航空发动机尾喷管
航空发动机原理第五讲 发动机部件工作原理---压气机
29 2014年10月12日
三、轴流式压气机增压原理
级增压原理： 动叶 加功增速 靠扩张叶栅通道减相对速度，增加压力； 静叶 使在动叶中获得能量的气流，通过扩张叶栅通 道减速增压 同时静子还起导向作用将气流引导到一定方向 ，为顺利进入下一级做准备
30 2014年10月12日
速度三角形（出口）：
气流流出动叶的相对速度为W2； 叶片转动切线速度为U2； 气流流出动叶的绝对速度为V2。
18 2014年10月12日
三、轴流式压气机增压原理
2、亚音基元级增压原理 气体在动叶栅中的流动：
近似认为动叶前后切向速度不变U1 U2 气流在动叶中相对速度降低，W2 W1（减速增压） 气流流经动叶的绝对速度增加，即V2 V1（转子做功）
19 2014年10月12日
三、轴流式压气机增压原理
2、亚音基元级增压原理 气体在动叶栅中的流动： 伯努利方程（相对坐标系）
dp W22 W12 W fr 0 dp 0 W 2 2 W1
1
2
叶型弯曲形成扩张通道，相对 速度减小，压力提高
20 2014年10月12日
32 2014年10月12日
四、热力过程及主要参数
1、热力过程 理想情况：绝热等熵压缩 实际情况：不可逆压缩（近似多变压缩）
h 2i
理想压缩功
2
P2*
P1*
等熵
实际压缩功
1 S
33 2014年10月12日
四、热力过程及主要参数
2、效率计算
等熵过程的关系式： 等熵压缩功：
T2i p2 i ( ) T1 p1
42 2014年10月12日
无人机概论(第2版)课件：无人机系统组成
无人机系统组成 多旋翼无人机机体结构
2. 机架 (3)碳纤维机架
16
无人机系统组成 多旋翼无人机机体结构
2. 机架 (3)碳纤维机架
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无人机系统组成 多旋翼无人机机体结构
2. 机架 机架的主要作用 （1）提供安装接口。 （2）提供整体的稳定和坚固的平台。 （3）起落架等缓冲设备。 （4）保证足够低的重量。 （5）提供相应的保护装置。
2.如果按机翼弦平面有无上反角来分,可分为上反翼、无上反翼与下反翼三种类型。
14
无人机系统组成 多旋翼无人机机体结构
1.组成 多旋翼无人机组成一般包括机架起落架、电机和电调、电池、螺旋桨、 飞控系统、遥控装置、GPS模块、任务设备和数据链路。 2. 机架 机架按材质一般可以分为以下几种类型： (1)塑胶机架 主要特点是具有一定的刚度、强度和可弯曲度。 (2)玻璃纤维机架 主要特点是强度比较高，重量轻。 (3)碳纤维机架 其特点是价格要贵一些，但重量要轻一些。
22
无人机系统组成 多旋翼无人机布局
多旋翼按形状分为：十型，X型，H型，Y型，上下布局等等。 1.十字型布局 特点：十型多旋翼是最早出现的一种气动布局，只需改变少量电机转速 就可实现。 2.X型布局 特点：X型多旋翼是目前最常见的，相比于十型多旋翼，前后左右动作时 加减速的电机较多，控制比较迅速和有力。 3.H型布局 特点：其特点在于比较易于设计成水平折叠结构，看起来比X型厚重，又 拥有与X型相当的特点，结构简单，方便控制。
32
无人机系统组成 燃气涡轮发动机
2.涡轮喷气发动机 “涡喷”发动机是利用核心机出口燃气的可用能量，在发动机尾喷管中转变 成燃气的动能，以很高速度从喷口排出而产生推动力的一种涡轮发动机。 涡喷发动机转速高、推力大、直径小，主要适用于超音速飞行，缺点是耗油 率大，特别是低转速时更大，故经济性差。此外，由于排气速度大，噪声也 大。
航空发动机简介解析
按照做功方式分五种基本类型：
涡轮喷气发动机（涡喷）（WP） 涡轮螺浆发动机（涡浆）（WJ） 涡轮风扇发动机（涡扇）（WS） 涡轮轴发动机（涡轴）（WZ） 螺浆风扇发动机（浆扇）(JS)
主要部件：进气装置、压气机，燃烧室， 燃气涡轮，尾喷管,(加力燃烧室) 特点： (1)涡轮只带动压气机压缩空气。 (2)发动机的全部推力来自高速喷出的燃 气所产生的反作用力。
从发展历程来说，航空发动机经历了两个显著的发展时期，
即：活塞式发动机时期和燃气涡轮发动机时期。
在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机 作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力， 而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推 动飞机前进。 但是，当飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了 10000米以上，飞机的极限速度无法在提高。由于螺旋桨始 终在高速旋转，桨尖部分已接近了音速，跨音速流场的直接 后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺 旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行 高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下 降
克里莫夫设计局（RD-33涡扇发动机） 伊索托夫设计局（TV3-117涡轴发动机） 索洛维也夫设计局（D-30涡扇发动机） 科列索夫设计局（RD-36涡喷发动机） 库兹涅佐夫设计局（NK-321涡扇发动机） 留里卡设计局（AL-31F涡扇发动机） 图曼斯基设计局（P-29涡喷发动机） 伊夫琴科设计局（AL-25涡扇发动机）
1、湖南株洲南方公司： WS11：（仿乌克兰AI25）用于K8/JL8、无人机 WS16：（引进乌克兰AI－222－25F）用于L15/JL15系列 WZ8G：（引自法国-WZ8A改），用于Z9系列、Z11系列升级 WZ6：（仿法国TM-3C），用于Z8系列 WZ9：仿加拿大普惠PT6C），用于 Z10、Z15（6吨机）、Z8F 系列。WJ6C：用于Y9（国产6桨机）系列。 WJ9：（WZ8核心）用于Y12系列 WJ5E：（东安动力－通用)用于Y7系列 2、四川燃气涡轮院(预研基地)： WS500：用于无人机、巡航导弹 WS15：用于未来四代战机
航空发动机术语简介
航空发动机术语简介编号术语解释备注1 喘振压气机的一类气动失稳现象，由于气流分离导致的增压能力的丧失，产生周期性的倒流、解除分离、正常流动、分离、再倒流的循环过程。
可通过中间级放气、双转子自动防喘、可调静子叶片和导向叶片、采用处理机匣等方法来防喘。
2 痒振进气道处于深度超临界状态下，通道中的附面层与正激波相互作用形成的分离区具有强烈的脉动性质，其压力表现为高频周期性变化，从而引起管道中激波的高频振荡，这种不稳定流动现象称为痒振。
4 质量附加涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；“同参数”使涡扇发动机在相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率；B越大，速度越低、推力越大。
5 余速损失绝对坐标系中气流以绝对速度(C9﹣C0)排出发动机所带走的能量称为“余速损失”。
yusun6 能量分配原则为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等，即Pt5II=Pt5，风扇压比的选择要遵循能量最佳分配原则。
7 同参数“同参数”的不同类型发动机具有相同的热力循环和理想循环功，总增压比和涡轮前温度相同，且具有相同的空气流量和燃油流量。
8 推力矢量能够控制排出气流的方向使推力方向变化的尾喷管称为推力矢量尾喷管。
目前通常是通过机械方法使喷管管道转向以控制推力方向的。
shiliang9 几何可调几何可调尾喷管指尾喷管喉道面积可调节，由此来改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，即改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对整个发动机工作状态的控制，带加力的发动机必须几何可调。
10 共同工作各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响称为“共同工作”，共同工作条件：质量流量平衡；压气机与涡轮功率平衡；压气机与涡轮物理转速相等；压力平衡。
压气机特性图上满足共同工作方程的点组成共同工作线。
gongzuoxian11 调节规律被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律）。
涡喷——精选推荐
涡喷-5涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。
涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。
首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。
截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。
涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。
涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛（2650公斤），加力状态推力37千牛（3800公斤）涡喷-5系列主要有以下改型：涡喷-5甲沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。
1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。
涡喷-5丁西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。
涡喷-6涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制Pд-9Б喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。
1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器（北航高歌发明）成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了Pд-9Б所固有的振荡燃烧现象。
涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。
最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷 6 甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：直径0.6686 米长度 2.91 米净重708.1 公斤空气流量43.3 公斤/ 秒转速11150 转/ 分增压比7.14涡轮前温度870 摄氏度耗油率 1.63 公斤/ 公斤/ 小时推力3187 公斤推重比 4.59ＷＰ－６为我国首型超音速航空发动机。
燃气发动机的工作原理
燃气发动机的工作原理燃气发动机是一种常用于飞机、火箭、船舶以及发电厂等领域的重要能源转换装置。
它能够将化学能转化为机械能，并以此驱动相应设备的运行。
本文将重点介绍燃气发动机工作的基本原理，并探讨其各个组成部分以及工作过程。
一、燃气发动机的基本原理燃气发动机基于热力学循环原理工作，其主要原理包括压缩机、燃烧室、涡轮以及尾喷管。
整个工作过程中，燃气发动机将大气中的空气与燃料混合后，在燃烧室内点火燃烧，将产生的高温高压气体通过涡轮的作用输出动力。
下面将详细介绍这个过程。
1. 压缩机燃气发动机的工作从压缩机开始。
压缩机的作用是将大气中的空气进行压缩，增加其密度和压力。
通常采用的压缩机是离心式压缩机，其内部由一系列叶轮和定子组成。
当空气通过压缩机流过时，叶轮将空气加速，并将其向外投射。
这样，在经过多个级别的压缩之后，空气的压力和温度均大幅提高。
2. 燃烧室压缩后的空气进入燃烧室，在此与燃料进行混合并点燃。
燃烧室内的燃烧过程将产生高温高压的燃气。
在现代的燃气发动机中，燃烧室通常采用由火焰筒、燃烧头以及喷嘴等组成的复杂结构。
火焰筒内部的形状和设计将直接影响到燃烧的效果和热能的利用率。
3. 涡轮在燃烧室燃烧产生的热能将用于推动涡轮运转。
涡轮由高压和低压部分组成，两者通过轴连接。
高压部分通过燃气的高温和高压推动转子运转，转子与低压部分的叶片相连，从而将动能转化为压缩机等其他设备的机械能。
4. 尾喷管燃气发动机的最后一个关键部分是尾喷管。
在涡轮推动下，高温高压气体被输送到尾喷管中，并通过尾喷管喷出。
通过喷射高速气体的反作用力，发动机产生了相对应的推力。
这种推力将驱动飞机、火箭、船舶等运动，并提供所需功率。
二、燃气发动机的常见类型燃气发动机根据其工作原理和结构特点的不同，可分为多种类型。
以下为一些常见的燃气发动机类型的简要介绍。
1. 涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机是最常见的一种燃气发动机类型，广泛应用于商用飞机和喷气客机等领域。
发动机原理(航空)课件：第三章第一节 各部件的共同工作
kT
t
p3* p4*
c A8q(8 ) dx Adxq(dx
)
kT
1
2020年9月27日
28
一、共同工作及共同工作线
5、涡轮导向器和尾喷管的流量连续
2 kT
涡轮膨胀比： t
p3* p*4
c A8q( 8 ) dx Adxq( dx
)
kT
1
一般条件下，涡轮导向器喉道、尾喷管喉道都处于临界状态
q(1
)
（a）
（2）由压气机和涡轮的功平衡：
T3* T1*
1
1
1
1 et
t m
cp cp
ek 1 k
（3）涡导和喷管流量连续： 81,dx1t const或et const
由（2）（3）可得：TT13**
B
ek 1 k
（b）
将（b）代入（a），最后得到：
其中，B
1
1
1 et*
燃油流量 f • qma =qm（a 1 f V引气）
qma 进气道 1 压气机 2 燃烧室 3 涡导
涡转 4 尾喷口 8
2020年9月27日 飞机引气V引气 • qma
19
一、共同工作及共同工作线
3、压气机进口与涡轮导向器流量连续
压气机进口流量与涡轮导向器喉道质量流量的关系为：
qmg qm（a 1 v引气 f） qma
2020年9月27日
25
一、共同工作及共同工作线
4、压气机与涡轮的功平衡
由压气机和涡轮的功平衡：
机械效率
1
qmacpT1* [( k ) 1)] / k qmacpT3* [1
1 1 ]t m
航空发动机工作原理课件
空气经过多级压缩，最终达到较高的压力水平，为燃 烧做准备。
压缩比
压气机出口的空气压力与进口空气压力的比值，影响 发动机性能。
航空发动机的涡轮原理
涡轮工作
涡轮叶片在燃气作用下旋转，将燃气中的能量转 化为机械能。
动力输出
涡轮输出的机械能通过传动轴传递给压气机和其 他部件，驱动发动机运转。
涡轮效率
推力
推力是航空发动机产生的主要动力，用于克服飞机前进时所 受的阻力。推力的大小取决于发动机的转速和进气压力。
功率
功率表示发动机在单位时间内所做的功，是衡量发动机性能 的重要参数。功率与转速和扭矩有关，通常用千瓦（kW）或 马力（hp）表示。
燃油消耗率
燃油消耗率
燃油消耗率是指发动机每产生一定推 力或功率所消耗的燃油量。低燃油消 耗率意味着发动机效率高，经济性好 。
为了平衡性能和可靠性，涡轮进口温度需要进行严格控制。现代发动机采用先进的冷却技术、耐高温 材料和热管理系统来控制涡轮进口温度。
发动机排气温度
发动机排气温度
发动机排气温度是指航空发动机中燃烧 后废气的出口温度。排气温度是衡量发 动机性能和运行状态的重要参数之一。
VS
排气温度的控制
排气温度过高可能导致发动机部件的热损 伤，而排气温度过低则可能影响发动机性 能。因此，需要对发动机排气温度进行监 测和控制，以确保其在正常范围内。
航空发动机工作原理课件
目 录
• 航空发动机概述 • 航空发动机工作原理 • 航空发动机的主要部件 • 航空发动机的性能参数 • 航空发动机的维护与保养 • 未来航空发动机的发展趋势
01
航空发动机概述
航空发动机的定义与分类
总结词
航空发动机是用于产生飞行器所需动力的装置，根据工作原理和结构特点，可分 为活塞式发动机、燃气涡轮发动机和冲压发动机等。
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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：·以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；·使出口压力尽可能接近外界大气压力；·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；·如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；·如果需要，可使推力反向和/或转向；·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·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·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A VEN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：·矢量喷管的方案和内流特性研究；·矢量喷管结构设计、冷却和封严、运动机构和控制系统；·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；·矢量喷管地面整机试验和测试技术研究；·与矢量喷管相关的工艺和材料研究。
2、气动·矢量喷流与飞机绕流相互干扰研究；·矢量喷流引起的超环量气动效应研究；·大迎角进气道流场研究；·反向喷流的干扰效应研究；·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·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；·新的飞行状态和姿态下的飞行品质评定准则研究；·特大迎角下飞行控制律研究；·矢量喷管偏转的动态特性研究；·可靠性和余度设计；·飞控和推进控制的综合设计。
4、飞机总体设计·大迎角全机气动特性研究；·矢量喷管与后机体匹配研究；·推力矢量飞机总体布局研究；·推力矢量飞机的全机地面仿真试验和飞行试验技术研究；·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。