基于常規發動機發展STOVL推進系統的總體性能方案

袁長龍，李瑞軍，顧嫄媛，弓 升，芮長勝

(中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015)

1 引言

短距起飛/垂直降落(簡稱短垂)飛機集固定翼和旋翼飛機的優勢于一身，自上世紀以來受到世界航空大國的普遍重視。在諸多短垂飛機驗證機和型號中，最終實現批量生產裝備使用的只有“鷂”式、雅克-38和F-35B[1-7]。其中，F-35B為美軍最新一代短垂戰斗機，其極大地發揮了短垂類飛機的作戰使用效能，成為短垂戰斗機的典型代表和技術發展主要方向。

推進系統是短垂飛機研制難點之一。F-35B推進系統包括主發動機和升力系統，兼具短距起飛、垂直降落等多種工作模式，較常規發動機構成更為繁雜，整個推進系統各部件/系統的相互匹配與控制，以及飛推一體化設計難度更大。與美國等航空大國相比，國內對短垂推進系統的技術研究工作起步較晚、基礎較薄弱。為推進短垂推進系統的技術研發，本文結合F-35B推進系統即F135-PW-600發動機構型，針對短垂推進系統技術特點和難點，開展基于常規渦扇發動機發展短垂推進系統總體性能方案研究，分析了在諸多約束條件下關鍵部件參數選取及其對性能的影響，并對綜合使用效能進行了優化，以期為掌握該類型動力系統相關技術內涵和系統匹配關系提供參考。

2 基本原理和研究流程

F135-PW-600發動機采用軸驅動的前置升力風扇和帶三軸承旋轉(3BSM)噴管及滾轉噴管的主發動機組成，其基本構型見圖1。

圖1 F135-PW-600發動機基本構型及飛機安裝方式示意圖Fig.1 Basic configuration and aircraft installation diagram of the F135-PW-600 engine

與常規推進系統相比，短垂推進系統新增升力風扇系統(由進氣道、雙級對轉風扇和盒式噴管等組成)、傳動離合系統(由驅動軸、離合器等組成)、三軸承旋轉噴管、滾轉噴管等升力部件/系統。在短距/垂直起降工作模態時，升力風扇進排氣門、主發動機輔助進氣門、滾轉噴管排氣門、主噴管艙門等短垂功能門打開，升力風扇噴管、滾轉噴管以及主噴管向下排氣[8]。常規工作模態(巡航等)下，低壓軸驅動的升力風扇斷開，滾轉噴管關閉，短垂推進系統與常規推進系統工作一致。常規模式向短距/垂直起降模式轉換的過程，即為小涵道比發動機向大涵道比發動機轉換的過程，可提高推進效率，從而使得推進系統總效率得以提升。圖2給出了短垂推進系統的工作原理及模式轉換示意。

圖2 短垂推進系統工作原理及模式轉換示意圖Fig.2 STOVL propulsion system working principle and mode conversion diagram

圖3 短垂推進系統總體性能方案研究流程Fig.3 Research flow chart for general performance of STOVL propulsion system

圖3給出了短垂推進系統總體性能方案研究流程。主要基于常規渦扇發動機發展短垂推進系統，研究過程以主發動機為主線，結合升力關鍵部件參數研究及其對主發動機的影響分析，確定主發動機必要的改動(設定常規發動機主要部件只做適應性修改)，最終形成整機性能方案。整個推進系統研究分為“兩點一線”，“兩點”即主發動機和升力部件，“一線”即主發動機與升力部件的匹配聯系。

3 關鍵部件參數影響研究

升力部件作為短垂推進系統的重要組成部分，其工作性能的優劣將直接影響整個推進系統的性能。下文針對滾轉噴管引氣量、升力風扇壓比和流量、三軸承旋轉噴管偏轉角度和出口面積以及外涵道調節機構出口面積等進行研究。

3.1 滾轉噴管引氣量的確定

如圖4所示，由于滾轉噴管氣源來自主發動機外涵，其引氣量的增加會導致風扇工作點向遠離喘振邊界方向移動。引氣量過大將造成風扇工作點靠近堵塞邊界，而引氣量過小又會導致滾轉噴管姿態調整能力不足。同時，滾轉噴管引氣量的增加還將導致3BSM噴管升力降低，進而造成總升力降低。因此，滾轉噴管引氣量需綜合考慮滾轉力和力矩的控制需求以及對主發動機的影響等因素確定。方案研究初期無明確需求時，可參照F135-PW-600發動機的滾轉噴管與升力風扇升力比約在0.15～2.00之間給定[9]。

圖4 滾轉噴管引氣量對風扇工作點的影響Fig.4 The influence of roller nozzle air volume on fan operating point

3.2 升力風扇參數的選取

升力風扇參數的選取可從以下兩方面考慮：①升力風扇消耗功率對主發動機工作狀態的影響。升力風扇所需功率從主發動機低壓軸獲取，在其他條件不變的情況下，升力風扇提取功率越大，主發動機的低壓轉速越低，3BSM噴管升力越小。為保持前后升力平衡，需要升力風扇在一定的功率下產生與主發動機相同或相近的升力，從而導致推進系統總升力隨著升力風扇提取功率的增加而減小，如圖5所示。②升力風扇壓比和流量的選取。圖6給出了升力風扇升力與提取功率的變化關系，可見：相同的功率提取，升力風扇壓比越小流量越大，其所產生的升力也就越大；升力風扇提取功率越小，3BSM噴管產生的升力也就越大，總升力也隨之增大。綜上，為提升整個推進系統的總升力，升力風扇參數選取方向應為低功耗、大流量和小壓比，同時還應考慮升力風扇級數及盒式噴管完全膨脹等要求的限制。

圖5 升力風扇流量對總升力影響Fig.5 The influence of lift fan flow on total lift

圖6 升力風扇升力與提取功率的關系Fig.6 The relation between lift of fan lift force and extraction power

3.3 三軸承旋轉噴管偏轉角度和出口面積的選取

3BSM噴管出口幾何面積保持不變時，3BSM噴管偏轉角度的變化會引起噴管氣動面積的變化。通常，偏轉角度越大，流量系數越小，造成噴管氣動面積也隨之減小，從而引起主發動機狀態改變。因此，在實際方案研究過程中可將角度的偏轉轉換成出口氣動面積的變化加以研究。本文研究過程中暫不考慮3BSM噴管偏轉對推力系數的影響。

圖7 不同噴管出口面積下總升力隨升力風扇提取功率的變化Fig.7 The variation of total lift with lift fan power extraction under different nozzle exit area

圖7給出了不同出口面積下總升力隨升力風扇提取功率的變化關系。由圖可看出：①升力風扇提取功率一定時，3BSM噴管出口面積越小，整個推進系統的總升力越大。②3BSM噴管出口面積一定時，總升力隨著升力風扇提取功率的增加而減小。這是由于升力風扇提取功率增加，導致主發動機升力下降，此時為了保持前后的升力平衡，需要升力風扇在一定的功率下產生與主發動機相同或相近的升力，從而導致推進系統總升力越小。③在標準出口面積條件以及更小的出口面積條件下，無法實現更大的升力風扇功率提取，即曲線向右下方延伸，這說明3BSM噴管出口面積越大，升力風扇能夠提取的功率越多。

圖8給出了噴管出口面積和提取功率變化對風扇工作點的影響。由圖可以看出：升力風扇提取功率一定時，3BSM噴管出口面積增加，風扇工作點向遠離喘振邊界方向移動，風扇的喘振裕度增加；3BSM噴管出口面積一定時，隨著升力風扇提取功率的增加，風扇工作點沿原幾何面積確定的共同工作線向下移動。

圖8 噴管出口面積和提取功率變化對風扇工作點的影響Fig.8 The influence of nozzle exit area and extraction power variation on fan operating point

3.4 外涵道調節機構出口面積影響分析

圖9給出了總升力隨外涵出口面積的變化關系。由圖可以看出：①相同的3BSM噴管出口面積和升力風扇提取功率條件下，總升力隨著外涵出口面積的減小而增加；相同的3BSM噴管出口面積和外涵出口面積條件下，總升力隨著升力風扇提取功率的增加而減小。②相同升力風扇提取功率和外涵出口面積條件下，當升力風扇提取功率大于某一特定值時，總升力隨著3BSM噴管出口面積的減小而增大；當升力風扇提取功率小于這一特定值時，在外涵出口面積較小時，總升力隨著3BSM噴管出口面積的減小而減小。

圖9 總升力隨外涵出口面積的變化Fig.9 The variation of total lift with bypass exit area

圖10給出了3BSM噴管出口面積不變時外涵出口面積和提取功率變化對風扇工作點的影響。由圖可以看出：①3BSM噴管出口面積和外涵出口面積一定時，隨著升力風扇提取功率的增加，風扇工作點向特性圖左下方移動，風扇的喘振裕度降低。②3BSM噴管出口面積和升力風扇提取功率一定時，外涵出口面積減小，風扇工作點向特性圖右上方移動，風扇的喘振裕度降低。③當外涵出口面積和3BSM噴管出口面積減小到一定程度后，風扇工作點會移動到原共同工作線上方，而該幾何狀態確定的風扇工作點，在平飛狀態時由于外涵道流量的增加會導致風扇的喘振裕度更低，這就要求外涵必須具備連續可調功能。

圖10 3BSM噴管出口面積不變時外涵出口面積和提取功率變化對風扇工作點的影響Fig.10 The influence of bypass exit area and extraction power variation on fan operation point under the same 3BSM nozzle exit area

3.5 部件參數對總體性能的影響分析

圖11 設計參數對總推力和耗油率的影響Fig.11 The influence of design parameters on the total thrust and fuel consumption ratio

利用試驗設計(DOE)方法，研究了各設計參數對總推力和耗油率等主要參數的貢獻率，其影響作用如圖11所示。由圖可知：①升力風扇壓比和流量、外涵道調節機構出口面積、滾轉噴管引氣量均與耗油率成反比關系，3BSM噴管出口面積與耗油率成正比關系，其中升力風扇部件綜合影響最大。②升力風扇流量和壓比與總推力成正比關系，3BSM噴管出口面積、滾轉噴管引氣量和外涵道調節機構出口面積與總推力成反比關系，3BSM噴管出口面積影響最大。

4 性能方案優化

4.1 推進系統總升力提升

整機繼承發展的技術途徑的最大問題在于總推力/升力提升有限。采用這種途徑，相同高壓轉速條件下主發動機低壓轉速較原型機低，進而導致進氣流量降低。因此，減小低壓轉速下降幅度、提升進氣流量，是提升總升力的有效途徑。

為此，分析了兩種針對總升力提升的技術途徑：①為調節風扇工作點，增加后涵道引射器；②重新設計低壓渦輪，使其具備更好的做功能力，進而提升整個推進系統總升力。圖12給出了性能提升方案的對比情況。由圖可知：通過增加后涵道引射器，調節外涵出口面積，可使原方案總升力提升近1%；改進低壓渦輪部件后形成的推進系統方案，較原方案總升力提升約20%。

圖12 性能提升方案對比Fig.12 The comparison between different performance improvement schemesy

4.2 考慮質量影響的總體性能方案優化

相比常規發動機，短垂推進系統為實現短距/垂直起降功能，更加注重推重比/推力凈收益(即推力與重力差值)的提升。由前文可知：大進氣流量升力風扇將更有利于整個推進系統的升力提升，但會帶來質量的增加，整個動力系統推力凈收益未知。

為獲得綜合性能更加優異的方案，以原方案為基礎，在保持主發動機部件不變的情況下，主要開展考慮升力風扇部件質量影響的總體性能方案優化。為便于研究，假設：除升力風扇外其他部件質量不變；升力風扇質量與其進氣流量成比例關系；不要求升力風扇推力和主發動機推力一致。利用Isight優化軟件，開展針對提高推力凈收益的方案優化。設計變量包括升力風扇流量、壓比，滾轉噴管引氣量；約束條件/探索區間為各參數原數值±10%；優化目標為MaxA，其中，A=A2-A1，A1表示原方案推力凈收益；A2表示新方案推力凈收益。

圖13給出了考慮質量影響的總體性能方案優化收益。由圖可知：優化后的方案較原方案推力提升10%，質量降低0.9%，推力凈收益提升近20%，達到優化改進目的。

圖13 考慮質量影響的總體性能方案優化收益Fig.13 The benefits of general performance scheme optimization considering weight impact

5 結論

(1)以提高總升力為目標，升力風扇的參數應盡可能選取低功耗、小壓比、大流量的參數組合，同時也需要考慮實際結構尺寸限制和質量的增加。

(2)滾轉噴管引氣量的確定，需綜合考慮對主發動機風扇裕度的影響、滾轉力和力矩的控制需求等因素。

(3)升力部件工作會對主發動機外涵工作模式產生較大影響，如其出口面積不可調，則應以大流量狀態設計為目標。

(4)通過增加外涵道調節機構和重新設計低壓渦輪等技術措施，可使推進系統總升力提升近20%。

(5)方案優化過程中應綜合考慮發動機總體性能和結構等多方面需求，采用合理優化手段可切實提升短垂推進系統綜合使用效能，使推力凈收益提升近20%。