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。
+ j3 Q+ a! ], s6 n! `8 P7 E
& z; P1 f1 \1 ]( Y- l  ~  U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。
) F- |8 z& R4 g. i0 ]7 y
! L% u8 Z. w3 y  C3 V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。% X( |! g- u2 J* H5 L1 z5 i

6 N4 T% Y3 Q  W- a) |, B) f ) s0 W& c+ {( t2 p9 E$ l3 b
“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! }  e& Z. c, p) w) E# B% [

8 U5 d+ T5 Q5 z“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。7 g- ?" M2 l& D- W

, R. K: M6 d1 f, n* ~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。; E; }; @3 X7 p, W+ u8 m5 N$ V
- Z# {! l8 a2 o3 D( f# k$ u' }; p
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。- [/ ]" `3 S2 X9 w' W  D& p3 F
+ }% S% A) X& N. H# J
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。
8 C6 G4 z; [- V. g0 E% [" p
9 o7 `$ i& O1 r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。
5 Q# z: Z3 y- N4 B) H0 S. g* }" n1 ]3 K) T

* m$ ~+ S2 `# u/ k! ?# }雅克-38是升力-升力/巡航发动机布局
; U4 [# M" W' h. E0 S7 Y" |3 ^3 w; S
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。. ?5 R5 m9 r4 y5 c% k

7 u. Z: ^& n1 s4 n7 `' M 7 F0 ]+ N7 y/ t% O' T' G
雅克-141是雅克-38的进一步优化+ R8 Q% e8 {) ^) A

- s% B' X0 b( G ) ~4 Y0 o$ \  U/ F3 o( q, X
雅克-141天才的三段式设计后来被F-35B采用
$ v8 E7 r1 l: B
2 S% a# I& l: m* w* N9 Q2 Q0 n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。" u" u# O8 h# J

' M! r2 B( E4 V, ]3 _* f" YF-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# v" P; ]; w3 m
7 h2 _) B9 P0 }0 P/ j) X+ z
5 I6 [; x' p% a: N" }/ Z& X: O5 @
F-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141
3 N0 S; M; f3 L0 N. k8 M  b: h- n
% a, @- f$ ?6 R6 L* e, h0 e
, T  l  Z' f5 d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& t) t' w3 W+ j9 d6 u7 k; r; c
2 S6 ?1 C- a+ _) P/ R
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。& r. F8 Z& K8 V1 ~, I$ L

/ P3 R2 x$ d+ W% y. W5 y3 `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。
- |. w- u: T7 z0 R# @: A7 C, v- j7 t- H1 C$ x$ n% G

; F- s4 P8 m3 A4 C6 R波音X-32是“鹞”式的改进/ ?3 F" {9 n& V  q$ l" C" |% k, D

( _, Z$ e& H% b( P9 }4 B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。
" L0 e6 }* u% A% J+ G& b# Y/ H4 r3 V" N- z/ `
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。
; f, a& y& f6 k# C% T7 D3 H+ l, I
0 H7 {. t7 I! M( Z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。" w# d! s5 C+ L& K+ \

6 Z; N$ ~" f9 u2 w2 Z' L1 Z1 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。- S" _9 r1 X. Y
, a! _( D2 N+ w8 t
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。/ `8 [' M4 l9 U+ O# [, F/ y; ~" c
- N4 v8 |5 S8 Z, ^, ^
“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。
& `# y1 z2 u. b9 P
- Y- w2 n: I: z( M2 L% j+ Z* K9 r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。
2 w+ r1 s. C" z/ y& c* D. B9 C9 P* _
“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。! B3 ?+ k4 _6 u. i/ c* v: M

# S5 r' P/ Z9 Y* y$ HX-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。
  S. w* p2 j/ y4 U7 Z2 _
( f& d8 _5 O2 H# g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。
5 }  a( U, C6 v1 Q" I/ J: |; x$ F) G7 P7 F4 D* n; w4 E
5 {+ R1 G' ?7 E7 u) ^7 x/ ~% B/ o3 H
这是一架双发无尾三角翼战斗机4 H7 B$ q! v2 ~/ o/ i8 _
2 |7 Q6 W9 l9 Y: A" J
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。
% i- ^9 J3 o. k; C
) F" N4 s" Z! L  P4 U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。' x' v% W, Y$ R2 _! H

. s5 v" q2 E6 u$ K
( r( B1 A1 n- g! Y前发的喷口用挡板控制喷流方向: T8 ~. ?* V* V) C1 ?
# q7 k$ m$ P5 y* N# l" y* u7 }

4 i' l- K- D4 N* o$ A' z( c后发的用三段式转管控制喷流方向
3 ~. E7 y3 n4 O
% C/ R8 Y! C# B( S5 i! T) z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。
) S1 l( i7 b  c( T# s
& M& F( g; ?; T$ n; n# A9 _) t0 q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。
7 y9 Y/ j4 l" Q3 X6 G" D7 U2 J: g& t* S! }( v5 ^  T9 }$ v
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。/ a" I. b0 a  ]5 |4 X/ u
. T( Z; L) ]* P2 H8 M
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。& J7 P0 o6 c/ t7 {- x1 G; d
5 e- i) V! L( {6 b, G+ R3 P1 R
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。6 O4 X2 B$ y- |) P& w* a# v

' q0 ]8 \# O/ ?1 e! v5 O. k ! m4 H  h$ ]; O) |3 j- w! h# S( _3 F
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! l. E% B$ h$ U

4 v( O. a, Y3 F$ S, h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。
; y$ e. x6 V' }1 }: y9 W9 }. m8 f9 B- V9 Z
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。
! z  e- w1 T" W& P$ {  x+ k/ M: T4 Q9 |& A
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。
5 d3 E( F% U2 ]$ h  @
- x) t& r9 m1 ?# Z8 E- `3 Q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。
7 L/ I% j5 q6 `  v* ~
" Q' \+ P0 ^! i* `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。
0 j( p, t! Z; w% |0 C7 f+ ~/ \* a1 k  j# u" V1 ~5 ~; 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。
0 e+ F) y" D( d0 X+ X7 \5 y2 f" Z0 K0 N1 y  J
4 l( H. k$ g) M/ p) }2 X
前发喷口在两侧翼根下
$ [" o$ E1 X; ^% W; b+ ~+ ~, K1 ^9 @. A8 \- I  _" w( Q. k" h) `

. k7 n6 Y, g9 i( ?. W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+ q# c5 A1 q  s9 p  a1 E0 {. P0 N: p

0 v9 X) V! Z( h9 f * w: K0 r1 `! d1 Y: P* D$ Z. f
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- V8 f' ]5 X: x/ s, N

$ U+ g) l" M- W8 S3 I1 c- c% P3 A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。9 y2 j7 s' q/ M/ L8 S' p( ]) e

- x; x! b6 r' u7 _4 g% \% r7 a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。
" `+ w; N8 A4 L' s+ L. n# [4 d  Y+ _9 H/ x! d2 f; e' l
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。, q/ ]7 ~' X% ~8 R
) H' c9 q8 q3 j9 m' ]( X
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。0 y! n6 K8 A. p
6 d; M8 n0 o3 G: q3 n- Q
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。: M# o$ N; {" |8 r6 C

7 `9 ^. V; d3 i$ i/ K, ?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。
: ]. i: B3 _' B, s8 }  y7 y, d% t; ]' {( x
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。) M5 Z* x# G- r' d

( L; `& q9 P& `. w1 X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。
: V, R" W# a( {' v  m2 y1 g2 z* o
/ s$ Z) J! `. D+ [, B0 C) E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。
! g! v" g4 k2 Z( k* M" p# k  L- B8 G- c( Y( a6 B0 I  X
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？
# k2 ^8 I  J* `1 Q- }% }
" f- J7 E- V$ u2 X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”。
5 P" [" E6 u  Y8 f/ L2 J; G9 r7 e  V
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。
/ f* i" r$ n& z! t: X8 N& R) n
# j: Y* l! l* Z1 g/ G! F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。2 F/ u; }: V' x3 R
% G" J5 W# z' p6 R2 K. H  A" D
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。
5 Q) M6 r8 x8 @
! w) R$ r: i4 b1 q  r( r6 h% Z) o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。& a: E6 `; u9 x1 {

' @+ K1 ]7 U, Z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。4 L8 t+ ]( B) W) e
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/ ]9 Q# z7 X, [  c& }, Z/ E
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？ ...
% v& G4 s+ O; Q* v& G+ M* b

( U7 e9 u) @+ m# g0 w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 ]- z1 G3 m4 G  `% e2 v5 Y% U9 k! J/ B% C$ _+ A( v
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, E, p! _0 ^# E6 t; z. @8 P+ I
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 ...
, @6 x# I6 d0 Y& }  M

" F& M* i2 r4 x
  O: y7 i' x1 X# @- e# E



欢迎光临 爱吱声 (http://129.226.69.186/bbs/) Powered by Discuz! X3.2