鴨式飛機矢量噴流對大迎角氣動特性的影響

魏中成，王海峰，袁兵，李盈盈

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 2. 航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

為了實現大迎角可控機動飛行能力，各國都在現有高性能戰斗機上應用推力矢量技術[1-2]，利用發動機噴管矢量偏轉產生附加的直接力和力矩，實現對飛機的姿態控制。美國在F-15、F-16和F-18戰斗機上進行推力矢量技術應用驗證，F-15STOL/MTD 推力矢量技術驗證機比常規F-15C 飛機的最大升力系數增加78%[3]，F-18HARV 驗證機穩定機動的迎角可以達到70°[4]。美國與德國合作研究的X-31增強機動性能試驗機，其飛行試驗[1]表明，推力矢量的最大技術潛力是能顯著改善飛機的過失速機動能力。俄羅斯也在其蘇-27和米格-29戰斗機進行推力矢量技術應用驗證，如蘇-27戰斗機使用推力矢量控制技術完成了可控的“普加喬夫眼鏡蛇”、小半徑360°翻轉的空中筋斗(Kulbit)和“鐘”形等大迎角機動飛行動作。大量的技術驗證研究使得推力矢量技術走向成熟，并成功應用到第四代先進戰斗機F-22、F-35和蘇-57型號上。F-22戰斗機[5]可以在60°大迎角進行可控飛行，在迎角超過40°時還可以提供20～30(°)/s的穩定轉彎速度，這些飛行能力在沒有推力矢量技術時是無法做到的。

飛機在進行推力矢量偏轉時，矢量噴流與飛機繞流之間會產生相互干擾影響。國內外研究人員利用數值模擬和風洞試驗技術開展了大量的矢量噴流與飛機氣動特性相互干擾影響研究工作[6-16]，但這些研究主要集中在單獨翼面[6-7]、翼身組合體[8-9]和正常式布局飛機[10-15]上，對鴨式布局飛機矢量噴流與飛機主流之間干擾影響研究相對較少[16-18]。鴨式布局飛機去掉了平尾，其機翼布置更靠后，距離尾噴口更近，機翼受矢量噴流干擾也更大，而機翼又是飛機主要升力部件，在大迎角飛行時，機翼表面氣流嚴重分離和旋渦破裂，此時飛機的氣動特性具有較強的非線性和非定常特征，這勢必會加劇矢量噴流與大迎角繞流干擾的復雜性。因此很有必要研究矢量噴流對鴨式布局戰斗機大迎角氣動特性干擾影響。

本文主要目的是利用低速風洞試驗[19-21]和數值模擬手段[16]研究單發鴨式布局戰斗機矢量噴流對大迎角繞流的影響特性，獲得矢量噴流對戰斗機大迎角氣動特性的影響規律，為鴨式布局戰斗機設計大迎角機動飛行推力矢量偏轉方案提供技術支撐。

1 試驗設備和模型

本試驗在中航工業空氣動力研究院的FL-8風洞中進行。該風洞是一座單回流連續式閉口低速風洞，試驗段截面為2.5 m×3.5 m的扁八角形，試驗最高風速為70 m/s，風洞流場品質良好。

試驗模型為單發鴨式布局飛機(見圖1)，模型采用全金屬材料加工而成，整套模型分為內外兩層結構，外層模擬飛機外形，獲得外部氣動力；內層用于構成壓縮氣流通道。外層模型通過六分量天平安裝于內層結構上，內層結構所受的力不會影響到外部氣動力的測量。試驗模型在低速風洞中根據迎角范圍不同采用兩種支撐方式[19]：一是在迎角30°以下，采用腹部單支桿支撐，模型正裝；二是在迎角30°以上，采用背部單支桿支撐，模型正裝。支桿內部掏空形成壓縮空氣內流通道，飛機尾部與矢量噴管連接，見圖2。

試驗研究了單發鴨式布局飛機矢量噴流對大迎角氣動特性的影響規律。飛機模型的尾噴口外形有兩種狀態，即大噴口狀態和小噴口狀態(見圖3)，分別模擬發動機最大和中間工作狀態。噴流模擬了3個落壓比：NPR0、NPR1和NPR2(其中NPR0為無噴流狀態，NPR1對應大噴口狀態，NPR2對應小噴口狀態)。推力矢量噴管偏轉模擬了3個角度，即δT=-20°，0°， 20°，噴管向下偏轉為正。

圖1 單發鴨式布局飛機示意圖Fig.1 Sketch of single-engine canard configuration aircraft

試驗中，迎角范圍為0°～90°，風速60 m/s，模型機翼參考面積Sref=0.265 m2，機翼理論根弦長Cr=0.61 m，力矩參考中心位于48%Cr，基于單發鴨式布局飛機試驗模型機翼理論根弦長Cr的雷諾數為2.6×106。

圖2 試驗模型在風洞中支撐示意圖Fig.2 Sketch of experiment model in wind tunnel

圖3 飛機尾噴口狀態示意圖Fig.3 Sketch of aircraft nozzle geometries

2 計算方法和驗證

數值模擬采用非結構網格，求解Navier-Stokes方程，計算模型與風洞試驗模型尺寸一致，采用半模方法。數值模擬計算網格如圖4所示，圖4(a)是無噴流狀態計算網格，網格單元數量為1 494萬，模型尾噴口設計有整流尾椎，用于模擬風洞試驗中尾部流動狀態；圖4(b)是噴流狀態計算網格，網格單元數量為1 596萬，對噴流區域進行了局部加密；圖4(c)是尾噴管部件網格示意圖，噴流邊界條件是在噴管入口位置設置入口壓力條件；圖4(d)是飛機數值模擬典型部件劃分示意圖。數值模擬采用的湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。

圖5給出了來流風速為V=60 m/s、有/無噴流時的風洞試驗和數值模擬結果對比。從圖中可以看出，對于升力系數CL特性，中小迎角下的數值模擬結果和風洞試驗結果比較接近，大迎角下的數值模擬結果偏大，但有/無噴流的差量基本相當，隨迎角變化規律也一致，如圖5(a)所示。而對于阻力系數CD特性，無論有/無噴流，中小迎角下的數值模擬結果均比風洞試驗結果稍小一些，大迎角下的數值模擬阻力系數偏大，但是隨著迎角的變化，噴流對阻力的影響趨勢及其影響量和風洞試驗結果還是比較接近的，如圖5(b)所示。對于俯仰力矩系數Cm特性，中小迎角下的數值模擬結果偏大，大迎角下的數值模擬結果偏小，但同樣無論有/無噴流，隨著迎角的變化，噴流對俯仰力矩的影響趨勢及其影響量和風洞試驗結果也是比較接近的，如圖5(c)所示。從上述數值模擬結果和風洞試驗結果的對比可以看出，一方面，由于噴流和飛機繞流之間干擾的復雜性，給數值模擬帶來了一定的困難。另一方面，風洞試驗中模型采用了腹部/背部支撐方式，支撐機構仍然會影響飛機下/上部的繞流進而影響尾噴流和飛機繞流之間的干擾特性，這些差異導致了數值模擬結果和風洞試驗結果之間的偏差，但是從噴流干擾特性及物理機制上看，數值模擬結果也具有很高的可信度。

圖4 數值模擬計算網格示意圖Fig.4 Grid sketch of numerical simulation

圖5 數值模擬結果驗證(V=60 m/s)Fig.5 Validation of CFD simulation (V=60 m/s)

3 結果和分析

首先分析單發鴨式飛機尾噴管外形變化對大迎角氣動特性的影響，然后研究噴流及其矢量偏轉對飛機大迎角氣動特性的影響規律。

3.1 無噴流、無偏轉時尾噴管外形變化對鴨式飛機大迎角氣動特性影響

飛機在飛行過程中，發動機的噴管外形面會隨其工作狀態的不同而適時進行調節，以產生所需要的推力。發動機在最大工作狀態工作時，加力燃燒室全部打開，噴管處于大噴口狀態(Full Afterburning Power，簡稱AB)，此時噴口直徑較大；發動機在中間工作狀態工作時，加力燃燒室關閉，噴管處于小噴口狀態(Millitary Power，MP)，此時噴口直徑較小，如圖3所示。圖6是噴管0°偏角、無噴流、來流風速60 m/s時飛機噴管AB狀態相比MP狀態氣動力影響試驗分析結果。噴管外形面的變化對飛機的影響情況如下：

1) 如圖6(a)所示，尾噴管由小噴口狀態變到大噴口狀態，噴口直徑增大使得飛機升力系數增加，中小迎角升力系數增加0.005左右，隨迎角繼續增大，升力系數增量增大，迎角50°時升力系數增加0.023，迎角65°時升力系數增幅最大，增加0.03。

2) 如圖6(b)所示，尾噴管由小噴口狀態變到大噴口狀態，噴口直徑增大使得飛機阻力系數也是增加的，中小迎角升力系數增加0.006左右，隨迎角繼續增大，阻力系數增量先減小后增大，迎角50°時阻力系數增加0.015 8，迎角70°時阻力系數增幅最大，增加0.045 6。

3) 如圖6(c)所示，尾噴管由小噴口狀態變到大噴口狀態，噴口直徑增大使得飛機俯仰力矩系數在迎角45°以前變化不大，但隨迎角繼續增大，俯仰力矩系數開始降低，在迎角50°時俯仰力矩系數降低0.009，在迎角70°時俯仰力矩系數降幅達到最大，降低0.015。

圖6 無噴流、無偏轉時噴管外形面變化對飛機氣動力特性影響(大噴口狀態相比小噴口狀態)Fig.6 Effect on aerodynamic characteristics of aircraft nozzle geometries (jet off, jet angle 0°, AB to MP)

下面利用數值模擬方法從流場壓力變化上分析飛機發動機噴管外形的影響機理。圖7是單發鴨式布局飛機幾何外形沿軸向y和展向x分布示意圖，其中x為飛機展向位置/半展長，y為飛機軸向位置/機長。圖8～圖11是無噴流、無偏轉時飛機噴管外形對機身和機翼剖面壓力系數Cp影響分析結果，圖12是無噴流、無偏轉和迎角50°時噴管外形對飛機典型部件氣動力影響分析結果，噴管外形主要對機身尾段和發動機噴管外表面壓力系數產生影響，對飛機其他部件沒有影響(見圖8～圖10)。如圖8(a)、圖8(b)和圖11(a)所示，在迎角15°時，相比小噴口狀態，大噴口狀態的機身尾段(x>0.8)和噴口的上下表面壓力系數均增大，且下表面壓力系數增幅更大些，導致機身尾段和噴口升力系數增加；機身尾段和噴口外形面有曲率，表面壓力系數增加會引起阻力增加；從全機來看，由于機身尾段和噴口表面的面積較小，且表面壓力系數的增量不大，所以升力系數和阻力系數的增加量不大，對全機俯仰力矩系數影響也小。如圖8(c)、圖8(d)、圖11(b)所示，在迎角50°時，相比小噴口狀態，大噴口狀態的機身尾段(x>0.8)和噴口的上下表面壓力系數均大幅增大，且下表面壓力系數增幅更大些，導致機身尾段和噴口升力系數大幅增加，增幅約10%，見圖12(a)；機身尾段和噴口外形面有曲率，表面壓力系數增加會引起阻力小幅增加，增幅約6%，見圖12(b)；由于飛機后段的升力系數增加，產生低頭力矩，低頭力矩增加10%左右，見圖12(c)，從而降低了全機俯仰力矩系數。從部件力影響結果也可以看出噴管外形變化主要影響后機身和噴管上的氣動力，對鴨翼、機翼部件影響小。

圖7 飛機幾何外形沿軸向y和展向x分布Fig.7 Geometric distribution of aircraft along body axis y and spanwise x

圖8 無噴流、無偏轉時噴管外形對機身軸向表面壓力系數影響(NPR0,x=0.04)Fig.8 Nozzle geometries on pressure coelficient distribution over body along longitudinal axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,x=0.04)

圖9 無噴流、無偏轉時噴管外形對機翼軸向表面壓力系數影響(NPR0,x=0.4)Fig.9 Nozzle geometries on pressure distribution over wing along longitudinal axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,x=0.4)

圖10 無噴流、無偏轉時噴管外形對機身和機翼展向表面壓力系數影響(NPR0,y=0.83)Fig.10 Nozzle geometries on pressure distribution over Body and wing along spanwise axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,y=0.83)

圖11 無噴流、無偏轉時噴管外形對尾噴口展向表面壓力系數影響(NPR0,y=0.95)Fig.11 Nozzle geometries on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,y=0.95)

圖12 無噴流、無偏轉時噴管外形對飛機典型部件氣動力影響(NPR0,迎角50°)Fig.12 Influence of nozzle geometries on aerodynamics of aircraft typical components (jet off, jet angle 0°, NPR0,α=50°)

3.2 無偏轉噴流對鴨式飛機大迎角氣動特性影響

圖13給出了無偏轉噴流對飛機不同噴口狀態大迎角氣動特性影響試驗分析結果。具體影響情況如下：

1) 如圖13(a)所示，噴流使得飛機中小迎角升力系數有所降低，使得大迎角升力系數急劇非線性增加，且隨迎角增加升力系數增幅增大，在迎角45°時升力系數增量達到最大：大噴口狀態升力系數增加0.091，小噴口狀態升力系數增加0.061。

2) 如圖13(b)所示，噴流使得飛機中小迎角阻力力系數略有增加，使得大迎角阻力系數急劇非線性增加，且隨迎角增加阻力系數增幅增大，大噴口狀態在迎角55°時阻力系數增量達到最大，增加0.126 7，小噴口狀態在迎角60°時阻力系數增量達到最大，增加0.074 2。

3) 如圖13(c)所示，噴流對飛機中小迎角俯仰力矩系數影響很小，使得大迎角俯仰力矩系數先增加后降低，在迎角40°時俯仰力矩系數增量達到最大：大噴口狀態俯仰力矩系數增加0.01，小噴口狀態俯仰力矩系數增加0.005 5；然后隨迎角繼續增加，俯仰力矩系數增量急劇非線性減小，大噴口狀態俯仰力矩系數增量在迎角42°以后變為負值，在迎角55°時俯仰力矩系數減小0.012 9，小噴口狀態俯仰力矩系數增量在迎角52°以后變為負值，在迎角55°時俯仰力矩系數減小0.006 7。

4) 噴流對飛機大噴口狀態大迎角升力、阻力和俯仰力矩系數影響比小噴口狀態高50%左右。

圖13 無偏轉噴流對飛機不同噴口狀態大迎角氣動特性影響Fig.13 Jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with different nozzles (jet angle 0°)

下面利用數值模擬方法從流場壓力變化上分析飛機無偏轉噴流對大迎角氣動特性的影響機理。圖14～圖17是飛機發動機全加力狀態有/無噴流時機身、機翼和噴口附近剖面壓力系數的對比分析，圖18是迎角50°時無偏轉噴流對飛機典型部件氣動力影響分析結果。飛機噴流會對其周圍氣流起到引射作用，誘導機身后段和機翼上的氣流加速，從而降低其表面壓力系數。如圖14(a)、圖14(b)、圖15(a)、圖16(a)和圖17(a)所示，在迎角15°時，飛機噴流對機身中前段和鴨翼表面壓力系數影響很小，使得機身后段和機翼上下表面壓力系數均降低，但降低量較小，因此對升力、阻力和俯仰力矩系數影響較小。如圖14(c)、圖14(d)、圖15(b)和圖16(b)所示，在迎角50°時，飛機噴流使得其機身、鴨翼和機翼上表面壓力系數明顯降低，對其下表面壓力系數影響較小；如圖17(b)所示，噴流使得飛機尾噴口上表面壓力系數明顯降低，下表面壓力系數明顯增加。如圖18所示，噴流使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數增加13%左右，使得機翼的升力、阻力系數和低頭力矩系數增加約17%，使得后機身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數增加18%左右，從而大幅增加了飛機升力系數、阻力系數，由于鴨翼產生的抬頭力矩系數比機翼和后機身(含噴管)產生的低頭力矩系數小，進而使得全機產生低頭力矩。

圖14 無偏轉噴流對機身軸向表面壓力系數影響(AB,x=0.04)Fig.14 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.04)

圖15 無偏轉噴流對機翼軸向表面壓力系數影響(AB,x=0.4)Fig.15 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.4)

圖16 無偏轉噴流對機身和機翼展向表面壓力系數影響(AB,y=0.83)Fig.16 Jet effect on pressure distribution over body and wing along spanwise axis (jet angle 0°,AB,y=0.83)

圖17 無偏轉噴流對尾噴口展向表面壓力系數影響(AB,y=0.95)Fig.17 Jet effect on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (jet angle 0°,AB,y=0.95)

圖18 無偏轉噴流對飛機典型部件氣動力影響(迎角50°,AB)Fig.18 Jet effect on aerodynamics of aircraft typical components (jet angle 0°, α=50°,AB)

3.3 噴流矢量偏轉對鴨式飛機大迎角氣動特性影響

安裝了推力矢量發動機的單發鴨式布局飛機在大迎角飛行時，發動機噴管通過上/下矢量偏轉進行俯仰控制，矢量噴流對飛機上下表面氣流誘導不對稱，會對飛機的大迎角氣動特性產生影響。圖19 給出了發動機噴流上/下偏轉對飛機大迎角氣動特性影響的實驗分析結果。

從圖19(a)中可以看出，發動機噴流上偏轉減小升力系數，發動機噴流下偏轉增加升力系數；隨迎角增大，發動機噴流上/下偏轉對升力系數的影響量是非線性增加的；噴流上偏轉使升力系數減小量在迎角35°時達到最大，減小0.035 3，然后隨迎角繼續增大升力系數降幅開始降低，在迎角50°時減小0.009 8；噴流下偏轉使升力系數增加量在迎角50°時達到最大，增加0.077 5，然后隨迎角繼續增大升力系數增幅開始降低；發動機噴流下偏轉對大迎角升力系數影響量大于噴流上偏轉。

從圖19(b)中可以看出，發動機噴流上偏轉減小阻力系數，發動機噴流下偏轉增加阻力系數；隨迎角增大，發動機噴流上/下偏轉對阻力系數的影響量也是非線性增加的；噴流上偏轉使阻力系數一直緩慢減小，在迎角55°時減小0.023 6；噴流下偏轉使阻力系數快速增大，在迎角50°時增加0.088 6， 在迎角70°時增量達到最大，增加0.134 6，然后隨迎角繼續增大阻力系數增幅開始快速降低。

從圖19(c)中可以看出，發動機噴流上偏轉產生抬頭力矩系數，發動機噴流下偏轉產生低頭力矩系數；隨迎角增大，發動機噴流上偏轉產生的抬頭力矩系數影響量是緩慢增加的，在迎角55°時抬頭力矩增量為0.013 1；發動機噴流下偏轉產生的低頭力矩系數影響量先增加后快速減小，在迎角60°時低頭力矩系數增量達到最大，為-0.017 3。發動機噴流上/下偏影響量的對稱性較差。

圖19 矢量噴流對飛機大迎角氣動特性影響(大噴口狀態)Fig.19 Vectoring jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with full afterburning power

下面利用數值模擬方法從流場壓力變化上分析飛機噴流矢量偏轉的影響機理。圖20～圖23是飛機矢量噴流對機身和機翼剖面壓力系數影響對比。飛機噴流向下偏轉主要是誘導減緩機身中后段和機翼的下表面氣流速度，提高其表面壓力系數，同時加速機身中后段和機翼的上表面氣流，降低其表面壓力系數，從而增加全機升力。由于增加升力的區域主要在飛機重心后面，從而產生低頭力矩系數。飛機噴流向上偏轉主要是誘導加速機身后段的下表面氣流，降低其表面壓力系數，同時減緩機身后段的上表面氣流速度，增加其表面壓力系數，從而降低全機升力，進而產生抬頭力矩系數。在迎角15°時，矢量噴流的誘導作用要弱一些，影響區域也要小一些，見圖20(a)、圖20(b)、圖21(a)和圖22(a)；在迎角50°時，矢量噴流的誘導作用比較強，影響區域也向前延伸，對中機身甚至鴨翼都有較強影響，見圖20(c)、圖20(d)、圖21(b)和圖22(b)。

圖20 矢量噴流對機身軸向表面壓力系數影響(AB,NPR1,x=0.04)Fig.20 Vectoring jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (AB,NPR1,x=0.04)

如圖23所示，矢量噴流對尾噴管上/下表面流動影響最大，噴流下偏轉使得噴管上表面負壓大幅減小、下表面正壓大幅增加，從而增加升力系數、產生低頭力矩；噴流上偏轉使得噴管下表面正壓大幅降低至負壓，上表面負壓在迎角15°時增加至正壓范圍、在迎角50°時變化不大。這是因為受到垂尾影響使得矢量噴流對機身后段上表面誘導作用比對其下表面誘導作用要小些。

圖21 矢量噴流對機翼軸向表面壓力系數影響(AB,NPR1,x=0.4)Fig.21 Vectoring jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis(AB,NPR1,x=0.4)

圖24是迎角50°時矢量噴流對飛機典型部件氣動力影響分析結果，飛機噴流向下偏轉使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數增加6%，機翼的升力、阻力和低頭力矩系數增加8%，后機身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數增加15%左右，從而使得全機升力和阻力系數增大、產生低頭力矩；飛機噴流向上偏轉使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數減小5%，機翼的升力、阻力和低頭力矩系數減小7%，使得后機身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數減小12%左右，從而使得全機升力和阻力系數減小、產生抬頭力矩。因此噴流下偏轉對大迎角氣動力影響比上偏轉大一些。

圖22 矢量噴流對機身和機翼展向表面壓力系數影響(AB,NPR1,y=0.83)Fig.22 Vectoring jet effect on pressure distribution over body and wing along spanwise axis (AB,NPR1,y=0.83)

圖23 矢量噴流對尾噴口展向表面壓力系數影響(AB,NPR1,y=0.95)Fig.23 Vectoring jet effect on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (AB,NPR1,y=0.83)

圖24 矢量噴流對飛機典型部件氣動力影響(AB,NPR1,迎角50°)Fig.24 Vectoring jet effect on aerodynamics of aircraft typical components (AB,NPR1,α=50°)

4 結 論

本文利用單發鴨式布局全機模型在FL-8風洞中進行了低速推力矢量風洞試驗，研究了發動機矢量噴流對飛機大迎角氣動力影響特性，并用數值模擬方法對流場影響機理進行了分析，結果表明：

1) 發動機噴管外形、噴流及其矢量偏轉對飛機大迎角氣動特性影響相比中小迎角時大得多，導致對升力、阻力和俯仰力矩系數影響出現急劇非線性增大現象。

2) 無噴流、無偏轉時，發動機尾噴管由小噴口狀態變到大噴口狀態，噴口直徑增大使得大迎角升力和阻力系數明顯增加，產生較大的大迎角低頭力矩，升力系數最大增加0.03、阻力系數最大增加0.045 6、俯仰力矩系數最大降低0.015。

3) 發動機無偏轉噴流使得飛機大迎角升力和阻力系數急劇非線性增加，并產生較大的大迎角低頭力矩，噴流對大噴口狀態大迎角氣動力影響比小噴口狀態高50%左右，大噴口狀態噴流使得飛機在大迎角區域升力系數最大增加0.091、阻力系數最大增加0.126 7、俯仰力矩系數最大降低0.012 9。

4) 發動機噴管上/下偏轉時，矢量噴流會對飛機上下表面氣流誘導不對稱，進而對飛機大迎角氣動特性產生影響，發動機噴流上偏減小升力和阻力系數、產生抬頭力矩，發動機噴流下偏增加升力和阻力系數、產生低頭力矩；由于受垂尾影響，發動機噴流下偏對大迎角氣動力影響量明顯高于上偏狀態。

綜上所述，單發鴨式布局飛機矢量噴流對大迎角氣動特性存在較大非線性干擾影響，在大迎角區域飛行使用推力矢量時需要考慮這些氣動力干擾影響，以設計更優的推力矢量偏轉方案來改善大迎角機動性能。