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本帖最后由 晨枫 于 2017-9-23 13:50 编辑
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8 I6 H, F0 e3 l; e; p- u3 a) w歼-20是个谜。歼-20的外形已经不是谜了，但即使歼-20已经在珠海和沙场阅兵上公开飞行，中国军方对歼-20的关键参数、关键系统依然守口如瓶。在众多的谜中，歼-20最大的谜之一无疑是歼-20的发动机。除了歼-20使用两台发动机，到现在为止，所有其他信息都是推测。除了语焉不详、怎么解释都可以的只言片语，官方是一点有用的消息都没有，网上则是什么消息都有。但除非有人站出来，宣布奉旨官泄，网上再“权威”的消息依然只能当作推测。
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歼-20到底用的是什么发动机，现在已经成了教派争端了
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歼-20的发动机大体有几种猜测：
& ]( _( m# L" Z1、 俄罗斯AL-31，有可能是增推的M1或者M2而不是基本型0 r" A: a: k. r6 f7 L& s
2、 涡扇-10B“太行”
. q5 L8 x, w) j" B; }/ v3、 增推的涡扇-10IPE（IPE应为Improved Performance Engine的缩写，也就是改进型）; F9 g) { ?. s7 B* p+ E3 R
4、 涡扇-152 m: d6 \' f: L0 i! y# @, f3 V- C
8 b3 B, s/ Z4 x" X- b. xAL-31是苏-27系列的发动机，已经有多种改型。为歼-10B研制的Series 3的加力推力已经从基本型的123kN增加到134.3kN。为新版苏-30、苏-34研制的M1也是135kN，但最新的M2则增加到145kN。苏-35和苏-57的AL-41也与AL-31有渊源，有时直接成为AL-31-117或者-117S，推力在142-147kN级。苏-57的目标发动机则是“项目30”，这是全新设计的，加力推力应该达到178kN。应该指出，AL-31的各种亚型从型号名称到推力数据多有混乱，这里的数据只是一家之言。7 u4 _ S) z6 ]; \
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沈阳黎明的涡扇-10B“太行”的研发一波三折，但由于研发时间较晚，反而有条件采用一些典型第四代战斗机涡扇发动机才使用的先进技术，如对转的高低压涡轮和高达1800K的涡轮前温度，涵道比也达到0.78，高于AL-31F的0.59和普拉特-惠特尼F100-220的0.63，与通用电气F110-129的0.76相当。在2014年珠海航展上，厂家透露涡扇-10的推力在12000-14000公斤（122-138kN），最好的型号达到14000公斤。122kN与AF31基本型推力相同，122kN和138kN可能是基本型与增推型的差别。增推型的生产状态还不清楚，也不清楚这是否就是IPE。如果比照AL-31，从基本型到M2，推力增幅为18%；比照F100，从-100的106.4kN增加到-229的129.7，增幅为22%。考虑到涡扇-10的设计采用了一些实际上是下一代的设计，增推潜力应该至少不低于AL-31和F100。取两者的平均，也就是20%，那涡扇-10IPE的加力推力最终可能达到146kN级。这当然是乐观的估计。AL-31用了30年才达到18%的增推，F100也用了17年。如果不是苏联瓦解后的极端经济困难，AL-31的增推可能用不了30年，但十几年应该还是要的。F100是普拉特-惠特尼的第二代战斗机涡扇，此前已经通过TF30（用于F-111和F-14）积累了大量研发和使用经验，这是黎明不具备的。但黎明也有后发优势。考虑到涡扇-10B大批使用到现在还不到10年，涡扇-10IPE要达到146kN级的推力，可能还是需要一点时日。9 q4 B* Z" G4 z% g+ p* I& S$ w
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涡扇-15的一切都还是个谜。有说法军推达到110kN左右，加力推力达到180kN（一说197kN），在2005年已经进行过台架试验，在2009年已经达到160kN的推力，推重比达到9（最终目标10-11）。但这都只是外界传说，无法确认。涡扇-15的研发进度和生产状态更是保密的。一般认为，涡扇-15将成为歼-20的目标发动机。+ l1 H' X8 l, R; b. t6 y9 D" Z0 A
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如果不算妾身未明的“斯贝”，AL-31使得中国走进了涡扇时代
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, P1 u: e, O! h* i+ N! g涡扇-10则是中国涡扇的成人礼/ y! i/ q. U. i( \, Y
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歼-20的起飞重量现在只有各方推测，但一般认为，歼-20具有超巡和超机动能力。超巡需要在军推下达到M1.5一级的速度，勉强超过音速是没有意义的。作为比照，F-22的正常起飞重量为29400公斤，战斗机的军推推重比为0.8。& }# T7 Y* m$ D; }
. P4 |" j3 A! K( C6 \" |! z$ T军推推重比0.8左右是必要的。F-104的加力推重比为0.76，米格-21为0.81。这些50年代的战斗机只有在加力状态下才能达到超音速。为了达到M2的速度，把减阻做到了极致，代价是机动性。F-22、歼-20这样的新一代战斗机需要优秀的机动性，在减阻方面不可能那么极端（但依然比以阻力换机动性的第三代战斗机如F-15、苏-27的超音速阻力显著降低），相应地推重比需要高一点，或者超巡速度降低一点才行。; e, B7 y! f) [$ q# d% M7 R
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歼-20的超巡能力不得而知。阻力在接近音速时急剧提高，但跨过音速后，反而降低，因此有跨越音障的说法。有报导说早期歼-20在成都上空曾多次造成音爆，这是超音速飞行的特征。超音速产生的音爆不仅扰民，而且可能造成玻璃破碎、物件震落，严重的情况可以造成身体不适。这是从50年代就知道的事情，也因此一般禁止在城市或者人烟密集地区上空做超音速飞行。成飞的试飞员不可能不知掉这一点，歼-20的超音速能力也不是应该在城市或者人烟密集地区证明的事情。最可能的原因就是相对于现有发动机（一般认为早期歼-20用AL-31作为动力）的推力，歼-20的跨音速阻力出乎意料地低，试飞员在无意之间就突破了音障，造成了音爆。如果属实，这是歼-20超巡能力的间接证据。$ @# I# r4 i8 {. x1 |$ x3 @
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有人根据珠海视频推断，歼-20已经实现了军推垂爬，这是极不可靠的
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1 x$ D( I Z6 q0 B* z, n现在还没有已知的任何战斗机可以实现军推垂爬，包括F-22
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有人根据珠海视频推断，歼-20已经实现了军推垂爬，因此达到1.0以上的军推推重比，由此推断歼-20不可能采用除涡扇-15之外的任何发动机，因为AL-31和涡扇-10不可能达到那样的军推推力。视频是很不可靠的。在没有仪器测量或者地物参照的情况下，单靠单一视角的视频是难以判断战斗机是否在垂直爬升。战斗机是可以借助水平速度跃升的，这就是中学物理中动能换位能的道理。跃升速度可以在一段时间里显著超过稳定爬升速度。所以，即使在爬升中没有显著的目视减速，也不说明这就是稳定的爬升速度。
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% O8 y5 |, v/ T# B3 C具体到军推推重比1.0以上，现在还没有已知的任何战斗机达到军推推重比1.0以上。当然，更换概念是可以的，在军推推力下，F-22只携带1800公斤燃油和不带任何武器的话，是可能达到军推推重比1.0的。但是1800公斤只占8200公斤机内燃油量的22%，肯定不是作战状态，只够本场起飞、表演。事实上，即使在航展表演中，也没有见到过任何可以确认的F-22在减油状态下用军推垂爬的消息，因为从表演效果而言，这没有必要，也不见得比用加力的垂爬好看。珠海的歼-20不是本场起飞、着陆的，可能是直接从成都飞过来的。算上返航燃油和必要的应急余油，很难想象在珠海的时候只有20%左右的燃油。另外，歼-20在珠海的飞行表演总体上温吞水一杯，很难想象反而要展现军推垂爬这样的极限动作。在没有更确切的信息之前，只能推断这不是军推垂爬，只是较大角度的斜跃升。
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4 J5 }0 X) i# R0 k; r( {至于更换概念的军推推重比，推重比通常是按照正常起飞重量计算的，也就是包括飞行员、机内燃油和基本机载武器的重量。正常起飞重量通常在最大起飞重量的65-75%，当然有例外。正常起飞重量是按照飞机的任务确定的。用低于正常起飞重量的其他重量（如半油重量）作为计算基准，除非有特别指明的目的，只能是博取好看的花招，缺乏实际意义，就像量腰围的时候使劲吸气收腹一样，只是自己骗自己。要可比，还是应该以飞机的基准设计任务重量（也就是正常起飞重量）为准。9 k, U, r. e$ V) C
5 j! v1 G @* {9 B9 K x7 Z# \至于歼-20空重可能大大低于F-22、所以有可能达到军推推重比1.0，这更是很牵强的推断。中国的材料和制造技术取得了巨大成就，歼-20比F-22晚了20年，所以可以得益于更加先进的设计技术，这些都是确实的。但战斗机的空重、正常起飞重量、最大起飞重量不仅取决于材料、设计和制造技术，更取决于作战使命。反过来，先进技术提供了结构上的减重空间，也同时提供了增加更多的系统、燃油、武器挂载量的空间。战斗机重量的大趋势是增加的，并不因为局部结构减重而减轻。如前所述，歼-20到底是多少重量，这还是保密的，但为了凑军推推重比1.0而硬性推测空重，这就太牵强了。% a% d, y: l- d% }4 t' I1 q8 K
' L- Y7 Q1 x- U# X1 f; B假定涡扇-15达到了传说中的110kN军推，并比照F-22的0.8军推推重比，那歼-20的正常起飞重量在28000公斤左右，最大起飞重量在39000公斤左右。与F-22大体相当。考虑到歼-20的气动外形比F-22更加有利于减阻，配备涡扇-15的歼-20的超巡性能应该至少不低于F-22。
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1 [ q/ z7 B' }4 r, s/ M但有说法，现阶段歼-20配备的不是涡扇-15，而是涡扇-10甚至AL-31。这当然也是可能的。战斗机更换发动机不是简单的事，但只要在设计时就考虑到相关问题，也不是那么不可思议的事。历史上有很多战斗机更换发动机而失败的先例，最典型的就是英国为F-4K“鬼怪”式战斗机换用罗尔斯-罗伊斯“斯贝”涡扇发动机，更大的推力反而导致更糟糕的最大速度和超音速加速性，只有低空性能改善了。但这是有原因的。“鬼怪”式为了航母起落，具有不错的低空低速性能，但归根到底，这是典型的高空高速战斗机，是围绕着两台通用电气J79涡喷发动机设计的。在改装“斯贝”的过程中，进气道要加大流量，后机身要加大，破坏了原来的气动设计，显著增加了阻力，导致失败。5 I [, Q4 Q) c9 s- n5 E
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战斗机发动机不能随便改，F-4K从F-4J换装“斯贝”涡扇而来，但性能严重低于预期2 {" f5 {1 V, p$ |, q$ `
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1 A; n! d7 H s# n6 f5 C但也不是改不得的，以色列用PW1120改装“鬼怪”式，就获得了成功
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新加坡用F404换装A-4，也获得成功2 A+ G2 C/ E1 Y6 R; R$ O$ l; T
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在设计时就考虑可以在不同发动机之间互换的话，成功更是有保证的，这是使用F110的F-15K6 _1 U2 J9 r/ W- H8 E& {
7 L7 K/ F/ x& P5 M$ f% r但战斗机换发的成功先例也很多。道格拉斯A-4“天鹰”是轻型舰载攻击机，在高亚音速段特别机动灵活，以至于美国海军Top Gun学校曾经用A-4作为假想红军战斗机。但A-4的普拉特-惠特尼J52涡喷不仅老旧，而且油耗很大。在80年代，新加坡A-4换装通用电气F404非加力型，推力增加15%，油耗、可靠性大大提高，机动性进一步改善。至少从换发角度来说，这是成功的改装。& `3 c. l' ?2 l ?! ?9 R/ [+ s
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以色列空军在换装F-15、F-16之后，有意对现有的“鬼怪”式大规模换用普拉特-惠特尼PW1120，这是F100的涡喷版，性能比原装的通用电气J79有显著提高，最后因为成本和装备规划问题而搁置，换发本身是成功的。F-14B/D当然也是换发成功的典型。
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这些还是在原设计早已定型后的换发，但在设计时就考虑到在不同发动机之间可以更换的设计，更是有诸多成功的先例。F-16C/D在一开始就考虑到可以在通用电气F110和普拉特-惠特尼F100之间选择发动机，采用F110各种亚型的称为Block 30、40、50等，采用F100各种亚型的则称为Block 32、42、52等。
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& c- @2 D1 Z' Q$ D2 O& [F-15E在设计时也可以在F100和F110之间选择发动机，只是美国和以色列空军为了便于后勤保障，统一到F100，但盟国不乏选择F110发动机的，如韩国（第一批F-15K使用F110，第二批使用F100）、沙特、新加坡。: x* G6 E3 g* G+ U
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俄罗斯苏-57也是在设计时就考虑到不同发动机的例子，初期生产型将使用AL-31的深度发展型，亚型代号117，但计划在2020年后转用目标发动机“项目30”。$ B- d: c4 q y! g* x% p4 @1 d
8 n3 L. N/ k9 G& D7 ]3 P) e一般认为，歼-20的原型2001是用AL-31推进的。作为技术验证性质的原型机，采用推力不足的AL-31先飞起来问题不大。未来某一时候开始的目标量产型将采用涡扇-15，这也没有什么争议。问题是近期的初期生产型。
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! j3 k( R$ l" L不管是使用涡扇-10（包括IPE），还是使用AL-31（包括M2），这样的歼-20的性能肯定达不到使用涡扇-15的版本。使用AL-31基本型的话，军推推重比只有0.54，这是肯定不够用的。增强到M2的话，军推推重比达到0.63，达到F-15C的0.65的水平。配合以歼-20的优秀的超音速减阻，或许能实现跨音速巡航，甚至用加力推过音速后转回军推的低超音速的“伪超巡”。这远远谈不上理想，但能用了。使用涡扇-10和IPE的情况差不多。这能满足中国空军的要求吗？中国空军的要求是什么呢？实际上，除了笼统的超巡和超机动，中国空军对歼-20的具体要求也是保密的，坊间的一切推断都只是推断而已，因此是不是满足中国空军的要求也无从谈起。更何况中国空军可能有阶段性的要求，在某一时间节点前要达到x要求，在更后面的另一时间节点要达到y要求，就像苏-57一样。
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现在对歼-20的发动机的推断很多来自对喷口形状的观察。且不说只有模糊不清的图片可以判读，喷口形状不同，显然是不同的发动机，至少是不同的亚型。但喷口形状相似，也未必就是相同的发动机。0 L# h$ I- [5 j
! Q" M' A& p' K) n; {对于超音速战斗机来说，收敛-扩散喷口是必须的。喷流在亚音速时，收敛起加速作用；在超音速时，反而是扩散才起到加速作用。这就是拉瓦尔喷管的原理。另一方面，扩散有助于增加空气流量，增加推力，因此在起飞时喷口是张开的。但在高亚音速飞行时，喷口要收拢，确保喷流具有足够的速度。超音速时再次张开。
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最典型的收敛-扩散喷口采用羽片结构，羽片的不同安排就成为各种发动机的喷口特征。事实上，羽片还有内外两层，不仅控制喷口面积，还可控制喉道面积，更加复杂的还可控制喉道位置，进一步优化喷流。双层羽片之间的空气流动还有助于散热，增强内羽片的耐热能力。宽羽片降低机械复杂性，羽片本身的刚度也容易保证；窄羽片有助于确保喷口的圆度，降低喷流的压力损失。* N1 U, y6 |5 N
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喷流离开喷口时，喷流不是铅笔形状的平直束，而是像钟形一样，随着离开喷口的距离而有一定的径向膨胀。这种膨胀带来一定的喷气损失，这是由于高压的喷流在横向对环境空气有很大的压力差而造成径向流动，这是不可避免的。圆形是给定面积下周长最小的形状，喷流膨胀最规则，压力损失最小。越是偏离圆形，喷流膨胀越复杂，压力损失也越大。因此，射程优先的消防龙头一定是圆喷口，覆盖面积优先的浇花龙头才可能使用扁喷口。4 ]7 A% J( I1 X& ?2 u+ r! Y+ B
- ~6 N. n' }; c$ cF-22那样的二维喷口是以可观的推力损失为代价的，也只有那样变态的大推力才能承受这样的推力损失。当然，二维喷口的好处是推力转向、收敛-扩散和雷达-红外隐身整合为一体。二维喷口把喷流压扁，强化了喷流与环境空气的混合，达到快速降温和降低红外特征的效果。扁平的二维喷口也对发动机后部形成较好地屏蔽，达到降低雷达特征的效果。扁平的二维喷口还有利于在气动上与飞机的后体整合，降低后体阻力，这对超音速减阻特别重要。
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但二维喷口除了有推力损失问题，还有重量问题。单层的偏流板没有双层羽片之间空气流通的散热效果，只能借助于厚重的耐热设计。除了F-22，所有实用的推力转向都回到羽片式结构。2 W5 z- Y: @/ `+ S: U% W% Z) W) |
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二维喷口的偏流板后缘还是浅V形的，而不知平直的。这无疑是隐身设计。其实从隐身角度出发，应该深V才对，但那样喷流的压力损失就太大了，喷流不仅沿斜边膨胀，还可能向内形成涡卷。浅V是隐身和推力之间的折中。
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/ e6 h* z2 w& _0 v5 p3 x+ bF-22这样的二维喷口具有良好的隐身性，但推力损失可观
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F-35这样的锯齿形喷口隐身性有所下降，但推力损失也减少2 u! t2 r$ d9 s" r5 P# T* O' a. ^
# n" w* |7 w* T, Y, z0 A8 T但羽片也是可以实现隐身的。不管是否具有推力转向能力，羽片都可以做成锯齿形尾端。问题不在制造，而在于设计。就隐身而言，V形或者锯齿是要避免平直边缘，但V形或者锯齿的尺度很重要，如果锯齿尺度大大小于雷达波长，锯齿相当于平直的，没有效果。如果锯齿尺度远远大于雷达波长，对隐身是好的，但对于喷口设计就成问题了。二维喷口的偏流板只有一个浅V，尺度远远大于典型战斗机的厘米波雷达的波长，没有问题。但圆喷口的羽片的锯齿就要受到羽片宽度限制了。, @- g1 \4 J' q+ p B; K) T
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前面已经提到，羽片的宽窄影响到喷口圆度和羽片的机械复杂性，锯齿也对喷口的压力损失有显著影响。用过消防龙头的人都知道，喷口越圆整，喷流越密集，压力越高；喷口充满豁口的话，喷流就散开了，压力马上就跌下来了。这对喷气发动机也一样：锯齿是导致推力损失的。细密的锯齿接近圆整，影响还小些；粗大的锯齿可以导致可观的压力损失，尖锐锯齿比平钝锯齿的压力损失更大。如果还有推力转向要求，需要考虑的因素更加复杂。% M7 ~* y1 ~8 i2 i, i, X+ g
2 j2 o4 u9 W$ [. y& y: _+ a因此，喷口锯齿远远不是简单地把羽片尾端切一个锯齿出来就完事了。正因为如此，锯齿的道理很简单，但实际使用目前还只有F-35战斗机。
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7 ~2 p' G' w8 y3 [$ u% J. d4 A: ]歼-20最后会继续使用现在的圆喷口，是否会带锯齿，还是转为F-22那样的二维喷口，现在还不好说。如果涡扇-15足够给力，二维喷口的优越性还是显然的。三维喷口多一个横向运动的自由度，但这只是理论上的优越性，在实用中常常受到机体结构的限制，还是作为二维使用的。对于大多数机动动作来说，俯仰和横滚是主要的，急转弯更是接近侧立后的急剧拉起，没有偏航太多事。歼-20的2001号原型机的后体设计显然容易整合扁平的二维喷口，但在很长时间里都不会使用二维喷口的情况下，后体修形为现在的传统“双筒”形状也是自然的。但只要有需要，在未来修形回去也是完全做得到的。1 f4 Z" u7 R8 ?9 [# ?8 r- q' t1 C
! u$ @# d2 l7 w& o! g; ?1 z至于现阶段歼-20是否已经装备推力转向，目前还没有见到过任何视频展现出歼-20在起飞前准备动作中包括喷口转动，也没有见到过任何图片显示羽片式转向喷口在地面卸压后典型的下垂姿态。所谓喷口轴线与机体中线的夹角，这可能是低分辨率图片的光学错觉，也可能是发动机的安装角。双发的安装轴线是可以与机体中线有夹角的，苏-27就是例子。最低限度，现阶段还没有证据歼-20已经装备了推力转向。至于歼-20的出色机动动作，这可以是低翼载、远耦鸭翼和高推重比的功劳，尽管推重比可能还没有最终那么高，但在先进气动和飞控帮助下，F-15C一级的推重比已经可以做出很抓眼球的高机动动作了。
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5 ~) i3 A5 \+ [+ z N! J" _只要在设计时就对安装点、空气流量、重心、油路、附件位置有所考虑，歼-10应该有条件适装不同的发动机，在飞机方面没有克服不了的困难，关键在于哪一种发动机能符合规定的进度和性能要求。至于飞火推一体化的软件整合，这也不是不可克服的困难，关键是发动机控制要实现全权限数字控制（简称FADEC）。) G2 d( K$ U" {1 c. q0 N, [ ^
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飞火推一体化在软件上把飞行控制、火力控制、发动机控制整合到一起，最大限度地发挥1+1+1>3的威力。飞行控制主管飞机的速度、高度和姿态，火力控制主管构成武器发射条件，发动机控制主管提供充足的推力。传统上，飞控是主导的，只有把飞机机动到适当的发射位置，武器才能有效发射，而发控只是飞控的动力保障，据从属位置。飞火推一体化后，火控有可能在特定时间成为主导，飞行员指定目标位置后，飞火推联手把飞机尽快转入最优发射位置，在最优时刻自动发射武器。根据敌我态势自动规划最安全入侵和退出途径，自动控制进入、发射和退出，则是飞火推一体化的高级形式。发控成为主导的情况比较罕见，可以以最省油及最低磨损模式运转，由此决定飞行路径，但这只有在低威胁、低任务紧迫性的时候才可能。
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不管怎么说，从软件整合角度来说，飞火推一体化不是飞火推一锅煮，依然是以飞行、火力和发动机控制为基本模块，只是在接口和功能方面高度融合，而不是形成孤岛。采用不同发动机当然需要重新整合，但只要软件和控制系统架构设计得当，这是控制律参数调整的问题，而不是重新设计控制律或者重起炉灶的软件整合。 T4 V# G0 B! T
% u% a0 n. v2 A; \. x歼-20马上就要甚至已经进入初期批生产了，那现在的歼-20到底采用什么发动机呢？说实在的，是涡扇-15当然最好，是涡扇-10或者AL-31增推版也是可能的。在没有可靠消息之前，多猜无益。看图识机不可靠，靠听声音判断推力更是不靠谱。中国的透明度正在提高，有好东西也不再掖着藏着，相信要不了多久就会有消息的。
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发表于 2017-9-24 05:06:23
