战斗机推力矢量关键技术及应用展望

王海峰

中国航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

战斗机推力矢量技术是指战斗机根据需要在不限于发动机轴线的可变方向上获得并利用推力的技术。通过综合控制发动机矢量喷管和飞机操纵舵面，可极大地扩展战斗机使用包线，提升飞行安全性，增强作战能力。同时，飞/发一体化的推力矢量设计还能有效降低飞机目标特性。第四代战斗机如F-22、苏-57等均采用了推力矢量技术。可以说推力矢量是先进战斗机的典型标志之一，是航空领域重要关键技术。

战斗机推力矢量技术涉及气动、发动机、进排气和飞行控制等多个领域，工作包线突破传统禁区向极限扩展，设计条件更加严酷苛刻，是一项跨领域、紧耦合、高风险的系统工程。鉴于其不可替代作用和技术难度，各国对此项技术都有相对严格的技术保护措施。美国、俄罗斯(前苏联)等自20世纪70年代起[1]持续开展了大量的理论研究、试验探索、集成验证和工程应用。美国实施了以F-16MATV、F-15ACTIVE、F-18HARV为代表的一批飞行演示验证项目，俄罗斯则在苏-27系列的改进发展中不断验证并持续提升推力矢量技术，基于以上成果，美国、俄罗斯在过失速飞行领域取得了突出的技术和能力优势，有力加速了推力矢量技术向战斗机实装能力的转化。

中国自“九五”计划开展推力矢量预先研究以来，历经了作战使用、气动设计、风洞试验、矢量喷管、飞行控制和飞/发交联等方面的长期积累，取得了丰富的技术成果，但限于在实际飞行条件下完成技术综合和工程实践的难度，至“十二五”结束时，战斗机推力矢量技术仍处于地面研究和试验阶段。

“十三五”期间，国内通过实施歼-10B战斗机推力矢量演示验证项目，攻克了一系列关键技术，并全面实现了空中过失速飞行验证，完成了国外用多年时间、在多个项目上完成的研究内容。2018年11月6日，歼-10B轴对称推力矢量验证机(单发、鸭式布局、放宽静稳定性)在第12届珠海航展上一气呵成地完成“眼镜蛇”等5种国际公认的典型过失速机动飞行展示，标志着中国战斗机推力矢量核心关键技术和工程能力取得重大突破，并在综合飞/发控制等关键技术上达到国际领先水平。

从公开发表的文献来看，国内外科研机构在推力矢量领域开展了大量的研究，相关单项技术研究的公开文献有较多可以参考，但面向真实飞行环境和真机综合验证的系统性综合论述较少。本文简要回顾战斗机推力矢量的发展历程，对关键技术体系进行分析，结合推力矢量验证机的工程实践，阐述大迎角内外流气动特性设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制和飞行验证等关键技术，并展望推力矢量技术对战斗机作战效能的贡献及未来应用方向。希望通过对战斗机推力矢量关键技术研究和工程实践进行总结，能更好地推进推力矢量实装应用及高性能战斗机的发展。

1 面临的挑战与发展现状

推力矢量战斗机的典型特征是能够实现过失速机动飞行。第三代战斗机的飞行迎角范围一般为30°左右，在该范围内升力系数和迎角呈近似线性关系, 而在过失速机动的大迎角区域, 升力和力矩同时呈现非线性、非定常的特性，且升力系数随迎角的增大迅速减小，舵面效率迅速降低，推力矢量控制作为一种有效的控制手段，对战斗机在该区域实现过失速机动飞行起着关键的作用。推力矢量技术给战斗机带来显著收益的同时，也给设计研发带来了巨大的挑战。

1.1 面临的挑战

推力矢量战斗机的飞行包线极大扩展、飞行迎角极大、飞行速度极低，这给飞机的内外流气动特性设计、发动机设计和飞行控制等带来了一系列的困难：

1) 在外部气流特性方面，飞机在进入过失速迎角后，所处流场会出现大面积的流动分离和漩涡破裂现象，导致空间流动的对称性遭到破坏，继而飞机的气动力呈现强非线性、交叉耦合和时间相关性(迟滞)。此类非定常效应的显著增加，令飞行参数及舵面偏度等气动力影响极端复杂化，获得准确气动特性的难度增加，较常规迎角区具有更大的不确定性[2]。

2) 在内流气动特性方面，进气道唇口诱发大面积流动分离，进一步在进气道内发展形成分离涡，内外流场呈现出强烈的非对称、非定常、非线性特征，流动发展演化机理复杂，进气道稳、动态特性的差异，使发动机稳定性考核方法及飞行验证面临难题。

3) 在发动机方面，与常见的军用涡扇发动机相比，推力矢量发动机设计难度主要表现在：① 大 迎角过失速飞行时，进气道出口畸变增大，再加上矢量喷管偏转的不利影响，喘振裕度明显降低；② 推力转向后，发动机的部件载荷、热分布出现较大变化，对其结构热强度及耐热设计提出了更高要求；③ 发动机主机、加力和矢量喷管的协调控制对发动机性能、稳定性和控制律设计提出更严格的要求；④ 推力矢量发动机控制系统的故障处理逻辑直接影响飞机的飞行安全，需要从全机的角度进行考虑；⑤ 为获取隐身和气动的收益，二元推力矢量发动机喷管需要进行飞/发一体化设计，设计因素和约束更多，难度更大。

4) 在飞行控制方面，推力矢量作为额外“控制舵面”参与飞行控制，且在飞行姿态改变中占据主导作用，需要进行综合飞/发控制。飞机进入大迎角/过失速区以后，由于非定常流场作用，诱导出的高不确定性、大范围强非线性与三轴强耦合特性[3]，基于小扰动假设的传统线性控制律设计方法已不完全适用。因此，大迎角/过失速机动飞行的控制策略、控制律设计方法以及飞行品质等方面出现了很大差异，给飞行控制系统实现带来了很大的困难。

5) 在飞行验证方面，相对于常规的型号试飞，推力矢量技术飞行验证是典型的高风险试飞科目。首先，发动机和飞控系统是飞机的核心安全关键部件/系统，必须经过严密的设计和充分的验证，才能安全飞行；其次，对于大迎角过失速试飞来说，非定常流场环境具有高不确定性和迟滞特性，理论计算及风洞试验结果的可信度和可预测性均大幅降低，飞行安全面临着较大风险；更为严重的是，大迎角/过失速飞行是一种危险的飞行状态，出现故障后留给飞行员的处置时间和空间都极其有限，导致大迎角/过失速试飞风险剧增，对于单发飞机，极有可能产生灾难性事故。

1.2 发展现状

为了提升战斗机的机动能力并获取其他收益，战斗机推力矢量技术是航空领域长期以来的研究热点。从技术发展的层次来看，主要分为以下3个层面：

1) 理论试验研究。在大迎角气动力、推力矢量发动机等方面重点开展了理论和地面试验研究，主要集中在20世纪六七十年代以后。

2) 飞行验证研究。主要集中在20世纪80年代中后期及以后，随着相关领域技术成熟度的提升，美、俄等航空强国在该领域实施了一系列关键技术飞行演示验证，提高了战斗机推力矢量技术的成熟度，奠定了工程应用的基础。

3) 工程化应用。主要是在20世纪末至今，主要的应用型号包括现役的F-22、苏-57等典型第四代战斗机，以及苏-30MKI、苏-35等典型的三代半战斗机。

1.2.1 理论试验研究

推力矢量技术的探索和研究始于20世纪60年代，受早期作战思想和工业基础的制约，仅仅局限在飞机的垂直起落和反推力方面。20世纪70年代起，国外大规模开展了推力矢量技术在飞机上的应用研究。1980年，Herbst博士[4](著名的“赫伯斯特”过失速机动即以他的名字冠名)提出机动能力是飞机设计的重要因素，推力矢量技术是实现超机动能力的必要条件，并给出了推力矢量技术对战斗机机动能力的贡献分布，如图1所示，可以看出，推力矢量技术大幅拓展了飞机的控制能力边界，提升了飞机的俯仰控制能力和偏航控制能力。Costes[5]通过仿真手段对近距空战的作战环境开展研究，发现推力矢量技术可以使战斗机具有更加敏捷的姿态控制能力，在交战过程中拥有更多的攻击机会和整体进攻优势，能有效提升近距空战效能。

图1 推力矢量技术对战斗机机动能力的贡献[4]

推力矢量技术可以大幅提高战斗机的可用迎角和机动能力，同时也给飞机的进发匹配、外部气动力设计带来了难题。

在大迎角进发匹配方面，美、俄在多年的研究过程中，形成了不同的进发匹配指标评价体系和考核方法。美国主要围绕周向畸变指数、径向畸变指数、平面波强度、紊流度等几个进气道性能参数，通过大量试验数据建立畸变指数与发动机风扇/压气机稳定裕度损失的关系，在发动机稳定性考核时采用高空台畸变模拟板或模拟网试验方法；而俄罗斯主要围绕周向畸变指数和紊流度两个参数，形成综合畸变指数这一总体评价指标，采用可移动插板畸变试验来考核发动机稳定性。

在大迎角外部气动力设计方面，主要的研究内容包括大迎角非线性非定常气动特性、推力矢量喷流及其对全机气动特性和舵面控制能力的影响、全状态推力矢量气动力数据库建库方法等。大迎角非定常气动力和力矩不仅与当前运动变量有关，还与时间历程相关。Klein和Noderer[6-8]研究了积分形式的非定常线性气动力模型，Chin和Lan[9]应用傅里叶分析进行非定常气动力建模，Goman和Khrabrov[10]则采用了状态空间形式。

在大迎角气动力试验方面，主要的研究内容包括大迎角非定常气动力风洞试验、全包线推力矢量风洞试验及相应的数据修正技术等地面试验验证和分析技术。

依托坚实的基础研究成果，从1994年开始，美国先后开展了F-18 HARV(大迎角研究飞行器)[11]、X-31 EFM(增强战斗机机动性验证机)[12]等高机动技术验证机的试飞验证工作，获取了大量的工程应用成果。

中国在大迎角气动力技术方面， “九五”期间，突破了低速推力矢量风洞试验技术[13]，获得了全迎角范围内的推力矢量偏转控制能力以及喷管偏转对全机气动特性的影响。“十一五”期间，通过开展推力矢量地面集成验证工作，进一步推进了低速推力矢量风洞试验技术的发展[14]，同时开展了大迎角气动力数据修正以及数据库架构设计及建模[15]工作，形成了可供飞控仿真评估的气动力数据库，支持了地面演示验证工作的开展，具备了开展飞行演示验证的外部气动力基础。

在飞机设计相关领域的牵引下，推力矢量发动机技术研究也在同步开展。从喷管的结构形式上，矢量喷管可以分为燃气舵、二元推力矢量喷管、轴对称推力矢量喷管等。1991年2月，美国、德国共同研制的配装燃气舵叶片的X-31验证机成功首飞；20世纪70年代起，美国即开始了二元推力矢量发动机的研究工作，并于1989年在F-15S/MTD 验证机上开展了飞行验证；为实现俯仰和偏航控制能力，美国又研制了轴对称推力矢量发动机，并于20世纪90年代初在飞机上开始飞行试验。

大迎角过失速机动飞行带来的非线性气动力/力矩、气动迟滞效应、综合飞/发控制等问题给飞机的飞行控制带来巨大难题。文献[16]研究了未来战斗机考虑推力矢量的飞/发综合控制的收益、代价和控制律设计方法，并进行了高精度仿真验证；在超机动飞行控制方面，文献[3]指出，基于逆系统的方法是当前的普遍思路, 然而传统的动态逆方法对模型精度要求高, 难以应用于快时变系统控制, 因此给出了一种基于非线性补偿和气动力模型数据库的鲁棒解耦控制思路。发动机参与飞机的飞行控制，需要进行深度的综合，特别是故障状态的综合管理、故障等级的制定要进行充分的融合。文献[17]研究了集中式与分散式的飞机与发动机综合控制优化问题，并讨论了系统的鲁棒性；文献[18]建立了飞机/发动机综合控制模型，重点考虑了飞/发耦合因素，来研究发动机的故障诊断问题。

1.2.2 飞行验证研究

20世纪七八十年代以后，美、俄率先开展了一系列的推力矢量技术演示验证项目[19]。近年来，中国也开展了推力矢量技术飞行验证，具体内容见表1。

表1 推力矢量演示验证项目

1.2.3 工程化应用

经过推力矢量技术长期的理论、试验研究与多个演示验证项目的积累，在20世纪末、21世纪初，国外成功实现了推力矢量技术在空军主力战斗机上的应用，包括现役的F-22、苏-57等典型的第四代战斗机，以及苏-30MKI、苏-35等典型的三代半战斗机。

F-22战斗机是典型的第四代战斗机，采用了二元推力矢量技术(见图2)，为提高红外隐身性能和后侧向雷达隐身性能，实现超声速巡航、包线扩展、短距起降、过失速机动、大迎角飞行等提供了重要保证。

图2 F-22战斗机与二元推力矢量发动机F119(Wikipedia, NASA)

苏-35、苏-57战斗机配备了有限偏转能力的轴对称推矢发动机，具备优秀的超机动飞行能力；苏-57的目标发动机则是更为先进的“产品30(或产品129)”推矢发动机，具备全向偏转能力、更高的推重比，并且进行了一定的隐身设计(如喷口锯齿设计)。

1.2.4 现状总结

从各国的研究历史可以看出，战斗机推力矢量技术研究无不遵循着从理论试验研究到飞行验证的过程。从表1可以看出，国外典型的8种该领域飞行验证项目中，X-31和F-18 HARV采用简单的燃气舵矢量喷口，相对容易实现，但推力损失较大，难以对真实推力矢量发动机进行全面验证，主要是验证飞机大迎角可控飞行及其性能；为了降低试飞风险，绝大多数验证机采用双发机型；F-16 MATV虽是单发飞机，但飞机本体是静稳定布局，主要针对迎角扩展和战术收益评估进行了相关飞行验证。在飞行验证过程中，美国、俄罗斯均采用多个飞行验证项目对推力矢量技术进行飞行验证，逐步实现了工程应用。

中国采用静不稳定、鸭式布局、单发飞机歼-10B为平台，配装先进的轴对称推力矢量发动机，首次且全面地完成了大迎角过失速机动飞行、进发匹配、综合飞/发一体化控制等多个领域的飞行验证，充分体现了中国在该领域的技术先进性和技术成熟度；2018年11月6日，歼-10B推力矢量验证机在第12届珠海航展上成功展示了“眼镜蛇”“大迎角360°滚转”“榔头”“赫伯斯特” “落叶飘”等5种国际公认的典型过失速机动飞行(图3～图7，图片来源于网络)，标志着中国推力矢量战斗机设计技术突破了长期以来的技术瓶颈，达到了工程应用的水平，为后续开展一系列的战术使用、甚至先进平台概念的研发奠定了坚实的技术基础。

图3 眼镜蛇机动

图4 大迎角360°滚转

图5 榔头机动

图6 Herbst机动

图7 落叶飘机动

2 战斗机推力矢量关键技术

2.1 关键技术体系

战斗机推力矢量技术的核心目标是保证在各种极限工况下飞机能够安全可靠的飞行，满足任务和飞行要求。要实现这个目标，需要重点突破以下4大关键技术群：

1) 大迎角内外流气动特性设计。

2) 推力矢量发动机关键技术。

3) 综合飞/发控制。

4) 战斗机推力矢量飞行验证。

以上4个关键技术群，综合飞/发控制技术是核心，推力矢量发动机和大迎角内外流气动特性是重要输入，战斗机推力矢量飞行验证技术是重要的研究和验证手段。针对每个关键技术群，又包含若干项关键技术，相互之间交叉耦合，构成了完整的战斗机推力矢量关键技术体系，如图8所示。

图8 推力矢量关键技术体系

2.2 大迎角内外流气动特性设计

2.2.1 进气道气动特性分析与验证

1) 大迎角过失速进气道气动特性

在飞行包线左边界进行大迎角和过失速机动飞行，进气道流动机理复杂，进气畸变特性急剧恶化，极易引起发动机喘振停车，给飞行安全带来极其严重的隐患。为此，需要掌握大迎角和过失速机动飞行状态下的进气道气动特性，验证和确保发动机在复杂工况下的抗进气畸变能力，保证在大迎角和过失速机动飞行状态下发动机稳定工作。整个研究思路见图9。

进气道的流动特性可以从静态和动态两个方面来研究，一方面，通过高精度计算仿真研究不同稳定飞行迎角下的内外流气动特性，追溯AIP(Aerodynamic Interface Plane)截面高低压区分布形态、内管道流动形成机理与变化趋势，为天地一致性分析打下基础；另一方面，获取过失速机动下进气道动态特性与大迎角稳定飞行时的差异(见图10[20])，用于进气道风洞试验以及发动机稳

图9 大迎角过失速内流特性与验证思路

图10 过失速机动下进气道非定常非线性特性[20]

定性考核试验研究。基于同心双球体嵌套计算域与动态滑移网格边界的URANS算法[21-22]具有交界面网格鲁棒性强、内外流场插值精度高的特点，可实现大幅度相对运动问题的高效模拟。使用该方法对过失速机动下进气道动态特性进行模拟，可以获取进气道动态特性与大迎角稳态特性的差异，对风洞试验以及发动机稳定性考核进行指导。

2) 复杂工况进发匹配考核

传统进发匹配考核采用部分遮挡发动机进口面积的“插板”方式来模拟进气压力畸变，无法真实模拟复杂工况下畸变的分量组成比例与发动机进口的真实流动形态。为解决这个问题，首先要获取进气畸变数据库，同时，为了充分考核发动机稳定性，还必须保证进气畸变数据库对飞行验证包线的全覆盖。根据大迎角和过失速飞行任务剖面，设计进气道风洞试验方案，完成大迎角风洞试验，数据库应包含高度、马赫数、迎角、侧滑角、发动机状态等影响因素。

其次，通过筛选进气畸变数据库中典型恶劣工况条件，依托CFD和地面吹风试验等手段设计高保真畸变模拟板，深度还原发动机进口真实流动形态以及畸变各分量比例，搭起进气道与发动机地面试验的桥梁，实现飞机典型真实畸变与发动机稳定性考核的耦合关联(见图11)。

最后，通过在AIP截面处安装压力畸变模拟板开展发动机高空台试验，考核发动机在典型真实恶劣工况下的工作稳定性，在地面阶段充分验证进气道与发动机的匹配特性，掌握发动机抗进气畸变能力，对飞行试验风险进行有效控制。

图11 压力畸变模拟过程

以上提出的大迎角过失速进气道气动特性分析与验证方法，在歼-10B推力矢量验证机上进行了充分的验证，有效地支持了推力矢量发动机的稳定可靠工作，保障了整个试飞验证的飞行安全。

2.2.2 外流气动特性分析

大迎角过失速外部气动力的准确获取是研究过失速飞行的重要前提。在飞行包线的左边界进行大迎角过失速机动飞行，外部气动力的突出特征就是大面积的分离和动态耦合，反应在气动力曲线上就是非线性、非定常和迟滞现象，对飞机而言就是在大迎角存在的特定运动响应，如非指令性运动、抖振、深失速等。为确保飞机在大迎角过失速区的安全飞行，需要综合数值仿真和多种风洞试验，以准确获取大迎角区的气动特性，为后续气动力建模打好基础。

1) 大迎角过失速综合数值仿真技术

综合数值仿真是开展大迎角过失速地面风洞试验的基础，通过CFD手段可以获取全状态条件下大迎角气动力的流动特性和细节，明确流动分离影响区域和动力效应影响范围，更深入理解飞行的物理现象，为气动力优化设计和试验方案设计提供指导依据。

在大迎角过失速综合数值仿真领域，从早期的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模拟[23-24](见图12)发展到目前可开展脱体涡模拟(DES)精细化流场诊断，仿真种类也从简单的大迎角稳定飞行扩展到机动飞行模拟并考虑发动机喷流影响。此外，采用CFD手段还可用于开展试验方案以及试验现象的精细化研究[25]，如图13所示。

图12 大迎角机头涡模拟

图13 CFD手段辅助风洞试验设计[25]

2) 大迎角动/静态综合风洞试验

在综合数值仿真的基础上，进一步开展大迎角动静态综合风洞试验，以获得完整的大迎角动/静态气动特性，为后续气动力建模提供数据基础。

在大迎角过失速区，通过开展大迎角推力矢量风洞试验，获得大迎角过失速条件下的外部气动力以及由于喷流和喷管偏转所带来的附加外部气动力和力矩增量，如图14(a)所示。此外，根据大迎角气动力建模方法，还需要开展相关的大迎角动态风洞试验，以获得动态气动力特性，如图14(b)所示。

图14 大迎角风洞试验

通过综合数值仿真和过失速地面风洞试验两大手段，可以准确地获取大迎角区的气动特性，获得大迎角过失速条件下的外部气动力、喷管带来的附加外部气动力和力矩增量，为下一步大迎角气动力的精细化建模提供完整的数据来源。

2.2.3 增量动态融合大迎角气动建模

作为飞控系统的核心，控制律的主要设计输入是准确的气动力数据，要实现大迎角过失速状态下的可控飞行，需要获得全面准确的大迎角气动特性并建立相应的大迎角气动力模型。

图15 大迎角区域的非线性非定常气动现象

在大迎角过失速飞行区域，大范围的流动分离使得飞机气动力的非线性非定常现象显著增加，同时飞机过失速机动过程中的高动态响应使得气动力非定常效应更加凸显，如图15所示。此时，常规的气动力导数形式已经不适用，需要新增能够反映飞机运动状态特征的动态气动力，同已有的静态气动力数据库结合共同形成完整的全状态、全包线增量动态融合大迎角气动力数据库。作为基础的静态气动力数据库，包含了飞机不同构型及迎角条件下的三轴气动力及力矩增量，其一般表达式为[26]

(1)

在大迎角区，飞机的外部气动力呈现分离和非对称特征，与小迎角区的线性变化有着极大差异。气动力数据要反映出流动的非线性、气动力的交叉耦合以及时间相关性，在构造过程中需要合理分解振荡运动和圆锥运动，避免重复叠加。

常见的运动分解方法如直接分解法[27]、Kalviste分解法[24]、混合Kalviste分解法、二维Kalviste分解法等，都是将总角速度Ω进行分解，形成合理的分量，配合适当处理方法保证气动力的合理复现。比如，直接分解法将总角速度矢量分解成1个垂直投影到速度矢量的分量和3个沿机体轴的振荡分量：

(2)

式中：pmod为滚转振荡分量；qmod为俯仰振荡分量；rmod为偏航振荡分量。

该方法形成的分量形式简单、使用方便，但是在非尾旋类运动中存在反逆问题，需要采用特定的处理方法来消除反逆，确保气动力数据构造的准确性。在原始数据来源上则主要依托旋转天平风洞试验和大迎角动导数风洞试验来获取。

最后，描述飞机大迎角运动的总气动力可表示为

(3)

式中：表达式右端第1项表示通过常规测力试验获得的飞机静态气动力；第2项表示旋转运动气动力增量；第3～5项表示强迫角振荡运动气动力增量；最后两项表示平移振荡气动力增量。

综上，结合静态气动力数据库，增量动态融合的大迎角气动力数据库可按图16所示方式组成。

此外，对于大迎角过失速运动中存在的偏航和滚转力矩，文献[22]认为这种力矩在快速机动过程中的作用时间短，尚不足以产生足够的横航向累加效应，从而可以实现“动态进入”的过失速机动，如苏-27系列飞机的“眼镜蛇机动”；但是对于大迎角过失速可控飞行而言，要实现“打哪指哪”的特定过失速机动动作则需要进一步借助推力矢量技术来克服飞机在过失速大迎角区的静态偏航和滚转趋势。因此，大迎角气动数据建模还需要准确的发动机推力矢量数据库。

以上提出的大迎角气动数据建模方法，经过了仿真与试飞验证，结果表明，采用上述大迎角气动力数据建模方法及增量动态融合的数据库建库流程形成的大迎角气动力数据库结构完整、数据可靠，准确反映了平台飞行特性。

2.3 推力矢量发动机关键技术

根据矢量喷管结构形式或发动机尾喷流的偏转方式，可以将发动机矢量喷管分为燃气舵、关节式矢量喷管、二元矢量喷管、轴对称矢量喷管4种类型(见图17)，具体优缺点见表2。实际上，推力矢量发动机的实现形式，除了考虑发动机本身的优缺点以外，还要和飞机平台综合考虑。

图16 大迎角气动力数据库组成

图17 推力矢量喷管示意图

表2 不同推力矢量喷管对比

相比常规的军用涡扇发动机，推力矢量发动机增加了矢量喷管的结构、控制、性能设计与验证等关键技术。对于二元推力矢量喷管，还要考虑红外/雷达隐身和气动减阻的需求，需要和飞机平台一体化综合设计。

2.3.1 矢量喷管结构

不同类型的矢量喷管具有不同的结构形式，共同的特点是要同时实现尾喷管内流道截面的控制以及尾喷流方向的偏转，下面以轴对称矢量喷管为例进行说明。

轴对称矢量喷管的主要结构组成分为内流道结构、主承力结构、外罩结构和液压驱动系统几部分。内流道结构的设计难点是，首先要满足作为常规收扩喷管全飞行包线使用的需求，然后考虑矢量喷管的偏转功能，同时重量最轻。主承力结构是矢量喷管的承力框架，将内流道、外罩与液压驱动机构连接，然后通过液压驱动机构将矢量喷管承受的气动力传递到加力筒体上，构成完整的传力路线。外罩结构需要满足矢量喷管在偏转过程中的随动及整流功能。在液压驱动系统方面，A8液压系统控制喷管喉道面积的变化，A9液压系统控制出口面积和扩张段的矢量偏转。轴对称矢量喷管的内流道与主承力结构组件见图18。

图18 轴对称矢量喷管部分主要结构组件

A9调节环是轴对称矢量喷管主承力结构的核心构件，A9液压系统通过该调节环与喷管扩张调节片实现运动传递，完成喷口的面积收放和矢量偏转。通过结构优化设计，在满足A9调节环在复杂工作载荷条件下强度设计的同时，可以有效降低其结构重量。

2.3.2 矢量喷管控制方法

推力矢量发动机接受飞机飞行控制系统的指令，完成内部的解算后输出喷管的执行指令。矢量喷管的控制要保证发动机满足喘振要求和性能最优。通过推力矢量发动机数学模型，研究矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响，结果表明：在一定条件下矢量喷管偏转时发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动，而高压转子共同工作线不发生变化；但矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合可使发动机保持原工作状态不变，因而在改变矢量喷管偏转角度时，通过调节矢量喷管的喉部几何面积可以保证风扇的喘振裕度。

根据矢量喷管出口面积可独立控制的特点，以推力性能最优设计了喷管出口面积的控制规律，出口面积与喉道面积的比值随发动机喷管落压比变化，保证流经喷管气流完全膨胀，即

(4)

式中：喷管落压比πE由涡轮后压力P6和发动机舱压PH计算得出；矢量喷管喉道面积A8值由数控系统给出。喷口面积比随喷口落压比的控制规律如图19所示。

图19 喷口面积比随喷口落压比变化的控制曲线

通过矢量喷管控制系统半物理试验、推力矢量发动机地面整机试验，在发动机典型工作状态下通过阶跃响应、精度测试等方法对控制系统各项参数进行试验验证，获取矢量喷管控制系统静态性能和动态性能的基本数据，分析控制系统各项参数设置对系统整体性能的影响，通过多轮优化迭代与验证使控制系统整体性能满足整机指标要求。

2.3.3 矢量喷管的性能设计

矢量喷管的主要性能体现在推力系数及偏转效率两方面。矢量喷管偏转会破坏喷流在扩张段的理想膨胀加速状态，带来一定的推力损失，矢量喷管的推力系数是指矢量偏转状态下的推力与非偏转状态下推力的比值。发动机尾喷流的气动偏角无法完全达到矢量喷管的几何偏角，气动偏角与几何偏角之间的比值定义为矢量喷管的偏转效率。

通过轴对称矢量喷管内流场数值模拟的方式，建立矢量喷管不同工作状态下性能特性的数学模型，矢量喷管偏转状态下数值计算所得的矢量喷流温度场T如图20所示。

图20 矢量喷流温度场

验证矢量喷管推力系数及偏转效率有多种手段，其中重要的手段包括矢量喷管缩比模型风洞试验以及推力矢量发动机整机地面台架试验。

喷管性能的缩比模型风洞试验一般选取喷管落压比和出口马赫数两个相似性参数，经过包括流量、模型安装姿态等一系列修正后，得到较为精确的矢量喷管推力系数p0j/p∞以及偏转效率Mj等典型参数：

(5)

基于矢量喷管控制规律，利用矢量喷管缩比模型风洞试验和推力矢量发动机整机地面台架试验的结果对理论计算进行修正，确定推力矢量发动机不同偏转角度下的高度速度特性。

2.3.4 二元喷管的气动/隐身与飞/发综合设计

与轴对称推力矢量技术相比，二元推力矢量技术，不仅可提高飞机机动性和敏捷性、提升飞机常规飞行性能，还能够明显改善飞机的后体阻力、后侧向隐身性能，提高飞机生存力，对战斗机作战效能全面提升具有重要意义。

隐身是未来战斗机的重要发展方向，二元推力矢量技术是实现飞机隐身性能综合优化的关键技术，是未来高隐身飞机方案优劣的关键。二元喷管的气动/隐身与飞/发综合设计，要考虑飞机总体布局、气动减阻、雷达/红外隐身、飞行控制和发动机的多方面要求和约束条件，对喷管和飞机后体进行多学科的综合设计，得到二元喷管的宽高比、偏转角度、喷管外形等设计输入，据此从发动机的总体角度开展一轮部件及整机性能综合设计，并与飞机进行多次迭代，最终形成满足飞机要求的二元推力矢量发动机方案。

二元喷管的气动/隐身与飞/发综合设计，除了在飞/发总体方案层面以外，局部的综合设计也能带来明显的优势。例如，通过对二元收扩喷管尾缘进行合理的修形，使尾缘附近产生展向的压力梯度，出现强烈的流向涡的卷吸效应，使外部冷流卷向燃气流中心，从而起到了强化掺混的作用，由图21 可以看出轴对称与二元收扩喷管下游切面的温度分布对比。

图21 轴对称与二元喷管下游切面温度分布

发动机本体在后向隐身技术方面还可以通过稳定器修形、加力内锥等部件的修形技术、喷管锯齿修形技术、隐身涂层应用技术、低发射率材料应用和发动机后向高温部件及腔体遮挡技术等单项措施来进一步提升发动机的隐身性能。

可以看出，二元喷管的气动/隐身与飞/发综合设计，改变了传统的飞/发设计过程，相互嵌套需要飞/发高度融合设计与并行设计，才能取得综合最优的设计效果。

2.4 综合飞/发控制

战斗机推力矢量技术的核心是综合飞/发控制，主要的工作思路是：首先突破复杂流场下高精度大气测量技术，为飞行控制提供高质量的实时大气数据；其次，采用静态机载模型与动态在线估计相结合的控制方法，解决高不确定性、强非线性条件下的三轴多变量深度耦合控制问题，实现过失速区的精确迎角/姿态/速率控制；再次，研究过失速飞行安全保护与恢复技术，采用严密的应急处置策略和多层级措施，确保异常状态下返回常规迎角稳定飞行状态的能力和飞行安全。根据以上思路，综合飞/发控制主要包括以下5个方面的关键技术。

2.4.1 飞/发综合控制管理技术

相对于常规飞行，推力矢量作为飞行控制的额外“控制舵面”参与飞行控制，且在飞行姿态改变中占据主导作用，需要将发动机的控制纳入飞行控制系统中，进行一体化设计。从系统设计的角度上来说，发动机控制系统接收飞机飞行控制系统的偏转指令，以及飞机座舱里有关推力矢量工作状态、工作模式的开关指令和发动机控制器提供的转速、压力等发动机主机工作状态信息，解算出矢量喷管A8、A9液压系统驱动装置的运动指令，执行A8、A9截面面积的控制和矢量喷管的偏转。图22是矢量喷管与飞机的控制交联关系示意图。

图22 综合飞/发控制示意图

此外，综合飞/发控制设计的另一个重点是从飞行安全的角度去考虑发动机的故障管理和处置措施，尤其是矢量喷管发生故障时的处置方法。一般来说，对于没有推矢发动机的飞机，飞机姿态主要是由飞机舵面来控制，发动机系统和飞行控制系统通常是相对独立的设计和运行，发动机故障对飞机的影响不会立即导致灾难性的后果。在过失速机动飞行过程中，如果故障管理技术没有综合考虑，则可能给飞机带来失控的致命后果。例如，在发生矢量喷管超温时，发动机通常倾向于使矢量喷管回中，从而降低管壁温度，保护喷管，但是，如果此时飞机正好处于大迎角低速飞行状态，矢量喷管的自动回中则有可能导致飞机进入失速尾旋。飞发综合控制的故障综合管理技术，必须从确保飞行安全的角度出发进行综合权衡设计。

2.4.2 复杂流场大气测量技术

进入过失速迎角区后，气动流动特性发生了巨大的变化(见图23)，作为感知气动力状态的大气测量传感器难以解算得到精确的数据，需要采用复杂流场下多源信息融合技术，实现对过失速迎角区大气数据的准确获取。

图23 过失速迎角区前机身流场示意图

大气测量多源信息融合技术主要分为两个方面：一方面，需要通过风洞试验和CFD等手段确定大气测量单元“实”信号的能力边界和使用范围，并对测量单元的占位产生指导作用；另一方面，需要根据飞机运动学特性产生对大气数据的理论估算“虚”信号。综合“虚”和“实”两方面的信息，基于适当的数据融合解算，综合获得过失速迎角区的大气数据信息。

在过失速迎角区，虚实两方面信息的有效范围呈现出非线性的变化形态，具体的处理方法是基于风洞或缩比试飞数据，通过神经网络、模糊逻辑等多种拟合结构来实现最优的数据融合。

2.4.3 飞/发综合控制律设计技术

为保证战斗机能够实现良好的飞/发协调控制，实现大迎角区的稳定飞行和过失速机动飞行，在综合飞/发控制律设计领域，主要包含3个方面的关键技术。

1) 飞机气动与矢量喷管的一致性控制

气动操纵面在大迎角/过失速飞行状态下操纵效率呈现出强非线性与非定常特性，而推力矢量在推力基本不变的情况下线性度相对较好，但是其工作带宽通常低于气动操纵面，这些差异导致综合控制分配是一个设计难点。从本质上来说，控制分配是一个带约束的最优化问题，在大迎角/过失速领域，主要的控制分配结构有最小能量控制分配[28]、链式增量融合方式[29]和随状态变化的比例分配等3个类型。在工程应用中，控制分配需结合实际需求根据不同状态点下气动操纵面和矢量喷管的控制效率、响应带宽等特性，并充分考虑边界、性能等约束，按照响应时间、最优功耗的要求进行舵面分配。

2) 大迎角区的稳定飞行

对于过失速机动控制的实现而言，最关键的是对迎角的控制，一方面其决定了战斗机能否根据操纵需求，自如地进入和安全地退出过失速区；另一方面根据不同机动的需求，其需要在该区域维持所需要的迎角并进行可控飞行，因此迎角控制效果决定了飞行安全，决定了过失速机动的成败。目前在常规迎角区，战斗机普遍采用俯仰速率和过载的组合来实现纵向控制，而迎角限制控制律仅在进入危险区域后逐渐介入，目的是阻止飞机迎角的进一步扩大，避免进入失速/尾旋等危险的飞行状态，同时可近似将俯仰速率作为迎角的微分信号，改善其动态性能。

为了实现过失速区迎角的精确控制，改善过失速机动过程中迎角超调、舵面饱和问题以及提高迎角控制精度，需要引入较精确的迎角微分信号。可以采用以下两种方式来进行获取：

一是对迎角信号的微分，该方法原理简单，但一方面由于大迎角区的迎角信号存在着一定的误差，尤其是其变化过程中存在的动态误差和延时，会极大减弱微分信号的超前作用；另一方面微分环节进一步放大了传感器噪声，容易对控制回路引入高频振荡。

二是通过模型的方法，借用多种信号构建迎角微分。迎角的微分模型为

(6)

其主要包含了三轴耦合的角速率分量，推力和气动力构成的外力分量，以及大姿态下的重力分量。因此基于该微分模型，对各个分量进行一定的简化后，可实时计算得到较精确的迎角微分信号，将其引入控制回路可以极大改善大迎角区的飞行品质。

3) 强非线性和高不确定性解决方法

大迎角区非定常流场作用所诱导出的高不确定性、大范围强非线性与三轴强耦合特性[3]，直接关系着误差控制的执行效果甚至过失速机动飞行的成败，传统的小扰动线性化分析/设计方法已不能完全适用。大迎角/过失速机动飞行的控制策略、控制律设计方法采用了非线性结构来构造所需的控制信号，用于补偿大迎角区的强非线性特性带来的影响。

大迎角/过失速飞行控制律设计技术的主线为非线性动态逆方法[30]，以及与之结合的鲁棒控制、自适应控制等综合控制方法。非线性动态逆方法的基本架构如图24所示，其本质是将被控对象的先验已知信息进行非线性反馈，将其转换为伪线性系统进行设计，在应用中通常会基于时标分离方法，将其分为快慢两个回路并分别进行动态逆设计[31-33]。然而在实际应用中，非线性反馈通常需要精确的模型信息，而模型必然存在的不确定性将造成系统的鲁棒性不足。为增强其鲁棒性，从两个方面入手：

图24 非线性动态逆控制框图

一方面，可以基于结构奇异值方法实现对动态逆控制律参数的调节，使所获得的控制律对模型参数摄动具有较好的鲁棒性，以确保控制律在遭遇高不确定性时响应的稳定[34-37]。

另一方面，控制力矩特性在进入大迎角后与理论模型出现显著分离，甚至变化趋势相反，在这种情况下需要对模型参数的不确定性进行在线的跟踪与补偿，主要方法包括PID控制补偿[38]、模糊自适应[39]、扩张状态观测器[40]、神经网络[41]等。图25是高不确定性下在线抗扰动控制的示意图。

图25 高不确定性下的控制响应示意图

2.4.4 过失速飞行品质评定方法

飞机突破失速迎角进入过失速飞行范围后，飞行品质的评定面临两个突出的问题：

1) 飞行品质评价的思路是定义跟踪任务需求，在人机闭环模拟试验中基于驾驶员Cooper-Harper评价方法和PIO等级来打分，形成对短周期模态的频率和阻尼、时间常数的可接受范围，来指导控制律设计[42]。Cooper-Harper准则用于评价并提高控制律设计是有效的[43]，但对于大迎角/过失速区，缺乏可直接用于评估和量化控制效果的准则。

2) 在当前大迎角过失速控制律设计的工程实践中，仍以飞行品质MIL-F-8785C和MIL-STD-1797A作为主要依据，但这些标准大多数是根据小迎角下的试验数据形成，缺乏对大迎角过失速状态下的具体定量指标描述，难以指导控制律的设计。文献[44]表明，由基于任务的大迎角/过失速飞行品质研究所确定的准则与传统指标存在明显差异。

为解决以上问题，可以采用基于任务的过失速飞行品质评定方法。与传统的仅通过本机状态变化进行评判的评估方法不同，基于任务的过失速飞行品质评定方法定义了一整套标准机动任务集，每项任务可分解为多个闭环机动动作，根据任务的完成优劣来考核飞行品质和对应空战能力。通过将评估准则量化为进入特定区域、持续时间、超调次数等一系列能够观测到的指标，与期望值对照可以得到飞行品质量化评定结果。再结合飞行员主观评述以及按照Cooper-Harper评分表打分的结果，最终得到试验机飞行品质等级结果。

2.4.5 过失速飞行安全保护与恢复技术

从保障战斗机的飞行安全出发，针对大迎角/过失速的安全保护主要有以下两个方面的需求(见图26)：

1) 进入过失速状态后，能够借助推力矢量，安全返回常规迎角状态。

2) 进入过失速状态后，如果无法使用推力矢量，能够借助气动控制面，安全返回常规迎角状态。

对于第1个需求，由于推力矢量的引入，提供了充分的控制力矩，给飞行控制的安全带来了极大优势，在大迎角过失速控制律的作用下，通过推力矢量与气动操纵面的叠加，可以控制迎角回归常规区域。

图26 过失速飞行安全框图

对于第2个需求，依赖于优良的抗偏离/尾旋策略，该策略的制定需要基于立式风洞的试验数据、并对过失速区域的飞机运动特性进行分析，再经仿真以及模型投放等方式进行验证。

对过失速区域运动特性的分析，可以采用Mehra提出的分支突变理论[45]，广泛应用于超机动飞机的大迎角/过失速非线性现象分析，包括F14、F15等战斗机[46-48]。此类分析结果可以较好地揭示战斗机大迎角/过失速状态的非线性动力学运动特性，并指导抗偏离/尾旋改出控制律的设计。

随着电传操纵系统与数值计算能力的发展，除了对飞机本体进行研究以外，还要将控制与本体视为整体进行闭环系统动力学分析[49-50]，并指导对大迎角/过失速控制律的评估与改进[51-53]。

大迎角/过失速飞行安全保护与恢复，既需要包含推力矢量控制的大迎角过失速控制律，还需要提高基于气动操纵面的自动抗偏离/抗尾旋能力，才能确保飞机异常状态下返回常规迎角稳定飞行。

以上提出的综合飞/发控制技术，在歼-10B推力矢量飞行验证项目中通过了地面试验和飞行试验的验证，实现了中国战斗机推力矢量领域综合飞/发控制技术的突破。

2.5 战斗机推力矢量飞行验证

2.5.1 高风险飞行验证策略

为了化解试飞风险，安全可靠地完成整个飞行验证任务，可采用虚实矫正试飞策略(图27)，首先采用地面试验和缩比飞机试飞对控制律、大气系统等关键技术进行验证，对主要的技术风险和关键技术进行飞行摸底；其次，在此基础上，使用全尺寸验证机进行飞行验证，并增加了专用的安全装置增加安全裕度，为试飞安全托底；最后，通过机上加装的测试系统获取的试飞参数对地面模型进行修正校核，实现飞行数据的虚/实相互矫正，进而指导后续的试飞工作开展。在整个飞行验证的安排上，采用多系统耦合试飞验证技术，将试飞过程中各系统的风险点进行综合分析，开展分阶段的递进试飞，突破了过失速飞行禁区，全面、安全地完成了推力矢量技术的飞行验证。

图27 高风险飞行验证策略

2.5.2 全相似缩比试飞技术验证

全相似缩比试飞是大迎角过失速试飞的重要手段。通过全相似缩比试飞，可以较小的代价完成大迎角传感器测量、安全控制策略、飞推综合控制律、尾旋特性、改尾旋能力等关键技术的初步验证。

全相似缩比试飞，不仅要求缩比飞机与原型机具有相似的动力学特性，还要求缩比飞机的飞行控制律和控制策略与原型机严格满足相似关系。

1) 缩比准则

基于物理规律中的质量、能量、动量守恒定律，结合气体状态方程与边界条件，可以有多种相似缩比准则，包括雷诺数、马赫数、弗劳德数和缩减频率等相似准则。由于大迎角/过失速的包线区域集中在左边界，飞行速度低，且主要是对控制层面的试验验证，因此保持弗劳德数Fr=V2/(gL)和斯特劳哈尔数St=ωL/V不变，推导出缩比变换准则。全尺寸/缩比控制律的应用差异可以通过缩比转换来获得，如图28所示。

图28 控制律全状态缩比示意图

2) 缩比飞机系统架构

缩比飞机受空间能源限制，在飞机系统架构也需要进行缩比和剪裁设计。考虑到试飞功能的需要，缩比飞机包括完整的传感系统、飞控系统、链路、地面指控站、各类执行机构等，用以支撑包括本体和控制律同时缩比的飞行控制。

3) 缩比试飞科目设计

全相似缩比试飞的目的是对各种可能发生的状况都最大可能地展开试飞验证，其主要科目应该包括：

① 过失速机动动作验证。完成典型的过失速机动动作，重点确定可以实现的动作以及故障时初始飞行状态，以最大化地获取可用于应急处置的时间和空间，用于指导全尺寸试飞科目的技术细节设计。

② 执行机构失效评估。评价进入大迎角/过失速区后推力矢量失效或舵面控制失效情况下控制策略和控制律的响应情况，测试飞机应具备的尾旋自动改出能力，获取所需的处置时间和空间需求，进而为全尺寸试飞提供关键的参考。

③ 传感失效评估。评估大气数据失效后大迎角/过失速飞行的安全性，以及飞机继续进行既定高机动动作的能力和安全可靠性。

④ 控制稳定边界评估。在试飞中对控制律参数科学地展开偏离试飞，确定出当前控制律状态距离失稳的边界余量，获取相应的安全裕度。

⑤ 全机安全控制策略的评估。在整个缩比试飞中，不仅要对飞行控制律进行评估，还需要对全机安全控制策略进行评估与研究优化。

2.5.3 虚/实模型矫正技术

基于试飞平台可以获得的角速率信号、大气参数、发动机状态参数等信息，从力和力矩的角度对理论仿真模型的参数进行一定范围内的不确定性修正，从而获取更为准确的飞机本体特征，使得虚拟模型在特定初始状态下能够良好地复现出实际飞行的典型特征。在实际操作层面，通常采用试凑的方法对理论模型进行调整，以尽量实现虚拟模型对真实响应的逼近。模型矫正的目的是找到理论及仿真模型与真实情况的差异，值得注意的是，由于迟滞效应，不同工作状态下，上述修正量并不是简单的线性叠加，在仿真模拟中还需要考虑随时间的变化，根据具体的初始条件设置不同的非线性时变矫正措施。

通过虚/实模型矫正技术，不但能对试飞方案进行优化和迭代，还有助于对试飞问题进行复现和研究，从而提升试飞安全，加快试飞效率。

以上提出的战斗机推力矢量飞行验证技术，经过了歼-10B推力矢量验证机试飞实践检验，证明其合理有效性，也确保了飞行验证的安全进行。

3 应用方向及展望

广泛的研究表明，战斗机推力矢量技术可以显著提升飞机的近距空战能力，改善气动隐身特性以及提高部署能力和飞行安全性，从而大幅提高战斗机作战效能。

对于未来战斗机来说，推力矢量技术是先进平台布局的重要支撑，还可以和新型技术实现交叉创新发展。

3.1 主要应用方向

3.1.1 提升近距空战能力

战斗机近距空战综合使用飞机的转向、加速、变高及机头指向能力，使目标机进入到武器发射区，同时避免本机进入目标机的武器发射区。传统的近距空战强调空间占位/角度/能量，在机动对抗中通过时间积累形成优势。推力矢量技术能够在短时间内形成相当大的角速率。这使得在双方处于角度均势或劣势时，拥有推力矢量能力的一方可以不再局限于时间累积，而是快速形成角度优势，构成杀伤条件，从而一击制敌，获取近距空战中的巨大优势(见图29)。

随着雷达与导弹能力的提升，超视距空战在现代空战中逐渐成为主导，但近距作战仍然是重要内容。随着隐身和电子战技术的迅速发展，以及雷达和武器对抗博弈的日益复杂，空战的不确定性导致空战双方可能在中距和近距相互转换。据统计，自1991年超视距空战正式大规模使用起，至2008年，空战产生的61次战果，仅有20次是通过超视距空战获得的[54]。此外，在平时时期和对峙阶段的空中冲突，通常是从近距博弈开始的。典型的空优战斗机如F-22、苏-57等均把近距格斗弹和航炮作为标准配置，旨在掌握全程交战的主动权。由此可见，未来一定时期内近距空战无法避免，通过合理的使用，推力矢量可以带来关键时机“一招制胜”的能力。

图29 推力矢量快速形成的角度优势

3.1.2 提高部署适应性

现代先进战斗机强调全域部署和作战。机场跑道长度是影响战斗机部署的重要因素。在推力矢量技术的支持下，战斗机的起降可用迎角更大，抬放轮速度更快，可以有效缩短起降距离，降低战斗机对于较长跑道的依赖。特别是在跑道条件被部分破坏的情况下，推力矢量战斗机的出动能力更为突出。

3.1.3 提升飞行安全

现代先进战斗机强调全包线无忧虑操纵，但基于气动力的舵面控制存在低速、大迎角与高空条件下控制效率降低等固有缺陷，故在上述区域出现作战或者故障，难以对飞机形成有效控制，对飞行安全留下了较大的隐患。同时，在作战任务中，战斗机的关键舵面损伤可能导致飞机控制失效，甚至出现战损无法返回基地。

对于拥有推力矢量能力的战斗机而言，能够在飞行包线的任何区域内获得足够的控制能力，特别是在低速度、小动压或大迎角条件下仍然具有可靠的控制能力，即使在飞行速度接近包线左边界与上边界时也可以完成有效的控制，同时在气动舵面故障失效时也有足够的控制补偿能力(见图30)，最大限度保障飞行的安全。

图30 推力矢量控制对飞行安全性的提升区域

采用推力矢量技术的战斗机，由于有舵面控制与推力矢量控制的双重保障，互为补充，故而相比常规战斗机的飞行安全性更高，有利于飞行员在作战过程中发挥飞机的极限性能，从而提高作战效能。

3.1.4 优化平台气动隐身特性

推力矢量技术能够明显改善飞机平台的气动隐身特性，全面提升战斗机作战效能。

推力矢量能力对气动舵面补偿能力的提高，一方面可以降低对舵面控制力的需求，实现推力矢量“软舵面”控制，在实现相同配平能力条件下减少舵面偏转角度，获取全机配平阻力与隐身的双重收益；另一方面，利用推力矢量控制可以降低对于舵面效率的需求，替代部分舵面功能，从而减小甚至取消部分舵面(如垂直尾翼和水平尾翼等)，大大改善传统无尾或飞翼布局横航向控制能力不足的缺陷，同时减轻飞机的重量、降低飞行阻力和提高隐身能力。

二元推力矢量发动机采用矩形喷口，通过飞机后体与矩形喷管气动外形、隐身综合优化，可以减少飞机后体跨/超声速飞行气动阻力和改善飞机的隐身特性。矩形喷管能够有效遮挡发动机高温部件，还可以辅以冷却降温、低发射率材料应用、喷流强化掺混和排气系统进行红外抑制，进一步提升飞机和发动机的后向红外隐身性能。

3.2 应用展望

3.2.1 智能空战

推力矢量技术可以提升飞机的近距作战能力，然而近距格斗空战中，战场态势瞬息万变，飞行员更多是扮演“战斗员”的角色，过多的输入信息会使飞行员在作战过程中处于信息饱和状态，分散其对战场态势的判断和战术的选择。

为了能够最大限度发挥飞行员的作战核心作用，需要降低飞行员作为“驾驶员”的职能，推力矢量能力的控制，更多应当交由系统自主完成。将推力矢量控制与机载任务系统实现深度交联，使飞行员将注意力集中在任务层面，执行层面交由系统自动完成，系统还能自主基于环境条件提示飞行员或自主完成如规避、安全限制、故障重构等操作，大大释放飞行员操作压力。

人工智能作为未来作战的关键能力之一，能够为飞行员提供辅助决策，必要时还能够接管飞机操纵实现自主作战。人工智能可以与推力矢量控制进行有机结合(见图31)，人工智能为推力矢量控制提供操纵的期望目标，推力矢量控制是重要的实施途径，最终使战斗机始终在对抗中发挥最优与极限的性能。

图31 推力矢量与人工智能的结合框图

3.2.2 飞/发一体化设计

充分发挥推力矢量的效用需要飞机/发动机一体化设计。通过在设计阶段综合优化进气道/发动机匹配、发动机喷流偏转、雷达和红外隐身控制、飞机/发动机综合控制，可以获得更好的效益[55-56]。

一是统筹考虑和设计发动机流量、进气道总压损失、飞机溢流阻力以及发动机排气损失和飞机后体阻力，使得发动机推力和飞机阻力之综合作用最优。二是采取连续电表面、内外流掺混，以及遮挡、吸收等综合设计，使得飞机与推力矢量发动机一体化后向雷达散射和红外辐射得到降低。三是将飞机纵横航向稳定性和操纵与推力矢量作用综合考虑，实现布局本体、控制能力、操纵效率以及余度配置的简洁高效。

3.2.3 超声速无尾布局

众所周知，高隐身、高机动、超声速巡航以及高态势感知能力是第四代战斗机的主要技术特征，美国通过采用F-119二元推力矢量发动机，解决了F-22战斗机的气动隐身一体化设计问题。随着作战需求和军事科技的进一步发展，第五代作战飞机的概念也逐渐浮出水面，隐身需求逐步趋向全向、全频段，飞机布局进一步扁平化，传统方向舵等控制舵面已经成为阻碍隐身能力进一步提升的障碍。在这种极端需求的牵引下，二元推力矢量技术一方面符合布局扁平化的要求，并可通过推力转向获得控制力矩，完美解决了下一代作战飞机隐身及飞控的需求。就此而言，推力矢量技术必将在新一代作战平台中发挥更为重要的作用。

4 结 论

战斗机推力矢量技术涉及大迎角内外流气动设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制以及推力矢量飞行验证等一系列高耦合的关键技术，其应用实现是一项难度较大的系统工程。美、俄等国历经几十年的理论研究、技术试验、集成验证和工程化应用，为其战斗机建立了突出的技术和性能优势。

在长期积累的基础上，中国通过实施歼-10B战斗机轴对称推力矢量演示验证项目，在航空重要关键技术领域和工程应用能力方面取得重大突破，攻克了非定常气动特性建模、复杂工况进/发匹配、轴对称矢量喷管、过失速大气数据测量、过失速机动控制律飞/发综合控制以及单发鸭式布局飞机推力矢量飞行验证等难题，使中国战斗机推力矢量技术实现了跨越式发展，并在综合飞/发控制等关键技术领域处于世界领先水平。

展望未来，推力矢量技术的实装应用将进一步扩展战斗机飞行包线，提高部署适应性和飞行安全性，增强近距作战能力。同时，通过一体化的飞/发综合推力矢量设计，新型战斗机有望实现无尾扁平布局、全向宽频隐身等新特征，从而有力支撑战斗机技术和能力的跨代发展。