推力矢量技术的研究与发展_赵景芸

推力矢量技术的研究与发展_赵景芸
推力矢量技术的研究与发展
赵景芸金捷
(燃气涡轮研究院成都·610500)
摘要介绍了推力矢量的基本原理,国外推力矢量技术的发展及矢量喷管的主要技术方案,分析了国外推力矢量技术的研究方向、技术途径,对我国推力矢量技术的研究提出了一些建议。

关键词推力矢量技术矢量喷管发展
1 引言
推力矢量技术成为近年来国内外航空技术的热点,其原因在于,推力矢量技术不仅能显著提高在役、在研飞机的性能和作战效能,而且其进一步发展,可以使飞机减少甚至取消尾翼,导致无尾飞机的出现,带来飞机设计的技术革命。

推力矢量技术的研究开始于70年代初期,至80年代中后期取得重大技术突破。

美国的F-15STOL/MTD(短距起落/机动性技术验证机)的飞行试验结果表明,采用推力矢量技术可显著改善飞机的常规机动和起降性能。

随后进行的由美国与德国合作研究的X-31增强机动性能验证机的飞行验证表明,推力矢量的最大技术潜力是能显著改善飞机的过失速机动能力,从而极大地提高飞机的作战效能和生存能力。

此时,推力矢量的应用还仅限于亚音速。

进入90年代中期,X-31飞机的首次“无垂尾”飞行试验表明,存在推力矢量取代气动舵面的可能性,由此可将推力矢量的应用从亚音速区域推向了全飞行包线。

推力矢量的巨大效益引起了世界各国的注意,自80年代后期,不仅世界航空发达国家,就连印度、以色列、日本、韩国、瑞典等国,甚至台湾地区也都竞相研究推力矢量技术,并作为重要技术优先发展。

先进的未来战斗机无一例外的均采用推力矢量技术。

推力矢量技术是一项高新技术,涉及飞机、发动机、控制、空气动力学、飞行力学等多学科、多专业,是一项复杂的系统工程,具有高效益,但需要高投入。

我国是一个航空不发达国家,同时又是发展中国家,为缩
短与世界航空先进水平的的差距,必须选择合适的突破口,将推力矢量技术作为重要技术优先发展,突破关键技术并形成战斗力的决策是正确的。

2 推力矢量技术简介
(1) 推力矢量技术是指发动机的动力装置不仅为飞机提供向前飞行的推力,而且还通过喷管的转向,使推力方向偏转,产生附加力矩,用于补充或取代飞机的气动舵面对飞机进行控制。

(2) 推力矢量的基本原理是:当发动机的尾喷流偏转时,其推力(T)可分解为三个方向的分力:轴向力T X、侧向力T y和法向力T z侧向力和法向力相对于飞机的重心产生两个偏转力矩,如图1。

其中: 偏航力矩:My=Ty·L
俯仰力矩:Mz=Tz·L
式中T y=T·sinφy,φy为偏航角;
T z=T·sinφz,φz为俯仰角。

由于喷管离飞机重心的距离L较远,一个很小的偏转角,便会产生足够大的偏转力矩,
收稿修回日期:1998-02-01
而对推力的影响在可接受的范围内。

一般偏转角只需要6°～8°,此时,对轴向推力的影响只有10%左右。

(3) 发动机推力矢量的偏转是通过喷管而实现的,因此,矢量喷管技术成为推力矢量技术的关键之一。

研制高效矢量喷管是发动机系统的重要任务。

图1 推力矢量概念
3 矢量喷管技术的发展及其主要方案
推力矢量技术的发展以美国和俄罗斯为代表,由于经济、时间、技术基础的不同,二者
采取了不同的技术途径,发展了不同的矢量喷管方案。

3.1 美国
(1) 美国是最早开展推力矢量技术研究的国家,由于雄厚的经济实力和技术基础,使其开展了广泛的研究工作,研制了多种技术验证机,如F -15STOL /MTD 短距起落/机动性技
术验证机、F -18HARV 大迎角研究机、F -16MHTV 多轴推力研究机和与德国合作研制的X -31增强机动性验证机,并研制出世界上唯一的真正第四代先进战斗机F -22。

美国从1973年开始矢量喷管的研究,其研究目的是改善飞机的常规机动性能和起降性能。

由于二元喷管的结构简单,推力偏转控制易于实现,所以矢量喷管的研究首先从二元喷管开始(图2)。

早期的二元矢量喷管具有推力转向和推力反向功能。

图2 二元矢量喷管
二元喷管由转接段和喷管本体两部分组成。

转接段将发动机的圆截面过渡到喷管的矩形截面。

喷管本体由2块收敛板、扩张板及2块侧板构成。

随着对推力矢量技术研究方
向的明确,去掉了反推力装置,改善了可靠性,减轻了重量,研制出了具有俯仰推力矢量的二元收-扩喷管,为美国第四代战斗机F -22所采用,本世纪末将装备部队。

二元矢量喷管内流特性好,目标特性信号低,利于隐身,易于与飞机进行一体化设计,是一种很好的喷管方案。

但其与发动机连接需要转接段,导致结构笨重,是常规轴对称收-扩喷管重量的2倍,且不易于现有发动机的改装,因此,比较适合于全新设计的飞机/发动机采用,特别适合于双发飞机。

(2) 现代飞机需要全方位的推力矢量。

由于二元矢量喷管本身不易实现侧向偏转,也不易实现对第三代战斗机的改造,美国从80年代末开始了轴对称矢量喷管的研究,以成熟的轴对称收-扩喷管技术为基础,增加了推力偏转机构和控制系统,研制出轴对称矢量喷
管。

其主要技术方案有两个,分别为GE 公司在F110发动机上发展的AVE N 喷管(图3)和P &W 公司在F100上发展的P /Y BBN 喷管(图4)。

两种喷管均在保持原喷管收敛段不变的基础上,新增加一套转向机构,使喷管扩张段
可在360°范围内偏转0°～17°,从而获得俯仰/偏航/横滚全方位的矢量推力。

这两种喷管均于1991年进行了地面试车,并于1993年分别
装在F16和F15飞机上进行了试飞。

据称试飞结果达到了预期目标。

以色列将在F16飞机上改装AVE N 喷管。

轴对称矢量喷管重量轻,仅比常规轴对称收扩喷管重30%～50%,且与发动机的连接
不变,因此特别适合对现有飞机的改造。

其不
足之处是目标特性信号比二元喷管高,不利于隐身。

(3) 针对二元矢量喷管和轴对称矢量喷管的缺点,美国P &W 公司于1986年研制了一种多功能二元矢量喷管—球面收敛段矢量喷管(SCFN )。

该喷管的收敛段为球面,扩张段为矩形(图5),扩张段可俯仰偏转,整个喷管绕前支点左右偏转,从而产生全方位的矢量推力。

该喷管重量比二元喷管轻,目标特性信号比轴对称喷管低。

P &W 公司原计划以该喷管取代二元收-扩喷管。

1995年SC FN 装在XTC -65/2联合技术验证机上进行了地面试车,基本达到了预期目标。

3.2 俄罗斯
(1) 俄罗斯的推力矢量研究始于80年
代初。

1989年,二元矢量喷管和轴对称矢量喷管分别装在Su -27UBLL -PS 和Su -27LMK -2405上进行了飞行验证。

由于经济和技术
基础两方面的原因,俄罗斯推迟了第四代战斗机的研制,主要进行了第三代战斗机的改型,强调应用研究和现役战斗机的改造,因此,发展重点放在轴对称矢量喷管。

(2) Su-37战斗机研制的轴对称矢量喷管是以原Su-27飞机的AL-31F发动机的轴对称收-扩喷管为基础改进的,基本保持了原喷管结构不变,而在喷管与加力燃烧室之间增加了一个球形转接段,通过作动系统带动喷管整体作俯仰偏转,从而产生俯仰推力矢量,其俯仰角可达15°。

改装后的发动机称为AL -37FU。

Su-37飞机于1996年4月进行了试飞,1996年在英国范堡罗航展和1997年的巴黎航展上进行了飞行表演,引起轰动。

该喷管方案控制简单,喷管特性不变,但转动力矩大,球面转接段密封困难,重量也较大。

米格29也进行了改装矢量喷管的研究, 1997年进行了地面试车,具体喷管方案未见报道。

4 对我国推力矢量技术研究的建议
推力矢量技术的研究应根据我国的国情,吸取国外成功的经验,走出自己的道路。

美国的经验在于重视基础研究,在雄厚的经济实力和技术基础上,取得了多方面的成果。

俄罗斯的经验在于借鉴了美国的经验教
训,强调应用研究,重点突出,在某一方面取得突破,建立了自己的优势。

(1) 根据国情,我国推力矢量技术研究以轴对称矢量喷管为首选方案。

(2) 我国矢量喷管的研究应分三个阶段进行,其中第1和第2阶段属于预研阶段。

第一阶段:应用基础研究
此阶段完成内特性的数值模拟及模型试验研究,突破运动机构设计技术,掌握计算机模拟技术,掌握轴对称收-扩喷管的设计技术,为轴对称矢量喷管热态样件的设计作好准备。

第二阶段:应用研究
利用成熟发动机作为试验平台,进行热态样件的地面冷、热态试验,突破喷管自身的技术关键问题,掌握轴对称矢量喷管的设计技术,将来可根据需求移植到其它任何需要的场合,为进一步的型号发展奠定坚实的基础。

在这一阶段,从国外的经验来看,一般都是选用现役的推重比8一级的装配轴对称收-扩喷管的涡扇发动机作为试验平台。

第三阶段:型号与飞行演示验证
根据用户需求,将热态样件的研究成果应用于型号发动机轴对称矢量喷管的设计中,完成飞行试验。

参考文献
1 F.Capone,Comparative Investigation of Multiplane Thrust Vextoring Nozzles,AIAA92-3263
2 D.J Wing,S.C.Asbury,Static Performance of Multiaxis Thrust-Vectoring Cruiform Nozzle,AIAA91-2137
3 David F.Bond,Risk,Cost Sway Airframe,Engine Choices of ATF,Aviation Week&Space Technology,p20～25,Apr.1991 4Staven Ashley,Thrust Vectoring:a New Angle to Air Superiority,Mechanical Engeering,p58～64,Jan.1995。