二维喷口涡扇15，才是匹配我国五代机的技术完成版

晨枫老苑 · 公众号 · · 2024-11-14 10:15

正文

这是一篇久文，重新发出来，最近都在航展溜达，真好看，偷闲散散心。

写下这个标题的时候，突然想起一首老歌：蜗牛与黄鹂鸟。在这里，歼-20可能算黄鹂鸟，涡扇15还真是姗姗来迟的蜗牛。

据说歼-20从一开始就是以涡扇15作为目标发动机设计的，但涡扇15进度严重落后于歼-20的进度，这一拖就拖到了现在：坊间终于流传装上涡扇15的歼-20在黄田坝升空的视频，沉闷的声音揭示了更加强劲的动力。

有说法涡扇15是从俄罗斯的图曼斯基R79发展过来的。在苏联解体的时候，R79的研发只是初步完成，够雅克-141试飞，但还没有达到批量生产的成熟程度。研发阶段的苏联技术的粗糙程度较高，所以按照西方标准，R79可能只相当于YF119那样的成熟程度，还达不到F119。

R79的加力推力为152kN，军用推力为88kN，比AL31的122kN和76kN要高，但对于歼-20来说，还是不够的。且不说歼-20比F-22还要重，F119的加力推力为156kN，和R79相差不大，但军用推力达到105kN，差距就大了。

军用推力指非加力状态下的最大推力，这是超巡的关键。战斗机要达到有意义的超巡，需要在军推下战斗机推重比超过0.7。F119做到了，涡扇15要做到，也需要从R79的基础上大大提高军推。

在苏联时代，留里卡AL31和克里莫夫RD33是第一代战斗机涡扇发动机，图曼斯基R79和留里卡AL41（“真版”，不是AL31的拉皮版）可算第二代。技术更先进，但雅克-141没有超巡要求，所以军推要求不高。提高军推比提高加力推力更难。

加力推力靠在涡轮后高温燃气里加注燃油，进一步提高燃气温度，提高推力。这是纯粹用燃油“死烧”出来的，没有压气机的加成，耗油惊人。提高军推则需要从压气机、燃烧室到涡轮的全面提升，这是脱胎换骨的大改。

如果传说为真，涡扇最多只是利用了一些R79的关键技术或者思路而已，但基本上是全新设计的，还不只是从R79基础上的放大。实在要比较，好比看着桑塔纳设计别克君威，还是一台发动机四个轮子，但什么都不一样了。

在传说里，图曼斯基提供了“全套技术资料”，但这和所有“全套技术资料”一样，永远不可能是“全套”，因为图曼斯基只能提供图曼斯基自有资料，所有来自供应链的东西都超出图曼斯基自有，想提供也提供不了。这好比华为能向荣誉提供荣誉手机的全套技术资料，但从芯片到操作系统（鸿蒙之前）到应用的技术资料，华为就没法提供了。

图曼斯基留下的所有缺口当然只有中国自己解决。这需要时间，也需要打造先进、完整的供应链。涡扇10走出了第一步，涡扇15走出了第二步。在某种程度上，这第二步可能比第一步更大。

涡扇10与CFM56的渊源坊间多有述说，这里不再重复。CFM56与F110是同源的，当然只有核心发动机相通，包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮；低压压气机、风扇和低压涡轮不一样，更是没有加力燃烧室。

通过涡扇10，中国走完了现代战斗机涡扇的完整研发、生产、技术支援的路，但涡扇10相比于CFM56/F110，在技术上没有太多的代际升级。涡扇10也对标早期CFM56/F110，依然足够先进，但不是最先进的。

涡扇15不仅在技术上是代际升级，也在性能上对标F119，甚至有所赶超。

不断有人指出，涡扇15的推力还是不及F135，尽管谁都说不清楚涡扇15的推力到底是多少。但这样的比较是不对的。 F135因为降低了超音速飞行的要求和提高升力风扇所需的机械出力，增大了涵道比，修改了涡轮，重新优化了热工细数，才有更大的推力。

涡扇的推力来自风扇和喷流直接推力的组合。增加涵道比以提高风扇出力、降低对喷流直接推力的依赖，是提高推力的最快途径。涵道比实际上代表了外涵道与内涵道的推力比。CFM56的涵道比比F110高得多，非加力推力就超过F110的加力推力，但对战斗机一点用处都没有。F135只是没有那么极端罢了。但非常粗略地计算一下，F135和F119的核心发动机相同，假定提供相同的推力；F119的涵道比为0.3，F135为0.57，涵道比的差别就使得F119的156kN增长到135的188kN，已经离实际的195kN很接近了。

实际上增加涵道比要降低一点核心发动机的推力，因为更多能量转化为机械能去驱动风扇了。F135还强化了热工参数，各种提高温度曾经很有降低寿命的顾虑，现在看来问题解决了。

说起来，F135或许可算“后期F119”的核心机技术，F119只有前期，因为F-22早早停产，没有后期。F135因为F-35超重和性能种种不达标，而被迫一再增推，所以核心机的热工参数比F119更加极端。但把F135直接与涡扇15相比依然是不妥的，只要把F119和F135的加力推力与军推之比相比较，就知道这是两种不同用途的发动机。

F119的加力推力为156kN，军推116kN，两者之比为1.34。F135的加力推力为195kN，军推125kN，两者之比为1.56。这个比值越低，说明越是以高军推为设计基点；越高则说明最大推力（加力）越是靠“死烧”燃油硬推出来的，只能用于起飞和短时间的超音速冲刺，并不代表真正的设计水平。F135的军推依然比F119高，但这正是通过提高涵道比得到的，0.3到0.57的涵道比差别就足以使的F119的105kN军推提高到126.8kN。巧吗？不巧。

涡扇15对标的是F119，不是F135。有说法涡扇15的加力推力达到180kN级，比照F119的话，军推就达132kN级了，那已经相当于AL31后期的加力推力了。这才叫真给力。

F135与F119的另一个不同是喷口。F135用带锯齿的圆喷口，推力损失比F119的矩形喷口要低，这也帮助F135在推力标定上“占便宜”。

F-135没有推力转向，但在理论上是可以加三维推力转向的，美国有这个技术。F119用二维推力转向不是因为二维比三维简单。这事少了一维反而难度更高，但性能更加优秀，而不是相反。

三维喷口用偏转羽片束来改变喷流方向。羽片在偏转中有错动，所以需要互相紧密重叠，导致偏转中的摩擦较大，推力转向动作相对迟钝。

二维喷口只有上下板整体偏转，密封靠板沿与侧壁的紧密配合，但动作干脆、敏捷。在技术上，这对加工精度和材料有非常严格的要求，但在道理上讲，与汽车发动机气缸和活塞没有本质的不同，所以是可以解决的。

三维喷口在理论上可以上下左右全向偏转，但由于机体结构的缘故，实用中很少用到左右偏转。紧密并排的双发左右偏转互相碍事；宽间距并排双发之间的尾椎起到后体减阻的作用，并不能轻易取消。

最重要的是，急转弯不是用垂尾舵面或者推力转向实现的，而是用向转弯方向横滚到侧立时拉杆抬头实现的。这不仅是借用机翼升力实现转弯力的缘故，也与飞行员抗负荷只能沿脊椎方向的缘故，不能侧着来，人体受不了。一般人垂直过载受个4g没问题，但赛车手跑S道也只有1g，就是差别。

所以二维推力转向对于机动性够用了，三维并无优越性。三维喷口更先进是常见的误解。

三维的优越性实际上在于适装性。三维喷管一般直径与非推力转向喷管差不多，飞机后体不需要多少改装就可适装。二维喷管是矩形的，为了降低圆形发动机截面向矩形喷口的推力损失，一般矩形喷口要比发动机截面大好多，战斗机后体就要完全重新设计才能适装了。

现在装上歼-20的涡扇15依然是圆喷口，是否带三维喷口视频里也看不清楚，估计没有。从长远来说，可能还是二维喷口更好。

二维的矩形喷口不仅雷达和红外隐身更好，也与战斗机后体减阻的要求更加匹配。F-22的后体逐渐扁平，就是有利于超巡减阻的构型。

歼-20的后体有点奇怪，似乎在扁平减阻和圆形发动机舱之间拿不定主意。很有可能一开始就是为二维喷口和扁平减阻设计的，但涡扇15跟不上进度，只有改用AL31然后是涡扇10过渡，所以成为现在的样子。改回到扁平减阻应该不难，但这是新的压型，现有歼-20有可能换涡扇15，但不大可能换二维喷口。

采用二维喷口的另一个好处是：低空低速防滚转失控可以用左右喷口的上下差动转向解决。

歼-20对机动性的追求几乎变态，低空低速滚转失控就是必须考虑的问题。在低空低速飞行时，大迎角本身已经达到气动控制能力的边缘，气流扰动可能导致左右机翼升力不对称，或者机头滑向一边，一旦进入这样的状态，左右机翼的不对称升力迅速增加，导致不受控制的滚转，直至坠机。

歼-20为了避免在大迎角状态下进入偏航和滚转，在后机身下有一对大型腹鳍。有人说这对喷口形成遮挡，有利于雷达隐身，这是牵强附会的。喷口隐身不是靠腹鳍实现的，二维喷口才是根本解决办法。

二维喷口（其实三维也行）也可以取消腹鳍，降低阻力，也改善隐身。所有突出物都是隐身的大敌。

但歼-20至少现在依然在用圆喷口。这可能是“推力不足症”的后遗症，更可能是二维喷口技术尚未足够成熟。

2022年珠海航展上展示了二维喷口版的涡扇10，说明中国已经初步掌握相关技术。涡扇10二维推力型将首先在什么战斗机上使用还是一个迷，但涡扇15二维推力型肯定要用在歼-20上的。

也就是说，黄田坝的歼-20未必是完全版，带二维推力的才是。

二维喷口涡扇15，才是匹配我国五代机的技术完成版

正文

请到「今天看啥」查看全文