飞机推力矢量技术研究进展

机推力矢量技术的研究始于20世纪60年代，经过几十年的发展，已经达到实用化的阶段。美国的F-22、俄罗斯的SU-30MKI、SU-37和欧洲的EF2000都己应用了推力矢量技术。推力矢量技术虽然已经在现役飞机F-22、SU-30MKI上被应用，但是各航空工业发达国家仍在加强对该技术的研究，近些年来又提出了一些新的实现推力矢量的模式和概念。随着新一代高性能飞机发动机的研制，推力矢量技术将成为未来战斗机的基本要求和标准技术之一
   实现推力矢量的原理比较简单，它是在常规喷气推进系统基础上，借助于机械或合理的空气动力结构布局来改变尾喷气流方向，使之产生附加力矩，进而操纵和控制飞机。当排气流折转角为Φ时，便产生一个与飞机轴线垂直的力，其大小与sinΦ成正比，同时推力损失则与1-cosΦ成正比。计算和试验结果均表明，在折转角适当的情况下，推力矢量能有效地提高飞机的机动能力。一般来说，当折转角在0°-20°范围时是比较合适的。
   推力矢量技术较常规喷气推进技术有不可比拟的优点：①提高战斗机的机动性和敏捷性，过失速状态下的机动能力，可迅速改变机头方向，对敌机进行射击，可作高速转弯，在空战中占据有利位置；②缩短起飞和着陆滑跑距离；③可以用发动机推力矢量代替尾翼进行气动配平，从而减小飞机配平阻力，减少尾翼尺寸，甚至将尾翼完全去掉，成为无尾飞机，从而减轻飞机的阻力和重量；④减少飞机的雷达反射面，提高隐身能力和生存能力。
   2 推力矢量喷管的发展概况

   由于推力矢量技术是一个复杂的系统工程，它涉及到气动、传热、结构、材料、控制等多方面学科，整体和各部件之间的协调特点以及结构性能很大程度上又与基础研究和技术水平有关，因而推力矢量装置的种类较多，结构和功用也异。综合来看，可以分为以下几类。
   2.1 折流板
   70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗?赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研究，1990年3月，美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过失速机动能力[1,2]。图1中的X-31尾部折流板清晰可见。从1993年11月－1994年年底，在X-31与F-18之间进行了一系列的模拟空战，在X-31飞机不使用推力矢量技术与F/A-18飞机同向并行开始空中格斗的情况下，16次交战中F-18赢了12次；而在X-31使用推力矢量技术时66次交战X-31赢了64次[3]。此外，美国在F-14和F-18上分别安装折流板进行了试验
   一般来说，折流板方案是在飞机的机尾罩外侧加装3或4块可作向内、向外径向转动的尾板，靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量。这种方案的特点是发动机无需做任何改装，适于在现役飞机上进行试验。其优点是结构简单，成本较低，作为试验研究有一定价值。但有较大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，所以它仅是发展推力矢量技术的一种试验验证方案。

   二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转，使飞机能在俯仰和偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管的种类有：二元收敛－扩散喷管（2DCDN）、纯膨胀斜坡喷管（SERN）、二元楔体式喷管（2DWN）、滑动喉道式喷管（STVN）和球面收敛调节片喷管（SCFN）等[5，6]，1973年美国P&W公司确定了二元收敛扩散喷管的最初设计方案，接着进行了风洞试验。1984年P&W公司制造出了2DCD喷管并进行了静态试验，1989年开始在F-15S/MTD上进行飞行试验，到1991年9月共在F-15S/MTD飞行试验达90次，没有出现异常情况[7]。俄罗斯在推力矢量技术方面的研究要略迟于美国，1985年前苏联留里卡设计局设计了一个二元矢量喷管并在SU-27的原形机上进行了试验，但后来发现轴对称矢量喷管更有前途，而把精力集中到轴对称矢量喷管的研制。

   通过研究证实，二元矢量喷管易于实现推力矢量化。在80年代末，美国两架预研战斗机YF-22/F119和YF-23/F120均采用了这种矢量喷管[8,9]。新一代的美国空中优势战斗机F-22/F119采用了这种喷管，其主要指标是，推力矢量角（俯仰）为±20°，矢量角速度为45°/秒，后部外廓尺寸扁平，大大降低了尾阻和后机身阻力，不仅机动性能优良，而且对隐身、超音速巡航都有很大好处[10]（图2）。目前美国正在实施的JSF计划中，Boeing公司研制的试验验证机X-32，其短距起降型（STOVL）所采用的也是二元矢量喷管。二元矢量喷管的缺点是结构比较笨重，内流特性较差。

2.3 轴对称矢量喷管a

   推力矢量技术的研究最初集中在二元矢量喷管，但随着研究的深入发现二元喷管优点虽多但缺点也很明显，尤其是移植到现役飞机上相当困难。因此又发展了轴对称推力矢量喷管。GE公司在20世纪80年代中期开始轴对称推力矢量喷管的研制，其研制的喷管由3个A9/转向调节作动筒、4个A8/喉道面积调节作动筒、3个调节环支承机构、喷管控制阀以及一组耐热密封片等构成[11]。1994年GE公司用F-16 VISTA成功地完成了该轴对称矢量喷管的飞行试验，试验中测得最大矢量角为17°，最大矢量角速度为60°/S，在80°攻角仍能稳定飞行的成果，展示了大攻角机动的优势[12,13]。P&W于1986年开始轴对称矢量喷管研究，1990年制成一种平衡梁轴对称矢量喷管在F100-229上进行了静态试验，1996年开始在F-15飞机上进行飞行试验，其矢量角达±20°，矢量角速度达120°/S[14,15]。前苏联也于20世纪80年代开始轴对称矢量喷管的研究，1989年开始在SU-27装机试飞，经改进后又于1996年在SU-37试验[16]，目前俄罗斯装有轴对称矢量喷管的AL31F发动机己批量生产。另外西班牙也在EJ200发动机上研制了轴对称矢量喷管,法国也有很多研究。

   总体来说,轴对称矢量喷管有两种方案：一是把喷管的圆柱段分为前后两截，在中间用侧向轴销搭接,后段的排气喷管（即轴对称喷管的收敛扩散段）可做俯仰平面内的上下摆动，从而获得附加的操纵飞机的力矩（如图4）。该装置的优点在原轴对称收敛扩散喷管做少量的改动即可。缺点是转动段长度大，结构上的附加载荷很大。技术难点是圆柱段转动带来的密封问题。二是扩散段气流偏转的轴对称矢量喷管。该方案保留了轴对称收敛扩散喷管的气动性能，只是在结构上赋予扩散段新的功能，使之既产生超音速气流，又能按飞行需要偏转气流方向。由于气流偏转是在扩散段内实现的，所以它的气动载荷要小得多，它的操纵动作系统可以做得比较轻巧。另外它是在出口截面上实现喷气流偏转的，飞机不需要作较大的改装即可实施，新旧飞机都可安装，很容易在现役飞机上作此项技术的试验验证。我国和美国GE公司和P&W公司所采用的都是这种方案。

2.4 流场推力矢量喷管}
   流场推力矢量喷管完全不同于前面几种机械作动式推力矢量喷管，其主要特点在于通过在喷管扩散段引入侧向次气流（Secondary Fluid）去影响主气流的状态，以达到改变和控制主气流的面积和方向，进而获取推力矢量的目的。它的最主要优点是省却了大量的实施推力矢量用的机械运动件，简化了结构，减轻了飞机重量，降低了维护成本。利用侧向气流控制推力矢量的研究始于50年代末，当时的应用对象是火箭发动机，北极星导弹的轴对称排气喷管成功地利用了侧向气流的喷射实施了推力矢量控制。80年代末，美国NASA兰利研究中心等研究机构开始对航空燃气涡轮发动机排气喷管进行流场推力矢量研究。90年代以后又会同普惠公司和洛克希德?马丁战术飞机公司等共同执行了“气动控制排气喷管计划”和“流场喷射喷管技术计划”。其主要目的就是通过模型试验进一步验证流场推力矢量技术在航空发动机上应用的可行性，以便为先进的高性能飞机提供满足21世纪要求的理想的推力矢量装置。兰利的1:10模型试验取得了较满意的结果
   实现流场推力矢量控制有多种途径，目前研究的有以下方式：1）喷流推力矢量控制。以气流经喷管扩散段的一个或多个喷射孔射入，强迫主气流附靠到喷射孔对侧的壁面上流动，从而产生侧向力（图5（a）所示）；2）反流推力矢量控制。在喷管出口截面的外部加一个外套，形成反向流动的反流腔道，在需要主流偏转时，启动抽吸系统形成负压，使主气流偏转产生侧向力（图5（b）所示）；3）机械/流体组合式推力矢量控制。在距喉道一段距离处，装有一个或多个长度相当于喉道直径15％-35％的可转动的小型气动调节片，由伺服机构控制转动，并可在非矢量状态时缩进管壁

这些方案各有特点，喷流推力矢量控制当矢量角达到15°—20°时，侧喷流与主流量之比大约7.5%—10%，轴向推力损失较大；反流推力矢量控制矢量角在14°—16°时抽吸反流量仅为主流的1%—2%，但当矢量角较大时，出现气流脉动和振荡等不稳定现象；机械/流体组合式推力矢量控制不会产生流量损失，但也会产生不稳定现象。
   这几种推力矢量装置中，折流板方案只在X-31、F-14、F-18等飞机上做了试验验证，说明推力矢量控制飞机是有效用的，没有被后来发展的推力矢量技术方案所采用。二元矢量喷管研究最早，技术也最为成熟，已经为F-22等飞机所采用。轴对称推力矢量喷管的研究稍晚于二元矢量喷管，但发展较快，己被SU-35、SU-37所采用。比较而言，轴对称矢量喷管比二元矢量喷管功能更为优越，技术难度更大，所以现在各国的研究发展重点已经转移到了轴对称矢量喷管上。流场推力矢量喷管则因为研究较晚，仍在研究探索阶段，离实用尚有一段距离，但将是最有前途推力矢量喷管。

 美国为验证推力矢量技术优势，以F-15S/MTD验证机进行了推力矢量喷管的试飞，结果表明飞机的性能得到很大的改善。最大升力系数增大78％，飞行中减速率增大72％，着陆滑跑距离减少72％，起飞滑跑距离减少29％，加速率增加30％，巡航距离增加13％。从试验结果看出，着陆距离仅400ｍ，从M1.６减速到M0.8只用了30ｓ，矢量推力从＋20°到－20°的偏转时间为0.5ｓ[26,27]。飞机改装推力矢量喷管后，获得过失速机动能力和大角度（70°以上）攻击能力，大幅度提高了飞机的性能。这仅仅是改装二元矢量喷管所得到的性能参数的提高。如果推力矢量装置是同飞机一体化研制的，或采用更先进的矢量喷管，飞机性能参数会得到更大的提高

   3.1.2 作战效能提高
   法国宇航研究院对中、低空两种初始条件下的1对1近距空战进行了数字模拟[28,29]。结果表明推力矢量控制明显改善了飞机的格斗能力，采用推力矢量控制的飞机具有非常快的机头指向，从而获得首先发射的机会。通过计算，高空10800ｍ，M＝0.9推力矢量战斗机与相似常规战斗机击毁比为3.55，低空1500ｍ，M＝0.5时为8.1，这仅是在俯仰推力矢量条件下得到的结果，对于具有俯仰、偏航和滚转推力矢量控制的飞机，将具有更大的优势。$
   为验证推力矢量技术在多机参战情况下的作战效果，美国用计算机进行了几个飞行联队的空战模拟，结果显示在有超视距攻击和多机空战的条件下，推力矢量仍能提高作战效能，只是没有单机1对1交战情况下明显[30]。不难预料，随着推力矢量技术在各国战机上的普遍采用，未来的空战战术模式将发生一场革命。
   3.2 目前存在的问题
   3.2.1 结构增重问题
   推力矢量喷管位于飞机尾部，其增重不仅使负荷增加，而且对飞机机身的配平十分不利。P&W公司的F110-129和F100-229发动机喷管改装成推力矢量喷管后，重量分别增加70kg和90kg，相对增重35％－45％。西班牙的EJ200也相对增加了15％。推力矢量喷管的增重会影响到飞机的性能与飞行品质，F-22飞机的二元收敛－扩张式矢量喷管，本来具有反向推力功能，但由于增重过多等原因而取消了其反向推力功能。发展新型轻质高强度耐高温结构材料，用于喷管制造以减轻推力矢量喷管重量，或者研究出结构更为简单的推力矢量喷管，己成为推力矢量技术发展的关键问题之一。

   3.2.2 可靠性问题

   推力矢量装置结构复杂，结构件数量多，一个先进的推力矢量喷管占整个推进系统成本的25%－30%，用于实施推力矢量的运动件如调节片、密封片、作动系统和执行机构等可达一千多件。这样一个系统的可靠性十分重要。目前所发展的推力矢量喷管尚不能取消气动控制，完全实现飞机飞行控制的推力矢量化，推力矢量喷管的可靠性尚存在问题是主要原因之一。若推力矢量控制与飞机过度一体化，在推力矢量控制失效时，飞机的飞行品质会急剧下降，操纵效率过低，将影响飞行的安全。可靠性问题仍是推力矢量技术待解决的关键问题。
   4 未来研究展望
   1）减轻推力矢量喷管的重量将给推力矢量技术带来巨大的效能，推力矢量喷管的减重一靠简化结构，二靠减轻结构材料的比重。在减轻结构材料的比重方面，目前很多部件使用的是高温金属间化合物结构材料，金属间化合物比重大，造成喷管增重大，发展轻质、高强度、耐高温、抗氧化的陶瓷结构件取代现在所用的比重大的结构件，是未来研究重点之一。
   2）二元矢量喷管发展早，结构简单，技术较为成熟，己进入实际应用阶段，但其效能不如轴对称矢量喷管优越，所以现在各国的研究热点己转移到了轴对称矢量喷管。研制结构简单，安全可靠的轴对称矢量喷管仍是以后一段时间内各国发展推力矢量技术的重点。`
   3）流场推力矢量喷管因其结构极其简单，几乎没有附加什么重量与成本，明显优越于二元及轴对称等机械推力矢量喷管。同时它固有的流场特性还可为飞机带来一些附加好处，如降低尾流温度、减小喷气噪声等。所以尽管该技术目前仍处于研究阶段，距工程使用还远，但具有极大的发展潜力，无疑是未来比较理想的最有前途的航空动力排气装置。
   4）推力矢量技术极大地提高了飞机性能，但是完全由推力矢量控制的飞机仍没出现，还处于遥控模型阶段，随着推力矢量技术更加完善和飞行控制理论的进一步发展，未来的飞机有可能实现完全推力矢量控制和无尾化，这将给飞机的结构和形状带来一场真正的革命。



                                              我国的轴对称矢量喷管AVEN 
　　
　　
　　1 飞机推力矢量技术是通过改变发动机排气方向为飞机提供更强的转向力矩的技术。飞机推力矢量技术的应用能赋予战斗机超机动性、短距起降和低的可探测性，极大地提高战斗机的作战有效性和生存能力。美国、俄罗斯等发达国家都将其作为重要技术优先发展。 
　　
　　 在飞机推力矢量技术的研究中，改变发动机排气方向，即推力矢量喷管的研究是关键且具决定意义的一环，必须首先研究发展。轴对称矢量喷管(AVEN)是在常规机械式收扩喷管上发展出来的一种推力矢量喷管，通过喷管扩散段的偏转改变发动机排气方向。就整个飞机推力矢量技术来讲，AVEN具有简单、轻质、低风险的特点，对飞机、发动机主机的改装要求小，是实施推力矢量技术的最佳喷管方案。AVEN技术研究的目标是完成目标平台涡扇型的AVEN试验件的研制，并实现热态试车 
　　
　　2 研究目标及途径 
　　
　　 AVEN要在保持轴对称收扩喷管面积和面积比调节功能的基础上实施扩散段的偏转，与其他机械装置的重要区别在于AVEN 是一种复杂的空间多自由度运动机械，人们最为关心的是如何使这样的机械装置运动起来，如何实现偏转，如何保证偏转后众多的、相互交叠的构件协调运动而不卡滞，如何确定正确的运动规律。所以，研究思路是从攻克运动机理人手，从计算机仿真到模型，当模型成功之后，立即决定在成件上改装成I：1的原理样机，从而 攻克了推力矢量喷管研究中的技术关键—— 运动机理。 
　　
　　 由于AVEN研究的技术难度大，国内技术储备不足，没有类似机械装置可供参考，要想一次摸清其需要解决的关键技术是不可能的。针对这种情况，通过自力更生、循序渐进的研究途径，从计算机仿真到模型、从模型到实物、从冷态到热态，分阶段分解关键技术，逐个采取技术措施，并根据需要采用计算机仿真或试验件试验等方法进行验证，同时，研究分解下一阶段的关键技术，如此循环发展，逐步攻克了AVEN各阶段关键技术，最终完成了目标平台涡扇型AVEN试验件的研制和热态试车。 
　　
　　 AⅥ 试验件研制是一个涉及气动、机构、结构、强度、控制、材料和工艺等多方面技术的研究课题，每一方面都有大量创新性的研究内容，采用并行工程技术协调多个项目，整个研制质量上都获得了极大的收益。 
　　
　　3 计算机仿真 
　　
　　 AVEN是一种复杂的空间多自由度运动机构，典型的AVEN机构有200左右个运动构件，300多 个运动副，这些构件在一个环形空间相互交叠运动，单凭人工手段研究其运动机理和相互关系是不可能的。在整个AVEN试验件的研制过程中，大量采用计算机仿真技术，完成了运动机理研究、运动构件设计乃至装配工艺检查等多方面技术工作，不仅有效地缩短了研究周期，也提高了结构设计的准确性。 
　　
　　3．1 运动机理仿真 
　　
　　 用c语言编制AVEN主要运动构件的动态运动仿真软件，研究AVEN的运动机理、主要运动构件的相互运动关系、A9操纵作动筒与喷管扩散段的位置关系，从而给出AVEN的运动位置和控制规律。 
　　
　　3 2 实体仿真 
　　
　　 在AVEN的研究过程中，特别是全尺寸冷、热态试验件的研制中，运用计算机仿真技术，按照如下工作过程，完成了AVEN的闭环设计： 
　　
　　(1)依据气动设计方案和运动机理仿真结果进行结构方案设计； 
　　 
　　(2)按机构方案进行初步的真实尺寸3D计算机实体建模、计算机实体装配仿真，然后进行计算机AVEN实体机构运动仿真，检查结构方案的合理性和运动的准确性； 
　　
　　(3)将主要承力构件的3D模型提供给强度设计进行强度、刚度校核和初步结构强度优化； 
　　
　　(4)给出初步的控制规律，并行开展液压系统和控制器的方案设计； 
　　
　　(5)这个方案设计小闭环过程，经过或多或少的几次反复之后，结构设计方案得以优化，后续设计几次反复之后，结构设计方案得以优化，后续设计工作有了良好的基础。 在主要零组件的工程设计完成之后，按照真实结构进行AVEN的3D实体仿真，验证结构设计合理陉和控制规律的正确性，并检查零件的加工工艺性能和试验件的装配工艺性能。 
　　 
　　 按照这样的设计过程，可以在硬件加工之前完成虚拟装配和虚拟试验，有效地排除了大部分设十盲点和失误，极大地提高了试验件的研制质量，缩短了研制周期，也节省了研制经费。 
　　
　　 在这些仿真工作的基础上，编制了AVEN机构方案设计及运动仿真软件，可以快速准确地完成AVEN的方案设计和优化工作 
　　
　　4 运动机理及模型试验件 
　　
　　 为验证运动机理计算机仿真结果的正确性，进一步研究AVE．N运动机构，开始了冷态运动机理及模型试验件的研制和试验。 
　　
　　 首先，完成了AVEN扩散段缩比运动机构试验件，研究运动机构的可控性能和偏转运动时主要构件的运动协调关系；此后，研制了真实发动机尺寸的玲态原理样机，研究AVEN运动机构、运动机构的结构可行性以及各个子机构的具体结构实施方法，研究和验证控制规律和控制系统。通过对上述两套试验件的研制和试验，验证了运动机理计算机仿真结果的正确性；获得了对AVEN 运动机构的直观、清晰的认识；掌握了AVEN的操纵方法；找到了优化矢量角度的技术途径；完成了有级、半自动化控制器的研制；确定了下一步需要解决的关键技术。 
　　
　　5 攻克关键技术并通过热态试验件试验 
　　
　　 在冷态试验件的研究基础上，根据飞机部门提出的l2项要求和前期工作的技术成果，分解了关键技术，完成了热态试验件及其控制系统的设计，施工和联凋，实现了在涡喷发动机平台上的全加力状态试车。热态台架试验件试车，验证了8项主要技术关键，即气动性能、结构设计、强度刚度分析、自动控制、材料与工艺、冷却与隔热、密封与封严、测试与试 车，其解决措施是成功的为我国自行研制AVEN技术验证机奠定了坚实的技术基础。