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　　2015年3月20日，中航工业成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式。消息一出，军迷大悦，争相转告，评论如潮。兵器迷却在一个项目里苦熬着，没时间插嘴。这不，清明节清静下来了，咱们就聊聊短距起飞/垂直降落（以下简称STOVL）发动机这个话题。

　　众所周知，STOVL战斗机，可以在狭小的地方起降，必要时甚至能在公路起飞，在建筑屋顶降落，大大降低了陆基航空兵对机场跑道、海军舰载机对航母弹射器和拦阻索的依赖，甚至可以在经过适应性改装的两栖攻击舰上使用，有利于增大载机数量。这对于无法装备大型航母的国家，或者对于有大型两栖攻击舰的国家来说，都是一个比较有诱惑力的选择。远的不说，就说日韩吧，面对辽宁号和后续舰的红火，他们打造“独岛”和“出云”，作为F-35B的鸟巢，就是指望着“家有梧桐树，招得凤凰来”啊。




“出云”号，在搭载F-35B后随时变成航母

　　从装备史上看，STOVL战斗机的推进系统，有三个发动机机型，即英国鹞式的“飞马发动机”，苏联雅克-141的R-79 RD-41的发动机，以及美国的F135发动机。这三个发动机机型，也对应着三类不同的技术方案，下面就一一道来。

1 鹞式 vs 飞马：发动机旋转排气喷管方案

　　“飞马”由英国发动机传奇巨头罗尔斯-罗伊斯公司（以下简称RR）研制，安装在1957年英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的P.1127 STOVL飞机上。1966年8月，装有第一台生产型飞马-6发动机的鹞式战机首飞。1975年飞马-11型开始研制，1979年9月投入使用。后续装备鹞式战机的成熟动力，是飞马11-21(Mk103)，推重比7.01，和海军型飞马11-21(Mk104)，推重比6.83。



飞马发动机示意图

　　飞马属于推力转向涡扇发动机，推力换向方案为：旋转排气喷管。发动机采用双转子反向旋转消除陀螺力矩，改善悬停和过渡飞行时的稳定性。飞机垂直起降时，喷管由水平方向转向，机身前后有4个可旋转0°～98.5°的喷气口向下喷气，产生垂直升力。这样，发动机既提供升力又提供推力，在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制。




飞机垂直起降时，喷管向下喷气

　　优点：该方案的最大特点是“升推一体”，即巡航推力和垂直升力均由一种发动机承担。结构简单、紧凑，推进系统死重小，短距起降性能好，甚至具有垂直起飞的能力。有兴趣的朋友可以看看施瓦辛格多年前的一部老片《真实的谎言》，其中有鹞式战机的经典起降场面。

　　缺点：由于后喷管喷出的是热燃气，导致排气再吸入问题严重；因为垂直起降时悬停高度低，贫氧高温喷流从地面反弹，容易再次被发动机吸入，降低发动机效率，甚至造成喘振。垂直起飞非常费油。据说鹞式一个垂直起飞，1/4的内油就用完了，作战半径也就100公里左右。







鹞式飞机的喷流示意图

　　此外，飞马发动机横截面大，导致超音速阻力大，鹞式因此始终是亚音速战机；此外，由于喷口面积和加力可调导致控制系统非常复杂。也是一个技术难题。

　　2010年12月15日，英国最后一个“鹞”式中队退役，美国的AV-8也将步后尘。

　　不过AV-8B的退役，并不意味着飞马发动机的终曲。1990年初，RR和美国普惠（以下简称PW）合作定型了最新的“飞马”11-61发动机，推力为105.8千牛，未来推力将达到137.7千牛（早期型号的推力只有84.51千牛），预期推重比达到8，可使战机达到1.6马赫的速度。假以时日，或许飞马可以再度腾空翱翔，亦未可知。


2 雅克-141 vs R-79 RD-41发动机 巡航发动机 升力发动机方案

　　1967年，在鹞式开始研制10年后，苏联开始研制验证机雅克-36 STOVL战机，采用两台R-27V-300推力转向发动机。生产型雅克-38于1971年开始试飞，采用一台R-28V-300升力/推进发动机 2台RD-38升力发动机。1975年开始批产，在1973-1983年间共生产了143架，并生产了数十架改进型雅克-38M。1985年6月开始进入苏联海军服役。俄罗斯和乌克兰海军共装备86架雅克-38。它与卡-25直升机一起配置在“基辅”号、“明斯克”号、“新罗西斯克”号和“巴库”号航空母舰/巡洋舰上使用。但100公里的作战半径，2720公斤的内油，和其他性能问题导致雅克-38/M很快退出舰上勤务。另有传闻称，苏军在阿富汗曾部署过雅克-38，用于近距支援地面部队，但也出于性能问题很快撤出。雅克-38于1991年封存，退出现役。




外形怪异的雅克-36




雅克-38的STOVL解决方案

　　雅克-38的替代型号雅克-141由1975年开始研制，1987年4架原型机试飞，1989年进行超音速试飞。1991年一架雅克-141原型机试飞时意外坠毁。后来雅克夫列夫试验设计局继续研制其陆基和舰基改进型，并建造了4架原型机。有2架一直试飞到1995年，另2架则进行发动机和结构试验，但无果而终。



垂直降落时坠毁在航母甲板上的雅克-141



雅克-141的STOVL解决方案，发动机没有采用分岔喷管，而是单一的三轴承旋转喷管



　　与鹞式的发动机喷口转向方案不同，雅克系列采用的是巡航和升力分别采用不同发动机的方案。

　　其中，巡航发动机为R-79推力矢量巡航涡扇发动机，最大加力推力约152千牛(15500公斤)，不加力推力88.2千牛(8994公斤)。在靠近飞机重心处两个尾撑之间装圆形可转向喷口，使用寿命为1500个旋转循环。飞机短距起飞时，喷口向下偏转65°，打开至全加力状态，飞机滑跑5米可离地。喷口最大向下偏转角为95°，此时的升力推力约为发动机巡航推力的80%。该发动机压气机引气供给翼尖和机尾喷嘴时，其最大推力降到137.2千牛。



雅克-141的R-79V-300发动机

　　其中，升力发动机为座舱后部机身串列安装2台图曼斯基设计局研制的RD-41升力发动机，单台推力41.68千牛(4250公斤)，为飞机垂直/短距起飞时提供升力。



RD-41升力发动机

　　优点：该方案的最大特点是“升推分立”。巡航和升力发动机各司其职，保障了巡航发动机的效率和效能，使得雅克成为世界上首款超音速STOVL战机（鹞式为亚音速）。在试飞中，雅克-141甚至达到了1.4-1.7马赫的最大平飞速度。

　　缺点：巡航和升力发动机的高温气流问题非常突出。飞机悬停时高温气流从发动机喷口喷出，到达地面后向外扩散。在机体下方形成低压区，产生suckdown效应，会把飞机牢牢“吸住”，这也是雅克-36首次试飞时没能起飞的原因。









雅克-141的三轴承旋转喷管是一大设计难点

　　苏联解体后，垂发项目资金在1991年断流。雅科夫列夫设计局千方百计筹措资金苦撑残局，却未能获得订单。始终未进入批产的雅克-141及其相关发动机，最终于1995年结束研制，黯然落幕。

　　仅仅从军工研制的角度看，俄罗斯当年所谓休克疗法，就足以让人摇头叹息。国家经济全面休克的后果，往往是战略性项目的死亡，而不是苏醒。


3 F-35B vs F135 巡航发动机 升力风扇方案

　　各位看官，在谈F135之前，咱们先说个小插曲：圈内曾经有一个传闻，即美国在F-35B垂发推进技术选型的过程中，抄袭了苏联雅克-141的部分设计。此观点一出，正反两方面激烈辩论，不亦乐乎。兵器迷借这个机会，将个人所悉分享出来，略加点评，大家轻拍。

　　兵器迷版本的故事是这样的：在很久很久以前……

　　……话说我们今天熟知的联合打击战斗机（JSF）项目，其前传就是美国三军联合先进技术攻击机（JAST）项目。而今日F-35B的前身，也就是JAST项目初期的X-35B。在X-35B验证机预研初期，俄罗斯从苏联分裂不久，正逢雅科夫列夫设计局为奄奄一息的雅克-141项目四处寻找金主以继续研发。洛马如同狼闻到了肉味，正中下怀。雅科夫列夫设计局也是饥不择食，就同意了昔日敌手的技术人员随同JAST项目办公室官员参观了设计局和一些俄罗斯航空企业，并接触了雅克系列的技术和设计。洛马只用极少量的资金购买了雅克-141的性能数据和部分设计数据。雅科夫列夫居然也同意了。洛马后来曾在1994年6月透露，它和雅科夫列夫设计局在竞争联合先进攻击技术的合约上进行合作，但并未提供足够继续研发雅克-141的投资——人家是要发展自己的X-35B，当然不是为了给雅克-141找活路。雅克-141试飞300 小时120 次后，终成绝唱。

　　病急乱投医，此之谓也。

　这也许就是上述圈内“抄袭”传闻的根由吧。

　　不过，兵器迷呢，还是中间派。窃以为，美国对雅克-141，更多的是借鉴，而不是抄袭。

　　在鹞式之后20多年，雅克之后10多年，美国国防科学委员会才于1979年提出发展STOVL战机，美国海军为此制订了STOVL技战术要求的细节。在随后的很长时间里，洛马和波音等航空巨头为此展开了大规模的预研工作。作为技术选型的一部分，美国的确购买了苏联的部分技术和设计，也从购买的英国鹞式战机获得了相关技术，但这不能成为抄袭的理由。美国深知英苏两种方案的优缺点，并在此基础上，依靠雄厚的资金和技术实力，进行了远不止英苏使用的多种垂发推进技术方案的研究，如：

　　引射器方案

　　串列式风扇方案

　　远距增升系统方案

　　常规推进系统 升力系统组合方案




安装串列风扇发动机的F-117 STOVL改型，推进尾喷管沿机翼后缘布置




艾力逊（Allison）发动机公司设计的升力风扇奠定了F-35B成功的基础



麦道公司的先进STOVL战斗机方案就是用了气体推动的升力风扇设计
　

　　在这些工作和数据的基础上，波音设计了以飞马为参考的，在飞机重心四周设计四个转向喷管的升推一体系统（用于X-32B），但无法解决飞马面临的种种问题。最终美国采用了第四种，也就是洛马设计的常规推进系统 升力系统组合方案(用于X-35B)。



X-32B的STOVL发动机系统设计




X-35B的升力风扇结构

　毋庸讳言，从总体设计上看，洛马确实继承了苏联雅克系列的基本设计思想，即巡航动力与升力推进相分离的升推分立原则。但用独特的升力风扇取代了苏联的升力发动机，用巡航发动机的部分压缩空气动力，驱动风扇向下喷气产生升力。部分技术如巡航发动机的尾喷管旋转套筒方式，是从雅克学来的。

　　这不是简单模仿，这里有认认真真的借鉴和学习，更有扎扎实实的研究和创新。用拽文的话：他山之石，可以攻玉。

　　其实，这种顶级兵器系统或动力系统，其复杂程度、技术实力和资金投入，何其之高，何其之难。就算部分相似或相同，在没搞清基本原理之前，慎言抄袭二字。这是想抄就能抄得来的吗？雅克-141死了这么多年，谁抄会了？就是把设计资料全开放，放眼全球，知道怎么抄的能有几个？中国涡喷6/7抄苏联多少年抄会的？印度用抄老毛子高卢鸡航发半个世纪了，抄出个甚？

　　如果说洛马也是“抄袭”，那中国就这么使劲“抄”吧，总有一天“抄”过美国。

　　书归正传。


　美国的常规 升力推进系统，组成大致如下：

　　1 常规推进系统：在F119基础上发展而来。采用F119的核心机三大件：高压压气机、燃烧室和高压涡轮。风扇、低压压气机、低压涡轮重新设计。这就是我们今天看到的F135发动机。用于短垂F-35B的型号为F135-PW-600（以下简称F135）。

　　风扇：由于垂直降落和短距起飞需要更大的推力，因此F135风扇的截面面积增加了10%-20%，以提高了发动机的空气流量和涵道比。这是因为，需要更多内涵道的气流要转化为外涵道喷流驱动风扇，以提高发动机的总推力。但风扇的迎风面积增加，一方面导致阻力增加，另一方面，涵道比提高也造成了喷气速度的下降，因此F-35B的高速性能受到影响。牺牲高速性能换更大推力，这是STOVL战机需求导致的发动机设计的最重要的变化。

　　低压压气机：风扇变大了，自然低压压气机也比F119要大一些。为了更好的应对短垂起降时压气机气流的进口畸变，末级静子叶片采用后掠倾斜叶片，改善过渡段内的扩压流动，防止压气机喘振或者增加喘振裕度。

　　低压涡轮：F135采用两级低压涡轮，而不是F119的一级低压涡轮，可以更有效地把喷流中的热能转换为风扇的机械能。









X-35B的升力风扇

　　2 升力系统：包括：

　　轴驱动升力风扇：升力风扇为两级对转，消除陀螺力矩，直径为1.27m，空气流量230公斤/秒，可以向前偏转13°，向后偏转30°可产生88.3千牛的气动升力。

　　三轴承偏转喷管：发动机尾喷管可垂直向下偏转（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），产生71.1千牛的升力。

　　滚转控制喷管：每侧翼根处的滚转控制喷管，也可提供16.7kN的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制。

　　F135推进系统的悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛，推重比11.7 。(另有更高版本的数据)




F135-PW-600矢量推力发动机和升力风扇








普惠和罗罗公司负责为X-35原型机制造并试飞3BSD喷管，他们从普惠3BSD喷管的早期研究图纸中借鉴了许多设计理念。例如原型喷管有一个穿过所有轴承的冷却空气衬套，一直延伸到加力燃烧室，尽管X-35B和F-35B在悬停无需开加力



　　如图示，横卧发动机和竖直的升力风扇之间，是一根驱动轴。发动机伸出的横向短翅，就是滚转控制喷管。

　　洛马在升力风扇的驱动方式上，采取了比较成熟的驱动轴 离合器方式。不用垂直升力时，离合器将驱动轴与升力风扇脱开。




F-35B升力风扇的离合器

　　有朋友问：驱动轴 离合器，怎么是开汽车的赶脚啊？

　　的确如此。在飞机上装驱动轴 离合器，这还真是航空工业头一遭，而且就是从汽车原理发展而来的。别小看这根驱动轴，其驱动力非常大，传递功率超过20MW，很多驱逐舰的燃气轮机也就差不多这个数。因此重量相当可观，而且技术工艺的要求也很高。

　　有朋友问：驱动轴和离合器这么麻烦，能不能不用呢？

　　您和PW公司想到一起了。

　　PW也曾有一种设计，就是将涡扇发动机的低压压气机后的压缩空气引出一部分，使其折向前面，经过减速，用来驱动升力风扇。这样就省去沉重复杂的驱动轴和离合器。这就是前面谈到的预研方案之一：远距增升系统方案。不过，这样就要在机体内部布置高压空气管路，占用空间过大，还要防止其气流泄露。PW研究多年，最终还是放弃了。

　　优点：该方案的最大特点是“升推分立，以推带升”。由于升力风扇的气流来自发动机的低压压气机，喷流是常温空气。因此即使在地面反弹被发动机再次吸入，也不至于造成喘振，这在很大程度上解决了雅克系列高温气流再吸入的发动机进口畸变难题。同时，该方案避免了雅克系列一架飞机多台发动机的复杂动力工况和可靠性问题。最后，前机身的风扇升力，和后机身巡航发动机矢量喷管升力，像两个人抬扁担一样，将F-35B抬起来。控制力臂较长，便于姿态控制。



F-35B的前机身风扇（气门已打开）和后机身尾喷管共同产生升力

　　缺点：

　　空间过大：发动机 驱动轴离合器 风扇，F135包括主发动机在内的整个推进系统的长度为9.37米，占用了飞机的很大内部空间，导致机内武器舱和燃油舱被压缩。F-35B的机内武器舱比F-35A和F-35C型要小，即每侧武器舱带一枚1000磅（454公斤）炸弹和1枚AIM-120中程空空导弹，或者2枚AIM-120，还不能内置航炮。相比之下，其他A/C两型有内置航炮，还可以携带2枚2000磅（908公斤）炸弹，并携带2枚AIM-120。

　　重量过大：推进系统的重量很大，使得F-35B的空重达到14.5吨，即便靠着111千牛的军用推力和178千牛（另有不同版本数据）的加力推力，推重比也只有0.85，导致F-35B的过载降低到7g。相比之下，F-35A具有满载机内燃油、武器的情况下飞9g的能力（资料上这样写，兵器迷有疑惑）。同时，机内燃油量从 F-35A的8390公斤下降到6030公斤；机内燃油作战半径也从F-35A的1090千米下降到833千米。

　　尾流温高：虽然风扇喷流是常温，但巡航发动机的矢量喷管仍然是高温喷流。美国海军的数据表明，F-35B排出的气体温度超过摄氏920度，虽不至于使甲板的钢结构融化坍塌，但还是会造成变形损坏,并足以让陆地机场抗热混凝土碎成雪片状，或将沥青完全熔化。

　　风扇缺陷：在垂直起降的低速模式时，升力风扇的辅助进气门因受风压较大容易损坏。

　　唠到这里，我们对STOVL推进系统的发展路线有了一个大概的了解。那么，中国研制STOVL推进系统，有那些关键技术需要突破呢？中国此次研发的STOVL，又属于哪一种推进方案呢？



　　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。

　　再有，

　　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？

　　

　在第一篇和第二篇中，我们聊过了STOVL推进系统的技术路线和关键技术。

　　这一篇，我们回归到中航工业3月20日的新闻。古语说“闻弦歌而知雅意”。最后的问题就是，这则新闻背后的雅意是什么？

　　前两篇以事实为主，而这一篇具有较强的主观性。所以才更需要前两篇的事实作为这一篇的基础，否则就会天马行空，成无根之水。即便如此，下面的解读估计也会引起很多争议。兵器迷先抛砖头，然后请大家一起斗地主。

　　各位看官，请细读中航工业此次新闻稿中的两句：“短距起飞/垂直降落飞机推进系统项目（简称“短垂项目”）是针对提高海军两栖作战能力，填补该类作战武器装备空白而进行的探索项目”。“成发与中航空天发动机研究院就短垂项目加工合作举行签约仪式，签署风扇部件合作协议”。





　熟悉咱文章风格的朋友，知道喜欢咬文嚼字的兵器迷，又要钻牛角尖了。

　　兵器迷的解读是：


一、是“探索项目”，而非“研制项目”；是“推进系统项目”，而非“战机项目”

　　探索，比研制具有更高的不确定性，显得非常遥远。探索的意思是：方向不明确，即允许研究的过程中发生方向错误——在科学探索上，发现一扇不能打开的门与发现一扇能够打开的门，具有几乎同样重要的意义。而研制，或者预研，则是为了一个已经相对明确的方向和目标做研究或做准备。二者之间有微妙的差别。如果这是中航工业的明确定义，那么官方显然为这种“探索”的各种结局都预留了足够的空间。

　　从前篇的技术进展示例看，中国STOVL的研究，特别是升力风扇和驱动结构的研究，似仍处在理论研究阶段。细读这些资料，你会发现，基本是以美帝升推分立，以推带升为模板的：作战模式，技术线路，设计目标，甚至部分实验数据，也是和波音洛马去对标。而且，这些研究大多停留在理论设计和数值模拟上。

　　在这样多的层面上，我们都还是跟踪、模仿和验证，创新还只是细节上的，局部上的，甚至纸面上的。而美帝参考雅克和鹞式的同时，自己做了多少创新，从前两篇已大体可循。由此可见，中国与美帝差距有多大。有人说我们发动机只差10年，咳咳……



F-35的升推分立、以推带升模式已经很成熟了

　　基础理论研究的下一个阶段，应当是实验验证阶段，即通过实验和试制，去验证理论、验证设计、验证技术。这一次的风扇部件合约，看起来像是这个意思。

　　最后一个阶段，才应该是型号验证阶段，这个时候，才会有STOVL推进系统真正的验证动力机型。

　　细心的读者从第二篇谈到的具体信息，不难评判兵器迷下面的估计：

　　对于风扇和驱动结构：中国尚处于理论研究阶段的末段，和实验验证阶段的开始。

　　对于矢量喷管：中国在这方面（包括三轴承矢量喷管）功夫下得很早，已经处于试验验证阶段。



国产轴对称矢量喷管测试图

　　对于巡航主发动机：中国WS10G和WS15装机测试的消息不断，已经处于型号验证阶段，是进展最快的。但将现有机型转化为STOVL动力时，不是简单的将发动机拼接上升力风扇就OK了。而是必须结合升力风扇的设计，大幅度进行发动机低压风扇、低压涡轮的修改，并提高涡轮前温度，才能为STOVL各种工况提供足够的发动机总升力。考虑到WS15尚未成熟，估计中国现阶段还是以WS10G作为升力风扇的低压段改进型比较现实。（对此第二篇已有一处描述可见端倪）当然，这个改型的工作量也是很大的。

　　可能正是因为如此，为了缩短研制时间，国内某所提出了简化适配方案。即只修改发动机的低压涡轮，并将涡轮前温度提高45K。按照这样的设计，不用修改风扇和核心机，基准发动机的总升力可以提高到15.51吨。即便如此，修改工作也不是一朝一夕的事。

　　同时，兵器迷怀疑这个简化方案的有效性。因为总升力比整个低压段修改的方案低了1.8吨，比F135甚至低了2.3吨左右。升力不足又要短垂机动，可能的办法是：

　　A：降低载弹量。但F-35B的载弹量就够羞涩了，中国STOVL如果再低往裸奔方向去了。

　　B：降低载油量。但F-35B的任务剖面已经很小了，中国STOVL如果再低就往模特方向去了(走台几步亮了相就得往回走)。

　　C：降低机动性。但F-35B才1.6马赫7G，中国STOVL如果再低就往运输机方向去了。

　　因此这个简化适配方案，就算可以让战机飞起来，也很难实现任务目标。

“STOVL战机项目”的探索。如果军迷们的目标，就是STOVL战机，那么这种战机中国是否要造，此刻看来还未有一个确定的回答——这要看“推进系统项目”的“探索”结果。

　　果真这样也不是坏事——以前中国都是飞机等动力，这次或许终于动力跑到飞机前边了，挺好。


二、是“海军”，而非“空军”

　　对比一下，鹞式首先装备的是1969年4月的皇家空军，10年后的1979年6月才开始装备皇家海军。而中国已经明确，STOVL将首先是海军机种。只是海军的胃口也太大了，各种装备都向美帝看齐。嗯，动力、平台、弹药、信息，该追赶一定要追；但士气、骨气、锐气、勇气更不能落后。如果只学“船坚炮利”而不去“闻鸡起舞”，只有文恬武嬉而无坚钢之志，能打仗、打胜仗就会成为一句空话。

三、是“两栖作战”而非“对海作战”

　　这二者有区别：

　　中国对海作战，主要目标是美日，航母 大型舰载机是必须的。此时舰载机的主要目的是大洋制空，第二目的是蓝水制海（反舰）。

　　而两栖作战，主要目标是东南亚、台湾，舰载机的主要目的是对地/对岸攻击，第二目的是沿海制空。

　　既然中国的STOVL用于“两栖作战”，那未来的部署平台，要么是两栖舰平顶们（省了航母部署的钱），亦或是南海现在那几个老岛新岛（省了建设大型跑道机场的钱）。当然，航母仍然要搞，只是航母的力量，就可以腾出手来往第一岛链外面投射——看来中国志不在小。




专为搭载F-35B进行优化的“美国”级两栖攻击舰

　　当然，这是后话。兵器迷个人认为，目前东南亚两栖作战的对手偏弱，两栖作战的需求并不急切。

　　越、日、台距离中国较近，歼-11和歼-10系列是可以解决制沿海空问题的。至于对地和对岸攻击，不要说重歼、歼轰、轰-6系，就是武直（坐在平顶上）和无人机也是可以大显身手的。对越台，还不能别忘了近年来不断露脸的远程制导火箭弹，射程300公里以上的有几种？

　　菲律宾，至少现在没有空军，只有“空”军。中国只要死死攥住黄岩岛就好。礁盘150平方公里，将来适时吹填一下，不用建跑道。距离菲律宾才130公里，距离马尼拉才300公里。弄几个H-9上去，就是不错的沿海制空。

　　美日，以其在太平洋西岸的力量，中国的平顶们要想载着STOVL一路越过冲绳海槽，近岸制空和对地攻击，其前提，是已实质性消弱对手的制空权和制海权。可是这一前提如果达到了，还要STOVL作甚？

　　那么，问题来了——中国版的STOVL，干嘛用？

　　对付越菲台要用吗？对付美日管用吗？高不成低不就。反倒是歼-15的后继，隐身重四机型（这是马伟明搞电弹的最大目的），才是目海军最实惠的需求——海上拒止。

　　何谓海上拒止？兵器迷理解，就是用战略力量（二炮、航母、核潜、巡航导弹、隐身重歼）加强威慑，干扰美国在亚太的前沿部署，将对方海空力量拒于第一岛链之外，而不是把对手放进来在第一岛链内进行“两栖作战”。注意，是拒，是止，不是打。





　拒，止，挡，在兵器迷看来，都不是为了打。相反，倒是为了在扩张中逐步划分清楚势力范围。大家井水不犯河水，拍胸脯骂街互相比划比划都行，就是不深入接触。斗势不斗狠，这才能形成了有效的战略隔离。这样才能不打，才能不大打。真放到卧榻之侧短兵相接，很容易擦枪走火惹急了某方，结果只能近身肉搏打乱仗，反而会打得局面难以收拾。

　　再往远了说，一款兵器的发展，最大的推动力是需求牵引。

　　鹞式的初衷，是冷战时英国怕自己国土狭小，老毛子一次轰炸所有跑道都废了，希望空军有个二次反击力量。

　　雅克的初衷，是俄罗斯希望在大型弹射航母和弹射舰载机尚不成熟的情况下，作为过渡，在各类“平顶”上配备制空力量，完善中远海作战体系。

　　F-35B的初衷，比较复杂。除去军种政治、军工利益、绑定盟国市场等非装备因素外，美国的由海向陆战略也是重要原因。F-22的部署机场全球就那么几个，但如果F-35B可以随着两栖平台全球路演，那就对所有海岸国家形成了空前的军事威慑，装备三代机和脉冲多普勒体制防空体系的潜在对手，就会被隐形四代的刀尖逼到胸口，寝食难安。

　　但是，中国海军第一岛链内潜在对手不够强（不含日本），第一岛链外的对手（含日美）又太强，中国STOVL战机所谓“两栖作战“的需求方向不甚清晰。

　　这样看，STOVL推进项目也只能是探索——探索当然可以有，技术跟踪也是必须的。再说，人家海军陆战部队也要做“中国梦”嘛，呵呵。












中国海军4万吨两栖攻击舰模型，可同时起降6架10-15吨级直升机，停机坪可停放8架直升机，尾部1台升降机



四、是“成发”而不是其他

　　与黎明、黎阳、西发等中国著名航发企业不同，成发的规模似乎不够大，航发生产历史和业绩均不突出。印象中其唯一的批产航发型号是涡喷-6，并参与过涡喷-13、岷山的型号研制。也试制过FT8工业燃气轮机。最近一次的亮眼表现，是报载2014年10月29日到12月6日，成发仿制生产的轰六DK-30发动机的国产化机型WS18顺利装机试飞测试。

　不过，从另一个角度看，成发还是有些独特之处。

第一：成发参与的国际航发贸易，在中国航空动力企业中较多的

　　成发与罗-罗，GE，霍尼韦尔，普惠等动力巨头均有长期合作。特别是在燃烧室机匣和叶片领域，合作范围较广。

　　早在1997年，现任中航工业董事长、时任成发总经理的林左鸣率队访问RR公司，签订了首批泰（TAY）发动机20件环形件的订单。随后双方合作至今。RR对产品质量和交付标准设立了苛刻的“差评”旗帜，大约90%的供应商都会得到双差评旗。然而，成发却在2012年3月退出了交付差评旗，6月退出质量差评旗，成为RR全球供应链中唯一退出双旗的供应商。2013年，成发开始与罗罗公司进行同步研发，实现设计与工艺并行。2014年，双方签署协议，成发向RR提供15款航发零部件，协议期8.5年，从2014年7月31日至2022年12月31日。根据RR订单量推算，协议总额约为29461万美元。

　　成发与霍尼韦尔的合作始于2006年。2007年双方正式开始合作。2012年、2013年和2014年，成发连续3年获得霍尼韦尔年度供应商奖。霍尼韦尔的供应商中，能得到一颗星的很少，能得到两颗星的更少，获得三颗星的就只有成发一家。



FT8燃气轮机

　　成发与普惠的合作成始于1986年。当年8月，中国航空技术进出口公司、成都发动机（集团）有限公司和美国联合技术公司涡轮动力部、普惠公司签署了共同开发FT8燃气轮机项目的合同。该合同于当年11月生效。中方参加设计，承担更改设计零部件、动力涡轮和部分箱装体的制造，并负责国内、东南亚等27个地区的国际销售业务。首台样机于1988年开始试验。历时10年联合研制的FT8燃气轮机，最大功率为24.8兆瓦，热效率达38.7%，可用于发电、机械驱动和舰船动力。2006年，成发开始承担美国PWPS公司FT8燃气轮机的修理工作。2011年获得商务部的特别批准，在成都建设世界第二个FT8燃气轮机维修基地。



成发制造的压气机静子机匣

第二：成发的发动机叶片生产能力和技术水平较高

　　从2015年起，GEP/W将向成发公司每年采购6000万美元的叶片，5年累计3亿美元。成发生产的重型燃机压气机叶片达到30万片/年，占全球35%市场份额，是GE全球唯一免检产品，成为名符其实的燃机压气机叶片世界第一供应商。因此，对升力风扇的叶片生产具有相当的技术和工艺基础。




成发制造的压气机转子叶片

第三：成发的基础设施投资不断增长，为未来发展进行了相关储备

　　2014年10月23日，成发的发动机试车厂房暨试车台开工建设，总投资约6000万元，面积约4000平方米，由中国航空规划建设发展有限公司设计、承建。试车台采用国内最先进的工艺技术和设备，建成之后将承担国家大型航空发动机的研制、生产、试验、试车工作，将成为我国航空发动机领域重要基础设施之一。

　　《中国航空报》2014年12月25日报道，中航工业董事长林左鸣到成发检查工作，披露成发引进了世界最先进的发动机整体叶盘加工中心。

　　因此，从更长远的角度看，在国家扶持（特别是林左鸣老领导的关照，呵呵）和自身努力之下，成发有望不断发展壮大，跻身中国航发巨头之一。而只要是中国军工的发展，无论是哪一家公司，军迷自然都乐观其成


五、是“风扇”，而不是航空发动机本身

　　一方面，说明中国短垂项目的资源，至少有相当一部分明确投向了美帝的巡航矢推 升力风扇的模式。第二篇绝大部分资料也显示了同样的结论。因此有网友评论说中国是美粉，也是有道理的。不过，中国喜欢两条腿走路，在前期基础理论研究和中期预研阶段，是不是同时有升推一体模式的投资，真说不好。

　　从美帝的经历看，升力风扇是F119基础上开的花。在9-10推比的型号机进入整机测试的时候，升力风扇的研制启动更具实际意义，否则就是做出来都无法装机测试升力风扇的性能。这从另一个侧面，验证了WS10G/WS15的实质性进展，这是令人高兴的事。




升力风扇的结构设计也很有讲究

　　另一方面，成发只签了风扇，说明STOVL涡扇发动机的研制，另有其主。至于是哪一家，呵呵，大家见仁见智吧。不过升力风扇和巡航涡扇如果分属两个企业，未来的协同是个问题——咱们的底子弱，风扇 涡扇让哪家一肩挑都困难，只能搞全国大协作。看看WS15的研制单位谱系，M个所 N个厂啊。反过来说，人家波音和洛马二者，无论选谁都能做总包，其能力之全面，足见一斑。（兵器迷再问一次自问：咱们距美帝差多少？）

六、是“风扇部件”，而不是“风扇”

　　个人认为，“部件”这个词在这里有二义性。

　　如果理解为，部件是指“短垂项目的部件”，而且这个部件就是风扇，那么成发拿到的可能是整个升力风扇（子）系统，包括风扇（空心叶片、整体叶盘和对转叶轮机）、离合器（通过伞形齿轮实现转轴转弯90°传动）、滚转喷管、三轴承偏转喷管，等等。

　　如果理解为，部件是专指“风扇的某些部件”，那么成发就只拿到风扇的一部分零件包，比如风扇叶片中的金属叶片。强调“金属”，是因为在对转风扇的叶片中，进口的转子叶片是可变弯度导向叶片，按照某所的设计，未来可能会选用轻质复合材料，而固定的静子叶片起支点作用，不能用复合材料，只能用金属材料。如果我们采用这样的设计，考虑到成发没有复合材料叶片的业绩，那么协议所包含的就是金属叶片，也未可知。

　　按后一种理解，成发只是升力风扇的零件包供应商之一，而风扇集成商另有其人。从成发的业绩看，这是一家卓越的零部件供应商，而非集成商，系统集成经验可以说严重不足。别的不多说，就看成发的官网，发动机的介绍只有WS18和FT8三张小图，发动机零部件的介绍满满三页。因此，兵器迷更倾向于后一种解释。

七、是“加工合作”，而非“合作研制”

　　说明该风扇部件的设计已经确定，或基本确定。现在成发要做的，是照方试制和加工。这可能是一个好消息，说明该风扇部件的设计已经比较扎实。



八、是“空天机研究院”，而不是海军

　　再次说明整体项目仍在论证阶段。

　　有朋友看这则新闻兴奋的认为，STOVL机已经呼之欲出，兵器迷认为是想多了——牵头的都不是军方，这事儿对外也就是个题材。题材是要给人看的。美日越菲台，谁看谁明白。

　　对内呢，这一次如果是动力先行，那么在动力尚无可靠方案之前，我们看不到——也不应该看到——中国STOVL战机的出现。





　再说这个“空天机研究院”，2012年4月15日才成立，整合了中航工业4个动力主机所：

　　中国燃气涡轮研究院绵阳624所：以动力预研、开发和整机鉴定试验为主，推比10核心机是镇所之宝；

　　航工业动力研究院沈阳606所：这是WS10的娘家；

　　中航工业航空动力机械研究院无锡614所：这是国内唯一的航空动力控制系统专业研究所，FADEC是绝活儿；

　　贵航发动机研究院649所：搞RD-93中国版WS13的干活。

　　就这样，来自东南西北的四大金刚组成的新院落户北京顺义，是要整合动力资源、大搞特搞发动机的意思。名字起的够帅——“空天发动机”，让人无限遐想。不过组织上叠层架屋，就不知道能否提高效率。这次STOVL的披露，出手不凡，应该有为该院亮相的意思。未来看看实际的成果吧。咱一贯认为，发动机的事，要投资、要静心、要时间，不是一蹴而就的事。只要肯下实在功夫，钱花在该花的地方，国家等得起，军队等得起，咱军迷还等不起？

　　就此搁笔。
　　是夜，兵器迷的梦中，定是在那遥远的地平线上，装备自主STOVL动力的中国海航战机，轻灵妙巧，展翼高飞在南中国海的万里晴空。

[ 本帖最后由 bbs12345 于 2016-5-20 10:33 编辑 ]

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bbs12345

引用:

原帖由 suzixing 于 2016-5-20 11:27 发表
显然这是与我国发展航母的趋势相适应的，只是垂直起降战机在历史上发展相对较少、不明白我国为什么还要走这个路子，我们又不是缺机场（笑）

总感觉这是中航工业又在骗国家钱了，有工夫好好把涡喷发动机研究一下， ...

用途不同。垂直起降战机舰载用。特別沒有航母。



同缺不缺机场沒關係，陸機作戰受限。一般1500公里作戰半徑。



2000公里外？你不能等到戰事了，再派陸機飞幾小時去作戰。


另戰事起機場也會被破壞，沒有機場，領空就不要啦。



大國有國力都可以同時進行研究，沒矛盾的。