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推力矢量技術(shù)
推力矢量技術(shù)
推力矢量技術(shù)(推力矢量技術(shù))
推力矢量技術(shù)是指發(fā)動(dòng)機(jī)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(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。
目錄 應(yīng)用 技術(shù)分類 控制途徑 戰(zhàn)術(shù)效果 收縮展開 應(yīng)用利用推力矢量技術(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。 推力矢量技術(shù)能讓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dá)反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機(jī)都可利用這部分操縱力進(jìn)行操縱，這就增加了飛機(jī)的可操縱性。由于直接產(chǎn)生操縱力，并且量值和方向易變，也就增加了飛機(jī)的敏捷性，因而可適當(dāng)?shù)販p小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面。這對(duì)降低飛機(jī)的可探測(cè)性是有利的，也能使飛機(jī)的阻力減小，結(jié)構(gòu)重減輕。因此，使用推力矢量技術(shù)是解決設(shè)計(jì)矛盾的最佳選擇。許多年來，美、俄等國作了大量的飛行試驗(yàn)，證明了利用推力矢量技術(shù)的確能達(dá)到預(yù)定的目的。 1991年4月海灣戰(zhàn)爭(zhēng)結(jié)束后，五角大樓拿出500億美元，研制不同于F-117的新型隱身飛機(jī)，使用了推力矢量技術(shù)，于是就有了基本滿足上述多種要求的F-22戰(zhàn)斗機(jī)。俄羅斯開展隱身和推力矢量技術(shù)的應(yīng)用研究包括，米格1.44利用發(fā)動(dòng)機(jī)向不同方向發(fā)出的氣流的反作用力可以迅速改變方向。《簡(jiǎn)氏防務(wù)周刊》在1992年就說俄羅斯人已經(jīng)超越了F-117，直接研制出了現(xiàn)代的超聲速攻擊機(jī)，成了F-22的競(jìng)爭(zhēng)對(duì)手。 后來的研究還表明，當(dāng)飛機(jī)在飛行速度較低時(shí)，采用推力轉(zhuǎn)向這種飛行控制裝置是絕對(duì)有利的，速度大時(shí)，代價(jià)要大些，但是從保證飛行控制有足夠的安全裕度出發(fā)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(duì)于使用推力矢量技術(shù)的無尾飛機(jī)的研究來說，也是一項(xiàng)艱巨的任務(wù)。其中包括復(fù)雜的控制軟件的研究。
技術(shù)分類折流板
70年代中期，德國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年美國國防預(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Rockwell公司、Boeing公司和德國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)。
發(fā)展
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，美國在F-14和F-18上分別安裝折流板進(jìn)行了試驗(yàn)。 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)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。 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。 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。 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。 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。 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（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。
控制途徑方式
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)，從而產(chǎn)生側(cè)向力； 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； 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
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(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，技術(shù)難度更大，所以現(xiàn)在各國的研究發(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。
戰(zhàn)術(shù)效果戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)用了推力矢量技術(shù)后，戰(zhàn)術(shù)效果有很大的提高，根據(jù)美國、俄羅斯的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)及飛行驗(yàn)證，的確如此。戰(zhàn)斗機(jī)戰(zhàn)術(shù)效果的提高可從幾方面來說明： 1) 起飛著陸機(jī)動(dòng)性、安全性加大 起飛著陸機(jī)動(dòng)性、安全性加大。由于在起飛著陸過程中，都能使用推力轉(zhuǎn)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(duì)機(jī)場(chǎng)要求降低，使飛機(jī)的使用更為機(jī)動(dòng)。對(duì)氣候的要求也可放松，不怕不對(duì)稱結(jié)冰、突風(fēng)、小風(fēng)暴對(duì)飛機(jī)的擾動(dòng)，也減輕了起落架毀壞帶來的影響，戰(zhàn)斗力相對(duì)提高。 2) 加強(qiáng)了突防能力、靈活性、生存率 和攻擊的突然性，這是因?yàn)闇p少了雷達(dá)反射面積和增加了機(jī)動(dòng)性。這種突然性很為寶貴，美國空軍航空系統(tǒng)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(yīng)減少戰(zhàn)斗機(jī)的配備，美國空軍計(jì)劃將空軍戰(zhàn)斗機(jī)縮減35%。 3) 航程有所加大 則增加了攻擊或防衛(wèi)的范圍。使用了推力矢量技術(shù)后由于舵面積的減少可使阻力減小，燃油消耗減小，相應(yīng)航程加大，另外，尾部重量的減少可導(dǎo)至飛機(jī)總重的較大減小，相應(yīng)可增加燃油，又可加大航程。 4) 近距格斗戰(zhàn)斗力提高 開辟了全新的空中格斗戰(zhàn)術(shù)。主要是可控迎角擴(kuò)大很多，大大超過了失速迎角，機(jī)頭指向能力加強(qiáng)，提高了武器的使用機(jī)會(huì)。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(jī)快速控制大迎角，使機(jī)頭能精確停在能截獲目標(biāo)的位置，同時(shí)盡可能按照所希望停留時(shí)間，維持和實(shí)時(shí)調(diào)整這個(gè)迎角以便機(jī)頭指向目標(biāo)、鎖定和開火，隨后快速推桿，使飛機(jī)回復(fù)到較小的迎角（還原和復(fù)位）。常規(guī)飛機(jī)通常限制在遠(yuǎn)低于失速迎角的條件下飛行，如F-104飛機(jī)僅用了失速迎角的50%，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)大約用了失速迎角的80%，而用推力轉(zhuǎn)向的X-31A飛機(jī)能達(dá)到失速迎角的2倍。此外繞俯仰軸的推力轉(zhuǎn)向還能大大增加升力系數(shù)，則在支撐同樣飛機(jī)重量下可使飛機(jī)速度及角點(diǎn)速度降低，飛行角點(diǎn)速度低，有利于飛機(jī)改變方向，轉(zhuǎn)彎半徑可大大減小，轉(zhuǎn)彎速率卻能加大。在兩機(jī)迎面相遇狀態(tài)，轉(zhuǎn)彎半徑小、轉(zhuǎn)彎速率大的飛機(jī)就能提前瞄準(zhǔn)對(duì)方開火，從而贏得格斗的勝利。X-31飛機(jī)轉(zhuǎn)彎半徑大約為143米，有效轉(zhuǎn)彎速率大約每秒80.6°，因此在與F-18、F-16等飛機(jī)格斗中，明顯占優(yōu)勢(shì)。蘇-37能快速安全下俯，水平加速，還能節(jié)省發(fā)動(dòng)機(jī)功率30%。它的"鐘形"和"眼鏡蛇"機(jī)動(dòng)可射中近距的F-22和F-117。 5) 提高了空對(duì)地的攻擊性能 命中率有所提高，投彈后規(guī)避動(dòng)作也更敏捷。 簡(jiǎn)而言之，推力矢量技術(shù)就是通過偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的方向,從而獲得額外操縱力矩的技術(shù)。
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