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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。
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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。/ K: j( [$ k' V ~; l
# W' t" F; i; _8 Y2 g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。
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“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
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! J7 A% B" E# k3 |" G“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。
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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。' q8 J/ l- b1 n2 y' u
' O& y& I" E. r+ O, ?. c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。. _2 @7 p3 V2 o, `4 ]) `
) c7 ?4 G0 C; 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。
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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。
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# S9 Y& |5 {% g雅克-38是升力-升力/巡航发动机布局
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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。) j. s# l4 m- s$ y3 Z1 C+ B! p
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6 h! M# y% {1 L. G, T雅克-141是雅克-38的进一步优化: h( G# Q' ~/ ?) X5 P9 A
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7 |3 |8 K3 Z! ~8 `6 r' A0 v6 x雅克-141天才的三段式设计后来被F-35B采用
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4 X$ [# c" Y1 ?* c, U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。
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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。6 V* q+ ]( ?4 P- w. T( A/ I6 d
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2 s! ~/ p, _5 {6 v) C# WF-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141
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. B- g9 h0 ^( I H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
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- H" Z3 g6 w! @# C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。
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. D' t/ y$ y9 _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。
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; @. L' V% j2 L8 h: [" ]5 q) v ~& I波音X-32是“鹞”式的改进
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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。
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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。
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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。0 P& J3 \' ^3 F( P
/ i: |0 q! n S, `0 u9 fF-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。
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0 f5 e \; j. A$ {/ f8 v/ _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。; V$ N- B8 a6 x
: j5 T( _4 }+ V“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。
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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。
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( a8 e' h1 G+ b" l' S“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。 W4 X$ ~. R$ u" p
4 X( ~9 @3 v f, D7 LX-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。5 R6 a# D1 {% x' ]/ ^
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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。0 h B6 P6 A0 F) j
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这是一架双发无尾三角翼战斗机% m, P: e/ o7 }: @" E$ P/ a, U' U
, n$ d" T: [3 A/ \' e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。
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# |8 t. \( _" [5 h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。
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' s0 S( S* E# p( C前发的喷口用挡板控制喷流方向: }7 C8 L* {( P" A- h$ j- a. _8 n
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9 l0 q) b+ L p$ j后发的用三段式转管控制喷流方向
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4 t: n8 s. o. y% B; {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。: e& K3 s, ?# e0 d; k# M
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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。! \' { z: h7 Z5 l
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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。9 |& S# O; r2 L) g) f# e
_# R* F0 R# M* j" Y% L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。, F' e) s5 I2 M; v6 C. K. N8 O
: @0 b7 ?; `- N/ U) w" N9 w% y1 \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 Z9 `9 y$ p2 m* \# c5 V5 Q
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; _' d8 y3 {% T$ x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6 y v0 g+ n1 s5 w: o
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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。4 o) n) t0 y, n# ?! _
% W$ ]; G% X% `- L* C ^3 ^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。
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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。
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2 s& s* K" n9 D! H! N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。. ^! S* ~+ a, H+ O2 @2 {% h* V
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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。
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3 n9 s- Z4 x, R; C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。
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- ?, Q( k4 B$ B' n( w. O# n+ V! K前发喷口在两侧翼根下 ^* O8 ^8 l+ H4 S& N' g
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# x( e0 D1 c( d4 M; z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 \0 t% S. A3 k3 h& I
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, w0 o- b$ I- v- P% ?3 q9 u5 n8 S3 A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& r+ H0 x- U
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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。
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2 s0 B2 `( o/ G; g1 ]& q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。
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$ u1 z+ B3 ~4 H5 t {: e+ A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。) d( N! ^/ b4 y& u+ n i! }" c& o. Y
, _. K( L7 W; @8 I; N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。! J7 C( E4 o- s' C
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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。7 C: ]2 C" {+ ?! h% h
) M5 q1 H) I- k3 r' a7 u# }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。$ z& ]5 O1 {& `0 L D/ i2 ]7 l
# ~2 M U/ T! {! J+ B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。
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) ~" m8 Y8 }' i, x& ?9 @ ]2 s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。
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$ T6 }, M0 Q6 t- X. ~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。
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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?3 w L. [3 J) w! N
/ C2 [( U3 S7 ?! Z: p# S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# D. H: X) @3 B# G
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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。
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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 Q6 f' c7 H2 j$ y
: M' l: N, E+ w% j3 X3 k! {# k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。
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K1 w/ i3 i4 l- ?3 u. C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。
5 v* y& u! V% b; e6 [ X. K" B
& B! O7 m) Y; N% r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。
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