点评成飞的双发重型垂直起降战斗机专利

晨枫

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。

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。
# q% w% N1 B  ]' j& k" X
3 R9 f( }! A" f3 }. O# P5 X. h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。
  j. s% X' n$ K0 b( d
8 ~/ S7 N7 v: f7 x8 i  `4 I- D
/ `: _6 U" B& x! i“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
/ i& J( ?4 e1 g3 N4 j2 y
“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。

& |; Z7 B1 A+ z" V  J- U9 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。

: f# X- q/ D0 r3 q0 U' I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。

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。

2 Y8 }  u& [! C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。


7 i2 ?  J5 n. P. p' z4 m9 C雅克-38是升力-升力/巡航发动机布局
' L, A. ^+ s1 u% O& k, Q
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。
9 x6 u7 n" ~: v  }' T4 l

0 y& i# L  k4 `0 p0 o雅克-141是雅克-38的进一步优化

% M  A$ w3 r0 V6 U+ d1 q1 \3 L
8 G8 X* T$ O5 T雅克-141天才的三段式设计后来被F-35B采用
# L" C0 ?! u. C- E5 J: Z
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。
8 P, o% `4 C8 t8 N( L9 x4 c
" w  D  h3 f+ ~1 N+ {; aF-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。


F-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141
4 G6 a8 V$ G; a0 F2 V6 Q7 S
, W7 n' F/ v/ I# Y. i8 {& Y
' l( R' o/ S7 a  s9 A# 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
# d9 \2 I( U4 K4 V8 C: C  i2 {" R
( O5 W; Y8 |4 W9 \+ W- f( {, Y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。
$ v' o; [2 T6 }; V! |
# g' C+ A# |* i! N5 w+ v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。


波音X-32是“鹞”式的改进

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 i! C, ]+ r  g. g7 |; [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。

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。
3 j* p. i5 o) V. [) h! Y
F-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。
, s! j; C# v  c; \- h5 c% B0 J, I
4 P+ b! h0 D( R& q, u4 w7 qJSF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。
( P* w0 W- C, I9 b" O- p4 r7 M
“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。
! P6 o. _7 \/ u/ w! Z
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。

, }' l4 J  A9 e0 x! r% [& u1 a$ f“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。

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。

, g) i9 }3 d% w' B7 [8 D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。


这是一架双发无尾三角翼战斗机

' g' ~  Z$ W9 L9 t7 X3 _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。

+ s9 P, n! l3 G6 b. r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。
$ m. i* Q; s. l% [
4 }1 P3 W  k. k  O4 Z- I
' }/ M0 p  Q: _- |& ~前发的喷口用挡板控制喷流方向

+ W- N: R; o# y  \
后发的用三段式转管控制喷流方向

/ T- b% m9 Q$ I/ u) k1 d6 J9 f/ D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。

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。

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。
% S0 ^9 S6 W" t* G, X7 R, h( g7 o- O$ @
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。
1 [! v( h* b0 v* S0 P& w1 |* W
+ H& Z3 D: O( |# Y' ~! W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。
. T2 m! l: }$ j

+ N# E/ C- C6 i; W& V& _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

; D6 s8 P1 T, Q- B( ^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。

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。
9 u6 `+ H$ a- t/ J4 d& y  m$ ?& K
6 R+ p8 d9 z8 E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。

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。

, g9 Z' \. {& }' \# l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。
$ e$ G* x; V/ i" i1 F
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。

1 m/ r5 H. C$ Y2 X
/ }% }7 Z+ R. T$ \1 l前发喷口在两侧翼根下

1 o5 t7 Y7 [8 G. Y: h
/ }8 I) b9 B9 B" `; P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

# C$ v+ ^$ S% [1 k! l
6 s0 {7 i8 Z1 p: |+ r0 \8 L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

) }; P/ a6 _; |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。

# Z( B6 O- U: }1 u4 G! u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。

2 a6 V) F" z/ e0 ^) W6 s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。
* z1 n% ^( ^( V" W
8 [: ?$ i0 v6 t# k9 e3 |( q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。
* T$ Y9 ~0 W/ j8 t7 }4 d3 W9 x
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。

0 h, }9 o4 W$ Y; g* Q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。
! t5 K" s# @1 \2 r; m$ e: @
$ Q" F) I5 h, i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。

+ O! ?) D5 C2 I1 e' |) u6 K2 v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。
/ e0 s% [" h, P- W) @
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。

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？

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”。

' |" u# w' c3 R9 E6 K% }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。
/ B! a! }( }6 Z! r* |1 h+ X# V
8 X, q! t( c2 @) q# k2 x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。

5 u0 c9 N0 t% t5 c7 Z. z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。
9 L( p; n' H' y4 J6 C+ J( 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。

1 D+ U+ H1 E# ?& M6 ^% _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。
( Y) ?6 Q+ v1 H2 Z- r

小木

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？

晨枫

小木 发表于 2023-11-16 08:40
) `7 W% E0 j0 A! h# y" ~# ^: j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？ ...

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。

; c1 W! ]5 ?6 z  M: I/ N/ F( [神经元进气口是什么样子的？

小木

晨枫 发表于 2023-11-16 08:56
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 ...

( I+ u/ z+ q8 ^: c" D8 z% l$ [

' w; d; D; ]" J- Z8 l; v