“飞马”是英国罗尔斯·罗伊斯公司为“鹞”式垂直/短距起落战斗/攻击机研制的转喷口涡扇发动机。

型号

牌　号　“飞马”

用　途　军用涡扇发动机

类　型　涡轮风扇发动机

国　家　英国

厂　商　罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状　生产

装机对象　“飞马”11-21(Mk 103)　“鹞”GR. Mk3(英皇家空军)。

“飞马”11-21(Mk 104)　“海鹞”(英皇家海军)。

“飞马”11-21(Mk 150)　AV-8S(西班牙海军)。

“飞马”11-21(Mk 105)　“鹞”GR. Mk5(英皇家空军)。

F402-RR-4061-406A　AV-8B。

“飞马”11-61(F402-RR-408)　AV-8B等。

该发动机原始方案于1954年提出，1957年6月英国前布里斯托尔·西德利公司(现罗·罗公司军用航空发动机公司)开始设计，1959年9月第1台试验型发动机首次运转，并定名为“飞马”1。1960年2月，试飞用的“飞马”2首次运转，1960年10月开始“飞马”发动机的首次试飞。此后进行了一系列的改进，1964年底，为实用型改进的“飞马”6首次运转，经过改进于1967年10月完成150小时定型试验，1968年1月开始交付，此为“飞马”系列发动机的第一个生产型。后来几经改型，至1990年初，最新的“飞马”11-61定型。

针对垂直/短距起落的特殊要求，发动机的主要设计特点是采用了排气喷管可旋转的推力换向方案，可用一台发动机既提供升力又提供推力，结构简单、紧凑、短距起落性能好。由于在垂直/短距起落、悬停和过渡飞行时，飞机无气动力，其操纵性和稳定性完全由喷气反作用操纵系统控制，所以在燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔。

“飞马”是首先采用两个转子反向旋转的双转子发动机，它消除了陀螺力矩，改善了悬停和过渡飞行时的稳定性。

目前，“飞马”仍在进行新的改进，“飞马”/F402系列得到了美国和英国政府的大力支持，罗尔斯·罗伊斯公司和普拉特·惠特尼公司已经完成了推力为10580daN的“飞马”11-61发动机的研制。未来推力将达到13770daN，以满足新的垂直/短距起落战斗机的要求。

“飞马”发动机的主要改型情况如下：

“飞马”6 Mk101，“飞马”10 Mk102　早期生产型发动机，推力分别为8451daN和9118daN，装备早期的“鹞”战斗机。

“飞马”11-21(Mk103)(美军方编号F402-RR-402)　供英空军、美海军陆战队和出口用。“飞马”11-21(Mk104)　Mk103的海军型，防腐设计。1979年9月投入使用。性能和结构与Mk103相同，但风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金。

“飞马”11-21(Mk105)　用作“鹞”GR.Mk5的动力。

“飞马”11-03 PCB　采用了外涵加力(PCB)，全加力推力可达12009daN。1983年6月开始试验。用于超音速垂直起落飞机。PCB最终可提供17792daN的推力，按英国先进核心军用发动机计划(ACME)，罗·罗公司和国家燃气轮机研究院正为此而努力。

“飞马”11-21D/E/F　D和E型(美军方编号为F402-RR-404)采用了内封严环，使高压涡轮的冷却空气温度降低60℃。F型(美军方编号为F402-RR-406)高压压气机装有改进的“鹅颈”形中介机匣改善了核心空气流量。通过F型将验证可靠性、耐久性和发动机寿命的改善。寿命目标是冷端达到1000h，热端达到500h(目前的寿命为800/400h)。

“飞马”11F-35　主要改进有：重新设计低压压气机的叶片和轴、新的排气喷管和无切口喷管等。其不加力推力可达12454daN。

“飞马”11-61(F402-RR-408)　矢量推力动力装置。由ACME计划资助，也称为XG-15。它采用了新的较高压比的风扇(2.7)、先进燃烧室和单晶高压涡轮叶片等。1985年10月此验证机首次运转。1988年5月发动机首次试车，1990年初定型，同年7月投入使用。

“飞马”19　罗尔斯·罗伊斯公司自筹资金的发展项目，目标是将推力提高到12010～12450daN。主要途径是提高涡轮进口温度和风扇压比，可能要增加第4级低压压气机。

结构和系统

风　扇　3级轴流式，第1级26个叶片有中间凸台。风扇气流分开，主要部分换向至前喷管。直径为1220mm，压比为2.3，风扇叶片材料为铝合金。

压 气 机　8级轴流式。压气机转子与风扇转子反转。叶片材料为钛合金。

燃 烧 室　环形。18个低压燃油蒸发管，2个高能点火器。

高压涡轮　2级轴流式。第1和第2级转子叶片材料分别为IN100和Rene 95，第1和第2级导向器叶片材料分别为X-40钴基合金和PD21镍基合金。1991年初以后使用了单晶叶片。

低压涡轮　2级轴流式。转子叶片材料为IN100，第1和第2级盘材料分别为IN100和Rene 95，第2级导向器叶片材料C-1023镍基合金。

尾 喷 管　4个可换向喷管，由余度空气马达和轴/链式驱动机构驱动。

控制系统　全权数字式电子控制系统。

燃油系统　液压机械燃油系统，具有离心式增压泵和齿轮压力泵。

滑油系统　独立系统。以压力和重力两种方式供油。

起动系统　燃气涡轮起动机。

技术数据

最大起飞推力(daN)

“飞马”11-21(Mk103/104/150/151-32/106)　9560

“飞马”11-21(Mk105/152-42)　9780

F402-RR-406/-406A　9780

“飞马”11-61(F402-RR-408)　10580

“飞马”11F-35　11120

“飞马”19　12010～12450

额定耗油率[kg/(daN·h)]

“飞马”11-21(Mk103/104)　0.612

推重比

“飞马”11-21(Mk103)　7.01

“飞马”11-21(Mk104)　6.83

空气流量(kg/s)

“飞马”11-21(Mk103/104)　196

涵道比　1.4

总增压比

“飞马”11-21(Mk103/104)　14.8

涡轮进口温度(℃)

“飞马”11-21(Mk103/104)　1210

最大直径(mm)　1220(风扇机匣)

长度(mm)　2510(不计尾喷管)

3480(带尾喷管)

质量(kg)

“飞马”11-21 Mk103　1404(不计尾喷管)

“飞马”11-21 Mk104　1429(不计尾喷管)

“飞马”11-61　1615(不计尾喷管)