摘 要:本文論述了航空發(fā)動機的推力矢量的關(guān)鍵技術(shù)、類型，并分析了推力矢量技術(shù)的應(yīng)用及對飛機性能的影響。

推力矢量技術(shù)是指發(fā)動機推力通過噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對飛機的飛行進行實時控制的技術(shù)。對它的應(yīng)用，還得依靠計算機、電子技術(shù)、自動控制技術(shù)、發(fā)動機制造技術(shù)、材料和工藝等技術(shù)的一體化發(fā)展。

1推力矢量的關(guān)鍵技術(shù)

1.1 推進技術(shù)

高效、輕重量、低成本矢量噴管的研制無疑是飛機推力矢量技術(shù)的核心和最大技術(shù)難點，關(guān)鍵技術(shù)有:(1)矢量噴管的方案和內(nèi)流特性;(2)矢量噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計、冷卻和封嚴、運動機構(gòu)和控制系統(tǒng);(3)矢量噴管與發(fā)動機匹配研究，包括推力矢量對進氣道和風扇性能的影響和對發(fā)動機結(jié)構(gòu)受力的影響;(4)矢量噴管地面整機試驗和測試技術(shù);(5)與矢量噴管相關(guān)的工藝和材料。

1.2 氣動

(1)矢量噴流與飛機繞流相互干擾;(2)矢量噴流引起的超環(huán)量氣動效應(yīng);(3)大迎角進氣道流場;(4)反向噴流的干擾效應(yīng);(5)矢量噴流氣動力實驗方法和技術(shù)。

1.3 飛行/推進綜合控制

(1)推力矢量和氣動舵面同時參與操縱時的飛機氣動特性匹配和操縱性;(2)新的飛行狀態(tài)和姿態(tài)下的飛行品質(zhì)評定準則;(3)特大迎角下飛行控制律;(4)矢量噴管偏轉(zhuǎn)的動態(tài)特性;(5)可靠性和余度設(shè)計;(6)飛控和推進控制的綜合設(shè)計。

1.4 飛機總體設(shè)計

(1)大迎角全機氣動特性;(2)矢量噴管與后機體匹配;(3)推力矢量飛機總體布局;(4)推力矢量飛機的全機地面仿真試驗和飛行試驗技術(shù);(5)推力矢量飛機戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)效。

2推力矢量噴管的類型

2.1 折流板

折流板方案是在飛機的機尾罩外側(cè)加裝3或4塊可作向內(nèi)、向外徑向轉(zhuǎn)動的尾板，靠尾板的轉(zhuǎn)向來改變飛機尾氣流的方向，實現(xiàn)推力矢量。這種方案的特點是發(fā)動機無需做任何改裝，適于在現(xiàn)役飛機上進行試驗。其優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡單，成本較低，作為試驗研究有一定價值。但有較大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作時效率低，對飛機隱身和超音速巡航不利，所以它僅是發(fā)展推力矢量技術(shù)的一種試驗驗證方案。

2.2 二元矢量噴管

二元矢量噴管是飛機的尾噴管能在俯仰和偏航方向偏轉(zhuǎn)，使飛機能在俯仰和偏航方向上產(chǎn)生垂直于飛機軸線附加力矩，因而使飛機具有推力矢量控制能力。二元矢量噴管通常是矩形的，或者是四塊可以配套轉(zhuǎn)動的調(diào)節(jié)板。二元矢量噴管的種類有:二元收斂－擴散噴管(2DCDN)、純膨脹斜坡噴管(SERN)、二元楔體式噴管(2DWN)、滑動喉道式噴管(STVN)和球面收斂調(diào)節(jié)片噴管(SCFN)等。在20世紀80年代末，美國兩架預(yù)研戰(zhàn)斗機YF-22/F119和YF-23/F120均采用了這種矢量噴管。

2.3 軸對稱矢量噴管

推力矢量技術(shù)的研究最初集中在二元矢量噴管，但隨著研究的深入發(fā)現(xiàn)二元噴管優(yōu)點雖多但缺點也很明顯，尤其是移植到現(xiàn)役飛機上相當困難。因此又發(fā)展了軸對稱推力矢量噴管。GE公司在20世紀80年代中期開始軸對稱推力矢量噴管的研制，其研制的噴管由3個A9/轉(zhuǎn)向調(diào)節(jié)作動筒、4個A8/喉道面積調(diào)節(jié)作動筒、3個調(diào)節(jié)環(huán)支承機構(gòu)、噴管控制閥以及一組耐熱密封片等構(gòu)成。

軸對稱推力矢量噴管是在錐形收擴噴管基礎(chǔ)上靠擴大功能而發(fā)展起來的。軸對稱推力矢量噴管有兩種類型:俯仰式軸對稱矢量噴管和AVEN軸對稱矢量噴管。

AVEN軸對稱推力矢量噴管，它是靠機械手段強制擴張段改變形狀和位置以使內(nèi)流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，可作360°轉(zhuǎn)動。軸對稱矢量噴管的主要特點是安全保留了軸對稱收擴式噴管的良好控制性能，只是在結(jié)構(gòu)上擴展了擴張段的功能，使之既產(chǎn)生超聲速氣流，又能按飛機需要偏轉(zhuǎn)氣流方向。

2.4 流場推力矢量噴管

流場推力矢量噴管完全不同于前面幾種機械作動式推力矢量噴管，其主要特點在于通過在噴管擴散段引入側(cè)向次氣流(Secondary Fluid)去影響主氣流的狀態(tài)，以達到改變和控制主氣流的面積和方向，進而獲取推力矢量的目的。它的最主要優(yōu)點是省卻了大量的實施推力矢量用的機械運動件，簡化了結(jié)構(gòu)，減輕了飛機重量，降低了維護成本。

3推力矢量技術(shù)應(yīng)用與影響

3.1 實現(xiàn)大迎角過失速機動，突破失速障礙

利用氣動舵面進行操縱的常規(guī)飛機在迎角超過20°～30°時已經(jīng)無法穩(wěn)態(tài)控制。而試驗證明，推力矢量飛機能在迎角大于70°時實現(xiàn)可控飛行，從而可以實施一系列有實戰(zhàn)意義的過失速機動動作，如赫布斯特機動、榔頭機動、大迎角機頭快速轉(zhuǎn)向和大迎角側(cè)滑倒轉(zhuǎn)機動等。能做這種機動的飛機在交戰(zhàn)時便于占據(jù)有利位置。

3.2 改善飛機性能、機動性和敏捷性

由于推力矢量引起的噴氣升力和超環(huán)量誘導升力，使誘導阻力降低，可以使飛機油耗降低，航程延長。推力矢量使誘導升力系數(shù)增大，從而改善飛機盤旋性能。

3.3 縮短起落滑跑距離

F-15 STOL/MTD多次試驗證明:其起飛滑跑距離比常規(guī)F-15縮短38%，僅為244m;著陸滑跑距離縮短63%，在干跑道上為416m，濕跑道上為855m，而常規(guī)F-15在濕跑道上為2285m。

3.4 提高隱身能力

采用二元矢量噴管可減小紅外信號特征和雷達橫截面。推力矢量參與飛行控制，可減小安定面和舵面面積，可進一步減小雷達橫截面。

3.5 提高空戰(zhàn)效能

由于推力矢量飛機具有過失速能力并提高了機動性，因而在空戰(zhàn)中能隨時處于有利位置，提高了空戰(zhàn)效能。根據(jù)法國航空和航天研究院的一對一近距空戰(zhàn)數(shù)值模擬結(jié)果，僅具有俯仰推力矢量的戰(zhàn)斗機對常規(guī)戰(zhàn)斗機的空戰(zhàn)交換比在中空中速為1∶3.55，在低空低速為1∶8.10。具有俯仰/偏航推力矢量能力的X-31與常規(guī)F/A-18的一對一空戰(zhàn)交換比為1∶9.6-32，而如果X-31無推力矢量能力，則空戰(zhàn)交換比為2.4∶1。

3.6 全推力矢量飛機的實現(xiàn)將取消所有氣動操縱舵面，導致設(shè)計“無尾”飛機

這樣，將不僅改善飛機的過失速能力和機動性，提高空戰(zhàn)效能，而且還將大大減小飛機尺寸阻力和重量，進一步增強隱身能力，提高飛機性能，降低制造成本和壽命期成本。

4結(jié)語

航空發(fā)動機推力矢量噴管是現(xiàn)代新型軍用噴氣飛機的重要組成部分，利用推力矢量技術(shù)到新設(shè)計和改型的下一世紀軍用飛機上，的確是一個有效的技術(shù)突破口，它對戰(zhàn)斗機的隱身、減阻，減重都十分有效。在各個國家應(yīng)用都十分廣泛。隨著科技的發(fā)展和國家軍事實力的不斷提高，為了得到更改的軍用飛機使用效能，對推力矢量噴管技術(shù)研究將不斷深入。