S/VTOL戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)的技術研究

索德軍，梁春華，張世福，劉 靜，孫明霞

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

S/VTOL戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)的技術研究

索德軍，梁春華，張世福，劉 靜，孫明霞

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機集固定翼和旋翼飛機的優(yōu)勢于一身，由于其出色的性能一直廣受關注，但由于技術難度大，迄今為止，世界范圍內僅有3型戰(zhàn)斗機真正裝備部隊使用，分別是英國“鷂式”戰(zhàn)斗機、前蘇聯(lián)雅克-38戰(zhàn)斗機和美國F-35B戰(zhàn)斗機。按照短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)提供升力和推力的方式，將其推進系統(tǒng)分為共用型、組合型和復合型3種類型。介紹了3種短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)的工作原理、應用和發(fā)展，并分析了其優(yōu)缺點，給出了推進系統(tǒng)研制發(fā)展的啟示及建議。

短距起飛；垂直降落；戰(zhàn)斗機；推進系統(tǒng)；航空發(fā)動機；噴管；升力風扇

0 引言

短距起飛/垂直降落（S/VTOL）戰(zhàn)斗機集固定翼和旋翼飛機的優(yōu)勢于一身，既能顯著降低戰(zhàn)斗機對起落跑道的要求，又具備較高的作戰(zhàn)反應性、環(huán)境適應性和戰(zhàn)場生存性，是現代國防武器裝備極為重要的組成部分。長期以來，各國都對該研究給予重視并大力研發(fā)。

S/VTOL戰(zhàn)斗機的研究工作始于第2次世界大戰(zhàn)之后。美國海軍在20世紀40年代末率先提出在小型和大型非航母戰(zhàn)艦上裝備垂直起落飛機的要求；50年代初期，美國研制了以洛克希德XFY-1和康維爾XFV-1為代表的垂直起落試驗機，但因其需要豎立在架子上起飛和著陸，不便于操縱，未能得到進一步發(fā)展，50年代中后期到70年代后期，美、英、德、法、蘇等國家針對S/VTOL戰(zhàn)斗機掀起了研發(fā)熱潮，嘗試研究了多種技術方案，開展了30多種試驗機的飛行試驗，其中的大多數都以失敗告終，甚至機毀人亡，僅有英國1969年服役的“鷂”式系列戰(zhàn)斗機和前蘇聯(lián)于1972年開始批量配備部隊的Yak-38戰(zhàn)斗機得以應用；80年代后期，美、英聯(lián)合提出“先進短距起飛/垂直降落飛機”（ASTOVL）計劃，主要目的是研究和驗證用于2010年以后服役的“短距起飛垂直降落攻擊戰(zhàn)斗機”（SSF） 的技術和布局方案，最后該計劃并入JSF計 劃 ， 該 計 劃 有2款S/VTOL戰(zhàn) 斗 機 驗 證 機X-32B和X-35B參與競標，最終美國洛克希德·馬丁公司的X-35B勝出，正式編號為F-35B，于2012年首次交付美國海軍陸戰(zhàn)隊。S/VTOL戰(zhàn)斗機的動力與常規(guī)渦扇、渦噴發(fā)動機不同，其推進系統(tǒng)除需要為飛機的巡航、加速、格斗、盤旋等任務提供相應推力外，還需為飛機的短距/垂直起落提供足夠大的動力。推進系統(tǒng)是實現短距/垂直起落的決定因素，具有復雜性和研制難度大等特點。S/VTOL戰(zhàn)斗機的發(fā)展與應用，在某種程度上即是推進系統(tǒng)技術發(fā)展的過程。

本文以共用型、組合型和復合型3種目前應用的典型推進系統(tǒng)為例，綜述其發(fā)展，分析其特點。

1 共用型推進系統(tǒng)

1.1 原理

共用型推進系統(tǒng)是指S/VTOL戰(zhàn)斗機的垂直升力和巡航推力由1臺發(fā)動機提供，其工作原理通過氣動或結構作用，使噴管排氣以一定角度偏離中心線排出，進而產生不同的矢量推力，發(fā)動機或整體旋轉，或噴口轉動；飛機本身也可轉向。戰(zhàn)斗機垂直起飛時，矢量推力垂直向上；戰(zhàn)斗機平飛時，矢量推力水平向前；戰(zhàn)斗機過渡飛行時，矢量推力既有水平向前的分量又有垂直向上的分量。世界各國研究的共用型推進系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機見表1。

1.2 發(fā)展與應用

1956年，法國航空工程師米切爾·威保爾特首次提出了“推力換向”的概念。后來，英國工程師高敦?劉易斯對此方案進行了修改，并于1957年1月與威保爾特共同取得了專利權。布里斯托爾·西德利飛機公司接受了此專利方案，對其進行了可行性分析，并對進氣道、噴管和轉子等進行了重大改進。1959年9月，改進設計后的“飛馬”發(fā)動機第1臺試驗型發(fā)動機首次運轉。1960年2月，試飛用的“飛馬”2首次運轉，并于1960年10月和11月裝在霍克·西德利公司P. 1127第1架原型機上進行了系留懸停試驗和自由懸停試驗，1961年9月完成了完整的過渡飛行。1964年底，改進的實用型“飛馬”6（如圖1所示）首次運轉，1969年4月“飛馬”6正式作為“鷂”式飛機的動力裝置開始服役，1990年初，“飛馬”11-61發(fā)動機定型，此時的推重比為7.67。

圖1 “飛馬”6發(fā)動機結構

2001年3～7月，波音公司完成了X-32B（S/VTOL型）的78次飛行試驗，其動力裝置采用了共用型推進系統(tǒng)；使用PW公司的F119-PW-614發(fā)動機，升力系統(tǒng)采用類似“鷂”式矢量噴管技術，升力組件由RR公司提供。在飛機重心處設置了2個升力矢量噴管，可以在垂直方向向前和向后偏轉10°和45°。與“鷂”式戰(zhàn)斗機不同是，其僅噴射渦輪后的燃氣，發(fā)動機尾部采用2元推力矢量噴管，當飛機短距起飛或垂直降落時，通過2個蝶形閥門使通往尾部的2元推力矢量噴管關閉，發(fā)動機主排氣流轉向升力噴管垂直向下噴出而提供垂直升力。在升力噴管前方還開有1條橫向縫，發(fā)動機風扇后的部分氣流從縫中向下噴出，形成1個“射流屏”，防止升力矢量噴管排出的燃氣被吸入進氣道。在飛機機身的前后和機翼上設有用于飛機俯仰和偏航姿態(tài)控制的噴氣口。推進系統(tǒng)和其在X-32B上安裝位置如圖2所示。

1.3 優(yōu)點與不足

利用發(fā)動機噴管轉動實現S/VTOL的戰(zhàn)斗機，因改變噴口方向產生矢量推力，發(fā)動機安裝在重心附近，飛機設計接近常規(guī)，難度相對下降。

圖2 X-32B推進系統(tǒng)(上)和其飛機上的透視圖（下）

共用型推進系統(tǒng)主要存在以下缺點：

（1）進氣道短而粗。進氣道短，使發(fā)動機總體性能受到影響；發(fā)動機橫截面大，飛行阻力增大，限制了飛機的最快速度；增加了雷達反射面積，不利于隱身。

（2）通用性不強，特別是與其他常規(guī)型共用1個推進系統(tǒng)時更為明顯。與未安裝直接升力系統(tǒng)的CTOL型和CV型相比，X-32B型雖然僅增加317 kg，但因其發(fā)動機必須安裝在飛機重心位置附近，對按常規(guī)飛行設計的飛機而言，這種設計會導致CTOL型和CV型的性能下降。

（3）熱燃氣危害大。X-32B短距起飛和垂直降落時，由于其升力噴管噴出的是渦輪后燃氣，高溫氣流會嚴重侵蝕機場或甲板跑道，并且會增加發(fā)動機進氣溫度，使發(fā)動機在“高溫”模式下工作，效率降低，磨損和維護成本增加。

2 組合型推進系統(tǒng)

2.1 原理

組合型推進系統(tǒng)是指S/VTOL所需的垂直升力由升力發(fā)動機（可以是渦噴或渦扇）和升力/巡航發(fā)動機組合提供；巡航推力僅由升力/巡航發(fā)動機提供。該類型戰(zhàn)斗機在起落時，起動升力發(fā)動機和升力/巡航發(fā)動機，共同工作提供升力；在巡航時，升力發(fā)動機關閉，升力/巡航發(fā)動機提供水平推力。世界各國研究的組合型推進系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機見表2。

2.2 應用和發(fā)展

1959年德國EWR公司開始研制VJ-101飛機，VJ-l01C采用6臺RR公司的RB145渦噴發(fā)動機（如圖3所示）。其中2臺固定安裝于駕駛艙后部，作為升力發(fā)動機，4臺兩兩安裝于2個翼梢的可旋轉短艙內，作為升力/巡航發(fā)動機。VJ-101C雖已完成了數百次試飛，最大速度達到Ma1.14，但因性能遠不能滿足軍方要求及研發(fā)經費等問題而在1971年停止研究。

表2 組合型推進系統(tǒng)戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機

圖3 翼稍帶發(fā)動機的VJ-l01C及RB145發(fā)動機

前蘇聯(lián)的Yak-38戰(zhàn)斗機于1972年完成首飛并開始裝備部隊，截至1988年停止生產時，共生產231架，Yak-38使用2臺升力發(fā)動機（RD36-35FVR）和1臺矢量噴管主發(fā)動機（R27V-300），如圖4所示。

該設計局1975年繼續(xù)研制采用新型發(fā)動機（RD41和R79）的Yak-141戰(zhàn)斗機。1989年，Yak-141戰(zhàn)斗機首次實現超聲速飛行，升限大幅提高。該項研制工作原計劃1995年結束，但由于前蘇聯(lián)解體，研制經費嚴重欠缺，1991年研制計劃完全停止。

圖4 R27V-300渦噴發(fā)動機

諾斯羅普·格魯門公司參選JSF計劃，其推進系統(tǒng)方案在整體動力布局方面與Yak-38的類似。升力發(fā)動機選用RR公司設計的RB594發(fā)動機，噴管可偏航±15°。主發(fā)動機為F119的改型，增加2個偏航/仰俯軸對稱噴管，分別位于后機身兩側，通過2個閥門控制其開關。該方案在落選后，諾斯羅普·格魯門公司沒繼續(xù)深入研究，未進入大尺寸模型試驗階段。

2.3 優(yōu)點與不足

相比“鷂”式戰(zhàn)斗機，組合型推進系統(tǒng)的戰(zhàn)斗機總體布局更合理，高速飛行的潛力也更大，但主要存在以下缺點：

（1）總的推進系統(tǒng)結構比復雜。要考慮多個發(fā)動機一起工作時的自重、振動等問題。如果1臺發(fā)動機不能正常工作，整個機身的平衡會受到嚴重影響；發(fā)動機維護量也更大。

（2）升力發(fā)動機壽命短。為了盡量減少對飛機性能的影響，升力發(fā)動機推重比要求很高，至少為16，最高可達40以上，這就要求其結構相對簡單、系統(tǒng)簡化、材料從輕。這就導致在惡劣條件下工作的發(fā)動機的壽命縮短，甚至僅能進行幾次起落。

（3）升力發(fā)動機噴氣容易造成尾氣再循環(huán)，影響發(fā)動機的性能，噴射的高溫氣體會腐蝕地面。

3 復合型推進系統(tǒng)

3.1 原理

復合型推進系統(tǒng)是指S/VTOL所需的垂直升力由升力風扇或引射器等專用升力裝置和升力/巡航發(fā)動機共同提供；巡航推力僅由升力/巡航發(fā)動機提供。該類型戰(zhàn)斗機起落時起動專門的升力裝置和升力/巡航發(fā)動機共同工作提供升力；過渡飛行時，由升力風扇和機翼提供升力及升力/巡航發(fā)動機提供水平推力；在巡航時，專用升力裝置關閉，升力/巡航發(fā)動機提供水平推力。世界各國研究的復合型推進系統(tǒng)S/VTOL戰(zhàn)斗機及其見表3。

表3 復合型推進系統(tǒng)戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機

圖5 X-5A升力風扇系統(tǒng)

圖6 NASA的X-5B驗證機

3.2 應用和發(fā)展

20世紀50年代后期，就出現了升力風扇系統(tǒng)，當時是將風扇安裝在機翼上以提供升力。美國研制的XV-5A飛機升力風扇系統(tǒng)的原理如圖5所示。1964年，X-5A完成了首次升力風扇懸停驗證。后來，X-5A被修改并 轉 到NASA進 行VTOL技術和操縱要求論證研究，重新設計后的代號為X-5B（如圖6所示）。

1983年，美國海軍接受第1批AV-8B“鷂”Ⅱ，與此同時，美、英開始討論合作研制1款超聲速先進短距起飛/垂直降落（ASTOVL）替換飛機。ASTOVL計劃最初提出4種升力方案，包括先進的推力矢量控制、混合串列風扇、引射增升和遠距增升系統(tǒng)等；但經進一步研究表明，這4種方案均不能完全滿足要求；經修改發(fā)展了2種新的方案：燃氣耦合升力風扇（GCLF）和軸驅動升力風扇（SCLF）方案。

麥道公司最初采用的是燃氣耦合升力風扇方案（如圖7所示）。主發(fā)動機選用的是GE公司的F120，在主發(fā)動機后部左右兩側各添加了1個升力噴管，同時有數個燃氣管道引氣驅動前方的升力風扇。短距/垂直起落時，主發(fā)動機的尾噴管將被堵塞，燃氣通過活門，一部分流入升力噴管，產生升力，一部分通過燃氣管道轉向流至前面的升力風扇，驅動其運轉。升力風扇的噴管是3軸承旋轉噴管，能將升力轉向，產生矢量升力。但因為該方案需要很大的燃氣流量，需要重新設計發(fā)動機的進口截面，并對飛機進行較大的修改，影響飛行性能，經過權衡，麥道公司最終選擇經修改的升力發(fā)動機方案。

圖7 麥道公司的燃氣耦合升力風扇方案

洛克希德·馬丁公司采用軸驅動升力風扇方案。X-35B推進系統(tǒng)由1臺F119-PW-611發(fā)動機、軸驅動升力風扇、3軸承轉向噴管和滾轉姿態(tài)控制噴管組成，如圖8所示。

圖8 F-35B的F135STOVL發(fā)動機

升力風扇為2級對轉風扇，垂直安裝在座艙后，剛好在飛機重心之前，由主發(fā)動機前延伸出旋轉軸通過離合器驅動可向前偏轉15°、向后偏轉60°、向左右分別偏轉10°。該風扇吸入冷空氣向下噴射，提供垂直升力，同時在噴管與發(fā)動機進氣口之間形成1個氣體屏障，避免尾氣循環(huán)。在短距起飛、懸停和垂直降落時，由升力風扇產生升力，主發(fā)動機的3軸承轉向噴管可偏轉至垂直向下的位置（最多可偏轉95°并可左右偏轉10°）產生升力，兩側機翼的姿態(tài)控制噴管也可提供升力；正常飛行時，離合器斷開，升力風扇進、出口關閉，停止工作，3軸承轉向噴管轉至水平方向提供推力。

3.3 優(yōu)點與不足

以F135 STOVL為例，復合型推進系統(tǒng)主要存在以下優(yōu)缺點。

3.3.1 優(yōu)點

（1）效率高，產生的升力要比同樣采用F119改型發(fā)動機的直接升力方案高出60%。

（2）升力風扇安裝在飛機重心前方，后部的主發(fā)動機位置保持不變，提高了性能，并保證了與傳統(tǒng)型的通用性。

（3）升力風扇可以使足夠的空氣轉變?yōu)轱w機懸停所需的垂直氣流，發(fā)動機風扇的截面變動不大，對飛機的影響小；飛機迎風面積小，有利于飛機實現超聲速飛行，提高機動性。

（4）從垂直起落狀態(tài)轉化為平飛狀態(tài)所用的時間短且轉化過程更簡單。

（5）升力風扇噴出的是冷空氣流，減小了尾噴管高溫燃氣對地面(甲板）的燒蝕影響。

3.3.2 缺點

（1）結構復雜、質量較大。以F-35B為例,僅軸驅動升力風扇就給飛機增重1361 kg，加上其他升力組件，其總質量約1800 kg，這是在飛機巡航狀態(tài)時無法丟棄的“死重”。由于自重的增加，其可帶負載減少，攜帶的燃油量少，航程和作戰(zhàn)半徑都有所縮短，同時也降低了武器載荷。實際上隨著F-35B質量的增加，其面臨著升力不足的問題。

（2）升力風扇體積大，占據了較大飛機空間。

（3）相比其他型安裝的低可探測的軸對稱噴管，所采用的3軸承噴管隱身性降低。

4 特點與啟示

（1）發(fā)動機技術是關鍵。結合S/VTOL戰(zhàn)斗機發(fā)展和使用情況，發(fā)動機技術是其發(fā)展的瓶頸，直接關系到飛機能否與常規(guī)戰(zhàn)斗機對抗。簡單地說，相對于常規(guī)發(fā)動機，S/VTOL戰(zhàn)斗機發(fā)動機的設計難點主要是解決推進系統(tǒng)的升力、推力、質量和耗油率與飛機起飛質量和航程的矛盾。

（2）升力方案是難點。從應用的各發(fā)動機看，怎樣為垂直起飛的戰(zhàn)斗機提供足夠的升力一直是困擾S/VTOL戰(zhàn)斗機的難點。無論是早期鷂式戰(zhàn)斗機，還是Yak-38戰(zhàn)斗機，都存在載荷不足、機動性能相對差以及航程不夠的問題；目前最先進的F-35B在研制過程中同樣出現“因超重1500 kg而無法實現按設計要求的懸?；蚨叹嗥痫w”的問題。上述問題通過修改氣動布局、提高推進系統(tǒng)的效率和減少阻力等措施基本解決。也就是說，采用組合型或者復合型的推進系統(tǒng)，雖然能夠以其他方式（升力發(fā)動機或升力風扇）提高升力，但增加的系統(tǒng)自重很大，這是在起飛、巡航、機動飛行中不可拋棄的。共用型推進系統(tǒng)雖然在提供升力方面增加的質量不是很大，但其能提供的升力受進氣流影響較大（相比X-32B方案，X-35B方案的單一發(fā)動機會多產生60%的推力和160%的氣流），所以，同樣存在升力不足的困擾。因而，應該探索革新的技術和方案，既能提供足夠的推力又具有合適的質量，能夠更好地滿足S/VTOL戰(zhàn)斗機的全面要求。

（3）組合型推進系統(tǒng)成熟度相對較高，共用型推進系統(tǒng)發(fā)展?jié)摿τ写u估。對于F-35B推進系統(tǒng)，洛克希德·馬丁公司開始采用噴氣驅動升力風扇及用2維、“龍蝦尾”式噴管的形式，后來隨著諾斯羅普·格魯門公司和英國宇航公司加入研制，洛克希德·馬丁公司對其原始方案進行了較大修改，形成了的軸驅動升力風扇、3軸承偏轉噴管方案。這一方案在綜合性能、可靠性和維護性方面最佳；在軸驅動升力風扇與噴氣驅動升力風扇間選擇了前者，減少了在氣動和結構設計上所受的限制。升力風扇是基于洛克希德·馬丁公司的軸驅動升力風扇專利技術、RR公司垂直起飛和著陸戰(zhàn)斗機及其發(fā)動機的多年研制和使用經驗；3軸承偏轉噴管技術是基于俄羅斯的Yak-141型R79發(fā)動機的研制經驗；F135 STOVL主發(fā)動機是以在F-22戰(zhàn)斗機上投入使用的成熟F119發(fā)動機為基礎改進的。也就是說，這些都是成熟的、經驗證的先進部件和技術，完全符合美國國防部的“JSF項目不采用未經驗證的不成熟部件和技術”的規(guī)定，也確實收到了“使F-35戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)的研制風險明顯降低、研制費用減少、研制時間縮短”的效果。

X-32B雖然在JSF競標中不敵X-35B，但是其采用的推進技術值得探討。波音公司為解決直接升力推進系統(tǒng)的進氣量問題，采用了獨具一格的”大下巴”進氣道等新穎結構。雖然這些新穎布局的氣動性能在試飛中被驗證是可靠的，且其推進系統(tǒng)采用了鷂式戰(zhàn)斗機經驗證的結構方式，但是對于波音公司來說，這些布局卻是史無前例的，在以后的使用中存在的不定因素也不可預估，這也是其競標失敗的原因之一。同時，STOVL型的發(fā)動機布局方式降低了CTOL型和CV型的性能，這也是經濟可承受性方面不允許的。如果單純從技術角度來看，X-32B推進系統(tǒng)還是比較成功的，因為升力和推力由同一臺發(fā)動機提供，占用的空間較小，附加系統(tǒng)結構相對簡單，技術問題相對較少，這種共用型推進系統(tǒng)能夠從根本上解決發(fā)動機“死重”增加的問題。

5 結束語

與常規(guī)起落的固定翼飛機和直升機相比，S/VTOL戰(zhàn)斗機具有許多突出的優(yōu)點和明顯的戰(zhàn)略、戰(zhàn)術價值。正因如此，各航空發(fā)達國家都對其發(fā)展給予了高度關注。從20世紀50年代開始，雖然各國研制驗證了幾十種S/VTOL型號，但實際應用的3款S/VTOL戰(zhàn)斗機都存在一些問題，特別是在飛行速度、航程及作戰(zhàn)半徑、載荷量以及機動性等方面，且基本體現在推進系統(tǒng)上。

S/VTOL戰(zhàn)斗機的研制經歷了大量失敗，少數得到驗證，極少數得以裝備。在這一過程中，耗費了巨大的人力和財力，卻也積累了大量經驗，不斷地驗證了方案的可行性。美國的F-35B戰(zhàn)斗機的推進系統(tǒng)應用了美國PW公司的發(fā)動機技術、英國RR公司的升力技術、參考了Yak-141發(fā)動機的3軸承偏轉噴管技術，可以說是這3種推進系統(tǒng)技術的集中體現，但仍存在著前述的一些問題。

美國的航空技術處于世界領跑的地位，其提出的關鍵技術和發(fā)展方向均依據美國的戰(zhàn)略需求而定，因此中國不能盲目跟隨，應充分分析其技術發(fā)展的方法和策略，總結其經驗，依照中國國情和戰(zhàn)略發(fā)展需求，提出應對的措施。中國的S/VTOL戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)的研制，既要借鑒國外先進技術與方案再創(chuàng)新，又要放飛思想、敢于原始創(chuàng)新，深入研究和論證需要攻克的關鍵技術和需要提供的技術保障，才能早日研制出滿足中國國防需要的產品。

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Technology of Short/Vertical Takeoff and Landing Fighter and Propulsion System

SUO De-jun,LIANG Chun-hua,ZHANG Shi-fu,LIU Jing,SUN Ming-xia
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The short/vertical takeoff and landing（S/VTOL）fighter has the advantages of the fixed wing and the rotor wing fighter.The S/VTOL fighter has been

much attention for its excellent performance in the world,but there were only three types of S/VTOL fighter（“harrier”，Yak-38 and F-35B fighter）serviced in forces as yet because of the special technology difficulty.The propulsion systems of three types of fighter can be separately named the shared type,combined type and mixed type as the different ways of the lift force and propulsion force for the aircraft.The operation principle，application and development of the three kinds of propulsion systems were described,the advantages and disadvantages were analyzed,and the experience and suggestion of the propulsion system development were presented.

short takeoff;vertical landing;fighter;propulsion system;aeroengine;nozzle;lift fan

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.04.002

2014-05-21

索德軍（1978），男，高級工程師，從事航空發(fā)動機相關技術情報研究工作；E-mail：sdj27@163.com。

索德軍，梁春華，張世福，等.S/VTOL戰(zhàn)斗機及其推進系統(tǒng)的技術研究[J].航空發(fā)動機，2014，40（4）：7-13.SUO Dejun，LIANG Chunhua，ZHANGShifu，et al.Technologyofshort/vertical takeoffand landingfighter and propulsion system[J].Aeroengine，2014，40（4）：7-13.