戰斗機推力矢量關鍵技術及應用展望

王海峰

中國航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

戰斗機推力矢量技術是指戰斗機根據需要在不限于發動機軸線的可變方向上獲得并利用推力的技術。通過綜合控制發動機矢量噴管和飛機操縱舵面，可極大地擴展戰斗機使用包線，提升飛行安全性，增強作戰能力。同時，飛/發一體化的推力矢量設計還能有效降低飛機目標特性。第四代戰斗機如F-22、蘇-57等均采用了推力矢量技術。可以說推力矢量是先進戰斗機的典型標志之一，是航空領域重要關鍵技術。

戰斗機推力矢量技術涉及氣動、發動機、進排氣和飛行控制等多個領域，工作包線突破傳統禁區向極限擴展，設計條件更加嚴酷苛刻，是一項跨領域、緊耦合、高風險的系統工程。鑒于其不可替代作用和技術難度，各國對此項技術都有相對嚴格的技術保護措施。美國、俄羅斯(前蘇聯)等自20世紀70年代起[1]持續開展了大量的理論研究、試驗探索、集成驗證和工程應用。美國實施了以F-16MATV、F-15ACTIVE、F-18HARV為代表的一批飛行演示驗證項目，俄羅斯則在蘇-27系列的改進發展中不斷驗證并持續提升推力矢量技術，基于以上成果，美國、俄羅斯在過失速飛行領域取得了突出的技術和能力優勢，有力加速了推力矢量技術向戰斗機實裝能力的轉化。

中國自“九五”計劃開展推力矢量預先研究以來，歷經了作戰使用、氣動設計、風洞試驗、矢量噴管、飛行控制和飛/發交聯等方面的長期積累，取得了豐富的技術成果，但限于在實際飛行條件下完成技術綜合和工程實踐的難度，至“十二五”結束時，戰斗機推力矢量技術仍處于地面研究和試驗階段。

“十三五”期間，國內通過實施殲-10B戰斗機推力矢量演示驗證項目，攻克了一系列關鍵技術，并全面實現了空中過失速飛行驗證，完成了國外用多年時間、在多個項目上完成的研究內容。2018年11月6日，殲-10B軸對稱推力矢量驗證機(單發、鴨式布局、放寬靜穩定性)在第12屆珠海航展上一氣呵成地完成“眼鏡蛇”等5種國際公認的典型過失速機動飛行展示，標志著中國戰斗機推力矢量核心關鍵技術和工程能力取得重大突破，并在綜合飛/發控制等關鍵技術上達到國際領先水平。

從公開發表的文獻來看，國內外科研機構在推力矢量領域開展了大量的研究，相關單項技術研究的公開文獻有較多可以參考，但面向真實飛行環境和真機綜合驗證的系統性綜合論述較少。本文簡要回顧戰斗機推力矢量的發展歷程，對關鍵技術體系進行分析，結合推力矢量驗證機的工程實踐，闡述大迎角內外流氣動特性設計、推力矢量發動機、綜合飛/發控制和飛行驗證等關鍵技術，并展望推力矢量技術對戰斗機作戰效能的貢獻及未來應用方向。希望通過對戰斗機推力矢量關鍵技術研究和工程實踐進行總結，能更好地推進推力矢量實裝應用及高性能戰斗機的發展。

1 面臨的挑戰與發展現狀

推力矢量戰斗機的典型特征是能夠實現過失速機動飛行。第三代戰斗機的飛行迎角范圍一般為30°左右，在該范圍內升力系數和迎角呈近似線性關系, 而在過失速機動的大迎角區域, 升力和力矩同時呈現非線性、非定常的特性，且升力系數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，對戰斗機在該區域實現過失速機動飛行起著關鍵的作用。推力矢量技術給戰斗機帶來顯著收益的同時，也給設計研發帶來了巨大的挑戰。

1.1 面臨的挑戰

推力矢量戰斗機的飛行包線極大擴展、飛行迎角極大、飛行速度極低，這給飛機的內外流氣動特性設計、發動機設計和飛行控制等帶來了一系列的困難：

1) 在外部氣流特性方面，飛機在進入過失速迎角后，所處流場會出現大面積的流動分離和漩渦破裂現象，導致空間流動的對稱性遭到破壞，繼而飛機的氣動力呈現強非線性、交叉耦合和時間相關性(遲滯)。此類非定常效應的顯著增加，令飛行參數及舵面偏度等氣動力影響極端復雜化，獲得準確氣動特性的難度增加，較常規迎角區具有更大的不確定性[2]。

2) 在內流氣動特性方面，進氣道唇口誘發大面積流動分離，進一步在進氣道內發展形成分離渦，內外流場呈現出強烈的非對稱、非定常、非線性特征，流動發展演化機理復雜，進氣道穩、動態特性的差異，使發動機穩定性考核方法及飛行驗證面臨難題。

3) 在發動機方面，與常見的軍用渦扇發動機相比，推力矢量發動機設計難度主要表現在：① 大 迎角過失速飛行時，進氣道出口畸變增大，再加上矢量噴管偏轉的不利影響，喘振裕度明顯降低；② 推力轉向后，發動機的部件載荷、熱分布出現較大變化，對其結構熱強度及耐熱設計提出了更高要求；③ 發動機主機、加力和矢量噴管的協調控制對發動機性能、穩定性和控制律設計提出更嚴格的要求；④ 推力矢量發動機控制系統的故障處理邏輯直接影響飛機的飛行安全，需要從全機的角度進行考慮；⑤ 為獲取隱身和氣動的收益，二元推力矢量發動機噴管需要進行飛/發一體化設計，設計因素和約束更多，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，且在飛行姿態改變中占據主導作用，需要進行綜合飛/發控制。飛機進入大迎角/過失速區以后，由于非定常流場作用，誘導出的高不確定性、大范圍強非線性與三軸強耦合特性[3]，基于小擾動假設的傳統線性控制律設計方法已不完全適用。因此，大迎角/過失速機動飛行的控制策略、控制律設計方法以及飛行品質等方面出現了很大差異，給飛行控制系統實現帶來了很大的困難。

5) 在飛行驗證方面，相對于常規的型號試飛，推力矢量技術飛行驗證是典型的高風險試飛科目。首先，發動機和飛控系統是飛機的核心安全關鍵部件/系統，必須經過嚴密的設計和充分的驗證，才能安全飛行；其次，對于大迎角過失速試飛來說，非定常流場環境具有高不確定性和遲滯特性，理論計算及風洞試驗結果的可信度和可預測性均大幅降低，飛行安全面臨著較大風險；更為嚴重的是，大迎角/過失速飛行是一種危險的飛行狀態，出現故障后留給飛行員的處置時間和空間都極其有限，導致大迎角/過失速試飛風險劇增，對于單發飛機，極有可能產生災難性事故。

1.2 發展現狀

為了提升戰斗機的機動能力并獲取其他收益，戰斗機推力矢量技術是航空領域長期以來的研究熱點。從技術發展的層次來看，主要分為以下3個層面：

1) 理論試驗研究。在大迎角氣動力、推力矢量發動機等方面重點開展了理論和地面試驗研究，主要集中在20世紀六七十年代以后。

2) 飛行驗證研究。主要集中在20世紀80年代中后期及以后，隨著相關領域技術成熟度的提升，美、俄等航空強國在該領域實施了一系列關鍵技術飛行演示驗證，提高了戰斗機推力矢量技術的成熟度，奠定了工程應用的基礎。

3) 工程化應用。主要是在20世紀末至今，主要的應用型號包括現役的F-22、蘇-57等典型第四代戰斗機，以及蘇-30MKI、蘇-35等典型的三代半戰斗機。

1.2.1 理論試驗研究

推力矢量技術的探索和研究始于20世紀60年代，受早期作戰思想和工業基礎的制約，僅僅局限在飛機的垂直起落和反推力方面。20世紀70年代起，國外大規模開展了推力矢量技術在飛機上的應用研究。1980年，Herbst博士[4](著名的“赫伯斯特”過失速機動即以他的名字冠名)提出機動能力是飛機設計的重要因素，推力矢量技術是實現超機動能力的必要條件，并給出了推力矢量技術對戰斗機機動能力的貢獻分布，如圖1所示，可以看出，推力矢量技術大幅拓展了飛機的控制能力邊界，提升了飛機的俯仰控制能力和偏航控制能力。Costes[5]通過仿真手段對近距空戰的作戰環境開展研究，發現推力矢量技術可以使戰斗機具有更加敏捷的姿態控制能力，在交戰過程中擁有更多的攻擊機會和整體進攻優勢，能有效提升近距空戰效能。

圖1 推力矢量技術對戰斗機機動能力的貢獻[4]

推力矢量技術可以大幅提高戰斗機的可用迎角和機動能力，同時也給飛機的進發匹配、外部氣動力設計帶來了難題。

在大迎角進發匹配方面，美、俄在多年的研究過程中，形成了不同的進發匹配指標評價體系和考核方法。美國主要圍繞周向畸變指數、徑向畸變指數、平面波強度、紊流度等幾個進氣道性能參數，通過大量試驗數據建立畸變指數與發動機風扇/壓氣機穩定裕度損失的關系，在發動機穩定性考核時采用高空臺畸變模擬板或模擬網試驗方法；而俄羅斯主要圍繞周向畸變指數和紊流度兩個參數，形成綜合畸變指數這一總體評價指標，采用可移動插板畸變試驗來考核發動機穩定性。

在大迎角外部氣動力設計方面，主要的研究內容包括大迎角非線性非定常氣動特性、推力矢量噴流及其對全機氣動特性和舵面控制能力的影響、全狀態推力矢量氣動力數據庫建庫方法等。大迎角非定常氣動力和力矩不僅與當前運動變量有關，還與時間歷程相關。Klein和Noderer[6-8]研究了積分形式的非定常線性氣動力模型，Chin和Lan[9]應用傅里葉分析進行非定常氣動力建模，Goman和Khrabrov[10]則采用了狀態空間形式。

在大迎角氣動力試驗方面，主要的研究內容包括大迎角非定常氣動力風洞試驗、全包線推力矢量風洞試驗及相應的數據修正技術等地面試驗驗證和分析技術。

依托堅實的基礎研究成果，從1994年開始，美國先后開展了F-18 HARV(大迎角研究飛行器)[11]、X-31 EFM(增強戰斗機機動性驗證機)[12]等高機動技術驗證機的試飛驗證工作，獲取了大量的工程應用成果。

中國在大迎角氣動力技術方面， “九五”期間，突破了低速推力矢量風洞試驗技術[13]，獲得了全迎角范圍內的推力矢量偏轉控制能力以及噴管偏轉對全機氣動特性的影響。“十一五”期間，通過開展推力矢量地面集成驗證工作，進一步推進了低速推力矢量風洞試驗技術的發展[14]，同時開展了大迎角氣動力數據修正以及數據庫架構設計及建模[15]工作，形成了可供飛控仿真評估的氣動力數據庫，支持了地面演示驗證工作的開展，具備了開展飛行演示驗證的外部氣動力基礎。

在飛機設計相關領域的牽引下，推力矢量發動機技術研究也在同步開展。從噴管的結構形式上，矢量噴管可以分為燃氣舵、二元推力矢量噴管、軸對稱推力矢量噴管等。1991年2月，美國、德國共同研制的配裝燃氣舵葉片的X-31驗證機成功首飛；20世紀70年代起，美國即開始了二元推力矢量發動機的研究工作，并于1989年在F-15S/MTD 驗證機上開展了飛行驗證；為實現俯仰和偏航控制能力，美國又研制了軸對稱推力矢量發動機，并于20世紀90年代初在飛機上開始飛行試驗。

大迎角過失速機動飛行帶來的非線性氣動力/力矩、氣動遲滯效應、綜合飛/發控制等問題給飛機的飛行控制帶來巨大難題。文獻[16]研究了未來戰斗機考慮推力矢量的飛/發綜合控制的收益、代價和控制律設計方法，并進行了高精度仿真驗證；在超機動飛行控制方面，文獻[3]指出，基于逆系統的方法是當前的普遍思路, 然而傳統的動態逆方法對模型精度要求高, 難以應用于快時變系統控制, 因此給出了一種基于非線性補償和氣動力模型數據庫的魯棒解耦控制思路。發動機參與飛機的飛行控制，需要進行深度的綜合，特別是故障狀態的綜合管理、故障等級的制定要進行充分的融合。文獻[17]研究了集中式與分散式的飛機與發動機綜合控制優化問題，并討論了系統的魯棒性；文獻[18]建立了飛機/發動機綜合控制模型，重點考慮了飛/發耦合因素，來研究發動機的故障診斷問題。

1.2.2 飛行驗證研究

20世紀七八十年代以后，美、俄率先開展了一系列的推力矢量技術演示驗證項目[19]。近年來，中國也開展了推力矢量技術飛行驗證，具體內容見表1。

表1 推力矢量演示驗證項目

1.2.3 工程化應用

經過推力矢量技術長期的理論、試驗研究與多個演示驗證項目的積累，在20世紀末、21世紀初，國外成功實現了推力矢量技術在空軍主力戰斗機上的應用，包括現役的F-22、蘇-57等典型的第四代戰斗機，以及蘇-30MKI、蘇-35等典型的三代半戰斗機。

F-22戰斗機是典型的第四代戰斗機，采用了二元推力矢量技術(見圖2)，為提高紅外隱身性能和后側向雷達隱身性能，實現超聲速巡航、包線擴展、短距起降、過失速機動、大迎角飛行等提供了重要保證。

圖2 F-22戰斗機與二元推力矢量發動機F119(Wikipedia, NASA)

蘇-35、蘇-57戰斗機配備了有限偏轉能力的軸對稱推矢發動機，具備優秀的超機動飛行能力；蘇-57的目標發動機則是更為先進的“產品30(或產品129)”推矢發動機，具備全向偏轉能力、更高的推重比，并且進行了一定的隱身設計(如噴口鋸齒設計)。

1.2.4 現狀總結

從各國的研究歷史可以看出，戰斗機推力矢量技術研究無不遵循著從理論試驗研究到飛行驗證的過程。從表1可以看出，國外典型的8種該領域飛行驗證項目中，X-31和F-18 HARV采用簡單的燃氣舵矢量噴口，相對容易實現，但推力損失較大，難以對真實推力矢量發動機進行全面驗證，主要是驗證飛機大迎角可控飛行及其性能；為了降低試飛風險，絕大多數驗證機采用雙發機型；F-16 MATV雖是單發飛機，但飛機本體是靜穩定布局，主要針對迎角擴展和戰術收益評估進行了相關飛行驗證。在飛行驗證過程中，美國、俄羅斯均采用多個飛行驗證項目對推力矢量技術進行飛行驗證，逐步實現了工程應用。

中國采用靜不穩定、鴨式布局、單發飛機殲-10B為平臺，配裝先進的軸對稱推力矢量發動機，首次且全面地完成了大迎角過失速機動飛行、進發匹配、綜合飛/發一體化控制等多個領域的飛行驗證，充分體現了中國在該領域的技術先進性和技術成熟度；2018年11月6日，殲-10B推力矢量驗證機在第12屆珠海航展上成功展示了“眼鏡蛇”“大迎角360°滾轉”“榔頭”“赫伯斯特” “落葉飄”等5種國際公認的典型過失速機動飛行(圖3～圖7，圖片來源于網絡)，標志著中國推力矢量戰斗機設計技術突破了長期以來的技術瓶頸，達到了工程應用的水平，為后續開展一系列的戰術使用、甚至先進平臺概念的研發奠定了堅實的技術基礎。

圖3 眼鏡蛇機動

圖4 大迎角360°滾轉

圖5 榔頭機動

圖6 Herbst機動

圖7 落葉飄機動

2 戰斗機推力矢量關鍵技術

2.1 關鍵技術體系

戰斗機推力矢量技術的核心目標是保證在各種極限工況下飛機能夠安全可靠的飛行，滿足任務和飛行要求。要實現這個目標，需要重點突破以下4大關鍵技術群：

1) 大迎角內外流氣動特性設計。

2) 推力矢量發動機關鍵技術。

3) 綜合飛/發控制。

4) 戰斗機推力矢量飛行驗證。

以上4個關鍵技術群，綜合飛/發控制技術是核心，推力矢量發動機和大迎角內外流氣動特性是重要輸入，戰斗機推力矢量飛行驗證技術是重要的研究和驗證手段。針對每個關鍵技術群，又包含若干項關鍵技術，相互之間交叉耦合，構成了完整的戰斗機推力矢量關鍵技術體系，如圖8所示。

圖8 推力矢量關鍵技術體系

2.2 大迎角內外流氣動特性設計

2.2.1 進氣道氣動特性分析與驗證

1) 大迎角過失速進氣道氣動特性

在飛行包線左邊界進行大迎角和過失速機動飛行，進氣道流動機理復雜，進氣畸變特性急劇惡化，極易引起發動機喘振停車，給飛行安全帶來極其嚴重的隱患。為此，需要掌握大迎角和過失速機動飛行狀態下的進氣道氣動特性，驗證和確保發動機在復雜工況下的抗進氣畸變能力，保證在大迎角和過失速機動飛行狀態下發動機穩定工作。整個研究思路見圖9。

進氣道的流動特性可以從靜態和動態兩個方面來研究，一方面，通過高精度計算仿真研究不同穩定飛行迎角下的內外流氣動特性，追溯AIP(Aerodynamic Interface Plane)截面高低壓區分布形態、內管道流動形成機理與變化趨勢，為天地一致性分析打下基礎；另一方面，獲取過失速機動下進氣道動態特性與大迎角穩定飛行時的差異(見圖10[20])，用于進氣道風洞試驗以及發動機穩

圖9 大迎角過失速內流特性與驗證思路

圖10 過失速機動下進氣道非定常非線性特性[20]

定性考核試驗研究。基于同心雙球體嵌套計算域與動態滑移網格邊界的URANS算法[21-22]具有交界面網格魯棒性強、內外流場插值精度高的特點，可實現大幅度相對運動問題的高效模擬。使用該方法對過失速機動下進氣道動態特性進行模擬，可以獲取進氣道動態特性與大迎角穩態特性的差異，對風洞試驗以及發動機穩定性考核進行指導。

2) 復雜工況進發匹配考核

傳統進發匹配考核采用部分遮擋發動機進口面積的“插板”方式來模擬進氣壓力畸變，無法真實模擬復雜工況下畸變的分量組成比例與發動機進口的真實流動形態。為解決這個問題，首先要獲取進氣畸變數據庫，同時，為了充分考核發動機穩定性，還必須保證進氣畸變數據庫對飛行驗證包線的全覆蓋。根據大迎角和過失速飛行任務剖面，設計進氣道風洞試驗方案，完成大迎角風洞試驗，數據庫應包含高度、馬赫數、迎角、側滑角、發動機狀態等影響因素。

其次，通過篩選進氣畸變數據庫中典型惡劣工況條件，依托CFD和地面吹風試驗等手段設計高保真畸變模擬板，深度還原發動機進口真實流動形態以及畸變各分量比例，搭起進氣道與發動機地面試驗的橋梁，實現飛機典型真實畸變與發動機穩定性考核的耦合關聯(見圖11)。

最后，通過在AIP截面處安裝壓力畸變模擬板開展發動機高空臺試驗，考核發動機在典型真實惡劣工況下的工作穩定性，在地面階段充分驗證進氣道與發動機的匹配特性，掌握發動機抗進氣畸變能力，對飛行試驗風險進行有效控制。

圖11 壓力畸變模擬過程

以上提出的大迎角過失速進氣道氣動特性分析與驗證方法，在殲-10B推力矢量驗證機上進行了充分的驗證，有效地支持了推力矢量發動機的穩定可靠工作，保障了整個試飛驗證的飛行安全。

2.2.2 外流氣動特性分析

大迎角過失速外部氣動力的準確獲取是研究過失速飛行的重要前提。在飛行包線的左邊界進行大迎角過失速機動飛行，外部氣動力的突出特征就是大面積的分離和動態耦合，反應在氣動力曲線上就是非線性、非定常和遲滯現象，對飛機而言就是在大迎角存在的特定運動響應，如非指令性運動、抖振、深失速等。為確保飛機在大迎角過失速區的安全飛行，需要綜合數值仿真和多種風洞試驗，以準確獲取大迎角區的氣動特性，為后續氣動力建模打好基礎。

1) 大迎角過失速綜合數值仿真技術

綜合數值仿真是開展大迎角過失速地面風洞試驗的基礎，通過CFD手段可以獲取全狀態條件下大迎角氣動力的流動特性和細節，明確流動分離影響區域和動力效應影響范圍，更深入理解飛行的物理現象，為氣動力優化設計和試驗方案設計提供指導依據。

在大迎角過失速綜合數值仿真領域，從早期的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)模擬[23-24](見圖12)發展到目前可開展脫體渦模擬(DES)精細化流場診斷，仿真種類也從簡單的大迎角穩定飛行擴展到機動飛行模擬并考慮發動機噴流影響。此外，采用CFD手段還可用于開展試驗方案以及試驗現象的精細化研究[25]，如圖13所示。

圖12 大迎角機頭渦模擬

圖13 CFD手段輔助風洞試驗設計[25]

2) 大迎角動/靜態綜合風洞試驗

在綜合數值仿真的基礎上，進一步開展大迎角動靜態綜合風洞試驗，以獲得完整的大迎角動/靜態氣動特性，為后續氣動力建模提供數據基礎。

在大迎角過失速區，通過開展大迎角推力矢量風洞試驗，獲得大迎角過失速條件下的外部氣動力以及由于噴流和噴管偏轉所帶來的附加外部氣動力和力矩增量，如圖14(a)所示。此外，根據大迎角氣動力建模方法，還需要開展相關的大迎角動態風洞試驗，以獲得動態氣動力特性，如圖14(b)所示。

圖14 大迎角風洞試驗

通過綜合數值仿真和過失速地面風洞試驗兩大手段，可以準確地獲取大迎角區的氣動特性，獲得大迎角過失速條件下的外部氣動力、噴管帶來的附加外部氣動力和力矩增量，為下一步大迎角氣動力的精細化建模提供完整的數據來源。

2.2.3 增量動態融合大迎角氣動建模

作為飛控系統的核心，控制律的主要設計輸入是準確的氣動力數據，要實現大迎角過失速狀態下的可控飛行，需要獲得全面準確的大迎角氣動特性并建立相應的大迎角氣動力模型。

圖15 大迎角區域的非線性非定常氣動現象

在大迎角過失速飛行區域，大范圍的流動分離使得飛機氣動力的非線性非定常現象顯著增加，同時飛機過失速機動過程中的高動態響應使得氣動力非定常效應更加凸顯，如圖15所示。此時，常規的氣動力導數形式已經不適用，需要新增能夠反映飛機運動狀態特征的動態氣動力，同已有的靜態氣動力數據庫結合共同形成完整的全狀態、全包線增量動態融合大迎角氣動力數據庫。作為基礎的靜態氣動力數據庫，包含了飛機不同構型及迎角條件下的三軸氣動力及力矩增量，其一般表達式為[26]

(1)

在大迎角區，飛機的外部氣動力呈現分離和非對稱特征，與小迎角區的線性變化有著極大差異。氣動力數據要反映出流動的非線性、氣動力的交叉耦合以及時間相關性，在構造過程中需要合理分解振蕩運動和圓錐運動，避免重復疊加。

常見的運動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進行分解，形成合理的分量，配合適當處理方法保證氣動力的合理復現。比如，直接分解法將總角速度矢量分解成1個垂直投影到速度矢量的分量和3個沿機體軸的振蕩分量：

(2)

式中：pmod為滾轉振蕩分量；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單、使用方便，但是在非尾旋類運動中存在反逆問題，需要采用特定的處理方法來消除反逆，確保氣動力數據構造的準確性。在原始數據來源上則主要依托旋轉天平風洞試驗和大迎角動導數風洞試驗來獲取。

最后，描述飛機大迎角運動的總氣動力可表示為

(3)

式中：表達式右端第1項表示通過常規測力試驗獲得的飛機靜態氣動力；第2項表示旋轉運動氣動力增量；第3～5項表示強迫角振蕩運動氣動力增量；最后兩項表示平移振蕩氣動力增量。

綜上，結合靜態氣動力數據庫，增量動態融合的大迎角氣動力數據庫可按圖16所示方式組成。

此外，對于大迎角過失速運動中存在的偏航和滾轉力矩，文獻[22]認為這種力矩在快速機動過程中的作用時間短，尚不足以產生足夠的橫航向累加效應，從而可以實現“動態進入”的過失速機動，如蘇-27系列飛機的“眼鏡蛇機動”；但是對于大迎角過失速可控飛行而言，要實現“打哪指哪”的特定過失速機動動作則需要進一步借助推力矢量技術來克服飛機在過失速大迎角區的靜態偏航和滾轉趨勢。因此，大迎角氣動數據建模還需要準確的發動機推力矢量數據庫。

以上提出的大迎角氣動數據建模方法，經過了仿真與試飛驗證，結果表明，采用上述大迎角氣動力數據建模方法及增量動態融合的數據庫建庫流程形成的大迎角氣動力數據庫結構完整、數據可靠，準確反映了平臺飛行特性。

2.3 推力矢量發動機關鍵技術

根據矢量噴管結構形式或發動機尾噴流的偏轉方式，可以將發動機矢量噴管分為燃氣舵、關節式矢量噴管、二元矢量噴管、軸對稱矢量噴管4種類型(見圖17)，具體優缺點見表2。實際上，推力矢量發動機的實現形式，除了考慮發動機本身的優缺點以外，還要和飛機平臺綜合考慮。

圖16 大迎角氣動力數據庫組成

圖17 推力矢量噴管示意圖

表2 不同推力矢量噴管對比

相比常規的軍用渦扇發動機，推力矢量發動機增加了矢量噴管的結構、控制、性能設計與驗證等關鍵技術。對于二元推力矢量噴管，還要考慮紅外/雷達隱身和氣動減阻的需求，需要和飛機平臺一體化綜合設計。

2.3.1 矢量噴管結構

不同類型的矢量噴管具有不同的結構形式，共同的特點是要同時實現尾噴管內流道截面的控制以及尾噴流方向的偏轉，下面以軸對稱矢量噴管為例進行說明。

軸對稱矢量噴管的主要結構組成分為內流道結構、主承力結構、外罩結構和液壓驅動系統幾部分。內流道結構的設計難點是，首先要滿足作為常規收擴噴管全飛行包線使用的需求，然后考慮矢量噴管的偏轉功能，同時重量最輕。主承力結構是矢量噴管的承力框架，將內流道、外罩與液壓驅動機構連接，然后通過液壓驅動機構將矢量噴管承受的氣動力傳遞到加力筒體上，構成完整的傳力路線。外罩結構需要滿足矢量噴管在偏轉過程中的隨動及整流功能。在液壓驅動系統方面，A8液壓系統控制噴管喉道面積的變化，A9液壓系統控制出口面積和擴張段的矢量偏轉。軸對稱矢量噴管的內流道與主承力結構組件見圖18。

圖18 軸對稱矢量噴管部分主要結構組件

A9調節環是軸對稱矢量噴管主承力結構的核心構件，A9液壓系統通過該調節環與噴管擴張調節片實現運動傳遞，完成噴口的面積收放和矢量偏轉。通過結構優化設計，在滿足A9調節環在復雜工作載荷條件下強度設計的同時，可以有效降低其結構重量。

2.3.2 矢量噴管控制方法

推力矢量發動機接受飛機飛行控制系統的指令，完成內部的解算后輸出噴管的執行指令。矢量噴管的控制要保證發動機滿足喘振要求和性能最優。通過推力矢量發動機數學模型，研究矢量噴管偏轉對發動機工作和性能的影響，結果表明：在一定條件下矢量噴管偏轉時發動機低壓轉子共同工作線向喘振邊界移動，而高壓轉子共同工作線不發生變化；但矢量噴管偏轉與喉部面積放大相結合可使發動機保持原工作狀態不變，因而在改變矢量噴管偏轉角度時，通過調節矢量噴管的喉部幾何面積可以保證風扇的喘振裕度。

根據矢量噴管出口面積可獨立控制的特點，以推力性能最優設計了噴管出口面積的控制規律，出口面積與喉道面積的比值隨發動機噴管落壓比變化，保證流經噴管氣流完全膨脹，即

(4)

式中：噴管落壓比πE由渦輪后壓力P6和發動機艙壓PH計算得出；矢量噴管喉道面積A8值由數控系統給出。噴口面積比隨噴口落壓比的控制規律如圖19所示。

圖19 噴口面積比隨噴口落壓比變化的控制曲線

通過矢量噴管控制系統半物理試驗、推力矢量發動機地面整機試驗，在發動機典型工作狀態下通過階躍響應、精度測試等方法對控制系統各項參數進行試驗驗證，獲取矢量噴管控制系統靜態性能和動態性能的基本數據，分析控制系統各項參數設置對系統整體性能的影響，通過多輪優化迭代與驗證使控制系統整體性能滿足整機指標要求。

2.3.3 矢量噴管的性能設計

矢量噴管的主要性能體現在推力系數及偏轉效率兩方面。矢量噴管偏轉會破壞噴流在擴張段的理想膨脹加速狀態，帶來一定的推力損失，矢量噴管的推力系數是指矢量偏轉狀態下的推力與非偏轉狀態下推力的比值。發動機尾噴流的氣動偏角無法完全達到矢量噴管的幾何偏角，氣動偏角與幾何偏角之間的比值定義為矢量噴管的偏轉效率。

通過軸對稱矢量噴管內流場數值模擬的方式，建立矢量噴管不同工作狀態下性能特性的數學模型，矢量噴管偏轉狀態下數值計算所得的矢量噴流溫度場T如圖20所示。

圖20 矢量噴流溫度場

驗證矢量噴管推力系數及偏轉效率有多種手段，其中重要的手段包括矢量噴管縮比模型風洞試驗以及推力矢量發動機整機地面臺架試驗。

噴管性能的縮比模型風洞試驗一般選取噴管落壓比和出口馬赫數兩個相似性參數，經過包括流量、模型安裝姿態等一系列修正后，得到較為精確的矢量噴管推力系數p0j/p∞以及偏轉效率Mj等典型參數：

(5)

基于矢量噴管控制規律，利用矢量噴管縮比模型風洞試驗和推力矢量發動機整機地面臺架試驗的結果對理論計算進行修正，確定推力矢量發動機不同偏轉角度下的高度速度特性。

2.3.4 二元噴管的氣動/隱身與飛/發綜合設計

與軸對稱推力矢量技術相比，二元推力矢量技術，不僅可提高飛機機動性和敏捷性、提升飛機常規飛行性能，還能夠明顯改善飛機的后體阻力、后側向隱身性能，提高飛機生存力，對戰斗機作戰效能全面提升具有重要意義。

隱身是未來戰斗機的重要發展方向，二元推力矢量技術是實現飛機隱身性能綜合優化的關鍵技術，是未來高隱身飛機方案優劣的關鍵。二元噴管的氣動/隱身與飛/發綜合設計，要考慮飛機總體布局、氣動減阻、雷達/紅外隱身、飛行控制和發動機的多方面要求和約束條件，對噴管和飛機后體進行多學科的綜合設計，得到二元噴管的寬高比、偏轉角度、噴管外形等設計輸入，據此從發動機的總體角度開展一輪部件及整機性能綜合設計，并與飛機進行多次迭代，最終形成滿足飛機要求的二元推力矢量發動機方案。

二元噴管的氣動/隱身與飛/發綜合設計，除了在飛/發總體方案層面以外，局部的綜合設計也能帶來明顯的優勢。例如，通過對二元收擴噴管尾緣進行合理的修形，使尾緣附近產生展向的壓力梯度，出現強烈的流向渦的卷吸效應，使外部冷流卷向燃氣流中心，從而起到了強化摻混的作用，由圖21 可以看出軸對稱與二元收擴噴管下游切面的溫度分布對比。

圖21 軸對稱與二元噴管下游切面溫度分布

發動機本體在后向隱身技術方面還可以通過穩定器修形、加力內錐等部件的修形技術、噴管鋸齒修形技術、隱身涂層應用技術、低發射率材料應用和發動機后向高溫部件及腔體遮擋技術等單項措施來進一步提升發動機的隱身性能。

可以看出，二元噴管的氣動/隱身與飛/發綜合設計，改變了傳統的飛/發設計過程，相互嵌套需要飛/發高度融合設計與并行設計，才能取得綜合最優的設計效果。

2.4 綜合飛/發控制

戰斗機推力矢量技術的核心是綜合飛/發控制，主要的工作思路是：首先突破復雜流場下高精度大氣測量技術，為飛行控制提供高質量的實時大氣數據；其次，采用靜態機載模型與動態在線估計相結合的控制方法，解決高不確定性、強非線性條件下的三軸多變量深度耦合控制問題，實現過失速區的精確迎角/姿態/速率控制；再次，研究過失速飛行安全保護與恢復技術，采用嚴密的應急處置策略和多層級措施，確保異常狀態下返回常規迎角穩定飛行狀態的能力和飛行安全。根據以上思路，綜合飛/發控制主要包括以下5個方面的關鍵技術。

2.4.1 飛/發綜合控制管理技術

相對于常規飛行，推力矢量作為飛行控制的額外“控制舵面”參與飛行控制，且在飛行姿態改變中占據主導作用，需要將發動機的控制納入飛行控制系統中，進行一體化設計。從系統設計的角度上來說，發動機控制系統接收飛機飛行控制系統的偏轉指令，以及飛機座艙里有關推力矢量工作狀態、工作模式的開關指令和發動機控制器提供的轉速、壓力等發動機主機工作狀態信息，解算出矢量噴管A8、A9液壓系統驅動裝置的運動指令，執行A8、A9截面面積的控制和矢量噴管的偏轉。圖22是矢量噴管與飛機的控制交聯關系示意圖。

圖22 綜合飛/發控制示意圖

此外，綜合飛/發控制設計的另一個重點是從飛行安全的角度去考慮發動機的故障管理和處置措施，尤其是矢量噴管發生故障時的處置方法。一般來說，對于沒有推矢發動機的飛機，飛機姿態主要是由飛機舵面來控制，發動機系統和飛行控制系統通常是相對獨立的設計和運行，發動機故障對飛機的影響不會立即導致災難性的后果。在過失速機動飛行過程中，如果故障管理技術沒有綜合考慮，則可能給飛機帶來失控的致命后果。例如，在發生矢量噴管超溫時，發動機通常傾向于使矢量噴管回中，從而降低管壁溫度，保護噴管，但是，如果此時飛機正好處于大迎角低速飛行狀態，矢量噴管的自動回中則有可能導致飛機進入失速尾旋。飛發綜合控制的故障綜合管理技術，必須從確保飛行安全的角度出發進行綜合權衡設計。

2.4.2 復雜流場大氣測量技術

進入過失速迎角區后，氣動流動特性發生了巨大的變化(見圖23)，作為感知氣動力狀態的大氣測量傳感器難以解算得到精確的數據，需要采用復雜流場下多源信息融合技術，實現對過失速迎角區大氣數據的準確獲取。

圖23 過失速迎角區前機身流場示意圖

大氣測量多源信息融合技術主要分為兩個方面：一方面，需要通過風洞試驗和CFD等手段確定大氣測量單元“實”信號的能力邊界和使用范圍，并對測量單元的占位產生指導作用；另一方面，需要根據飛機運動學特性產生對大氣數據的理論估算“虛”信號。綜合“虛”和“實”兩方面的信息，基于適當的數據融合解算，綜合獲得過失速迎角區的大氣數據信息。

在過失速迎角區，虛實兩方面信息的有效范圍呈現出非線性的變化形態，具體的處理方法是基于風洞或縮比試飛數據，通過神經網絡、模糊邏輯等多種擬合結構來實現最優的數據融合。

2.4.3 飛/發綜合控制律設計技術

為保證戰斗機能夠實現良好的飛/發協調控制，實現大迎角區的穩定飛行和過失速機動飛行，在綜合飛/發控制律設計領域，主要包含3個方面的關鍵技術。

1) 飛機氣動與矢量噴管的一致性控制

氣動操縱面在大迎角/過失速飛行狀態下操縱效率呈現出強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較好，但是其工作帶寬通常低于氣動操縱面，這些差異導致綜合控制分配是一個設計難點。從本質上來說，控制分配是一個帶約束的最優化問題，在大迎角/過失速領域，主要的控制分配結構有最小能量控制分配[28]、鏈式增量融合方式[29]和隨狀態變化的比例分配等3個類型。在工程應用中，控制分配需結合實際需求根據不同狀態點下氣動操縱面和矢量噴管的控制效率、響應帶寬等特性，并充分考慮邊界、性能等約束，按照響應時間、最優功耗的要求進行舵面分配。

2) 大迎角區的穩定飛行

對于過失速機動控制的實現而言，最關鍵的是對迎角的控制，一方面其決定了戰斗機能否根據操縱需求，自如地進入和安全地退出過失速區；另一方面根據不同機動的需求，其需要在該區域維持所需要的迎角并進行可控飛行，因此迎角控制效果決定了飛行安全，決定了過失速機動的成敗。目前在常規迎角區，戰斗機普遍采用俯仰速率和過載的組合來實現縱向控制，而迎角限制控制律僅在進入危險區域后逐漸介入，目的是阻止飛機迎角的進一步擴大，避免進入失速/尾旋等危險的飛行狀態，同時可近似將俯仰速率作為迎角的微分信號，改善其動態性能。

為了實現過失速區迎角的精確控制，改善過失速機動過程中迎角超調、舵面飽和問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。可以采用以下兩種方式來進行獲取：

一是對迎角信號的微分，該方法原理簡單，但一方面由于大迎角區的迎角信號存在著一定的誤差，尤其是其變化過程中存在的動態誤差和延時，會極大減弱微分信號的超前作用；另一方面微分環節進一步放大了傳感器噪聲，容易對控制回路引入高頻振蕩。

二是通過模型的方法，借用多種信號構建迎角微分。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，推力和氣動力構成的外力分量，以及大姿態下的重力分量。因此基于該微分模型，對各個分量進行一定的簡化后，可實時計算得到較精確的迎角微分信號，將其引入控制回路可以極大改善大迎角區的飛行品質。

3) 強非線性和高不確定性解決方法

大迎角區非定常流場作用所誘導出的高不確定性、大范圍強非線性與三軸強耦合特性[3]，直接關系著誤差控制的執行效果甚至過失速機動飛行的成敗，傳統的小擾動線性化分析/設計方法已不能完全適用。大迎角/過失速機動飛行的控制策略、控制律設計方法采用了非線性結構來構造所需的控制信號，用于補償大迎角區的強非線性特性帶來的影響。

大迎角/過失速飛行控制律設計技術的主線為非線性動態逆方法[30]，以及與之結合的魯棒控制、自適應控制等綜合控制方法。非線性動態逆方法的基本架構如圖24所示，其本質是將被控對象的先驗已知信息進行非線性反饋，將其轉換為偽線性系統進行設計，在應用中通常會基于時標分離方法，將其分為快慢兩個回路并分別進行動態逆設計[31-33]。然而在實際應用中，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的魯棒性不足。為增強其魯棒性，從兩個方面入手：

圖24 非線性動態逆控制框圖

一方面，可以基于結構奇異值方法實現對動態逆控制律參數的調節，使所獲得的控制律對模型參數攝動具有較好的魯棒性，以確保控制律在遭遇高不確定性時響應的穩定[34-37]。

另一方面，控制力矩特性在進入大迎角后與理論模型出現顯著分離，甚至變化趨勢相反，在這種情況下需要對模型參數的不確定性進行在線的跟蹤與補償，主要方法包括PID控制補償[38]、模糊自適應[39]、擴張狀態觀測器[40]、神經網絡[41]等。圖25是高不確定性下在線抗擾動控制的示意圖。

圖25 高不確定性下的控制響應示意圖

2.4.4 過失速飛行品質評定方法

飛機突破失速迎角進入過失速飛行范圍后，飛行品質的評定面臨兩個突出的問題：

1) 飛行品質評價的思路是定義跟蹤任務需求，在人機閉環模擬試驗中基于駕駛員Cooper-Harper評價方法和PIO等級來打分，形成對短周期模態的頻率和阻尼、時間常數的可接受范圍，來指導控制律設計[42]。Cooper-Harper準則用于評價并提高控制律設計是有效的[43]，但對于大迎角/過失速區，缺乏可直接用于評估和量化控制效果的準則。

2) 在當前大迎角過失速控制律設計的工程實踐中，仍以飛行品質MIL-F-8785C和MIL-STD-1797A作為主要依據，但這些標準大多數是根據小迎角下的試驗數據形成，缺乏對大迎角過失速狀態下的具體定量指標描述，難以指導控制律的設計。文獻[44]表明，由基于任務的大迎角/過失速飛行品質研究所確定的準則與傳統指標存在明顯差異。

為解決以上問題，可以采用基于任務的過失速飛行品質評定方法。與傳統的僅通過本機狀態變化進行評判的評估方法不同，基于任務的過失速飛行品質評定方法定義了一整套標準機動任務集，每項任務可分解為多個閉環機動動作，根據任務的完成優劣來考核飛行品質和對應空戰能力。通過將評估準則量化為進入特定區域、持續時間、超調次數等一系列能夠觀測到的指標，與期望值對照可以得到飛行品質量化評定結果。再結合飛行員主觀評述以及按照Cooper-Harper評分表打分的結果，最終得到試驗機飛行品質等級結果。

2.4.5 過失速飛行安全保護與恢復技術

從保障戰斗機的飛行安全出發，針對大迎角/過失速的安全保護主要有以下兩個方面的需求(見圖26)：

1) 進入過失速狀態后，能夠借助推力矢量，安全返回常規迎角狀態。

2) 進入過失速狀態后，如果無法使用推力矢量，能夠借助氣動控制面，安全返回常規迎角狀態。

對于第1個需求，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了極大優勢，在大迎角過失速控制律的作用下，通過推力矢量與氣動操縱面的疊加，可以控制迎角回歸常規區域。

圖26 過失速飛行安全框圖

對于第2個需求，依賴于優良的抗偏離/尾旋策略，該策略的制定需要基于立式風洞的試驗數據、并對過失速區域的飛機運動特性進行分析，再經仿真以及模型投放等方式進行驗證。

對過失速區域運動特性的分析，可以采用Mehra提出的分支突變理論[45]，廣泛應用于超機動飛機的大迎角/過失速非線性現象分析，包括F14、F15等戰斗機[46-48]。此類分析結果可以較好地揭示戰斗機大迎角/過失速狀態的非線性動力學運動特性，并指導抗偏離/尾旋改出控制律的設計。

隨著電傳操縱系統與數值計算能力的發展，除了對飛機本體進行研究以外，還要將控制與本體視為整體進行閉環系統動力學分析[49-50]，并指導對大迎角/過失速控制律的評估與改進[51-53]。

大迎角/過失速飛行安全保護與恢復，既需要包含推力矢量控制的大迎角過失速控制律，還需要提高基于氣動操縱面的自動抗偏離/抗尾旋能力，才能確保飛機異常狀態下返回常規迎角穩定飛行。

以上提出的綜合飛/發控制技術，在殲-10B推力矢量飛行驗證項目中通過了地面試驗和飛行試驗的驗證，實現了中國戰斗機推力矢量領域綜合飛/發控制技術的突破。

2.5 戰斗機推力矢量飛行驗證

2.5.1 高風險飛行驗證策略

為了化解試飛風險，安全可靠地完成整個飛行驗證任務，可采用虛實矯正試飛策略(圖27)，首先采用地面試驗和縮比飛機試飛對控制律、大氣系統等關鍵技術進行驗證，對主要的技術風險和關鍵技術進行飛行摸底；其次，在此基礎上，使用全尺寸驗證機進行飛行驗證，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，通過機上加裝的測試系統獲取的試飛參數對地面模型進行修正校核，實現飛行數據的虛/實相互矯正，進而指導后續的試飛工作開展。在整個飛行驗證的安排上，采用多系統耦合試飛驗證技術，將試飛過程中各系統的風險點進行綜合分析，開展分階段的遞進試飛，突破了過失速飛行禁區，全面、安全地完成了推力矢量技術的飛行驗證。

圖27 高風險飛行驗證策略

2.5.2 全相似縮比試飛技術驗證

全相似縮比試飛是大迎角過失速試飛的重要手段。通過全相似縮比試飛，可以較小的代價完成大迎角傳感器測量、安全控制策略、飛推綜合控制律、尾旋特性、改尾旋能力等關鍵技術的初步驗證。

全相似縮比試飛，不僅要求縮比飛機與原型機具有相似的動力學特性，還要求縮比飛機的飛行控制律和控制策略與原型機嚴格滿足相似關系。

1) 縮比準則

基于物理規律中的質量、能量、動量守恒定律，結合氣體狀態方程與邊界條件，可以有多種相似縮比準則，包括雷諾數、馬赫數、弗勞德數和縮減頻率等相似準則。由于大迎角/過失速的包線區域集中在左邊界，飛行速度低，且主要是對控制層面的試驗驗證，因此保持弗勞德數Fr=V2/(gL)和斯特勞哈爾數St=ωL/V不變，推導出縮比變換準則。全尺寸/縮比控制律的應用差異可以通過縮比轉換來獲得，如圖28所示。

圖28 控制律全狀態縮比示意圖

2) 縮比飛機系統架構

縮比飛機受空間能源限制，在飛機系統架構也需要進行縮比和剪裁設計。考慮到試飛功能的需要，縮比飛機包括完整的傳感系統、飛控系統、鏈路、地面指控站、各類執行機構等，用以支撐包括本體和控制律同時縮比的飛行控制。

3) 縮比試飛科目設計

全相似縮比試飛的目的是對各種可能發生的狀況都最大可能地展開試飛驗證，其主要科目應該包括：

① 過失速機動動作驗證。完成典型的過失速機動動作，重點確定可以實現的動作以及故障時初始飛行狀態，以最大化地獲取可用于應急處置的時間和空間，用于指導全尺寸試飛科目的技術細節設計。

② 執行機構失效評估。評價進入大迎角/過失速區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情況，測試飛機應具備的尾旋自動改出能力，獲取所需的處置時間和空間需求，進而為全尺寸試飛提供關鍵的參考。

③ 傳感失效評估。評估大氣數據失效后大迎角/過失速飛行的安全性，以及飛機繼續進行既定高機動動作的能力和安全可靠性。

④ 控制穩定邊界評估。在試飛中對控制律參數科學地展開偏離試飛，確定出當前控制律狀態距離失穩的邊界余量，獲取相應的安全裕度。

⑤ 全機安全控制策略的評估。在整個縮比試飛中，不僅要對飛行控制律進行評估，還需要對全機安全控制策略進行評估與研究優化。

2.5.3 虛/實模型矯正技術

基于試飛平臺可以獲得的角速率信號、大氣參數、發動機狀態參數等信息，從力和力矩的角度對理論仿真模型的參數進行一定范圍內的不確定性修正，從而獲取更為準確的飛機本體特征，使得虛擬模型在特定初始狀態下能夠良好地復現出實際飛行的典型特征。在實際操作層面，通常采用試湊的方法對理論模型進行調整，以盡量實現虛擬模型對真實響應的逼近。模型矯正的目的是找到理論及仿真模型與真實情況的差異，值得注意的是，由于遲滯效應，不同工作狀態下，上述修正量并不是簡單的線性疊加，在仿真模擬中還需要考慮隨時間的變化，根據具體的初始條件設置不同的非線性時變矯正措施。

通過虛/實模型矯正技術，不但能對試飛方案進行優化和迭代，還有助于對試飛問題進行復現和研究，從而提升試飛安全，加快試飛效率。

以上提出的戰斗機推力矢量飛行驗證技術，經過了殲-10B推力矢量驗證機試飛實踐檢驗，證明其合理有效性，也確保了飛行驗證的安全進行。

3 應用方向及展望

廣泛的研究表明，戰斗機推力矢量技術可以顯著提升飛機的近距空戰能力，改善氣動隱身特性以及提高部署能力和飛行安全性，從而大幅提高戰斗機作戰效能。

對于未來戰斗機來說，推力矢量技術是先進平臺布局的重要支撐，還可以和新型技術實現交叉創新發展。

3.1 主要應用方向

3.1.1 提升近距空戰能力

戰斗機近距空戰綜合使用飛機的轉向、加速、變高及機頭指向能力，使目標機進入到武器發射區，同時避免本機進入目標機的武器發射區。傳統的近距空戰強調空間占位/角度/能量，在機動對抗中通過時間積累形成優勢。推力矢量技術能夠在短時間內形成相當大的角速率。這使得在雙方處于角度均勢或劣勢時，擁有推力矢量能力的一方可以不再局限于時間累積，而是快速形成角度優勢，構成殺傷條件，從而一擊制敵，獲取近距空戰中的巨大優勢(見圖29)。

隨著雷達與導彈能力的提升，超視距空戰在現代空戰中逐漸成為主導，但近距作戰仍然是重要內容。隨著隱身和電子戰技術的迅速發展，以及雷達和武器對抗博弈的日益復雜，空戰的不確定性導致空戰雙方可能在中距和近距相互轉換。據統計，自1991年超視距空戰正式大規模使用起，至2008年，空戰產生的61次戰果，僅有20次是通過超視距空戰獲得的[54]。此外，在平時時期和對峙階段的空中沖突，通常是從近距博弈開始的。典型的空優戰斗機如F-22、蘇-57等均把近距格斗彈和航炮作為標準配置，旨在掌握全程交戰的主動權。由此可見，未來一定時期內近距空戰無法避免，通過合理的使用，推力矢量可以帶來關鍵時機“一招制勝”的能力。

圖29 推力矢量快速形成的角度優勢

3.1.2 提高部署適應性

現代先進戰斗機強調全域部署和作戰。機場跑道長度是影響戰斗機部署的重要因素。在推力矢量技術的支持下，戰斗機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，降低戰斗機對于較長跑道的依賴。特別是在跑道條件被部分破壞的情況下，推力矢量戰斗機的出動能力更為突出。

3.1.3 提升飛行安全

現代先進戰斗機強調全包線無憂慮操縱，但基于氣動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，故在上述區域出現作戰或者故障，難以對飛機形成有效控制，對飛行安全留下了較大的隱患。同時，在作戰任務中，戰斗機的關鍵舵面損傷可能導致飛機控制失效，甚至出現戰損無法返回基地。

對于擁有推力矢量能力的戰斗機而言，能夠在飛行包線的任何區域內獲得足夠的控制能力，特別是在低速度、小動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也可以完成有效的控制，同時在氣動舵面故障失效時也有足夠的控制補償能力(見圖30)，最大限度保障飛行的安全。

圖30 推力矢量控制對飛行安全性的提升區域

采用推力矢量技術的戰斗機，由于有舵面控制與推力矢量控制的雙重保障，互為補充，故而相比常規戰斗機的飛行安全性更高，有利于飛行員在作戰過程中發揮飛機的極限性能，從而提高作戰效能。

3.1.4 優化平臺氣動隱身特性

推力矢量技術能夠明顯改善飛機平臺的氣動隱身特性，全面提升戰斗機作戰效能。

推力矢量能力對氣動舵面補償能力的提高，一方面可以降低對舵面控制力的需求，實現推力矢量“軟舵面”控制，在實現相同配平能力條件下減少舵面偏轉角度，獲取全機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)，大大改善傳統無尾或飛翼布局橫航向控制能力不足的缺陷，同時減輕飛機的重量、降低飛行阻力和提高隱身能力。

二元推力矢量發動機采用矩形噴口，通過飛機后體與矩形噴管氣動外形、隱身綜合優化，可以減少飛機后體跨/超聲速飛行氣動阻力和改善飛機的隱身特性。矩形噴管能夠有效遮擋發動機高溫部件，還可以輔以冷卻降溫、低發射率材料應用、噴流強化摻混和排氣系統進行紅外抑制，進一步提升飛機和發動機的后向紅外隱身性能。

3.2 應用展望

3.2.1 智能空戰

推力矢量技術可以提升飛機的近距作戰能力，然而近距格斗空戰中，戰場態勢瞬息萬變，飛行員更多是扮演“戰斗員”的角色，過多的輸入信息會使飛行員在作戰過程中處于信息飽和狀態，分散其對戰場態勢的判斷和戰術的選擇。

為了能夠最大限度發揮飛行員的作戰核心作用，需要降低飛行員作為“駕駛員”的職能，推力矢量能力的控制，更多應當交由系統自主完成。將推力矢量控制與機載任務系統實現深度交聯，使飛行員將注意力集中在任務層面，執行層面交由系統自動完成，系統還能自主基于環境條件提示飛行員或自主完成如規避、安全限制、故障重構等操作，大大釋放飛行員操作壓力。

人工智能作為未來作戰的關鍵能力之一，能夠為飛行員提供輔助決策，必要時還能夠接管飛機操縱實現自主作戰。人工智能可以與推力矢量控制進行有機結合(見圖31)，人工智能為推力矢量控制提供操縱的期望目標，推力矢量控制是重要的實施途徑，最終使戰斗機始終在對抗中發揮最優與極限的性能。

圖31 推力矢量與人工智能的結合框圖

3.2.2 飛/發一體化設計

充分發揮推力矢量的效用需要飛機/發動機一體化設計。通過在設計階段綜合優化進氣道/發動機匹配、發動機噴流偏轉、雷達和紅外隱身控制、飛機/發動機綜合控制，可以獲得更好的效益[55-56]。

一是統籌考慮和設計發動機流量、進氣道總壓損失、飛機溢流阻力以及發動機排氣損失和飛機后體阻力，使得發動機推力和飛機阻力之綜合作用最優。二是采取連續電表面、內外流摻混，以及遮擋、吸收等綜合設計，使得飛機與推力矢量發動機一體化后向雷達散射和紅外輻射得到降低。三是將飛機縱橫航向穩定性和操縱與推力矢量作用綜合考慮，實現布局本體、控制能力、操縱效率以及余度配置的簡潔高效。

3.2.3 超聲速無尾布局

眾所周知，高隱身、高機動、超聲速巡航以及高態勢感知能力是第四代戰斗機的主要技術特征，美國通過采用F-119二元推力矢量發動機，解決了F-22戰斗機的氣動隱身一體化設計問題。隨著作戰需求和軍事科技的進一步發展，第五代作戰飛機的概念也逐漸浮出水面，隱身需求逐步趨向全向、全頻段，飛機布局進一步扁平化，傳統方向舵等控制舵面已經成為阻礙隱身能力進一步提升的障礙。在這種極端需求的牽引下，二元推力矢量技術一方面符合布局扁平化的要求，并可通過推力轉向獲得控制力矩，完美解決了下一代作戰飛機隱身及飛控的需求。就此而言，推力矢量技術必將在新一代作戰平臺中發揮更為重要的作用。

4 結 論

戰斗機推力矢量技術涉及大迎角內外流氣動設計、推力矢量發動機、綜合飛/發控制以及推力矢量飛行驗證等一系列高耦合的關鍵技術，其應用實現是一項難度較大的系統工程。美、俄等國歷經幾十年的理論研究、技術試驗、集成驗證和工程化應用，為其戰斗機建立了突出的技術和性能優勢。

在長期積累的基礎上，中國通過實施殲-10B戰斗機軸對稱推力矢量演示驗證項目，在航空重要關鍵技術領域和工程應用能力方面取得重大突破，攻克了非定常氣動特性建模、復雜工況進/發匹配、軸對稱矢量噴管、過失速大氣數據測量、過失速機動控制律飛/發綜合控制以及單發鴨式布局飛機推力矢量飛行驗證等難題，使中國戰斗機推力矢量技術實現了跨越式發展，并在綜合飛/發控制等關鍵技術領域處于世界領先水平。

展望未來，推力矢量技術的實裝應用將進一步擴展戰斗機飛行包線，提高部署適應性和飛行安全性，增強近距作戰能力。同時，通過一體化的飛/發綜合推力矢量設計，新型戰斗機有望實現無尾扁平布局、全向寬頻隱身等新特征，從而有力支撐戰斗機技術和能力的跨代發展。