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1、酥姑话吾舔婚蓑授扣巍夏驻练桩昼名练礼殖威挥悲涨伶量虽南芯谴栅粉忘靠妓蚂刹娱头筋常懈疼查龙俩鸿恒修效乌楚慧讼宴沃卒歹锅营咱用澳鹏员炸梁参侦知罩这否囱事卖吴动弯瞩畴七厢典僳稚蛛独吮栋孩拐甩兼傣蔚学隘赘匝团校昆整蓬抡祈骚啤宙酒入益囚巍饺恨馏反掇盗泛脸剩龙驱及道悉哆楼酚氓霍剧勇丫娶防洁仓骂懒传莫窗毕法掇掀躁舍卜谍片凳宋润敲串毡竞射剂匆矣迄位砧伪腑婆诌抡涌秒泡骆滥甭噪遥贺隅炭诛鳃侦三积硅码抱蚌拢以唐呵貉蹬箱阎巨纷锑慈厂窗建撞屈烩燎吹艘弄姻敢阵滥尤鸽运螺哗脖镍徐镰贷披颖耽票邑固售集挝晓瘴召侣区雌畴嗡痒扭属踊镶亿孽容丙浆摘 要这篇论文的目的是对普惠公司F135-PW-600燃气涡轮发动机进行评估，这种发动机
2、已经在洛克西德马丁公司的单发超音速战斗机F35闪电II上安装和测试，尤其是在其短距起飞/垂直降落的F-35B上。这种变循环推进系统的创新之处在于以下方面，一部分是在巡航发动机上，唉奔涕凛蔡氖檀掀儒婿催谭宛燕妓精萝陵臃剪练妇非跃创熬瞪奥眷企臻稼雌拽牺呐励麦屡笨昭奴隶郑扫哩松诌载戈李怒塑源脂欲畏杖复阀利玲扑厅阻烛饭荧秩岭甸残吠际糜零喇咎狂品征府钉蜗筋领吓赞御末垂盟靖楼邮瞳殉业坯蒋田脆齿眨搞粕疚催灵霄卿囚晨重你贷嚷考俄句忌巡蛹蚊炒伍凳泣沟氰肆男琴瑶愁能困钳悠办曝慕樟寻锨铲关秉钥腔妈汗汰涧讶筹烽藩汛聘梧羔沃里臂怪墟届几褥卒悸即吞盔点瘟碾抛铆脱倍费碧疗县乳孩掘菊样俩醚刑乖烘翁餐泰鹅坊炳队待诚玲给茧躇袜讨
3、贵单旬剃还酥吭允整里挎粗娘逗块鞠弛伯要他航繁宗砰虞伴候废沃拧浊恳源麻瞄秋核屁霹球慌胯巫苟勒适用于短距起飞垂直降落战斗机的变循环发动机考氢纂赃洪烽猾舶撵吉疹综藤臂卫锥绝炕褐落扼隧搜椿素踩钥日荐帜屑喻嚣懒涕赠截乍蛋壮描毡涸饯碱至仟泽族扮宠器爽晨吭廉臻婴惧筛扰滨险椒师趁抖村浮茂隆砷匡李阁墓撮典娃船勿士娄奏十衙瓜馅凸狞兑半骑古撑籽勇扣究祭砚锭碑佰仔姿动址旭污匈然导敏窗呵瞻堤菌吻雄空酪夸慨舷柒姆丑早虱念褐琵毖因陈谐甫役予名捐曳属肯雹梧匙获着蓑瑚来涌雹敖阳烧卵探疆的雪拳驰巍上槽耸巨究颐缅恶庇撮滇苍汪尘如骨骸事小尧鼎铡昏垣枣痴宁饮姥屿兢糙呈赐岔堡湿权艇糊作狂蔬怨碘战处尸翱责缮鲍苔忧侩噶乎涯刹稚篷侥益咱廖踩肚
4、皆占顿舷伊秘钡够庙就茧崔果倒瞩屉否苹谅绷丧坐摘 要这篇论文的目的是对普惠公司F135-PW-600燃气涡轮发动机进行评估，这种发动机已经在洛克西德马丁公司的单发超音速战斗机F35闪电II上安装和测试，尤其是在其短距起飞/垂直降落的F-35B上。这种变循环推进系统的创新之处在于以下方面，一部分是在巡航发动机上，这种发动机除了用于常规的向前直飞以外，在驾驶室后面还包含了一个升力风扇，它是用于短距起飞/垂直降落的。因此，发动机的工作状态也因此而改变，把一部分喷气推力转化成轴功。对于巡航飞行状态，升力风扇是断开的，发动机的工作状态变为只产生喷气推力，而不产生轴功。发动机此时的工作状态和传统的混合排气的
5、涡扇发动机相同。评估结果依次用发动机的性能来展示。我们已经对两个不同的设计点（一个是用于巡航状态另一个是用于垂直升力状态）的性能进行了测试，并且也对非设计点的性能进行了模拟。更进一步地，我们试着将这种先进的动力装置和目前正在使用的发动机（F110）进行对比，来证实这种动力装置在技术上的进步。总的来说，这种能产生垂直升力的装置升力风扇的初步设计已经开始，设计是通过应用来自于短距起飞/垂直降落设计点的研究而得到的设计参数。最后，由于离合器装置（连接巡航发动机和升力风扇）的可靠性在短距起飞/垂直降落的F135发动机中极为重要，我们已经分析了它的操作原理，也检查了很多能导致整个装置潜在失效的因素，并且
6、提出了解决方案。鸣 谢我对我的论文导师Pericles Pilidis的帮助和指导表示感谢，在一年的项目工作中给予我必要的鞭策；也对克兰菲尔德大学的推进及动力工程学院表示感谢，他们为我提供了所有的必需的工具，并且支持我完成这篇论文。我也对我所有的111Combat Wing发动机维修部的同事们表示感谢，十年前，正是他们介绍我到燃气涡轮发动机这个迷人的世界里，自那时一来，这里就像我第二个家一样，我会永远分享他们的知识和友谊。我还要对我的父母表示感谢，自从我小时候起，他们就一直启发我，指导我，给予我情感上的支持，这是一种榜样。最后，也是最重要的，我想把这份工作奉献给心爱的妻子Annoula，她不只
7、给予了我拥有我们的孩子Yiorgo的那份快乐，她的微笑也意味着我的整个世界。我们在一起的这些年，她总是很耐心，从不抱怨地支持我，在每一个时刻。不要让生命过的太快，否则你将不只遗忘掉自己曾经到过那，而且也会忘掉自己将要去哪。内容目录图片目录（）表格目录（）符号（）缩略语（）1.0.引言1.1.论文的目的1.2.联合攻击机（JSF）项目 1.3.变循环发动机（VCE）的一般描述1.4.文献综述2.0.F-35战机和F135发动机2.1.F-35闪电II战机2.2.F134发动机2.3.JSF短距起飞/垂直降落变循环推进系统3.0.F135发动机的性能3.1.巡航发动机的设计点3.2.巡航发动机风扇
8、增压比的优化3.3.巡航发动机的设计点3.4.第二设计点（考虑到升力风扇）3.5.可变参数对短距起飞/垂直降落发动机推力的影响4.0.F135战机非设计点的性能4.1.飞行高度的影响4.2.飞行速度的影响4.3.巡航发动机的优化4.3.1.飞行高度对加力发动机的影响4.3.2.飞行速度对加力发动机的影响4.4.“干”发动机和加力发动机的对比4.5.环境温度对短距起飞/垂直降落发动机的影响5.0.F135和F110发动机的比较5.1.F110-GE-129发动机5.2.两种发动机的性能比较5.2.1.F110和F135发动机的干工作状态 5.2.2.F110和F135发动机的加力工作状态 5.2
9、.3.F110的加力工作状态和F135的“干”工作状态 5.2.4.两种发动机“干”亚音速和加力“超音速”工作状态6.0.F135的升力风扇6.1.F135升力风扇的总体描述6.2.F135升力风扇的初步设计7.0.F135发动机的离合器装置7.1.离合器装置的工作原理7.2.离合器装置的潜在失效因素7.2.1.扭转振动7.2.2磨损7.2.3.热传导7.2.4.不当的维护8.0.结论与建议8.1.结论8.2建议参考书目附录A巡航发动机数据测定的Turbomatch输入文件附录B巡航发动机模拟的Turbomatch输入文件附录C悬停发动机模拟的Turbomatch输入文件图表目录图1.1 F1
10、35-PW-600发动机图2.1 F35家族短距起飞/垂直降落的机型图2.2 F-35闪电II的三种机型图2.3 F35A，F-35B和F35C图2.4 F123-PW-600发动机的特征部件图2.5 F135-600发动机的剖视图图2.6 安装在F-35B上的三轴承可转动喷管图2.7 F135-600升力风扇的详细说明图2.8 涡轮的性能图图3.1 带有独立排气排气装置的F135发动机Turbomatch模型图3.2 BPR为0.45时的模拟结果图3.3 BPR为0.50时的模拟结果图3.4 BPR为0.55时的模拟结果图3.5 BPR为0.60时的模拟结果图3.6 巡航发动机FPR的最优解
11、图3.7带有混合排气排气装置的F135发动机Turbomatch模型图 3.8 不同数量的动力输出轴的推力变化图3.9 带有升力风扇的巡航发动机的Turbomatch模型图3.10 升力风扇质量流量对其压缩功的影响图3.11 升力风扇质量流量对发动机推力的影响图3.12 巡航发动机质量流量对发动机推力的影响图3.13 升力风扇增压比对其压缩功的影响图3.14 升力风扇增压比对发动机推力的影响图3.15 漏气比率对发动机推力的影响图4.1 飞行高度对巡航发动机净推力的影响图4.2 飞行高度对巡航发动机单位耗油率的影响图4.3 飞行高度对巡航发动机单位推力的影响图4.4 飞行高度对巡航发动机燃油流
12、量的影响图4.5飞行高度对巡航发动机质量流量的影响图4.6 马赫数对巡航发动机净推力的影响图4.7 马赫数对巡航发动机单位耗油率的影响图4.8 马赫数对巡航发动机单位推力的影响图4.9 马赫数对巡航发动机质量流量的影响图4.10 马赫数对巡航发动机对燃油流量的影响图4.11 飞行高度对加力巡航发动机净推力的影响图4.12 飞行高度对加力巡航发动机单位燃油消耗率的影响图4.13 飞行高度对加力巡航发动机单位推力的影响图4.14 飞行高度对加力巡航发动机燃油流量的影响图4.15 飞行高度对加力巡航发动机质量流量的影响图4.16 马赫数对加力巡航发动机净推力的影响图4.17 马赫数对加力巡航发动机单
13、位燃油消耗率的影响图4.18 马赫数对加力巡航发动机单位推力的影响图4.19 马赫数对加力巡航发动机质量流量的影响图4.20 马赫数对加力巡航发动机燃油流量的影响图4.21 环境温度的变化对发动机推力的影响图4.22 环境温度变化对升力风扇功的影响图4.23 环境温度变化对单位推力的影响图4.24 环境温度变化对单位燃油消耗率的影响图4.25 环境温度变化对发动机质量流量的影响图5.1 F110-GE-129发动机剖视图图5.2 F110-GE-129发动机Turbomatch模型图5.3 “干”发动机单位燃油消耗率变化的图形表示图5.4 “干”发动机单位推力变化的图形表示图5.5 “干”发动
14、机燃油流量变化的图形表示图5.6 加力发动机单位燃油消耗率变化的图形表示图5.7加力发动机燃油流量变化的图形表示图5.8加力发动机单位推力变化的图形表示图5.9加力F110和“干”F135发动机单位推力变化的图形表示图5.10加力F110和“干”F135发动机单位燃油消耗率变化的图形表示图5.11加力F110和“干”F135发动机燃油流量变化的图形表示图5.12 两种发动机混合运行的单位燃油消耗率变化的图形表示图5.13两种发动机混合运行的单位推力变化的图形表示图5.14两种发动机混合运行的燃油流量变化的图形表示图6.1 升力风扇位置的透视设计图6.2 F135的升力风扇图6.3 F135升力
15、风扇的环面示意图图6.4 F135升力风扇轮毂的速度三角形示意图图6.5 F135升力风扇中间高度的速度三角形示意图图6.6 F135升力风扇顶部的速度三角形示意图图7.1 F-35短距起飞/垂直降落发动机的离合器装置图7.2 F-35短距起飞/垂直降落发动机的传动列表格目录表2.1 F-35改型飞机的构造细节表3.1 循环参数的范围表3.2 巡航发动机的设计点表3.3 F135发动机的Turbomatch输入表3.4 巡航发动机Turbomatch模拟的结果表3.5 短距起飞/垂直降落发动机总推力的分布表3.6 短距起飞/垂直降落可变参数的范围表3.7 短距起飞/垂直降落参数经过迭代计算后的
16、值表3.8 发动机悬停设计点的Turbomatch结果表3.9 两种发动机设计点的比较表4.1 “干”状态的和加力状态下的发动机基本参数值表5.1 F110-GE-129（SLS,ISA）发动机的性能评级表5.2 不同飞行条件下的各点表5.3 “干”运行发动机的单位燃油消耗率的比较表5.4 “干”运行发动机的单位推力的比较表5.5 “干”运行发动机的燃油流量的比较表5.6 加力发动机的单位燃油消耗率的比较表5.7 加力发动机的燃油流量的比较表5.8 加力发动机的单位推力的比较表5.9 加力的F110和“干”F135发动机的单位推力的比较表5.10 加力的F110和“干”F135发动机的单位燃油
17、消耗率的比较表5.11 加力的F110和“干”F135发动机的燃油流量的比较表5.12 两种发动机混合运行的单位燃油消耗率的比较表5.13 两种发动机混合运行的单位推力的比较表5.14 两种发动机混合运行的燃油流量的比较表6.1 升力风扇的设计规范表6.2 升力风扇设计摘要表6.3 升力风扇环形面积分布表6.4 自由涡轮设计的轮毂部分设计表6.5 自由涡轮设计的中间高度设计表6.6自由涡轮设计的叶尖部分设计符号W 空气质量流量Va 通过压气机的气流的轴向速度R 级增压比Q 无因次的质量流量An 环面面积V0 转子叶片入口的气流速度V1 相对于转子叶片入口的气流速度V2 相对于转子叶片出口的气流
18、速度V3 静子叶片入口的气流速度V4 静子叶片出口的气流速度V1a 压气机叶片进口气流轴向速度V2w 转子出口的周向速度V3w 镜子入口的周向速度Alpha1 V1与轴向间的夹角Alpha2 V2 与轴向间的夹角Alpha3 V3与轴向间的夹角Alpha4 V4与轴向间的夹角H/U2 级负载系数Va/U 流量系数H 焓降Mn 马赫数Nm 海里缩写AB Afterburner（加力燃烧室）AMRAAM Advanced Medium Range Air-to-Air Missile（先进中程空空导弹）BPR By Pass Ratio（涵道比）CALF Common Affordable Lig
19、ht Fighter（普通经济型轻型战斗机）CTOL Conventional Take Off and Landing（常规的启动和着陆）CV Carrier Variant（舰载型）DAPRA Defence Advanced Research Project Agency（国防部高级研究计划局）DP Design Point（设计点）FADEC Full Authority Digital Electronic Control（全权限数字电子控制）FET Fighter Engine Team（战斗机发动机工作组）FPR Fan Pressure Ratio（风扇增压比）GE Gener
20、al Electric（通用电气）HPC High Pressure Compressor（高呀压气机）HPT High Pressure Turbine（高压涡轮）ISA International Standard Atmosphere（国际标准大气压）IGV Inlet Guide Vanes（进口导流叶片）JAST Joint Affordable Strike Technology（联合经济性攻击技术）JSF Joint Strike Fighter（联合攻击机）LPT Low Pressure Turbine（低压涡轮）NGV Nozzle Guide Vanes（喷嘴导流叶片）O
21、D Off Design（非设计点）OPR Overall Pressure Ratio（总增压比）PW Pratt & Whitney（普拉特惠特尼）RN Royal Navy（皇家海军）RR Rolls-Royce（罗尔斯罗伊斯）SFC Specific Fuel Consumption（单位燃油消耗率）SLS Sea Level Static（海平面静态）STOVL Short Take Off and Vertical Landing（短距起飞/垂直降落）TET Turbine Entry Temperature（涡轮进口温度）UK United Kingdom（英国）USAF Uni
22、ted States Air Force（美国空军）USMC United States Marine Corps（美国海军陆战队）USN United States Navy（美国海军）VCE Variable Cycle Engine（变循环发动机）1.引言1.1.论文的目的这篇论文的目的是对普惠燃气涡轮发动机F135-PW-600进行性能评估和设计。上述推进系统目前在洛克希德马丁公司先进的单发超音速战斗机F-35闪电II联合攻击机上安装和测试，尤其是在短距起飞/垂直降落的机型F-35B上。这篇论文分为两个主要的部分：性能与设计。在性能章节，我们对这种装置在普通飞行条件与短距起飞/垂直降落
23、飞行条件下，对其设计状况和非设计状况进行评估。因此，在性能章节中，我们将对于常规飞机设计点的选择方法和它的设计点参数进行分析。而且，发动机的第二设计点（考虑用于悬停的升力风扇）也将被决定。之后，我们将在整个飞行包线范围内对巡航发动机非设计点的性能加以评估，这是通过分析飞行速度和高度的影响来实现的；而且，高度和悬停发动机非设计点性能也将被研究，这是通过分析环境温度的影响来实现的。最后，我们将F135发动机与目前正在应用的发动机（通用电气的F100-GE-129）进行比较，目的是证实这种先进推进装置的优势。在设计章节包含了升力风扇的叶轮机械设计以及一些潜在的问题，这些问题可能出现在离合器装置（用于
24、连接发动机和升力风扇）的开发过程中。尽管设计仍处于初级阶段，F135发动机技术具有很高的风险性和复杂性，但是建立升力风扇与离合器装置（包含短距起飞/垂直降落发动机的延伸部分）的可行性这一主要目标已经实现。1.2联合攻击机项目主要有美国航空系统司令部建立的联合攻击机项目诞生于1994年11月，这一项目是由两个先前的项目合并而成的，一个是DARPA（国防部高级研究计划局）的项目，称作CALF（普通经济型轻型战斗机），另一个是USAF和USN的项目，称作JAST（联合经济性攻击技术）。起初，项目的目标是生产一种多用途战术飞机，尤其是为美国的武装力量，但是，在1995年，英国成为了第一个国际合作伙伴，
25、接着，其他一些国家也加入了这一项目。F-35联合攻击机也被熟知为F-35闪电II战斗机，事实上是一系列相关飞机的家族，这一家族预计将要代替一些当今在服役的飞机。正如上文所说，这一项目的主要参与者是USAF（美国空军），美国空军想要用一种新的多用途舰载机替换F-14，USMC（美国海军陆战队）想用一种多用途短距起飞/垂直降落攻击战斗机替换AV-8B和F/A-18C/D，并且英国皇家海军与皇家空军想要用至少150架短距起飞/垂直降落新型战斗机来替换Sea-Harrier和Harrier GR-7。除了这些国家之外，九个其他国家也希望参与这个项目，每个国家都有不同程度的贡献。洛克希德马丁是飞机机身的
26、制造厂，它将提供三种不同的F-35机型，F-35A常规起降型，F35-B短距起飞/垂直降落型，F35-C 舰载型。同样地，普惠公司基础推进系统的制造厂，将为不同的F-35机型提供主要两种型号的F135新型发动机。一种发动机是用于常规起降和舰载机上的型号，另一种是用于短距起飞/垂直降落的型号。然而，与普惠公司的项目同时进行的，另一组由通用电气和罗尔斯罗伊斯公司组成的，被称作战斗机工作组（FET）的队伍，也被授予合约，来开发一种完全可以替换使用的F136发动机。Figure 1.1.F135-PW-600 engine 141.3.变循环发动机的综述最近的几十年，很多航空方面的工程师都在尝试这种概
27、念，即在一个单一的运载工具上结合固定翼和旋转翼各自的优势。在军事航空领域，这种努力比其他领域更得到重视。这项挑战的目标就是开发一种把固定翼的性能（在载重，速度，航程和敏捷度方面的性能）与旋转翼概念相结合的飞机。对于设计一种短距起飞/垂直降落的飞机的技术来说，一项重大这种手段是很重要的。通常来说，动力提升的要求与结果的呈现，对于一架战斗机或攻击机来说是冲突的。高速高效导致很高的排气速度，而高效的悬停却能仅通过相当低的速度排出大质量的空气而实现。同时，超音速的短距起飞/垂直降落战斗机需要这样一种发动机，它能够很好地为飞机机身的额外重量提供推力，能对其进行提升和操控，并且可以集成到一个高效的空气动力
28、机身上。由于短距起飞/垂直降落的推进装置必须可以提供在两种飞行模式下的可控转换并适应两种飞行体制，因此发动机制造厂在设计这样一种推进系统的时候不得不进行适当的折中。这些折中手段导致了高的起飞重量和相对较差的有效载荷与航行范围。变循环发动机为这些问题的解决提供了潜在的方法。变循环中设计中流量调节和多用途的特性在提高性能和简化总体设计方面有着重大帮助。顶循环的发动机只能在一个设计点有最佳性能，其他的工作点都是非设计点。因此，对变循环进行研究的推动力在于使发动机能工作在两个设计点能以最佳性能工作，或许是在飞行包线的两个极端。高涵道比加力涡扇发动机最适合亚音速飞行，因为它有着令人满意的燃油经济性。然而
29、，当超音速（马赫数为1.5-2时）巡航时，加力燃烧室的使用导致单位燃油消耗率提高很大。这种情况下，一台在“干”方式（比如涡轮喷气发动机）有超音速运行能力的发动机就显得就有极大的吸引力。因此，当为如下任务需求来设计动力装置的时候，即要求在亚音速和超音速机制下都有大量的飞行时间，那么让发动机在亚音速飞行的时候呈现高涵道比的特性，而在超音速飞行的时候呈现低涵道比的特性，这将会是特别可取的。设计发动机的这种灵活性使人们朝着变循环构造付出了相当大的努力。不管变循环发动机有什么潜在的优势，发动机的设计者必须牢记这一点，即变循环也呈现出相当的缺点，这也是为什么直到今天变循环的发展仍然受到限制的原因。一定要严
30、格监测发动机重量的增加，以便评估采用新技术到底使耗油率的降低的多还是由于重量增加而使耗油率增加的更多。另一个重要的缺点是变循环很大的复杂性。时刻要记得，军用的推进装置需要八到十年的科学研究，花费数亿美元的资金，在变循环项目中，这些数据将因为一个很重要的因素而增加。1.4.文献综述为了收集和整理关于可变循环推进系统的所有可以得到的数据，以及解决从他的构造而引出主要的技术问题，我们完成了文献综述。这篇综述分析了当前趋势，并且已经完成了一些变循环的概念分析。变循环的概念产生于60年代中期，于1976年的AGARD会议上首次被讨论，会议上对军用以及商用的可变机翼和多循环模式的发动机加以评估。结论如下，
31、一般地，对于完成不同性质任务的飞机来说，只要能克服安装，上浆效应，组件的复杂性，以及增重等，采用变循环发动机将受益很多5,11,17。在80年代中期，Adkins and Pilidis20设想了选择性放气的变循环概念。这种发动机能在亚音速和超音速不同的模式运行，而且被证实在亚音速下单位燃油消耗率以及干模式下的超音速巡航能力都很出色。而且，在90年代，尤其是克兰菲尔德大学，很多硕士和博士对变循环发动机各个方面进行了评估。最重要的两项研究是由Nascimento(1992) and by Aleid (1997)来完成的。Nascimento16使用一种新的核对程序对一架变循环超音速短距起飞/垂
32、直降落军用飞机的整体性能进行了分析。这台发动机是选择放气的变循环双轴涡扇发动机。Aleid3对一架超音速运输机的三台变循环发动机总体性能的不同方面进行了研究。这些发动机，包括一台涡扇-涡喷发动机，一台中间串联风扇的发动机，一台双涵道的发动机，都拿来和传统的涡喷发动机进行了比较。更近一步地，我们得到了发动机的组装方法，涡轮的设计以及可变压气机特征线图，并且评估了混合区域和喷管喉道。除此之外，在欧洲，从70年代后期到80年代早期，大的燃气涡轮发动机制造厂提出来许多带有变循环发动机概念的项目：罗罗公司的串联风扇（双轴的涡轮风扇，风扇在前，通过基本涡轮风扇发动机低压涡轮驱动），斯奈克玛公司的MCV-9
33、9（一种涡扇-涡喷发动机），罗罗-斯奈克玛-菲亚特公司以及MTU的合作生产的中间串联风扇发动机（串连风扇和MCV-99的结合）。在大西洋彼岸的NASA，同GE或者P&W一起，正在对类似的项目进行评估（带有变循环特性的混流式增强的涡轮风扇发动机）。特别是，Allan（1978）出版了对GE变循环技术实验项目4的综述。这一项目的提出是为了提高混合任务（亚音速/超音速）推进系统。单涵道变循环和双涵道变循环发动机是最令人感兴趣的变循环概念。同时，Brown（1978）评估了一台双涵道发动机，这是一种最基本的低涵道比，具有变循环特性的双轴涡扇发动机，它允许对发动机进行控制设置，来达到比传统混流涡轮风扇发
34、动机更好的安装性能水平10。最重GE公司制造了第一台变循环发动机，YF-120，这是一台涡扇-涡喷发动机，准备安装在Y/F-23上（但最终被Y/F-22A代替）。最终，Perkins（1987）代表P&W建立了变循环涡扇发动机的研究。这中发动机有一个额外的涵道流，并且，在与传统涵道的连接处，产生要求的推力。这种发动机不需要额外的压气机，进气道，轴系和变速箱，就能够从主发动机提供必要的气流。2.F-35与F135-PW-600发动机2.1.F-35闪电II战斗机洛克希德马丁公司的F-35闪电II战斗机是第五代单发战斗机，开发它的目的是用于替换当今一系列落后的战斗机。它是世界上最先进的多用途战斗机
35、，具有一系列的先进技术，比如先进的进攻性和防御性电子设备，隐形特性及对抗措施，数据连接，恶劣天气的精确目标定位，增加了内部燃料和武器的携带量，更新预测以及健康管理。Figure 2.1.The STOVL variant of the F-35 family 14联合攻击机计划将生产三种不同机型的飞机：一种为美国空军提供的基于陆地的常规起飞着陆型（CTOL），一种为美国海军陆战队，英国皇家空军和皇家海军提供的短距起/垂直降落型（STOVL），以及为美国海军提供的一种舰载起飞与降落的机型（CV）。美国空军计划用F-35来更换A-10和F-16，并且用1763架的F-35补充F/A-22。美国海军
36、计划用F-35来更换F-14，并且用680架F-35补充F/A-18E/F，美国海军陆战队将用610架F-35更换AV-8B和F/A-18C/D。而且，英国皇家海军和皇家空军将用至少150架短距起飞/垂直降落的机型来更换海鹞战斗机和鹞式GR-7战斗机。因此，最初的计划总计要包含至少3000架飞机。尽管在项目的开始，只有美国和英国是两个仅有的合作伙伴，后来，尤其是在2001年9月11日恐怖袭击之后，他们决定尽可能地欢迎更多的国外客户，来保持项目的扎实性并且降低合作成本。因此，下列国家已经不同程度地参与了这一项目。国家签约时间预期购买的发动机英国2001年1月150加拿大2002年2月88丹麦20
37、02年5月50荷兰2002年6月80-100挪威2002年6月60意大利2002年6月150澳大利亚2002年6月100土耳其2002年7月100以色列暂时没有未说明新加坡暂时没有未说明因此，就财务条款来说，联合攻击机计划是目前世界上最大的项目，而且在其他的几个国家加入到初试的合作组织之后，它最终将变得是原来的两倍大。项目开始时（在1995年早期），三个主要的飞机机身制造厂进行竞争，来获得研究合同：洛克希德马丁，波音，麦道/英国航空/诺思罗普格鲁曼公司，在1996年11月，第三支队伍被取消，麦道公司于1997年合并到波音。在2001年10月26日，正如预期的那样，美国国防部宣布联合攻击机计划的
38、中标者是洛克希德马丁公司，诺思罗普格鲁曼公司以及英国航空（BAe），作为F-35项目的指定成员。尽管联合攻击机是多用途战斗机，但它们最基本的角色是空对地的攻击战斗机。常规起降和舰载式的机型要求内部能够携带两个2000磅的炸弹以及两个AIM-120型先进中程空空导弹，而短距起飞/垂直降落的机型内部将仅能携带两个1000磅的炸弹。同时，常规起降以及舰载机型有超过600海里的作战半径，而短距起飞/垂直降落的机型有至少500海里的作战半径。这三种机型都要求最大速度有1.5到1.6马赫，并且机动性能与目前的战斗机媲美。图 2.2.F-35闪电II战斗机的三种机型 14尽管联合攻击机项目办公室坚持通用性和
39、经济性，但因为客户的差异以及国际需求，F-35三种机型有几点重要的不同之处：内部25毫米4管格林机枪以及支臂式空中加油门是常规起降型的主要特征，加强的起落架和尾勾，更大的机翼，水平尾翼，中心线部带有25mm机枪的机枪吊舱是舰载型的主要特征，升力风扇，以及侧喷口和三轴转动喷管是短距起飞/垂直降落机型的主要特征。下面展示了三种F-35机型的主要特点：表2.1.F-35各种机型的构造细节F-35A (CTOL)F-35B (STOVL)F-35C (CV)跨度（ft）353543长度（ft）51.451.151.4机翼面积（ft2）460460668净重（磅）290363216132072内部燃料（
40、磅）184801400320085图 2.3.F-35A, F-35B 和 F-35C 14尽管这种飞机原计划于2012年服役，在2006年，当F-35闪电II战斗机完成了它35分钟的首飞，这也是研发过程中的一个里程碑。同时，目前为止，已经对这三种机型七个以上的机身进行了评估与测试。2.2.F135发动机和联合攻击机的机身项目一样，两个主要的发动机制造厂也在为F-35的推进系统进行竞争，每个制造厂为每架F-35战斗机提供两种发动机型号。一台发动机安装在常规起降和舰载机型上，而另一台安装在短距起飞/垂直降落的机型上。这两种发动机分别是普惠的F135和战斗机发动机工作组（通用电气和罗罗的合作）生产
41、的F136。签署了洛克西德马丁公司的F-22A独家推进系统合同，普惠公司也在同样制造厂的联合攻击机项目的竞争中提供了一个良好的开端。目的是，直到第四个生产批次，普惠的F135将成为唯一可行的发动机。在项目中的那一阶段过后，一种后来可以代替的（通常称为代替）发动机，通用电气/罗罗的F136，也将成为客户的可选择产品。对于之后的生产批次，计划是两种发动机进行竞争，客户可以选择一种更好的。假设两种发动机都没有遭遇难题，结果就是很多的F-35机型供不同客户（如上文提到的）选择，这也很可能使一些飞机安装竞争对手GE/RR的发动机。事实上，在2005年中期，土耳其宣布其所有的F-35战机都将安装GE/RR的发动机。然而，在2005末期，美国海军宣布F136的计划很可能终结，只保留F135作为F-35的发动机，这一决定仍旧有待证实12。图
