【长知识】F135-PW-600发动机关键结构及技术发展思路展望
导读：对美国四代战斗机F-35B的动力系统F135-PW-600发动机进行了综述，分析了其总体结构组成、工作原理、关键部件的结构特点及技术难点，并由此展望了未来研制的发展思路，旨在为我国战斗机动力的研制提供借鉴与参考。
近年来，随着全球经济的快速发展，人口膨胀、陆地资源短缺、环境恶化等问题变得日益严峻，世界各国纷纷将重心转移到蕴藏巨大财富的海洋，海洋资源、领海主权的争夺时有发生，为此，各种先进武器装备应运而生。
短距起飞/垂直降落飞机（简称“短垂飞机”）因其对起降场地要求低、作战能力强、使用灵活性高等突出特点而受到世界各军事强国的高度重视。短垂飞机不仅可以在战时极大增强两栖登陆及作战的能力，同时在和平时期，还可借助小型岛礁的简易机场起到维护区域稳定的重要作用，因此，短垂飞机已经成为各国海军未来重点发展的一个武装力量。
短垂飞机之所以能够在百余米的跑道、甲板上起飞，其配装的短垂推进系统发挥了至关重耍的作用。典型的短垂推进系统有英国“鹞”式飞机上配装的“飞马”发动机、俄罗斯雅克-38飞机上配装的RD36+R-27V-300发动机以及美国F-35B飞机上配装的F135-PW-600发动机等。
尽管自短垂飞机诞生五十年来，涌现了许多构型新颖的短垂推进系统，但目前来讲美国普惠公司为洛克希德-马丁F-35B研制的F135-PW-600发动机结构更为合理，综合性能更为先进，该型动力不仅引起了世界各国的高度关注，同时也引领了短垂推进系统设计技术的未来发展方向。因此，本文对F135-PW-600的结构、原理及设计难点等方面进行了综述，并基于此，展望了战斗机动力研制技术的发展思路，希望对我国航空发动机的研制提供一定的参考。
1 结构组成
F135-PW-600发动机是美国普惠公司为由美国主导的多国参与的联合战斗攻击机计划（Joint Strike Fighter，JSF)而研制的具有全新构型的发动机。该发动机主要由主发动机、升力风扇、传动离合、滚转喷管和三轴承旋转喷管等单元体组成，总体结构组成如图1所示。
升力风扇、传动离合、滚转喷管和三轴承旋转喷管等主要用于提供飞机短距起飞/垂直降落时的升力，因此这几个单元体又统称为短垂推进系统的升力系统。
2 工作原理
F135-PW-600发动机主要有平飞和垂落两种工作状态。当处于平飞状态时，传动离合单元体中的离合器处于脱开/解锁状态，主发动机的功率不传递给升力风扇，即升力风扇不工作；滚转喷管出口关闭，不排气；三轴承旋转喷管成水平状态；整个推进系统转变成类似普通涡扇发动机的工作状态，工作原理如图2所示。
当处于短距起飞/垂直降落状态时，传动离合单元体中的离合器处于啮合/锁紧状态，主发动机的功率传递给升力风扇，升力风扇向下排气；滚转喷管出口打开，向下排气；三轴承旋转喷管弯转到垂直状态，向下排气；整个推进系统产生向下的推力，满足短距起飞/垂直降落要求，工作原理如图3所示。
3 关键结构
3.1 主发动机
为了提高初始可靠性、技术先进性和技术成熟度，F135-PW-600发动机以F-22“猛禽”战斗机配装的F119发动机为基础派生发展而来。F135-PW-600的主发动机采用了与F119-PW-100发动机基本相同的核心机，并针对短垂飞机的使用要求和特点进行了适应性改进。
为了增加空气流量、增大推力，风扇进口尺寸增大了10%～20%，涵道比由0.3提高到0.5；为了满足升力风扇大功率提取的需求，低压涡轮由单级改为双极；为了满足短垂功能要求，尾喷管由二元收-扩型矢量喷管改为三轴承旋转喷管。主要改动情况如图4所示。
3.2 升力风扇 .
升力风扇是升力系统的核心部件之一，主要由进气机匣、两级对转风扇、面积可调的盒式喷管等结构组成，其结构如图5所示。
图5 升力风扇结构
两级对转风扇通过一个由一个主动锥齿轮和两个从动锥齿轮组成的锥齿轮组实现，对转结构的使用有效地减小了转子的陀螺力矩。同时，在结构设计上，两级风扇间取消了静子叶片结构，使得升力风扇减重明显，径向高度大为降低。盒式叶栅喷管为面积可调矢量喷管，由三个作动筒控制，可实现向前偏转13°，向后偏转30°的调节范围，且具有结构重量轻的优点，其结构如图6所示。
图6 盒式喷管结构
3.3 传动离合
传动离合单元体由传动轴和离合器两个子单元体组成。传动轴将主发动机近一半的功率（约20MW）传递给升力风扇，因此，在设计中对其刚度和强度要求都非常高，同时由于传动轴较长，接近2米，为了补偿安装过程中引起的偏斜和位移，采用柔性联轴器。在离合器分离状态，即短垂飞机处于平飞状态，驱动轴仍需做高速旋转，其振动问题也是设计中需要重点考虑的一个方面。
离合器采用多片式摩擦离合器，结构如图7所示。设计目标是3～7s内啮合，啮合次数大于1500次。啮合的过程为：在较低转速（约5000rpm）时开始啮合升力风扇；当升力风扇转速与主发动机相当时，启动机械锁死装置，在无滑移状态下将主发动机功率传递给升力风扇。离合器在工作中面临的主要问题是：啮合、脱离过程会产生大量的热，热烧蚀是主要故障之一；反复的啮合、脱离，冲击载荷会影响离合器的使用寿命。
图7 离合器
3.4 滚转喷管
滚转喷管为控制短垂飞机在低速飞行和悬停时滚转力矩的关键部件，起到姿态调节的作用。滚转喷管位于主发动机外涵机匣的左右两侧，主要由圆转方筒体、二元转接段、二元收敛喷管和控制系统等部分组成，如图8所示。
图8 滚转喷管
滚转喷管产生的升力来自主发动机外涵内的气流。喷管出口为双扇门式，采用两个作动筒分别控制两扇门的开闭及角度，形成喷口、排出气体、流量及速度等可通过调整喷口的大小来调节，此种方案的优点是结构简单、重量轻、易于控制。
3.5 三轴承旋转喷管
三轴承旋转喷管为F135-PW-600发动机产生升力的另一关键部件。主要由旋转筒体、大尺寸轴承、同步机构、液压马达和控制系统等组成，结构如图9所示。
图9 三轴承旋转喷管
三轴承旋转喷管依靠三段筒体按一定规律的旋转运动实现上下95°、左右10°的偏转调节范围，且三段筒体在旋转过程中，其轴线始终处于相同的平面内。在飞机水平飞行时，三轴承旋转喷管还能起到加力燃烧室的作用。三轴承旋转喷管的设计难点和关键是其大尺寸薄壁轴承，该轴承既要承担径向力、轴向力又要承担轴向的扭矩，同时由于喷管为高温部件，还要经受高温燃气的冲击与辐射，使得轴承成为三轴承旋转喷管实现旋转功能的核心和关键。
4 技术发展思路
4.1 成熟技术应用是目标实现的保证
F135-PW-600为在主发动机基础上全新设计升力系统，而实现短垂功能的非传统新型发动机。因此，主发动机是整个推进系统的核心，为了降低研制的技术难度和风险，主发动机在充分借鉴、吸收F119-PW-100的基础上，进行了适应性改型。不仅保留了原有发动机推重比高、总压比大、涡轮前温度高等突出优点，同时增大了低压涡轮的输出功率。另外，三轴承旋转喷管也借鉴了雅克-141飞机尾喷管的技术，这些都极大地降低了研制的风险，提高了初始可靠度。
并且，美国国防部JSF计划的核心是在保证性能先进的前提下，研制通用性高、成本低的飞机及发动机，即统筹考虑先进性和经济可承受性。F135-PW-600采用这些经过验证的技术也符合JSF计划的研制思路。
由此可见，在进行新项目研发时，应当尽可能借鉴、利用成熟的技术，降低研制的风险和成本，缩短研制周期。
4.2 —机多型、派生发展是航空动力快速发展的策略
JSF计划研制的F-35战斗机共包含常规起降型F-35A、短垂型F-35B和舰载型F-35C三个型号，分别用于替代空军的F-16、海军的F/A-18C/D和海军陆战队的AV-8B等老旧机型。因此，为满足这三型飞机的需求，普惠公司以F119为基础，对F135推进系统进行了系列化派生发展。发展了用于常规型的F135-PW-100、短垂型的F135-PW-600和舰载型的F135-PW-400三种。与三型飞机具有极高的通用性（80%）相似，三型动力的通用性也非常高，许多零部件可以完全互换。
一款发动机多个系列型号的发展思路不仅满足了不同飞机的使用需求，同时可实现型号的快速发展，缩短了研制周期，降低了研制成本。
4.3 国际化合作，风险共担、利益共享
与F/A-18E/F的研制思路相似，F135推进系统及F-35战斗机在研制初期便引人了IPT(Integrated Product Team)管理模式，即集成产品协同团队，使得研制人员从设计阶段就开始全盘考虑整个项目设计的每个环节，便于及早发现、排除问题。并且该项目的研制更为大胆，首次打破了美国武器产品及技术不转让的壁垒，实现了由美国主导，英国、意大利、荷兰、加拿大、土耳其、澳大利亚、挪威、丹麦和以色列等九个国家共同参与的多国研制项目。
对于这种非常复杂的、庞大的项目而言，国际化合作不仅可以吸收各国的研制经费，同时也能够发挥各A的技术优势，比如英国罗罗公司在升力风扇、三轴承旋转喷管等升力系统方面具有强大的技术优势及经验等。
另外，国际化合作也可以避免美国曾在研制F/A-18E/F初期时遇到的没有客户的尴尬，使F135推进系统的市场需求大大提高，保证了项目的可持续发展，实现了利益相关方的双赢。
5 结束语
本文对美国四代机动力F135-PW-600发动机进行了综述，该动力系统为在继承F119发动机先进技术基础上，进行适应性改进并全新设计升力系统而构成的非传统新型发动机。通过对其总体结构、工作原理、关键部件的结构特点等分析，阐述了每个部件结构的优点及设计难点。
同时，展望了航空发动机未来研制的技术发展思路，即在新研项目吋尽可能借鉴成熟的技术，以降低研制的风险，提高结构的初始成熟度；为满足多种用途的需求，可以走“一机多型、系列化派生发展”的道路，缩短研制周期；对于技术难度大、经费要求高的项目，可以走国际化合作的发展道路，不仅可解决项目资金及技术的难题，同时也开阔了产品未来的市场。希望本文的论述能够对我国战斗机及其它领域的航空动力的研制提供一定的借鉴和参考。
(作用：田大可1 朱大明2 袁长龙1
1 中航工业沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳，110015
2 中航空天发动机研究院，北京，101300)
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来源：第七届中国航空学会青年科技论坛文集
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