基本介紹
- 中文名：推力矢量技術
- 外文名：Thrust vector technology
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簡介,套用,技術分類,發展,折流板,二元矢量噴管,軸對稱矢量噴管,流場推力矢量噴管,控制途徑,方式,比較,戰術效果,關鍵技術,
簡介
推力矢量是指飛機將其推力從它的發動機平行方向引向其它方向的技術。推力矢量技術除了可以提供垂直起降或短距起降能力外，還能在空戰中為飛機提供額外的機動力。 推力矢量一般用可以轉動的向量噴嘴或者擾流片來實現。
套用
利用推力矢量技術到新設計和改型的下一世紀軍用飛機上，的確是一個有效的技術突破口，它對戰鬥機的隱身、減阻，減重都十分有效。
推力矢量技術能讓發動機推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從而大大減少了雷達反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機都可利用這部分操縱力進行操縱，這就增加了飛機的可操縱性。由於直接產生操縱力，並且量值和方向易變，也就增加了飛機的敏捷性，因而可適當地減小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面。這對降低飛機的可探測性是有利的，也能使飛機的阻力減小，結構重減輕。因此，使用推力矢量技術是解決設計矛盾的最佳選擇。許多年來，美、俄等國作了大量的飛行試驗，證明了利用推力矢量技術的確能達到預定的目的。
1991年4月海灣戰爭結束後，五角大樓拿出500億美元，研製不同於F-117的新型隱身飛機，使用了推力矢量技術，於是就有了基本滿足上述多種要求的F-22戰鬥機。俄羅斯開展隱身和推力矢量技術的套用研究包括，米格1.44利用發動機向不同方向發出的氣流的反作用力可以迅速改變方向。《簡氏防務周刊》在1992年就說俄羅斯人已經超越了F-117，直接研製出了現代的超聲速攻擊機，成了F-22的競爭對手。
後來的研究還表明，當飛機在飛行速度較低時，採用推力轉向這種飛行控制裝置是絕對有利的，速度大時，代價要大些，但是從保證飛行控制有足夠的安全裕度出發還是需要配備一些操縱面。代替垂尾起偏航操縱的一些操縱面研究，對於使用推力矢量技術的無尾飛機的研究來說，也是一項艱巨的任務。其中包括複雜的控制軟體的研究。
技術分類
發展
70年代中期，德國MBB公司的飛機設計師沃爾夫崗·赫爾伯斯提出利用控制發動機尾噴流的方向來提高飛機的機動能力。1985年美國國防預研局和MBB公司聯合進行了可行性研究，1990年3月，美國Rockwell公司、Boeing公司和德國MBB公司共同研製的在發動機尾噴口裝有可改變推力方向的3塊碳纖維複合材料舵面的試驗驗證飛機X-31出廠，並進行了試飛，其舵面可相對發動機軸線偏轉±10°，在迎角為70°時仍能操作自如，並具有過失速機動能力(1,2)。
從1993年11月－1994年年底，在X-31與F-18之間進行了一系列的模擬空戰，在X-31飛機不使用推力矢量技術與F/A-18飛機同向並行開始空中格鬥的情況下，16次交戰中F-18贏了12次；而在X-31使用推力矢量技術時66次交戰X-31贏了64次[3]。此外，美國在F-14和F-18上分別安裝摺流板進行了試驗。
折流板
一般來說，折流板方案是在飛機的機尾罩外側加裝3或4塊可作向內、向外徑向轉動的尾板，靠尾板的轉向來改變飛機尾氣流的方向，實現推力矢量。這種方案的特點是發動機無需做任何改裝，適於在現役飛機上進行試驗。其優點是結構簡單，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，所以它僅是發展推力矢量技術的一種試驗驗證方案。
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，使飛機能在俯仰和偏航方向上產生垂直於飛機軸線附加力矩，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動的調節板。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）和球面收斂調節片噴管（SCFN）等。
通過研究證實，二元矢量噴管易於實現推力矢量化。在80年代末，美國兩架預研戰鬥機YF-22/F119和YF-23/F120均採用了這種矢量噴管。
二元矢量噴管的缺點是結構比較笨重，內流特性較差。
軸對稱矢量噴管
推力矢量技術的研究最初集中在二元矢量噴管，但隨著研究的深入發現二元噴管優點雖多但缺點也很明顯，尤其是移植到現役飛機上相當困難。因此又發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製，其研製的噴管由3個A9/轉向調節作動筒、4個A8/喉道面積調節作動筒、3個調節環支承機構、噴管控制閥以及一組耐熱密封片等構成。
流場推力矢量噴管
流場推力矢量噴管完全不同於前面幾種機械作動式推力矢量噴管，其主要特點在於通過在噴管擴散段引入側向次氣流（Secondary Fluid）去影響主氣流的狀態，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，簡化了結構，減輕了飛機重量，降低了維護成本。
控制途徑
方式
實現流場推力矢量控制有多種途徑，目前研究的有以下方式：
推力矢量技術
推力矢量技術1）噴流推力矢量控制
以氣流經噴管擴散段的一個或多個噴射孔射入，強迫主氣流附靠到噴射孔對側的壁面上流動，從而產生側向力；
2）反流推力矢量控制
在噴管出口截面的外部加一個外套，形成反向流動的反流腔道，在需要主流偏轉時，啟動抽吸系統形成負壓，使主氣流偏轉產生側向力；
3）機械/流體組合式推力矢量控制
在距喉道一段距離處，裝有一個或多個長度相當於喉道直徑15%-35%的可轉動的小型氣動調節片，由伺服機構控制轉動，並可在非矢量狀態時縮進管壁，通過調節片的擾流使氣流偏轉，產生側向力
比較
這幾種推力矢量裝置中，折流板方案只在X-31、F-14、F-18等飛機上做了試驗驗證，說明推力矢量控制飛機是有效用的，沒有被後來發展的推力矢量技術方案所採用。二元矢量噴管研究最早，技術也最為成熟，已經為F-22等飛機所採用。軸對稱推力矢量噴管的研究稍晚於二元矢量噴管，但發展較快，己被SU-35、SU-37所採用。比較而言，軸對稱矢量噴管比二元矢量噴管功能更為優越，技術難度更大，所以現在各國的研究發展重點已經轉移到了軸對稱矢量噴管上。流場推力矢量噴管則因為研究較晚，仍在研究探索階段，離實用尚有一段距離，但將是最有前途推力矢量噴管。
戰術效果
戰鬥機套用了推力矢量技術後，戰術效果有很大的提高，根據美國、俄羅斯的套用經驗及飛行驗證，的確如此。戰鬥機戰術效果的提高可從幾方面來說明：
1) 起飛著陸機動性、安全性加大
起飛著陸機動性、安全性加大。由於在起飛著陸過程中，都能使用推力轉向來增加升力，從而使滑跑距離大大縮短，若用推力反向，那么效果更為明顯，因此對機場要求降低，使飛機的使用更為機動。對氣候的要求也可放鬆，不怕不對稱結冰、突風、小風暴對飛機的擾動，也減輕了起落架毀壞帶來的影響，戰鬥力相對提高。
2) 加強了突防能力、靈活性、生存率和攻擊的突然性
這是因為減少了雷達反射面積和增加了機動性。這種突然性很為寶貴，美國空軍航空系統分部司令約翰M.洛赫將軍說過，在過去被擊落的飛行員中有80%未見到是誰向他們開火的。生存率的提高增加了飛行員的信心，還可相應減少戰鬥機的配備，美國空軍計畫將空軍戰鬥機縮減35%。
3) 航程有所加大，增加了攻擊或防衛的範圍
使用了推力矢量技術後由於舵面積的減少可使阻力減小，燃油消耗減小，相應航程加大，另外，尾部重量的減少可導至飛機總重的較大減小，相應可增加燃油，又可加大航程。
4) 近距格鬥戰鬥力提高，開闢了全新的空中格鬥戰術
主要是可控迎角擴大很多，大大超過了失速迎角，機頭指向能力加強，提高了武器的使用機會。而且操縱力的增加使敏捷性增加。大的俯仰速率能夠使飛機快速控制大迎角，使機頭能精確停在能截獲目標的位置，同時儘可能按照所希望停留時間，維持和實時調整這個迎角以便機頭指向目標、鎖定和開火，隨後快速推桿，使飛機回復到較小的迎角（還原和復位）。常規飛機通常限制在遠低於失速迎角的條件下飛行，如F-104飛機僅用了失速迎角的50%，現代戰鬥機大約用了失速迎角的80%，而用推力轉向的X-31A飛機能達到失速迎角的2倍。此外繞俯仰軸的推力轉向還能大大增加升力係數，則在支撐同樣飛機重量下可使飛機速度及角點速度降低，飛行角點速度低，有利於飛機改變方向，轉彎半徑可大大減小，轉彎速率卻能加大。在兩機迎面相遇狀態，轉彎半徑小、轉彎速率大的飛機就能提前瞄準對方開火，從而贏得格鬥的勝利。X-31飛機轉彎半徑大約為143米，有效轉彎速率大約每秒80.6°，因此在與F-18、F-16等飛機格鬥中，明顯占優勢。蘇-37能快速安全下俯，水平加速，還能節省發動機功率30%。它的"鐘形"和"眼鏡蛇"機動可射中近距的F-22和F-117。
5) 提高了空對地的攻擊性能
命中率有所提高，投彈後規避動作也更敏捷。
簡而言之，推力矢量技術就是通過偏轉發動機噴流的方向,從而獲得額外操縱力矩的技術。
關鍵技術
套用推力矢量技術所涉及的技術是很多的，主要有尾噴流轉向裝置，尾噴流轉向控制及其與發動機、飛機飛行控制系統的配合，尾噴流轉向對飛機總體性能影響的預測及飛行演示等。
發動機尾噴流轉向裝置要求結構牢固、緊湊、耐用、密封性好、重量輕、轉向效益高、轉向快、阻力小。
尾噴流轉向控制範圍一般在20°內，但要求快速準確，而且要與發動機的控制系統和飛機飛行控制系統協調，因此不僅控制硬體眾多，控制軟體也非常複雜。國外也認為這是套用推力矢量技術的關鍵技術。控制律的研究與水平的提高還取決於所使用的氣動力數據和發動機動力模型等的準確度。
90年代以來，洛克希德?馬丁公司、萊特實驗室、通用電器公司、空軍飛行試驗中心聯合，已完成了VIS TA/F-16飛機多軸推力矢量（MATV）控制律的設計和評價。控制律在使飛行員能在飛機完全可控狀態下進行機動方面起了關鍵作用。MATV控制系統包括幾種運行模式/狀態。設計MATV控制率的關鍵問題包括最優 縱、橫向指令結構的設計、精確可靠的迎角和側滑角計算器的研製和控制系統對空氣動力不確定度的穩定性的驗證。另外，數字式增穩控制型飛行試驗控制律更新的設計和試驗對於改進MATV大迎角橫向飛行品質是有幫助的。
推力矢量技術
推力矢量技術國外已開展使用推力轉向和/或有眾多操縱面的無尾飛機或半無尾飛機的控制研究和風洞試驗。
關於使用推力轉向後對飛機總體性能影響的預測和飛行演示在前兩項關鍵技術完成的基礎上主要是涉及經費問題。預測工作主要在大風洞進行，試驗變數為迎角、側滑角，風速（M數）及落壓比，同時需要流場顯示，以利試驗結果分析，試驗時特別要注意測量與非測量部分交接處的密封，但又不得傳力。
飛行演示是個綜合性技術驗證，使用推力轉向的飛機由於控制系統複雜，更是不可少，但飛行演示前，也可先用模擬器進行演示，或利用"虛擬飛行試驗系統"進行評估。
我們知道，作用在飛機上的推力是一個有大小、有方向的量，這種量被稱為矢量。然而，一般的飛機上，推力都順飛機軸線朝前，方向並不能改變，所以我們為了強調這一技術中推力方向可變的特點，就將它稱為推力矢量技術。 不採用推力矢量技術的飛機，發動機的噴流都是與飛機的軸線重合的，產生的推力也沿軸線向前，這種情況下發動機的推力只是用於克服飛機所受到的阻力，提供飛機加速的動力。 採用推力矢量技術的飛機，則是通過噴管偏轉，利用發動機產生的推力，獲得多餘的控制力矩，實現飛機的姿態控制。其突出特點是控制力矩與發動機緊密相關，而不受飛機本身姿態的影響。因此，可以保證在飛機作低速、大攻角機動飛行而操縱舵面幾近失效時利用推力矢量提供的額外操縱力矩來控制飛機機動。
第四代戰鬥機要求飛機要具有過失速機動能力，即大迎角下的機動能力。推力矢量技術恰恰能提供這一能力，是實現第四代戰鬥機戰術、技術要求的必然選擇。 我們可以通過圖解來了解推力矢量技術的原理。 普通飛機的飛行迎角是比較小的，在這種狀態下飛機的機翼和尾翼都能夠產生足夠的升力，保證飛機的正常飛行。當飛機攻角逐漸增大，飛機的尾翼將陷入機翼的低能尾流中，造成尾翼失速，飛機進入尾旋而導致墜毀。這個時候，縱然發動機工作正常，也無法使飛機保持平衡停留在空中。 然而當飛機採用了推力矢量之後，發動機噴管上下偏轉，產生的推力不再通過飛機的重心，產生了繞飛機重心的俯仰力距，這時推力就發揮了和飛機操縱面一樣的作用。由於推力的產生只與發動機有關係，這樣就算飛機的迎角超過了失速迎角，推力仍然能夠提供力矩使飛機配平，只要機翼還能產生足夠大的升力，飛機就能繼續在空中飛行了。而且，通過實驗還發現推力偏轉之後，不僅推力能產生直接的投影升力，還能通過超環量效應令機翼產生誘導升力，使總的升力提高。
裝備了推力矢量技術的戰鬥機由於具有了過失速機動能力，擁有極大的空中優勢，美國用裝備了推力矢量技術的X-31驗證機與F-18做過模擬空戰，結果X-31以1:32的戰績遙遙領先於F-18。 使用推力矢量技術的飛機不僅其機動性大大提高，而且還具有前所未有的短距起落能力，這是因為使用推力矢量技術的飛機的超環量升力和推力在升力方向的分量都有利於減小飛機的離地和接地速度，縮短飛機的滑跑距離。另外，由於推力矢量噴管很容易實現推力反向，飛機在降落之後的制動力也大幅提高，因此著陸滑跑距離更加縮短了。
如果發動機的噴管不僅可以上下偏轉，還能夠左右偏轉，那么推力不僅能夠提供飛機的俯仰力矩，還能夠提供偏航力矩，這就是全矢量飛機。 推力矢量技術的運用提高了飛機的控制效率，使飛機的氣動控制面，例如垂尾和立尾可以大大縮小，從而飛機的重量可以減輕。另外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此縮小，飛機的隱身性能也得到了改善。
