推力矢量技术的应用及影响
外流对轴对称喷管的矢量特性的影响
⑥
２ １ ＳｉＴ ｃ． ｎ ｒ． ０ ｃ ｅｈ Ｅ ｇｇ １ ．
外 流 对 轴 对 称 喷 管 的 矢 量 特 性 的 影 响
于芳芳 邓 小 宝 马 争胜
（ 国 飞行 试 验 研 究 院发 动 机 所 ， 安 ７０ ８ ） 中 西 １０ ９
摘
要
采 用 有 限 体 积 法 ， 解 三维 Ｎ Ｓ方程 ， 轴 对 称 矢 量 喷 管 内外 湍 流 流 场 进 行 了数 值 模 拟 。 分 析 了不 同 外 流 速 度 及 不 求 — 对
进
图 １ 轴 对 称 矢 量 喷 管 示 意 图
１ 矢量喷管模型简介及计算方法
１ １ 计算 模型 ．
本文 所研 究 的 是 扩 散 段 偏 转 的轴 对 称 矢 量 喷
２１ ０ １年 ７月 ２ １日收 到
压力 出口 条件
第一作者简介 ： 于芳芳（ ９ ０ ） 女 ， １８ 一 ， 山西 阳泉人 ， 工程师 ， 士 ， 硕 研
＝
０ 喷管进 口总温 ｒ ＝１９０ Ｋ， 管偏 转角 ｄ ｇ为 、 ｏ ６ 喷 ｅ
ｌ 。压 比 Ｎ Ｒ取 １５ ２ ５ ４ ７ 外流 马赫 数 Ｍａ分别 ５， Ｐ ． ，． ， ， ， 取 ０ ０４ ０ ７０ ９ １２ １４ １８ 状态 点共 计 ２ 个 。 ，． 、． 、． 、． 、． 、． ， ８
喷 管偏转 １ 。 ５ 时的计算 网格及 外流域 网格 。
＠
图 ３ 轴 对 称 矢 量 喷管 计 算 网 格
图４ 外流域计算网格
１３ 控 制方程 与计算 方法 ．
本文 采用整 区的计 算 方 法 ， 控制 方 程 为 三维
可压 流动 守 恒形 式 的 Ｎ ｖ ｒ ｔ ｅ 方 程 ， ａｉ — ｏ ｓ ｅＳｋ 在笛 卡儿
火箭分离原理
火箭分离原理1火箭分离原理概述火箭分离是指在火箭飞行过程中，将多级火箭或运载物与火箭本体分离的过程。
其主要目的是让火箭达到更远的距离或更高的速度。
火箭分离的原理是利用推力矢量决定火箭的方向，利用火箭本体和附加搭载的推进设备的关系，以及在空气中产生的推力差异达到分离的目的。
在火箭发射的初期，多级火箭一般被安装在一起。
当第一级火箭燃烧完毕，其与火箭头部连接的部分将被割断，而下面的火箭部分将以巨大的速度继续飞行。
接着，火箭头部所搭载的第二级火箭将继续运行并开始加速，直到第二级火箭所搭载的燃料用完为止。
这样，通过分段加速，火箭可以达到更远的距离和更高的速度。
2火箭分离的三大类型火箭分离，按照其的方式分为三种类型：推式分离、弹式分离和爆炸式分离。
推式分离是最常见的分离方式。
其主要原理是在火箭头部和尾部之间安装一个推进器，在分离瞬间以小于推进器设定的推力将两部分分离，来达到分离的目的。
弹式分离与推式分离类似，区别在于分离方式是通过弹簧或弹性材料，靠弹力的恢复力将火箭头部和尾部分离。
爆炸式分离是一种较为特殊的分离方式。
在这种分离方式下，火箭头部和火箭尾部之间的连结控制模块被装有炸药，并通过遥控信号在火箭头部和尾部之间引爆，来达到分离的目的。
3火箭分离的影响因素火箭分离的影响因素包括飞行速度、重量负荷和外部环境等。
飞行速度的影响：当火箭的飞行速度过高时，在火箭的头部和尾部之间产生较大的空气阻力和气流压力，这使得火箭难以分离。
因此，在设计火箭时，必须考虑其具体的飞行速度。
重量负荷的影响：火箭头部和尾部连接的方式必须能够承载火箭的重量。
如果连接方式不当，分离过程中可能出现火箭失速或者分离不完全的情况。
外部环境的影响：不同的分离方式对不同的外部环境具有不同的适应性。
例如，在地球磁场强烈的区域中，爆炸式分离方式就不适用，因为会对火箭带来剧烈的电磁干扰。
4火箭分离的角度和方向火箭分离的角度和方向对于火箭飞行轨迹有着重要的影响。
绪 论
绪论0.1飞行控制系统简史1912年美国的Eimper Sperry和他的儿子Lawrence Sperry制成了世界上第一台自动驾驶仪。
该装置由两个双自由度陀螺、磁离合器以及用空气涡轮驱动的执行机构组成，用它可保持飞机稳定平飞。
早期飞机的自动控制就是用自动驾驶仪稳定飞机的角运动。
二次大战期间，美国制造了功能完善的电气式自动驾驶仪，其敏感元件是电动陀螺，采用电子管放大器和电动舵机。
二次大战后期，德国制造了V-1（飞航式）和V-2（弹道式）导弹，这种全自动飞行武器上的自动驾驶仪不仅可以稳定导弹飞行，而且更重要的是与弹上或地面其他装置耦合完成战斗任务。
二次大战后，飞机自动驾驶仪逐渐与机上其他装置耦合以控制航迹（定高或自动下滑），它既能稳定飞机，又能全面地控制飞机，直至全自动着陆。
50年代前自动驾驶仪主要用于运输机和轰炸机的平飞。
歼击机突破音障及飞行包线扩大后，飞机自身稳定性恶化，要求在机上安装飞行控制系统以改善飞机的稳定性。
于是从50年代起，歼击机安装上了阻尼器，利用速率陀螺测出飞机的振荡角速度，采用反馈控制增加飞机自身的阻尼，来阻止飞机的振荡，以消除飞机高空高速飞行时，由于阻尼性差而引起的机头摆动。
在阻尼器的基础上，引入更多的反馈，形成了增稳系统，它不仅能改善阻尼而且能改善飞机静稳定性。
由于阻尼、增稳系统在一定程度上削弱了飞机操纵反应的灵敏度，为解决稳定性与操纵性的矛盾，在50年代中期又出现了控制增稳系统。
这种系统除了反馈以外，还引入前馈。
控制增稳系统除具有增稳功能外，还增加了一个与机械操纵链并行工作的电气操纵链，因此它不仅改善了飞机的稳定性，还改善了操纵性。
60年代控制增稳系统全权限地操纵飞机时，它就发展成为电传操纵系统。
这时机械操纵系统已完成它的历史使命而退居到备用，甚至被取消的地位。
电传飞行控制系统在50年代就已出现，但由于电子、电气设备的可靠性不如机械系统，所以当时并未付诸使用。
60年代末随着电子技术的发展和集成电路的广泛使用，另外余度技术和容错技术的应用也逐渐成熟，使飞行控制系统在安全可靠性方面能与机械系统相比甚至有所超过。
AUV矢量推进器的设计
Ｃ Ｏ Ｓ ｓ ｉ ｎ） ，
－ｓ ｉ ｎ Ｃ Ｏ Ｓ ） ， ０
０
０ ０ ０ ０ １ ０
０ １
Ｒｏ ｔ （ ｚ ， ｙ ） ＝
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相连 ，该滑块可沿着 固定于基座 的滑道上 下移动 。机
东省科 技计划项 目 （ ２ ０ １ ５ Ｂ Ｏ １ ０ ９ １ ７ ０ ０ １ ，２ ０ １ ６ Ｂ ０ ９ ０ ９ １ ２ ０ ０ ５ ，
２ ０ １ ５ Ｂ０ ９ ０ ９ ２ ２ ０ ０ ８ ）。
２ ０ １ ７ 年 第３ ８ 卷 第４ 期 自动化 与信 息工 程 １
根据 实际 需求选取其动 平台半径 ， ． ＝７ ５ ｍ ｍ，定 平 台半径 Ｒ＝８ ５ ｍｍ，动 平 台与定平 台中心点初始距 离ｚ ＝４ ０ ０ ｍｎ ｌ 。 每一条支链 都是 由定长连杆在 一端通
空泡效 应 ，尾流 严重 ，影 响船体 的整个 水动 力性 能。
矢量 推进 器是 指主 推 电机 输 出扭矩 方 向可变 的推进
器 ，其应用推 力矢量技术 ，潜航器方 向的改变 只需要 推力 的方 向即可 ，因此在低 速时 ，采用矢 量推进器 的 ＡＵ Ｖ 具有 良好 的转 向性能 。
且 应 用技术
Ａ Ｕ Ｖ 矢 量推 进 器 的设 计
曹永军 ， 张云亮 李丽丽 ４ 赵玫
（ １ ． 广 东 省智 能制 造研 究所 广 东 省现 代控 制技 术 重点 实验 室 ２ ． 华南 智 能机器 人创 新研 究 院
３ 威 海广泰空港设备股份有限公司 ４ 顷 德职业技术学院 ５ ． 鲁东大学信息与电气工程学院）
分别是 它们的几何 中心 。 在 点 和点 处 分别建立参
苏-30MKK战斗机
苏-30MKK战斗机苏-30多用途战斗机是俄罗斯苏霍伊设计局在苏-27基础上改进而成的战斗轰炸机。
其研制工作始于80年代初，最初的两架原型机在80年前首飞，被命名为苏-27PU或苏-30。
当时苏联空军并没有计划装备该型飞机，因此这两架飞机由试飞院买下。
其中的一架曾两次参加珠海航展。
点击查看俄罗斯苏-30发展史，及出口中国的苏-30MKK详细介绍俄罗斯的苏-27战斗机毫无疑问是一种优秀的第三代战斗机，我国经过与苏联/俄罗斯艰苦的谈判，于90年代中起开始购入和仿制苏-27SK/SMK战斗机。
在苏联/俄罗斯，苏-27的改进自80年代苏-27定型就已经全面展开。
作为单座战斗机的共同特性，苏-27的使用经验表明，现代空战带给飞行员的工作量很大，加上高机动产生的高过载、大航程产生的长时间留空，使飞行员在单独应付复杂的作战情况、机载电子综合设备和机载武器时手忙脚乱。
这不利于挖掘战斗机本身的性能潜力，例如当先进的雷达、通信指挥系统出现后，一个飞行员是无法兼顾本机的飞行作战和与友机的通信指挥的。
为此，许多先进战斗机加入了第二名飞行员。
这名飞行员一般不负责具体航行操纵和近距格斗，将精力集中于负责操作机上雷达、通信等各种电子系统，观察空情，甚至为单座战斗机提供预警、通信和指挥。
同时因为有了第二名飞行员，战斗机更适合执行危险而复杂的对地攻击任务，一名飞行员可负责驾驶战斗机进入攻击路线，观察周围空情，另一名则控制火控系统和武器，发起攻击。
假如只有一名飞行员，攻击效果和生存力肯定会有所降低。
如美国、法国就分别发展了F-15E和幻影2000D等双座战斗轰炸机。
在这种思想下，苏联军方决定以苏-27UB双座教练机为基础研制生产这种双座战斗机。
研制工作始于1986年，总设计师伊戈尔·伊万诺夫，武器系统的设计师是维克托·加鲁申科。
研制中首先解决了加装空中受油系统的问题。
空中受油管装在机头右侧，不增加飞机的阻力，不影响机载雷达工作。
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中国制造作文素材中国制造【一】国产电视比Phone8还薄一半!中国造出世界上最薄的电视!厚度仅仅365毫米,只有苹果8手机厚度的一半。
中国生产的电视、冰箱、洗衣机不仅价格便宜,质量也一点儿都不输于国外品牌,一些独特的技术和工艺甚至还在全球领先。
为“中国制造”打cal!国产电视瘦成一道“闪电”厚度仅hone8一半。
中国制造【二】“人造太阳”据央视新闻客户端11月12日报道，中科院等离子体所今天发布消息，我国大科学装置“人造太阳”日前取得重大突破，实现加热功率超过10兆瓦，等离子体储能增加到300千焦，等离子体中心电子温度首次达到1亿度，获得的多项实验参数接近未来聚变堆稳态运行模式所需要的物理条件，朝着未来聚变堆实验运行迈出了关键一步，也为人类开发利用核聚变清洁能源奠定了重要的技术基础。
东方超环(EAST)是等离子体所自主设计、研制并拥有完全知识产权的磁约束核聚变实验装置，是世界上第一个非圆截面全超导托卡马克，也是我国核聚变实验装置，它的科学目标是让海水中大量存在的氘和氚在高温条件下，像太阳一样发生核聚变，为人类提供源源不断的清洁能源，所以也被称为“人造太阳”。
人造太阳的研制是解决能源问题的一个巨大的转折点，我们国家大部分用化石能源供能，如果核能聚变可控的话，就会给世界的能源解决巨大问题。
可控核聚变技术一旦实现，能源将会取之不竭、用之不尽。
可控核聚变技术一旦掌握，人类将从地球文明跨越到恒星际文明，星际时代将随之开启。
中国制造【三】“推力矢量技术”取得重大突破11月6日，第十二届中国国际航空航天博览会在珠海开幕。
由我国自主研制的歼-10B推力矢量验证机在珠海上空成功进行了过失速机动飞行表演。
展示的“榔头”机动，“大迎角360度滚转”“落叶飘”“眼镜蛇”“赫伯斯特”等典型过失速机动飞行动作，充分体现了歼-10B推力矢量验证机优异的飞行性能。
据歼-10B推力矢量技术验证项目现场总指挥、航空工业副总经理杨伟介绍，实现过失速机动飞行，不仅要拥有带推力矢量技术的发动机，同时，飞机必须具有优良的大迎角气动性能、良好的进发匹配特性、以及独特的飞行控制技术。
轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析
的条件下根据 一维管 流计 算给定 。
２ 性 能 参 数计 算
对 喷 管进 行 性 能 预测 时 采 用 的喷 管 实 例 是
作 者 简介 卢
燕 （ ９ ５ ） 女 ，博 士 ，西北 工 业大 学航 空动 力与热 力工 程系 ，主要 从事 推进 系统 的控 制与 仿 真 ，控 制系统 数学 模 型 的 １７ 一
处 理 不 仅 会 影 响 模 拟 的 精 度 ， 而 且 关 系 到 求 解 过
采 用 轴 对 称 结 构 来 驱 动 。 同 时 轴 对 称 推 力 矢 量 喷 管 的 一 个 最 重 要 的 优 点 在 于 把 它 安 装 在 目前 的 飞
机 上 只 需 要 进 行 很 小 的 改 装 。 这 从 工 程 观 点 来 看 尤 为 重 要 ，它 大大 地 增 加 了可 能 的用 户 数 量 。
关 键词
轴对 称 ；矢 量 喷管 ；有 限体 积 法 ；性 能参 数
新 一代 战 机 的 任 务 要 求 将 是 一 种 多 用 途 的运 输 工 具 ，能 够 进 行 超 音 速 巡 航 、短 距 离 起 飞 着 陆 和在 高 迎 角 下 的机 动 性 。 研 究 表 明 ，在 高 迎 角 下
方 案 允 许 采 用 同步 器 锁 止 环 和 作 动 筒 及 附 在 喷 管 喉部 的 万 向接 头 来 偏 转 扩 张调 节 片 。
这 种 类 型 的 喷 管 已 在 １９ ９ １年 由 Ｃ ｒｏ … 和 ａｓｎ １９ ９ ３年 由 Ｗｉｇ 进 行 了试 验 研 究 。 ｎ
收 稿 日期 ２ ０ ０ １—１ １—２ ８
得 到 ，对 称 面 上 的 值 满 足 对 称 性 条 件 。 同 时 ，矢
量 喷 管 内 流 场 的初 始 值 是 在 假 定 内流 为 等 熵 绝 热
矢量推进水下机器人的推力分配方法
矢量推进水下机器人的推力分配方法李新飞;马强;袁利毫;王宏伟【摘要】为了研究深海过驱动遥控水下机器人的推力分配方法,针对作业型ROV多个推进器成矢量对称布置的特点,建立了一种过驱动矢量推进系统的数学模型.提出了一种先将六自由度运动控制电压进行归一化处理,经过放大后再分别对水平面和垂直面进行直接逻辑推力分配的方法.通过数值仿真分析表明:该推力分配方法可实现过驱动作业型ROV的推力优化分配输出和六自由度运动控制,具有简单、准确、实时强和避免推力分配饱和输出等优点,对水下机器人及过驱动船舶推力分配方法的研究,具有一定的指导意义和工程价值.【期刊名称】《哈尔滨工程大学学报》【年(卷),期】2018(039)010【总页数】7页(P1605-1611)【关键词】水下机器人;运动控制;过驱动;液压推进器;矢量布置;推力分配【作者】李新飞;马强;袁利毫;王宏伟【作者单位】哈尔滨工程大学船舶工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨建成集团有限公司,黑龙江哈尔滨150030;哈尔滨工程大学船舶工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学船舶工程学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TP242遥控作业型水下机器人[1](remotely operated vehicle，ROV)的最大特点是能在危险复杂的深海环境中完成大负荷、高强度和高精度作业，是实施深海资源开发不可或缺的重大技术装备之一。
作业型ROV通常安装7台或8台呈矢量布置的液压推进器，以保证较强的水下作业能力和作业安全性。
为了实现在最小能耗条件下过驱动ROV或船舶的运动控制，必须解决过驱动矢量推进系统的推力优化分配问题[2-3]。
此外推进器作为一个典型的惯性环节[2]，若推力分配控制策略不当，容易引起水下机器人控制性能变差和作业效率降低，严重甚至会导致水下作业任务失败。
因此，水下机器人矢量推进系统建模及推力分配方法成当前研究的热点和关键问题之一[3-5]Fossen[3]针对过驱动海上航行器的推力分配方法进行深入分析，指出直接分配法和伪逆法是一种实时性较性高的推力分配方法，但必须解决推进器推力的饱和输出问题[4]。
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推力矢量技术的应用及影响
摘要:本文论述了航空发动机的推力矢量的关键技术、类型,并分
析了推力矢量技术的应用及对飞机性能的影响。
关键词:推力矢量技术 二元喷管 轴对称矢量喷管 流场推力
矢量喷管
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。
1 推力矢量的关键技术
1.1 推进技术
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:(1)矢量喷管的方案和内流特
性;(2)矢量喷管结构设计、冷却和封严、运动机构和控制系统;(3)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;(4)矢量喷管地面整机试验和测试技术;(5)
与矢量喷管相关的工艺和材料。
1.2 气动
(1)矢量喷流与飞机绕流相互干扰;(2)矢量喷流引起的超环量气动
效应;(3)大迎角进气道流场;(4)反向喷流的干扰效应;(5)矢量喷流气动
力实验方法和技术。
1.3 飞行/推进综合控制
(1)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;(2)新的飞行状态和姿态下的飞行品质评定准则;(3)特大迎角
下飞行控制律;(4)矢量喷管偏转的动态特性;(5)可靠性和余度设计;(6)
飞控和推进控制的综合设计。
1.4 飞机总体设计
(1)大迎角全机气动特性;(2)矢量喷管与后机体匹配;(3)推力矢量
飞机总体布局;(4)推力矢量飞机的全机地面仿真试验和飞行试验技
术;(5)推力矢量飞机战术和战效。
2 推力矢量喷管的类型
2.1 折流板
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。在20世纪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。
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。
轴对称推力矢量喷管是在锥形收扩喷管基础上靠扩大功能而发
展起来的。轴对称推力矢量喷管有两种类型:俯仰式轴对称矢量喷管
和AVEN轴对称矢量喷管。
AVEN轴对称推力矢量喷管,它是靠机械手段强制扩张段改变形
状和位置以使内流发生偏转,可作360°转动。轴对称矢量喷管的主要
特点是安全保留了轴对称收扩式喷管的良好控制性能,只是在结构上
扩展了扩张段的功能,使之既产生超声速气流,又能按飞机需要偏转气
流方向。
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。
3 推力矢量技术应用与影响
3.1 实现大迎角过失速机动,突破失速障碍
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。
3.2 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。
3.3 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。
3.4 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。
3.5 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。
3.6 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。
4 结语
航空发动机推力矢量喷管是现代新型军用喷气飞机的重要组成
部分,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。
在各个国家应用都十分广泛。随着科技的发展和国家军事实力的不断
提高,为了得到更改的军用飞机使用效能,对推力矢量喷管技术研究将
不断深入。