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。
3 l) V' B6 x/ a8 D* O5 {
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。
, B& b9 ]' c$ K3 l
: }% w4 k5 `, n1 o/ G1 }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。


“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
" s- Y& N4 a% b, g" s# ]; q
“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。

1 ~4 s& @8 c" ?, c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。
3 m) L! f1 h# E1 L. w! K
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。
4 R1 y! {0 I/ p: S: `
- c5 l' i% g% V( w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。
. S6 G; W1 y* ]. @- K
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。
8 U! j% {( a, S0 D
& d& h0 U7 I" G2 I' k6 r: k5 f
雅克-38是升力-升力/巡航发动机布局
4 G& r6 Q- V: L4 e5 O
" K3 k- L- W$ t# d- W1 s. J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。


雅克-141是雅克-38的进一步优化
+ ~1 m1 v: j1 ~! N

雅克-141天才的三段式设计后来被F-35B采用
' }. w! Y3 J# w' `8 a' K
# G. \4 D# a4 n! c$ b$ f$ {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。
. n3 q  q' |# F7 m
9 `; p% Z5 w1 s% X3 t0 v2 B: v# O2 g/ ZF-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。
/ D, R5 Z$ Z( c7 T# r4 }3 G; m

F-35B可看成用升力风扇代替升力发动机的雅克-141


) g/ X( K8 S: N* X- m; @& F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
! P  [  F' i: y7 e0 C; N+ V
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。

! N5 M1 ?6 [4 R2 Y: K1 `4 ~& u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。


8 M) x( U4 K; x3 b# X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。
& [+ j# D8 ]' y" P! ?" E! t! r+ }% f
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。

- d5 l, F- q) Q6 x, @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。
! b. q8 o, |$ h# e/ R# Y
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。

“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。
6 ~: q/ J! e5 O
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。
# [. |. ]1 h: \  E; r1 i( a
  a$ _' c# M2 @8 @" Q5 _“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。
2 M& e0 j9 a9 m' n; A+ R# s
. d- n9 a5 v2 F* r. P0 GX-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。

9 I0 r8 y3 m( P) B# C. c' y7 i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。

1 |/ }+ D' d1 _7 C. {; \- [* B
. l0 u" C1 D2 w" B2 Z这是一架双发无尾三角翼战斗机

! r& ?/ a' 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。
: V; D9 t% {9 u, U& q9 g0 x8 |5 y
& i3 G0 o- T- j" x( g/ F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。


7 [! X+ R4 F# E4 S# G( w6 v' k# `  e前发的喷口用挡板控制喷流方向


2 C8 e7 I; t2 F后发的用三段式转管控制喷流方向
# p' g0 t) H. z4 G& q! F
8 j) X: U# W" D  |/ Y* q' X3 a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。

# N& c7 _0 E( z- y* }# b' G7 O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。
( L4 H* s- n! q8 Q! B
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。
) s, s2 F) R6 t' ]3 ]9 d
, z' l& P  E% b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。

( N1 w; f5 C- b
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

5 P% I; b1 K, v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。
. d2 k' B0 F. a% Q* {
: _! T" ~- R( g9 M' F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。
, V0 w8 l6 U0 ^/ R# F0 s$ E( m/ {
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。

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 g; q" c+ d% Z% p8 [/ @/ A- c
3 z) `7 m8 k+ U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。

" }5 g6 ~0 o5 m) b1 S- b$ F
前发喷口在两侧翼根下
: Z5 G  Y6 n7 k

: k1 ^1 F9 H) x; G: q6 M# K: ]5 x, D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

$ P9 H7 m0 c% W) ?' a3 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
" e7 K  h" s) ]& A4 \+ s$ j
5 u- w9 a2 t; }* t7 |1 F  i8 Z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。

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。
, Q! G( ?6 p) J2 w( ?% ^. u, |* Z
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。

) V6 [8 V' g! \5 m& W6 `) h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。

2 |: m; M5 U' ^. s/ X  b* m4 k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。
) N8 X1 |+ Q1 B
4 q4 I% U0 [$ E) }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。

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。

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。

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。
# i7 e; }) |# M) h
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 F% q' P3 S8 `( b7 `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”。
# _0 ~5 N, L0 p/ a' |
$ ~! b7 Q" g5 L% ^8 e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。
6 ^& u, S8 R$ I  }+ g
! X1 M9 |/ f/ W! p/ Y, ~- ~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。
1 y" ~0 B' `7 {1 `5 M7 I; D7 w
4 z* I. b" R& r* _7 e' T+ ?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。
* x2 |1 `& M) l- q2 v1 B
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 x5 H( t: `, m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。

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
/ u: s; w. J2 M6 ^+ K7 d; ]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？ ...

! ]" Y8 O4 i) y1 k
% x7 W: h; R4 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。

神经元进气口是什么样子的？

小木

晨枫 发表于 2023-11-16 08:56
$ |6 Y! g% g% g) p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 ...

/ ^* g! `0 s3 I' l- e: c' H
' |% m( H$ n1 x7 u, u  @