好久不見，很久沒更新了，小伙伴們可能會有很多問題要問、要拷打我，我自知罪責難逃，但主要是這幾年UP主經(jīng)歷了太多事，所以耽擱了B站的活躍度，一只半會兒說不完。所以這件事緩一緩，大家先聽我說。

前不久，UP主心血來潮參加了一個空工大主辦、面向全社會的航空創(chuàng)意挑戰(zhàn)賽，一開始就想著玩一玩，要是能混上點獎項、拿點獎金那可就針不戳。于是就整了個文檔去報名了。

一開始我是沒抱希望的，但順利通過海選進入初賽之后，我就開始認真了，用心的把文檔給補充完善了，幻想著自己真能拿到點獎項。

結果在初賽階段，UP主的作品就被專業(yè)大拿們給噶了，連復賽和決賽的面都沒見著。

在那一剎那，UP主心神俱碎、悲痛VAN分。隨后決定將整個作品貼上來，作為飯后笑料讓大家開心一下。不得不承認這個作品里確實有不少業(yè)余又幼稚的幻想和猜測，但是請大家嘲笑的時候小聲一點，照顧一下UP主的悲傷情緒。

話不多說，直接開始貼。

一種串聯(lián)風扇式垂起戰(zhàn)斗機的設想

簡介：本文描述一種串聯(lián)風扇式垂起戰(zhàn)機的總體布局設計，其擁有低油耗、大推力、分布式推力噴管、結構簡單、高空高速性能優(yōu)秀的特點。

?

從冷戰(zhàn)到現(xiàn)代，能有效縮短戰(zhàn)斗機起降距離、降低機場與載艦要求的短垂技術一直方興未艾，歐美國家先后研發(fā)的鷂式與F35B 被廣泛列裝使用，成為了一款經(jīng)典的戰(zhàn)斗機型號。

??? 然而經(jīng)過數(shù)次技術迭代，短垂戰(zhàn)斗機固有的結構死重問題與航程過短問題依然沒能解決，限制了短垂戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)性能與使用場景，相比于常規(guī)戰(zhàn)斗機沒能展示出過多優(yōu)勢。導致短垂戰(zhàn)斗機一直是小眾機型，無法大規(guī)模列裝。

??? 因此，本文提出一種新型的短垂飛機結構布局，期望能解決現(xiàn)有的短垂技術難題。

一、布局結構與動力

1.動力選擇

動力假設為加裝了加力燃燒室的D30發(fā)動機。假設D30改裝加力燃燒室之后，中間推力為13噸，加力推力18噸。前面串聯(lián)一個縱置對轉(zhuǎn)雙扇葉的升力風扇，通過兩根管道導流到側邊，噴口可向后偏，在平飛時繼續(xù)出力。

? ?? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?

風扇與發(fā)動機的動力連接全程不斷開，且升力風扇具有自己的超音速進氣道。風扇與發(fā)動機縱向排列，相當于發(fā)動機的截面積不變，涵道面積增加了2倍，風扇的直徑增大1.414倍。

2.升力風扇原理

動力傳輸?shù)斤L扇之后，由動力軸直接驅(qū)動后方的正向高速風扇，經(jīng)過行星減速齒輪的變速之后，動力用于驅(qū)動前方的反向低速風扇。

?

假設發(fā)動機加裝升力風扇改裝為動力組合體后，升力風扇推力10噸，發(fā)動機中間推力為10噸，加力燃燒室可提供額外推力5噸。那么整個風扇組合體的中間推力將達到20噸，加力推力為25噸，發(fā)動機推重比增加。假設油耗降低到0.5千克/千克力。

?

同時，只依賴一臺發(fā)動機的耗油量，就幾乎達到了F22兩臺F119發(fā)動機的中間推力水平，即使起飛重量達到F22的超過30噸水平，做到超巡的難度也不高，且耗油率更低。

?

3.氣動外形設計

機身氣動設計上偏向高速、遠程、低阻力，使用鴨翼加大后掠角主翼，低速大仰角過失速機動由三個矢量噴口補足。后噴口由三段式90度噴管，選裝軸對稱三維矢量噴管組成。風扇在飛機雙肩上方雙口進氣，總共四個進氣口。并在機背上額外設置三個可開合的進氣口。增大垂直起降和短距起降時的進氣量。

尾椎延長，雙垂尾、雙尾椎共同作用，起到遮擋噴口，降低尾部雷達反射信號的作用。

在三段式尾噴管的末端，還可加裝軸對稱式矢量噴管，與前噴管相配合，提升飛機平飛時的機動。

4.引氣增升設計

飛機從升力風扇引氣到主翼上，增強主翼的渦流水平。以增強飛機的低速機動能力與大迎角失速飛行性能，同時改善飛機的常規(guī)起降與短距起降能力。

憑借著飛機優(yōu)秀的低速飛行能力，可由直升機攜帶燃油起飛，與戰(zhàn)機進行軟管對接，進行低速的空中軟管加油。

?

由于前噴口能帶來很大的抬頭力矩，卻很難提供低頭力矩，因此其靜不穩(wěn)定布局的設想為：

由風扇引氣增升提高主翼升力，增強低頭力矩。由鴨翼和前矢量噴口補足抬頭力矩，調(diào)整飛機姿態(tài)。當發(fā)動機停機時，引氣增升停止，低頭力矩減弱，以比較平衡的姿態(tài)滑行降落。

?

?

二、性能參數(shù)

本機的戰(zhàn)術定位與F16與F35B類似，是前線快速支援機和多用途戰(zhàn)斗機，因此性能參數(shù)也對標這兩種機型。艙內(nèi)載彈量2噸，最大載彈量9噸，最大航程3000km，空重14噸。機體的長寬高等數(shù)據(jù)均接近F35b。

?

動力組合體總體大約相當于涵道比7的客機大涵道比渦扇，以F135的公開數(shù)據(jù)計算，耗油率是0.62，常規(guī)無加力推力為12噸，短垂模式連接升力風扇時無加力推力為18噸，計算0.62乘以18分之12，得垂起油耗率為0.41千克/千克力每小時。因此0.5的推力油耗比較合理。

?

本機型增加升力風扇之后，不僅不會拖累平飛性能，反而在平飛的時候讓發(fā)動機的推重比達到五代機發(fā)動機的水平，甚至會更高，能夠真正做到一個型號滿足從海到陸的全部戰(zhàn)術需求。

?

假設垂直起飛時，動力組合體總推力20噸，飛機總重19噸，其中載油3噸，彈藥加飛行員共2噸。

以極限情況計算。假設飛機全程保持20噸推力，以1.6馬赫進行超巡，則飛機總共飛行18分鐘，航程588公里，假設全程保持10噸推力，則可飛行36分鐘。在前噴口向下進行矢量偏轉(zhuǎn)，加上機翼噴流增加渦流強度和升力的情況下，做到5噸推力保持平飛，則可總共飛行72分鐘。

?

以垂直起飛垂直起降模式作戰(zhàn)時，航程大約580公里，假設遠海島礁的防空范圍與航空母艦一樣是200公里，那么500公里的航程已經(jīng)基本滿足在200公里內(nèi)攔截敵軍目標的要求。

且由于本戰(zhàn)斗機的最低飛行速度極低，因此可以在島礁上起飛直升機，攜帶燃油和加油設備為戰(zhàn)斗機加油。假設起飛一架直20或米171，攜帶3噸燃油為戰(zhàn)斗機加油，那么與一架直20進行空中加油就可以讓戰(zhàn)斗機再多飛500公里。

?

三、矢量輔助機動邏輯

在垂直起降模態(tài)時，三段式后噴管以90度向下姿態(tài)，前噴管也90度向下，并通過后噴管的左右偏動，使飛機獲得左右平轉(zhuǎn)的控制力。

通過升力風扇兩個噴口的差動調(diào)整，帶來左右升力的不一致，達到控制左右側傾姿態(tài)調(diào)整的目的。

?

矢量噴口具體變換邏輯為：

1.飛機左轉(zhuǎn)右轉(zhuǎn)：后噴口左右偏轉(zhuǎn)

2.飛機前移后移：前噴口聯(lián)動偏轉(zhuǎn)。

3.飛機左傾右傾：左右噴口差動偏轉(zhuǎn)，后噴口跟隨調(diào)整角度。

4.飛機前傾后傾：左右噴口聯(lián)動向前偏轉(zhuǎn)，后噴口改變向后角度。使用保持前噴口與后噴口角度稍向外，成外八字形，改變前噴口外傾角度與噴口截面積的方式，達成飛機姿態(tài)前傾后傾的調(diào)整。

5.飛機平飛時，通過前噴管角度的差動調(diào)整，達到兩側矢量推力不同，增強飛機滾轉(zhuǎn)性能與抬頭機動性能的目的。

?

四、與國內(nèi)外短垂戰(zhàn)斗機對比

1.對比F35方案

與本方案相比，F(xiàn)35B顯得結構復雜，死重大，成本高，發(fā)動機性能受限，垂直起降時發(fā)動機功率利用率低。

且三個有不同需求的型號互相掣肘，為了有足夠通用性，大量機身部件結構不能做到最適合飛機性能，導致三個型號的機身結構與飛行性能都有妥協(xié)。

升力風扇結構復雜，風扇的離合器對制造工藝和材料的要求高，且升力風扇在平飛時作用有限，發(fā)動機噴管的矢量偏轉(zhuǎn)角度也有限制，對飛機平飛時的機動幫助不大。

同時由于F35B的升力風扇與發(fā)動機是間歇性連接，發(fā)動機的性能設計必須在帶動升力風扇和不帶動升力風扇之間做選擇，最終發(fā)動機的成本高昂，但在垂直起降和平飛時的能量利用率卻都不高。

?

2.對比X32方案

與本方案對比，X32顯得垂直升力小，總重低，載油量載彈量低。且發(fā)動機深入機身，維護性差。前后矢量管道的高熱氣流對地面的傷害大。

垂直起降時噴口使用的是燃燒后的氣體，廢氣容易被吸入進氣道，發(fā)動機停車隱患很大。而且加力燃氣室深入機體，機體長時間與高熱管道接觸會有巨大的自燃隱患。

進氣道太短，導致超音速性能不佳，隱身性不高。

?

3.對比成飛專利方案

與本方案相比，成飛專利方案的雙發(fā)耗油率高，前發(fā)長度限制，無法安裝加力燃燒室，限制了總推力。高熱管道穿過前機身，干擾機載設備工作，且有不小的自燃隱患。 ???

并且總推力增加有限，前發(fā)動機難以安裝加力燃燒室，最大推力局限在中間推力，只能大約增加8噸的推力。增推幅度不大，卻擁有雙發(fā)的耗油率。

同時，沒有解決廢氣吸入問題，依然有發(fā)動機吸入廢氣停車的隱患。

5.性能優(yōu)勢

升力風扇沒有離合器，結構簡單，無死重，使用現(xiàn)有成熟技術發(fā)動機，成本低，垂直升力大，總重高，載油量載彈量都有提升。

單發(fā)耗油少，平飛時推力大，不開加力即可實現(xiàn)超音速飛行，沒有高熱管道通過前機身，比較安全。發(fā)動機處于機身后部，維護性好。

動力設計可讓發(fā)動機為持續(xù)外接一個風扇的工作方式進行優(yōu)化。杜絕美國F135發(fā)動機那樣尋求間歇性驅(qū)動風扇，導致發(fā)動機性能的優(yōu)化只能在外接風扇模態(tài)和不接風扇模態(tài)之間選擇一個。

風扇與發(fā)動機一直保持連接，省略了工作條件苛刻與壽命不高的離合器，簡化了升力風扇的結構，提高了可靠性和出動率，降低了故障率。

且升力風扇的葉片與噴嘴分離，杜絕了兩者互相占用空間，互相干擾，最終兩者的體積和性能都被壓制以同時塞進一個狹小空間里的問題。

外接升力風扇需要為此對發(fā)動機渦輪、燃燒室、傳動軸等等進行設計特化。在老型號上進行技術改進比研發(fā)全新型號發(fā)動機的工作量小，難度低，成本也更低。

本機型總共只有三個噴口，前推力由兩個對稱的小噴口提供，實現(xiàn)三點控制姿態(tài)。杜絕了F35B上除升力風扇噴口外，還需要從發(fā)動機引氣，在機翼上另開兩個小噴口以穩(wěn)定機身的問題。

且本機型在狀態(tài)轉(zhuǎn)換時無需同時控制風扇噴口的開合與離合器的斷連，簡化控制邏輯，降低難度，提高飛控的可靠性。并且可以分別調(diào)節(jié)噴口截面積與噴口推力的矢量角度。避免互相干擾，簡化飛控。

升力風扇使用轉(zhuǎn)動式噴口，而不是F35B的多片格柵控制推力方向，不僅更容易控制噴口指向，讓飛機微調(diào)前進后退，同時矢量噴口擁有更大的推力調(diào)整角度，而且獲得了兩個噴口差動帶來的飛行機動優(yōu)勢。

?

?

6.應用優(yōu)勢：

本文設想的是由一個機型完成所有任務需求，需要同時滿足教練機需求和多用途任務需求。因此建議在這個機型上使用雙座、自帶登機梯、注重垂直起飛能力。如果需要有別的需求，再根據(jù)具體情況發(fā)展后續(xù)特化機型。

?

一個型號可以用于偵察、轟炸、防空、教練等任務。由于他在垂直起降條件下仍具有實用的作戰(zhàn)半徑，雙座的特點，可以利用直升機起降平臺，可以在空中操控無人機參與空中偵察和支援。

美國cvnx航母構型論證時，也曾出現(xiàn)過彈射型和垂直起降戰(zhàn)斗機混編的甲板構型。美國由于海軍陸戰(zhàn)隊和海軍相互獨立，因此不容易做到彈射戰(zhàn)斗機上兩攻或者垂直起降戰(zhàn)斗機上航母。

但中國沒有這樣的軍種桎梏，因此本機型攜帶彈射桿，可在航母正常運作時加入正常甲板序列，無需特供完全不同的起飛條件，同時以彈射標準加強機體結構。

同時，本機不止可以放在兩棲攻擊艦上，也可以放在航母上使用，可在右側艦島后面的停機區(qū)備用，一旦出現(xiàn)緊急情況，如動力癱瘓，供電受損，航母沒有足夠航速，甚至是甲板被導彈擊中，彈射器失去運作能力時，就可以使用航母降落跑道短距離起飛作戰(zhàn)?；驈募装迳现苯哟怪逼痫w，執(zhí)行防空反艦任務。

?

可以用于常規(guī)機場、兩棲攻擊艦、航母甲板、前線機場、直升機平臺等等。因為其垂直起飛性能有可用性，因此可以與直升機部隊混合編組使用?？裳b備空軍部隊，海軍航空兵部隊，遠海島礁部隊，陸軍航空兵部隊等等。

在陸地島嶼機場上垂直起飛，短距起飛時，載彈量可達到1噸~3噸，戰(zhàn)術定位相當于F16。在航母上以彈射滑躍方式起飛、在陸地機場以常規(guī)方式起飛時，載彈量可達9噸，戰(zhàn)術定位相當于殲15，殲16?？商娲鷼?5的高載重多用途定位，作為四代半戰(zhàn)機與殲35配合作戰(zhàn)。

五、類變循環(huán)發(fā)動機模態(tài)

組合體可轉(zhuǎn)變?yōu)轭愖冄h(huán)發(fā)動機，在高空高速空氣稀薄時，前矢量噴口關閉收斂片，被升力風扇吸入增壓的氣流，經(jīng)排氣罩結構上的三個凸起兩個凹陷聚集到中心之后，通過風扇傳動軸接口附近的兩個滑動活門注入發(fā)動機，把被升力風扇加壓加速過的大部分空氣都注入發(fā)動機。起到增強核心機氣流量的渦輪增壓效果。

該動力組合體的變循環(huán)工態(tài)總體類似于GE于1973年提出了可調(diào)涵道（MOBY）變循環(huán)概念，一種三轉(zhuǎn)子分開排氣具有涵道燃燒室的渦扇發(fā)動機。

只不過本文的動力組合體構型是在雙轉(zhuǎn)子渦扇基礎上加裝第三個由齒輪驅(qū)動的風扇。

六、主要技術難點與建議

1.技術難點

（1）、技術難點1

由于飛機從發(fā)動機到升力風扇有很大的動力傳輸需求，對傳動軸的強度和要求很高，傳動軸分為3節(jié)連接，外套一個保護殼進行支撐，以減小傳動軸所受的扭力。

升力風扇中的高速風扇與發(fā)動機進口風扇的轉(zhuǎn)速相同，如果兩個風扇的其他參數(shù)設計也相似，就會導致升力風扇或者發(fā)動機風扇的效率受損。

相比于常規(guī)戰(zhàn)斗機，動力結構復雜，加了升力風扇之后空重較大。矢量噴管能提供的抬頭力矩很大，但低頭力矩有限，只能在低空低速時補足機動能力，高空高速時的機動能力受限。

?

2.技術解決方案

a.選擇維持發(fā)動機風扇的原始設計，增加升力風扇中高速風扇的葉片數(shù)，在傳動軸轉(zhuǎn)速固定的情況下。盡量維持高速風扇的效率。

?

b.提高發(fā)動機自身低壓風扇的轉(zhuǎn)速，減少發(fā)動機低壓風扇葉片，以維持發(fā)動機的進氣量與升力風扇高速風扇的效率。

?

c.使用兩個行星齒輪組，動力從發(fā)動機風扇動力軸傳出來之后，先經(jīng)過一行星增速齒輪獲得動力軸的高轉(zhuǎn)速，驅(qū)動高速風扇之后，高速軸再將動力傳到下一行星減速齒輪，獲得低轉(zhuǎn)速驅(qū)動低速風扇。

d.使用一個二級變速器，傳動軸先經(jīng)過變速器獲得高轉(zhuǎn)速，驅(qū)動高速風扇之后，將動力以高轉(zhuǎn)速傳到行星減速齒輪，獲得低轉(zhuǎn)速驅(qū)動低速風扇。

（2）、技術難點2

兩套行星齒輪的重量較大， 由于升力風扇需要在較小的直徑里實現(xiàn)10噸的冷氣流推力，與現(xiàn)有的美國普惠的gtf齒輪傳動風扇對比，風扇的轉(zhuǎn)速和齒輪的功率較大。因此風扇總體的重量會比較大，結構比較復雜。

?

解決方案2:

可利用機身座艙后部加粗的形狀，適當增加升力風扇的直徑與進氣口面積，通過增大進氣量的方式提升起飛推力。

3.應用難點

短垂本身是為了在常規(guī)飛機難以適應的起降環(huán)境下使用，如條件簡陋的前線機場，鋪設鋼板后的直升機起降平臺，面積局促的護衛(wèi)艦艇后甲板，面積不大且高鹽高濕的海島等等。

這些環(huán)境不僅起降條件差，后勤維修保養(yǎng)能力也會出現(xiàn)很大的不足，因此，需要避開一些維護量大、壽命短的元件。

4.應用解決方案

為了滿足惡劣條件下的使用與維護、成本以及隱身性能的平衡，尤其是隱身涂層和軸對稱三維矢量噴管需要的維護量尤其大。

?

因此建議基礎型只選擇隱身外形和隱身座艙玻璃。隱身涂層與尾噴管的軸對稱矢量噴口為選裝?？筛鼡Q為防腐蝕涂層和單獨的三段式矢量噴管，并對座艙玻璃和機身在外形上進行額外隱身措施的補足。

以喪失部分性能為代價，提高飛機部件的可靠性，降低維護難度，提升前線使用時的出勤率。

5.項目命名建議

戰(zhàn)斗機建議命名為殲18，一來是因為他使用了渦扇18系列的發(fā)動機。

二來是因為“中國的殲18垂直起降戰(zhàn)斗機”這個概念早在2011年就被日本朝日新聞到處宣傳，做出了許多牛頭不對馬嘴的宣傳圖，后來又被多次辟謠。以殲18為代號，可以方便在研發(fā)保密期間混淆視聽。

三來，在數(shù)字上18比20小，符合殲18是一種四代半戰(zhàn)機，隱身性、成本、戰(zhàn)術定位都比殲20低的定位。

?

?

七、后續(xù)拓展型號

如果對雙發(fā)重型短垂飛機有需求，該動力組合體也可以安裝到雙發(fā)飛機上。

到這里，整個比賽文檔就結束了，感謝大家的觀看，另附上海選和初賽的評審意見。

請不要笑得太大聲，我真的會哭。