鹰振翅飞,清波自在垂—从中国研发垂直起降战机浅谈STOVL发动机(二)

空军之翼 2019-01-16 05:18:59

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  作者:兵器迷的天空


  续第一篇:


  看了大家对第一篇升力方案路线的争论,忍不住再唠两句。


  短垂动力的升力,大致两个问题:


  ——升力和推力分立,还是一体

  ——喷气是用常温气还是用燃气


  如果分立,两套独立系统,用后燃气,比如雅克,死重太大。但是雅克虽死,技术永存,就是三轴承喷管(后面有详述)。


  如果用纯粹的一体,就比较难在前后升力上都用后燃气或都用常温气。PW曾有方案是都用燃气,但燃气在燃烧室后面产生,要引高温气流到前面来很困难。如果都用常温气,涵道比不知要大到哪里才算够。最后折中为就近原则,常温气和燃气都用,前面用低压压气机常温气,后面用燃烧室后的燃气。


  比如鹞式,升推一体,燃气和常温气都用。飞马式就是前喷管走常温,后喷管走燃气。看下图1:前喷管气体从低压压气机出来,后喷管气体在燃烧室外套和火焰筒之间设放气环出来。问题是外涵道气流多了,涵道比高,发动机迎风阻力太大。而且,4个喷管之间的距离小,且都围绕战机重心很近的距离。这样控制力矩比较短,飞控比较麻烦。鹞式的安全性问题严重,或许和这个有关。(美国海军陆战队1971年从英国引进鹞式,它在非作战情况下共发生了300多起事故和900多起险情,导致45名飞行员死亡,事故率之高是美国喷气机空前的)

  


  飞马发动机剖面图


  F-35B是升推分立,但也可以说是一体+分立的变形。在结构上是分立,但升力风扇的驱动力来自于巡航发动机。前面是常温气流,后面走燃气,但距离比鹞式明显拉长了:见图2:前面的升力风扇前置到离开发动机较远的距离,后边三轴承喷管后置到机尾。这样操纵力矩变长,操控性和安全性好多了。但不得不用那根驱动轴+离合带动风扇,带来了超重的问题。

  


  F135结构


  网友们的提议大致有几种:


  升推分立——用电力驱动升力风扇:第一篇发出,CD那边这次就有很多人建议这个。业界也有人尝试过,但10MV的机组就超重得战机飞不起来了,所以放弃。如果以后电力功率密度有1-2个数量级以上的提升,走向全电推进战机,其实未必不是一条路。


  升推一体——用前级风扇空气直接驱动升力风扇:RR和洛马也曾有过串列式(tandem)风扇发动机的设计,理念很类似。就是把第一级风扇往前移,短垂起降时,打开辅助进气口增加进气量,废气由前机身的喷管喷出,一级风扇转变成升力风扇。缺点是削弱了发动机的增压(supercharge)效应,总推力比巡航推力小。所以要加大发动机尺寸而且增加耗油率。而且一级风扇的气流速度低,升力风扇抬头力矩不足以平衡机尾发动机喷管的低头力矩。迫使设计上将发动机尽量靠近飞机重心,机体超音速外形被破坏。

  


  一种串列式风扇发动机设计


  升推一体——用低压压气机空气直接驱动升力风扇:有朋友建议不用驱动轴,直接用压缩空气推动升力风扇,这确实是麦道STOVL曾经设想的方案,但实现不了,后来也废了。


  升推一体——用翼尖喷流替代风扇:一来,翼尖喷管,力臂外延很长,是用来滚转机身的。二来,第一篇谈到过,升力风扇和尾喷管是两个人抬扁担,风扇是抬头力矩,尾喷是低头力矩。如果没有风扇,而只有翼尖喷流和尾喷,则垂直方向都是低头力矩,没法配平。就算设计翼尖喷管在重心之前,喷流太小仍无法和尾喷气流配平。F-35B的风扇升力比尾喷高15%左右,而翼尖喷流只有尾喷的1/4。国内某所做过精确的数值计算,滚转喷管升力:升力风扇升力:尾喷管升力比大致为1:4.8:4.8,才能保持短垂平衡,大家做个参考吧。


  总之,升力方案的大致思路说起来并不复杂,难在可实现性上,很多方案都淘汰了。第一篇主要谈到的三种,至少都做到了装机测试,然而确实都不完美。有兴趣批评它们或者提出新方案的同学,可以先去研究一下这三者的历史(比如空军之翼上网站上的魏楞杰的《F-35战斗机研发史》),就会更加明白一个道理——


  有时候,就菜吃饭是无奈,也是必然。


  在第一篇中,我们介绍了STOVL发动机的发展历程和技术路线。有朋友着急了,拖拖拉拉讲了一大篇,咱们中国的情形如何呢?


  有了前面的知识做铺垫,咱们从这一篇开始,就聚焦中国的STOVL发动机。


  事实上,中国对短垂战机的关注很早就开始了。根据新浪军事的报道,1969年初,601所就将短距起落喷气襟翼可变机翼飞机列入专题科研项目。仅仅从专题项目讲,比苏联只晚2年,比美国早10年。但由于各种因素,1972年“四号任务”下马后长期未有音讯。直到2015年3月,中航工业披露了中国海军的STOVL推进系统探索项目。

  


  “四号任务”垂直起降战斗机示意图,彩虹熊绘制


  STOVL战机最核心的问题,其实还是推进系统。有了鹞式和雅克的失落,有了四号任务的下马,这一次,军迷们不免要提出这样一个问题:


  中国如果要搞STOVL发动机,需要和正在攻克解决哪些技术难题呢?


  这一部分,特别是国内进展,兵器迷了解不多——多了就麻烦了,呵呵。


  当然,知道的虽少,但管中窥豹,略见一斑。从完全公开的信息看,中国新一轮的STOVL预研,至少已经进行了十几年。拣几条介绍下,中国STOVL的技术路线是什么,似已初现端倪。


  不过,要了解技术难题,自然文字中专业词汇堆砌,非常干涩难解,不仔细琢磨根本如同嚼蜡。兵器迷自己也是囫囵吞枣消化不良。因此,感兴趣的朋友,欢迎探讨;不感兴趣的朋友,请直接飘过。


  一、发动机整体设计技术

  STOVL发动机最大的特点,就是多设计点和多工作模态。


  1、多设计点技术,是指STOVL战机的起飞设计点和垂直降落设计点。研制方需要具备发动机多设计点性能模拟技术,将发动机部件抽象成不同工质、部件及系统构成的数学模型,研制发动机性能模拟专业软件。这个比较好理解。


  2、多工作模态设计技术,是指短垂发动机工作的状态模式多变。这个嘛……挠挠头,咱举个例子吧。


  比如,在垂直降落过程中,STOVL推进系统就有“打开发动机辅助进气口、打开蛤壳式气门、联通连轴器、调整涡轮导向器、调节喷口(风扇喷管、滚转喷管、三轴承偏转喷管)”一系列操作。

  


  在转换过程中,控制变量多,控制过程异常复杂


  这些操作的接续就是工作模态的转换。在转换过程中,控制变量多,控制过程异常复杂。因此,风扇与发动机之间的转速匹配、功率匹配非常重要,而且还要考虑不同模态下滚转喷管引气时对发动机性能的影响。


  多模态设计技术,就是根据发动机工作模态的转换,进行转换区间、原则、控制方法和控制率的设计技术。


  点评


  STOVL发动机一方面用于推进,一方面用于直接力控制。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制,按风扇转速和核心机压比调节发动机工作,有故障隔离功能。其发动机FADEC控制率和战机整体控制率的难度之高是难以想象的。怪不得F-35B的代码第一版1160万行,目前却已经超过2400万行(F-22的第一版据说才220万行),而且还在增加。


  国内方面


  某所、军方某部、西南某厂,联合进行了STOVL推进系统关键技术的分析研究,体系化的提出了STOVL推进系统总体设计关键设计技术的相关需求。关键技术的分析和分解,是基础研究的基础,能够将一件复杂事务进行有效分解,也是一种进步。因为只有如此,才能汇集行业各方面的力量,对各种问题进行针对性的研究和逐步破解。


  某所预先研究总体设计部(兵器迷眼睛一亮),研究了基于国内某型发动机修改成为STOVL推进动力时,巡航发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究表明,基于某型14.9吨推力发动机(兵器迷眼睛又一亮)改STOVL 发动机时,如果仅修改低压涡轮,STOVL发动机总升力可达到15.51吨,而如全新设计主发动机低压部件(低压风扇和低压涡轮),并将涡轮前温度提高87K,STOVL发动机总升力可以达到17.38吨。(比F-35B还是差一点,呵呵。)


  二、升力风扇技术

  3、对转气动设计技术:STOVL升力风扇一般采用对转结构。而对转风扇的下游叶排转子进口马赫数高,效率偏低。因此需要具备对转气动设计技术,包括叶片级间参数匹配、结构形式、动力传输和气动布局技术。

  


  F-35B的对转风扇


  4、非设计点调节技术:STOVL升力风扇工作模态多样化,侧风和温度畸变影响较大。在非设计点下,第一级静子出口气流角偏离设计点后,对后排叶面造成影响,且与传统非对转结构的结果相反。特别是变转速时,下游叶排工况恶化甚至可以造成失速,需要用可调叶片方式加以应对。或者,变背压方式变工况时,也会造成对转压气机的非设计点性能恶化。因此非设计点如何进行变工况调节,以对抗气流偏离造成的进气畸变,是一项非常重要的技术。

  


  F-35B升力风扇的设计改进


  5、噪声、振动、高周疲劳对抗技术:对转造成叶表压强非定常脉动频率几乎加倍,使得噪声和振动能量增加,噪声危害和高周疲劳危险都很大。因此需要采用特殊技术,以降低叶片排之间的非定常干扰。


  点评


  升力风扇技术,既是STOVL战机柳暗花明的技术创新路线,也是常规涡扇动力从未遇到的技术挑战,美帝在这方面投入巨资,成效显著,但依然不能说有十足把握。看看F-35B一再拖延的试飞和层出不穷的问题,动力问题是关键因素之一,升力风扇又是动力的关键问题之一。这些问题,不仅考验着美国人的头脑,也将同样考验着中国军工人的智慧和勇气。


  国内方面


  某大学和某所,共同研究升力风扇的减重问题——超重是困扰F-35B多年的痼疾。在常规无对转双级升力风扇的基础上,设计了第一级无静子的对转风扇,叶片数量从160片减少到74片,理论减重效果明显。在与F-35B的升力风扇尺寸相同的情况下,理论升力达到120千牛,比F-35B的88.3千牛高36%。应用畸变三维非定常计算程序,研究了对转双级升力风扇的周向压力畸变和影响,证明对转风扇有较好的抗进口流场畸变能力,发展了在设计阶段就可用计算预估畸变影响的设计方法。该研究为中国升力模拟复杂工况下的进气效率创造了一套新方法,为风扇的创新设计开辟了一条新路子。

  


  


  F-35B升力风扇的一二级对转风扇


  某大学某国防科技重点实验室,建立了垂直起降飞机总体设计中关于升力风扇的动量理论估算模型。模型由系统总推力、风扇桨盘推力、升力风扇系统功率、推力面积比、功率推力比五大公式组成,同时提出了模型的算例。这项研究,为升力风扇工况的软件模拟奠定了基础,对提高设计质量,加速设计验证具有重要意义。


  某所基于类似F-35B的动力系统方案,提出了STOVL升力风扇的基本参数:流量200公斤/秒,输入轴功率20MV,2级风扇转速约为6700r/min,传动比1:1,风扇直径不大于1.3m。在此基础上,分析了升力风扇的设计目标,制定了传动机构的布局方案、承力机匣布局方案、转子支撑方案和润滑和封严结构方案。特别的,根据升力风扇的结构特征,设计设计了几种机匣结构布局方案,如单承力机匣中置布局、单承力机匣下置布局、双承力机匣布局等多种布局,并对各种布局进行了定性分析,并提出了建议方案。


  某大学建成了国内首台双排对转压气机试验台,开始了对转压气机的设计以及数值模拟和实验研究。


  三、三轴承偏转喷管设计技术(3BSD)

  R-79和F135发动机尾喷管,都有3个与喷管直径相当的大尺寸轴承,在它们的帮助下,喷管可以分别通过各筒体旋转,达到垂直向下偏转最多可偏转95度,左右各偏转10度。这是俄罗斯发明的专利,不得不佩服老毛子的数学功底和想象力。

  


  三轴承尾喷管旋转行程示意图

  


  F135的三轴承尾喷管


  因此,能够想象,三轴承喷管设计首先需要的就是——


  6、运动机构设计技术


  三轴承旋转喷管尾喷管分成三段,接面都呈一定角度,通过三个密封圆形轴承连接起来。外部电机通过驱动旋转段上的齿轮来让尾喷管向下弯曲,中段旋转180度,最前端的轴承负责偏航控制,可以在垂直起降模式中对喷管进行横向偏摆。


  7、轴承密封技术


  即保证处于高温燃气流中的轴承内环,不会向滚子和外环泄露气流。


  8、液压驱动系统设计技术


  也是必不可少的。因为轴承在大角度旋转时,各构件的位移较大,供油管路必须有相应的运动自由度,液压驱动参数将非常复杂。


  点评


  各种矢量喷管的偏转机构机械系统都很复杂。这其中,复杂之又复杂的,就是3轴承偏转喷管的三维偏转方式。


  难到什么程度呢?


  由于三轴承三维偏转,各段筒体驱动力矩的计算极其繁复,理论公式已经难以完全把握,必须通过数值模拟及试验来确定经验公式和数值对照表,才能用于计算驱动力矩的大小。从公开的论文信息看,国内多家科研院所和大学机构,都进行了大量的数值模拟运算研究,以及运动学建模及试验。力图探索握矢量喷管在不同工况下的运动规律,特别是喷管偏转所需驱动力矩的计算是确定喷管作动系统体积、质量及设计复杂程度的关键。


  国内方面


  某大学对矢量喷管满足大矢量偏角和多任务作战需求的技术、偏转机构的设计及特性研究技术、高温下大角度偏转喷管的密封、冷却及质量减轻技术、飞机平衡技术、近地面条件下的升力损失评估技术进行了探索。

  


  简氏报道中我国大学制作的三轴承旋转喷管模型


  某大学动力与能源学院,对STVTOL战斗机用推力矢量喷管技术进行了分析。如:


  单膨胀斜面喷管:英文缩写SERN,GE公司研制,是一种二元矢量喷管。SERN喷管依靠上挡板使喷流向下偏转。缺点是喷流在碰壁后(上挡板的偏转位置)向下通过下挡板边缘时会发生气流分离,从而导致严重的推力损失,而且重量较大。

  


  单膨胀斜面喷管示意图


  加力偏转喷管(又名增强分流喷管):英文缩写ADEN, 洛克希德研制,用一个半圆铲形挡板进行喷流,用于替代SERN。

  


  为了取代SERN喷管,洛克希德研究了一系列替代方案。增强分流喷管(ADEN)用一个半圆铲形挡板进行喷流偏转;改进型增强分流喷管(MADEN)使用可偏转上下挡板。最后3BSD喷管产生的垂直升力更靠近重心,而且重量最轻


  转向喷管:始于RR公司研制,用于鹞式的飞马发动机。


  三轴承偏转喷管:始于雅克设计局,用于雅克-141战机,并被美国购买专利技术后用于F-35B。


  某大学动力与能源学院进行了三轴承旋转喷管型面设计与分析,探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时,基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析,发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系,则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力,满足了型面设计的要求。


  相比三轴承旋转喷管的理论研究和数值模拟研究,轴对称矢量喷管的研究速度似乎更快些。


  某所进行了轴对称矢量喷管AVEN控制系统装机试验研究。在加力状态下,在给定偏转角最高达到27°,直至喷管偏转未到位未知。定量研究了喷管控制系统静态和动态基本性能、控制系统油源压力、流量对矢量系统性能的影响。此外,网传国内3元矢量喷管的偏转角可以达到25°。

  


  我国的轴对称矢量喷管


  兵器迷插一句,三轴承机械偏转喷管技术,是目前矢量高推的基本技术之一。不过从机械偏转技术跳出去看,采用流体推力矢量(Fluidic thrust vectoring, FTV),即利用二次气流对主气流的干扰形成推力矢量的技术,将是偏转喷管技术的大热门。与上述三轴承机械式偏转技术相比,流体推力矢量喷管结构更简单,更轻量、更经济,其反应速度更快,适应范围也更广。国内也在展开这方面技术的预研。

  


  流体推力矢量示意图


  国内方面


  某大学进行二次喷流控制推力矢量喷管的数值研究。实试验模型数据表明,当二次喷流与主喷流比值达到0.32时,主流可以开始产生矢量推力。试验模型可以达到的最大矢量偏转为46°。


  中航某厂进行了一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究。


  某航空动力系统重点实验室、某大学基于二维气动矢量喷管构型进行了详细的数值模拟,进行了次流通道对双喉道气动矢量喷管的性能影响研究。实验数据表明,喷管推力矢量角并不是随次流流量增加而一直增大,流量增加到一定值矢量角达到最大,之后再增加次流流量反而会使矢量角下降,而且推力系数和矢量效率也会显著降低。


  由于这个技术只是将来时,有兴趣的朋友可以找资料看看,就不在此赘述了。


  故事


  讲技术实在太枯燥,嗯……这样吧,关于三轴承喷管和R-79发动机,兵器迷再絮叨一个故事,大家就当故事听,因为并未获得官方发布,而是来源于鹅毛的文章。还是那句老话,“如有雷同,纯属巧合”。


  前文咱们说过,洛马参观雅克局后,其实R-79并未入法眼——洛马家11.7高推F119,第1台FX601在1986年10月就进行首次台架试车了,1994年中开始初步飞行试验,1997年交付第1台生产型首飞,1998年6月已经进行了8000余小时整机试车。瞧不上R-79了。洛马贼精,盯住的就只是三轴承喷管。用咱中国的老话说:买鱼头尾不要,只取中段儿啊,呵呵。都说买的不如卖的精,但其时俄方底气尽失,与美国又是蜜月期,转手就将珍贵的三轴承技术卖给了昔日的对手。


  唉,俄罗斯当时真是连内囊都卖出来了。昔日帝国,一朝解体,龙游浅水遭虾戏,虎落平阳被犬欺。各位看官,真真看了一出杨志卖刀!


  但是,中国和洛马就不一样了,别说三轴承喷管,就是R-79,对TG也是高大上。凭着中苏关系正常化和硬通货,经过艰苦谈判,成了R-79的第二个买家。


  1995年6月,中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。


  1996年8月,俄"联盟"航空发动机科研生产联合体(就是R-79的娘家——图曼斯基发动机设计局),向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料。


  这个合同,还有两个看点:


  一个是:俄方还同时交付了了制造R-79核心机的生产设备及生产制造工艺资料。这对后来中国涡扇发动机的发展起到了重要作用。


  另一个是:中国期望同时获得的三轴承喷管设计,并未获得。


  直到1998年亚洲金融危机,俄罗斯也陷入金融崩溃的边缘。这一次,中国终于抓住了历史的机遇。中国再次打开钱袋,不但将R-79B-300发动机的矢量喷管技术买到了手,同时也取得了俄方躺在图纸上当时无力继续研制的后继机型R-179-300(由莫斯科联盟航空发动机科技集团研制,推力20吨)设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料尽数收入囊中。

  


  R-179-300发动机


  1996年开始,江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目组织完成了推比10发动机的核心机三大件高压压气机、燃烧室、高压涡轮的研制。其间采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺,从而突破了160余项关键技术。中国WS15发动机今天的装机,为正在试飞的J20打造了一颗强劲的心脏。


  关于这个故事,是有争议的。但大都承认一个事实,我们与鹅毛确有发动机技术合作。


  新浪出鞘说R-79是大涵道比发动机,WS15是小涵道比,所以认为二者没有父子关系。


  兵器迷是中间派,这么看这事:


  一方面:R-79大涵道比,低压段对WS15可能没有参考性,但不代表高压段核心机不能参考和借鉴俄罗斯的技术再自主深度研发。其实WS15与R-79的关系,并不重要。相对重要的是,TG是否真买过R-79的技术。如果买过,对后续中国中推和高推有所帮助,就是非常自然的。如果还买了对方的工艺技术和设备技术,那就是更加间接,但却是更加基础的帮助。我们完全不需要回避这一点——去查查洛马曾经和正在从RR那里学习到多少设计理念、制造工艺和材料技术,又有何妨?


  另一方面:顶级发动机技术,哪里有"抄袭"这一说。我反对R-79是WS15的爹,正如我反对说雅克是F135三轴承喷管的爹一样(美国三轴承喷管做了很多自主研发)。WS15对鹅毛的技术,就算有借鉴,也不是"抄袭'或'父子"。中国还出口英国罗罗叶片技术呢,so what?能说咱们是RR的娘吗?


  当然,我们还可以说,所有这些都不重要。因为最重要的是,WS10A/G和WS15我们自己搞出来了——这就足够了。

  


  神秘的WS15


  故事讲完了,只是不知1996年第一次向俄方购买的时候,三轴承喷管为什么能卖昔日死敌帝国主义,不能卖昔日的同志加兄弟,原因何在呢?是价格不合适?是近邻的潜在威胁更大?还是对我们的轻视?


  往事如烟,唯有乌苏里江的河水,奔腾流淌,一去不回。


  四、机械传动系统设计技术

  前面第一篇谈过,驱动升力风扇时,需要驱动轴+离合器。这就需要两项关键技术:


  9、大功率离合器技术


  10、超大功率螺旋锥齿轮技术


  离合器的2个主从动齿轮啮合副,各需传递20MW功率,比当前航空工业中螺旋锥齿轮传递的功率密度高约几倍到10倍,即约一个数量级。、

  


  F-35B升力风扇的传动齿轮


  点评


  前机身升力气流的机制,曾有多个设计方案,但都不够成熟可靠。最后洛马还是用了驱动轴。单单是这根轴,传动功率密度之大,对可靠性要求之高,堪称出奇。呵呵。真不知这根金箍棒,全球能做出来的能有几根。

  


  升力风扇驱动轴


  国内方面


  2014年,某所和某学院进行了升力风扇传动结构的分析和设计,经过研究对比图-95涡桨(传动功率11MW),安-70桨扇(传动功率10MW),卡-28旋翼的传动系统(传动功率3.2MW),都无法达到STOVL升力风扇的传动要求,因此否定了所有类似的传统结构。并提出了能够传递20MW功率的传递方案,用一个锥齿轮带动两侧的从动锥齿轮形成2个啮合副,并分析了关键结构特征。


  写到这里,已经向大家蜻蜓点水了四大类十种关键技术。这些技术都处于航空动力的前沿,也是STOVL推进系统的拦路虎。为此,兵器迷一方面慨叹美帝的雄厚科研基础和工业实力,另一方面也对中国海军的短垂推进项目充满了期盼——以STOVL发动机技术的高大上,说这是对中国航空动力工业设计、材料、工艺、控制技术和工艺的综合大考,绝不为过。这需要技术积累,需要海量投资,最需要的,则是百折不挠的勇气和一往无前的信念。


  中国航空动力,加油!


  讲完了技术,我们不禁要问,中航工业这次短垂项目的披露,应当如何解读?


  预知后事如何,且听下回分解。

  注:所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物,如:

  《STOVL战斗机的发展》

  《STOVL推进系统关键技术》

  《STOVL升力风扇估算模型》

  《矢量喷管控制系统和关键技术研究》

  《矢量喷管实验和数值研究》

  《航空动力学报》

  本文同时引用了晨大的多篇博文和图片,在此一并致谢


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