* H9 b+ i( b0 J8 p
& F5 g9 p! d1 a8 D) t
必须说，成飞专利是相当完整的设计，但不是没有缺点的。由于前发的限制，前飞动力主要来自后发。与F-35B相比，单大推的动力分解到双中推，解决了很多问题，但也带来了前飞动力不足的问题。
* }* u5 l. P5 d4 ~& y. _
6 [& z; y" ~8 `' y2 ?4 J成飞专利里说，双发都可全程工作，但实际上，前发不适合用于超音速推进。单靠后发的话，巡航没问题，加速会动力不足，超音速飞行也会动力不足。未必达不到超音速，但加速、推过音速会需时较长。
2 j  T8 j  l1 B% \; Z+ E  c
5 T8 `6 u) C" E" ]6 O+ ^成飞专利里还提到，矢量推力提供高机动性，这也是有条件的。一方面，在平飞姿态下，开动前飞推力确实可以实现很多匪夷所思的超机动动作，瞬间抬头率大大超过通常用气动控制可能达到的程度。但在大坡度盘旋时，迎角本来较大，前发进气条件不好，这样的超机动就未必做得出来。
1 ?- a/ ~( |! J& H$ f) d8 `" @+ }& a( r1 M1 d+ Z% P) V$ C
这里引出一个问题：成飞专利里，前发在正常飞行时是处于出力状态，还是怠速甚至关机状态？
; a" c* I4 X2 |* g* H: a9 L2 B) d$ C5 T. S0 }% D9 h
雅克-38的升力发动机只有起飞、着陆时使用，转入正常飞行后就停机了，整流盖板把进排气口盖上，降低阻力。F-35B的升力风扇也是一样。“鹞”式因为是升力-巡航一体化的发动机，只是喷口转向，进气口是不变的，所以可提供“全时垂直升力”。
# m* L6 v: r5 L# c0 `& [9 ?9 y# b, E) g' t+ z& x
成飞专利的前发油耗大大低于雅克-38的升力发动机，要全时工作不是不可以，但在亚音速巡航时无必要，开敞的前发进气口还增加阻力。然而，为了减少突出的喷口结构的阻力，可能保持一定的喷气反而减阻，那就需要发动机全时工作了。
, _" u3 Q9 W& N+ d: h; |0 s, Q. O6 q6 O2 X3 f! p; n+ D0 E0 W
全时工作的发动机需要解决“跌入”式进气口在复杂机动飞行和超音速飞行状态下的进气效率问题，这个问题不容易解决。但一旦解决，翼面积可以减小而不影响大迎角机动性。低翼载本来就是为大迎角时提供足够的剩余升力的，如果这个要求可以通过前后发提供额外升力解决，低翼载就没有必要了。较小的翼面积还降低重量和阻力。
" r& ]; ?# a" W/ P* e" V; |% s) K: S" z; T# [/ F7 ]' B% S3 J
另一个办法前发按需启动，进气口盖板可空中开启。那就问题复杂了。前发的瞬时启动是个问题。前发不比简单、只需要短时间工作、不考虑寿命的升力发动机，启动需要一定的程序和时间。盖板的开启也不简单。向F-35B那样向后上方打开的话，盖板相当于减速板，会严重影响飞行；像YF-35的设计那样像双折门一样向两侧打开的话，在迎面强烈气流的作用下，颤振问题难以解决。如果确实需要空中启动前发，可能还不如进去口永久性敞开，不用盖板。
4 E) P3 S3 a' e3 a
1 n" `: p/ ^! v4 j2 g% F5 D还有作为隐身战斗机，还有机内武器舱的问题，需要具体看前发喷管和后发进气道的占位了，还有主起落架的位置。
" O, a$ G, W- m# U% l# f* q/ D: ?; k: D1 T. W1 o" H" {) f
总的来说，成飞专利显示了相当完整的概念设计，但作为实际战斗机设计的基础，还有需要进一步完善的地方。专利只是专利，未必就是型号方案，可能只是技术储备。( B) _  D/ \, ~" m  H
作者: 小木    时间: 2023-11-16 22:40
这种构型能不能把座舱放到前发进气口甚至前发后面？感觉这样要舒服很多，也可以采用神经元那样的进气口？
作者: 晨枫    时间: 2023-11-16 22:56
小木 发表于 2023-11-16 08:40
5 y0 K5 @1 p2 N6 s$ f. U这种构型能不能把座舱放到前发进气口甚至前发后面？感觉这样要舒服很多，也可以采用神经元那样的进气口？ ...
2 G! ~1 B8 q& }+ S" K, m' U

  |+ L+ |! w) Q. H* T! U6 H5 N像这样？当年只用集中的发动机有重心问题，现在用两台发动机可以平衡，但重量平衡不是问题，上面提到的其他问题一个都没有解决，只解决了前发进气口问题，但多出来雷达位置问题。
8 S! P7 B. k& N; K& \! q. }* O! S0 X3 ?. A# ~, J& n8 ^$ q
神经元进气口是什么样子的？
作者: 小木    时间: 2023-11-16 23:06
晨枫 发表于 2023-11-16 08:56
( |+ h/ P4 N; J7 p1 {: K. j像这样？当年只用集中的发动机有重心问题，现在用两台发动机可以平衡，但重量平衡不是问题，上面提到的 ...

8 i7 k- _& k" b  a7 r3 k4 M! V8 n0 h: h, }, D* U
+ U, u5 J$ B  L




欢迎光临 爱吱声 (http://aswetalk.net/bbs/) Powered by Discuz! X3.2