矢量推力技术
AL-41F
动力来源为留里卡土星公司的AL-41F发动机，该发动机研发多年，因涡轮前温度相当高，比AL-31
多出约摄氏250度，而一直存在瓶颈，近年技术上有所突破，1997年27具此型发动机进行了地
面试验，后来还先后在Tu-16、MiG-25的一侧进行飞行试验，2000年1月装在MiG-1.44上试飞。
最大净推力略大于12000kg，最大后然推力20000kg(196knt)，推重比11.1，不论推力或推重比均
高于较早来的F-22使用的F-119，这将是同代战机动力最大的发动机，一如AL-31系列的地位。
但S-37一开始使用的是MiG-31所用的D-30-F6,最大后燃推力150knt,最大静推力94knt，是当时
俄国推力最大的动机，也是体积嘴大的战机用发动机。目前看到的S-37飞行性能，如1.2马赫
巡航、略大于2马赫极速应该是用D-30-F6的数据。
AL-41F将有轴对称向量喷嘴及扁平向量喷嘴供选择。具备三维转向能力，其喷嘴可上下偏转15
度，左右偏转8度。
关于会不会影响向量喷嘴的问题，我们可以自己来观察一下，她的尾杆作成一长一短，如果将来
她的向量喷嘴是像AL-31FP的模式的话，那么应该会装在我们现在看到的喷嘴外侧，这样一来，
短的尾刺影响就较小了。
AL-37FU，制式化型号即AL-31FP。4级低压9级高压压气机，涡轮进口温度1938K，最大军用推
力83.4knt(8500kg)，最大后燃推力143.2knt(14500kg)，推重比8.7，重量约1666kg。AL-31FP还
附加向量推力喷嘴，能上下偏转15度，偏转速率为每秒30度。其喷嘴之外型与基本型没有太大
的区别，都是圆筒状的敛散喷嘴。AL-31FP之向量推力控制与飞控系统整合在一起，飞控系统可
以根据飞行条件自动控制喷嘴方向。除了自动控制，飞行员也可以用手动控制之，在飞行员左手
边有个按键控制版，可以用按键的方式控制向量推力，这种控制方式在美国F-22上也有用到。
加装向量推力后发动机增加100kg左右，最大航程由SU-35的4000km降至SU-37的3300km，
这可能是缺点之一，不过不带副油箱3300km航程以及一次空中加油后6500km的航程大概也没
几架现役战斗机比得过了。除了推力增大以及向量推力外，更高度的模块化以及易维修性也是
AL-31FP的改良重点之一。
上述消息大概与大多数数据不符，大多数数据都认为AL-31FP只是AL-31F的向量推力版，性
能与AL-31F相同。实则不然，1998年俄罗斯Air Fleet杂志访问AL-31F系列总设计师切普金时，
他亲口表示SU-37装备AL-31FP发动机。他并回答记者的话说，他们除了可为现有的SU-27系列
战机换装全新的AL-31FP外，也可以为现有发动机增设向量推力系统，后者的升级费用约原发动
机价格之15%(约50万美元/具)。DI-6
留里卡设计局还在改良AL-31系列，将使SU-37能具备1.4马赫之超级巡航能力。由于最新的
AL-41F已经于1999年开始飞行测试、2000年随着1.44试飞，代表她攻克了原来的难关。这意
味着推重比大于10的AL-31系列即将问世。军用发动机的发展往往如此，新一代的开发完成后，
用新的技术去改旧的，让就发动机性能报暴增。例如美国F-15与F-16所使用的F-100、F-110系
列，在应用了F-119或F-120发动机技术后，最大推力约145牵牛(F-110-GE-132)。通常发动机在
原始设计的基础上进行修改，最多能提升约30%的推力，AL-37FU的推力仅比AL-31F多约15%，
尚未发挥到31系列的极限。这可能是涡轮入口温度提高的难关无法攻克的缘故，涡轮入口温度
的提高是发动机推力增加的关键之一，也从大方向上决定了发动机的性能。AL-31F的此项参数已
是当代最高，也许是达到该世代的极限，所以一直难以攻克吧。如果技术攻克，按照常理，AL-31F系列推力可提升至约160千牛顿级。但一如使用了F-119/120技术后，F-100/110系列推力提升
了近40%一般，在应用了新一代的AL-41F部分技术后，31系列很可能提升至170千牛顿级推力，
事实上，这也是留里卡设计局对〝推重比达到10的AL-37FU〞的推力估计。
从SU-30MKI的照片可发现，其喷嘴内侧有一层白色涂层，这与过去的AL-31大不同，推测这可
能是陶瓷等绝热材料之涂层，用来增加寿命及减少热讯号用的。!
Su-27系列机型
Su-27(设计局号T-10S) 共青城厂为空军制造的基本空优型
Su-27IB(设计局号T-10V) Su-34的原型机，由新西伯利亚厂制造 Su-27K(设计局号T-10K) Su-34
的电子战派生型
Su-27KM 配备Su-35武器系统的Su-33，由共青城厂制造
Su-27KPP Su-33的电子战型
Su-27KRTS Su-33的侦察型
Su-27KU 并列式座舱教练机
Su-27KUB(设计局号T-10KUB) 由共青城厂制造的并列式座舰载机 Su-27M(设计局号T-10M)
Su-35的原型机
Su-27P 共青城厂为防空军制造的基本生产型 （就是常说的Su-27S）
Su-27PD 加装空中加油装置的Su-27P
Su-27PU(设计局号T-10PU) Su-30的原型机
Su-27R Su-34的侦察型
Su-27SK(设计局号T-10SK) 共青城厂制造的Su-27出口型
Su-27SMK 由Su-27SK改良的多功能出口型
Su-27UB(设计局号T-10U) 伊尔库斯克厂制造的Su-27双座纵列教练机
Su-27UBK(设计局号T-10UBK) 伊尔库斯克厂制造的Su-27UB出口型 Su-30 伊尔库斯克厂制
造的双座纵列空优战机
Su-30I-1 Su-30MKI的首架原型机
Su-30K 伊尔库斯克厂制造的Su-30出口型
Su-30K2(暂时型号) 共青城厂制造的双座并列型战机
Su-30KI 共青城厂制造出口印尼的Su-27SK
Su-30KN 伊尔库斯克厂制造的换装先进雷达的改良型
Su-30MK(设计局号T-10PMK) 双座纵列多功能战机的通用型号
Su-30MKI 伊尔库斯克厂制造的印度Su-30MK，装有前翼、矢量推力和先进火控系统
Su-30MKK 共青城厂制造的中国Su-30MK，采用Su-30的标准机体 Su-30MKR 发展中俄国
Su-30MK，采用Su-30MKI的机体装备俄制航电系统
Su-32FN 供出口用的Su-34陆基海上攻击机
Su-32MF 供出口用的Su-34多功能型
Su-33 共青城厂制造的舰载空优战机
Su-33UB Su-27KUB的军用型号
Su-34(设计局号T-10VS) 新西伯利亚厂制造的双座并列攻击机
Su-35 共青城厂制造的先进多功能战机
Su-35K 在1995年出现在多功能海军型编号
Su-35UB(设计局号T-10UBM) 共青城厂制造的Su-35教练型
Su-37MR Su-35的最终派生型，并装有新型的航电系统和矢量推力，原型机编号T10M-11。
Su-47 改进为前掠翼
矢量推力
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。
后来的研究还表明，当飞机在飞行速度较低时，采用推力转向这种飞行控制装置是绝对有利
的，速度大时，代价要大些，但是从保证飞行控制有足够的安全裕度出发还是需要配备一些操纵
面。代替垂尾起偏航操纵的一些操纵面研究，对于使用推力矢量技术的无尾飞机的研究来说，也
是一项艰巨的任务。其中包括复杂的控制软件的研究。
技术分类及对飞机总体性能的影响
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。
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。
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
矢量喷管技术简介
矢量喷管技术简介
关键词：矢量喷管；关键技术；分类；发展趋势
一、 引言
随着燃气涡轮发动机的发展，矢量喷管得到了较多的应用。除了为飞机提供前进的推力外，还要在战斗机俯仰、偏航、横滚和需要反推力时提供内部推进力，以取代飞机舵面产生的外部气动力实现飞机控制，进而提高飞机的机动性能，这是21世纪战斗机发展的新动向，也是一种机遇和挑战。
具有矢量推进的飞机，一般具有短距/垂直起落和超敏捷的性能，因而矢量推进已成为新一代先进战斗机的基本要求和标准技术。下面列两组数据，让大家直观了解：
某飞机采用和不采用推力矢量技术时的起飞滑行距离
推力矢量情况 抬前轮 起飞离地
速度/（m/s) 时间/s 距离/m 速度/（m/s) 时间/s 距离/m
不采用，无前翼 88.5 15.65 752 93.7 16.85 861
采用，无前翼 65.4 10.60 361 76.1 12.80 516
采用，有前翼 65.4 10.60 361 76.1 12.50
494
推力矢量对飞机爬升性能的影响
状态 无推力矢量 有推力矢量
法向过载 角速度/(°)/s 法向过载 角速度/(°)/s
高度0km, Ma=0.3 1.21 1.14 1.49 2.71
高度3km, Ma=0.4 1.49 2.08 1.84 3.59
高度5km, Ma=0.6 2.52 4.44 3.13 6.32
相信数据已经让大家折服了，下面具体介绍。
二、 矢量喷管的分类
(一) 收—扩喷管
从常规不加力涡喷发动机开始就有固定收敛喷管，接着出现了加力涡喷/涡扇发动机的收—扩喷管，之后发展出全程可调收—扩喷管。
60年代出现的“鹞”式飞机的“飞马”发动机，喷管可转向90°，用以产生垂直方向的推力，做垂直起降战斗机的推进动力，甚至可以后退飞行。但是在当时的技术条件下，发动机的推重比较小，主动控制技术发展比较落后。因此，具有垂直起降能力的飞机往往存在飞机有效载荷低，作战半径小，不能进行超声速飞行和飞行员操纵复杂等缺点。
推力矢量发动机
推力矢量发动机
初步学习这个专业，感觉好费劲，脑中就像是白纸，空空的，学习啦，又
像浆糊，乱。，我该从哪里开始那?先认识下吧
不太了解推力矢量发动机，经常用于什么型号机型，内部结构?
普通航空发动机提供的推力方向是固定的，和飞机的纵向中心重合或呈一
固定夹角，而矢量推力发动机
推力矢量发动机(主要是喷气式)可将推力方向做垂直或水平调整，这样做
好处很多，如可使飞机起降滑跑距离更短，可使飞机机动性更突出，在失速状
态可给飞机一个有效的控制能力，调整推力方向可使飞机在阻力最小的迎角下巡航以增大航程等。矢量推力发动机和普通航空发动机大体是相同的，只是尾
喷管是可偏转的活动部件。俄式矢量推力发动机尾喷口和发动机是球形铰接，
结构复杂但能提供360度全方向偏转。美国采用矩形喷口，上下左右各是两对
偏转板，结构简单，只能选择在上下或左右方向偏转。
推力矢量发动机又分二圆推里矢量发动机和多圆推力矢量发动机(多圆推力矢量发动机又称全推力矢量发动机)。二圆推力矢量发动机是指发动机喷管可上
下15度偏转。多圆推力矢量发动机是指发动机喷管可360度全范围偏转。二圆
的设计较简单，而多圆的要更为复杂，成本也较二圆的高。
推力矢量发动机推力矢量发动机的主要生产国是美国和俄罗斯。俄罗斯有
AL-41F，AL-41F-1S，AL-31F，AL-31FP，AL-31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等
等。美国的是JSF系列，其型号不详。
以F119-PW100为例
F119是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、
隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量
减少40~60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年
代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2~0.3；总增压比23~27；涡轮进口温度
1649~1760℃；节流比1.10~1.15。
超机动性
战斗机超机动与矢量推力技术
•上世纪80年代，随
着F-117的出现，人
类进入了隐身空战
时代，其在沙漠风
暴和科索沃战中的
出色表现，引发了
人们对未来战机技
术发展的思考。有
了隐身技术和超视
距攻击技术，飞机
的机动性是否成了
花拳绣腿？•然而，四代机的出
现结束了所有人的
争论，无论是美国
还是俄罗斯，军事
大国不约而同地在
下一代战机的技术
研发中，采用了超
机动飞控技术，即
所谓的飞发一体化
控制技术。战机的
机动性再次成为人
们关注的焦点。
常规机动飞行的基本原理
要解释飞机机动性产生的机理，就首先要区分传统飞机与现代战机。在四代机出现之前，飞机的机动运动是空气动力作用的结果，飞机的机动能量主要来源于升力，这是飞行的基本原理，只是到了四代机出现以后，才出现了矢量推力驱动的机动飞行，这种机动是直接力运动，与传统的空气动力机动是截然不同的两种运动。我们首先来讨论空气动力
机动。许多从事航空理论
和飞行技术研究的人，对
于这一简单道理的认识也
是模糊的，有些人认为飞
机的机动运动是由操作舵
面直接驱动的。其实，舵
面运动只是改变了飞机的
姿态，而由姿态变化引起
的升力变化，才是驱使飞
机完成机动的真正动力，
而飞机的滚转运动只是改
变升力的空间方向，从而
使飞机完成任意矢量方向
的曲线运动。
超
机
动
•超机动的原理与常规机动完全不同，尽管从本质上将矢量推力也是空气动力，但它与常规机动的向心力不同，矢量推力是直
接力，通过直接改变机头指向实现改变轨迹的目的。因此，超
机动更加迅速也更加直接。以俯仰轨迹变化为例，矢量喷口下
偏，使飞机绕重心形成下俯运动，机头指向就直接发生变化了。
正是因为矢量喷口的这种特性，在速度较小的情况下甚至零速
度下，飞机可以做几乎无半径的机头指向运动。
超
机
动
有了矢量推力还不是完成超机动充分条件，作为可控的机动飞行，
控制飞机的平衡是必要条件。如果机头指向改变使飞机失去了平
衡，飞机的动态就会失去控制，而要实现超机动过程中飞机的平
衡，就必须具备“飞发一体化”控制技术。所谓“飞发一体化”
基于康达效应的高速气流推力矢量喷管
基于康达效应的高速气流推力矢量喷管
第一篇范文
基于康达效应的高速气流推力矢量喷管
随着航空技术的飞速发展，推力矢量控制技术在飞行器设计中变得越来越重要。推力矢量控制技术可以改变飞行器的飞行方向和俯仰角，从而提高飞行器的机动性和稳定性。在现有的推力矢量控制技术中，高速气流推力矢量喷管是一种备受关注的方法。本文将详细介绍基于康达效应的高速气流推力矢量喷管的原理及其在飞行器中的应用。
一、康达效应简介
康达效应（Cantilever effect）是指当一个物体（如手指）靠近喷气流时，会在物体后产生一个向上的力，这个现象最早由苏联物理学家尼古拉·卡恰诺夫在1932年发现。康达效应在飞行器推力矢量控制领域的应用始于20世纪60年代，当时美国航空航天局（NASA）的研究人员发现，通过改变喷气流的方向，可以实现飞行器的推力矢量控制。
二、高速气流推力矢量喷管的原理
基于康达效应的高速气流推力矢量喷管主要由喷管、导流片和控制系统组成。当喷气流从喷管排出时，导流片会改变喷气流的方向，从而在喷管附近产生一个局部的气流旋涡。这个气流旋涡会在喷管后产生一个向上的力，即康达效应。通过控制导流片的形状和角度，可以调节喷气流的方向和速度，从而实现推力矢量的控制。
三、高速气流推力矢量喷管的优势 与传统的推力矢量控制技术相比，基于康达效应的高速气流推力矢量喷管具有以下优势：
1. 结构简单：高速气流推力矢量喷管的结构相对简单，易于安装和维护。
2. 控制灵活：通过改变导流片的形状和角度，可以实现对推力矢量的精确控制。
3. 响应速度快：高速气流推力矢量喷管的响应速度快，可以迅速调整飞行器的飞行方向和俯仰角。
4. 适应性强：高速气流推力矢量喷管适用于各种飞行器和飞行环境，具有广泛的应用前景。
四、高速气流推力矢量喷管在飞行器中的应用
基于康达效应的高速气流推力矢量喷管已经在许多飞行器上得到了应用。例如，美国的F-22猛禽战斗机和F-35闪电II战斗机都采用了基于康达效应的推力矢量控制技术。此外，我国的歼-20战斗机和俄罗斯苏-57战斗机也采用了类似的推力矢量控制技术。这些飞行器通过高速气流推力矢量喷管实现了优异的机动性和稳定性，大大提高了战斗机的作战能力。
尾喷口的原理
尾喷口的原理
尾喷口（Thrust vector control，TVC）是一种用于在飞行器尾部施加推力矢量控制的装置，可改变飞行器的推力方向，使其在空中能够具备更灵活的操纵能力。尾喷口的原理主要涉及到流体力学和控制系统两个方面。
从流体力学的角度来看，尾喷口原理主要与喷管所施加的推力方向有关。喷管的出口处称为喷口，喷口周围是高压气体的流动区域。在传统的尾喷口中，高压气体通过固定的喷口方向射出，造成推力沿喷射方向产生。而在尾喷口装置中，喷口有能够调整的机构，通过改变喷口方向，改变高压气体的喷射方向，从而改变飞行器的推力方向。
为了实现尾喷口的推力矢量控制，通常意味着需要在喷口的向心方向上施加一个力矩，这是通过控制喷口方向与高压气体流动方向之间的夹角来实现的。当喷口方向与飞行器的对称轴重合时，推力与飞行器的对称轴也一致，喷出的气体沿对称轴的方向对飞行器产生推力，使其保持飞行稳定。然而，当改变喷口方向时，由于喷口方向与飞行器的对称轴不重合，推力矢量会产生一个偏转角度，从而引起了飞行器的姿态变化。
尾喷口的推力矢量控制主要通过以下几种方式实现：
1. 喷口角度调整：尾喷口通常由几个可调节的喷管组成，可以通过改变喷管方向角度的方式来改变推力的方向。通过控制喷管的旋转或倾斜，可以使喷射的气流产生偏转，从而改变飞行器的姿态和方向。
2. 泄压方式：通过改变喷口的泄压方式，即使喷气方向产生变化，从而改变尾喷管流量和方向。一种常见的技术是使用反向进气，即将一部分高压气体引导到喷口附近的相反方向，以减小沿对称轴的推力，从而改变飞行器的方向。
3. 矢量推力喷管：矢量推力喷管通过引入可调节的喷嘴或喷嘴组，可以使喷气的流向改变。这些喷嘴可以旋转、翻转或提升，从而改变尾喷管的推力方向。这种技术尤其适用于垂直起降飞行器，如直升机和垂直起降战斗机。
除了以上的方法，还有其他一些辅助控制方式可用于尾喷管的推力矢量控制，例如辅助气流操纵装置、气动操纵面等。这些辅助控制方式可以与尾喷管配合使用，以提高推力矢量控制的效果和可靠性。
发动机推力矢量喷管现状和发展趋势
¨ Ｌ一 中国高新技术企业 发动机推力矢量喷管现状和发屡趋势 ◆文／魏志刚薛亮林正 【摘要】 本文介绍了目前正在使用和在研的推力矢量喷管的种类、特点、工作原理、优缺点及未来推力矢 量喷管的发展趋势，并对我国内推力矢量喷管的发展提出了建议。 【关键词】推力矢量喷管 现状 发展趋势 为了满足现代战争的需要。新型军用飞机不仅需要具有高空、 高速性能．而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。理论和实践 证明．推力矢量技术使飞机具有了过失速超机动性、高敏捷性、短距 起降性能、隐身性能和超声速巡航能力．该技术的应用大大提高了 战斗机的作战效能和生存能力。西方国家早在２Ｏ世纪６０—７Ｏ年代 就开始研究推力矢量技术，目前已转入工程发展阶段，如美国的Ｆ一 ２２、俄罗斯的苏一３７等飞机都已安装了推力矢量喷管。推力矢量技术 的基础是推力矢量喷管技术。推力矢量喷管是指可用于飞行姿态控 制（如俯仰、偏航、滚转和反推力等）的多功能排气喷管。 一、现状 目前正在使用和在研的推力矢量喷管主要是机械调节式的，机 械调节式推力矢量喷管是通过喷管的调节片或折流板转向来产生 推力矢量。从结构上分为以下几种： １、折流板式矢量喷管 折流板式矢量喷管是发动机喷口后或飞机尾罩后端安装树块 折流板（也称燃气舵），通过折流板的打开和偏转来改变喷气流方向 而产生矢量推力。这种矢量喷管具有结构简单、成本低、发动机改动 少、使用方便等优点，但由于它在喷管外部产生矢量推力，受外流影 响较大，而且尺寸、重量、阻力和雷达反射面积都增大，矢量作用效 果低。推力损失大。因此，不宜装机服役使用，较适合推力矢量技术 的先期验证。 ２、轴对称矢量喷管 轴对称矢量喷管是利用作动装置来带动喷管的收敛段或扩散 段在周向范围内偏转来产生矢量推力。目前。该矢量喷管主要有两 类：万向节头式和作动环式。 （１）万向节头式。它由面积可调的收一扩喷管、推力叶栅框架和 可偏转的球形结构框架组成．球形结构框架安装在喷管上游进口 （或喉道前）通过绕万向球节头转动，收一扩喷管整体（或扩散段）产 生偏转。产生矢量。通过堵塞喷管通道和打开反推力叶栅通道，迫使 气流以一定角度向前喷出来产生反推力。美国通用电气公司在Ｆｌ１０ 发动机上发展的带反推力的轴对称矢量喷管在试验装置上实现了 ２０。的矢量角。苏一３７战斗机的发动机上使用的轴对称矢量喷管通过 安装在喉道前的万向球形结构实现了俯仰，偏转。该矢量喷管的优点 是运动结构简单，易于实现；缺点是冷却和密封难度大。 （２）作动环式。它由矢量调节作动筒、喉道面积调节作动筒、调 节环和调节环支撑机构等组成。通用电气公司在Ｆｌ１Ｏ发动机上发 展的作动环式轴对称矢量喷管有互成１２０。的三个矢量调节作动筒． 四个喉道面积调节作动筒．它在加力和不加力时所能达到的最大偏 角分别为ｌ７。和１５。，最大偏转速率为６ｏ。，秒。普惠公司在ＦＩＯ０发动 机上发展的作动环式轴对称矢量喷管。收敛部分的控制由空气作动 筒系统完成，矢量控制由三个液压作动筒系统完成。作动环式轴对 称矢量喷管与现有发动机的轴对称可收一扩喷管相比．结构变化不 大，有一定的继承性，偏转结构设计简便，推力损失小，且易密封。 ３、二元矢量喷管 二元矢量喷管分常规形式和球面收敛调节片式两种。 常规形式二元矢量喷管由过渡段、侧壁、上下调节板和作动系统等 组成。它是利用安装在喷管固定端上的作动筒操纵喷管上下调节板 偏转产生矢量推力的。该矢量喷管结构上比轴对称喷管简单．能实 现较大的矢量角．易于实现反推力．而且二元喷管能大大降低红外 辐射，具有红外隐身能力。美国Ｆ一２２战斗机上安装的Ｆ】１９发动机 就采用了具有俯仰推力矢量控制的二元矢量喷管．它的最大俯仰转 角达２Ｏｏ．最大偏转速率为４０。，秒，可以稳定地飞行到过失速仰角 ６Ｏ。。常规形式二元矢量喷管的缺点是推力损失较大．且只能在上下 两个方向产生推力矢量。 球面收敛调节片矢量喷管的收敛段为球形，扩张段为矩形。收敛 段转动带动喷管实现矢量运动．产生偏航推力：扩张段的上下调节 板偏转来产生俯仰推力；收敛片合拢，燃气从喷管前段上的向前倾 斜排气口排出．可产生反推力。这种结构既保留了常规形式二元矢 量喷管的优点．又减轻了重量，缩短了长度。但是这种结构也造成了 冷却、密封难度增大和局部压力偏大。 二、发展趋势 机械调节式推力矢量喷管的复杂作动部件导致其成本和重量的 增加。而采用气流调节式推力矢量喷管可以大大降低喷管的成本和 重量，且系统的可靠性、维修性和使用寿命都将得到极大的改善。同 时．喷管的红外隐身性能也得到加强。气流调节式推力矢量技术是 通过二次流抽吸或注入使气流与气流之间的相互作用．迫使尾喷气 流偏转来实现矢量推力。气流调节式推力矢量喷管产生推力矢量主 要有以下三种方式： 气流注入。在喷管扩散段管壁上开缝，不对称注入二次流，在喷 管内产生斜激波，迫使主流偏转，从而产生推力矢量。 反流控制。在原有喷管的外面加一层外套喷管，把外套喷管与原 有喷管之问的空间隔成上下左右几部分．需要对喷管主流进行控制 时，使用一台泵来抽吸其中的一部分空间．在外套管内产生逆向二 次流。逆向二次流的存在使原喷管出口的压力分布不均（逆向二次 流处的压力降低．主流向二次流方向偏转），从而达到矢量控制的目的。 主动控制。在主喷管出口位置整合一个零流量作动装置。这种装 置有一个空腔，在空腔中有一层薄膜。通过对薄膜施加一定频率的 作动使周围的气流失稳，产生强烈的涡和卷入，形成一个较大的低 压区，使主流产生偏转，从而产生推力矢量。 三、结束语 推力矢量喷管技术对提高军用飞机的综合性能至关重要，国内 外对此日益重视。国外为此作了大量的实验研究，设计生产了各种 形式的矢量喷管，取得了长足的进步。借助于国外的先进经验．在现 有技术的基础上．发展先进实用的推力矢量喷管技术成为我们当前 的紧迫任务。 一
战斗机发动机推力矢量控制技术的应用
第３４卷第４期 ２００８年１２月 航空发动机 Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ Ｖｏ１．３４ Ｎｏ．４ Ｄｅｃ．２０ｏ８
肖字，张兴有
（中国人民解放军９２９４１部队，辽宁葫芦岛１２５００１）
摘要：简述了战斗机发动机推力矢量控制技术的发展及实现方法，并从４个方面介绍了推力矢量控制技术的 应用和技术性能，最后介绍了战斗机推力矢量控制的几项关键技术。 关键词：战斗机发动机；推力矢量控制；应用
Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｈｒｕｓｔ Ｖｅｃｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ｆｉｇｈｔｅｒ Ｅｎｇｉｎｅ
ＸＩＡＯ Ｙｕ。ＺＨＡＮＧ Ｘｉｎｇ—ｙｏｕ
（ＰＬＡ Ｕｎｉｔ Ｎｏ．９２９４１，Ｈｕｌｕｄａｏ １ ２５００１，Ｌｉａｏｎｉｎｇ，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｄ恍却ｍｅｎｔ ａｎｄ ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒｆｉｇｈｔｅｒ ｅｎｇｉｎｅ ｗｅｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ｂｒｉｅｆｌｙ．Ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｅｃｈｎｉｃａｌｐｅｌｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆｔｈｅ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｗｅｒｅ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｆｒｏｍ，ｏｌｌｒ ａｓ— ｐｅｃｔｓ．Ｓｏｍｅ研ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ｏｆｔｈｅ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒ ｃｏｎｔｒｏｌ ｗｅｒｅ ａｌｓｏｐｒｅｓｅｎｔｅｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｆｉｇｈｔｅｒ ｅｎｇｉｎｅ；ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒ ｃｏｎｔｒｏｌ；ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ
１ 引言
由于空中作战环境日趋恶化，对战斗机的技战 术性能提出了更高的要求。采用推力矢量控制技术
就是ｌ项提高战斗机技、战术性能的主要技术。推 力矢量控制技术亦称推力转向技术，它通过控制发
动机尾喷流方向来控制飞机机动飞行，即它可补充
或取代常规飞行控制面产生的气动力来对飞机进行 飞行控制。战斗机采用推力矢量控制技术后可显著
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。
航空发动机推力矢量技术揭秘
航空发动机推力矢量技术揭秘
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
矢量推力技术
AL-41F
动力来源为留里卡土星公司的AL-41F发动机，该发动机研发多年，因涡轮前温度相当高，比AL-31
多出约摄氏250度，而一直存在瓶颈，近年技术上有所突破，1997年27具此型发动机进行了地
面试验，后来还先后在Tu-16、MiG-25的一侧进行飞行试验，2000年1月装在MiG-1.44上试飞。
最大净推力略大于12000kg，最大后然推力20000kg(196knt)，推重比11.1，不论推力或推重比均
高于较早来的F-22使用的F-119，这将是同代战机动力最大的发动机，一如AL-31系列的地位。
但S-37一开始使用的是MiG-31所用的D-30-F6,最大后燃推力150knt,最大静推力94knt，是当时
俄国推力最大的动机，也是体积嘴大的战机用发动机。目前看到的S-37飞行性能，如1.2马赫
巡航、略大于2马赫极速应该是用D-30-F6的数据。
AL-41F将有轴对称向量喷嘴及扁平向量喷嘴供选择。具备三维转向能力，其喷嘴可上下偏转15
度，左右偏转8度。
关于会不会影响向量喷嘴的问题，我们可以自己来观察一下，她的尾杆作成一长一短，如果将来
她的向量喷嘴是像AL-31FP的模式的话，那么应该会装在我们现在看到的喷嘴外侧，这样一来，
短的尾刺影响就较小了。
AL-37FU，制式化型号即AL-31FP。4级低压9级高压压气机，涡轮进口温度1938K，最大军用推
力83.4knt(8500kg)，最大后燃推力143.2knt(14500kg)，推重比8.7，重量约1666kg。AL-31FP还
附加向量推力喷嘴，能上下偏转15度，偏转速率为每秒30度。其喷嘴之外型与基本型没有太大
的区别，都是圆筒状的敛散喷嘴。AL-31FP之向量推力控制与飞控系统整合在一起，飞控系统可
以根据飞行条件自动控制喷嘴方向。除了自动控制，飞行员也可以用手动控制之，在飞行员左手
边有个按键控制版，可以用按键的方式控制向量推力，这种控制方式在美国F-22上也有用到。