推力矢量技術(shù)的應(yīng)用及影響

摘 要:本文論述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)飛機(jī)性能的影響。

推力矢量技術(shù)是指發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過(guò)噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來(lái)替代原飛機(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對(duì)飛機(jī)的飛行進(jìn)行實(shí)時(shí)控制的技術(shù)。對(duì)它的應(yīng)用，還得依靠計(jì)算機(jī)、電子技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)技術(shù)

高效、輕重量、低成本矢量噴管的研制無(wú)疑是飛機(jī)推力矢量技術(shù)的核心和最大技術(shù)難點(diǎn)，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(jì)、冷卻和封嚴(yán)、運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和控制系統(tǒng);(3)矢量噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配研究，包括推力矢量對(duì)進(jìn)氣道和風(fēng)扇性能的影響和對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)受力的影響;(4)矢量噴管地面整機(jī)試驗(yàn)和測(cè)試技術(shù);(5)與矢量噴管相關(guān)的工藝和材料。

1.2 氣動(dòng)

(1)矢量噴流與飛機(jī)繞流相互干擾;(2)矢量噴流引起的超環(huán)量氣動(dòng)效應(yīng);(3)大迎角進(jìn)氣道流場(chǎng);(4)反向噴流的干擾效應(yīng);(5)矢量噴流氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)方法和技術(shù)。

1.3 飛行/推進(jìn)綜合控制

(1)推力矢量和氣動(dòng)舵面同時(shí)參與操縱時(shí)的飛機(jī)氣動(dòng)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(píng)定準(zhǔn)則;(3)特大迎角下飛行控制律;(4)矢量噴管偏轉(zhuǎn)的動(dòng)態(tài)特性;(5)可靠性和余度設(shè)計(jì);(6)飛控和推進(jìn)控制的綜合設(shè)計(jì)。

1.4 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)

(1)大迎角全機(jī)氣動(dòng)特性;(2)矢量噴管與后機(jī)體匹配;(3)推力矢量飛機(jī)總體布局;(4)推力矢量飛機(jī)的全機(jī)地面仿真試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)技術(shù);(5)推力矢量飛機(jī)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(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(lái)改變飛機(jī)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(wú)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)喉道式噴管(STVN)和球面收斂調(diào)節(jié)片噴管(SCFN)等。在20世紀(jì)80年代末，美國(guó)兩架預(yù)研戰(zhàn)斗機(jī)YF-22/F119和YF-23/F120均采用了這種矢量噴管。

2.3 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(kāi)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。

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

AVEN軸對(duì)稱推力矢量噴管，它是靠機(jī)械手段強(qiáng)制擴(kuò)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(dòng)。軸對(duì)稱矢量噴管的主要特點(diǎn)是安全保留了軸對(duì)稱收擴(kuò)式噴管的良好控制性能，只是在結(jié)構(gòu)上擴(kuò)展了擴(kuò)張段的功能，使之既產(chǎn)生超聲速氣流，又能按飛機(jī)需要偏轉(zhuǎn)氣流方向。

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(guò)在噴管擴(kuò)散段引入側(cè)向次氣流(Secondary Fluid)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。

3推力矢量技術(shù)應(yīng)用與影響

3.1 實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)，突破失速障礙

利用氣動(dòng)舵面進(jìn)行操縱的常規(guī)飛機(jī)在迎角超過(guò)20°～30°時(shí)已經(jīng)無(wú)法穩(wěn)態(tài)控制。而試驗(yàn)證明，推力矢量飛機(jī)能在迎角大于70°時(shí)實(shí)現(xiàn)可控飛行，從而可以實(shí)施一系列有實(shí)戰(zhàn)意義的過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，如赫布斯特機(jī)動(dòng)、榔頭機(jī)動(dòng)、大迎角機(jī)頭快速轉(zhuǎn)向和大迎角側(cè)滑倒轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)等。能做這種機(jī)動(dòng)的飛機(jī)在交戰(zhàn)時(shí)便于占據(jù)有利位置。

3.2 改善飛機(jī)性能、機(jī)動(dòng)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(dǎo)升力，使誘導(dǎo)阻力降低，可以使飛機(jī)油耗降低，航程延長(zhǎng)。推力矢量使誘導(dǎo)升力系數(shù)增大，從而改善飛機(jī)盤旋性能。

3.3 縮短起落滑跑距離

F-15 STOL/MTD多次試驗(yàn)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(hào)特征和雷達(dá)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(jìn)一步減小雷達(dá)橫截面。

3.5 提高空戰(zhàn)效能

由于推力矢量飛機(jī)具有過(guò)失速能力并提高了機(jī)動(dòng)性，因而在空戰(zhàn)中能隨時(shí)處于有利位置，提高了空戰(zhàn)效能。根據(jù)法國(guó)航空和航天研究院的一對(duì)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(jī)對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)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(duì)一空戰(zhàn)交換比為1∶9.6-32，而如果X-31無(wú)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(jī)的實(shí)現(xiàn)將取消所有氣動(dòng)操縱舵面，導(dǎo)致設(shè)計(jì)“無(wú)尾”飛機(jī)

這樣，將不僅改善飛機(jī)的過(guò)失速能力和機(jī)動(dòng)性，提高空戰(zhàn)效能，而且還將大大減小飛機(jī)尺寸阻力和重量，進(jìn)一步增強(qiáng)隱身能力，提高飛機(jī)性能，降低制造成本和壽命期成本。

4結(jié)語(yǔ)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量噴管是現(xiàn)代新型軍用噴氣飛機(jī)的重要組成部分，利用推力矢量技術(shù)到新設(shè)計(jì)和改型的下一世紀(jì)軍用飛機(jī)上，的確是一個(gè)有效的技術(shù)突破口，它對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的隱身、減阻，減重都十分有效。在各個(gè)國(guó)家應(yīng)用都十分廣泛。隨著科技的發(fā)展和國(guó)家軍事實(shí)力的不斷提高，為了得到更改的軍用飛機(jī)使用效能，對(duì)推力矢量噴管技術(shù)研究將不斷深入。