航空发动机推力矢量技术综述
推力矢量控制
推力矢量控制推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC) 是一种通过调整发动机喷流方向来改变火箭、导弹、战斗机等飞行器的航向、俯仰和横滚姿态的控制技术。
推力矢量控制技术使得飞行器在飞行过程中能够快速、精确地转向、偏转和悬停，提高了其战术和战略运用的能力。
推力矢量控制技术最早应用于导弹和高超音速飞行器等尖端军事装备上。
具体地说，20世纪50年代，美国国防部开始推行推力矢量控制技术的研究，旨在改善导弹的指导精度以及逃避地面防御武器的打击。
60年代初，美国在XF-100、F-4等战斗机中计算机控制下推力矢量控制技术的成功应用，提高了这些飞机的空战能力。
21世纪初，随着推力矢量控制技术的不断发展和升级，一些国家的新型战斗机已经相继采用了这项技术。
基本原理及控制方式推力矢量控制技术是通过调节喷口朝向和喷射方向，使得推力矢量和飞行方向不再重合，进而实现飞行器的航向、俯仰和横滚调节。
其基本原理是在喷口上加装一定形状的结构件，利用结构件转动改变喷流方向，实现推力矢量控制，从而改变飞机的姿态。
当前推力矢量控制技术除了喷口结构件的不同外，主要分为两种控制方式：机械控制和电子控制。
机械控制的原理是通过飞机上的机械构件控制相关部件的运行，进而实现推力矢量的调整。
这种方式的控制效率较低，适用于老型号的飞机。
而电子控制则是基于电控技术和计算机技术的控制方式，能够更加精确地调节和控制推力矢量，可适用于新型号的战斗机。
主要应用和发展趋势推力矢量控制技术可以显著提高飞行器的空战效能、攻击精度和作战灵活性等方面的性能。
目前，推力矢量控制技术已经广泛应用在一些高科技装备上，如F-22、F-35等新型战斗机、巡航导弹等。
被称为隐形战斗机的F-22战斗机和F-35战斗机，正是通过推力矢量控制技术提高了其优良的操纵性和隐形性能，成为目前世界上最顶尖的战斗机之一。
随着我国军事技术的发展和提高，我国也开始逐渐掌握推力矢量控制技术。
射流推力矢量技术的研究现状与发展
Science and Technology&Innovation┃科技与创新2020年第10期文章编号：2095－6835（2020）10－0081－03射流推力矢量技术的研究现状与发展王杰（中国民航飞行学院飞行技术学院，四川广汉618307）摘要：飞行器的空间姿态变化主要依靠常规气动舵面的偏转，使用推力矢量喷管，可以提高飞行器的机动性能和飞行包线。
传统的推力矢量喷管由机械活动部件的偏转产生矢量推力，缺点是质量大、结构复杂、维修困难等，射流推力矢量技术的研究可以有效解决这一问题。
对机械式推力矢量喷管的研究和优缺点进行了描述，解释了Coanda效应的原理，介绍了射流推力矢量技术的特点、方案及国内外的研究现状，指出了射流推力矢量技术的不足。
关键词：Coanda效应；射流推力矢量；推力矢量技术；二次流中图分类号：V211.3文献标识码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2020.10.034飞行器控制机动动作，主要依靠副翼、方向舵、升降舵和鸭翼等常规空气动力舵面的偏转来实现[1]。
这些舵面的偏转会改变飞行器的气动外形，从而使作用在飞行器上的气动力和力矩发生变化，飞行器发生机动。
然而，使用气动舵面会限制飞行器气动性能的进一步提升，低速大迎角飞行时，气动舵面的效率低；高速飞行时，又会增大飞行器的气动阻力。
传统发动机的固定式喷管，产生的推力通常与飞行器纵向一致或保持一个固定夹角，无法提高飞行器的失速特性。
随着现代航空技术的发展，世界航空制造强国在战机的设计上开始追求敏捷性和过失速机动能力。
推力矢量控制和推力矢量喷管成为现代战机的核心和关键技术之一。
推力矢量技术可以将发动机的推力进行水平或垂直方向的调整，将一部分推力变成操纵力，控制飞行器的俯仰、偏转和滚转运动，代替传统气动舵面。
甚至在飞行器失速时，推力矢量喷管也能进行有效控制，即克服失速极限。
利用推力矢量技术，不仅可以提高飞行器的机动性和敏捷性、增大临界迎角、缩短起飞/滑跑距离，对于减小飞行器的气动阻力、减轻结构质量、扩大飞行包线、增强隐身性也效果显著[2]。
先进航空发动机设计与制造技术综述.
先进航空发动机设计与制造技术综述进入21世纪,世界航空发动机技术取得了巨大进步,并呈现加速发展的趋势。
美国推重比10一级涡扇发动机F119作为第四代战斗机F22的动力装备部队,是当今航空动力技术最具标志性的成就。
在此基础上,美国持续实施了多个技术研究计划,正在推动世界航空发动机技术继续向前发展。
本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面,对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。
高级负荷压缩系统高压压气机技术发展的目标是单级压比高、级数少、推重比高、飞行性能好。
对高级负荷的压缩系统,低展弦比设计、气动前掠设计、整体叶盘、整体叶环、压气机稳定性主动控制等技术是其中具有代表性的新技术。
1低展弦比叶片设计及制造低展弦比叶片即宽弦叶片,它与窄弦叶片相比,增宽了弦长,使压气机的长度缩短,抗外物损伤能力、抗疲劳特性和失速裕度有所提高。
还可使压气机零件数减少,降低生产和制造费用成本(图表1。
90年代以来,英国罗·罗(R·R公司、美国普惠公司和GE 公司、法国SNECMA公司不断研制和改进高压压气机钛合金宽弦叶片的气动和结构性能,广泛应用于大涵道比涡扇发动机和高推重比小涵道涡扇发动机上。
GE 公司TECH56技术计划的验证机和F119发动机、EJ200发动机都采用了这种宽弦叶片。
叶片的低展弦比设计,结合整体叶盘技术使得高压压气机在减少级数和提高叶片强度的同时,具有更好的气动稳定性。
低展弦比叶片需要解决的关键技术问题是因重量增加而导致的轮盘与叶根结合处和轮盘本身的离心力增大问题。
IHPTET计划在大型涡扇和涡喷发动机验证机上验证了该技术,该技术还将在F135和F136发动机上采用。
目前,低展弦比叶片已成为先进航空发动机压缩系统的关键技术,与3D气动掠形、空心结构、整体叶盘结构和更轻的钛金属基复合材料技术相结合,是未来的发展重点。
中国航空发动机简述
自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。
世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究计划，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。
在短短不到60年的时间内，表征涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。
航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。
航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，期中涉及到研制思想的转变，工艺材料的进步，设计方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等等并没有在航空发动机单个型号上直接体现出来的潜在因素才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。
笔者在业余关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研论文，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。
本文就是对大量涉及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理，归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述大推力军用涡轮风扇发动机发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持了科研资料在客观事实和观点上的完整性。
特此代表业余关注，热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者，整理者，收集者表示衷心的敬意和感谢。
在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途。
航空发动机的研制装备和性能指标关系到国家安全和领土完整。
没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军的战术体系不完整和效能低下，而一款性能先进可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。
大推力军用涡轮风扇发动机是所有军用航空发动机中推力级别最高，研制技术难度最大和在型谱发展中最核心的发动机类型。
航空发动机推力的定义和测量与确定方法
航空发动机推力的定义和测量与确定方法
航空发动机推力是指发动机推力的大小，其测量的前提是要有发动机的动力，即发动机的输出力，可以直接出力在巢（或螺旋桨）机身上测量推力，它可以使飞机向前飞行。
1.气动方法：采用飞行数据测量推力，利用气动理论和飞机运动力学，以及其他物理原理和设备，对发动机推力进行测定和确定。
2.力测量技术方法：使用推力计在发动机和巢上测量推力，如爆管推力表、推力臂推力表和推力放大计。
此外，可以用发动机驱动的涡轮秤称量推力，这种秤子可以有效地测定每秒动量或每米平方的推力。
3.热物理方法：发动机的进气量、排气量、燃料耗量和出口温度可以用来测定发动机推力，利用这些参数求发动机推力。
4.传动方法：使用发动机驱动传动设备或传动系统中安装的扭矩传感器，测量发动机扭矩，从而确定发动机推力。
5.物理或化学方法：主要测量发动机排出的二氧化碳和水蒸气的比例，用这种比例计算出发动机的推力。
6.计算方法：使用微机计算测定发动机推力，例如模型样机，利用微机模拟或求解发动机推力参数，从而加速发动机推力测量和确定。
军用航空发动机简介介绍
军用航空发动机关
03
键技术
军用航空发动机关键技术
• 军用航空发动机是现代军事航空技术的核心组成部分，其性能与可靠性直接决定了军用飞机的战斗力与作战效能。为了满 足各种极端环境和复杂任务的需求，军用航空发动机在技术上不断追求创新与突破。本文将重点介绍军用航空发动机中的 几项关键技术。
军用航空发动机的
作用
军用航空发动机的主要作用是为军用飞机提供推力，使其能够起飞、巡航和执 行各种任务。同时，军用航空发动机还需具备高可靠性、高效能、高机动性等 特点，以满足复杂多变的军用航空需求。
军用航空发动机的历史发展
早期发展
涡轮喷气时代
早期的军用航空发动机主要借鉴民用航空 发动机的设计，但在性能上提出了更高的 要求。
军用航空发动机简介介 绍
汇报人： 2023-11-22
contents
目录
• 军用航空发动机概述 • 军用航空发动机类型与特点 • 军用航空发动机关键技术 • 军用航空发动机的未来展望
军用航空发动机概
01
述
定义与作用
定义
军用航空发动机是为军用飞行器提供动力的专用发动机，是军用航空技术的核 心组防安全
军用航空发动机是国防安全的重 要支柱，直接影响军用飞机的性 能，进而关系到国家的空中优势
和战略威慑能力。
科技实力体现
军用航空发动机的研发和生产水 平是一个国家航空科技实力的直 接体现，对于提升国家在国际舞 台上的地位和影响力具有重要意
义。
经济发展
军用航空发动机产业具有高技术 、高附加值的特点，能够带动相 关产业链的发展，为国家经济发
随着涡轮喷气技术的出现，军用航空发动 机进入了全新的时代，具备更高的推力和 速度。
1 飞机推力矢量技术是通过改变发动机排气方向为飞机提供更强的转向力矩的技术
1 飞机推力矢量技术是通过改变发动机排气方向为飞机提供更强的转向力矩的技术。
飞机推力矢量技术的应用能赋予战斗机超机动性、短距起降和低的可探测性，极大地提高战斗机的作战有效性和生存能力。
美国、俄罗斯等发达国家都将其作为重要技术优先发展。
在飞机推力矢量技术的研究中，改变发动机排气方向，即推力矢量喷管的研究是关键且具决定意义的一环，必须首先研究发展。
轴对称矢量喷管(AVEN)是在常规机械式收扩喷管上发展出来的一种推力矢量喷管，通过喷管扩散段的偏转改变发动机排气方向。
就整个飞机推力矢量技术来讲，AVEN具有简单、轻质、低风险的特点，对飞机、发动机主机的改装要求小，是实施推力矢量技术的最佳喷管方案。
AVEN技术研究的目标是完成目标平台涡扇型的AVEN试验件的研制，并实现热态试车2 研究目标及途径AVEN要在保持轴对称收扩喷管面积和面积比调节功能的基础上实施扩散段的偏转，与其他机械装置的重要区别在于AVEN 是一种复杂的空间多自由度运动机械，人们最为关心的是如何使这样的机械装置运动起来，如何实现偏转，如何保证偏转后众多的、相互交叠的构件协调运动而不卡滞，如何确定正确的运动规律。
所以，研究思路是从攻克运动机理人手，从计算机仿真到模型，当模型成功之后，立即决定在成件上改装成I：1的原理样机，从而攻克了推力矢量喷管研究中的技术关键——运动机理。
由于AVEN研究的技术难度大，国内技术储备不足，没有类似机械装置可供参考，要想一次摸清其需要解决的关键技术是不可能的。
针对这种情况，通过自力更生、循序渐进的研究途径，从计算机仿真到模型、从模型到实物、从冷态到热态，分阶段分解关键技术，逐个采取技术措施，并根据需要采用计算机仿真或试验件试验等方法进行验证，同时，研究分解下一阶段的关键技术，如此循环发展，逐步攻克了AVEN各阶段关键技术，最终完成了目标平台涡扇型AVEN试验件的研制和热态试车。
AⅥ试验件研制是一个涉及气动、机构、结构、强度、控制、材料和工艺等多方面技术的研究课题，每一方面都有大量创新性的研究内容，采用并行工程技术协调多个项目，整个研制质量上都获得了极大的收益。
矢量发动机工作原理
矢量发动机工作原理
矢量发动机是一种将喷气推力按照不同方向进行控制的航空发动机。
它通过调整喷气口的方向和角度，使得排出的喷气不仅具有向后的推力，还具有向上、向下、向左或向右的推力，从而实现飞行器的姿态控制和机动性能改善。
矢量发动机的工作原理主要由喷气口的设计和控制系统组成。
喷气口通过可调节的喷管、排气嘴等部件，实现对喷气流的方向和角度进行调整。
当需要改变飞行器的姿态时，控制系统会通过信号指令调整喷气口的方向，使得喷气流产生一个向上、向下、向左或向右的分量，从而产生相应方向的推力。
具体来说，在矢量发动机的工作过程中，先进排气风扇(或喷
气口)会收集周围空气，经过喷管加热和压缩后，形成高速喷
气流。
当控制系统接收到姿态调整指令时，会通过控制机构调整喷气口的方向和角度。
当喷气口调整为向上倾斜时，喷气流的上分量增加，产生向上的推力；当喷气口调整为向下倾斜时，喷气流的下分量增加，产生向下的推力。
同理，当喷气口向左或向右倾斜时，也可以实现向左或向右的推力。
矢量发动机的工作原理可以通过这种方式实现多种姿态调整，如俯仰、滚转和偏航。
它可以使飞行器在垂直起降、悬停、短距离起降和垂直着陆等任务中具有更好的机动性能。
此外，矢量发动机还可以提高飞行器的机动稳定性，并增加其应对敌方威胁的能力。
总之，矢量发动机通过调整喷气口的方向和角度，实现喷气流
的不同方向推力，从而改变飞行器的姿态和机动能力。
它在航空领域中具有重要的应用价值，为飞行器的操控和作战能力提供了有力的支持。
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一.概述推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。
对它的应用，还得依靠计算机、电子技术、自动控制技术、发动机制造技术、材料和工艺等技术的一体化发展。
利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上，的确是一个有效的技术突破口，它对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。
推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。
由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。
这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。
因此，使用推力矢量技术是解决设计矛盾的最佳选择。
许多年来，美、俄等国作了大量的飞行试验，证明了利用推力矢量技术的确能达到预定的目的。
1991年4月海湾战争结束后，五角大楼拿出500亿美元，研制不同于F-117的新型隐身飞机，使用了推力矢量技术，于是就有了基本满足上述多种要求的F-22战斗机。
俄罗斯开展隐身和推力矢量技术的应用研究包括，米格1.44利用发动机向不同方向发出的气流的反作用力可以迅速改变方向。
《简氏防务周刊》在1992年就说俄罗斯人已经超越了F-117，直接研制出了现代的超声速攻击机，成了F-22的竞争对手。
二.技术分类及对飞机总体性能的影响2.1折流板70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。
1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研究，1990年3月，美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过失速机动能力[1,2]。
从1993年11月－1994年年底，在X-31与F-18之间进行了一系列的模拟空战，在X-31飞机不使用推力矢量技术与F/A-18飞机同向并行开始空中格斗的情况下，16次交战中F-18赢了12次；而在X-31使用推力矢量技术时66次交战X-31赢了64次[3]。
此外，美国在F-14和F-18上分别安装折流板进行了试验。
一般来说，折流板方案是在飞机的机尾罩外侧加装3或4块可作向内、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。
这种方案的特点是发动机无需做任何改装，适于在现役飞机上进行试验。
其优点是结构简单，成本较低，作为试验研究有一定价值。
但有较大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，所以它仅是发展推力矢量技术的一种试验验证方案。
2.2 二元矢量喷管二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转，使飞机能在俯仰和偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。
二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。
二元矢量喷管的种类有：二元收敛－扩散喷管（2DCDN）、纯膨胀斜坡喷管（SERN）、二元楔体式喷管（2DWN）、滑动喉道式喷管（STVN）和球面收敛调节片喷管（SCFN）等。
通过研究证实，二元矢量喷管易于实现推力矢量化。
在80年代末，美国两架预研战斗机YF-22/F119和YF-23/F120均采用了这种矢量喷管。
二元矢量喷管的缺点是结构比较笨重，内流特性较差。
二元推力矢量发动机的典型：美国普惠公司（Pratt & Whitney）F119发动机，这也是F22使用的发动机F119的喷口是矩形的，简单点说，是由4个平板围成的，像一个方盒子但是，左右两个平面是固定的上下两个平面却是活动的，像门一样分别围绕着一个铰链上下活动，范围是±20°因此，上下两个活动板配合，上下活动，就可以完成对发动机喷口气流的导向但是，由于只能上下活动，气流也只能俯仰控制所以被称为二元喷口，也就是二维喷口2.3 轴对称矢量喷管推力矢量技术的研究最初集中在二元矢量喷管，但随着研究的深入发现二元喷管优点虽多但缺点也很明显，尤其是移植到现役飞机上相当困难。
因此又发展了轴对称推力矢量喷管。
GE公司在20世纪80年代中期开始轴对称推力矢量喷管的研制，其研制的喷管由3个A9/转向调节作动筒、4个A8/喉道面积调节作动筒、3个调节环支承机构、喷管控制阀以及一组耐热密封片等构成。
轴对称矢量发动机的典型俄罗斯AЛ-31Ф(AL-31F)，用于SU-27改进型，SU-35,还有暴风雪(БУРАН)航天飞机等AL-31F的喷口，截面还是圆的是收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。
收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。
整个喷口可以在液压系统的作用下摆动，俯仰、左右都可以所以被称为轴对称，相对于发动机中轴2.4 流场推力矢量喷管流场推力矢量喷管完全不同于前面几种机械作动式推力矢量喷管，其主要特点在于通过在喷管扩散段引入侧向次气流（Secondary Fluid）去影响主气流的状态，以达到改变和控制主气流的面积和方向，进而获取推力矢量的目的。
它的最主要优点是省却了大量的实施推力矢量用的机械运动件，简化了结构，减轻了飞机重量，降低了维护成本。
实现流场推力矢量控制有多种途径，目前研究的有以下方式：1）喷流推力矢量控制。
以气流经喷管扩散段的一个或多个喷射孔射入，强迫主气流附靠到喷射孔对侧的壁面上流动，从而产生侧向力；2）反流推力矢量控制。
在喷管出口截面的外部加一个外套，形成反向流动的反流腔道，在需要主流偏转时，启动抽吸系统形成负压，使主气流偏转产生侧向力；3）机械/流体组合式推力矢量控制。
在距喉道一段距离处，装有一个或多个长度相当于喉道直径15％-35％的可转动的小型气动调节片，由伺服机构控制转动，并可在非矢量状态时缩进管壁，通过调节片的扰流使气流偏转，产生侧向力这几种推力矢量装置中，折流板方案只在X-31、F-14、F-18等飞机上做了试验验证，说明推力矢量控制飞机是有效用的，没有被后来发展的推力矢量技术方案所采用。
二元矢量喷管研究最早，技术也最为成熟，已经为F-22等飞机所采用。
轴对称推力矢量喷管的研究稍晚于二元矢量喷管，但发展较快，己被SU-35、SU-37所采用。
比较而言，轴对称矢量喷管比二元矢量喷管功能更为优越，技术难度更大，所以现在各国的研究发展重点已经转移到了轴对称矢量喷管上。
流场推力矢量喷管则因为研究较晚，仍在研究探索阶段，离实用尚有一段距离，但将是最有前途推力矢量喷管。
三.应用推力矢量技术后的一些战术效果战斗机应用了推力矢量技术后，战术效果有很大的提高，根据美国、俄罗斯的应用经验及飞行验证，的确如此。
战斗机战术效果的提高可从几方面来说明：1) 起飞着陆机动性、安全性加大。
由于在起飞着陆过程中，都能使用推力转向来增加升力，从而使滑跑距离大大缩短，若用推力反向，那么效果更为明显，因此对机场要求降低，使飞机的使用更为机动。
对气候的要求也可放松，不怕不对称结冰、突风、小风暴对飞机的扰动，也减轻了起落架毁坏带来的影响，战斗力相对提高。
2) 加强了突防能力、灵活性、生存率和攻击的突然性，这是因为减少了雷达反射面积和增加了机动性。
这种突然性很为宝贵，美国空军航空系统分部司令约翰M.洛赫将军说过，在过去被击落的飞行员中有80%未见到是谁向他们开火的。
生存率的提高增加了飞行员的信心，还可相应减少战斗机的配备，美国空军计划将空军战斗机缩减35%。
3) 航程有所加大，则增加了攻击或防卫的范围。
使用了推力矢量技术后由于舵面积的减少可使阻力减小，燃油消耗减小，相应航程加大，另外，尾部重量的减少可导至飞机总重的较大减小，相应可增加燃油，又可加大航程。
4) 近距格斗战斗力提高，开辟了全新的空中格斗战术。
主要是可控迎角扩大很多，大大超过了失速迎角，机头指向能力加强，提高了武器的使用机会。
而且操纵力的增加使敏捷性增加。
大的俯仰速率能够使飞机快速控制大迎角，使机头能精确停在能截获目标的位置，同时尽可能按照所希望停留时间，维持和实时调整这个迎角以便机头指向目标、锁定和开火，随后快速推杆，使飞机回复到较小的迎角（还原和复位）。
常规飞机通常限制在远低于失速迎角的条件下飞行，5) 提高了空对地的攻击性能，命中率有所提高，投弹后规避动作也更敏捷。
所涉及的关键技术应用推力矢量技术所涉及的技术是很多的，主要有尾喷流转向装置，尾喷流转向控制及其与发动机、飞机飞行控制系统的配合，尾喷流转向对飞机总体性能影响的预测及飞行演示等。
发动机尾喷流转向装置要求结构牢固、紧凑、耐用、密封性好、重量轻、转向效益高、转向快、阻力小。
尾喷流转向控制范围一般在20°内，但要求快速准确，而且要与发动机的控制系统和飞机飞行控制系统协调，因此不仅控制硬件众多，控制软件也非常复杂。
国外也认为这是应用推力矢量技术的关键技术。
控制律的研究与水平的提高还取决于所使用的气动力数据和发动机动力模型等的准确度。
90年代以来，洛克希德?马丁公司、莱特实验室、通用电器公司、空军飞行试验中心联合，已完成了VIS TA/F-16飞机多轴推力矢量（MATV）控制律的设计和评价。
控制律在使飞行员能在飞机完全可控状态下进行机动方面起了关键作用。
MATV控制系统包括几种运行模式/状态。
设计MATV控制率的关键问题包括最优纵、横向指令结构的设计、精确可靠的迎角和侧滑角计算器的研制和控制系统对空气动力不确定度的稳定性的验证。
另外，数字式增稳控制型飞行试验控制律更新的设计和试验对于改进MATV大迎角横向飞行品质是有帮助的。
国外已开展使用推力转向和/或有众多操纵面的无尾飞机或半无尾飞机的控制研究和风洞试验。
关于使用推力转向后对飞机总体性能影响的预测和飞行演示在前两项关键技术完成的基础上主要是涉及经费问题。
预测工作主要在大风洞进行，试验变量为迎角、侧滑角，风速（M 数）及落压比，同时需要流场显示，以利试验结果分析，试验时特别要注意测量与非测量部分交接处的密封，但又不得传力。
飞行演示是个综合性技术验证，使用推力转向的飞机由于控制系统复杂，更是不可少，但飞行演示前，也可先用模拟器进行演示，或利用"虚拟飞行试验系统"进行评估。
我们知道，作用在飞机上的推力是一个有大小、有方向的量，这种量被称为矢量。