李瑞军，袁长龙

(沈阳发动机设计研究所 预先研究总体设计部，沈阳 110015)

基于某型发动机发展STOVL动力性能方案研究

李瑞军，袁长龙

(沈阳发动机设计研究所 预先研究总体设计部，沈阳 110015)

短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机由于其优越的作战性能，受到了世界航空大国的高度重视。通过借鉴目前最先进的STOVL动力F135-PW-600发动机技术发展思路，研究了基于国内某型发动机改STOVL动力方案时，主发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究结果表明：随着升力风扇压比和流量的增加，主发动机升力减小，升力风扇升力增加；同一主发动机状态下，升力风扇流量越大，发动机前后升力平衡的升力风扇压比越小，总升力越大；主发动机性能越高，发动机前后升力平衡的升力风扇压比和流量越大，发动机总升力也越大。

短距起飞/垂直降落；升力风扇；匹配关系；涡轮进口温度；性能

短距起飞/垂直降落飞机集固定翼和旋翼飞机的优点于一体，既能显著降低飞机对起飞、着陆地面条件的要求，又具备较高的飞行性能及攻击能力[1-4]。航空母舰及大型舰艇若配备该类型战斗机，将有效增加其舰载机数量，大幅度提升战斗力、反应敏捷度，因而STOVL战斗机受到了世界航空大国的普遍重视，并得到不断发展。目前国际上最先进的STOVL战斗机为美国的F-35B[5]飞机，其配装动力装置为由普惠公司研制的F135-PW-600发动机，该发动机由配装F-22飞机的F119-PW-100发展改进而来。STOVL战斗机研制的关键在于动力技术水平[6]，本文在分析F135-PW-600发展思路基础上，重点研究基于国内某型发动机改STOVL动力时，主发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系，为国内开展STOVL动力性能方案研究提供借鉴。

1 F135-PW-600发动机性能分析

F135-PW-600发动机由F119-PW-100发展改进而来，继承了F119发动机基本技术和设计思路。为满足F-35B飞机短距起飞垂直降落的要求，F135-PW-600发动机采用了常规推进系统+升力系统的组合推进系统，具体结构形式如图1所示。

图1 F135-PW-600发动机

通过对文献资料[7-12]分析，得出F119发动机与F135-PW-600主要性能参数对比见表1。F135-PW-600发动机常规状态主要性能参数相比F119发动机存在如下改变：(1)为满足更大推力需求，主发动机风扇流量和压比增加，同时涡轮前温度有所提高；(2)为满足滚转喷管有足够的外涵引气量，发动机涵道比增加；(3)为满足由风扇流量、压比和发动机涵道比增加带来低压涡轮功率增加的需求，以及由新增升力风扇系统对低压涡轮功率的需求，低压涡轮由一级改为两级；(4)为适应高的涡轮前温度，冷气量增加。同时，由表1中数据可见，F135-PW-600发动机垂降状态主机涵道比和总压比较常规起飞状态均有所减小。且存在滚转喷管升力：升力风扇升力：三轴承偏转喷管升力=1∶4.8∶4.8，即前、后升力需保持平衡。另外，有些文献资料[13-15]给出的F135-PW-600发动机前升力风扇升力大于后偏转喷管升力，但目前无法证实那个数据更准确。实际上前后升力的比值与飞机重心的布置有关，因此前后升力是否相等，并不完全是STOVL飞机对动力装置的绝对约束条件，而应根据飞机重心的布局来确定发动机前、后升力比值。但前、后升力应该保持基本相当，否则飞机重心布局困难，在垂直状态，难以保持飞机前后平衡。

表1 F119与F135-PW-600性能参数对比

2 STOVL发动机基本工作原理

从涡喷发动机工作过程来看(如图2)，即使是最理想的，没有任何机械损失的情况下，由于喷管出口处温度远高于大气环境温度，导致大部分能量不可避免的被损失掉。正如Bevilaqua(轴驱动升力风扇主要研制者之一)所讲，增加发动机流量是增加发动机推力最有效的途径，并且单位功率推力增加与流量平方根成正比例关系，因此，如何很好的利用这部分损失掉的能量来产生更大的推力是喷气发动机研究者一直在探索的问题，最终在涡喷发动机基础上产生了涡扇、涡轴发动机。

图2 空气通过传统涡喷发动机时的能量转换过程图

发动机是可在涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机间转换工作的动力装置，为典型的变循环发动机。在STOVL状态，从涡轮排气流中提取部分能量转换为轴功，驱动流量更大的升力风扇产生升力，其余可用能量仍然以喷流方式从喷管喷出产生推力，因此也可把升力风扇当作涡扇发动机外涵风扇一部分，即可将其看作大涵道比涡扇发动机[5]，比如F135-PW-600发动机总涵道比约为4；在常规巡航状态，发动机转换成常规涡扇发动机，升力风扇系统变为飞机的死重。然而，驱动升力风扇的功不是从一个单独的动力涡轮提取，而是通过改变驱动主发动机风扇的涡轮工作点来实现，该工作过程如典型涡轮特性图3所示。在特性图上的任何一点，涡轮产生的功由下式给出。

Turbine Power=η×m×Cp×T4[1-(P5/P4)k-1/k]

(1)

式中：η-涡轮效率，m-涡轮的燃气流量，T4-涡轮前温度，P5/P4-涡轮压降。

一般来说，涡轮功增加主要通过增加燃烧室供油量进而增加T4来达到。每一个稳态工作点均为燃油流量的函数，发动机工作线上定义的稳态匹配点是图3从左下角到右上角的那条斜线，即发动机需要设计成涡轮功与压气机功匹配在各个转速接近最大效率点。如果联接主发动机与升力风扇的离合器在燃油增加的同时打开，额外的功就会用于加速升力风扇，而不是发动机。通过选择燃油流量来匹配涡轮产生的功与驱动升力风扇所需要的功，此时主发动机转速不变。这个过程与在汽车上用人力操纵传动踩气动踏板相似。随着离合器脱开，踩油门使发动机加速。连上离合器，同时随着踩气动踏板将功转换到驱动轮上，这样发动机就不会加速了。

图3 涡轮性能特性图

图4 涡喷发动机各截面压力变化

但是在最大推力处，涡轮进口温度T4一般已达到涡轮部件材料的极限，燃气温度不能再增加以提供更多驱动升力风扇的能量。由式(1)可见，这种双循环发动机在STOVL状态，只有通过增加涡轮的压降来获得额外功以驱动升力风扇，涡轮的压降越大，产生的轴功就越多，但不能超出涡轮的失速边界，同时主发动机产生的推力会减少。其过程如图4所示，打开离合器，同时增加喷口面积，转换额外功给升力风扇，而主发动机的转速不会增加。

3 研究结果及分析

由以上原理分析来看，发动机从常规巡航到STOVL状态，低压涡轮工作范围变化很大，低压涡轮已超出原发动机低压涡轮工作范围。因此，基于原发动机改STOVL发动机，重新设计低压涡轮是必须的，除非原低压涡轮功率储备很大。

本文将通过两个不同的主发动机修改方案来研究STOVL发动机的升力风扇与主机的匹配关系，其中方案1：仅修改低压涡轮，低压风扇和核心机不修改；方案2：修改整个低压系统，并提高涡轮前温度。

3.1 方案1研究结果及分析

图5给出保持原发动机主机状态基本不变、升力风扇流量(WLF)分别为170 kg/s和185 kg/s时，升力风扇压比(πLF)对发动机升力(FLift)影响趋势。由图5可以看出：升力风扇压比增加，升力风扇升力增加，主发动机升力减小，而滚转喷管升力保持不变(相对引气量不变)，且随着升力风扇流量增加，发动机前、后升力平衡的升力风扇压比越低，发动机总升力越大。另外也发现，随着升力风扇流量增加，相同升力风扇压比时，主发动机升力平行减小，升力风扇升力平行增加，且升力风扇增加的幅度大于主发动机升力减小的幅度。

图5 升力风扇压比、流量对发动机升力影响

图6给出主机状态点提高时，升力风扇压比变化对发动机升力影响趋势。由图可见，同一升力风扇流量下，主发动机工作点提高(在原发动机工作范围内)，主发动机升力增加，且发动机前、后升力平衡的升力风扇压比也随之增加。同时也发现，主发动机状态增加前、后，升力风扇升力沿同一斜率增加，而同一升力风扇压比时，主发动机升力呈平行关系增加。

3.2 方案2研究结果及分析

方案1结果说明仅修改低压涡轮，发动机总升力最高仅能达到15吨左右。所以，为进一步提升发动机升力，方案2按照F135-PW-600的发展思路，原准机修改低压涡轮同时，重新设计低压风扇，且涡轮前温度较原准机进一步提高，但温度仍工作在原准机约束范围内。图7给出重新设计主发动机风扇后，升力风扇流量分别为185 kg/s和215 kg/s两种情况，升力风扇流量、压比与主发动机的匹配关系。由图7可以看出，当升力风扇流量增加时，发动机总升力增加，发动机前、后升力平衡的压比降低，与方案1变化趋势相同。同时值得注意的是修改后的主发动机，当升力风扇流量达到215 kg/s，且发动机前、后升力基本平衡的情况下，发动机总升力可上升到17.3吨左右。

图6 升力风扇压比、主机工作点对发动机升力影响

图7 升力风扇压比、流量对发动机升力影响

3.3 方案小结

原准机状态基本不变、提高原准机工作状态和重新设计低压风扇三种情况下(低压涡轮均需重新设计)，基于某型发动机改STOVL发动机性能方案与F135-PW-600主要性能参数对比如表2所示。由表中数据可见，主发动机仅修改低压涡轮的情况下，发动机总升力可达到15吨级；如全新设计主发动机低压部件(低压风扇和低压涡轮)，同时涡轮前温度大幅增加的情况下(在原准机工作范围内)，发动机总升力可达到17.3吨。与F135-PW-600发动机相比，方案2总升力仍低约400多公斤力，通过优化，应还有进一步提升的潜力。同时整个方案研究过程阐释了从基于已有发动机发展STOVL发动机的技术改进途径和方法。

表2 基于某型发动机改STOVL发动机性能方案与F135-PW-600对比

4 结论

综合上述结果和分析，得出主要结论如下：

(1)基于现有先进战斗机动力改STOVL动力是切实可行的技术途径，可大大缩短发动机研制周期，降低研制成本，并已在F135-PW-600发动机研制中得到了实践证明；

(2)相同升力风扇进口流量，随着升力风扇压比增加，主发动机升力减小，升力风扇升力增加，前、后升力比值取决于飞机重心布局，但应基本保持前后升力平衡；

(3)相同主发动机，升力风扇流量越大，前后升力平衡时的升力风扇压比越低；

(4)原发动机仅修改低压涡轮，STOVL发动机总升力增加有限，但周期短，费用低，比较适合技术验证。如要开展具备一定作战效能的飞机发动机产品研制，需全新设计低压部件，并需核心机性能有一定提升，尤其需大幅增加发动机涡轮前温度。也就是只有具备较高推重比的发动机技术，才适合开展具有一定作战效能STOVL飞机发动机的改进研制工作。

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(责任编辑：刘划 英文审校：刘敬钰)

PerformancestudyofdevelopingSTOVLenginebasedonacertainaeroengine

LI Rui-jun，YUAN Chang-long

(Department of Advanced Research and Development,Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015,China)

Short Takeoff/Vertical Landing(STOVL)aircraft has been attached importance to by super aviation country on the world due to its superior campaign performance.By referring to the technology development of the most advanced STOVL engine F135-PW-600 at present,research on the matching and constraints of cruise engine and lift fan when developing STOVL engine based on a domestic aeroengine is conducted.The results demonstrate that:with lift fan′s pressure ratio and mass flow rate increasing,cruise engine′s thrust decreases lift fan′s thrust increases;at the same cruise engine state,with lift fan′s mass flow rate increasing,lift fan′s pressure ratio when engine′s the front and back thrust balance decreases and the total thrust increases;the better the performance of cruise engine is,the higher pressure ratio and mass flow rate of lift fan and total engine thrust are.

STOVL;lift fan;matching relationship;turbine inlet temperature;performance

2014-08-04

李瑞军(1979-)，男，陕西宝鸡人，高级工程师，主要研究方向：航空发动机总体性能设计，E-mail:66262751@qq.com。

2095-1248(2014)05-0029-05

V235.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.05.006