“飛馬”軍用渦扇發動機

“飛馬”是英國羅爾斯·羅伊斯公司為“鷂”式垂直/短距起落戰鬥/攻擊機研製的轉噴口渦扇發動機。

型號

“飛馬”軍用渦扇發動機

牌　號　“飛馬”
用　途　軍用渦扇發動機
類　型　渦輪風扇發動機
國　家　英國
廠　商　羅爾斯·羅伊斯公司
生產現狀　生產
裝機對象　“飛馬”11-21(Mk 103)　“鷂”GR. Mk3(英皇家空軍)。
“飛馬”11-21(Mk 104)　“海鷂”(英皇家海軍)。
“飛馬”11-21(Mk 150)　AV-8S(西班牙海軍)。
“飛馬”11-21(Mk 105)　“鷂”GR. MK5(英皇家空軍)。
F402-RR-4061-406A　AV-8B。
“飛馬”11-61(F402-RR-408)　AV-8B等。
該發動機原始方案於1954年提出，1957年6月英國前布里斯托·西德利公司(現羅·羅公司軍用航空發動機公司)開始設計，1959年9月第1台試驗型發動

垂直起降的“鷂”式戰鬥機

機首次運轉，並定名為“飛馬”1。1960年2月，試飛用的“飛馬”2首次運轉，1960年10月開始“飛馬”發動機的首次試飛。此後進行了一系列的改進，1964年底，為實用型改進的“飛馬”6首次運轉，經過改進於1967年10月完成150小時定型試驗，1968年1月開始交付，此為“飛馬”系列發動機的第一個生產型。後來幾經改型，至1990年初，最新的“飛馬”11-61定型。
針對垂直/短距起落的特殊要求，發動機的主要設計特點是採用了排氣噴管可鏇轉的推力換向方案，可用一台發動機既提供升力又提供推力，結構簡單、緊湊、短距起落性能好。由於在垂直/短距起落、懸停和過渡飛行時，飛機無氣動力，其操縱性和穩定性完全由噴氣反作用操縱系統控制，所以在燃燒室外套和火焰筒之間設有放氣環腔。
“飛馬”是首先採用兩個轉子反向鏇轉的雙轉子發動機，它消除了陀螺力矩，改善了懸停和過渡飛行時的穩定性。
目前，“飛馬”仍在進行新的改進，“飛馬”/F402系列得到了美國和英國政府的大力支持，羅爾斯·羅伊斯公司和普拉特·惠特尼公司已經完成了推力為10580daN的“飛馬”11-61發動機的研製。未來推力將達到13770daN，以滿足新的垂直/短距起落戰鬥機的要求。
“飛馬”發動機的主要改型情況如下：
“飛馬”6 Mk101，“飛馬”10 Mk102　早期生產型發動機，推力分別為8451daN和9118daN，裝備早期的“鷂”戰鬥機。
“飛馬”11-21(Mk103)(美軍方編號F402-RR-402)　供英空軍、美海軍陸戰隊和出口用。

編隊飛行

“飛馬”11-21(Mk104)　Mk103的海軍型，防腐設計。1979年9月投入使用。性能和結構與Mk103相同，但風扇機匣和中介機匣材料由鈦合金改為鍛造鋁合金。
“飛馬”11-21(Mk105)　用作“鷂”GR.Mk5的動力。
“飛馬”11-03 PCB　採用了外涵加力(PCB)，全加力推力可達12009daN。1983年6月開始試驗。用於超音速垂直起落飛機。PCB最終可提供17792daN的推力，按英國先進核心軍用發動機計畫(ACME)，羅·羅公司和國家燃氣輪機研究院正為此而努力。
“飛馬”11-21D/E/F　D和E型(美軍方編號為F402-RR-404)採用了內封嚴環，使高壓渦輪的冷卻空氣溫度降低60℃。F型(美軍方編號為F402-RR-406)高壓壓氣機裝有改進的“鵝頸”形中介機匣改善了核心空氣流量。通過F型將驗證可靠性、耐久性和發動機壽命的改善。壽命目標是冷端達到1000h，熱端達到500h(目前的壽命為800/400h)。
“飛馬”11F-35　主要改進有：重新設計低壓壓氣機的葉片和軸、新的排氣噴管和無切口噴管等。其不加力推力可達12454daN。
“飛馬”11-61(F402-RR-408)　矢量推力動力裝置。由ACME計畫資助，也稱為XG-15。它採用了新的較高壓比的風扇(2.7)、先進燃燒室和單晶高壓渦輪葉片等。1985年10月此驗證機首次運轉。1988年5月發動機首次試車，1990年初定型，同年7月投入使用。
“飛馬”19　羅爾斯·羅伊斯公司自籌資金的發展項目，目標是將推力提高到12010～12450daN。主要途徑是提高渦輪進口溫度和風扇壓比，可能要增加第4級低壓壓氣機。
結構和系統
風　扇　3級軸流式，第1級26個葉片有中間凸台。風扇氣流分開，主要部分換向至前噴管。直徑為1220mm，壓比為2.3，風扇葉片材料為鋁合金。
壓 氣 機　8級軸流式。壓氣機轉子與風扇轉子反轉。葉片材料為鈦合金。
燃 燒 室　環形。18個低壓燃油蒸發管，2個高能點火器。
高壓渦輪　2級軸流式。第1和第2級轉子葉片材料分別為IN100和Rene 95，第1和第2級導向器葉片材料分別為X-40鈷基合金和PD21鎳基合金。1991年初以後使用了單晶葉片。
低壓渦輪　2級軸流式。轉子葉片材料為IN100，第1和第2級盤材料分別為IN100和Rene 95，第2級導向器葉片材料C-1023鎳基合金。
尾 噴 管　4個可換向噴管，由余度空氣馬達和軸/鏈式驅動機構驅動。
控制系統　全權數字式電子控制系統。
燃油系統　液壓機械燃油系統，具有離心式增壓泵和齒輪壓力泵。
滑油系統　獨立系統。以壓力和重力兩種方式供油。
起動系統　燃氣渦輪起動機。
技術數據
最大起飛推力(daN)
“飛馬”11-21(Mk103/104/150/151-32/106)　9560

FRS MK1的兩種不同機型

“飛馬”11-21(Mk105/152-42)　9780
F402-RR-406/-406A　9780
“飛馬”11-61(F402-RR-408)　10580
“飛馬”11F-35　11120
“飛馬”19　12010～12450
額定耗油率[kg/(daN·h)]
“飛馬”11-21(Mk103/104)　0.612
推重比
“飛馬”11-21(Mk103)　7.01
“飛馬”11-21(Mk104)　6.83
空氣流量(kg/s)
“飛馬”11-21(Mk103/104)　196
涵道比　1.4
總增壓比
“飛馬”11-21(Mk103/104)　14.8
渦輪進口溫度(℃)

鷂來到美國，就變成了現在的AV8B

“飛馬”11-21(Mk103/104)　1210
最大直徑(mm)　1220(風扇機匣)
長度(mm)　2510(不計尾噴管)
3480(帶尾噴管)
質量(kg)
“飛馬”11-21 Mk103　1404(不計尾噴管)
“飛馬”11-21 Mk104　1429(不計尾噴管)
“飛馬”11-61　1615(不計尾噴管)