F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇研究進展?

高麗敏 馬 馳 李瑞宇

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心）

F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇研究進展?

高麗敏1，2馬 馳1，2李瑞宇1，2

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心）

F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇對于提升國產(chǎn)艦載機的性能具有重要的參考價值，回顧了其發(fā)展歷史以及圍繞該種升力風(fēng)扇開展的科學(xué)研究，強調(diào)了該種升力裝置的特點和優(yōu)勢。在考慮地面效應(yīng)對升力影響的前提下進行了初步的一維設(shè)計，認(rèn)為總壓比設(shè)計在2.3時符合升力要求。重點介紹了短距/垂直起降飛機升力風(fēng)扇的設(shè)計、非定常流動結(jié)構(gòu)和穩(wěn)定性等問題。對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機有關(guān)研究對對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的研究具有借鑒意義。對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇研究中缺少實驗研究和復(fù)雜流動結(jié)構(gòu)機理不明等問題需引起重視。

短距/垂直起降；對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇；一維設(shè)計；地面效應(yīng)；升力損失；非定常流動

0 引言

F-35B戰(zhàn)斗機是由美國聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機（Joint Strike Fighter,JSF）計劃支持、美國洛克希德·馬丁公司在F-35A戰(zhàn)斗機的基礎(chǔ)上衍生而來的。2007年12月18日首架F-35B飛機下線，2008年6月完成首飛。為了完成預(yù)期的項目目標(biāo)，F(xiàn)-35B集合了多種高新技術(shù)，使得F-35B具備了以前飛機不曾擁有的綜合性能，即集隱身、超聲速巡航、短距/垂直起降（short/take-off and vertical landing aircraft，STOVL）與機動性等特點于一身的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機，也將成為美國和其盟友在21世紀(jì)的空戰(zhàn)主力武器。

在F-35B所采用的眾多新技術(shù)中，其對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇在最大起飛質(zhì)量、操縱性、隱身性、安全性和對環(huán)境的影響等多個方面均有突出的優(yōu)勢，使得該結(jié)構(gòu)成為令國際航空界驚嘆的一大亮點。本文以F-35B的對轉(zhuǎn)風(fēng)扇為例，通過氣動方案的初步設(shè)計，深入研究對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的技術(shù)特性及其研究進展，為后續(xù)的相關(guān)科研工作提供支撐和啟發(fā)。

1 STOVL升力方案比較

世界范圍內(nèi)比較成熟的STOVL飛機所采用的推進系統(tǒng)主要有三種：一體式推進系統(tǒng)、組合型推進系統(tǒng)和帶升力風(fēng)扇的復(fù)合型推進系統(tǒng)。

一體式推進系統(tǒng)典型代表為英國“鷂”式系列戰(zhàn)斗機，采用“飛馬”推力矢量發(fā)動機，通過旋轉(zhuǎn)噴口方向產(chǎn)生矢量推力完成垂直/短距起落。但它是亞音速飛機；進氣道粗短，造成飛行阻力增大和隱身性能較差；垂直起降過程噴出高溫燃?xì)?，會產(chǎn)生高溫燃?xì)饣匚颓治g降落地面的問題[1]。

組合型推進系統(tǒng)典型代表為俄羅斯雅克-141戰(zhàn)斗機，采用升力發(fā)動機和旋轉(zhuǎn)噴管發(fā)動機相結(jié)合的方案，依靠兩臺升力發(fā)動機和巡航發(fā)動機噴管向下偏轉(zhuǎn)的兩股升力實現(xiàn)飛機垂直提升。多臺發(fā)動機協(xié)同工作，要考慮彼此工作匹配問題；同樣存在垂直起落時高溫燃?xì)馇治g地面的問題。

除以上兩種實現(xiàn)垂直起降的升力方式以外，以美國F-35B戰(zhàn)斗機為典型代表的采用升力風(fēng)扇+矢量噴管+調(diào)姿噴管方案的復(fù)合型推進系統(tǒng)因其性能優(yōu)越，贏得廣泛關(guān)注。依靠向下偏轉(zhuǎn)噴管的主發(fā)動機和通過主發(fā)動機軸驅(qū)動的升力風(fēng)扇同時為戰(zhàn)斗機提供升力。由于升力風(fēng)扇向下噴出的冷空氣減緩了對地面的燒蝕問題同時阻隔了軸流發(fā)動機噴出的氣體吸入進氣道，很好地解決了熱燃?xì)饣匚鼏栴}（見圖1）。

圖1 升力風(fēng)扇阻擋熱燃?xì)饣匚黐2]Fig.1 The lift fan jet blocks hot gas ingestion

升力風(fēng)扇是指由燃?xì)鉁u輪發(fā)動機主軸驅(qū)動裝在飛機機身或機翼上的旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇，通過進排氣的壓差而產(chǎn)生向上升力的裝置。

在葉尖輪緣速度、附面層分離等限制下，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的氣動負(fù)荷非常有限，單級風(fēng)扇能產(chǎn)生的升力十分有限。為了產(chǎn)生更大的升力，多風(fēng)扇組合的升力布局形式成為普遍選擇，如VZ-4飛機采用了雙涵道風(fēng)扇，但該機型的升力僅為3 200 lbs；四涵道風(fēng)扇的X-22和雙升力風(fēng)扇+機首一個小風(fēng)扇布局的XV-5等均由于自身質(zhì)量和迎風(fēng)面積的限制，導(dǎo)致巡航速度和載重量受限，飛機的控制反饋緩慢等嚴(yán)重影響了飛機性能與安全性。

而F-35B的升力風(fēng)扇設(shè)計另辟蹊徑，提出了對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的方案，提升了升力風(fēng)扇的氣動負(fù)荷，產(chǎn)生約50%的氣動升力。與由轉(zhuǎn)子+靜子組成的常規(guī)升力風(fēng)扇不同，對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇由兩排反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子組成，去除了常規(guī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子后的靜子葉排，升力風(fēng)扇的做功能力得到了極大的提高，所產(chǎn)生的升力水平也在自身質(zhì)量保持不變的條件下，較常規(guī)風(fēng)扇有了明顯的提升。

采用對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇取代傳統(tǒng)的單級涵道升力風(fēng)扇，可以在滿足升力要求的前提下，大大縮小對機身外形氣動設(shè)計的干擾，提升了飛機的載重能力，并可以滿足新一代戰(zhàn)機的諸多性能要求，是改善飛機短距/垂直起降性能的利器。

2 F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的設(shè)計與結(jié)構(gòu)

2.1 氣動方案設(shè)計

根據(jù)F-35B飛機的起飛質(zhì)量，洛克希德·馬丁公司對飛機起飛所需的升力進行整機布局：垂直起飛所需的總升力為40 000 lbs，其中位于機身前部的升力風(fēng)扇需提供18 000 lbs升力，承擔(dān)45%的升力；發(fā)動機矢量噴管提供17 000 lbs升力，兩個調(diào)姿噴管各產(chǎn)生升力2 500 lbs[3]。

根據(jù)文獻[4]的部分?jǐn)?shù)據(jù)對F-35B所用的升力風(fēng)扇進行氣動方案設(shè)計[4]。為了產(chǎn)生足夠大的升力，升力風(fēng)扇不僅需要具有較大的壓差，而且需要通過足夠多的流量。升力風(fēng)扇直徑達(dá)1.27m，進口質(zhì)量流量204kg/s。

升力風(fēng)扇簡圖及各截面位置如圖2所示。設(shè)0-0截面為壓力遠(yuǎn)場，進口為1-1截面，出口為3-3截面。升力風(fēng)扇進口Ds=1.27m，進口輪轂比Dh-s=0.454，升力風(fēng)扇效率η=0.87，噴管總壓恢復(fù)系數(shù)σe=0.98，q=204kg/s，假定增壓比為π*。

圖2 升力風(fēng)扇特征截面Fig.2 Characteristic section of lift fan

進口面積A1為：

式中：q(λ)為密流函數(shù)，由此可以推出進口截面上q(λ)，Ma1，p1，T1

升力風(fēng)扇進口氣流速度V1由連續(xù)性方程：

由壓氣機效率公式可有：

出口截面總壓為：

出口的p3，T3均與出口Ma3直接相關(guān)：

則最終的升力表達(dá)式為：

為讓空氣進一步加速，升力風(fēng)扇出口為漸縮噴管，即可給出約束條件：Ma3＜1，A3＜A1。

此外，考慮到當(dāng)飛機垂直降落到近地區(qū)域時，由于升力風(fēng)扇向下噴出的氣流、主發(fā)動機尾噴管氣流、飛機下機身、地面的相互作用，形成了復(fù)雜的地面效應(yīng)，地面效應(yīng)會導(dǎo)致升力風(fēng)扇的巨大升力損失，可以高達(dá)升力的50%[41]。參照文獻[3]中升力參數(shù)，最終確定目標(biāo)值為27 000 lbs(18 000 lbs的1.5倍)。

遍歷了速度因數(shù)λ∈[0,1]范圍內(nèi)，出口截面面積A3、升力F、增壓比π*隨λ的變化情況，發(fā)現(xiàn)當(dāng)π*為2.165時，產(chǎn)生的升力可以兼顧目標(biāo)升力和考慮地面效應(yīng)后所需升力，但該壓比下只在0.29＜λ≤0.65范圍內(nèi)滿足升力需求；當(dāng)π*達(dá)到2.3時，可以保證收縮噴管在所有可實現(xiàn)的工況中均滿足目標(biāo)升力要求。圖3給出了這兩個壓比情況下，升力F和出口截面面積A3隨速度因數(shù)λ的變化情況，水平線標(biāo)識了約束條件。

圖3 升力、出口截面隨速度因數(shù)λ變化Fig.3 Lift and outlet section with changes of velocity coefficient

綜上認(rèn)為升力風(fēng)扇的總壓比設(shè)定為2.3～2.4較為穩(wěn)妥，且這個參數(shù)也與文獻[5]中提供的參數(shù)基本一致。由上述方案可以看出，采用大直徑的單個對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇完全可以滿足升力要求。此外，單個對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇結(jié)構(gòu)與多個單級風(fēng)扇分散布局相比，單個升力風(fēng)扇占用的氣動外形的面積更小，因此由于改變原有氣動外形所帶來的阻力問題也更小。但如何產(chǎn)生足夠的壓比成為了亟待解決的問題。具有良好增壓特性的對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)則是解決這一問題的關(guān)鍵。

2.2 對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇結(jié)構(gòu)

兩級對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F136發(fā)動機之外新增加的裝置，是F-35B動力系統(tǒng)的重要組成部分。它安裝在駕駛艙后方（圖4a），通過傳動軸連接在巡航發(fā)動機F135的低壓渦輪軸上，可提供約18 000lbs的附加推力，所以使主發(fā)動機能在較低溫度下，以較小的負(fù)荷運轉(zhuǎn)，從而提高了可靠性和使用壽命。F-35B的垂直升力主要靠機上裝置的兩級對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇提供，它的進氣道自然就可以設(shè)計得比較小。兩級對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇可以使足夠的空氣轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機懸停所需的垂直氣流而無須增加發(fā)動機風(fēng)扇的截面，進而避免了飛機在超聲速飛行時所產(chǎn)生的阻力。

反向?qū)D(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子是通過連接在傳動軸端的主傘形齒輪帶動上下相對放置的兩個傘形齒輪來轉(zhuǎn)動（圖4b、圖4c）。為降低質(zhì)量，第一級為空心葉片，第二級實心葉片方案以承受更大的氣動載荷葉片[5]，傳動軸的轉(zhuǎn)速為8 000r/min。噴口為可調(diào)D形噴口，既可以控制升力，又可以通過控制背壓達(dá)到防喘振的目的。

圖4 升力風(fēng)扇示意圖Fig.4 sketch map of lift fan

3 對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動設(shè)計的研究進展

對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F-35B作為性能卓越的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機的關(guān)鍵技術(shù)，大大提升了F-35B垂直起降、載重能力、巡航速度、隱身特性等能力。然而，既區(qū)別于傳統(tǒng)意義上的單級升力風(fēng)扇，又不同于動靜相間的多級軸流壓氣機，有關(guān)對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)風(fēng)扇/壓氣機成為葉輪機械領(lǐng)域新的研究熱點。

3.1 對轉(zhuǎn)風(fēng)扇的氣動設(shè)計

升力的大小是具有垂直起降功能的戰(zhàn)斗機的重要指標(biāo)之一，因此，如何通過提高對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇進出口的壓差，增大升力，并安全運行成為對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇設(shè)計的主要目標(biāo)。

3.1.1 方案設(shè)計

與常規(guī)升力風(fēng)扇相比，F(xiàn)-35B所采用的對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇包含了兩個反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子部件，具備更多的做功能力；與常規(guī)的軸流風(fēng)扇/壓氣機相比，對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇取消了兩排轉(zhuǎn)子間的靜子部件，質(zhì)量和軸向長度均有所降低。然而，也正因為如此，有關(guān)對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的氣動設(shè)計成為首要問題。

MIT較早地開展了對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機的研究，研究表明：取消排間靜子的對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機可有效增加風(fēng)扇/壓氣機的氣動負(fù)荷并降低質(zhì)量，但由于較大的預(yù)旋，而使得第二級轉(zhuǎn)子的設(shè)計難度增加[6]。MIT所建造的對轉(zhuǎn)壓氣機試驗臺兩排轉(zhuǎn)子設(shè)計轉(zhuǎn)速分別為12 600r/min和10 020r/min，由于第二排轉(zhuǎn)子氣動負(fù)荷高于常規(guī)轉(zhuǎn)子，因而降低了第二排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速[7]。

國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)建造了與F-35B的結(jié)構(gòu)類似的對轉(zhuǎn)壓氣機試驗臺，并開展了大量有關(guān)研究工作。西北工業(yè)大學(xué)葉柵實驗室與法國國立高等工程技術(shù)學(xué)校流體力學(xué)實驗室的研究均認(rèn)為，轉(zhuǎn)速比(n1:n2)和軸向間距是影響對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機整體性能的兩個重要參數(shù)。

對轉(zhuǎn)壓氣機中前后兩排轉(zhuǎn)子的相對轉(zhuǎn)速急劇增大，其兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速存在著無數(shù)個匹配關(guān)系，不合理轉(zhuǎn)速匹配極易引起壓氣機流場的分離或畸變；兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速相互依賴，量級相差過大時整機性能將有所下降，存在著最佳轉(zhuǎn)速比。轉(zhuǎn)速比大于1.0（n1＞n2）時，壓氣機的效率和壓比具有較優(yōu)的氣動性能，但穩(wěn)定工作范圍較窄；n1的變化對轉(zhuǎn)子2氣動性能影響較大，而n2的變化對轉(zhuǎn)子1的影響較小[8]。

軸向間隙主要影響尾跡、間隙流的發(fā)展以及二者與主流的摻混過程，尤其影響對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機的非定常特性[9-10]。與常規(guī)的動/靜相干非定常流動相比，反向旋轉(zhuǎn)的動/動相干誘導(dǎo)的非定常性具有特殊性：反向旋轉(zhuǎn)造成轉(zhuǎn)子葉片壓力脈動頻率加倍[11]，產(chǎn)生的振動和噪聲能量較相同轉(zhuǎn)速下常規(guī)壓氣機中動/靜干涉效應(yīng)更強；且下游轉(zhuǎn)子對上游的干擾略微大于上游轉(zhuǎn)子對下游產(chǎn)生的影響[11]；第一級轉(zhuǎn)子尾跡和勢流加強了邊界層和主流流體之間的能量交換，對抑制流動分離[12]可以起到一定的積極作用。

3.1.2 高負(fù)荷轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計

為實現(xiàn)較高的升力，F(xiàn)-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的壓比約為2.3～2.4，則意味著單級增壓比接近1.55。目前，在已經(jīng)投入應(yīng)用的高負(fù)荷風(fēng)扇葉片比較典型的有：F110（三級風(fēng)扇總增壓比為3.2）和F119（三級風(fēng)扇總增壓比約為4.8）[13]。國內(nèi)對于高負(fù)荷風(fēng)扇葉片的研究中，預(yù)研的J285單級風(fēng)扇試驗測得壓比可達(dá)2.3[14]。由于高負(fù)荷葉片工作環(huán)境復(fù)雜，對風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的尖部和根部[15]的設(shè)計都需要仔細(xì)推敲和優(yōu)化[16]。在改善葉片的強度[17]和振動性能方面，通過調(diào)整葉片重心線沿周向的積疊可以在不影響氣動性能的前提下滿足強度設(shè)計要求[18]。

由于兩排轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)，較大的來流預(yù)旋使得第二級轉(zhuǎn)子的葉尖馬赫數(shù)急劇增大，再加上未經(jīng)靜子梳理的來流，使得第二級轉(zhuǎn)子葉片的設(shè)計難度增加。MIT[19]與西北工業(yè)大學(xué)葉柵實驗室[20]均采用了邊界層抽吸技術(shù)來提升第二排轉(zhuǎn)子的流動品質(zhì)，即在兩排轉(zhuǎn)子間的機匣上開設(shè)抽吸孔消除上游轉(zhuǎn)子尾跡造成的虧損，減弱了級間干涉[21]，從而達(dá)到提升壓氣機穩(wěn)定裕度、推遲失速、提升轉(zhuǎn)子葉尖效率和提高增壓比的效果[19 ，22-24]。

此外，在采用非軸對稱端壁[25]和優(yōu)化兩級轉(zhuǎn)子和出口導(dǎo)流葉片[26]方面，西北工業(yè)大學(xué)也進行了細(xì)致的研究，發(fā)現(xiàn)這兩種方法均可達(dá)到提升對轉(zhuǎn)壓氣機的效率目的?；谏窠?jīng)網(wǎng)絡(luò)和遺傳算法的方式改善對轉(zhuǎn)壓氣機全工況流場效果顯著[27]。

3.2 流動機理分析

在 VITAL（EnVIronmenTALly friendly aeroengine，歐洲聯(lián)盟）計劃的資助下，SNECMA（斯奈克瑪公司）、俄羅斯聯(lián)邦航天局和 DLR（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt，德國宇航中心）開展了對轉(zhuǎn)風(fēng)扇的研究。DLR建造了直徑為560mm、轉(zhuǎn)速約為4 500r/min的對轉(zhuǎn)風(fēng)扇試驗臺，開展了部分轉(zhuǎn)速（54%設(shè)計轉(zhuǎn)速）下的流場試驗；熱線風(fēng)速儀的結(jié)果表明，上游轉(zhuǎn)子的尾跡影響會延伸到下游轉(zhuǎn)子進口，并且在第一排轉(zhuǎn)子下游的頻譜圖中發(fā)現(xiàn)了下游轉(zhuǎn)子的葉片通過頻率，證實了兩排反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子之間存在相互影響，該結(jié)果也有助于改善氣動聲耦合的模型[28]。

對轉(zhuǎn)形式所帶來的噪聲問題是一個研究熱點，對其說法不一，中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所的研究認(rèn)為對轉(zhuǎn)形式具有渦扇發(fā)動機的低噪聲[29-30]的特點；而西北工業(yè)大學(xué)進行的對比研究認(rèn)為對轉(zhuǎn)形式與傳統(tǒng)形式噪聲水平相差不大，對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)帶來了復(fù)雜的交互噪聲，在降噪方面沒有明顯優(yōu)勢[31]；北京理工大學(xué)和法國國立高等工程技術(shù)學(xué)校流體動力學(xué)實驗室的相關(guān)研究認(rèn)為對轉(zhuǎn)會帶來嚴(yán)峻的噪聲[32-33]。香港大學(xué)采用葉片尾緣打孔的被動控制方式可達(dá)到降噪的目的，但同時也指出該種方式會引發(fā)新的噪聲問題[34]。

從F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的工作過程可知，升力風(fēng)扇只有在飛機起降時工作，它的噪聲問題影響時間極其短暫，且戰(zhàn)斗機普遍噪聲較大。因此，從軍用戰(zhàn)斗機的工作狀態(tài)方面考慮，認(rèn)為其噪聲問題不會給升力風(fēng)扇造成過大的影響，可以弱化該項指標(biāo)的權(quán)值。

3.3 穩(wěn)定性問題

除基本氣動性能外，升力風(fēng)扇的穩(wěn)定性對飛機的安全運行有著至關(guān)重要的影響。

印度理工學(xué)院的研究認(rèn)為，低速對轉(zhuǎn)壓氣機中第一排轉(zhuǎn)子在某些轉(zhuǎn)速條件下表現(xiàn)出“無失速”（Stall-Free）特性；西北工業(yè)大學(xué)葉柵實驗室基于高轉(zhuǎn)速對轉(zhuǎn)壓氣機試驗臺的研究卻表明，對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機的最先失速級存在由于轉(zhuǎn)速比而誘發(fā)的“失速轉(zhuǎn)置”現(xiàn)象，即在一定轉(zhuǎn)速比條件下，失速發(fā)生的位置會從第二排轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)置為第一排轉(zhuǎn)子；當(dāng)出現(xiàn)轉(zhuǎn)速差時，壓氣機穩(wěn)定工作范圍隨著轉(zhuǎn)速比差距的增大而減小，失速邊界和堵塞邊界會發(fā)生偏移；且處于不同的轉(zhuǎn)速比例條件下，兩排轉(zhuǎn)子對于失速邊界的影響不同[8]。

在對近失速工況進行研究時發(fā)現(xiàn)，間隙流對失速影響較大，葉頂間隙流的發(fā)展情況很大程度上決定了對轉(zhuǎn)壓氣機的穩(wěn)定性[35]，第二級轉(zhuǎn)子的間隙流首先在葉片尾緣誘導(dǎo)失速流動，進而導(dǎo)致對轉(zhuǎn)壓氣機整機失穩(wěn)；但是另一方面，在受到間隙流影響的高壓區(qū)域，二次間隙流降低了堵塞工況的發(fā)生。在近失速工況中，非定常間隙流動與動/動干涉的共同作用下還存在自不穩(wěn)定（self-unsteadiness）問題[36]。

飛機前飛時會導(dǎo)致升力風(fēng)扇進口的壓力分布不均，為了在有限的空間內(nèi)理順流場，羅爾斯·羅伊斯公司把升力風(fēng)扇的中心體（位于對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)下游和出口導(dǎo)葉之間，功能類似于發(fā)動機尾噴管中的整流錐）的尖端從對稱中心改成前移中心（錐尖偏向上游）（圖5），這樣雖能夠達(dá)到預(yù)期目標(biāo)，但是損失了部分升力[5]。

圖5 升力風(fēng)扇中心體改進前后示意圖Fig.5 Before and after improvement of lift fan center body

3.4 升力風(fēng)扇的相關(guān)問題

3.4.1 升力損失模型

當(dāng)飛機位于近地面附近時，向下噴出的氣體遇到地面而改變了原本的流動方向，這一部分流體嚴(yán)重影響了飛機周圍的流場，產(chǎn)生的主要地面效應(yīng)有地面吸附效應(yīng)（suckdown）、噴泉上洗（fountain upwash）以及地面灼蝕（ground erosion）（圖6）。

圖6 地面效應(yīng)問題示意圖Fig.6 Ground effect problem

麥克唐納-道格拉斯公司建立了噴流與地面之間的干涉模型[37-40]，以便更好地理解地面效應(yīng)的作用過程。洛克希德馬丁公司詳述了飛機在近地面附近時的流動情況，進一步發(fā)展了計算升力損失的數(shù)值模型，并將得到的模擬結(jié)果與試驗結(jié)果進行了對比，以驗證數(shù)值模型結(jié)果的準(zhǔn)確性[41]。

隱身性能的要求造成飛機復(fù)雜的氣動外形，地面效應(yīng)則會引起嚴(yán)重的升力突降。所以在對對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇升力估算時，需要考慮更多影響因素，精準(zhǔn)的升力損失計算模型是對升力風(fēng)扇進行氣動設(shè)計的強有力的支撐。

現(xiàn)有的利用經(jīng)驗公式計算升力損失的方法需要提供飛行器外形的幾何參數(shù)，但STOVL飛行器由于需要兼顧隱身等問題，其氣動外形通常比較復(fù)雜以致于經(jīng)驗公式的參數(shù)難以測量，造成最后得到的升力損失數(shù)據(jù)的誤差較大。一種線式懸掛六自由度平衡[42]方法很好地解決了復(fù)雜外形飛行器升力損失預(yù)估這個問題，結(jié)構(gòu)示意圖及編號如圖7所示。

升力Fz計算公式為：

該方法無需知道經(jīng)驗公式中所需飛行器的幾何參數(shù)和性能參數(shù)就可以得到升力損失值，且在不同懸停高度工況下得到的升力損失值與通過經(jīng)驗公式計算得到的值相比，相差最大為7.5%。該方法為預(yù)估復(fù)雜外形飛行器的升力損失提供了新思路。

圖7 線式懸掛六自由度平衡模型Fig.7 Wire suspension six-component balance model

在近地高度，飛機整體的升力差別較大，針對升力突降問題，國內(nèi)的研究得到了無量綱高度下吸附力與升力之間的比例關(guān)系，且分析了升力突降的產(chǎn)生機理[43]。升力風(fēng)扇在與主動發(fā)動機相互配合的過程中，存在升力匹配的問題，僅通過調(diào)整低壓渦輪和整個低壓系統(tǒng)兩個方案，得到了升力的變化情況[44]。

3.4.2 進氣畸變

升力風(fēng)扇由于受到駕駛艙和機身壁面產(chǎn)生的非定常氣動激勵的影響，進口流動發(fā)生畸變[45]，這也是該升力風(fēng)扇不同于常規(guī)軸流風(fēng)扇的一個特點。為了分析其受迫響應(yīng)，英國羅爾斯·羅伊斯在綜合了一種氣彈模型的基礎(chǔ)之上，建立了受迫響應(yīng)分析模型，通過與實驗數(shù)據(jù)對比分析表明，該種模型可應(yīng)用于實際設(shè)計流程中[45]。

隨著研究的逐步細(xì)化，洛克希德馬丁公司詳細(xì)總結(jié)了有關(guān)升力風(fēng)扇進口的研究歷史、挑戰(zhàn)和解決方法，并總結(jié)了各種縮型和原型測試工作所得到的成果（圖8）[46]，隨后用計算流體力學(xué)方法分析了升力風(fēng)扇進口（Upper lift Fan Door，ULFD）對進口總壓的影響。升力風(fēng)扇進口開啟會導(dǎo)致額外的氣動載荷加載到輔助進氣門，關(guān)注升力風(fēng)扇輔助進氣門（Auxiliary Air Inlet Door,AAID）上的附加動載荷對于系統(tǒng)壽命的影響（圖9），通過對比開啟ULFD和AAID不同角度工況中的載荷分布情況，為改進升力風(fēng)扇進口和升力風(fēng)扇輔助進氣艙蓋的設(shè)計提供支持[47]，同時也說明了計算流體力學(xué)在結(jié)構(gòu)和推進系統(tǒng)一體化設(shè)計、優(yōu)化和分析過程中的重要作用。

圖8 升力風(fēng)扇進氣口開啟方式Fig.8 Lift fan inlet design

圖9 研究輔助進氣門氣動載荷問題Fig.9 Aerodynamic loading problem of auxiliary air inlet door

4 結(jié)論及存在問題

對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇是F-35B飛機重要的技術(shù)亮點，對于F-35B飛機的載重、隱身、安全等方面均有重要的影響。在對F-35B對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇技術(shù)調(diào)研的基礎(chǔ)上，本文進行了對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動方案的初步設(shè)計，綜合有關(guān)對轉(zhuǎn)風(fēng)扇/壓氣機已有的研究進展，對對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的研究進行了綜述，以便為我國戰(zhàn)斗機開展垂直起降性能研究提供技術(shù)參考。

由于兩排轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)，有關(guān)對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動方面的研究尚需關(guān)注以下問題：

1）在對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的氣動設(shè)計方面，尚缺乏足夠的實驗數(shù)據(jù)及參數(shù)分布規(guī)律來指導(dǎo)對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的葉片設(shè)計。在取消靜子葉排后，上游轉(zhuǎn)子兼具導(dǎo)葉與轉(zhuǎn)子雙重功能，即上游轉(zhuǎn)子需要對氣流進行整流與預(yù)旋，為下游轉(zhuǎn)子做功創(chuàng)造有利條件。但該結(jié)構(gòu)形式給氣動設(shè)計帶來如高馬赫數(shù)、高載荷、高轉(zhuǎn)折角等諸多新問題。由于實驗數(shù)據(jù)的匱乏以及對復(fù)雜流場認(rèn)識程度的限制，使得目前尚沒有足夠的試驗數(shù)據(jù)及參數(shù)分布規(guī)律來指導(dǎo)對轉(zhuǎn)型葉輪機械的葉片設(shè)計，這包括對葉片的子午線設(shè)計的修正、通流設(shè)計的修正以及三維設(shè)計的檢驗。盡管目前已在對轉(zhuǎn)渦輪的設(shè)計方面取得了一些研究成果，但是由于升力風(fēng)扇流動機理的復(fù)雜性，使得這些設(shè)計經(jīng)驗并不能直接應(yīng)用于對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的設(shè)計。除此之外，前后兩排轉(zhuǎn)子的相對轉(zhuǎn)速急劇增大，其兩排轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速存在著無數(shù)個匹配關(guān)系，不合理轉(zhuǎn)速匹配極易引起升力風(fēng)扇流場的分離或畸變；同時，轉(zhuǎn)子間軸向間隙大小也會影響對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的流場結(jié)構(gòu)。因此，轉(zhuǎn)速匹配和轉(zhuǎn)子軸向間隙成為影響對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇氣動性能的重要因素與設(shè)計參數(shù)。

2）在對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的流動機理方面，尚未完全掌握對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇動-動葉排間的流動規(guī)律與損失機理，對對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的振動、噪聲及穩(wěn)定性等有重要影響。在對轉(zhuǎn)型葉輪機械中，前后兩排轉(zhuǎn)子做相反方向運動，相對轉(zhuǎn)速大，再加上轉(zhuǎn)子間軸向間隙相對較小，因此對轉(zhuǎn)型葉輪機內(nèi)部流動是以強非定常的三維粘性流動為主要特征的，尤其在動-動葉排軸向間隙處，非定常效應(yīng)不僅強度大而且極為復(fù)雜，其流動規(guī)律、干擾機理以及對機器整體性能及結(jié)構(gòu)的影響均不同于以動-靜葉排為干擾源的非定常流動。然而，目前絕大多數(shù)有關(guān)非定常的研究是針對以動-靜葉排為干擾源的非定常流動，而由轉(zhuǎn)子對轉(zhuǎn)效應(yīng)所引起的非定常流動研究工作還極為少見，其研究結(jié)果也各有不同。

3）在對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)風(fēng)扇/升力風(fēng)扇的試驗研究方面，由于對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)緊湊、內(nèi)流場空間狹小和轉(zhuǎn)/轉(zhuǎn)交界處相對速度較大等特點，狹小的內(nèi)流空間提升了試驗難度，較大的相對速度使得試驗具有一定的危險系數(shù)。因此，開展對轉(zhuǎn)升力風(fēng)扇的性能試驗居多，而涉及流場測量的試驗由于受到對轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)的空間限制，相關(guān)試驗結(jié)果較少。

4）升力風(fēng)扇與軸流風(fēng)扇的最大區(qū)別在于其與機身、地面之間產(chǎn)生的地面效應(yīng)，使得以往的升力損失模型均不能準(zhǔn)確估計升力情況，因此，有必要全面深入地開展地面效應(yīng)對升力的影響研究，完善升力損失模型，為升力風(fēng)扇的設(shè)計提供參考數(shù)據(jù)，完善模型使其更具有實際工程應(yīng)用價值。

[1]索德軍,梁春華,張世福,等.S/VTOL戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)的技術(shù)研究[J].航空發(fā)動機,2014,40(4):7-13.

[2]Bevilaqua P.Future Application of the JSF Variable Cycle[C].AIAA International Air and Space Symposium and Exposition:The Next 100 Years，2003.

[3]Bevilaqua P M.Joint Strike Fighter Dual-Cycle Propulsion System[J].Journal of Propulsion&Power,2015,21(5):778-783.

[4]高修磊,王英鋒,杜海浪.基于葉片排特性的軸流風(fēng)機一維設(shè)計[J].風(fēng)機技術(shù),2015,57(4):59-63.

[5]晨楓.世界著名戰(zhàn)機傳記:F-35“閃電II”戰(zhàn)斗機[M].北京:航空工業(yè)出版社,2014.

[6]Freedman J H.Design of a Multi-Spool,High-Speed,Counter-Rotating,Aspirated Compressor[D].Boston:Massachusetts Institute of Technology,2000.

[7]Merchant A,Kerrebrock J L,Epstein A H.Compressors with aspirated flow control and counter-rotation[R].AIAA-2004-2514.

[8]高麗敏,李曉軍,馮旭棟,等.對轉(zhuǎn)壓氣機轉(zhuǎn)速比變化對穩(wěn)定邊界的影響[J].推進技術(shù),2012,33(6):881-887.

[9]Gao L,Li R,Miao F,et al.Unsteady investigation on tip flow field and rotating stall in counter-rotating axial compressor[J].Journal of Engineering for Gas Turbines&Power,2015,137(7):072603.

[10]張恒銘,黃秀全,張翔,等.諧波平衡法在壓氣機緣線匹配設(shè)計中的應(yīng)用[J].風(fēng)機技術(shù),2017,59(2):1-8.

[11]高麗敏,苗芳,李瑞宇,等.動/動干涉效應(yīng)對葉片非定常負(fù)荷的影響[J].航空學(xué)報,2014,35(7):1874-1881.

[12]Zhang H,Huang X,Zhang X.Investigation of Unsteady Effects on a Two-stage Counter-rotating Fan[J].Procedia Engineering,2015,126:358-361.

[13]趙斌,徐朋飛,劉寶杰,等.高負(fù)荷風(fēng)扇氣動設(shè)計——轉(zhuǎn)子葉尖參數(shù)選取分析[J].航空動力學(xué)報,2010,25(11):2564-2570.

[14]陳葆實,胡國榮,魏玉冰,等.高馬赫數(shù)、高負(fù)荷單級風(fēng)扇設(shè)計和試驗研究[J].航空發(fā)動機,2000(3):28-35.

[15]Sun J,Liu Y,Lu L,et al.Control of Corner Separation by Optimized Slot Configuration in a Linear Compressor Cascade[J].Compressor Blower&Fan Technology,2016(6):9-18.

[16]陶麗樺,王鍵,劉艷,等.葉片載荷分布對離心葉輪氣動性能影響的數(shù)值研究[J].風(fēng)機技術(shù),2015,57(6):13-20.

[17]孫峰.對旋風(fēng)機葉片斷裂事故分析[J].風(fēng)機技術(shù),2014，56(6):90-96.

[18]張正秋,鄒正平,劉寶杰.高負(fù)荷風(fēng)扇葉片重心線調(diào)節(jié)對葉片強度和氣動性能的影響分析[J].航空學(xué)報,2006,27(3):380-385.

[19]Kerrebrock J L,Epstein A H,Merchant A A,et al.Design and Test of an Aspirated Counter- Rotating Fan[J]. Journal of Turbomachinery,2008,130(2):293-302.

[20]劉波,李俊.吸附式壓氣機葉型優(yōu)化設(shè)計[J].航空發(fā)動機,2012,38(6):1-4.

[21]張鵬,劉波,王雷,等.高負(fù)荷吸附式壓氣機氣動設(shè)計與分析[J].推進技術(shù),2015,36(7):989-995.

[22]史磊,劉波,巫驍雄,等.對轉(zhuǎn)壓氣機輪緣端壁抽吸流場特性數(shù)值分析及實驗研究[J].航空學(xué)報,2015,36(9):2968-2980.

[23]巫驍雄,劉波,史磊.端壁附面層抽吸對對轉(zhuǎn)壓氣機性能的影響[J].推進技術(shù),2014,28(10):885-892.

[24]Lei S,Bo L,Na Z,et al.Experimental investigation of a counterrotating compressor with boundary layer suction[J].Chinese Journal of Aeronautics,2015,129(4):1044-1054.

[25]張鵬,劉波,曹志遠(yuǎn),等.對轉(zhuǎn)壓氣機非軸對稱端壁造型優(yōu)化設(shè)計[J].航空動力學(xué)報,2014,29(11):2570-2578.

[26]Zhang P,Liu B,Zhang G,et al.Investigation of 3D Blading and Non-Axisymmetric Hub Endwall Contouring to a Dual-Stage Counter-Rotating Compressor in Multistage Environment[R].ASME 2014-GT-26450.

[27]張鵬,劉波,曹志遠(yuǎn),等.雙級對轉(zhuǎn)壓氣機全工況優(yōu)化設(shè)計[J].航空動力學(xué)報,2014,29(10):2434-2442.

[28]Meyer R,Knobloch K,Linden J.Hot-wire measurements in a high speed counter rotating turbo fan rig[R].ASME 2010-GT-22569.

[29]陳雷,楊琳.對轉(zhuǎn)風(fēng)扇的非設(shè)計點特性調(diào)節(jié)[C].中國科協(xié)年會，2013.

[30]楊琳,陳雷,孫海,等.對轉(zhuǎn)風(fēng)扇設(shè)計技術(shù)研究[J].航空學(xué)報,2014,35(5):1226-1235.

[31]孫長林,王掩剛.基于經(jīng)驗?zāi)Ｐ偷膶D(zhuǎn)風(fēng)扇噪聲預(yù)測分析[J].航空計算技術(shù),2014,44(1):68-72.

[32]季路成.對轉(zhuǎn)葉輪機技術(shù)挑戰(zhàn)分析[J].推進技術(shù),2007,28(1):40-44.

[33]Wang J,Ravelet F,Bakir F.Experimental comparison between a counter-rotating axial-flow fan and a conventional rotor-stator stage[C].European Turbomachinery Conference，2013.

[34]Wang C,Huang L.Passive noise reduction for a contra-rotating fan[J].Journal of Turbomachinery,2014,137(3):V01AT10A011.

[35]李曉軍,高麗敏,謝建,等.雙級對轉(zhuǎn)壓氣機的失速機理[J].航空動力學(xué)報,2013,28(1)：188-194.

[36]Mao X,Liu B.Numerical investigation of the unsteady flow behaviors in a counter-rotating axial compressor[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part A Journal of Power&Energy,2016,58(2):R15-R16.

[37]Kotansky D R,Bower W W.A basic study of the VTOL ground effect problem for planar flow[J].Journal of Aircraft,2012,15(4):214-221.

[38]Kotansky D.R.The influence of V/STOL vehicle configuration variables on vectored jet induced flow fields in ground effect[R].AIAA-78-1021.

[39]Kotansky D R,Glaze L W.Characteristics of wall jets produced by the impingement on a ground plane of rectangular jets of aspect ratio one through eight[J].Aiaa Journal,1981.

[40]Kotansky D.R.,L.W.Glaze.The effects of ground wall-jet characteristics on fountain upwash flow formation and development[R].AIAA-81-1294.

[41]P.Margason,C.Gaharan.A jet entrainment theory for VTOL aircraft suckdown[R].AIAA-2007-1397.

[42]Zhan T,Jihong Z.Modeling of VSTOL aircraft lift lose in hover based on system identification method[C].Control Conference(CCC),2012 31st Chinese.IEEE Press,2012:1843-1847.

[43]洪亮,額日其太,徐驚雷.雙噴管STOVL飛行器升力突降動態(tài)過程的三維數(shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報,2015,30(11):2688-2694.

[44]李瑞軍,袁長龍.基于某型發(fā)動機發(fā)展STOVL動力性能方案研究[J].沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報,2014(5):29-33.

[45]Sayma A I,Vahdati M,Lee S J,et al.Forced response analysis of a shaft-driven lift fan[J].ARCHIVE Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part C Journal of Mechanical Engineering Science 1989-1996(vols 203-210),2003,217(217):1125-1137.

[46]Sylvester T G,Brown R J,O’Connor C F.F-35B lift fan inlet development[R].AIAA-2011-6940.

[47]Dr.Carey F.Cox.F-35B auxiliary air inlet analysis and design maturation[R].AIAA-2013-0218.

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

國家自然基金（National Natural Science Foundation of China）No.51476132；引智計劃（the 111 project）No.B17037

2017-06-12 陜西 西安 710049