战斗机推力矢量技术浅谈
战斗机推力矢量技术浅谈
远望智库高级研究员 刘君
当今世界，战斗机技术的发展日新月异，犹如江湖武功，强手如林，各门各派相互借鉴，主要以美国、英法、俄罗斯、中国等航空技术强国为代表，各自都有自己的独门绝技。在诸多先进技术中，战斗机推力矢量技术以其飘逸、凌厉与迅捷，成为先进战斗机克敌制胜的“绝世剑术”，受到主要航空强国的青睐与高度重视。
中国人
有了自己的推力矢量机
战斗机在空中能够安全飞行最重要的限制之一就是迎角限制。总所周知，当超过失速迎角后，气动特性突变，是基本的物理规律，导致战斗机难以控制，容易进入危险状态甚至失控，成为悬挂在战斗机飞行员头顶的达摩克里斯之剑。虽然使用电传操纵系统后，通过采取主动控制将战斗机限制在失速区域以外，而超过失速迎角的区域则作为“飞行禁区”被严格禁止进入。
为了突破飞行禁区，充分发挥战斗机最大潜能，使飞机能够自由翱翔，为此无数设计师进行了各种方向的尝试，包含了新的控制机理、控制策略与控制方法，而采用推力矢量控制技术就是解决上述固有缺陷的有效途径。
战斗机推力矢量技术是根据飞行与作战需要，由飞控系统综合生成指令控制发动机喷管偏转，利用发动机推力形成需要的操纵力矩，实现过失速机动飞行，并挖掘飞机的极限飞行能力，从而显著提高飞机大迎角下的机动性和敏捷性，实现真正意义的无忧虑操纵。同时，由于直接产生操纵力，并且推力大小和方向易变，还可以减小飞机舵面的设计负担，实现减阻减重、提高隐身性能的效果。
推力矢量技术在战斗机上的应用，除了能够实现惊艳的过失速机动外，更是具备很强的实战价值：
1）大幅提高战斗机的空中飞行性能，可以通过全机的飞推一体化综合控制，改善全机气动力特性，降低飞机阻力，提升战斗机的加速能力，提高飞机航程，并帮助战斗机实现超音速巡航；
2）在起降时通过控制发动机的偏转力矩，能够缩短飞机起降滑跑距离，降低起降速度需求，在减少战斗机对跑道依赖的同时提高飞机起落架与轮胎寿命，有利于战时的快速出动和前沿部署；
3）提高空战对抗能力，近战时可以大幅度提高机头的快速指向能力，在双方博弈时抢得先机，在被攻击时能够快速摆脱敌机的追击，并获得对敌机的攻击机会；在中远距离上可以为飞行员提供更为丰富的战术选择；
4）提高飞行控制能力，极大改善飞行中的风险要素，甚至达到无限制的理想状态，这样即使飞机进入危险状态时也能够安全地改出，彻底打破失速这一飞行员的安全梦魇，使战斗机在获得前所未有的高机动性的同时也具有空前的高安全性和高可靠性。
战斗机推矢技术的发展，可谓厚积薄发。从上世纪70年代，德国MBB公司飞机设计师首次提出可行的推力矢量工程方法起，推力矢量的研究与工程化应用已经已有近半个世纪的历史，但研究集中在少数航空强国中：上世纪70年代美国率先实施了一系列研究计划和推力矢量飞机的风洞试验计划，着重开展气动、飞推一体化、结构等方面的综合研究，并进行了一系列演示验证工作；前苏联自上世纪80年代开展了大量轴对称矢量喷管、二元喷管基础研究和对比分析工作，通过综合对比后集中精力发展轴对称矢量喷管。除此之外，日本等国也相继开展了推矢技术的研究与验证工作。
国家 | 型号 | 首飞 | 验证内容和主要改进 | 喷管形式 |
美国 | F-15 S/MTD | 1989年 | 短距起落先进技术验证机，增加了鸭翼，用于验证飞机在短距起落和使用推力矢量控制时，起飞、着陆以及空战机动的性能。 | 二元矢量喷口（带反推力） |
X-31 | 1990年 | 增强战斗机动性技术验证机，以过失速机动为主要特点，验证大迎角可控飞行和增强敏捷性，提高近距空战能力。 | 采用燃气舵 | |
YF-22 | 1991年 | 技术验证机，实现喷管±20度的俯仰推力矢量控制，增强飞机的性能和机动性，减少雷达和红外信号特征，实现迎角60度稳定飞行。 | 二元矢量喷口 | |
F-16 MATV | 1994年 | 多轴推力矢量技术验证机，分为三个阶段：阶段Ⅰ为功能检查飞行、阶段Ⅱ为包线扩展、阶段Ⅲ为战术实用性评估。目的是测试F16 MATV推力矢量的控制效能和过失速机动的应用价值。 | 轴对称矢量喷管 | |
F-15 ACTIVE | 1996年 | 主动控制技术验证机，飞机结构进行了更改，增加了鸭翼，发动机均装配了俯仰偏航喷管。飞行研究分为两个阶段：喷管运行包线扩展和喷管性能测试。主要目的是测量和评估推力矢量喷管性能以及对飞机性能方面的改进。 | 轴对称矢量喷管 | |
F-18 HARV | 不详 | 大迎角气动特性验证机。 | 采用燃气舵 | |
俄罗斯 | 苏-27 | 1989年 | 推力矢量验证机。 | 轴对称矢量喷管 |
米格-29 | 1989年 | 验证轴对称喷管推力矢量技术。 | 轴对称矢量喷管 | |
苏-37 | 1996年 | 推力矢量技术表演机，实现了过失速机动，与苏-27相比增加了鸭翼，加高了垂尾，改为全数字式飞控系统。 | 二元矢量喷口 | |
日本 | ATD-X | 2014年 | 验证大迎角可控飞行和增强敏捷性，提高近距空战能力。 | 采用燃气舵 |
进行了推矢技术飞行验证的国家少，将推矢技术成功应用于装备的国家更少，仅美俄两国的最新型战斗机才拥有，因此推矢技术更是成为了现代飞机的技术标志与关键能力特征，备受关注。
国家 | 飞机型号 | 对应发动机 |
美国 | F-22 | F-119 |
F-35B | F-135 | |
俄罗斯 | 苏-30SM | AL-31FP/AL-41FS |
苏-35 | AL-41FS | |
苏-57 | AL-41F/产品-30 |
战斗机推力矢量，不仅仅是简单的在飞机平台上安装一台有推矢喷管的发动机即可，就如同组装电脑，顶级硬件的堆砌并不一定能配出一台顶级电脑。战斗机推力矢量技术本质上是基于战斗机使用需求，自顶向下的系统综合，每一个要素的设计都是精雕细琢，牵一发而动全身。该项技术研究与应用过程中所突破的大量关键技术，更是先进战斗机实现自主作战的基础技术，也是飞机平台实现综合化设计的关键要素，成为未来提升战斗机作战能力的能力倍增器。
该项技术由两大关键部分支撑：具备综合飞行控制能力的飞机平台与具备推矢功能的发动机，其中飞推之间的关系并非相对独立，而是高度融合，二者相辅相成才能形成合力，共同帮助战斗机飞行能力的提升。用工程界一句时髦的话来概括：“先进的战斗机推矢是设计出来的”，其技术内涵是高度复杂的综合系统工程，需要以飞机为核心，将飞机的气动力、飞行控制、进气与排气、发动机进行紧密结合实现全方位飞推综合设计涵盖总体设计、综合试验、模拟仿真、空中试飞的全领域工程闭环。
传统战斗机的设计，通常以飞推结构一体化设计、飞推性能一体化设计为牵引，但战斗机推力矢量技术所则将飞推综合设计提升到了更高的层级，将飞推气动力一体化设计、飞推性能一体化设计、飞推控制一体化设计、飞推结构一体化设计相结合，既要保证大迎角条件下飞机优越的机动性能和发动机性能，又要确保飞行过程中的操纵性和安全性，并打破传统飞机与发动机各自独立控制的系统架构，真正意义上实现飞推融合。
除了飞机系统以外，战斗机推力矢量技术的一大技术特征，就是推矢发动机。相对于常规发动机，推矢发动机外观上最主要的特征体现在矢量喷管设计上。高效、轻重量、高可靠性的矢量喷管无疑是飞机推力矢量技术的核心和最大技术难点。
从矢量喷管的结构形式上，可大致分为四类：
燃气舵：在飞机的机尾罩外侧加装向内、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。优点是结构简单，成本较低，但存在重量和外廓尺寸大，气动效率低等固有缺陷。
轴对称矢量喷管：喷管扩张段同时承担偏转与收扩调节双重功能，收缩段保持原有结构不变。优点是几乎不改变发动机性能，在同样偏转角下产生的力矩更大，且飞机的后体阻力更小，但对发动机结构、材料与控制提出了非常高的要求。
关节式矢量喷管：喷管分为关节段和收扩段，关节段负责收扩段偏转，收扩段负责常规的喷口收扩调节。优点是喷管可不做任何改动，喉道与出口控制亦无需改动，但转动段较长，外部负载与喷管阻力都较大。
二元矢量喷管：利用安装在发动机末端上下两个板型构建上下偏转，实现改变气流方向。优点是隐身收益高，具有良好的减阻效果，但对气动力、飞推一体化、控制等要求高。
当矢量喷管偏转时，需要与飞机实现紧耦合一体化设计。一方面喷管要承受高温、高速气流所带来的巨大载荷，并还要保证喷管偏转时发动机性能不降低；另一方面要使偏转后的后体流场特性能够与飞机的内外部气动力特性相协调，避免飞机升阻特性的出现剧烈变化；此外，还要保证矢量喷管的使用寿命、可靠性等，减小极限条件下的使用限制。种种苛刻的工作条件，对发动机特别是喷管的结构设计、工艺与材料等方面提出了非常高的要求。
回顾过去的几十年推矢技术的发展，从最初简陋的独立控制，到先进的飞-推综合控制；从简单实现气流偏转，到喷流流场与飞机内外流的深度耦合，不断的尝试与研究是技术进步的基石，艰辛而又不失激情。推力矢量技术不单是航展中苏-35的凌波微步、F-22的旱地拔葱，也不仅仅只是在低速、近距空战时的搏命一击，而是为战斗机在不同作战阶段的战术实施提供了高效、可靠的动作选择，使飞行员在交战过程中不再为能力上限与安全性而担忧，极大解放了飞行员的飞行压力，使其更好投入作战。展望未来，在智能化、云作战为主导的未来作战条件下，推矢技术将与智能作战、网络协同深度融合，从而将战场态势、对抗策略与高效执行相结合，实现战斗机体系的自主作战，为飞行员提供更高效准确与智能化的的战斗辅助，达到“人机合一”的最高境界，将战斗机的作战能力发挥到极致。
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