無果之花

思海

近年來，日本安倍政府上臺后不斷在歷史問題上挑起事端：鼓勵閣僚參拜靖國神社，鼓吹“侵略未定義論”，質疑“村山談話”精神，推動修改“和平憲法”。更有政客公然為強征慰安婦等罪行唱贊歌，在右傾化道路上越走越遠，與鄰國關系不斷緊張，中日之間在釣魚島和東海防空識別區等問題上摩擦不斷。在此背景下，今年7月12日，日本東京放送（TBS）電視臺公布了一段在三菱重工小牧南工廠拍攝的ATD-X“心神”隱身驗證機出廠的獨家新聞視頻，一時間引起世人對該型戰機的強烈關注。

眾所周知，日本二戰戰敗投降后，盟國一度對其實行嚴格的航空禁令，禁止其擁有航空工業。只是后來美國出于扶持日本牽制前蘇聯的目的，才有限度地解除其對日本的航空禁令，日本航空工業才得以部分恢復。由于美國在關鍵的軍用航空技術方面絕不松口，所以戰后日本航空工業的產品主要集中在中小型運輸機、教練機這些次要產品上面。因此，日本航空自衛隊一直主要使用美制作戰飛機。連所謂的自行研制的作戰飛機——F-2戰斗機，也是和美國洛克希德·馬丁公司合作完成的，機上一些關鍵設備的控制權就掌握在美國人手里。隨著近幾年來我國殲-20戰斗機和殲-31戰斗機先后試飛成功，俄羅斯T-50戰斗機不斷加快試飛的步伐，日本政府多次提出要采購F-22戰斗機。但是，美國視隱身及推力矢量等關鍵技術是保持其空軍全球戰略優勢的基石，因此拒絕了日本政府的要求，只允許出口隱身性能和作戰能力經過削弱的F-35戰斗機。此外，由于研制成本的上升和研制計劃的拖緩， F-35戰斗機的采購價格不斷上漲，交貨時間不斷后推。這時，日本開始考慮要擺脫美國的控制，采用本國技術自行研發第四代作戰飛機。

日本“心神”戰機也被稱為“先進技術試驗戰斗機” （ATD-X），由日本技術研究與開發協會研制，三菱重工承包制造。其中，高機動性的研究工作主要由日本防衛廳技術研究本部第3技術開發室完成。該機采用雙垂尾雙發布局，主翼和水平安定面采用相同的后掠角和后緣前掠角，為小展弦比的梯形平面形，其兩側進氣口處在邊條翼下方，機體外形采用隱身設計，發動機采用2臺由日本IHI公司研制XF5-1發動機，單臺最大加力推力約為5噸。推重比約為7.8，機尾安裝有推力矢量裝置。這架名為“日之丸”1號的飛機在日前公開的視頻中極其不自信地對發動機噴管、起落架、進氣道等等關鍵部位進行了模糊化處理。那么，這架飛機究竟使用了什么推力矢量技術呢？一時間大家的目光焦點都聚集在其發動機尾噴管上面。雖然視頻中的發動機噴口一直用馬賽克遮擋，但是我們仍然可以通過分析視頻中的畫面，一窺ATD-X心神隱身驗證機發動機尾噴管的廬山真面目，并從中分析出日本“心神”戰機所采用的推力矢量技術。

推力矢量技術解析

推力矢量技術是指發動機推力通過噴管或尾噴流的偏轉產生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對飛行進行實時控制的技術，即發動機矢量化。推力矢量技術是第四代戰斗機實現高機動的研制目標的重要技術手段之一，它具有以下技術優勢：

首先，戰斗機使用推力矢量技術最顯著的作用是增強戰機的機動性和敏捷性，能極大地改善飛行性能，能通過發動機提供的力和力矩進行姿態調整，提升作戰效能。如美國F-22戰斗機采用二元矢量噴管后，大迎角過失速能力有了大幅提升，其最大迎角達60°，并在該迎角狀態下翻滾速率為30°/秒，機頭指向速率可達到90°/秒。

其次，改善戰機的起降性能，縮短戰機的起飛和降落時的滑行距離，降低戰機對機場的要求和依賴，實現戰機的垂直/短距起降。美國通過裝有推力矢量技術裝置的F-15STOL/MTD和常規F-15S的起降性能做對比試飛研究，實驗表明：在利用推力矢量技術輔助起飛后，F-15STOL/MTD的起飛距離比常規的F-15S縮短38%；利用反向推力輔助降落時，該機降落時的著陸距離比常規的F-15S縮短63%。

再者，戰斗機使用推力矢量技術后，能讓發動機推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面。如此，可以部分或全部替代常規戰機的水平尾翼和垂直尾翼，降低戰機的雷達反射面積（RCS）。同時，推力矢量噴管的偏轉和遮蔽能起到降低發動機尾噴流紅外輻射特征的作用。水平尾翼和垂直尾翼面積減少，還可以起到減少飛行阻力，減少機翼結構重量的目的。

推力矢量技術的應用并不是獨立于飛機本身單獨存在的。它的應用還必須高度依賴計算機、電子技術、自動控制技術、發動機制造技術、材料和工藝等技術的一體化發展。推力矢量噴管一般分為4種：折流板式推力矢量噴管、二元推力矢量噴管、軸對稱推力矢量噴管和流場推力矢量噴管。其中，前三種噴管均為機械式推力矢量噴管，主要是通過機械部件的驅動改變噴管出口方向進而實現推力矢量偏轉。流場推力矢量噴管則完全不同，其主要是通過在噴管擴散段引入側向次氣流去影響主氣流的狀態，以達到改變和控制主氣流的面積和方向，進而獲取推力矢量的目的。到目前為止，美國和俄羅斯投入實用的推力矢量噴管均為機械式推力矢量噴管。

折流板式推力矢量

一般來說，折流板式推力矢量控制技術方案是在飛機的機尾罩外側加裝3或4塊可作向內、向外徑向轉動的尾板，依靠尾板的轉向來改變飛機尾氣流的方向，實現推力矢量的機動。這種尾板一般采用耐高溫的復合材料制作。這種方案是多種推力矢量技術中出現得最早，結構也最簡單，而且改裝成本低，對發動機本身無需改動，難度也最少。

采用折流板的推力矢量技術方案可不是什么新鮮事物，更不是日本人的獨家發明。早在20世紀70年代中期，德國MBB公司的飛機設計師沃爾夫岡·赫爾伯斯就提出利用控制發動機尾噴流的方向來提高飛機的機動能力。1985年，美國國防預研局和MBB公司開始聯合進行可行性研究。美國憑借其雄厚的經濟實力和技術基礎開展了廣泛的研究工作，研制了多種技術驗證機，并且在F-15STOL/MTD短距起落/機動性技術驗證機、F-18HARV大迎角研究機、F-16MHTV多軸推力研究機等機型上分別進行了推力矢量試驗。其中，最著名的是1990年美國羅克韋爾公司、波音公司和德國MBB公司共同合作研制的X-31增強機動性驗證機，其在發動機尾噴口裝有機械控制的3片式碳-碳纖維復合材料制造的折流板。endprint

折流板式推力矢量方案的最大特點是發動機機體本身無需做任何改動，適于在現役飛機上進行改裝試驗，作為試驗研究有一定價值。折流板不僅能向左右和向上下轉動，還能通過擴大和縮小噴射口徑，以實現飛機機翼舵面滿舵的情況下再利用發動機增加轉舵量，從而達到更高的機動能力。“心神”隱身驗證機比較特別的是矢量推力折流板上帶有鋸齒，這是專門為了降低雷達探測性、減少折流板的雷達反射面積而設計的。

但是，這種方案有較大的結構重量和外廓尺寸，推力矢量工作時效率過低，對隱身和超音速巡航不利，而這兩個恰恰是現代第四代戰斗機最基本的兩個特點。因此，折流板僅作為發展推力矢量技術的一種過渡性試驗驗證方案，而沒有推廣使用。除了用于技術驗證機，現有的實用作戰飛機都沒有采用這個方案，而是紛紛采用二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管等更加先進的推力矢量噴管技術方案。各大航空強國在研究更為先進推力矢量噴管技術上投入巨大的人力、物力資源，但近年來都對于折流板式推力矢量方案沒有投入過多的精力。這是因為現代戰斗機對于發動機尾噴流轉向裝置的要求是結構牢固、密封性能好、緊湊耐用、轉向效益高、轉向快重量輕、阻力小，而折流板式推力矢量方案顯然是不符合這些要求的。因此，這也反映了ATD-X“心神”隱身驗證機更多的是進行新型氣動、飛控及發動機控制等相關系統一體化的研究和探索，距離實用還有很長的一段距離。

比較與分析

采用折流板方案典型代表就是X-31A技術驗證機，而日本ATD-X“心神”隱身驗證機的折流板樣式和安裝位置與其基本一致。我們通過對兩者的對比分析，可以得出很多有價值的結論。

X-31驗證機最具特點的就是采用了折流板矢量噴管口，3塊碳-碳纖維復合材料制造的導流尾板葉片環繞發動機噴口尾部，并呈圓周對稱配置，每片導流尾板葉片的高溫區包敷著能承受1500K以上高溫的碳化硅復合材料面層，由單獨的作動裝置分別驅動。而且，該種矢量噴管還是與可動前翼搭配使用的，可通過偏轉折流板的角度來提供俯仰和偏航所需的控制力。由于飛機尾部的推力矢量折流板帶來了很大的下俯力矩，并在一定程度上起到邊條的作用，當飛機迎角達到52°時，飛行員必須采用全側桿才能保持機翼的水平。X-31采取的解決辦法是在后機身底部兩側減壓板下方各加裝了一條與機身下表面相同的13°下傾角的邊條。日本ATD-X“心神”隱身驗證機由于沒有可動前翼，只能利用向機尾后方伸出的水平尾翼，并且采用類似F-1 6的氣動邊條，通過氣動邊條將主翼和平尾有機結合成一體。這一設計有效提高了飛機的控制效率，同時由于氣動邊條后端與向機尾后方伸出的水平尾翼相接，氣動側板能夠和平尾實現聯動，使得控制效率進一步提高。其缺點是增加了機尾的結構重量，使飛機重心后移，增加了飛行控制的難度。

X-31驗證機的折流板設計的最大偏轉角度為35°，但由于它不像其他推力矢量噴管那樣完全“包裹”住發動機噴流，所以在絕大多數情況下最多只能實現改變氣流方向15°左右。而在發動機尾噴口收斂或某些低能量狀態的情況下，氣流改變還達不到15°。折流板偏轉角度大小是與可用推力成反比，這是因為低尾噴流量和發動機尾噴口收斂情況下要產生與正常推力下等量的控制力矩， 折流板就必須偏轉更大的角度以使尾噴流方向改變。而日本ATD-X“心神”隱身驗證機采用雙發設計，散逸的發動機噴流之間存在互相干擾的可能性，有可能導致折流板的偏轉角度進一步縮小。另外，ATD-X“心神”隱身驗證機使用的2臺5噸級渦扇發動機，無論其推力還是噴流截面積顯然要比X-31使用 F404-GE-400發動機小得多。在飛行過程中，ATD-X飛行員必須小心地控制飛機合理的推力和折流板偏轉角度之間的問題，避免過大或過小的偏轉角和推力，否則容易造成機毀人亡的后果。

X-31驗證機發動機尾噴折流板的液壓驅動器理論上可使葉片達到80°/秒的最大偏轉角速度，但是大多數情況下無法實現，其推力矢量的偏轉角速度一般最多只能達到40°/秒。這是因為X-31驗證機在大迎角飛行時，各個液壓操縱面均要產生動作，能分配給導流葉片做偏轉的液壓動力不足。再加上X-31的折流板與尾噴流的偏轉角速度之比大致為1.5：1，因此其推力矢量的偏轉角速度只能達到這么多。我們有理由相信，日本ATD-X“心神”隱身驗證機由于液壓操縱面比X-31驗證機更多，即使液壓驅動器有更大的進步，其偏轉角速度也不可能超過后者。

折流板推力矢量的控制方式是相當復雜的，并帶有一定的缺陷性。首先，“心神”隱身驗證機是雙發設計，兩臺發動機靠得比較近，相鄰的折流板葉片之間在動作過程中容易發生相互碰撞。其次，位于機身的下半部中間位置的兩片折流板導流片，把它們打開最大外側位置時可充當減速板使用的。由于雙發設計，靠近里面的折流板不能張開，而靠近外側的折流板容易和向機尾后方伸出的水平尾翼發生相互碰撞。最后，同一發動機上兩片折流板葉片在同時偏轉一定角度以上可能發生相互碰撞，這個角度一般在同時偏轉26°～28°左右時候容易發生。因而，必須在控制軟件中預先做好適當的設置，這會導致該機推力矢量的控制律和與飛行控制系統的結合相當復雜，增加了飛控程序編寫的困難。

還有就是折流板尾板葉片的材料導致的使用能力問題。折流板尾板葉片一般是使用耐高溫的復合材料制成，但是由于發動機尾噴流的溫度非常高，長時間頻繁使用仍可造成過熱損壞。以X-31為例，其使用的F404-GE-400發動機穩定運轉30秒后將折流板尾板葉片內偏5°進行機動，10秒后折流板尾板葉片就必須轉到尾噴口外側5°，冷卻15秒才能再次使用。由此可見，折流板使用其實是有嚴格的時間限制的，且不能持續工作。

折流板式推力矢量噴管付出結構重量的代價也非常大。折流板式推力矢量裝置嚴格來說只是發動機機體外的附加裝置，獨立于發動機機體外。除了折流板尾板葉片在保證有足夠結構強度下本身所增加的重量外，還要加上每片折流板片相應的作動機構和液壓裝置等重量。另外，還要在發動機體上增加2塊加強框，一塊固定在發動機機體后部上，另外一塊加強框不但要固定在發動機體前部，還必須直接固定在飛機機體上，以保證有足夠的結構強度承受偏轉時的力矩。不然，折流板無法承受改變發動機噴口的氣流的作用力。按1套折流板裝置能使1臺發動機增重20%～30%計算，ATD-X心神隱身驗證機使用的XF5-1發動機重量是650千克，其1套折流板裝置重量為130～195千克，兩套相加就要付出260～390千克左右的結構重量。對飛行性能的影響非常大。

ATD-X“心神”隱身驗證機采用的折流板式推力矢量裝置在外形上增加了邊緣鋸齒，有一定的隱身設計。但其外形對于機體尾部而言是一個凸出的裝置，無論其外形如何修改，都會破壞機體的隱身性能，尤其是增加機體后部的雷達反射面積，同時也會增加飛行時的阻力。

所有的機械式推力矢量噴管都會在偏轉角度時帶來推力損失問題，可以說推力矢量是拿推力損失換來高機動性的。這個問題在折流板式推力矢量裝置上尤其嚴重。由于折流板不具有密封性，容易形成氣流泄露，加上折流板偏轉阻擋氣流形成的反推力作用，所以容易造成嚴重推力損失。有資料稱，X-31在折流板葉片的偏轉角度超過10°時推力開始明顯損失，偏轉至25°時推力將損失700千克力左右。其推力損失在14.85%以上，而現代第四代戰機裝備的推力矢量噴管推力的損失一般要求控制在10%以下。對于ATD-X“心神”隱身驗證機的2臺XF5-1而言，一旦推力損失15%以上，就很容易造成飛機失速墜毀。

綜上所述，日本在ATD-X“心神”隱身驗證機上采用的折流板式推力矢量技術方案，反映出日本在美國的制約下，在發動機和推力矢量技術研究方面的薄弱，屬于選擇上的無奈之舉。在脫離了美國的幫助下，日本想要研制自己先進的戰斗機，就被迫從頭開始驗證技術。但是，ATD-X“心神”隱身驗證機過小的機體和粗糙的隱身細節處理，以及折流板推力矢量方案的選擇等等，都充分說明了在這樣的飛機上是很難實現驗證第4代戰斗機所需全部技術的。因此，ATD-X“心神”隱身驗證機注定是永遠難以結出豐碩果實的花朵。

（編輯/一翔）endprint