王海峰

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)是指戰(zhàn)斗機(jī)根據(jù)需要在不限于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的可變方向上獲得并利用推力的技術(shù)。通過(guò)綜合控制發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管和飛機(jī)操縱舵面，可極大地?cái)U(kuò)展戰(zhàn)斗機(jī)使用包線，提升飛行安全性，增強(qiáng)作戰(zhàn)能力。同時(shí)，飛/發(fā)一體化的推力矢量設(shè)計(jì)還能有效降低飛機(jī)目標(biāo)特性。第四代戰(zhàn)斗機(jī)如F-22、蘇-57等均采用了推力矢量技術(shù)。可以說(shuō)推力矢量是先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的典型標(biāo)志之一，是航空領(lǐng)域重要關(guān)鍵技術(shù)。

戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)涉及氣動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)排氣和飛行控制等多個(gè)領(lǐng)域，工作包線突破傳統(tǒng)禁區(qū)向極限擴(kuò)展，設(shè)計(jì)條件更加嚴(yán)酷苛刻，是一項(xiàng)跨領(lǐng)域、緊耦合、高風(fēng)險(xiǎn)的系統(tǒng)工程。鑒于其不可替代作用和技術(shù)難度，各國(guó)對(duì)此項(xiàng)技術(shù)都有相對(duì)嚴(yán)格的技術(shù)保護(hù)措施。美國(guó)、俄羅斯(前蘇聯(lián))等自20世紀(jì)70年代起[1]持續(xù)開(kāi)展了大量的理論研究、試驗(yàn)探索、集成驗(yàn)證和工程應(yīng)用。美國(guó)實(shí)施了以F-16MATV、F-15ACTIVE、F-18HARV為代表的一批飛行演示驗(yàn)證項(xiàng)目，俄羅斯則在蘇-27系列的改進(jìn)發(fā)展中不斷驗(yàn)證并持續(xù)提升推力矢量技術(shù)，基于以上成果，美國(guó)、俄羅斯在過(guò)失速飛行領(lǐng)域取得了突出的技術(shù)和能力優(yōu)勢(shì)，有力加速了推力矢量技術(shù)向戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)裝能力的轉(zhuǎn)化。

中國(guó)自“九五”計(jì)劃開(kāi)展推力矢量預(yù)先研究以來(lái)，歷經(jīng)了作戰(zhàn)使用、氣動(dòng)設(shè)計(jì)、風(fēng)洞試驗(yàn)、矢量噴管、飛行控制和飛/發(fā)交聯(lián)等方面的長(zhǎng)期積累，取得了豐富的技術(shù)成果，但限于在實(shí)際飛行條件下完成技術(shù)綜合和工程實(shí)踐的難度，至“十二五”結(jié)束時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)仍處于地面研究和試驗(yàn)階段。

“十三五”期間，國(guó)內(nèi)通過(guò)實(shí)施殲-10B戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量演示驗(yàn)證項(xiàng)目，攻克了一系列關(guān)鍵技術(shù)，并全面實(shí)現(xiàn)了空中過(guò)失速飛行驗(yàn)證，完成了國(guó)外用多年時(shí)間、在多個(gè)項(xiàng)目上完成的研究?jī)?nèi)容。2018年11月6日，殲-10B軸對(duì)稱推力矢量驗(yàn)證機(jī)(單發(fā)、鴨式布局、放寬靜穩(wěn)定性)在第12屆珠海航展上一氣呵成地完成“眼鏡蛇”等5種國(guó)際公認(rèn)的典型過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行展示，標(biāo)志著中國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量核心關(guān)鍵技術(shù)和工程能力取得重大突破，并在綜合飛/發(fā)控制等關(guān)鍵技術(shù)上達(dá)到國(guó)際領(lǐng)先水平。

從公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)來(lái)看，國(guó)內(nèi)外科研機(jī)構(gòu)在推力矢量領(lǐng)域開(kāi)展了大量的研究，相關(guān)單項(xiàng)技術(shù)研究的公開(kāi)文獻(xiàn)有較多可以參考，但面向真實(shí)飛行環(huán)境和真機(jī)綜合驗(yàn)證的系統(tǒng)性綜合論述較少。本文簡(jiǎn)要回顧戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量的發(fā)展歷程，對(duì)關(guān)鍵技術(shù)體系進(jìn)行分析，結(jié)合推力矢量驗(yàn)證機(jī)的工程實(shí)踐，闡述大迎角內(nèi)外流氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)、推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)、綜合飛/發(fā)控制和飛行驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)，并展望推力矢量技術(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)效能的貢獻(xiàn)及未來(lái)應(yīng)用方向。希望通過(guò)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量關(guān)鍵技術(shù)研究和工程實(shí)踐進(jìn)行總結(jié)，能更好地推進(jìn)推力矢量實(shí)裝應(yīng)用及高性能戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展。

1 面臨的挑戰(zhàn)與發(fā)展現(xiàn)狀

推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)的典型特征是能夠?qū)崿F(xiàn)過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行。第三代戰(zhàn)斗機(jī)的飛行迎角范圍一般為30°左右，在該范圍內(nèi)升力系數(shù)和迎角呈近似線性關(guān)系, 而在過(guò)失速機(jī)動(dòng)的大迎角區(qū)域, 升力和力矩同時(shí)呈現(xiàn)非線性、非定常的特性，且升力系數(shù)隨迎角的增大迅速減小，舵面效率迅速降低，推力矢量控制作為一種有效的控制手段，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)在該區(qū)域?qū)崿F(xiàn)過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行起著關(guān)鍵的作用。推力矢量技術(shù)給戰(zhàn)斗機(jī)帶來(lái)顯著收益的同時(shí)，也給設(shè)計(jì)研發(fā)帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)。

1.1 面臨的挑戰(zhàn)

推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)的飛行包線極大擴(kuò)展、飛行迎角極大、飛行速度極低，這給飛機(jī)的內(nèi)外流氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)和飛行控制等帶來(lái)了一系列的困難：

1) 在外部氣流特性方面，飛機(jī)在進(jìn)入過(guò)失速迎角后，所處流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)大面積的流動(dòng)分離和漩渦破裂現(xiàn)象，導(dǎo)致空間流動(dòng)的對(duì)稱性遭到破壞，繼而飛機(jī)的氣動(dòng)力呈現(xiàn)強(qiáng)非線性、交叉耦合和時(shí)間相關(guān)性(遲滯)。此類非定常效應(yīng)的顯著增加，令飛行參數(shù)及舵面偏度等氣動(dòng)力影響極端復(fù)雜化，獲得準(zhǔn)確氣動(dòng)特性的難度增加，較常規(guī)迎角區(qū)具有更大的不確定性[2]。

2) 在內(nèi)流氣動(dòng)特性方面，進(jìn)氣道唇口誘發(fā)大面積流動(dòng)分離，進(jìn)一步在進(jìn)氣道內(nèi)發(fā)展形成分離渦，內(nèi)外流場(chǎng)呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的非對(duì)稱、非定常、非線性特征，流動(dòng)發(fā)展演化機(jī)理復(fù)雜，進(jìn)氣道穩(wěn)、動(dòng)態(tài)特性的差異，使發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性考核方法及飛行驗(yàn)證面臨難題。

3) 在發(fā)動(dòng)機(jī)方面，與常見(jiàn)的軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)難度主要表現(xiàn)在：① 大 迎角過(guò)失速飛行時(shí)，進(jìn)氣道出口畸變?cè)龃?，再加上矢量噴管偏轉(zhuǎn)的不利影響，喘振裕度明顯降低；② 推力轉(zhuǎn)向后，發(fā)動(dòng)機(jī)的部件載荷、熱分布出現(xiàn)較大變化，對(duì)其結(jié)構(gòu)熱強(qiáng)度及耐熱設(shè)計(jì)提出了更高要求；③ 發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)、加力和矢量噴管的協(xié)調(diào)控制對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、穩(wěn)定性和控制律設(shè)計(jì)提出更嚴(yán)格的要求；④ 推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的故障處理邏輯直接影響飛機(jī)的飛行安全，需要從全機(jī)的角度進(jìn)行考慮；⑤ 為獲取隱身和氣動(dòng)的收益，二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)噴管需要進(jìn)行飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)因素和約束更多，難度更大。

4) 在飛行控制方面，推力矢量作為額外“控制舵面”參與飛行控制，且在飛行姿態(tài)改變中占據(jù)主導(dǎo)作用，需要進(jìn)行綜合飛/發(fā)控制。飛機(jī)進(jìn)入大迎角/過(guò)失速區(qū)以后，由于非定常流場(chǎng)作用，誘導(dǎo)出的高不確定性、大范圍強(qiáng)非線性與三軸強(qiáng)耦合特性[3]，基于小擾動(dòng)假設(shè)的傳統(tǒng)線性控制律設(shè)計(jì)方法已不完全適用。因此，大迎角/過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行的控制策略、控制律設(shè)計(jì)方法以及飛行品質(zhì)等方面出現(xiàn)了很大差異，給飛行控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)帶來(lái)了很大的困難。

5) 在飛行驗(yàn)證方面，相對(duì)于常規(guī)的型號(hào)試飛，推力矢量技術(shù)飛行驗(yàn)證是典型的高風(fēng)險(xiǎn)試飛科目。首先，發(fā)動(dòng)機(jī)和飛控系統(tǒng)是飛機(jī)的核心安全關(guān)鍵部件/系統(tǒng)，必須經(jīng)過(guò)嚴(yán)密的設(shè)計(jì)和充分的驗(yàn)證，才能安全飛行；其次，對(duì)于大迎角過(guò)失速試飛來(lái)說(shuō)，非定常流場(chǎng)環(huán)境具有高不確定性和遲滯特性，理論計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的可信度和可預(yù)測(cè)性均大幅降低，飛行安全面臨著較大風(fēng)險(xiǎn)；更為嚴(yán)重的是，大迎角/過(guò)失速飛行是一種危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)，出現(xiàn)故障后留給飛行員的處置時(shí)間和空間都極其有限，導(dǎo)致大迎角/過(guò)失速試飛風(fēng)險(xiǎn)劇增，對(duì)于單發(fā)飛機(jī)，極有可能產(chǎn)生災(zāi)難性事故。

1.2 發(fā)展現(xiàn)狀

為了提升戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)能力并獲取其他收益，戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)是航空領(lǐng)域長(zhǎng)期以來(lái)的研究熱點(diǎn)。從技術(shù)發(fā)展的層次來(lái)看，主要分為以下3個(gè)層面：

1) 理論試驗(yàn)研究。在大迎角氣動(dòng)力、推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)等方面重點(diǎn)開(kāi)展了理論和地面試驗(yàn)研究，主要集中在20世紀(jì)六七十年代以后。

2) 飛行驗(yàn)證研究。主要集中在20世紀(jì)80年代中后期及以后，隨著相關(guān)領(lǐng)域技術(shù)成熟度的提升，美、俄等航空強(qiáng)國(guó)在該領(lǐng)域?qū)嵤┝艘幌盗嘘P(guān)鍵技術(shù)飛行演示驗(yàn)證，提高了戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)的成熟度，奠定了工程應(yīng)用的基礎(chǔ)。

3) 工程化應(yīng)用。主要是在20世紀(jì)末至今，主要的應(yīng)用型號(hào)包括現(xiàn)役的F-22、蘇-57等典型第四代戰(zhàn)斗機(jī)，以及蘇-30MKI、蘇-35等典型的三代半戰(zhàn)斗機(jī)。

1.2.1 理論試驗(yàn)研究

推力矢量技術(shù)的探索和研究始于20世紀(jì)60年代，受早期作戰(zhàn)思想和工業(yè)基礎(chǔ)的制約，僅僅局限在飛機(jī)的垂直起落和反推力方面。20世紀(jì)70年代起，國(guó)外大規(guī)模開(kāi)展了推力矢量技術(shù)在飛機(jī)上的應(yīng)用研究。1980年，Herbst博士[4](著名的“赫伯斯特”過(guò)失速機(jī)動(dòng)即以他的名字冠名)提出機(jī)動(dòng)能力是飛機(jī)設(shè)計(jì)的重要因素，推力矢量技術(shù)是實(shí)現(xiàn)超機(jī)動(dòng)能力的必要條件，并給出了推力矢量技術(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)能力的貢獻(xiàn)分布，如圖1所示，可以看出，推力矢量技術(shù)大幅拓展了飛機(jī)的控制能力邊界，提升了飛機(jī)的俯仰控制能力和偏航控制能力。Costes[5]通過(guò)仿真手段對(duì)近距空戰(zhàn)的作戰(zhàn)環(huán)境開(kāi)展研究，發(fā)現(xiàn)推力矢量技術(shù)可以使戰(zhàn)斗機(jī)具有更加敏捷的姿態(tài)控制能力，在交戰(zhàn)過(guò)程中擁有更多的攻擊機(jī)會(huì)和整體進(jìn)攻優(yōu)勢(shì)，能有效提升近距空戰(zhàn)效能。

圖1 推力矢量技術(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)能力的貢獻(xiàn)[4]

推力矢量技術(shù)可以大幅提高戰(zhàn)斗機(jī)的可用迎角和機(jī)動(dòng)能力，同時(shí)也給飛機(jī)的進(jìn)發(fā)匹配、外部氣動(dòng)力設(shè)計(jì)帶來(lái)了難題。

在大迎角進(jìn)發(fā)匹配方面，美、俄在多年的研究過(guò)程中，形成了不同的進(jìn)發(fā)匹配指標(biāo)評(píng)價(jià)體系和考核方法。美國(guó)主要圍繞周向畸變指數(shù)、徑向畸變指數(shù)、平面波強(qiáng)度、紊流度等幾個(gè)進(jìn)氣道性能參數(shù)，通過(guò)大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立畸變指數(shù)與發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度損失的關(guān)系，在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性考核時(shí)采用高空臺(tái)畸變模擬板或模擬網(wǎng)試驗(yàn)方法；而俄羅斯主要圍繞周向畸變指數(shù)和紊流度兩個(gè)參數(shù)，形成綜合畸變指數(shù)這一總體評(píng)價(jià)指標(biāo)，采用可移動(dòng)插板畸變?cè)囼?yàn)來(lái)考核發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性。

在大迎角外部氣動(dòng)力設(shè)計(jì)方面，主要的研究?jī)?nèi)容包括大迎角非線性非定常氣動(dòng)特性、推力矢量噴流及其對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性和舵面控制能力的影響、全狀態(tài)推力矢量氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)建庫(kù)方法等。大迎角非定常氣動(dòng)力和力矩不僅與當(dāng)前運(yùn)動(dòng)變量有關(guān)，還與時(shí)間歷程相關(guān)。Klein和Noderer[6-8]研究了積分形式的非定常線性氣動(dòng)力模型，Chin和Lan[9]應(yīng)用傅里葉分析進(jìn)行非定常氣動(dòng)力建模，Goman和Khrabrov[10]則采用了狀態(tài)空間形式。

在大迎角氣動(dòng)力試驗(yàn)方面，主要的研究?jī)?nèi)容包括大迎角非定常氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)、全包線推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)及相應(yīng)的數(shù)據(jù)修正技術(shù)等地面試驗(yàn)驗(yàn)證和分析技術(shù)。

依托堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)研究成果，從1994年開(kāi)始，美國(guó)先后開(kāi)展了F-18 HARV(大迎角研究飛行器)[11]、X-31 EFM(增強(qiáng)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性驗(yàn)證機(jī))[12]等高機(jī)動(dòng)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的試飛驗(yàn)證工作，獲取了大量的工程應(yīng)用成果。

中國(guó)在大迎角氣動(dòng)力技術(shù)方面， “九五”期間，突破了低速推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)[13]，獲得了全迎角范圍內(nèi)的推力矢量偏轉(zhuǎn)控制能力以及噴管偏轉(zhuǎn)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。“十一五”期間，通過(guò)開(kāi)展推力矢量地面集成驗(yàn)證工作，進(jìn)一步推進(jìn)了低速推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展[14]，同時(shí)開(kāi)展了大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)修正以及數(shù)據(jù)庫(kù)架構(gòu)設(shè)計(jì)及建模[15]工作，形成了可供飛控仿真評(píng)估的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)，支持了地面演示驗(yàn)證工作的開(kāi)展，具備了開(kāi)展飛行演示驗(yàn)證的外部氣動(dòng)力基礎(chǔ)。

在飛機(jī)設(shè)計(jì)相關(guān)領(lǐng)域的牽引下，推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究也在同步開(kāi)展。從噴管的結(jié)構(gòu)形式上，矢量噴管可以分為燃?xì)舛?、二元推力矢量噴管、軸對(duì)稱推力矢量噴管等。1991年2月，美國(guó)、德國(guó)共同研制的配裝燃?xì)舛嫒~片的X-31驗(yàn)證機(jī)成功首飛；20世紀(jì)70年代起，美國(guó)即開(kāi)始了二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的研究工作，并于1989年在F-15S/MTD 驗(yàn)證機(jī)上開(kāi)展了飛行驗(yàn)證；為實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航控制能力，美國(guó)又研制了軸對(duì)稱推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)，并于20世紀(jì)90年代初在飛機(jī)上開(kāi)始飛行試驗(yàn)。

大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行帶來(lái)的非線性氣動(dòng)力/力矩、氣動(dòng)遲滯效應(yīng)、綜合飛/發(fā)控制等問(wèn)題給飛機(jī)的飛行控制帶來(lái)巨大難題。文獻(xiàn)[16]研究了未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)考慮推力矢量的飛/發(fā)綜合控制的收益、代價(jià)和控制律設(shè)計(jì)方法，并進(jìn)行了高精度仿真驗(yàn)證；在超機(jī)動(dòng)飛行控制方面，文獻(xiàn)[3]指出，基于逆系統(tǒng)的方法是當(dāng)前的普遍思路, 然而傳統(tǒng)的動(dòng)態(tài)逆方法對(duì)模型精度要求高, 難以應(yīng)用于快時(shí)變系統(tǒng)控制, 因此給出了一種基于非線性補(bǔ)償和氣動(dòng)力模型數(shù)據(jù)庫(kù)的魯棒解耦控制思路。發(fā)動(dòng)機(jī)參與飛機(jī)的飛行控制，需要進(jìn)行深度的綜合，特別是故障狀態(tài)的綜合管理、故障等級(jí)的制定要進(jìn)行充分的融合。文獻(xiàn)[17]研究了集中式與分散式的飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制優(yōu)化問(wèn)題，并討論了系統(tǒng)的魯棒性；文獻(xiàn)[18]建立了飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制模型，重點(diǎn)考慮了飛/發(fā)耦合因素，來(lái)研究發(fā)動(dòng)機(jī)的故障診斷問(wèn)題。

1.2.2 飛行驗(yàn)證研究

20世紀(jì)七八十年代以后，美、俄率先開(kāi)展了一系列的推力矢量技術(shù)演示驗(yàn)證項(xiàng)目[19]。近年來(lái)，中國(guó)也開(kāi)展了推力矢量技術(shù)飛行驗(yàn)證，具體內(nèi)容見(jiàn)表1。

表1 推力矢量演示驗(yàn)證項(xiàng)目

1.2.3 工程化應(yīng)用

經(jīng)過(guò)推力矢量技術(shù)長(zhǎng)期的理論、試驗(yàn)研究與多個(gè)演示驗(yàn)證項(xiàng)目的積累，在20世紀(jì)末、21世紀(jì)初，國(guó)外成功實(shí)現(xiàn)了推力矢量技術(shù)在空軍主力戰(zhàn)斗機(jī)上的應(yīng)用，包括現(xiàn)役的F-22、蘇-57等典型的第四代戰(zhàn)斗機(jī)，以及蘇-30MKI、蘇-35等典型的三代半戰(zhàn)斗機(jī)。

F-22戰(zhàn)斗機(jī)是典型的第四代戰(zhàn)斗機(jī)，采用了二元推力矢量技術(shù)(見(jiàn)圖2)，為提高紅外隱身性能和后側(cè)向雷達(dá)隱身性能，實(shí)現(xiàn)超聲速巡航、包線擴(kuò)展、短距起降、過(guò)失速機(jī)動(dòng)、大迎角飛行等提供了重要保證。

圖2 F-22戰(zhàn)斗機(jī)與二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)F119(Wikipedia, NASA)

蘇-35、蘇-57戰(zhàn)斗機(jī)配備了有限偏轉(zhuǎn)能力的軸對(duì)稱推矢發(fā)動(dòng)機(jī)，具備優(yōu)秀的超機(jī)動(dòng)飛行能力；蘇-57的目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)則是更為先進(jìn)的“產(chǎn)品30(或產(chǎn)品129)”推矢發(fā)動(dòng)機(jī)，具備全向偏轉(zhuǎn)能力、更高的推重比，并且進(jìn)行了一定的隱身設(shè)計(jì)(如噴口鋸齒設(shè)計(jì))。

1.2.4 現(xiàn)狀總結(jié)

從各國(guó)的研究歷史可以看出，戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)研究無(wú)不遵循著從理論試驗(yàn)研究到飛行驗(yàn)證的過(guò)程。從表1可以看出，國(guó)外典型的8種該領(lǐng)域飛行驗(yàn)證項(xiàng)目中，X-31和F-18 HARV采用簡(jiǎn)單的燃?xì)舛媸噶繃娍?，相?duì)容易實(shí)現(xiàn)，但推力損失較大，難以對(duì)真實(shí)推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行全面驗(yàn)證，主要是驗(yàn)證飛機(jī)大迎角可控飛行及其性能；為了降低試飛風(fēng)險(xiǎn)，絕大多數(shù)驗(yàn)證機(jī)采用雙發(fā)機(jī)型；F-16 MATV雖是單發(fā)飛機(jī)，但飛機(jī)本體是靜穩(wěn)定布局，主要針對(duì)迎角擴(kuò)展和戰(zhàn)術(shù)收益評(píng)估進(jìn)行了相關(guān)飛行驗(yàn)證。在飛行驗(yàn)證過(guò)程中，美國(guó)、俄羅斯均采用多個(gè)飛行驗(yàn)證項(xiàng)目對(duì)推力矢量技術(shù)進(jìn)行飛行驗(yàn)證，逐步實(shí)現(xiàn)了工程應(yīng)用。

中國(guó)采用靜不穩(wěn)定、鴨式布局、單發(fā)飛機(jī)殲-10B為平臺(tái)，配裝先進(jìn)的軸對(duì)稱推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)，首次且全面地完成了大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行、進(jìn)發(fā)匹配、綜合飛/發(fā)一體化控制等多個(gè)領(lǐng)域的飛行驗(yàn)證，充分體現(xiàn)了中國(guó)在該領(lǐng)域的技術(shù)先進(jìn)性和技術(shù)成熟度；2018年11月6日，殲-10B推力矢量驗(yàn)證機(jī)在第12屆珠海航展上成功展示了“眼鏡蛇”“大迎角360°滾轉(zhuǎn)”“榔頭”“赫伯斯特” “落葉飄”等5種國(guó)際公認(rèn)的典型過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行(圖3～圖7，圖片來(lái)源于網(wǎng)絡(luò))，標(biāo)志著中國(guó)推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)突破了長(zhǎng)期以來(lái)的技術(shù)瓶頸，達(dá)到了工程應(yīng)用的水平，為后續(xù)開(kāi)展一系列的戰(zhàn)術(shù)使用、甚至先進(jìn)平臺(tái)概念的研發(fā)奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。

圖3 眼鏡蛇機(jī)動(dòng)

圖4 大迎角360°滾轉(zhuǎn)

圖5 榔頭機(jī)動(dòng)

圖6 Herbst機(jī)動(dòng)

圖7 落葉飄機(jī)動(dòng)

2 戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量關(guān)鍵技術(shù)

2.1 關(guān)鍵技術(shù)體系

戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)的核心目標(biāo)是保證在各種極限工況下飛機(jī)能夠安全可靠的飛行，滿足任務(wù)和飛行要求。要實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，需要重點(diǎn)突破以下4大關(guān)鍵技術(shù)群：

1) 大迎角內(nèi)外流氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)。

2) 推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)。

3) 綜合飛/發(fā)控制。

4) 戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量飛行驗(yàn)證。

以上4個(gè)關(guān)鍵技術(shù)群，綜合飛/發(fā)控制技術(shù)是核心，推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)和大迎角內(nèi)外流氣動(dòng)特性是重要輸入，戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量飛行驗(yàn)證技術(shù)是重要的研究和驗(yàn)證手段。針對(duì)每個(gè)關(guān)鍵技術(shù)群，又包含若干項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，相互之間交叉耦合，構(gòu)成了完整的戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量關(guān)鍵技術(shù)體系，如圖8所示。

圖8 推力矢量關(guān)鍵技術(shù)體系

2.2 大迎角內(nèi)外流氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)

2.2.1 進(jìn)氣道氣動(dòng)特性分析與驗(yàn)證

1) 大迎角過(guò)失速進(jìn)氣道氣動(dòng)特性

在飛行包線左邊界進(jìn)行大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行，進(jìn)氣道流動(dòng)機(jī)理復(fù)雜，進(jìn)氣畸變特性急劇惡化，極易引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振停車，給飛行安全帶來(lái)極其嚴(yán)重的隱患。為此，需要掌握大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下的進(jìn)氣道氣動(dòng)特性，驗(yàn)證和確保發(fā)動(dòng)機(jī)在復(fù)雜工況下的抗進(jìn)氣畸變能力，保證在大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作。整個(gè)研究思路見(jiàn)圖9。

進(jìn)氣道的流動(dòng)特性可以從靜態(tài)和動(dòng)態(tài)兩個(gè)方面來(lái)研究，一方面，通過(guò)高精度計(jì)算仿真研究不同穩(wěn)定飛行迎角下的內(nèi)外流氣動(dòng)特性，追溯AIP(Aerodynamic Interface Plane)截面高低壓區(qū)分布形態(tài)、內(nèi)管道流動(dòng)形成機(jī)理與變化趨勢(shì)，為天地一致性分析打下基礎(chǔ)；另一方面，獲取過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性與大迎角穩(wěn)定飛行時(shí)的差異(見(jiàn)圖10[20])，用于進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)以及發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)

圖9 大迎角過(guò)失速內(nèi)流特性與驗(yàn)證思路

圖10 過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常非線性特性[20]

定性考核試驗(yàn)研究。基于同心雙球體嵌套計(jì)算域與動(dòng)態(tài)滑移網(wǎng)格邊界的URANS算法[21-22]具有交界面網(wǎng)格魯棒性強(qiáng)、內(nèi)外流場(chǎng)插值精度高的特點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)大幅度相對(duì)運(yùn)動(dòng)問(wèn)題的高效模擬。使用該方法對(duì)過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行模擬，可以獲取進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性與大迎角穩(wěn)態(tài)特性的差異，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)以及發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性考核進(jìn)行指導(dǎo)。

2) 復(fù)雜工況進(jìn)發(fā)匹配考核

傳統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配考核采用部分遮擋發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面積的“插板”方式來(lái)模擬進(jìn)氣壓力畸變，無(wú)法真實(shí)模擬復(fù)雜工況下畸變的分量組成比例與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的真實(shí)流動(dòng)形態(tài)。為解決這個(gè)問(wèn)題，首先要獲取進(jìn)氣畸變數(shù)據(jù)庫(kù)，同時(shí)，為了充分考核發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性，還必須保證進(jìn)氣畸變數(shù)據(jù)庫(kù)對(duì)飛行驗(yàn)證包線的全覆蓋。根據(jù)大迎角和過(guò)失速飛行任務(wù)剖面，設(shè)計(jì)進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)方案，完成大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)，數(shù)據(jù)庫(kù)應(yīng)包含高度、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)等影響因素。

其次，通過(guò)篩選進(jìn)氣畸變數(shù)據(jù)庫(kù)中典型惡劣工況條件，依托CFD和地面吹風(fēng)試驗(yàn)等手段設(shè)計(jì)高保真畸變模擬板，深度還原發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口真實(shí)流動(dòng)形態(tài)以及畸變各分量比例，搭起進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的橋梁，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)典型真實(shí)畸變與發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性考核的耦合關(guān)聯(lián)(見(jiàn)圖11)。

最后，通過(guò)在AIP截面處安裝壓力畸變模擬板開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)高空臺(tái)試驗(yàn)，考核發(fā)動(dòng)機(jī)在典型真實(shí)惡劣工況下的工作穩(wěn)定性，在地面階段充分驗(yàn)證進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配特性，掌握發(fā)動(dòng)機(jī)抗進(jìn)氣畸變能力，對(duì)飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行有效控制。

圖11 壓力畸變模擬過(guò)程

以上提出的大迎角過(guò)失速進(jìn)氣道氣動(dòng)特性分析與驗(yàn)證方法，在殲-10B推力矢量驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了充分的驗(yàn)證，有效地支持了推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定可靠工作，保障了整個(gè)試飛驗(yàn)證的飛行安全。

2.2.2 外流氣動(dòng)特性分析

大迎角過(guò)失速外部氣動(dòng)力的準(zhǔn)確獲取是研究過(guò)失速飛行的重要前提。在飛行包線的左邊界進(jìn)行大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行，外部氣動(dòng)力的突出特征就是大面積的分離和動(dòng)態(tài)耦合，反應(yīng)在氣動(dòng)力曲線上就是非線性、非定常和遲滯現(xiàn)象，對(duì)飛機(jī)而言就是在大迎角存在的特定運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，如非指令性運(yùn)動(dòng)、抖振、深失速等。為確保飛機(jī)在大迎角過(guò)失速區(qū)的安全飛行，需要綜合數(shù)值仿真和多種風(fēng)洞試驗(yàn)，以準(zhǔn)確獲取大迎角區(qū)的氣動(dòng)特性，為后續(xù)氣動(dòng)力建模打好基礎(chǔ)。

1) 大迎角過(guò)失速綜合數(shù)值仿真技術(shù)

綜合數(shù)值仿真是開(kāi)展大迎角過(guò)失速地面風(fēng)洞試驗(yàn)的基礎(chǔ)，通過(guò)CFD手段可以獲取全狀態(tài)條件下大迎角氣動(dòng)力的流動(dòng)特性和細(xì)節(jié)，明確流動(dòng)分離影響區(qū)域和動(dòng)力效應(yīng)影響范圍，更深入理解飛行的物理現(xiàn)象，為氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)和試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)依據(jù)。

在大迎角過(guò)失速綜合數(shù)值仿真領(lǐng)域，從早期的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)模擬[23-24](見(jiàn)圖12)發(fā)展到目前可開(kāi)展脫體渦模擬(DES)精細(xì)化流場(chǎng)診斷，仿真種類也從簡(jiǎn)單的大迎角穩(wěn)定飛行擴(kuò)展到機(jī)動(dòng)飛行模擬并考慮發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響。此外，采用CFD手段還可用于開(kāi)展試驗(yàn)方案以及試驗(yàn)現(xiàn)象的精細(xì)化研究[25]，如圖13所示。

圖12 大迎角機(jī)頭渦模擬

圖13 CFD手段輔助風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)[25]

2) 大迎角動(dòng)/靜態(tài)綜合風(fēng)洞試驗(yàn)

在綜合數(shù)值仿真的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步開(kāi)展大迎角動(dòng)靜態(tài)綜合風(fēng)洞試驗(yàn)，以獲得完整的大迎角動(dòng)/靜態(tài)氣動(dòng)特性，為后續(xù)氣動(dòng)力建模提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

在大迎角過(guò)失速區(qū)，通過(guò)開(kāi)展大迎角推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得大迎角過(guò)失速條件下的外部氣動(dòng)力以及由于噴流和噴管偏轉(zhuǎn)所帶來(lái)的附加外部氣動(dòng)力和力矩增量，如圖14(a)所示。此外，根據(jù)大迎角氣動(dòng)力建模方法，還需要開(kāi)展相關(guān)的大迎角動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)，以獲得動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性，如圖14(b)所示。

圖14 大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)

通過(guò)綜合數(shù)值仿真和過(guò)失速地面風(fēng)洞試驗(yàn)兩大手段，可以準(zhǔn)確地獲取大迎角區(qū)的氣動(dòng)特性，獲得大迎角過(guò)失速條件下的外部氣動(dòng)力、噴管帶來(lái)的附加外部氣動(dòng)力和力矩增量，為下一步大迎角氣動(dòng)力的精細(xì)化建模提供完整的數(shù)據(jù)來(lái)源。

2.2.3 增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)建模

作為飛控系統(tǒng)的核心，控制律的主要設(shè)計(jì)輸入是準(zhǔn)確的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，要實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速狀態(tài)下的可控飛行，需要獲得全面準(zhǔn)確的大迎角氣動(dòng)特性并建立相應(yīng)的大迎角氣動(dòng)力模型。

圖15 大迎角區(qū)域的非線性非定常氣動(dòng)現(xiàn)象

在大迎角過(guò)失速飛行區(qū)域，大范圍的流動(dòng)分離使得飛機(jī)氣動(dòng)力的非線性非定?，F(xiàn)象顯著增加，同時(shí)飛機(jī)過(guò)失速機(jī)動(dòng)過(guò)程中的高動(dòng)態(tài)響應(yīng)使得氣動(dòng)力非定常效應(yīng)更加凸顯，如圖15所示。此時(shí)，常規(guī)的氣動(dòng)力導(dǎo)數(shù)形式已經(jīng)不適用，需要新增能夠反映飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)特征的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力，同已有的靜態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)結(jié)合共同形成完整的全狀態(tài)、全包線增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)。作為基礎(chǔ)的靜態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)，包含了飛機(jī)不同構(gòu)型及迎角條件下的三軸氣動(dòng)力及力矩增量，其一般表達(dá)式為[26]

(1)

在大迎角區(qū)，飛機(jī)的外部氣動(dòng)力呈現(xiàn)分離和非對(duì)稱特征，與小迎角區(qū)的線性變化有著極大差異。氣動(dòng)力數(shù)據(jù)要反映出流動(dòng)的非線性、氣動(dòng)力的交叉耦合以及時(shí)間相關(guān)性，在構(gòu)造過(guò)程中需要合理分解振蕩運(yùn)動(dòng)和圓錐運(yùn)動(dòng)，避免重復(fù)疊加。

常見(jiàn)的運(yùn)動(dòng)分解方法如直接分解法[27]、Kalviste分解法[24]、混合Kalviste分解法、二維Kalviste分解法等，都是將總角速度Ω進(jìn)行分解，形成合理的分量，配合適當(dāng)處理方法保證氣動(dòng)力的合理復(fù)現(xiàn)。比如，直接分解法將總角速度矢量分解成1個(gè)垂直投影到速度矢量的分量和3個(gè)沿機(jī)體軸的振蕩分量：

(2)

式中：pmod為滾轉(zhuǎn)振蕩分量；qmod為俯仰振蕩分量；rmod為偏航振蕩分量。

該方法形成的分量形式簡(jiǎn)單、使用方便，但是在非尾旋類運(yùn)動(dòng)中存在反逆問(wèn)題，需要采用特定的處理方法來(lái)消除反逆，確保氣動(dòng)力數(shù)據(jù)構(gòu)造的準(zhǔn)確性。在原始數(shù)據(jù)來(lái)源上則主要依托旋轉(zhuǎn)天平風(fēng)洞試驗(yàn)和大迎角動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)獲取。

最后，描述飛機(jī)大迎角運(yùn)動(dòng)的總氣動(dòng)力可表示為

(3)

式中：表達(dá)式右端第1項(xiàng)表示通過(guò)常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)獲得的飛機(jī)靜態(tài)氣動(dòng)力；第2項(xiàng)表示旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力增量；第3～5項(xiàng)表示強(qiáng)迫角振蕩運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力增量；最后兩項(xiàng)表示平移振蕩氣動(dòng)力增量。

綜上，結(jié)合靜態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)，增量動(dòng)態(tài)融合的大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)可按圖16所示方式組成。

此外，對(duì)于大迎角過(guò)失速運(yùn)動(dòng)中存在的偏航和滾轉(zhuǎn)力矩，文獻(xiàn)[22]認(rèn)為這種力矩在快速機(jī)動(dòng)過(guò)程中的作用時(shí)間短，尚不足以產(chǎn)生足夠的橫航向累加效應(yīng)，從而可以實(shí)現(xiàn)“動(dòng)態(tài)進(jìn)入”的過(guò)失速機(jī)動(dòng)，如蘇-27系列飛機(jī)的“眼鏡蛇機(jī)動(dòng)”；但是對(duì)于大迎角過(guò)失速可控飛行而言，要實(shí)現(xiàn)“打哪指哪”的特定過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作則需要進(jìn)一步借助推力矢量技術(shù)來(lái)克服飛機(jī)在過(guò)失速大迎角區(qū)的靜態(tài)偏航和滾轉(zhuǎn)趨勢(shì)。因此，大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)建模還需要準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量數(shù)據(jù)庫(kù)。

以上提出的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)建模方法，經(jīng)過(guò)了仿真與試飛驗(yàn)證，結(jié)果表明，采用上述大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)建模方法及增量動(dòng)態(tài)融合的數(shù)據(jù)庫(kù)建庫(kù)流程形成的大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)結(jié)構(gòu)完整、數(shù)據(jù)可靠，準(zhǔn)確反映了平臺(tái)飛行特性。

2.3 推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

根據(jù)矢量噴管結(jié)構(gòu)形式或發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的偏轉(zhuǎn)方式，可以將發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管分為燃?xì)舛妗㈥P(guān)節(jié)式矢量噴管、二元矢量噴管、軸對(duì)稱矢量噴管4種類型(見(jiàn)圖17)，具體優(yōu)缺點(diǎn)見(jiàn)表2。實(shí)際上，推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)現(xiàn)形式，除了考慮發(fā)動(dòng)機(jī)本身的優(yōu)缺點(diǎn)以外，還要和飛機(jī)平臺(tái)綜合考慮。

圖16 大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)組成

圖17 推力矢量噴管示意圖

表2 不同推力矢量噴管對(duì)比

相比常規(guī)的軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)增加了矢量噴管的結(jié)構(gòu)、控制、性能設(shè)計(jì)與驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)。對(duì)于二元推力矢量噴管，還要考慮紅外/雷達(dá)隱身和氣動(dòng)減阻的需求，需要和飛機(jī)平臺(tái)一體化綜合設(shè)計(jì)。

2.3.1 矢量噴管結(jié)構(gòu)

不同類型的矢量噴管具有不同的結(jié)構(gòu)形式，共同的特點(diǎn)是要同時(shí)實(shí)現(xiàn)尾噴管內(nèi)流道截面的控制以及尾噴流方向的偏轉(zhuǎn)，下面以軸對(duì)稱矢量噴管為例進(jìn)行說(shuō)明。

軸對(duì)稱矢量噴管的主要結(jié)構(gòu)組成分為內(nèi)流道結(jié)構(gòu)、主承力結(jié)構(gòu)、外罩結(jié)構(gòu)和液壓驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)幾部分。內(nèi)流道結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)難點(diǎn)是，首先要滿足作為常規(guī)收擴(kuò)噴管全飛行包線使用的需求，然后考慮矢量噴管的偏轉(zhuǎn)功能，同時(shí)重量最輕。主承力結(jié)構(gòu)是矢量噴管的承力框架，將內(nèi)流道、外罩與液壓驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)連接，然后通過(guò)液壓驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)將矢量噴管承受的氣動(dòng)力傳遞到加力筒體上，構(gòu)成完整的傳力路線。外罩結(jié)構(gòu)需要滿足矢量噴管在偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的隨動(dòng)及整流功能。在液壓驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)方面，A8液壓系統(tǒng)控制噴管喉道面積的變化，A9液壓系統(tǒng)控制出口面積和擴(kuò)張段的矢量偏轉(zhuǎn)。軸對(duì)稱矢量噴管的內(nèi)流道與主承力結(jié)構(gòu)組件見(jiàn)圖18。

圖18 軸對(duì)稱矢量噴管部分主要結(jié)構(gòu)組件

A9調(diào)節(jié)環(huán)是軸對(duì)稱矢量噴管主承力結(jié)構(gòu)的核心構(gòu)件，A9液壓系統(tǒng)通過(guò)該調(diào)節(jié)環(huán)與噴管擴(kuò)張調(diào)節(jié)片實(shí)現(xiàn)運(yùn)動(dòng)傳遞，完成噴口的面積收放和矢量偏轉(zhuǎn)。通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，在滿足A9調(diào)節(jié)環(huán)在復(fù)雜工作載荷條件下強(qiáng)度設(shè)計(jì)的同時(shí)，可以有效降低其結(jié)構(gòu)重量。

2.3.2 矢量噴管控制方法

推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)接受飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的指令，完成內(nèi)部的解算后輸出噴管的執(zhí)行指令。矢量噴管的控制要保證發(fā)動(dòng)機(jī)滿足喘振要求和性能最優(yōu)。通過(guò)推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型，研究矢量噴管偏轉(zhuǎn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作和性能的影響，結(jié)果表明：在一定條件下矢量噴管偏轉(zhuǎn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子共同工作線向喘振邊界移動(dòng)，而高壓轉(zhuǎn)子共同工作線不發(fā)生變化；但矢量噴管偏轉(zhuǎn)與喉部面積放大相結(jié)合可使發(fā)動(dòng)機(jī)保持原工作狀態(tài)不變，因而在改變矢量噴管偏轉(zhuǎn)角度時(shí)，通過(guò)調(diào)節(jié)矢量噴管的喉部幾何面積可以保證風(fēng)扇的喘振裕度。

根據(jù)矢量噴管出口面積可獨(dú)立控制的特點(diǎn)，以推力性能最優(yōu)設(shè)計(jì)了噴管出口面積的控制規(guī)律，出口面積與喉道面積的比值隨發(fā)動(dòng)機(jī)噴管落壓比變化，保證流經(jīng)噴管氣流完全膨脹，即

(4)

式中：噴管落壓比πE由渦輪后壓力P6和發(fā)動(dòng)機(jī)艙壓PH計(jì)算得出；矢量噴管喉道面積A8值由數(shù)控系統(tǒng)給出。噴口面積比隨噴口落壓比的控制規(guī)律如圖19所示。

圖19 噴口面積比隨噴口落壓比變化的控制曲線

通過(guò)矢量噴管控制系統(tǒng)半物理試驗(yàn)、推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)地面整機(jī)試驗(yàn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)典型工作狀態(tài)下通過(guò)階躍響應(yīng)、精度測(cè)試等方法對(duì)控制系統(tǒng)各項(xiàng)參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，獲取矢量噴管控制系統(tǒng)靜態(tài)性能和動(dòng)態(tài)性能的基本數(shù)據(jù)，分析控制系統(tǒng)各項(xiàng)參數(shù)設(shè)置對(duì)系統(tǒng)整體性能的影響，通過(guò)多輪優(yōu)化迭代與驗(yàn)證使控制系統(tǒng)整體性能滿足整機(jī)指標(biāo)要求。

2.3.3 矢量噴管的性能設(shè)計(jì)

矢量噴管的主要性能體現(xiàn)在推力系數(shù)及偏轉(zhuǎn)效率兩方面。矢量噴管偏轉(zhuǎn)會(huì)破壞噴流在擴(kuò)張段的理想膨脹加速狀態(tài)，帶來(lái)一定的推力損失，矢量噴管的推力系數(shù)是指矢量偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的推力與非偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下推力的比值。發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的氣動(dòng)偏角無(wú)法完全達(dá)到矢量噴管的幾何偏角，氣動(dòng)偏角與幾何偏角之間的比值定義為矢量噴管的偏轉(zhuǎn)效率。

通過(guò)軸對(duì)稱矢量噴管內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬的方式，建立矢量噴管不同工作狀態(tài)下性能特性的數(shù)學(xué)模型，矢量噴管偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下數(shù)值計(jì)算所得的矢量噴流溫度場(chǎng)T如圖20所示。

圖20 矢量噴流溫度場(chǎng)

驗(yàn)證矢量噴管推力系數(shù)及偏轉(zhuǎn)效率有多種手段，其中重要的手段包括矢量噴管縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)以及推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)。

噴管性能的縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)一般選取噴管落壓比和出口馬赫數(shù)兩個(gè)相似性參數(shù)，經(jīng)過(guò)包括流量、模型安裝姿態(tài)等一系列修正后，得到較為精確的矢量噴管推力系數(shù)p0j/p∞以及偏轉(zhuǎn)效率Mj等典型參數(shù)：

(5)

基于矢量噴管控制規(guī)律，利用矢量噴管縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)和推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)的結(jié)果對(duì)理論計(jì)算進(jìn)行修正，確定推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)不同偏轉(zhuǎn)角度下的高度速度特性。

2.3.4 二元噴管的氣動(dòng)/隱身與飛/發(fā)綜合設(shè)計(jì)

與軸對(duì)稱推力矢量技術(shù)相比，二元推力矢量技術(shù)，不僅可提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性和敏捷性、提升飛機(jī)常規(guī)飛行性能，還能夠明顯改善飛機(jī)的后體阻力、后側(cè)向隱身性能，提高飛機(jī)生存力，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)效能全面提升具有重要意義。

隱身是未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的重要發(fā)展方向，二元推力矢量技術(shù)是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)隱身性能綜合優(yōu)化的關(guān)鍵技術(shù)，是未來(lái)高隱身飛機(jī)方案優(yōu)劣的關(guān)鍵。二元噴管的氣動(dòng)/隱身與飛/發(fā)綜合設(shè)計(jì)，要考慮飛機(jī)總體布局、氣動(dòng)減阻、雷達(dá)/紅外隱身、飛行控制和發(fā)動(dòng)機(jī)的多方面要求和約束條件，對(duì)噴管和飛機(jī)后體進(jìn)行多學(xué)科的綜合設(shè)計(jì)，得到二元噴管的寬高比、偏轉(zhuǎn)角度、噴管外形等設(shè)計(jì)輸入，據(jù)此從發(fā)動(dòng)機(jī)的總體角度開(kāi)展一輪部件及整機(jī)性能綜合設(shè)計(jì)，并與飛機(jī)進(jìn)行多次迭代，最終形成滿足飛機(jī)要求的二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

二元噴管的氣動(dòng)/隱身與飛/發(fā)綜合設(shè)計(jì)，除了在飛/發(fā)總體方案層面以外，局部的綜合設(shè)計(jì)也能帶來(lái)明顯的優(yōu)勢(shì)。例如，通過(guò)對(duì)二元收擴(kuò)噴管尾緣進(jìn)行合理的修形，使尾緣附近產(chǎn)生展向的壓力梯度，出現(xiàn)強(qiáng)烈的流向渦的卷吸效應(yīng)，使外部冷流卷向燃?xì)饬髦行模瑥亩鸬搅藦?qiáng)化摻混的作用，由圖21 可以看出軸對(duì)稱與二元收擴(kuò)噴管下游切面的溫度分布對(duì)比。

圖21 軸對(duì)稱與二元噴管下游切面溫度分布

發(fā)動(dòng)機(jī)本體在后向隱身技術(shù)方面還可以通過(guò)穩(wěn)定器修形、加力內(nèi)錐等部件的修形技術(shù)、噴管鋸齒修形技術(shù)、隱身涂層應(yīng)用技術(shù)、低發(fā)射率材料應(yīng)用和發(fā)動(dòng)機(jī)后向高溫部件及腔體遮擋技術(shù)等單項(xiàng)措施來(lái)進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)的隱身性能。

可以看出，二元噴管的氣動(dòng)/隱身與飛/發(fā)綜合設(shè)計(jì)，改變了傳統(tǒng)的飛/發(fā)設(shè)計(jì)過(guò)程，相互嵌套需要飛/發(fā)高度融合設(shè)計(jì)與并行設(shè)計(jì)，才能取得綜合最優(yōu)的設(shè)計(jì)效果。

2.4 綜合飛/發(fā)控制

戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)的核心是綜合飛/發(fā)控制，主要的工作思路是：首先突破復(fù)雜流場(chǎng)下高精度大氣測(cè)量技術(shù)，為飛行控制提供高質(zhì)量的實(shí)時(shí)大氣數(shù)據(jù)；其次，采用靜態(tài)機(jī)載模型與動(dòng)態(tài)在線估計(jì)相結(jié)合的控制方法，解決高不確定性、強(qiáng)非線性條件下的三軸多變量深度耦合控制問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)過(guò)失速區(qū)的精確迎角/姿態(tài)/速率控制；再次，研究過(guò)失速飛行安全保護(hù)與恢復(fù)技術(shù)，采用嚴(yán)密的應(yīng)急處置策略和多層級(jí)措施，確保異常狀態(tài)下返回常規(guī)迎角穩(wěn)定飛行狀態(tài)的能力和飛行安全。根據(jù)以上思路，綜合飛/發(fā)控制主要包括以下5個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)。

2.4.1 飛/發(fā)綜合控制管理技術(shù)

相對(duì)于常規(guī)飛行，推力矢量作為飛行控制的額外“控制舵面”參與飛行控制，且在飛行姿態(tài)改變中占據(jù)主導(dǎo)作用，需要將發(fā)動(dòng)機(jī)的控制納入飛行控制系統(tǒng)中，進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。從系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度上來(lái)說(shuō)，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)接收飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的偏轉(zhuǎn)指令，以及飛機(jī)座艙里有關(guān)推力矢量工作狀態(tài)、工作模式的開(kāi)關(guān)指令和發(fā)動(dòng)機(jī)控制器提供的轉(zhuǎn)速、壓力等發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)工作狀態(tài)信息，解算出矢量噴管A8、A9液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)裝置的運(yùn)動(dòng)指令，執(zhí)行A8、A9截面面積的控制和矢量噴管的偏轉(zhuǎn)。圖22是矢量噴管與飛機(jī)的控制交聯(lián)關(guān)系示意圖。

圖22 綜合飛/發(fā)控制示意圖

此外，綜合飛/發(fā)控制設(shè)計(jì)的另一個(gè)重點(diǎn)是從飛行安全的角度去考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的故障管理和處置措施，尤其是矢量噴管發(fā)生故障時(shí)的處置方法。一般來(lái)說(shuō)，對(duì)于沒(méi)有推矢發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，飛機(jī)姿態(tài)主要是由飛機(jī)舵面來(lái)控制，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)通常是相對(duì)獨(dú)立的設(shè)計(jì)和運(yùn)行，發(fā)動(dòng)機(jī)故障對(duì)飛機(jī)的影響不會(huì)立即導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。在過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中，如果故障管理技術(shù)沒(méi)有綜合考慮，則可能給飛機(jī)帶來(lái)失控的致命后果。例如，在發(fā)生矢量噴管超溫時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)通常傾向于使矢量噴管回中，從而降低管壁溫度，保護(hù)噴管，但是，如果此時(shí)飛機(jī)正好處于大迎角低速飛行狀態(tài)，矢量噴管的自動(dòng)回中則有可能導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入失速尾旋。飛發(fā)綜合控制的故障綜合管理技術(shù)，必須從確保飛行安全的角度出發(fā)進(jìn)行綜合權(quán)衡設(shè)計(jì)。

2.4.2 復(fù)雜流場(chǎng)大氣測(cè)量技術(shù)

進(jìn)入過(guò)失速迎角區(qū)后，氣動(dòng)流動(dòng)特性發(fā)生了巨大的變化(見(jiàn)圖23)，作為感知?dú)鈩?dòng)力狀態(tài)的大氣測(cè)量傳感器難以解算得到精確的數(shù)據(jù)，需要采用復(fù)雜流場(chǎng)下多源信息融合技術(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)過(guò)失速迎角區(qū)大氣數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確獲取。

圖23 過(guò)失速迎角區(qū)前機(jī)身流場(chǎng)示意圖

大氣測(cè)量多源信息融合技術(shù)主要分為兩個(gè)方面：一方面，需要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD等手段確定大氣測(cè)量單元“實(shí)”信號(hào)的能力邊界和使用范圍，并對(duì)測(cè)量單元的占位產(chǎn)生指導(dǎo)作用；另一方面，需要根據(jù)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)特性產(chǎn)生對(duì)大氣數(shù)據(jù)的理論估算“虛”信號(hào)。綜合“虛”和“實(shí)”兩方面的信息，基于適當(dāng)?shù)臄?shù)據(jù)融合解算，綜合獲得過(guò)失速迎角區(qū)的大氣數(shù)據(jù)信息。

在過(guò)失速迎角區(qū)，虛實(shí)兩方面信息的有效范圍呈現(xiàn)出非線性的變化形態(tài)，具體的處理方法是基于風(fēng)洞或縮比試飛數(shù)據(jù)，通過(guò)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊邏輯等多種擬合結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的數(shù)據(jù)融合。

2.4.3 飛/發(fā)綜合控制律設(shè)計(jì)技術(shù)

為保證戰(zhàn)斗機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)良好的飛/發(fā)協(xié)調(diào)控制，實(shí)現(xiàn)大迎角區(qū)的穩(wěn)定飛行和過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行，在綜合飛/發(fā)控制律設(shè)計(jì)領(lǐng)域，主要包含3個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)。

1) 飛機(jī)氣動(dòng)與矢量噴管的一致性控制

氣動(dòng)操縱面在大迎角/過(guò)失速飛行狀態(tài)下操縱效率呈現(xiàn)出強(qiáng)非線性與非定常特性，而推力矢量在推力基本不變的情況下線性度相對(duì)較好，但是其工作帶寬通常低于氣動(dòng)操縱面，這些差異導(dǎo)致綜合控制分配是一個(gè)設(shè)計(jì)難點(diǎn)。從本質(zhì)上來(lái)說(shuō)，控制分配是一個(gè)帶約束的最優(yōu)化問(wèn)題，在大迎角/過(guò)失速領(lǐng)域，主要的控制分配結(jié)構(gòu)有最小能量控制分配[28]、鏈?zhǔn)皆隽咳诤戏绞絒29]和隨狀態(tài)變化的比例分配等3個(gè)類型。在工程應(yīng)用中，控制分配需結(jié)合實(shí)際需求根據(jù)不同狀態(tài)點(diǎn)下氣動(dòng)操縱面和矢量噴管的控制效率、響應(yīng)帶寬等特性，并充分考慮邊界、性能等約束，按照響應(yīng)時(shí)間、最優(yōu)功耗的要求進(jìn)行舵面分配。

2) 大迎角區(qū)的穩(wěn)定飛行

對(duì)于過(guò)失速機(jī)動(dòng)控制的實(shí)現(xiàn)而言，最關(guān)鍵的是對(duì)迎角的控制，一方面其決定了戰(zhàn)斗機(jī)能否根據(jù)操縱需求，自如地進(jìn)入和安全地退出過(guò)失速區(qū)；另一方面根據(jù)不同機(jī)動(dòng)的需求，其需要在該區(qū)域維持所需要的迎角并進(jìn)行可控飛行，因此迎角控制效果決定了飛行安全，決定了過(guò)失速機(jī)動(dòng)的成敗。目前在常規(guī)迎角區(qū)，戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用俯仰速率和過(guò)載的組合來(lái)實(shí)現(xiàn)縱向控制，而迎角限制控制律僅在進(jìn)入危險(xiǎn)區(qū)域后逐漸介入，目的是阻止飛機(jī)迎角的進(jìn)一步擴(kuò)大，避免進(jìn)入失速/尾旋等危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)，同時(shí)可近似將俯仰速率作為迎角的微分信號(hào)，改善其動(dòng)態(tài)性能。

為了實(shí)現(xiàn)過(guò)失速區(qū)迎角的精確控制，改善過(guò)失速機(jī)動(dòng)過(guò)程中迎角超調(diào)、舵面飽和問(wèn)題以及提高迎角控制精度，需要引入較精確的迎角微分信號(hào)?？梢圆捎靡韵聝煞N方式來(lái)進(jìn)行獲取：

一是對(duì)迎角信號(hào)的微分，該方法原理簡(jiǎn)單，但一方面由于大迎角區(qū)的迎角信號(hào)存在著一定的誤差，尤其是其變化過(guò)程中存在的動(dòng)態(tài)誤差和延時(shí)，會(huì)極大減弱微分信號(hào)的超前作用；另一方面微分環(huán)節(jié)進(jìn)一步放大了傳感器噪聲，容易對(duì)控制回路引入高頻振蕩。

二是通過(guò)模型的方法，借用多種信號(hào)構(gòu)建迎角微分。迎角的微分模型為

(6)

其主要包含了三軸耦合的角速率分量，推力和氣動(dòng)力構(gòu)成的外力分量，以及大姿態(tài)下的重力分量。因此基于該微分模型，對(duì)各個(gè)分量進(jìn)行一定的簡(jiǎn)化后，可實(shí)時(shí)計(jì)算得到較精確的迎角微分信號(hào)，將其引入控制回路可以極大改善大迎角區(qū)的飛行品質(zhì)。

3) 強(qiáng)非線性和高不確定性解決方法

大迎角區(qū)非定常流場(chǎng)作用所誘導(dǎo)出的高不確定性、大范圍強(qiáng)非線性與三軸強(qiáng)耦合特性[3]，直接關(guān)系著誤差控制的執(zhí)行效果甚至過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行的成敗，傳統(tǒng)的小擾動(dòng)線性化分析/設(shè)計(jì)方法已不能完全適用。大迎角/過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行的控制策略、控制律設(shè)計(jì)方法采用了非線性結(jié)構(gòu)來(lái)構(gòu)造所需的控制信號(hào)，用于補(bǔ)償大迎角區(qū)的強(qiáng)非線性特性帶來(lái)的影響。

大迎角/過(guò)失速飛行控制律設(shè)計(jì)技術(shù)的主線為非線性動(dòng)態(tài)逆方法[30]，以及與之結(jié)合的魯棒控制、自適應(yīng)控制等綜合控制方法。非線性動(dòng)態(tài)逆方法的基本架構(gòu)如圖24所示，其本質(zhì)是將被控對(duì)象的先驗(yàn)已知信息進(jìn)行非線性反饋，將其轉(zhuǎn)換為偽線性系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，在應(yīng)用中通常會(huì)基于時(shí)標(biāo)分離方法，將其分為快慢兩個(gè)回路并分別進(jìn)行動(dòng)態(tài)逆設(shè)計(jì)[31-33]。然而在實(shí)際應(yīng)用中，非線性反饋通常需要精確的模型信息，而模型必然存在的不確定性將造成系統(tǒng)的魯棒性不足。為增強(qiáng)其魯棒性，從兩個(gè)方面入手：

圖24 非線性動(dòng)態(tài)逆控制框圖

一方面，可以基于結(jié)構(gòu)奇異值方法實(shí)現(xiàn)對(duì)動(dòng)態(tài)逆控制律參數(shù)的調(diào)節(jié)，使所獲得的控制律對(duì)模型參數(shù)攝動(dòng)具有較好的魯棒性，以確?？刂坡稍谠庥龈卟淮_定性時(shí)響應(yīng)的穩(wěn)定[34-37]。

另一方面，控制力矩特性在進(jìn)入大迎角后與理論模型出現(xiàn)顯著分離，甚至變化趨勢(shì)相反，在這種情況下需要對(duì)模型參數(shù)的不確定性進(jìn)行在線的跟蹤與補(bǔ)償，主要方法包括PID控制補(bǔ)償[38]、模糊自適應(yīng)[39]、擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器[40]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[41]等。圖25是高不確定性下在線抗擾動(dòng)控制的示意圖。

圖25 高不確定性下的控制響應(yīng)示意圖

2.4.4 過(guò)失速飛行品質(zhì)評(píng)定方法

飛機(jī)突破失速迎角進(jìn)入過(guò)失速飛行范圍后，飛行品質(zhì)的評(píng)定面臨兩個(gè)突出的問(wèn)題：

1) 飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)的思路是定義跟蹤任務(wù)需求，在人機(jī)閉環(huán)模擬試驗(yàn)中基于駕駛員Cooper-Harper評(píng)價(jià)方法和PIO等級(jí)來(lái)打分，形成對(duì)短周期模態(tài)的頻率和阻尼、時(shí)間常數(shù)的可接受范圍，來(lái)指導(dǎo)控制律設(shè)計(jì)[42]。Cooper-Harper準(zhǔn)則用于評(píng)價(jià)并提高控制律設(shè)計(jì)是有效的[43]，但對(duì)于大迎角/過(guò)失速區(qū)，缺乏可直接用于評(píng)估和量化控制效果的準(zhǔn)則。

2) 在當(dāng)前大迎角過(guò)失速控制律設(shè)計(jì)的工程實(shí)踐中，仍以飛行品質(zhì)MIL-F-8785C和MIL-STD-1797A作為主要依據(jù)，但這些標(biāo)準(zhǔn)大多數(shù)是根據(jù)小迎角下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)形成，缺乏對(duì)大迎角過(guò)失速狀態(tài)下的具體定量指標(biāo)描述，難以指導(dǎo)控制律的設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[44]表明，由基于任務(wù)的大迎角/過(guò)失速飛行品質(zhì)研究所確定的準(zhǔn)則與傳統(tǒng)指標(biāo)存在明顯差異。

為解決以上問(wèn)題，可以采用基于任務(wù)的過(guò)失速飛行品質(zhì)評(píng)定方法。與傳統(tǒng)的僅通過(guò)本機(jī)狀態(tài)變化進(jìn)行評(píng)判的評(píng)估方法不同，基于任務(wù)的過(guò)失速飛行品質(zhì)評(píng)定方法定義了一整套標(biāo)準(zhǔn)機(jī)動(dòng)任務(wù)集，每項(xiàng)任務(wù)可分解為多個(gè)閉環(huán)機(jī)動(dòng)動(dòng)作，根據(jù)任務(wù)的完成優(yōu)劣來(lái)考核飛行品質(zhì)和對(duì)應(yīng)空戰(zhàn)能力。通過(guò)將評(píng)估準(zhǔn)則量化為進(jìn)入特定區(qū)域、持續(xù)時(shí)間、超調(diào)次數(shù)等一系列能夠觀測(cè)到的指標(biāo)，與期望值對(duì)照可以得到飛行品質(zhì)量化評(píng)定結(jié)果。再結(jié)合飛行員主觀評(píng)述以及按照Cooper-Harper評(píng)分表打分的結(jié)果，最終得到試驗(yàn)機(jī)飛行品質(zhì)等級(jí)結(jié)果。

2.4.5 過(guò)失速飛行安全保護(hù)與恢復(fù)技術(shù)

從保障戰(zhàn)斗機(jī)的飛行安全出發(fā)，針對(duì)大迎角/過(guò)失速的安全保護(hù)主要有以下兩個(gè)方面的需求(見(jiàn)圖26)：

1) 進(jìn)入過(guò)失速狀態(tài)后，能夠借助推力矢量，安全返回常規(guī)迎角狀態(tài)。

2) 進(jìn)入過(guò)失速狀態(tài)后，如果無(wú)法使用推力矢量，能夠借助氣動(dòng)控制面，安全返回常規(guī)迎角狀態(tài)。

對(duì)于第1個(gè)需求，由于推力矢量的引入，提供了充分的控制力矩，給飛行控制的安全帶來(lái)了極大優(yōu)勢(shì)，在大迎角過(guò)失速控制律的作用下，通過(guò)推力矢量與氣動(dòng)操縱面的疊加，可以控制迎角回歸常規(guī)區(qū)域。

圖26 過(guò)失速飛行安全框圖

對(duì)于第2個(gè)需求，依賴于優(yōu)良的抗偏離/尾旋策略，該策略的制定需要基于立式風(fēng)洞的試驗(yàn)數(shù)據(jù)、并對(duì)過(guò)失速區(qū)域的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行分析，再經(jīng)仿真以及模型投放等方式進(jìn)行驗(yàn)證。

對(duì)過(guò)失速區(qū)域運(yùn)動(dòng)特性的分析，可以采用Mehra提出的分支突變理論[45]，廣泛應(yīng)用于超機(jī)動(dòng)飛機(jī)的大迎角/過(guò)失速非線性現(xiàn)象分析，包括F14、F15等戰(zhàn)斗機(jī)[46-48]。此類分析結(jié)果可以較好地揭示戰(zhàn)斗機(jī)大迎角/過(guò)失速狀態(tài)的非線性動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)特性，并指導(dǎo)抗偏離/尾旋改出控制律的設(shè)計(jì)。

隨著電傳操縱系統(tǒng)與數(shù)值計(jì)算能力的發(fā)展，除了對(duì)飛機(jī)本體進(jìn)行研究以外，還要將控制與本體視為整體進(jìn)行閉環(huán)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)分析[49-50]，并指導(dǎo)對(duì)大迎角/過(guò)失速控制律的評(píng)估與改進(jìn)[51-53]。

大迎角/過(guò)失速飛行安全保護(hù)與恢復(fù)，既需要包含推力矢量控制的大迎角過(guò)失速控制律，還需要提高基于氣動(dòng)操縱面的自動(dòng)抗偏離/抗尾旋能力，才能確保飛機(jī)異常狀態(tài)下返回常規(guī)迎角穩(wěn)定飛行。

以上提出的綜合飛/發(fā)控制技術(shù)，在殲-10B推力矢量飛行驗(yàn)證項(xiàng)目中通過(guò)了地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了中國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量領(lǐng)域綜合飛/發(fā)控制技術(shù)的突破。

2.5 戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量飛行驗(yàn)證

2.5.1 高風(fēng)險(xiǎn)飛行驗(yàn)證策略

為了化解試飛風(fēng)險(xiǎn)，安全可靠地完成整個(gè)飛行驗(yàn)證任務(wù)，可采用虛實(shí)矯正試飛策略(圖27)，首先采用地面試驗(yàn)和縮比飛機(jī)試飛對(duì)控制律、大氣系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)主要的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行飛行摸底；其次，在此基礎(chǔ)上，使用全尺寸驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行飛行驗(yàn)證，并增加了專用的安全裝置增加安全裕度，為試飛安全托底；最后，通過(guò)機(jī)上加裝的測(cè)試系統(tǒng)獲取的試飛參數(shù)對(duì)地面模型進(jìn)行修正校核，實(shí)現(xiàn)飛行數(shù)據(jù)的虛/實(shí)相互矯正，進(jìn)而指導(dǎo)后續(xù)的試飛工作開(kāi)展。在整個(gè)飛行驗(yàn)證的安排上，采用多系統(tǒng)耦合試飛驗(yàn)證技術(shù)，將試飛過(guò)程中各系統(tǒng)的風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)進(jìn)行綜合分析，開(kāi)展分階段的遞進(jìn)試飛，突破了過(guò)失速飛行禁區(qū)，全面、安全地完成了推力矢量技術(shù)的飛行驗(yàn)證。

圖27 高風(fēng)險(xiǎn)飛行驗(yàn)證策略

2.5.2 全相似縮比試飛技術(shù)驗(yàn)證

全相似縮比試飛是大迎角過(guò)失速試飛的重要手段。通過(guò)全相似縮比試飛，可以較小的代價(jià)完成大迎角傳感器測(cè)量、安全控制策略、飛推綜合控制律、尾旋特性、改尾旋能力等關(guān)鍵技術(shù)的初步驗(yàn)證。

全相似縮比試飛，不僅要求縮比飛機(jī)與原型機(jī)具有相似的動(dòng)力學(xué)特性，還要求縮比飛機(jī)的飛行控制律和控制策略與原型機(jī)嚴(yán)格滿足相似關(guān)系。

1) 縮比準(zhǔn)則

基于物理規(guī)律中的質(zhì)量、能量、動(dòng)量守恒定律，結(jié)合氣體狀態(tài)方程與邊界條件，可以有多種相似縮比準(zhǔn)則，包括雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、弗勞德數(shù)和縮減頻率等相似準(zhǔn)則。由于大迎角/過(guò)失速的包線區(qū)域集中在左邊界，飛行速度低，且主要是對(duì)控制層面的試驗(yàn)驗(yàn)證，因此保持弗勞德數(shù)Fr=V2/(gL)和斯特勞哈爾數(shù)St=ωL/V不變，推導(dǎo)出縮比變換準(zhǔn)則。全尺寸/縮比控制律的應(yīng)用差異可以通過(guò)縮比轉(zhuǎn)換來(lái)獲得，如圖28所示。

圖28 控制律全狀態(tài)縮比示意圖

2) 縮比飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)

縮比飛機(jī)受空間能源限制，在飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)也需要進(jìn)行縮比和剪裁設(shè)計(jì)?？紤]到試飛功能的需要，縮比飛機(jī)包括完整的傳感系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、鏈路、地面指控站、各類執(zhí)行機(jī)構(gòu)等，用以支撐包括本體和控制律同時(shí)縮比的飛行控制。

3) 縮比試飛科目設(shè)計(jì)

全相似縮比試飛的目的是對(duì)各種可能發(fā)生的狀況都最大可能地展開(kāi)試飛驗(yàn)證，其主要科目應(yīng)該包括：

① 過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作驗(yàn)證。完成典型的過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，重點(diǎn)確定可以實(shí)現(xiàn)的動(dòng)作以及故障時(shí)初始飛行狀態(tài)，以最大化地獲取可用于應(yīng)急處置的時(shí)間和空間，用于指導(dǎo)全尺寸試飛科目的技術(shù)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。

② 執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效評(píng)估。評(píng)價(jià)進(jìn)入大迎角/過(guò)失速區(qū)后推力矢量失效或舵面控制失效情況下控制策略和控制律的響應(yīng)情況，測(cè)試飛機(jī)應(yīng)具備的尾旋自動(dòng)改出能力，獲取所需的處置時(shí)間和空間需求，進(jìn)而為全尺寸試飛提供關(guān)鍵的參考。

③ 傳感失效評(píng)估。評(píng)估大氣數(shù)據(jù)失效后大迎角/過(guò)失速飛行的安全性，以及飛機(jī)繼續(xù)進(jìn)行既定高機(jī)動(dòng)動(dòng)作的能力和安全可靠性。

④ 控制穩(wěn)定邊界評(píng)估。在試飛中對(duì)控制律參數(shù)科學(xué)地展開(kāi)偏離試飛，確定出當(dāng)前控制律狀態(tài)距離失穩(wěn)的邊界余量，獲取相應(yīng)的安全裕度。

⑤ 全機(jī)安全控制策略的評(píng)估。在整個(gè)縮比試飛中，不僅要對(duì)飛行控制律進(jìn)行評(píng)估，還需要對(duì)全機(jī)安全控制策略進(jìn)行評(píng)估與研究?jī)?yōu)化。

2.5.3 虛/實(shí)模型矯正技術(shù)

基于試飛平臺(tái)可以獲得的角速率信號(hào)、大氣參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)參數(shù)等信息，從力和力矩的角度對(duì)理論仿真模型的參數(shù)進(jìn)行一定范圍內(nèi)的不確定性修正，從而獲取更為準(zhǔn)確的飛機(jī)本體特征，使得虛擬模型在特定初始狀態(tài)下能夠良好地復(fù)現(xiàn)出實(shí)際飛行的典型特征。在實(shí)際操作層面，通常采用試湊的方法對(duì)理論模型進(jìn)行調(diào)整，以盡量實(shí)現(xiàn)虛擬模型對(duì)真實(shí)響應(yīng)的逼近。模型矯正的目的是找到理論及仿真模型與真實(shí)情況的差異，值得注意的是，由于遲滯效應(yīng)，不同工作狀態(tài)下，上述修正量并不是簡(jiǎn)單的線性疊加，在仿真模擬中還需要考慮隨時(shí)間的變化，根據(jù)具體的初始條件設(shè)置不同的非線性時(shí)變矯正措施。

通過(guò)虛/實(shí)模型矯正技術(shù)，不但能對(duì)試飛方案進(jìn)行優(yōu)化和迭代，還有助于對(duì)試飛問(wèn)題進(jìn)行復(fù)現(xiàn)和研究，從而提升試飛安全，加快試飛效率。

以上提出的戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量飛行驗(yàn)證技術(shù)，經(jīng)過(guò)了殲-10B推力矢量驗(yàn)證機(jī)試飛實(shí)踐檢驗(yàn)，證明其合理有效性，也確保了飛行驗(yàn)證的安全進(jìn)行。

3 應(yīng)用方向及展望

廣泛的研究表明，戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)可以顯著提升飛機(jī)的近距空戰(zhàn)能力，改善氣動(dòng)隱身特性以及提高部署能力和飛行安全性，從而大幅提高戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)效能。

對(duì)于未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)來(lái)說(shuō)，推力矢量技術(shù)是先進(jìn)平臺(tái)布局的重要支撐，還可以和新型技術(shù)實(shí)現(xiàn)交叉創(chuàng)新發(fā)展。

3.1 主要應(yīng)用方向

3.1.1 提升近距空戰(zhàn)能力

戰(zhàn)斗機(jī)近距空戰(zhàn)綜合使用飛機(jī)的轉(zhuǎn)向、加速、變高及機(jī)頭指向能力，使目標(biāo)機(jī)進(jìn)入到武器發(fā)射區(qū)，同時(shí)避免本機(jī)進(jìn)入目標(biāo)機(jī)的武器發(fā)射區(qū)。傳統(tǒng)的近距空戰(zhàn)強(qiáng)調(diào)空間占位/角度/能量，在機(jī)動(dòng)對(duì)抗中通過(guò)時(shí)間積累形成優(yōu)勢(shì)。推力矢量技術(shù)能夠在短時(shí)間內(nèi)形成相當(dāng)大的角速率。這使得在雙方處于角度均勢(shì)或劣勢(shì)時(shí)，擁有推力矢量能力的一方可以不再局限于時(shí)間累積，而是快速形成角度優(yōu)勢(shì)，構(gòu)成殺傷條件，從而一擊制敵，獲取近距空戰(zhàn)中的巨大優(yōu)勢(shì)(見(jiàn)圖29)。

隨著雷達(dá)與導(dǎo)彈能力的提升，超視距空戰(zhàn)在現(xiàn)代空戰(zhàn)中逐漸成為主導(dǎo)，但近距作戰(zhàn)仍然是重要內(nèi)容。隨著隱身和電子戰(zhàn)技術(shù)的迅速發(fā)展，以及雷達(dá)和武器對(duì)抗博弈的日益復(fù)雜，空戰(zhàn)的不確定性導(dǎo)致空戰(zhàn)雙方可能在中距和近距相互轉(zhuǎn)換。據(jù)統(tǒng)計(jì)，自1991年超視距空戰(zhàn)正式大規(guī)模使用起，至2008年，空戰(zhàn)產(chǎn)生的61次戰(zhàn)果，僅有20次是通過(guò)超視距空戰(zhàn)獲得的[54]。此外，在平時(shí)時(shí)期和對(duì)峙階段的空中沖突，通常是從近距博弈開(kāi)始的。典型的空優(yōu)戰(zhàn)斗機(jī)如F-22、蘇-57等均把近距格斗彈和航炮作為標(biāo)準(zhǔn)配置，旨在掌握全程交戰(zhàn)的主動(dòng)權(quán)。由此可見(jiàn)，未來(lái)一定時(shí)期內(nèi)近距空戰(zhàn)無(wú)法避免，通過(guò)合理的使用，推力矢量可以帶來(lái)關(guān)鍵時(shí)機(jī)“一招制勝”的能力。

圖29 推力矢量快速形成的角度優(yōu)勢(shì)

3.1.2 提高部署適應(yīng)性

現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)調(diào)全域部署和作戰(zhàn)。機(jī)場(chǎng)跑道長(zhǎng)度是影響戰(zhàn)斗機(jī)部署的重要因素。在推力矢量技術(shù)的支持下，戰(zhàn)斗機(jī)的起降可用迎角更大，抬放輪速度更快，可以有效縮短起降距離，降低戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)于較長(zhǎng)跑道的依賴。特別是在跑道條件被部分破壞的情況下，推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)的出動(dòng)能力更為突出。

3.1.3 提升飛行安全

現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)調(diào)全包線無(wú)憂慮操縱，但基于氣動(dòng)力的舵面控制存在低速、大迎角與高空條件下控制效率降低等固有缺陷，故在上述區(qū)域出現(xiàn)作戰(zhàn)或者故障，難以對(duì)飛機(jī)形成有效控制，對(duì)飛行安全留下了較大的隱患。同時(shí)，在作戰(zhàn)任務(wù)中，戰(zhàn)斗機(jī)的關(guān)鍵舵面損傷可能導(dǎo)致飛機(jī)控制失效，甚至出現(xiàn)戰(zhàn)損無(wú)法返回基地。

對(duì)于擁有推力矢量能力的戰(zhàn)斗機(jī)而言，能夠在飛行包線的任何區(qū)域內(nèi)獲得足夠的控制能力，特別是在低速度、小動(dòng)壓或大迎角條件下仍然具有可靠的控制能力，即使在飛行速度接近包線左邊界與上邊界時(shí)也可以完成有效的控制，同時(shí)在氣動(dòng)舵面故障失效時(shí)也有足夠的控制補(bǔ)償能力(見(jiàn)圖30)，最大限度保障飛行的安全。

圖30 推力矢量控制對(duì)飛行安全性的提升區(qū)域

采用推力矢量技術(shù)的戰(zhàn)斗機(jī)，由于有舵面控制與推力矢量控制的雙重保障，互為補(bǔ)充，故而相比常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的飛行安全性更高，有利于飛行員在作戰(zhàn)過(guò)程中發(fā)揮飛機(jī)的極限性能，從而提高作戰(zhàn)效能。

3.1.4 優(yōu)化平臺(tái)氣動(dòng)隱身特性

推力矢量技術(shù)能夠明顯改善飛機(jī)平臺(tái)的氣動(dòng)隱身特性，全面提升戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)效能。

推力矢量能力對(duì)氣動(dòng)舵面補(bǔ)償能力的提高，一方面可以降低對(duì)舵面控制力的需求，實(shí)現(xiàn)推力矢量“軟舵面”控制，在實(shí)現(xiàn)相同配平能力條件下減少舵面偏轉(zhuǎn)角度，獲取全機(jī)配平阻力與隱身的雙重收益；另一方面，利用推力矢量控制可以降低對(duì)于舵面效率的需求，替代部分舵面功能，從而減小甚至取消部分舵面(如垂直尾翼和水平尾翼等)，大大改善傳統(tǒng)無(wú)尾或飛翼布局橫航向控制能力不足的缺陷，同時(shí)減輕飛機(jī)的重量、降低飛行阻力和提高隱身能力。

二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)采用矩形噴口，通過(guò)飛機(jī)后體與矩形噴管氣動(dòng)外形、隱身綜合優(yōu)化，可以減少飛機(jī)后體跨/超聲速飛行氣動(dòng)阻力和改善飛機(jī)的隱身特性。矩形噴管能夠有效遮擋發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件，還可以輔以冷卻降溫、低發(fā)射率材料應(yīng)用、噴流強(qiáng)化摻混和排氣系統(tǒng)進(jìn)行紅外抑制，進(jìn)一步提升飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的后向紅外隱身性能。

3.2 應(yīng)用展望

3.2.1 智能空戰(zhàn)

推力矢量技術(shù)可以提升飛機(jī)的近距作戰(zhàn)能力，然而近距格斗空戰(zhàn)中，戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)瞬息萬(wàn)變，飛行員更多是扮演“戰(zhàn)斗員”的角色，過(guò)多的輸入信息會(huì)使飛行員在作戰(zhàn)過(guò)程中處于信息飽和狀態(tài)，分散其對(duì)戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)的判斷和戰(zhàn)術(shù)的選擇。

為了能夠最大限度發(fā)揮飛行員的作戰(zhàn)核心作用，需要降低飛行員作為“駕駛員”的職能，推力矢量能力的控制，更多應(yīng)當(dāng)交由系統(tǒng)自主完成。將推力矢量控制與機(jī)載任務(wù)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)深度交聯(lián)，使飛行員將注意力集中在任務(wù)層面，執(zhí)行層面交由系統(tǒng)自動(dòng)完成，系統(tǒng)還能自主基于環(huán)境條件提示飛行員或自主完成如規(guī)避、安全限制、故障重構(gòu)等操作，大大釋放飛行員操作壓力。

人工智能作為未來(lái)作戰(zhàn)的關(guān)鍵能力之一，能夠?yàn)轱w行員提供輔助決策，必要時(shí)還能夠接管飛機(jī)操縱實(shí)現(xiàn)自主作戰(zhàn)。人工智能可以與推力矢量控制進(jìn)行有機(jī)結(jié)合(見(jiàn)圖31)，人工智能為推力矢量控制提供操縱的期望目標(biāo)，推力矢量控制是重要的實(shí)施途徑，最終使戰(zhàn)斗機(jī)始終在對(duì)抗中發(fā)揮最優(yōu)與極限的性能。

圖31 推力矢量與人工智能的結(jié)合框圖

3.2.2 飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)

充分發(fā)揮推力矢量的效用需要飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。通過(guò)在設(shè)計(jì)階段綜合優(yōu)化進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配、發(fā)動(dòng)機(jī)噴流偏轉(zhuǎn)、雷達(dá)和紅外隱身控制、飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制，可以獲得更好的效益[55-56]。

一是統(tǒng)籌考慮和設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)流量、進(jìn)氣道總壓損失、飛機(jī)溢流阻力以及發(fā)動(dòng)機(jī)排氣損失和飛機(jī)后體阻力，使得發(fā)動(dòng)機(jī)推力和飛機(jī)阻力之綜合作用最優(yōu)。二是采取連續(xù)電表面、內(nèi)外流摻混，以及遮擋、吸收等綜合設(shè)計(jì)，使得飛機(jī)與推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)一體化后向雷達(dá)散射和紅外輻射得到降低。三是將飛機(jī)縱橫航向穩(wěn)定性和操縱與推力矢量作用綜合考慮，實(shí)現(xiàn)布局本體、控制能力、操縱效率以及余度配置的簡(jiǎn)潔高效。

3.2.3 超聲速無(wú)尾布局

眾所周知，高隱身、高機(jī)動(dòng)、超聲速巡航以及高態(tài)勢(shì)感知能力是第四代戰(zhàn)斗機(jī)的主要技術(shù)特征，美國(guó)通過(guò)采用F-119二元推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)，解決了F-22戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題。隨著作戰(zhàn)需求和軍事科技的進(jìn)一步發(fā)展，第五代作戰(zhàn)飛機(jī)的概念也逐漸浮出水面，隱身需求逐步趨向全向、全頻段，飛機(jī)布局進(jìn)一步扁平化，傳統(tǒng)方向舵等控制舵面已經(jīng)成為阻礙隱身能力進(jìn)一步提升的障礙。在這種極端需求的牽引下，二元推力矢量技術(shù)一方面符合布局扁平化的要求，并可通過(guò)推力轉(zhuǎn)向獲得控制力矩，完美解決了下一代作戰(zhàn)飛機(jī)隱身及飛控的需求。就此而言，推力矢量技術(shù)必將在新一代作戰(zhàn)平臺(tái)中發(fā)揮更為重要的作用。

4 結(jié) 論

戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)涉及大迎角內(nèi)外流氣動(dòng)設(shè)計(jì)、推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)、綜合飛/發(fā)控制以及推力矢量飛行驗(yàn)證等一系列高耦合的關(guān)鍵技術(shù)，其應(yīng)用實(shí)現(xiàn)是一項(xiàng)難度較大的系統(tǒng)工程。美、俄等國(guó)歷經(jīng)幾十年的理論研究、技術(shù)試驗(yàn)、集成驗(yàn)證和工程化應(yīng)用，為其戰(zhàn)斗機(jī)建立了突出的技術(shù)和性能優(yōu)勢(shì)。

在長(zhǎng)期積累的基礎(chǔ)上，中國(guó)通過(guò)實(shí)施殲-10B戰(zhàn)斗機(jī)軸對(duì)稱推力矢量演示驗(yàn)證項(xiàng)目，在航空重要關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域和工程應(yīng)用能力方面取得重大突破，攻克了非定常氣動(dòng)特性建模、復(fù)雜工況進(jìn)/發(fā)匹配、軸對(duì)稱矢量噴管、過(guò)失速大氣數(shù)據(jù)測(cè)量、過(guò)失速機(jī)動(dòng)控制律飛/發(fā)綜合控制以及單發(fā)鴨式布局飛機(jī)推力矢量飛行驗(yàn)證等難題，使中國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)實(shí)現(xiàn)了跨越式發(fā)展，并在綜合飛/發(fā)控制等關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域處于世界領(lǐng)先水平。

展望未來(lái)，推力矢量技術(shù)的實(shí)裝應(yīng)用將進(jìn)一步擴(kuò)展戰(zhàn)斗機(jī)飛行包線，提高部署適應(yīng)性和飛行安全性，增強(qiáng)近距作戰(zhàn)能力。同時(shí)，通過(guò)一體化的飛/發(fā)綜合推力矢量設(shè)計(jì)，新型戰(zhàn)斗機(jī)有望實(shí)現(xiàn)無(wú)尾扁平布局、全向?qū)掝l隱身等新特征，從而有力支撐戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)和能力的跨代發(fā)展。