飛機(jī)推力矢量技術(shù)研究進(jìn)展

1、飛機(jī)推力矢量技術(shù)研究進(jìn)展 飛機(jī)推力矢量技術(shù)的研究始于20世紀(jì)60年代，經(jīng)過幾十年的發(fā)展，已經(jīng)達(dá)到實(shí)用化的階段。美國(guó)的F-22、俄羅斯的SU-30MKI、SU-37和歐洲的EF2000都己應(yīng)用了推力矢量技術(shù)。推力矢量技術(shù)雖然已經(jīng)在現(xiàn)役飛機(jī)F-22、SU-30MKI上被應(yīng)用，但是各航空工業(yè)發(fā)達(dá)國(guó)家仍在加強(qiáng)對(duì)該技術(shù)的研究，近些年來又提出了一些新的實(shí)現(xiàn)推力矢量的模式和概念。隨著新一代高性能飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，推力矢量技術(shù)將成為未來戰(zhàn)斗機(jī)的基本要求和標(biāo)準(zhǔn)技術(shù)之一。 實(shí)現(xiàn)推力矢量的原理比較簡(jiǎn)單，它是在常規(guī)噴氣推進(jìn)系統(tǒng)基礎(chǔ)上，借助于機(jī)械或合理的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)布局來改變尾噴氣流方向，使之產(chǎn)生附加力矩，進(jìn)而操縱和控

2、制飛機(jī)。當(dāng)排氣流折轉(zhuǎn)角為時(shí)，便產(chǎn)生一個(gè)與飛機(jī)軸線垂直的力，其大小與sin成正比，同時(shí)推力損失則與1-cos成正比。計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果均表明，在折轉(zhuǎn)角適當(dāng)?shù)那闆r下，推力矢量能有效地提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力。一般來說，當(dāng)折轉(zhuǎn)角在0-20范圍時(shí)是比較合適的。 推力矢量技術(shù)較常規(guī)噴氣推進(jìn)技術(shù)有不可比擬的優(yōu)點(diǎn)：提高戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性和敏捷性，過失速狀態(tài)下的機(jī)動(dòng)能力，可迅速改變機(jī)頭方向，對(duì)敵機(jī)進(jìn)行射擊，可作高速轉(zhuǎn)彎，在空戰(zhàn)中占據(jù)有利位置；縮短起飛和著陸滑跑距離；可以用發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量代替尾翼進(jìn)行氣動(dòng)配平，從而減小飛機(jī)配平阻力，減少尾翼尺寸，甚至將尾翼完全去掉，成為無尾飛機(jī)，從而減輕飛機(jī)的阻力和重量；減少飛機(jī)的雷達(dá)反射面，

3、提高隱身能力和生存能力。 2推力矢量噴管的發(fā)展概況. 由于推力矢量技術(shù)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，它涉及到氣動(dòng)、傳熱、結(jié)構(gòu)、材料、控制等多方面學(xué)科，整體和各部件之間的協(xié)調(diào)特點(diǎn)以及結(jié)構(gòu)性能很大程度上又與基礎(chǔ)研究和技術(shù)水平有關(guān)，因而推力矢量裝置的種類較多，結(jié)構(gòu)和功用也異。綜合來看，可以分為以下幾類。 2.1折流板 70年代中期，德國(guó)MBB公司的飛機(jī)設(shè)計(jì)師沃爾夫崗赫爾伯斯提出利用控制發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的方向來提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力。1985年美國(guó)國(guó)防預(yù)研局和MBB公司聯(lián)合進(jìn)行了可行性研究，1990年3月，美國(guó)Rockwell公司、Boeing公司和德國(guó)MBB公司共同研制的在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口裝有可改變推力方向的3塊碳纖維

4、復(fù)合材料舵面的試驗(yàn)驗(yàn)證飛機(jī)X-31出廠，并進(jìn)行了試飛，其舵面可相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線偏轉(zhuǎn)10，在迎角為70時(shí)仍能操作自如，并具有過失速機(jī)動(dòng)能力1,2。圖1中的X-31尾部折流板清晰可見。從1993年11月1994年年底，在X-31與F-18之間進(jìn)行了一系列的模擬空戰(zhàn)，在X-31飛機(jī)不使用推力矢量技術(shù)與F/A-18飛機(jī)同向并行開始空中格斗的情況下，16次交戰(zhàn)中F-18贏了12次；而在X-31使用推力矢量技術(shù)時(shí)66次交戰(zhàn)X-31贏了64次3。此外，美國(guó)在F-14和F-18上分別安裝折流板進(jìn)行了試驗(yàn)4。 一般來說，折流板方案是在飛機(jī)的機(jī)尾罩外側(cè)加裝3或4塊可作向內(nèi)、向外徑向轉(zhuǎn)動(dòng)的尾板，靠尾板的轉(zhuǎn)向來改變飛機(jī)

5、尾氣流的方向，實(shí)現(xiàn)推力矢量。這種方案的特點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)無需做任何改裝，適于在現(xiàn)役飛機(jī)上進(jìn)行試驗(yàn)。其優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，成本較低，作為試驗(yàn)研究有一定價(jià)值。但有較大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作時(shí)效率低，對(duì)飛機(jī)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(yàn)驗(yàn)證方案。 2.2二元矢量噴管 二元矢量噴管是飛機(jī)的尾噴管能在俯仰和偏航方向偏轉(zhuǎn)，使飛機(jī)能在俯仰和偏航方向上產(chǎn)生垂直于飛機(jī)軸線附加力矩，因而使飛機(jī)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(dòng)的調(diào)節(jié)板。二元矢量噴管的種類有：二元收斂擴(kuò)散噴管（2DCDN）、純膨脹斜坡噴管（SERN）、二元楔體式噴管（2DWN）、滑動(dòng)喉道

6、式噴管（STVN）和球面收斂調(diào)節(jié)片噴管（SCFN）等5，6，1973年美國(guó)P&W公司確定了二元收斂擴(kuò)散噴管的最初設(shè)計(jì)方案，接著進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。1984年P(guān)&W公司制造出了2DCD噴管并進(jìn)行了靜態(tài)試驗(yàn)，1989年開始在F-15S/MTD上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，到1991年9月共在F-15S/MTD飛行試驗(yàn)達(dá)90次，沒有出現(xiàn)異常情況7。俄羅斯在推力矢量技術(shù)方面的研究要略遲于美國(guó)，1985年前蘇聯(lián)留里卡設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)了一個(gè)二元矢量噴管并在SU-27的原形機(jī)上進(jìn)行了試驗(yàn)，但后來發(fā)現(xiàn)軸對(duì)稱矢量噴管更有前途，而把精力集中到軸對(duì)稱矢量噴管的研制。 通過研究證實(shí)，二元矢量噴管易于實(shí)現(xiàn)推力矢量化。在80年代末，美國(guó)兩架預(yù)研

7、戰(zhàn)斗機(jī)YF-22/F119和YF-23/F120均采用了這種矢量噴管8,9。新一代的美國(guó)空中優(yōu)勢(shì)戰(zhàn)斗機(jī)F-22/F119采用了這種噴管，其主要指標(biāo)是，推力矢量角（俯仰）為20，矢量角速度為45/秒，后部外廓尺寸扁平，大大降低了尾阻和后機(jī)身阻力，不僅機(jī)動(dòng)性能優(yōu)良，而且對(duì)隱身、超音速巡航都有很大好處10（圖2）。目前美國(guó)正在實(shí)施的JSF計(jì)劃中，Boeing公司研制的試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)X-32，其短距起降型（STOVL）所采用的也是二元矢量噴管。二元矢量噴管的缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)比較笨重，內(nèi)流特性較差。 貼子相關(guān)圖片: 作者： 藍(lán)色流2007-1-30 01:07 回復(fù)此發(fā)言 2回復(fù)：飛機(jī)推力矢量技術(shù)研究進(jìn)展 2.3

8、軸對(duì)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(diǎn)雖多但缺點(diǎn)也很明顯，尤其是移植到現(xiàn)役飛機(jī)上相當(dāng)困難。因此又發(fā)展了軸對(duì)稱推力矢量噴管。GE公司在20世紀(jì)80年代中期開始軸對(duì)稱推力矢量噴管的研制，其研制的噴管由3個(gè)A9/轉(zhuǎn)向調(diào)節(jié)作動(dòng)筒、4個(gè)A8/喉道面積調(diào)節(jié)作動(dòng)筒、3個(gè)調(diào)節(jié)環(huán)支承機(jī)構(gòu)、噴管控制閥以及一組耐熱密封片等構(gòu)成11。1994年GE公司用F-16VISTA成功地完成了該軸對(duì)稱矢量噴管的飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)中測(cè)得最大矢量角為17，最大矢量角速度為60/S，在80攻角仍能穩(wěn)定飛行的成果，展示了大攻角機(jī)動(dòng)的優(yōu)勢(shì)12,13。P&W于1986年開始軸對(duì)稱矢量噴管研究

9、，1990年制成一種平衡梁軸對(duì)稱矢量噴管在F100-229上進(jìn)行了靜態(tài)試驗(yàn)，1996年開始在F-15飛機(jī)上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，其矢量角達(dá)20，矢量角速度達(dá)120/S14,15。前蘇聯(lián)也于20世紀(jì)80年代開始軸對(duì)稱矢量噴管的研究，1989年開始在SU-27裝機(jī)試飛，經(jīng)改進(jìn)后又于1996年在SU-37試驗(yàn)16，目前俄羅斯裝有軸對(duì)稱矢量噴管的AL31F發(fā)動(dòng)機(jī)己批量生產(chǎn)。另外西班牙也在EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)上研制了軸對(duì)稱矢量噴管,法國(guó)也有很多研究。圖3為軸對(duì)稱矢量噴管計(jì)算機(jī)模擬圖。 總體來說,軸對(duì)稱矢量噴管有兩種方案：一是把噴管的圓柱段分為前后兩截，在中間用側(cè)向軸銷搭接,后段的排氣噴管（即軸對(duì)稱噴管的收斂擴(kuò)散段）

10、可做俯仰平面內(nèi)的上下擺動(dòng)，從而獲得附加的操縱飛機(jī)的力矩（如圖4）。該裝置的優(yōu)點(diǎn)在原軸對(duì)稱收斂擴(kuò)散噴管做少量的改動(dòng)即可。缺點(diǎn)是轉(zhuǎn)動(dòng)段長(zhǎng)度大，結(jié)構(gòu)上的附加載荷很大。技術(shù)難點(diǎn)是圓柱段轉(zhuǎn)動(dòng)帶來的密封問題。二是擴(kuò)散段氣流偏轉(zhuǎn)的軸對(duì)稱矢量噴管。該方案保留了軸對(duì)稱收斂擴(kuò)散噴管的氣動(dòng)性能，只是在結(jié)構(gòu)上賦予擴(kuò)散段新的功能，使之既產(chǎn)生超音速氣流，又能按飛行需要偏轉(zhuǎn)氣流方向。由于氣流偏轉(zhuǎn)是在擴(kuò)散段內(nèi)實(shí)現(xiàn)的，所以它的氣動(dòng)載荷要小得多，它的操縱動(dòng)作系統(tǒng)可以做得比較輕巧。另外它是在出口截面上實(shí)現(xiàn)噴氣流偏轉(zhuǎn)的，飛機(jī)不需要作較大的改裝即可實(shí)施，新舊飛機(jī)都可安裝，很容易在現(xiàn)役飛機(jī)上作此項(xiàng)技術(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證。美國(guó)GE公司和P&W公司

11、所采用的都是這種方案17-19。 貼子相關(guān)圖片: 作者： 藍(lán)色流2007-1-30 01:08 回復(fù)此發(fā)言 3回復(fù)：飛機(jī)推力矢量技術(shù)研究進(jìn)展 2.4流場(chǎng)推力矢量噴管 流場(chǎng)推力矢量噴管完全不同于前面幾種機(jī)械作動(dòng)式推力矢量噴管，其主要特點(diǎn)在于通過在噴管擴(kuò)散段引入側(cè)向次氣流（SecondaryFluid）去影響主氣流的狀態(tài)，以達(dá)到改變和控制主氣流的面積和方向，進(jìn)而獲取推力矢量的目的。它的最主要優(yōu)點(diǎn)是省卻了大量的實(shí)施推力矢量用的機(jī)械運(yùn)動(dòng)件，簡(jiǎn)化了結(jié)構(gòu)，減輕了飛機(jī)重量，降低了維護(hù)成本。利用側(cè)向氣流控制推力矢量的研究始于50年代末，當(dāng)時(shí)的應(yīng)用對(duì)象是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，北極星導(dǎo)彈的軸對(duì)稱排氣噴管成功地利用了側(cè)向氣流

12、的噴射實(shí)施了推力矢量控制。80年代末，美國(guó)NASA蘭利研究中心等研究機(jī)構(gòu)開始對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管進(jìn)行流場(chǎng)推力矢量研究。90年代以后又會(huì)同普惠公司和洛克希德馬丁戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)公司等共同執(zhí)行了“氣動(dòng)控制排氣噴管計(jì)劃”和“流場(chǎng)噴射噴管技術(shù)計(jì)劃”。其主要目的就是通過模型試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證流場(chǎng)推力矢量技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用的可行性，以便為先進(jìn)的高性能飛機(jī)提供滿足21世紀(jì)要求的理想的推力矢量裝置。蘭利的1:10模型試驗(yàn)取得了較滿意的結(jié)果20-24。 實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)推力矢量控制有多種途徑，目前研究的有以下方式：1）噴流推力矢量控制。以氣流經(jīng)噴管擴(kuò)散段的一個(gè)或多個(gè)噴射孔射入，強(qiáng)迫主氣流附靠到噴射孔對(duì)側(cè)的壁面上流動(dòng)，從

13、而產(chǎn)生側(cè)向力（圖5（a）所示）；2）反流推力矢量控制。在噴管出口截面的外部加一個(gè)外套，形成反向流動(dòng)的反流腔道，在需要主流偏轉(zhuǎn)時(shí)，啟動(dòng)抽吸系統(tǒng)形成負(fù)壓，使主氣流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)向力（圖5（b）所示）；3）機(jī)械/流體組合式推力矢量控制。在距喉道一段距離處，裝有一個(gè)或多個(gè)長(zhǎng)度相當(dāng)于喉道直徑15-35的可轉(zhuǎn)動(dòng)的小型氣動(dòng)調(diào)節(jié)片，由伺服機(jī)構(gòu)控制轉(zhuǎn)動(dòng)，并可在非矢量狀態(tài)時(shí)縮進(jìn)管壁，通過調(diào)節(jié)片的擾流使氣流偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)向力25（圖5（c）所示）。 貼子相關(guān)圖片: 作者： 藍(lán)色流2007-1-30 01:08 回復(fù)此發(fā)言 4回復(fù)：飛機(jī)推力矢量技術(shù)研究進(jìn)展 這些方案各有特點(diǎn)，噴流推力矢量控制當(dāng)矢量角達(dá)到1520時(shí)，側(cè)噴流與

14、主流量之比大約7.5%10%，軸向推力損失較大；反流推力矢量控制矢量角在1416時(shí)抽吸反流量?jī)H為主流的1%2%，但當(dāng)矢量角較大時(shí)，出現(xiàn)氣流脈動(dòng)和振蕩等不穩(wěn)定現(xiàn)象；機(jī)械/流體組合式推力矢量控制不會(huì)產(chǎn)生流量損失，但也會(huì)產(chǎn)生不穩(wěn)定現(xiàn)象。 這幾種推力矢量裝置中，折流板方案只在X-31、F-14、F-18等飛機(jī)上做了試驗(yàn)驗(yàn)證，說明推力矢量控制飛機(jī)是有效用的，沒有被后來發(fā)展的推力矢量技術(shù)方案所采用。二元矢量噴管研究最早，技術(shù)也最為成熟，已經(jīng)為F-22等飛機(jī)所采用。軸對(duì)稱推力矢量噴管的研究稍晚于二元矢量噴管，但發(fā)展較快，己被SU-35、SU-37所采用。比較而言，軸對(duì)稱矢量噴管比二元矢量噴管功能更為優(yōu)越，技

15、術(shù)難度更大，所以現(xiàn)在各國(guó)的研究發(fā)展重點(diǎn)已經(jīng)轉(zhuǎn)移到了軸對(duì)稱矢量噴管上。流場(chǎng)推力矢量噴管則因?yàn)檠芯枯^晚，仍在研究探索階段，離實(shí)用尚有一段距離，但將是最有前途推力矢量噴管。 3推力矢量技術(shù)所獲得的效益與存在的問題 3.1效益 飛機(jī)性能參數(shù)提高 美國(guó)為驗(yàn)證推力矢量技術(shù)優(yōu)勢(shì)，以F-15S/MTD驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行了推力矢量噴管的試飛，結(jié)果表明飛機(jī)的性能得到很大的改善。最大升力系數(shù)增大78，飛行中減速率增大72，著陸滑跑距離減少72，起飛滑跑距離減少29，加速率增加30，巡航距離增加13。從試驗(yàn)結(jié)果看出，著陸距離僅400，從M1.減速到M0.8只用了30，矢量推力從20到20的偏轉(zhuǎn)時(shí)間為0.526,27。飛機(jī)改裝

16、推力矢量噴管后，獲得過失速機(jī)動(dòng)能力和大角度（70以上）攻擊能力，大幅度提高了飛機(jī)的性能。這僅僅是改裝二元矢量噴管所得到的性能參數(shù)的提高。如果推力矢量裝置是同飛機(jī)一體化研制的，或采用更先進(jìn)的矢量噴管，飛機(jī)性能參數(shù)會(huì)得到更大的提高。 作戰(zhàn)效能提高 法國(guó)宇航研究院對(duì)中、低空兩種初始條件下的1對(duì)1近距空戰(zhàn)進(jìn)行了數(shù)字模擬28,29。結(jié)果表明推力矢量控制明顯改善了飛機(jī)的格斗能力，采用推力矢量控制的飛機(jī)具有非常快的機(jī)頭指向，從而獲得首先發(fā)射的機(jī)會(huì)。通過計(jì)算，高空10800，M0.9推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)與相似常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)擊毀比為3.55，低空1500，M0.5時(shí)為8.1，這僅是在俯仰推力矢量條件下得到的結(jié)果，對(duì)于具有

17、俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)推力矢量控制的飛機(jī)，將具有更大的優(yōu)勢(shì)。 為驗(yàn)證推力矢量技術(shù)在多機(jī)參戰(zhàn)情況下的作戰(zhàn)效果，美國(guó)用計(jì)算機(jī)進(jìn)行了幾個(gè)飛行聯(lián)隊(duì)的空戰(zhàn)模擬，結(jié)果顯示在有超視距攻擊和多機(jī)空戰(zhàn)的條件下，推力矢量仍能提高作戰(zhàn)效能，只是沒有單機(jī)1對(duì)1交戰(zhàn)情況下明顯30。不難預(yù)料，隨著推力矢量技術(shù)在各國(guó)戰(zhàn)機(jī)上的普遍采用，未來的空戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)模式將發(fā)生一場(chǎng)革命。 3.2目前存在的問題 結(jié)構(gòu)增重問題 推力矢量噴管位于飛機(jī)尾部，其增重不僅使負(fù)荷增加，而且對(duì)飛機(jī)機(jī)身的配平十分不利。P&W公司的F110-129和F100-229發(fā)動(dòng)機(jī)噴管改裝成推力矢量噴管后，重量分別增加70kg和90kg，相對(duì)增重3545。西班牙的EJ200也相

18、對(duì)增加了15。推力矢量噴管的增重會(huì)影響到飛機(jī)的性能與飛行品質(zhì)，F(xiàn)-22飛機(jī)的二元收斂擴(kuò)張式矢量噴管，本來具有反向推力功能，但由于增重過多等原因而取消了其反向推力功能。發(fā)展新型輕質(zhì)高強(qiáng)度耐高溫結(jié)構(gòu)材料，用于噴管制造以減輕推力矢量噴管重量，或者研究出結(jié)構(gòu)更為簡(jiǎn)單的推力矢量噴管，己成為推力矢量技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵問題之一。 可靠性問題 推力矢量裝置結(jié)構(gòu)復(fù)雜，結(jié)構(gòu)件數(shù)量多，一個(gè)先進(jìn)的推力矢量噴管占整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)成本的25%30%，用于實(shí)施推力矢量的運(yùn)動(dòng)件如調(diào)節(jié)片、密封片、作動(dòng)系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等可達(dá)一千多件。這樣一個(gè)系統(tǒng)的可靠性十分重要。目前所發(fā)展的推力矢量噴管尚不能取消氣動(dòng)控制，完全實(shí)現(xiàn)飛機(jī)飛行控制的推力矢量化，推力矢量噴管的可靠性尚存在問題是主要原因之一。若推力矢量控制與飛機(jī)過度一體化，在推力矢量控制失效時(shí)，飛機(jī)的