航空发动机尾喷管

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航空发动机隐身性之尾喷管技术分析

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析邱朝(飞行器动力工程西安航空学院阎良10021)摘要:随着航空科技的不断发展和未来战场的需求,对于飞机的各种性能也要求的越来越高,本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析,通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法,从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。

Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development.前言:飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征,来提高其突防和生存能力的一种技术。

美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比,速度提高两倍,载弹量增加5000,但其雷达反射面积仅为其100,不到1平方米。

而随后研制的B-2轰炸机,其探测特性只有百万分之一的数量级,在雷达光屏上的反映,只相当于一个飞行中的蜂鸟,因而具有很强的突防、作战和生存能力。

战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释

战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释

战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释1. 引言1.1 概述可调节式收敛形尾喷管作为现代战斗机尾部推进系统的重要组成部分,具有调节气流速度和方向的功能,能够提高飞机的飞行性能和机动性。

本文将重点介绍可调节式收敛形尾喷管的结构、组成以及其在战斗机领域的应用。

通过深入探讨其设计原理、功能特点以及潜在的应用领域,旨在帮助读者更好地了解和认识这一先进的航空技术,并展望其在未来发展中的应用前景。

1.2 文章结构文章结构部分的内容应该包括作者对整篇文章的布局和组织方式的介绍。

在这一部分,可以简要描述每个章节的内容和重点,让读者对整篇文章有一个整体的认识。

此外,也可以提及文章的章节之间的逻辑关系和连接方式,以及各章节之间的衔接点,从而引导读者有条理地阅读全文。

例如,文章结构部分的内容可能如下所示:本文分为引言、正文和结论三个部分。

在引言部分,我们将介绍本文研究的背景和意义,以及研究目的。

在正文部分,我们将首先探讨可调节式收敛形尾喷管的设计原理,然后详细讨论其结构组成及功能,最后探讨其潜在的应用领域。

最后,在结论部分,我们将对文章进行总结,展望未来的发展方向,并进行结束语的总结。

通过这样的结构布局,读者可以清晰地了解全文的内容安排,并更好地理解文章的研究范围和目的。

1.3 目的本文旨在探讨战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成,深入分析其设计原理、功能以及潜在的应用领域。

通过全面介绍这一技术的相关内容,旨在增加对战斗机尾喷管技术的了解,并为相关领域的研究和发展提供参考。

通过对该技术的研究和分析,可以帮助提高战斗机的性能和效率,推动战斗机技术的发展,为航空领域的进步做出贡献。

2. 正文2.1 可调节式收敛形尾喷管的设计原理可调节式收敛形尾喷管是一种先进的航空动力学设计技术,旨在提高战斗机的飞行性能和作战效能。

其设计原理主要基于流体力学和空气动力学理论,通过控制尾喷管的形状和大小来实现推进气流的调节和优化。

尾喷管实训报告

尾喷管实训报告

摘要本实训报告主要阐述了发动机尾喷管的拆装步骤以及尾喷管的主要组成部分。

首先对发动机尾喷管的组成加以了解,然后对其按拆卸步骤将其拆开,对着实物加深了解,进一步的加深关于尾喷管的知识,然后再严格按照装配步骤将其安装好。

这样做使我进一步了解了发动机尾喷管的结构组成和连接关系。

掌握了尾喷管的拆装方法,而且通过此次实训,了解到了航空维修工作的基本流程,养成了细致,稳妥的工作作风。

飞机尾喷管的拆装是一项必要但基础的工作,需要兢兢业业做好工作。

对飞行安全负责,对自己和同志负责,对国家负责。

目录1喷管的组成 (3)1.1、管体 (3)1.1.1、喷管落压比 (3)1.1.2喷管进口燃气温度 (3)1.2、可调喷口 (4)1.3、喷口收敛动作筒的构造 (5)1.4、喷口的调整原理 (5)2. 发动机尾喷管的拆装 (6)2.1工具清单 (6)2.2分解步骤 (6)2.3、装配步骤 (7)2.4、注意事项 (7)心得体会 (7)谢辞 (9)1喷管的组成喷管由管体,可调喷口和喷口液压操纵部分组成1.1、管体管体为收敛形,供燃气在其中继续膨胀,用来增大喷气速度,喷气速度越大,发动机的推力越大。

而喷气速度大小,与喷管落压比和喷管进口燃气温度有关。

1.1.1、喷管落压比喷管进口燃气压力与出口燃气压力的比值,叫做喷管落压比。

喷管落压比的大小,表示燃气在喷管内膨胀的程度。

在喷管进口燃气温度不变的条件下,喷管落压比越大,燃气在喷管内膨胀得越厉害,热能的利用程度越高,就会有更多的热能转换为动能,因而喷气速度越大。

喷管落压比随压缩器增压比的变化而变化,压缩器增压比越大,压缩器出口的空气压力就比大气压力大得越多,涡轮前和涡轮后的燃气压力也随着增大,喷管落压比也就越大。

1.1.2喷管进口燃气温度喷管进口燃气温度越高,流入喷管的燃气所具有的热能就越多,在喷管落压比保持不变的条件下,热能的利用程度是不变的。

燃气流经喷管时,就会有更多的热能转换为动能,喷气速度也就越大。

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史(三)

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史(三)

心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史(三)作者:王腾来源:《航空世界》2013年第05期航空发动机的喷管中,还包含一个我们经常忽略的部分,那就是排气混合器。

航空爱好者都会知道,我们现在最常用的涡轮风扇发动机有内外涵道之分——内涵道进入高压压气机,经过燃烧室,然后推动涡轮;外涵道的气体则被风扇加速之后直接向后流动。

涡轮风扇发动机内外涵道的设计大大提高了航空用燃气轮机的推进效率,而其最关键的因素——涵道比——则与飞机的飞行包线密切相关。

对于民用的涡扇发动机,涵道比较大,一般采用内外涵道分开排气,对于军用小涵道比发动机,则采用内外涵道混合排气。

为了协调好内外涵道气流的关系,在发动机的设计阶段需要专门设计排气混合器来处理这个问题。

对于军用的小涵道比涡扇发动机,设计良好的混合排气结构能够使得发动机相比较于分开排气结构获得推力增益、降低排气噪声、并使带加力燃烧室的涡扇发动机增大加力比。

英国和俄罗斯的相关厂商曾经做过分开排气和混合排气的实验,并公布了斯贝MK511和HK8-4两款发动机分别使用混合排气和分开排气时的性能测算。

经过实验对比,斯贝MK511发动机采用了混合排气方案后,地面起飞状态的耗油率相比较于分开排气下降了2%;而俄罗斯的HK8-4发动机采用混合排气之后,高空巡航状态的耗油率相比较于分开排气方案下降了3.7%。

我们可以通过一张表征进排气速度的图示来理解以上排气速度变化产生的主要原因。

排气速度的变化也将导致另外一个我们非常关心的问题,即排气噪音的变化。

对于分开排气的涡扇发动机,其主要噪声来源分为两部分——过高的内涵排气速度和内外涵道排气速度差。

而混合排气恰恰同时优化了这两个问题——混合后的气体排气平均速度降低,排气速度均匀度大大提高,从而改善了其噪声特征。

JT8D-209发动机采用了良好设计的波瓣混合器后,排气噪音比分开排气的JT8D-9降低了3~5dB。

然而我们需要注意的是,所谓的混合排气的优势,其实是建立在“设计良好的混合排气结构”这一前提下的。

第七章进气道与尾喷管的参数选择

第七章进气道与尾喷管的参数选择

第七章 进气道与尾喷管的参数选择进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分,其中发动机是核心。

航空发动机本身就带有进气道和尾喷管,发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计,所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部,由于它们同时直接与飞机的飞行状态(飞行速度和高度等)和发动机的工作状态都有关系,所以比较复杂,存在着相互协调和匹配的问题。

随着飞行M 数的提高,进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要,有的超音速飞机,在最大加力状态下,进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重,越来越引起飞机设计工作者的重视。

§7.1 进气道的参数选择进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一,它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥,同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。

随着现代飞机和发动机性能的不断提高,对进气道的要求也越来越高,进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂,越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体,进行一体化的设计,这方面有专门的文献资料。

本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法,以满足飞机总体方案初步设计的需要。

进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压,将一部分动能转变为压力能,然后提供给发动机。

在亚音速飞行时,进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行,在进气道中的增压作用不大。

但随着飞行速度的增大,进气道的增压作用则越来越大,当飞行M 数加大到M=1.2~1.4时,进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。

当飞机以更高的飞行速度飞行时,进气道的增压作用更强。

比如当M>3时,进气道对气流的增压比已接近40:l,此时压气机的增压作用就变成次要的了。

可见对进气道的增压作用不能忽视。

气流在进气道增压过程中,总是要有压力损失的。

这是由于有摩擦,当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。

在超音速时,还会因激波的产生而引起压力的损失。

航天发动机尾喷管材料的简介

航天发动机尾喷管材料的简介

航天发动机尾喷管材料的简介————高温合金摘要:随着航天航空的迅速发展,对耐高温材料有了更高的要求,但是随着高温材料的发展,它们的加工问题也越来越严峻,急需相应工艺的发展,对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。

关键词:加工工艺,高温合金,切削,应用,发展。

一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种(通常是渐缩渐阔喷管)推力喷管。

它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气,使之达到超高音速。

喷嘴的外形:钟罩形或锥形。

在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中,燃烧室产生的高温气体通过一个开孔(喷口)排出。

如果给喷嘴提供足够高的压力(高于围压的2.5至3倍),就会形成喷嘴阻流和超音速射流,大部分热能转化为动能,由此增加排气的速度。

在海平面,发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。

一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡,但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。

排出气体膨胀(绝热)时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动,而尾气向相反的方向。

当火箭发动机运转以后,从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体,需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向,从而使火箭达到超高音速的要求,所以鉴于如此高温,高压的恶劣环境,则对尾喷管的材料提出很高的要求,这种材料不但需要有极好的耐高温性,需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温,还需要有极好的耐冲击性,灼热表面的超高速加热的热冲击,还有高热引起的热梯度应力,有较好的刚度,耐氧化性,耐热疲劳性。

在如此恶劣的工作环境下,我们需要一种满足以上要求的材料,儿高温合金的出现满足了这个要求。

二、高温合金的分类、性能等760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工,工作温度范围-253~1320℃,具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标,具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。

按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。

GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后,二,三,四位数字表示顺序号。

进气道与尾喷管的参数选择

进气道与尾喷管的参数选择

第七章 进气道与尾喷管的参数选择进气道、尾喷管和发动机是飞机动力装置的三个主要组成部分,其中发动机是核心。

航空发动机本身就带有进气道和尾喷管,发动机的设计工作者也要进行进气道和尾喷管的设计,所以进气道和尾喷管可说成是飞机设计和发动机设计的结合部,由于它们同时直接与飞机的飞行状态(飞行速度和高度等)和发动机的工作状态都有关系,所以比较复杂,存在着相互协调和匹配的问题。

随着飞行M 数的提高,进气道和尾喷管在动力装置中所占的地位也越来越重要,有的超音速飞机,在最大加力状态下,进气道和尾喷管所产生的推力已占相当大的比重,越来越引起飞机设计工作者的重视。

§7.1 进气道的参数选择进气道是喷气飞机动力装置的主要组成部分之一,它直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥,同时也在很大程度上影响飞机的飞行性能。

随着现代飞机和发动机性能的不断提高,对进气道的要求也越来越高,进气道与发动机工作的协调和匹配问题也日益复杂,越来越需要把整个飞机的动力装置做为一个整体,进行一体化的设计,这方面有专门的文献资料。

本章内容仅限于简要介绍常规的对进气道参数进行初步选择的基本方法,以满足飞机总体方案初步设计的需要。

进气道的功能是将流入进气道的空气减速增压,将一部分动能转变为压力能,然后提供给发动机。

在亚音速飞行时,进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行,在进气道中的增压作用不大。

但随着飞行速度的增大,进气道的增压作用则越来越大,当飞行M 数加大到M=1.2~1.4时,进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同了。

当飞机以更高的飞行速度飞行时,进气道的增压作用更强。

比如当M>3时,进气道对气流的增压比已接近40:l,此时压气机的增压作用就变成次要的了。

可见对进气道的增压作用不能忽视。

气流在进气道增压过程中,总是要有压力损失的。

这是由于有摩擦,当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换而引起的。

在超音速时,还会因激波的产生而引起压力的损失。

某型飞机尾喷管开裂原因分析

某型飞机尾喷管开裂原因分析
焊接时"焊缝密集交叉"焊缝将承受较大的热 应力"所形成热影响区会使得接头的性能变差-#!. " 多道密集焊缝每条焊缝产生的应力区域存在叠加 效应"可使焊接残余应力成倍增长"其中应力最大 的区域出现在焊缝的起始端以及末端-#P. "该端又 为应力集中处"在飞行过程中"振动应力与焊接热 应力相互叠加"使得局部区域上的应力增加"在交 互作用下"疲劳裂纹在该处萌生并扩展"最终发生 开裂$
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航空发动机尾喷管
中文名称:尾喷管
英文名称:nozzle
相关技术:传统的收敛/扩张喷管;新型矢量喷管;操纵机构设计
分类:发动机;尾喷管;
定义与概念:
尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。

它是喷气发动机中使高压燃气(或空气)膨胀加速并以高速排出发动机的部件。

国外概况:
为了获得大的推力,排气必须具有很高的动能,这意味着具有很高的排气速度。

喷管前后的落压比控制膨胀过程。

当出口压力等于外界压力时,对于给定的发动机来说,就获得了最大得的推力。

尾喷管的功能可以概括如下:
2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度;
2使出口压力尽可能接近外界大气压力;
2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作,这就需要采用可调面积喷管;
2如果需要,可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合;
2如果需要,可使推力反向和/或转向;
2如果需要,可抑制喷气噪声和红外辐射。

各种不同类型的尾喷管归结为两大类:一类为固定喷管,包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管;另一类为可调面积喷管,包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。

尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。

对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。

在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的
变化,供发动机性能计算用。

在气动载荷研究方面,要估算作用在主喷管、副喷管调节和外
鱼鳞片上的气动载荷,用于零件结构强度设计和作动系统设计。

在喷气发动机发展的初期,飞机大多是亚音速或低超音速的,此时一般采用固定的简单收敛喷管。

70 年代,高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。

在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与
发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高,涡扇发动机装备了加力燃烧室,喷管落压比增大,研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。

这种喷管保证了加力燃
烧室工作不影响主发动机工作,且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。

普2惠公司F 100 加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表,它的主喷管调
节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部,在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。

为实现垂直起落动力装置,从50 年代开始研究转向喷管,它可以向下旋转90°或更多,以提供垂直升力或反推力。

采用转向喷管的"飞马"发动机于1968 年装在"鹞"式飞机上投入
使用。

从70 年代开始,国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。

所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力,
用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。

在70 年代进行的研究工作的基础上,美国在80 年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。

首先,通用电气公司和普2 惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。

后来,这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上,根据各自的F110 和F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管AVEN 和P/ YBBN 并进行了试验。

试验结果表明,喷管可以在360°范围内偏转± 20°,偏转角速度达
到60° -120°/s。

在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后,为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律,验证矢量喷管技术,评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80 年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落
/机动性技术验证机(STOL/MTD) 、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV) 、X-31 增强战斗机机动性验证机 (EFMD )、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV) 和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。

俄罗斯从1980 年开始研究推力矢量技术。

1985 年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作,并在苏-27 上进行了飞行试验。

经比较后认为,轴对称矢量喷管较有前途,于是,便集中力量发展轴对称矢量喷管。

从90 年代开始,美国进行装二元矢量喷管的F119 发动机的工程研制,并于1997 年9 月装在F-22原型机上进行了首飞。

F-22将于2004年左右具备初步作战能力。

由于原来试验
的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本,不适于生产型发动机。

因此,取消了反推力能力。

俄罗斯在90 年代在AL31 的基础上改装轴对称矢量喷管,编号为AL31-FU, 并进行了一系列地面和飞行试验。

在1996 年和1997 年,装这种发动机的苏-37 战斗机分别在英国范堡罗和法国巴黎航展上作了精彩的飞行表演。

据估计,苏-37 战斗机可能成为世界上第一种实用的轴对称推力矢量战斗机。

目前,美、俄的推力矢量飞机已接近实用阶段。

西欧、日本和印度也制定了重大的飞机推力技术研究和发展计划,预计在下世纪初可进行飞行试验。

关键技术:
飞机推力矢量技术涉及推进、气动、控制和飞机总体设计等多个学科和专业,现分述各个领域的关键技术。

1、推进
高效、轻重量、低成本矢量喷管的研制无疑是飞机推力矢量技术的核心和最大技术难点,关键技术有:
2 矢量喷管的方案和内流特性研究;
2 矢量喷管结构设计、冷却和封严、运动机构和控制系统;
2 矢量喷管与发动机匹配研究,包括推力矢量对进气道和风扇性能的影响和对发动机结构受力的影响;
2 矢量喷管地面整机试验和测试技术研究;
2 与矢量喷管相关的工艺和材料研究。

2、气动
2 矢量喷流与飞机绕流相互干扰研究;
2 矢量喷流引起的超环量气动效应研究;
2 大迎角进气道流场研究;
2 反向喷流的干扰效应研究;
2 矢量喷流气动力实验方法和技术研究。

3、飞行/推进综合控制
2 推力矢量和气动舵面同时参与操纵时的飞机气动特性匹配和操纵性研究;
2 新的飞行状态和姿态下的飞行品质评定准则研究;
2 特大迎角下飞行控制律研究;
2 矢量喷管偏转的动态特性研究;
2 可靠性和余度设计;
2 飞控和推进控制的综合设计。

4、飞机总体设计
2 大迎角全机气动特性研究;
2 矢量喷管与后机体匹配研究;
2 推力矢量飞机总体布局研究;
2 推力矢量飞机的全机地面仿真试验和飞行试验技术研究;
2 推力矢量飞机战术和战效研究。

应用与影响:
喷管对于发动机性能和重量有很大的影响,而且随着飞行速度的提高其影响更大.推力矢量喷管的出现使垂直起落飞机和超机动性飞机成为可能。

这里重点说明矢量喷管对战斗机性能、作战效能和寿命期费用的影响。

1、实现大迎角过失速机动,突破失速障
利用气动舵面进行操纵的常规飞机在迎角超过20-30 °时已经无法稳态控制。

而试验证明,推力矢量飞机能在迎角大于70°时实现可控飞行,从而可以实施一系列有实战意义的过失速机动动作,
如赫布斯特机动、榔头机动、大迎角机头快速转向和大迎角侧滑倒转机动等。

能做这种机动的飞机在交战时便于占据有利位置。

2、改善飞机性能、机动性和敏捷性
由于推力矢量引起的喷气升力和超环量诱导升力,使诱导阻力降低,可以使飞机油耗降低,航程延长。

推力矢量使诱导升力系数增大,从而改善飞机盘旋性能。

以下列出F-15 ST OL/MTD 与常规F-15C 的性能对比。

最大升力系数值+78%
空中减速性+72%
着陆滑跑距离-72%
横滚率( M1.4/H12200m ) +53%
爬升率( M0.3/H6100m ) +37%
起飞滑跑距离-29%
加速性( M1.4/H12200m ) +30%
巡航距离+13%
3、缩短起落滑跑距离
F-15 STOL/MTD 多次试验证明:其起飞滑跑距离比常规F-15 缩短38%,仅为244m ;
着陆滑跑距离缩短63%,在干跑道上为416m ,湿跑道上为855m ,而常规F-15 在湿跑道上为2285m 。

4、提高隐身能力
采用二元矢量喷管可减小红外信号特征和雷达横截面。

推力矢量参与飞行控制,可减小安定面和舵面面积,可进一步减小雷达横截面。

5、提高空战效能
由于推力矢量飞机具有过失速能力并提高了机动性,因而在空战中能随时处于有利位置,提高了空战效能。

根据法国航空和航天研究院的一对一近距空战数值模拟结果,仅具有俯仰推力矢量的战斗机对常规战斗机的空战交换比在中空中速为1:3.55,在低空低速为1:8.10。

具有俯仰/偏航推力矢量能力的X-31 与常规F/A-18 的一对一空战交换比为1:9.6-32 ,而如果X-31 无推力矢量能力,则空战交换比为 2.4:1。

6、全推力矢量飞机的实现将取消所有气动操纵舵面,导致设计"无尾"飞机
这样,将不仅改善飞机的过失速能力和机动性,提高空战效能,而且还将大大减小飞机尺寸阻力和重量,进一步增强隐身能力,提高飞机性能,降低制造成本和寿命期成本。

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