好久不见，很久没更新了，小伙伴们可能会有很多问题要问、要拷打我，我自知罪责难逃，但主要是这几年UP主经历了太多事，所以耽搁了B站的活跃度，一只半会儿说不完。所以这件事缓一缓，大家先听我说。

前不久，UP主心血来潮参加了一个空工大主办、面向全社会的航空创意挑战赛，一开始就想着玩一玩，要是能混上点奖项、拿点奖金那可就针不戳。于是就整了个文档去报名了。

一开始我是没抱希望的，但顺利通过海选进入初赛之后，我就开始认真了，用心的把文档给补充完善了，幻想着自己真能拿到点奖项。

结果在初赛阶段，UP主的作品就被专业大拿们给噶了，连复赛和决赛的面都没见着。

在那一刹那，UP主心神俱碎、悲痛VAN分。随后决定将整个作品贴上来，作为饭后笑料让大家开心一下。不得不承认这个作品里确实有不少业余又幼稚的幻想和猜测，但是请大家嘲笑的时候小声一点，照顾一下UP主的悲伤情绪。

话不多说，直接开始贴。

一种串联风扇式垂起战斗机的设想

简介：本文描述一种串联风扇式垂起战机的总体布局设计，其拥有低油耗、大推力、分布式推力喷管、结构简单、高空高速性能优秀的特点。

 

从冷战到现代，能有效缩短战斗机起降距离、降低机场与载舰要求的短垂技术一直方兴未艾，欧美国家先后研发的鹞式与F35B 被广泛列装使用，成为了一款经典的战斗机型号。

    然而经过数次技术迭代，短垂战斗机固有的结构死重问题与航程过短问题依然没能解决，限制了短垂战斗机的作战性能与使用场景，相比于常规战斗机没能展示出过多优势。导致短垂战斗机一直是小众机型，无法大规模列装。

    因此，本文提出一种新型的短垂飞机结构布局，期望能解决现有的短垂技术难题。

一、布局结构与动力

1.动力选择

动力假设为加装了加力燃烧室的D30发动机。假设D30改装加力燃烧室之后，中间推力为13吨，加力推力18吨。前面串联一个纵置对转双扇叶的升力风扇，通过两根管道导流到侧边，喷口可向后偏，在平飞时继续出力。

                                        

风扇与发动机的动力连接全程不断开，且升力风扇具有自己的超音速进气道。风扇与发动机纵向排列，相当于发动机的截面积不变，涵道面积增加了2倍，风扇的直径增大1.414倍。

2.升力风扇原理

动力传输到风扇之后，由动力轴直接驱动后方的正向高速风扇，经过行星减速齿轮的变速之后，动力用于驱动前方的反向低速风扇。

 

假设发动机加装升力风扇改装为动力组合体后，升力风扇推力10吨，发动机中间推力为10吨，加力燃烧室可提供额外推力5吨。那么整个风扇组合体的中间推力将达到20吨，加力推力为25吨，发动机推重比增加。假设油耗降低到0.5千克/千克力。

 

同时，只依赖一台发动机的耗油量，就几乎达到了F22两台F119发动机的中间推力水平，即使起飞重量达到F22的超过30吨水平，做到超巡的难度也不高，且耗油率更低。

 

3.气动外形设计

机身气动设计上偏向高速、远程、低阻力，使用鸭翼加大后掠角主翼，低速大仰角过失速机动由三个矢量喷口补足。后喷口由三段式90度喷管，选装轴对称三维矢量喷管组成。风扇在飞机双肩上方双口进气，总共四个进气口。并在机背上额外设置三个可开合的进气口。增大垂直起降和短距起降时的进气量。

尾椎延长，双垂尾、双尾椎共同作用，起到遮挡喷口，降低尾部雷达反射信号的作用。

在三段式尾喷管的末端，还可加装轴对称式矢量喷管，与前喷管相配合，提升飞机平飞时的机动。

4.引气增升设计

飞机从升力风扇引气到主翼上，增强主翼的涡流水平。以增强飞机的低速机动能力与大迎角失速飞行性能，同时改善飞机的常规起降与短距起降能力。

凭借着飞机优秀的低速飞行能力，可由直升机携带燃油起飞，与战机进行软管对接，进行低速的空中软管加油。

 

由于前喷口能带来很大的抬头力矩，却很难提供低头力矩，因此其静不稳定布局的设想为：

由风扇引气增升提高主翼升力，增强低头力矩。由鸭翼和前矢量喷口补足抬头力矩，调整飞机姿态。当发动机停机时，引气增升停止，低头力矩减弱，以比较平衡的姿态滑行降落。

 

 

二、性能参数

本机的战术定位与F16与F35B类似，是前线快速支援机和多用途战斗机，因此性能参数也对标这两种机型。舱内载弹量2吨，最大载弹量9吨，最大航程3000km，空重14吨。机体的长宽高等数据均接近F35b。

 

动力组合体总体大约相当于涵道比7的客机大涵道比涡扇，以F135的公开数据计算，耗油率是0.62，常规无加力推力为12吨，短垂模式连接升力风扇时无加力推力为18吨，计算0.62乘以18分之12，得垂起油耗率为0.41千克/千克力每小时。因此0.5的推力油耗比较合理。

 

本机型增加升力风扇之后，不仅不会拖累平飞性能，反而在平飞的时候让发动机的推重比达到五代机发动机的水平，甚至会更高，能够真正做到一个型号满足从海到陆的全部战术需求。

 

假设垂直起飞时，动力组合体总推力20吨，飞机总重19吨，其中载油3吨，弹药加飞行员共2吨。

以极限情况计算。假设飞机全程保持20吨推力，以1.6马赫进行超巡，则飞机总共飞行18分钟，航程588公里，假设全程保持10吨推力，则可飞行36分钟。在前喷口向下进行矢量偏转，加上机翼喷流增加涡流强度和升力的情况下，做到5吨推力保持平飞，则可总共飞行72分钟。

 

以垂直起飞垂直起降模式作战时，航程大约580公里，假设远海岛礁的防空范围与航空母舰一样是200公里，那么500公里的航程已经基本满足在200公里内拦截敌军目标的要求。

且由于本战斗机的最低飞行速度极低，因此可以在岛礁上起飞直升机，携带燃油和加油设备为战斗机加油。假设起飞一架直20或米171，携带3吨燃油为战斗机加油，那么与一架直20进行空中加油就可以让战斗机再多飞500公里。

 

三、矢量辅助机动逻辑

在垂直起降模态时，三段式后喷管以90度向下姿态，前喷管也90度向下，并通过后喷管的左右偏动，使飞机获得左右平转的控制力。

通过升力风扇两个喷口的差动调整，带来左右升力的不一致，达到控制左右侧倾姿态调整的目的。

 

矢量喷口具体变换逻辑为：

1.飞机左转右转：后喷口左右偏转

2.飞机前移后移：前喷口联动偏转。

3.飞机左倾右倾：左右喷口差动偏转，后喷口跟随调整角度。

4.飞机前倾后倾：左右喷口联动向前偏转，后喷口改变向后角度。使用保持前喷口与后喷口角度稍向外，成外八字形，改变前喷口外倾角度与喷口截面积的方式，达成飞机姿态前倾后倾的调整。

5.飞机平飞时，通过前喷管角度的差动调整，达到两侧矢量推力不同，增强飞机滚转性能与抬头机动性能的目的。

 

四、与国内外短垂战斗机对比

1.对比F35方案

与本方案相比，F35B显得结构复杂，死重大，成本高，发动机性能受限，垂直起降时发动机功率利用率低。

且三个有不同需求的型号互相掣肘，为了有足够通用性，大量机身部件结构不能做到最适合飞机性能，导致三个型号的机身结构与飞行性能都有妥协。

升力风扇结构复杂，风扇的离合器对制造工艺和材料的要求高，且升力风扇在平飞时作用有限，发动机喷管的矢量偏转角度也有限制，对飞机平飞时的机动帮助不大。

同时由于F35B的升力风扇与发动机是间歇性连接，发动机的性能设计必须在带动升力风扇和不带动升力风扇之间做选择，最终发动机的成本高昂，但在垂直起降和平飞时的能量利用率却都不高。

 

2.对比X32方案

与本方案对比，X32显得垂直升力小，总重低，载油量载弹量低。且发动机深入机身，维护性差。前后矢量管道的高热气流对地面的伤害大。

垂直起降时喷口使用的是燃烧后的气体，废气容易被吸入进气道，发动机停车隐患很大。而且加力燃气室深入机体，机体长时间与高热管道接触会有巨大的自燃隐患。

进气道太短，导致超音速性能不佳，隐身性不高。

 

3.对比成飞专利方案

与本方案相比，成飞专利方案的双发耗油率高，前发长度限制，无法安装加力燃烧室，限制了总推力。高热管道穿过前机身，干扰机载设备工作，且有不小的自燃隐患。    

并且总推力增加有限，前发动机难以安装加力燃烧室，最大推力局限在中间推力，只能大约增加8吨的推力。增推幅度不大，却拥有双发的耗油率。

同时，没有解决废气吸入问题，依然有发动机吸入废气停车的隐患。

5.性能优势

升力风扇没有离合器，结构简单，无死重，使用现有成熟技术发动机，成本低，垂直升力大，总重高，载油量载弹量都有提升。

单发耗油少，平飞时推力大，不开加力即可实现超音速飞行，没有高热管道通过前机身，比较安全。发动机处于机身后部，维护性好。

动力设计可让发动机为持续外接一个风扇的工作方式进行优化。杜绝美国F135发动机那样寻求间歇性驱动风扇，导致发动机性能的优化只能在外接风扇模态和不接风扇模态之间选择一个。

风扇与发动机一直保持连接，省略了工作条件苛刻与寿命不高的离合器，简化了升力风扇的结构，提高了可靠性和出动率，降低了故障率。

且升力风扇的叶片与喷嘴分离，杜绝了两者互相占用空间，互相干扰，最终两者的体积和性能都被压制以同时塞进一个狭小空间里的问题。

外接升力风扇需要为此对发动机涡轮、燃烧室、传动轴等等进行设计特化。在老型号上进行技术改进比研发全新型号发动机的工作量小，难度低，成本也更低。

本机型总共只有三个喷口，前推力由两个对称的小喷口提供，实现三点控制姿态。杜绝了F35B上除升力风扇喷口外，还需要从发动机引气，在机翼上另开两个小喷口以稳定机身的问题。

且本机型在状态转换时无需同时控制风扇喷口的开合与离合器的断连，简化控制逻辑，降低难度，提高飞控的可靠性。并且可以分别调节喷口截面积与喷口推力的矢量角度。避免互相干扰，简化飞控。

升力风扇使用转动式喷口，而不是F35B的多片格栅控制推力方向，不仅更容易控制喷口指向，让飞机微调前进后退，同时矢量喷口拥有更大的推力调整角度，而且获得了两个喷口差动带来的飞行机动优势。

 

 

6.应用优势：

本文设想的是由一个机型完成所有任务需求，需要同时满足教练机需求和多用途任务需求。因此建议在这个机型上使用双座、自带登机梯、注重垂直起飞能力。如果需要有别的需求，再根据具体情况发展后续特化机型。

 

一个型号可以用于侦察、轰炸、防空、教练等任务。由于他在垂直起降条件下仍具有实用的作战半径，双座的特点，可以利用直升机起降平台，可以在空中操控无人机参与空中侦察和支援。

美国cvnx航母构型论证时，也曾出现过弹射型和垂直起降战斗机混编的甲板构型。美国由于海军陆战队和海军相互独立，因此不容易做到弹射战斗机上两攻或者垂直起降战斗机上航母。

但中国没有这样的军种桎梏，因此本机型携带弹射杆，可在航母正常运作时加入正常甲板序列，无需特供完全不同的起飞条件，同时以弹射标准加强机体结构。

同时，本机不止可以放在两栖攻击舰上，也可以放在航母上使用，可在右侧舰岛后面的停机区备用，一旦出现紧急情况，如动力瘫痪，供电受损，航母没有足够航速，甚至是甲板被导弹击中，弹射器失去运作能力时，就可以使用航母降落跑道短距离起飞作战。或从甲板上直接垂直起飞，执行防空反舰任务。

 

可以用于常规机场、两栖攻击舰、航母甲板、前线机场、直升机平台等等。因为其垂直起飞性能有可用性，因此可以与直升机部队混合编组使用。可装备空军部队，海军航空兵部队，远海岛礁部队，陆军航空兵部队等等。

在陆地岛屿机场上垂直起飞，短距起飞时，载弹量可达到1吨~3吨，战术定位相当于F16。在航母上以弹射滑跃方式起飞、在陆地机场以常规方式起飞时，载弹量可达9吨，战术定位相当于歼15，歼16。可替代歼15的高载重多用途定位，作为四代半战机与歼35配合作战。

五、类变循环发动机模态

组合体可转变为类变循环发动机，在高空高速空气稀薄时，前矢量喷口关闭收敛片，被升力风扇吸入增压的气流，经排气罩结构上的三个凸起两个凹陷聚集到中心之后，通过风扇传动轴接口附近的两个滑动活门注入发动机，把被升力风扇加压加速过的大部分空气都注入发动机。起到增强核心机气流量的涡轮增压效果。

该动力组合体的变循环工态总体类似于GE于1973年提出了可调涵道（MOBY）变循环概念，一种三转子分开排气具有涵道燃烧室的涡扇发动机。

只不过本文的动力组合体构型是在双转子涡扇基础上加装第三个由齿轮驱动的风扇。

六、主要技术难点与建议

1.技术难点

（1）、技术难点1

由于飞机从发动机到升力风扇有很大的动力传输需求，对传动轴的强度和要求很高，传动轴分为3节连接，外套一个保护壳进行支撑，以减小传动轴所受的扭力。

升力风扇中的高速风扇与发动机进口风扇的转速相同，如果两个风扇的其他参数设计也相似，就会导致升力风扇或者发动机风扇的效率受损。

相比于常规战斗机，动力结构复杂，加了升力风扇之后空重较大。矢量喷管能提供的抬头力矩很大，但低头力矩有限，只能在低空低速时补足机动能力，高空高速时的机动能力受限。

 

2.技术解决方案

a.选择维持发动机风扇的原始设计，增加升力风扇中高速风扇的叶片数，在传动轴转速固定的情况下。尽量维持高速风扇的效率。

 

b.提高发动机自身低压风扇的转速，减少发动机低压风扇叶片，以维持发动机的进气量与升力风扇高速风扇的效率。

 

c.使用两个行星齿轮组，动力从发动机风扇动力轴传出来之后，先经过一行星增速齿轮获得动力轴的高转速，驱动高速风扇之后，高速轴再将动力传到下一行星减速齿轮，获得低转速驱动低速风扇。

d.使用一个二级变速器，传动轴先经过变速器获得高转速，驱动高速风扇之后，将动力以高转速传到行星减速齿轮，获得低转速驱动低速风扇。

（2）、技术难点2

两套行星齿轮的重量较大， 由于升力风扇需要在较小的直径里实现10吨的冷气流推力，与现有的美国普惠的gtf齿轮传动风扇对比，风扇的转速和齿轮的功率较大。因此风扇总体的重量会比较大，结构比较复杂。

 

解决方案2:

可利用机身座舱后部加粗的形状，适当增加升力风扇的直径与进气口面积，通过增大进气量的方式提升起飞推力。

3.应用难点

短垂本身是为了在常规飞机难以适应的起降环境下使用，如条件简陋的前线机场，铺设钢板后的直升机起降平台，面积局促的护卫舰艇后甲板，面积不大且高盐高湿的海岛等等。

这些环境不仅起降条件差，后勤维修保养能力也会出现很大的不足，因此，需要避开一些维护量大、寿命短的元件。

4.应用解决方案

为了满足恶劣条件下的使用与维护、成本以及隐身性能的平衡，尤其是隐身涂层和轴对称三维矢量喷管需要的维护量尤其大。

 

因此建议基础型只选择隐身外形和隐身座舱玻璃。隐身涂层与尾喷管的轴对称矢量喷口为选装。可更换为防腐蚀涂层和单独的三段式矢量喷管，并对座舱玻璃和机身在外形上进行额外隐身措施的补足。

以丧失部分性能为代价，提高飞机部件的可靠性，降低维护难度，提升前线使用时的出勤率。

5.项目命名建议

战斗机建议命名为歼18，一来是因为他使用了涡扇18系列的发动机。

二来是因为“中国的歼18垂直起降战斗机”这个概念早在2011年就被日本朝日新闻到处宣传，做出了许多牛头不对马嘴的宣传图，后来又被多次辟谣。以歼18为代号，可以方便在研发保密期间混淆视听。

三来，在数字上18比20小，符合歼18是一种四代半战机，隐身性、成本、战术定位都比歼20低的定位。

 

 

七、后续拓展型号

如果对双发重型短垂飞机有需求，该动力组合体也可以安装到双发飞机上。

到这里，整个比赛文档就结束了，感谢大家的观看，另附上海选和初赛的评审意见。

请不要笑得太大声，我真的会哭。