高丽敏 马 驰 李瑞宇

（1.西北工业大学动力与能源学院；2.先进航空发动机协同创新中心）

F-35B对转升力风扇研究进展∗

高丽敏1，2马 驰1，2李瑞宇1，2

（1.西北工业大学动力与能源学院；2.先进航空发动机协同创新中心）

F-35B对转升力风扇对于提升国产舰载机的性能具有重要的参考价值，回顾了其发展历史以及围绕该种升力风扇开展的科学研究，强调了该种升力装置的特点和优势。在考虑地面效应对升力影响的前提下进行了初步的一维设计，认为总压比设计在2.3时符合升力要求。重点介绍了短距/垂直起降飞机升力风扇的设计、非定常流动结构和稳定性等问题。对转风扇/压气机有关研究对对转升力风扇的研究具有借鉴意义。对转升力风扇研究中缺少实验研究和复杂流动结构机理不明等问题需引起重视。

短距/垂直起降；对转升力风扇；一维设计；地面效应；升力损失；非定常流动

0 引言

F-35B战斗机是由美国联合攻击战斗机（Joint Strike Fighter,JSF）计划支持、美国洛克希德·马丁公司在F-35A战斗机的基础上衍生而来的。2007年12月18日首架F-35B飞机下线，2008年6月完成首飞。为了完成预期的项目目标，F-35B集合了多种高新技术，使得F-35B具备了以前飞机不曾拥有的综合性能，即集隐身、超声速巡航、短距/垂直起降（short/take-off and vertical landing aircraft，STOVL）与机动性等特点于一身的联合攻击战斗机，也将成为美国和其盟友在21世纪的空战主力武器。

在F-35B所采用的众多新技术中，其对转升力风扇在最大起飞质量、操纵性、隐身性、安全性和对环境的影响等多个方面均有突出的优势，使得该结构成为令国际航空界惊叹的一大亮点。本文以F-35B的对转风扇为例，通过气动方案的初步设计，深入研究对转升力风扇的技术特性及其研究进展，为后续的相关科研工作提供支撑和启发。

1 STOVL升力方案比较

世界范围内比较成熟的STOVL飞机所采用的推进系统主要有三种：一体式推进系统、组合型推进系统和带升力风扇的复合型推进系统。

一体式推进系统典型代表为英国“鹞”式系列战斗机，采用“飞马”推力矢量发动机，通过旋转喷口方向产生矢量推力完成垂直/短距起落。但它是亚音速飞机；进气道粗短，造成飞行阻力增大和隐身性能较差；垂直起降过程喷出高温燃气，会产生高温燃气回吸和侵蚀降落地面的问题[1]。

组合型推进系统典型代表为俄罗斯雅克-141战斗机，采用升力发动机和旋转喷管发动机相结合的方案，依靠两台升力发动机和巡航发动机喷管向下偏转的两股升力实现飞机垂直提升。多台发动机协同工作，要考虑彼此工作匹配问题；同样存在垂直起落时高温燃气侵蚀地面的问题。

除以上两种实现垂直起降的升力方式以外，以美国F-35B战斗机为典型代表的采用升力风扇+矢量喷管+调姿喷管方案的复合型推进系统因其性能优越，赢得广泛关注。依靠向下偏转喷管的主发动机和通过主发动机轴驱动的升力风扇同时为战斗机提供升力。由于升力风扇向下喷出的冷空气减缓了对地面的烧蚀问题同时阻隔了轴流发动机喷出的气体吸入进气道，很好地解决了热燃气回吸问题（见图1）。

图1 升力风扇阻挡热燃气回吸[2]Fig.1 The lift fan jet blocks hot gas ingestion

升力风扇是指由燃气涡轮发动机主轴驱动装在飞机机身或机翼上的旋转风扇，通过进排气的压差而产生向上升力的装置。

在叶尖轮缘速度、附面层分离等限制下，风扇转子的气动负荷非常有限，单级风扇能产生的升力十分有限。为了产生更大的升力，多风扇组合的升力布局形式成为普遍选择，如VZ-4飞机采用了双涵道风扇，但该机型的升力仅为3 200 lbs；四涵道风扇的X-22和双升力风扇+机首一个小风扇布局的XV-5等均由于自身质量和迎风面积的限制，导致巡航速度和载重量受限，飞机的控制反馈缓慢等严重影响了飞机性能与安全性。

而F-35B的升力风扇设计另辟蹊径，提出了对转升力风扇的方案，提升了升力风扇的气动负荷，产生约50%的气动升力。与由转子+静子组成的常规升力风扇不同，对转升力风扇由两排反向旋转的转子组成，去除了常规风扇转子后的静子叶排，升力风扇的做功能力得到了极大的提高，所产生的升力水平也在自身质量保持不变的条件下，较常规风扇有了明显的提升。

采用对转升力风扇取代传统的单级涵道升力风扇，可以在满足升力要求的前提下，大大缩小对机身外形气动设计的干扰，提升了飞机的载重能力，并可以满足新一代战机的诸多性能要求，是改善飞机短距/垂直起降性能的利器。

2 F-35B对转升力风扇的设计与结构

2.1 气动方案设计

根据F-35B飞机的起飞质量，洛克希德·马丁公司对飞机起飞所需的升力进行整机布局：垂直起飞所需的总升力为40 000 lbs，其中位于机身前部的升力风扇需提供18 000 lbs升力，承担45%的升力；发动机矢量喷管提供17 000 lbs升力，两个调姿喷管各产生升力2 500 lbs[3]。

根据文献[4]的部分数据对F-35B所用的升力风扇进行气动方案设计[4]。为了产生足够大的升力，升力风扇不仅需要具有较大的压差，而且需要通过足够多的流量。升力风扇直径达1.27m，进口质量流量204kg/s。

升力风扇简图及各截面位置如图2所示。设0-0截面为压力远场，进口为1-1截面，出口为3-3截面。升力风扇进口Ds=1.27m，进口轮毂比Dh-s=0.454，升力风扇效率η=0.87，喷管总压恢复系数σe=0.98，q=204kg/s，假定增压比为π*。

图2 升力风扇特征截面Fig.2 Characteristic section of lift fan

进口面积A1为：

式中：q(λ)为密流函数，由此可以推出进口截面上q(λ)，Ma1，p1，T1

升力风扇进口气流速度V1由连续性方程：

由压气机效率公式可有：

出口截面总压为：

出口的p3，T3均与出口Ma3直接相关：

则最终的升力表达式为：

为让空气进一步加速，升力风扇出口为渐缩喷管，即可给出约束条件：Ma3＜1，A3＜A1。

此外，考虑到当飞机垂直降落到近地区域时，由于升力风扇向下喷出的气流、主发动机尾喷管气流、飞机下机身、地面的相互作用，形成了复杂的地面效应，地面效应会导致升力风扇的巨大升力损失，可以高达升力的50%[41]。参照文献[3]中升力参数，最终确定目标值为27 000 lbs(18 000 lbs的1.5倍)。

遍历了速度因数λ∈[0,1]范围内，出口截面面积A3、升力F、增压比π*随λ的变化情况，发现当π*为2.165时，产生的升力可以兼顾目标升力和考虑地面效应后所需升力，但该压比下只在0.29＜λ≤0.65范围内满足升力需求；当π*达到2.3时，可以保证收缩喷管在所有可实现的工况中均满足目标升力要求。图3给出了这两个压比情况下，升力F和出口截面面积A3随速度因数λ的变化情况，水平线标识了约束条件。

图3 升力、出口截面随速度因数λ变化Fig.3 Lift and outlet section with changes of velocity coefficient

综上认为升力风扇的总压比设定为2.3～2.4较为稳妥，且这个参数也与文献[5]中提供的参数基本一致。由上述方案可以看出，采用大直径的单个对转升力风扇完全可以满足升力要求。此外，单个对转升力风扇结构与多个单级风扇分散布局相比，单个升力风扇占用的气动外形的面积更小，因此由于改变原有气动外形所带来的阻力问题也更小。但如何产生足够的压比成为了亟待解决的问题。具有良好增压特性的对转结构则是解决这一问题的关键。

2.2 对转升力风扇结构

两级对转升力风扇是F136发动机之外新增加的装置，是F-35B动力系统的重要组成部分。它安装在驾驶舱后方（图4a），通过传动轴连接在巡航发动机F135的低压涡轮轴上，可提供约18 000lbs的附加推力，所以使主发动机能在较低温度下，以较小的负荷运转，从而提高了可靠性和使用寿命。F-35B的垂直升力主要靠机上装置的两级对转升力风扇提供，它的进气道自然就可以设计得比较小。两级对转升力风扇可以使足够的空气转变为飞机悬停所需的垂直气流而无须增加发动机风扇的截面，进而避免了飞机在超声速飞行时所产生的阻力。

反向对转的转子是通过连接在传动轴端的主伞形齿轮带动上下相对放置的两个伞形齿轮来转动（图4b、图4c）。为降低质量，第一级为空心叶片，第二级实心叶片方案以承受更大的气动载荷叶片[5]，传动轴的转速为8 000r/min。喷口为可调D形喷口，既可以控制升力，又可以通过控制背压达到防喘振的目的。

图4 升力风扇示意图Fig.4 sketch map of lift fan

3 对转升力风扇气动设计的研究进展

对转升力风扇是F-35B作为性能卓越的联合攻击战斗机的关键技术，大大提升了F-35B垂直起降、载重能力、巡航速度、隐身特性等能力。然而，既区别于传统意义上的单级升力风扇，又不同于动静相间的多级轴流压气机，有关对转结构风扇/压气机成为叶轮机械领域新的研究热点。

3.1 对转风扇的气动设计

升力的大小是具有垂直起降功能的战斗机的重要指标之一，因此，如何通过提高对转升力风扇进出口的压差，增大升力，并安全运行成为对转升力风扇设计的主要目标。

3.1.1 方案设计

与常规升力风扇相比，F-35B所采用的对转升力风扇包含了两个反向旋转的转子部件，具备更多的做功能力；与常规的轴流风扇/压气机相比，对转升力风扇取消了两排转子间的静子部件，质量和轴向长度均有所降低。然而，也正因为如此，有关对转升力风扇的气动设计成为首要问题。

MIT较早地开展了对转风扇/压气机的研究，研究表明：取消排间静子的对转风扇/压气机可有效增加风扇/压气机的气动负荷并降低质量，但由于较大的预旋，而使得第二级转子的设计难度增加[6]。MIT所建造的对转压气机试验台两排转子设计转速分别为12 600r/min和10 020r/min，由于第二排转子气动负荷高于常规转子，因而降低了第二排转子的转速[7]。

国内西北工业大学建造了与F-35B的结构类似的对转压气机试验台，并开展了大量有关研究工作。西北工业大学叶栅实验室与法国国立高等工程技术学校流体力学实验室的研究均认为，转速比(n1:n2)和轴向间距是影响对转风扇/压气机整体性能的两个重要参数。

对转压气机中前后两排转子的相对转速急剧增大，其两排转子的转速存在着无数个匹配关系，不合理转速匹配极易引起压气机流场的分离或畸变；两排转子的转速相互依赖，量级相差过大时整机性能将有所下降，存在着最佳转速比。转速比大于1.0（n1＞n2）时，压气机的效率和压比具有较优的气动性能，但稳定工作范围较窄；n1的变化对转子2气动性能影响较大，而n2的变化对转子1的影响较小[8]。

轴向间隙主要影响尾迹、间隙流的发展以及二者与主流的掺混过程，尤其影响对转风扇/压气机的非定常特性[9-10]。与常规的动/静相干非定常流动相比，反向旋转的动/动相干诱导的非定常性具有特殊性：反向旋转造成转子叶片压力脉动频率加倍[11]，产生的振动和噪声能量较相同转速下常规压气机中动/静干涉效应更强；且下游转子对上游的干扰略微大于上游转子对下游产生的影响[11]；第一级转子尾迹和势流加强了边界层和主流流体之间的能量交换，对抑制流动分离[12]可以起到一定的积极作用。

3.1.2 高负荷转子叶片设计

为实现较高的升力，F-35B对转升力风扇的压比约为2.3～2.4，则意味着单级增压比接近1.55。目前，在已经投入应用的高负荷风扇叶片比较典型的有：F110（三级风扇总增压比为3.2）和F119（三级风扇总增压比约为4.8）[13]。国内对于高负荷风扇叶片的研究中，预研的J285单级风扇试验测得压比可达2.3[14]。由于高负荷叶片工作环境复杂，对风扇转子的尖部和根部[15]的设计都需要仔细推敲和优化[16]。在改善叶片的强度[17]和振动性能方面，通过调整叶片重心线沿周向的积叠可以在不影响气动性能的前提下满足强度设计要求[18]。

由于两排转子反向旋转，较大的来流预旋使得第二级转子的叶尖马赫数急剧增大，再加上未经静子梳理的来流，使得第二级转子叶片的设计难度增加。MIT[19]与西北工业大学叶栅实验室[20]均采用了边界层抽吸技术来提升第二排转子的流动品质，即在两排转子间的机匣上开设抽吸孔消除上游转子尾迹造成的亏损，减弱了级间干涉[21]，从而达到提升压气机稳定裕度、推迟失速、提升转子叶尖效率和提高增压比的效果[19 ，22-24]。

此外，在采用非轴对称端壁[25]和优化两级转子和出口导流叶片[26]方面，西北工业大学也进行了细致的研究，发现这两种方法均可达到提升对转压气机的效率目的。基于神经网络和遗传算法的方式改善对转压气机全工况流场效果显著[27]。

3.2 流动机理分析

在 VITAL（EnVIronmenTALly friendly aeroengine，欧洲联盟）计划的资助下，SNECMA（斯奈克玛公司）、俄罗斯联邦航天局和 DLR（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt，德国宇航中心）开展了对转风扇的研究。DLR建造了直径为560mm、转速约为4 500r/min的对转风扇试验台，开展了部分转速（54%设计转速）下的流场试验；热线风速仪的结果表明，上游转子的尾迹影响会延伸到下游转子进口，并且在第一排转子下游的频谱图中发现了下游转子的叶片通过频率，证实了两排反向旋转的转子之间存在相互影响，该结果也有助于改善气动声耦合的模型[28]。

对转形式所带来的噪声问题是一个研究热点，对其说法不一，中国航发沈阳发动机研究所的研究认为对转形式具有涡扇发动机的低噪声[29-30]的特点；而西北工业大学进行的对比研究认为对转形式与传统形式噪声水平相差不大，对转结构带来了复杂的交互噪声，在降噪方面没有明显优势[31]；北京理工大学和法国国立高等工程技术学校流体动力学实验室的相关研究认为对转会带来严峻的噪声[32-33]。香港大学采用叶片尾缘打孔的被动控制方式可达到降噪的目的，但同时也指出该种方式会引发新的噪声问题[34]。

从F-35B对转升力风扇的工作过程可知，升力风扇只有在飞机起降时工作，它的噪声问题影响时间极其短暂，且战斗机普遍噪声较大。因此，从军用战斗机的工作状态方面考虑，认为其噪声问题不会给升力风扇造成过大的影响，可以弱化该项指标的权值。

3.3 稳定性问题

除基本气动性能外，升力风扇的稳定性对飞机的安全运行有着至关重要的影响。

印度理工学院的研究认为，低速对转压气机中第一排转子在某些转速条件下表现出“无失速”（Stall-Free）特性；西北工业大学叶栅实验室基于高转速对转压气机试验台的研究却表明，对转风扇/压气机的最先失速级存在由于转速比而诱发的“失速转置”现象，即在一定转速比条件下，失速发生的位置会从第二排转子转置为第一排转子；当出现转速差时，压气机稳定工作范围随着转速比差距的增大而减小，失速边界和堵塞边界会发生偏移；且处于不同的转速比例条件下，两排转子对于失速边界的影响不同[8]。

在对近失速工况进行研究时发现，间隙流对失速影响较大，叶顶间隙流的发展情况很大程度上决定了对转压气机的稳定性[35]，第二级转子的间隙流首先在叶片尾缘诱导失速流动，进而导致对转压气机整机失稳；但是另一方面，在受到间隙流影响的高压区域，二次间隙流降低了堵塞工况的发生。在近失速工况中，非定常间隙流动与动/动干涉的共同作用下还存在自不稳定（self-unsteadiness）问题[36]。

飞机前飞时会导致升力风扇进口的压力分布不均，为了在有限的空间内理顺流场，罗尔斯·罗伊斯公司把升力风扇的中心体（位于对转结构下游和出口导叶之间，功能类似于发动机尾喷管中的整流锥）的尖端从对称中心改成前移中心（锥尖偏向上游）（图5），这样虽能够达到预期目标，但是损失了部分升力[5]。

图5 升力风扇中心体改进前后示意图Fig.5 Before and after improvement of lift fan center body

3.4 升力风扇的相关问题

3.4.1 升力损失模型

当飞机位于近地面附近时，向下喷出的气体遇到地面而改变了原本的流动方向，这一部分流体严重影响了飞机周围的流场，产生的主要地面效应有地面吸附效应（suckdown）、喷泉上洗（fountain upwash）以及地面灼蚀（ground erosion）（图6）。

图6 地面效应问题示意图Fig.6 Ground effect problem

麦克唐纳-道格拉斯公司建立了喷流与地面之间的干涉模型[37-40]，以便更好地理解地面效应的作用过程。洛克希德马丁公司详述了飞机在近地面附近时的流动情况，进一步发展了计算升力损失的数值模型，并将得到的模拟结果与试验结果进行了对比，以验证数值模型结果的准确性[41]。

隐身性能的要求造成飞机复杂的气动外形，地面效应则会引起严重的升力突降。所以在对对转升力风扇升力估算时，需要考虑更多影响因素，精准的升力损失计算模型是对升力风扇进行气动设计的强有力的支撑。

现有的利用经验公式计算升力损失的方法需要提供飞行器外形的几何参数，但STOVL飞行器由于需要兼顾隐身等问题，其气动外形通常比较复杂以致于经验公式的参数难以测量，造成最后得到的升力损失数据的误差较大。一种线式悬挂六自由度平衡[42]方法很好地解决了复杂外形飞行器升力损失预估这个问题，结构示意图及编号如图7所示。

升力Fz计算公式为：

该方法无需知道经验公式中所需飞行器的几何参数和性能参数就可以得到升力损失值，且在不同悬停高度工况下得到的升力损失值与通过经验公式计算得到的值相比，相差最大为7.5%。该方法为预估复杂外形飞行器的升力损失提供了新思路。

图7 线式悬挂六自由度平衡模型Fig.7 Wire suspension six-component balance model

在近地高度，飞机整体的升力差别较大，针对升力突降问题，国内的研究得到了无量纲高度下吸附力与升力之间的比例关系，且分析了升力突降的产生机理[43]。升力风扇在与主动发动机相互配合的过程中，存在升力匹配的问题，仅通过调整低压涡轮和整个低压系统两个方案，得到了升力的变化情况[44]。

3.4.2 进气畸变

升力风扇由于受到驾驶舱和机身壁面产生的非定常气动激励的影响，进口流动发生畸变[45]，这也是该升力风扇不同于常规轴流风扇的一个特点。为了分析其受迫响应，英国罗尔斯·罗伊斯在综合了一种气弹模型的基础之上，建立了受迫响应分析模型，通过与实验数据对比分析表明，该种模型可应用于实际设计流程中[45]。

随着研究的逐步细化，洛克希德马丁公司详细总结了有关升力风扇进口的研究历史、挑战和解决方法，并总结了各种缩型和原型测试工作所得到的成果（图8）[46]，随后用计算流体力学方法分析了升力风扇进口（Upper lift Fan Door，ULFD）对进口总压的影响。升力风扇进口开启会导致额外的气动载荷加载到辅助进气门，关注升力风扇辅助进气门（Auxiliary Air Inlet Door,AAID）上的附加动载荷对于系统寿命的影响（图9），通过对比开启ULFD和AAID不同角度工况中的载荷分布情况，为改进升力风扇进口和升力风扇辅助进气舱盖的设计提供支持[47]，同时也说明了计算流体力学在结构和推进系统一体化设计、优化和分析过程中的重要作用。

图8 升力风扇进气口开启方式Fig.8 Lift fan inlet design

图9 研究辅助进气门气动载荷问题Fig.9 Aerodynamic loading problem of auxiliary air inlet door

4 结论及存在问题

对转升力风扇是F-35B飞机重要的技术亮点，对于F-35B飞机的载重、隐身、安全等方面均有重要的影响。在对F-35B对转升力风扇技术调研的基础上，本文进行了对转升力风扇气动方案的初步设计，综合有关对转风扇/压气机已有的研究进展，对对转升力风扇的研究进行了综述，以便为我国战斗机开展垂直起降性能研究提供技术参考。

由于两排转子反向旋转，有关对转升力风扇气动方面的研究尚需关注以下问题：

1）在对转升力风扇的气动设计方面，尚缺乏足够的实验数据及参数分布规律来指导对转升力风扇的叶片设计。在取消静子叶排后，上游转子兼具导叶与转子双重功能，即上游转子需要对气流进行整流与预旋，为下游转子做功创造有利条件。但该结构形式给气动设计带来如高马赫数、高载荷、高转折角等诸多新问题。由于实验数据的匮乏以及对复杂流场认识程度的限制，使得目前尚没有足够的试验数据及参数分布规律来指导对转型叶轮机械的叶片设计，这包括对叶片的子午线设计的修正、通流设计的修正以及三维设计的检验。尽管目前已在对转涡轮的设计方面取得了一些研究成果，但是由于升力风扇流动机理的复杂性，使得这些设计经验并不能直接应用于对转升力风扇的设计。除此之外，前后两排转子的相对转速急剧增大，其两排转子的转速存在着无数个匹配关系，不合理转速匹配极易引起升力风扇流场的分离或畸变；同时，转子间轴向间隙大小也会影响对转升力风扇的流场结构。因此，转速匹配和转子轴向间隙成为影响对转升力风扇气动性能的重要因素与设计参数。

2）在对转升力风扇的流动机理方面，尚未完全掌握对转升力风扇动-动叶排间的流动规律与损失机理，对对转升力风扇的振动、噪声及稳定性等有重要影响。在对转型叶轮机械中，前后两排转子做相反方向运动，相对转速大，再加上转子间轴向间隙相对较小，因此对转型叶轮机内部流动是以强非定常的三维粘性流动为主要特征的，尤其在动-动叶排轴向间隙处，非定常效应不仅强度大而且极为复杂，其流动规律、干扰机理以及对机器整体性能及结构的影响均不同于以动-静叶排为干扰源的非定常流动。然而，目前绝大多数有关非定常的研究是针对以动-静叶排为干扰源的非定常流动，而由转子对转效应所引起的非定常流动研究工作还极为少见，其研究结果也各有不同。

3）在对转结构风扇/升力风扇的试验研究方面，由于对转结构具有结构紧凑、内流场空间狭小和转/转交界处相对速度较大等特点，狭小的内流空间提升了试验难度，较大的相对速度使得试验具有一定的危险系数。因此，开展对转升力风扇的性能试验居多，而涉及流场测量的试验由于受到对转结构的空间限制，相关试验结果较少。

4）升力风扇与轴流风扇的最大区别在于其与机身、地面之间产生的地面效应，使得以往的升力损失模型均不能准确估计升力情况，因此，有必要全面深入地开展地面效应对升力的影响研究，完善升力损失模型，为升力风扇的设计提供参考数据，完善模型使其更具有实际工程应用价值。

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Recent Progress in the F-35B Counter-rotating Lift Fan

Li-min Gao1,2ChiMa1,2Rui-yu Li1,2
（1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University;2.Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine）

The improvement of the F-35B counter-rotating lift fan is important for the aircraft carrier.Reviewing its development history from research papers shows that this lift device has outstanding features and advantages.The design,unsteady flow structure and stability of the lift fan in short/take-off and vertical landing(STOVL)aircraft were mainly presented,also showing that it is proper to set the total pressure ratio to a value of 2.3 for one-dimensional design,including the effect of suckdown.Studies on counter-rotating fan/compressor have a strong link to the research of the lift fan.Technical problems remaining in the lift fan,such as the lack of experimental research and the analysis of complex flow structures should attract more attention,since it poses threats to the steady operation of the lift fan.

STOVL,counter-rotating lift fan,one-dimension design,ground effect,lift loss,unsteady flow

TH432；TK05

1006-8155-(2017)05-0049-09

A

10.16492/j.fjjs.2017.05.0009

国家自然基金（National Natural Science Foundation of China）No.51476132；引智计划（the 111 project）No.B17037

2017-06-12 陕西 西安 710049