短距起飞/垂直降落战斗机升力风扇驱动方案研究

为了降低短距起飞/垂直降落战斗机轴驱动升力风扇驱动系统的设计制造难度,提出了一种利用发动机外涵道抽气在小涡轮中做功以驱动升力风扇的新方案,并建立了小涡轮驱动方式下的总升力和热效率计算模型。对总升力和热效率的计算结果表明,在选取合适的抽气比及小涡轮进气温度时,小涡轮驱动方式所产生的总升力与轴驱动方式相当或更大。小涡轮驱动方式除垂直起降阶段系统热效率略低外,在质量控制、设计开发难度、调节与控制、升力风扇布置灵活性等方面均具有优势。