【導(dǎo)讀】推力矢量技術(shù)綜述。彈藥工程與爆炸技術(shù)。中北大學(xué)2020屆畢業(yè)設(shè)計(jì)說(shuō)明書

　　

【正文】 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(lái)，美、俄等國(guó)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 F117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F22 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 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?！逗?jiǎn)氏防務(wù)周刊》在 1992 年就說(shuō)俄羅斯人已經(jīng)超越了 F117，直接研制出了現(xiàn)代的超聲速攻擊機(jī)，成了 F22 的競(jìng)爭(zhēng)對(duì)手。 二 .技術(shù)分類及對(duì)飛機(jī)總體性能的影響 折流板 70 年代中期，德國(guó) 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(lái)提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力。 1985 年美國(guó)國(guó)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(guó) Rockwell 公司、 Boeing 公司中北大學(xué) 2020 屆畢業(yè)設(shè)計(jì)說(shuō)明書 第 2 頁(yè) 共 4 頁(yè) 和德國(guó) 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) X31 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) 177。10176。，在迎角為 70176。時(shí)仍能操作自如，并具有過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力 [1,2]。 從 1993 年 11 月－ 1994 年年底，在 X31 與 F18 之間進(jìn)行了一系列的模擬空戰(zhàn)，在 X31 飛機(jī)不使用推力矢量技術(shù)與 F/A18 飛機(jī)同向并行開始空中格斗的情況下， 16 次交戰(zhàn)中 F18 贏了 12 次；而在 X31 使用推力矢量技術(shù)時(shí) 66 次交戰(zhàn) X31 贏了 64 次 [3]。此外，美國(guó)在 F14 和 F18 上分別安裝折流板進(jìn)行了試驗(yàn)。 一般來(lái)說(shuō)，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。 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(guò)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(guó)兩架預(yù)研戰(zhàn)斗機(jī) YF22/F119 和 YF23/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)展中北大學(xué) 2020 屆畢業(yè)設(shè)計(jì)說(shuō)明書 第 3 頁(yè) 共 4 頁(yè) 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(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。 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(guò)調(diào) 節(jié)片的擾流使氣流偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)向力 。 這幾種推力矢量裝置中，折流板方案只在 X3 F1 F18 等飛機(jī)上做了試驗(yàn)驗(yàn)證，說(shuō)明推力矢量控制飛機(jī)是有效用的，沒(méi)有被后來(lái)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 F22 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SU3 SU37 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(guó)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。 三 .應(yīng)用推力矢量技術(shù)后的一些戰(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(guó)、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(lái)說(shuō)明： 中北大學(xué) 2020 屆畢業(yè)設(shè)計(jì)說(shuō)明書 第 4 頁(yè) 共 4 頁(yè) （ 1) 起飛著陸機(jī)動(dòng)性、安全性加大。由于在起飛著陸過(guò)程中，都能使用推力轉(zhuǎn)向來(lái)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(lái)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(guó)空軍航空系統(tǒng)分部司令約翰 ，在過(guò)去被擊落的飛行員中有 80%未見到是誰(shuí)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(guó)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(guò)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， （ 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。