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(jī)兼有固定翼飛機(jī)和直升機(jī)的使用特點(diǎn)[1]，既可以在狹小場(chǎng)地上垂直起降，又可以實(shí)現(xiàn)快速飛行，對(duì)起降場(chǎng)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(jī)動(dòng)性強(qiáng)等特點(diǎn)，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(jìn)短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)研制關(guān)鍵技術(shù)[2]。在諸多短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)。美國主導(dǎo)研制的F-35B戰(zhàn)斗機(jī)[6，10-11]也已具備初始作戰(zhàn)能力，隨著試驗(yàn)的持續(xù)進(jìn)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(jī)或其推進(jìn)系統(tǒng)在研或在役。動(dòng)力裝置是實(shí)現(xiàn)短距起飛/垂直降落的關(guān)鍵，能否設(shè)計(jì)出具有良好升力和推力性能的發(fā)動(dòng)機(jī)，直接影響戰(zhàn)斗機(jī)研制的成敗。

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

1 STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置分類與特點(diǎn)

與常規(guī)渦扇和渦噴動(dòng)力裝置不同，STOVL戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置除需要為飛機(jī)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(jī)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(jī)的動(dòng)力裝置[12-13]可分為:（1）共用型，即起降/巡航共同使用1臺(tái)或多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)；（2）組合型，即起降用專門升力發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航用常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)；（3）復(fù)合型，即起降用專門升力發(fā)動(dòng)機(jī)和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航用升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)；（4）增強(qiáng)型，即起降用專門的升力部件和升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航用升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。各類動(dòng)力裝置發(fā)展年代、配裝飛機(jī)和技術(shù)特點(diǎn)詳見表1、2。

表1 STOVL飛機(jī)及其動(dòng)力裝置

2 國外典型STOVL動(dòng)力裝置

2.1 鷂式戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置

鷂式戰(zhàn)斗機(jī)是英國研制的第1種實(shí)用型固定翼垂直起降飛機(jī)，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(jī)在英阿馬島戰(zhàn)爭(zhēng)中戰(zhàn)斗出動(dòng)達(dá)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(jī)，在美國海軍陸戰(zhàn)隊(duì)服役。該系列戰(zhàn)機(jī)的動(dòng)力裝置是RR公司的飛馬系列推力轉(zhuǎn)向噴口渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。飛馬發(fā)動(dòng)機(jī)通過4個(gè)排氣噴管產(chǎn)生升力和推力。前面2個(gè)排氣噴管在機(jī)身腹部，排放風(fēng)扇冷氣流；后面2個(gè)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(shí)的姿態(tài)，在機(jī)首、機(jī)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(jī)及飛馬系列發(fā)動(dòng)機(jī)如圖1所示。

2.2 雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置

雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)是俄羅斯雅克夫列夫?qū)嶒?yàn)設(shè)計(jì)局研制的艦載超聲速垂直/短距起降飛機(jī)，主要用于中小型航空母艦執(zhí)行艦隊(duì)護(hù)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(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)如圖2所示。該飛機(jī)于1975年開始設(shè)計(jì)，1989年開始飛行試驗(yàn)，原計(jì)劃于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型機(jī)在試飛時(shí)墜毀，該計(jì)劃中止，此時(shí)試飛已超過200 h。該機(jī)曾打破多項(xiàng)短距起飛/垂直降落飛機(jī)的世界記錄。

表2 STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置形式及特點(diǎn)

圖1 鷂式戰(zhàn)斗機(jī)及飛馬系列發(fā)動(dòng)機(jī)

圖2 雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)

2.2 雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置

雅克-141戰(zhàn)斗機(jī)是俄羅斯雅克夫列夫?qū)嶒?yàn)設(shè)計(jì)局研制的艦載超聲速垂直/短距起降飛機(jī)，主要用于中小型航空母艦執(zhí)行艦隊(duì)護(hù)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(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)如圖2所示。該飛機(jī)于1975年開始設(shè)計(jì)，1989年開始飛行試驗(yàn)，原計(jì)劃于1995年完成全部研制工作，但1991年1架原型機(jī)在試飛時(shí)墜毀，該計(jì)劃中止，此時(shí)試飛已超過200 h。該機(jī)曾打破多項(xiàng)短距起飛/垂直降落飛機(jī)的世界記錄。

2.3 F-35B戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置

F-35B為美國F-35系列飛機(jī)中的短距起降型戰(zhàn)斗機(jī)，主要裝備海軍陸戰(zhàn)隊(duì)，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(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 F-35B戰(zhàn)斗機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)

F-35B 飛機(jī)動(dòng)力裝置 （F135-PW-600）[15]由F119-614發(fā)動(dòng)機(jī)、軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇、3軸承旋轉(zhuǎn)軸對(duì)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(dòng)機(jī)前延伸出驅(qū)動(dòng)軸通過離合器驅(qū)動(dòng)。3軸承旋轉(zhuǎn)軸對(duì)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(dòng)機(jī)外涵引氣。在飛機(jī)起降時(shí)，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(shí)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(jī)。兩側(cè)機(jī)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(shí)，風(fēng)扇停止工作，3軸承旋轉(zhuǎn)噴管轉(zhuǎn)為水平，主發(fā)動(dòng)機(jī)提供水平推力。

3 STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置關(guān)鍵技術(shù)分析

對(duì)STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置各項(xiàng)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(jìn)行分類，并按照各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)對(duì)裝備發(fā)展的貢獻(xiàn)度，綜合評(píng)價(jià)各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)重要性，結(jié)果見表3。

表3 STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置技術(shù)體系及技術(shù)重要度分析

3.1 動(dòng)力裝置總體設(shè)計(jì)

STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置不僅需要滿足飛機(jī)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(jī)短距/垂直起飛狀態(tài)的升力要求，飛機(jī)動(dòng)力裝置決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的寬工作特性，因此，在進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)匹配和確定發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)循環(huán)參數(shù)時(shí)，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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)的影響[16]，即需關(guān)注STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置多設(shè)計(jì)點(diǎn)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(dòng)機(jī)和升力風(fēng)扇2種技術(shù)路線。

升力發(fā)動(dòng)機(jī)基本思想是短距垂直起降的升力通過專門的升力發(fā)動(dòng)機(jī)提供，在巡航時(shí)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉。對(duì)該技術(shù)的研究重點(diǎn)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(dòng)機(jī)的推重比高達(dá)16。然而其具有“天生缺陷”，例如耗油量高、巡航時(shí)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(dòng)和軸驅(qū)動(dòng)2條技術(shù)路線。渦輪驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇技術(shù)是在短垂態(tài)，將發(fā)動(dòng)機(jī)噴口燃?xì)庖氪怪卑惭b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(dòng)風(fēng)扇葉片旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生升力。軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇技術(shù)是從發(fā)動(dòng)機(jī)提取軸功率驅(qū)動(dòng)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(dòng)升力風(fēng)扇技術(shù)效率較高，且便于實(shí)現(xiàn)，在F-35B戰(zhàn)斗機(jī)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(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)化為升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。在飛機(jī)起降時(shí)，通過調(diào)節(jié)推力矢量噴管將發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣轉(zhuǎn)向下，即將軸向推力轉(zhuǎn)為垂直升力；在飛機(jī)巡航時(shí)，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(jì)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(jī)對(duì)推力方向調(diào)整要求，在F-35B戰(zhàn)斗機(jī)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(dòng)離合系統(tǒng)

垂直起降戰(zhàn)機(jī)升力風(fēng)扇傳動(dòng)系統(tǒng)由雙膜盤聯(lián)軸器、動(dòng)力傳動(dòng)軸、多片式離合器和對(duì)轉(zhuǎn)齒輪減速器組成。在飛機(jī)起飛和降落時(shí)，需利用風(fēng)扇傳動(dòng)系統(tǒng)將發(fā)動(dòng)機(jī)的一部分功率可靠傳遞至升力風(fēng)扇，在戰(zhàn)機(jī)升空后，通過多片離合器將發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)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(duì)摩擦片和多片離合器潤(rùn)滑系統(tǒng)的設(shè)計(jì)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(jì)等是新的關(guān)鍵技術(shù)。

3.5 飛/推綜合控制

STOVL飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型為約束非線性系統(tǒng)，且作動(dòng)器冗余異構(gòu)，過渡過程控制要求飛機(jī)終端狀態(tài)滿足約束，飛機(jī)和動(dòng)力裝置綜合控制復(fù)雜。英國針對(duì)鷂式戰(zhàn)斗機(jī)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(jì)復(fù)雜，需在飛行包線內(nèi)選取幾百個(gè)點(diǎn)設(shè)計(jì)控制器增益，且不適合應(yīng)用于強(qiáng)耦合非線性系統(tǒng)。先進(jìn)垂直/短距起降飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)及噴射氣流效應(yīng)相對(duì)于傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)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(yàn)證機(jī)計(jì)劃，研究了反饋線性化（動(dòng)態(tài)逆）方法，利用非線性系統(tǒng)的逆抵消系統(tǒng)非線性項(xiàng)，得到針對(duì)預(yù)控變量的線性系統(tǒng)，然后對(duì)該線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(jī)飛/推綜合控制中得到應(yīng)用。X-31驗(yàn)證機(jī)動(dòng)態(tài)逆控制器結(jié)構(gòu)如圖4所示。

3.6 動(dòng)力裝置及其矢量特性試驗(yàn)

除常規(guī)航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)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(yàn)。

升力風(fēng)扇進(jìn)氣畸變?cè)囼?yàn)是測(cè)試與驗(yàn)證升力風(fēng)扇進(jìn)氣門的角度與形狀、進(jìn)氣口的形狀、進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)向葉片的角度與葉型等對(duì)側(cè)風(fēng)進(jìn)氣畸變產(chǎn)生的影響。試驗(yàn)用的側(cè)風(fēng)由1個(gè)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生。PW公司在C14試驗(yàn)臺(tái)上開展了全尺寸側(cè)向進(jìn)氣畸變?cè)囼?yàn)。為測(cè)試F135-PW-600推進(jìn)系統(tǒng)總體性能，PW公司針對(duì)短距垂直起降性能特點(diǎn)，新建了C12整機(jī)試驗(yàn)露天懸掛式臺(tái)架[18]。C14和C12試驗(yàn)臺(tái)如圖5所示。

圖4 X-31驗(yàn)證機(jī)動(dòng)態(tài)逆控制器結(jié)構(gòu)

圖5 C14和C12試驗(yàn)臺(tái)

由于總升力特別大，較小測(cè)量誤差所對(duì)應(yīng)的升力都對(duì)整機(jī)有較大影響，為提高測(cè)量精度，C12試驗(yàn)臺(tái)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(jìn)系統(tǒng)出口氣流經(jīng)過地面反射作用的影響，需進(jìn)行地面反射效應(yīng)試驗(yàn)，以獲得反射氣流對(duì)升力風(fēng)扇及主發(fā)動(dòng)機(jī)的干涉作用。對(duì)F-35B推進(jìn)系統(tǒng)前期進(jìn)行了整機(jī)排氣噴流試驗(yàn)和整機(jī)氣流下洗試驗(yàn)。整機(jī)氣流下洗試驗(yàn)的目的是為了確認(rèn)帶升力風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)流場(chǎng)特性，并與縮比模型試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比，獲得氣流下洗影響，為飛機(jī)飛行穩(wěn)定性提供評(píng)估。PW公司在C14試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行了整機(jī)氣流下洗試驗(yàn)。

4 結(jié)束語

STOVL飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)不同，主要體現(xiàn)在動(dòng)力裝置及飛機(jī)-動(dòng)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(yàn)技術(shù)方法等，國外經(jīng)過幾十年的理論研究、原理驗(yàn)證及工程實(shí)踐，突破了所涉及的關(guān)鍵技術(shù)，掌握了試驗(yàn)方法，建立了成熟設(shè)計(jì)及標(biāo)準(zhǔn)體系。國內(nèi)在STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置技術(shù)領(lǐng)域開展了理論研究和原理試驗(yàn)，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(jī)研制需求。總的來說，動(dòng)力裝置技術(shù)仍然是中國發(fā)展STOVL飛機(jī)的瓶頸，需要重點(diǎn)研究并突破。為加快STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置的發(fā)展，建議在國內(nèi)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)制造、材料工藝等技術(shù)基礎(chǔ)上，頂層策劃STOVL飛機(jī)動(dòng)力裝置的技術(shù)發(fā)展路線圖，加強(qiáng)飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的需求和能力牽引，重點(diǎn)研究制約動(dòng)力發(fā)展的總體、核心部件和系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵技術(shù)集成突破。