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(zhì)疑“村山談話”精神，推動修改“和平憲法”。更有政客公然為強(qiáng)征慰安婦等罪行唱贊歌，在右傾化道路上越走越遠(yuǎn)，與鄰國關(guān)系不斷緊張，中日之間在釣魚島和東海防空識別區(qū)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(yàn)證機(jī)出廠的獨(dú)家新聞視頻，一時間引起世人對該型戰(zhàn)機(jī)的強(qiáng)烈關(guān)注。

眾所周知，日本二戰(zhàn)戰(zhàn)敗投降后，盟國一度對其實(shí)行嚴(yán)格的航空禁令，禁止其擁有航空工業(yè)。只是后來美國出于扶持日本牽制前蘇聯(lián)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(yè)才得以部分恢復(fù)。由于美國在關(guān)鍵的軍用航空技術(shù)方面絕不松口，所以戰(zhàn)后日本航空工業(yè)的產(chǎn)品主要集中在中小型運(yùn)輸機(jī)、教練機(jī)這些次要產(chǎn)品上面。因此，日本航空自衛(wèi)隊(duì)一直主要使用美制作戰(zhàn)飛機(jī)。連所謂的自行研制的作戰(zhàn)飛機(jī)——F-2戰(zhàn)斗機(jī)，也是和美國洛克希德·馬丁公司合作完成的，機(jī)上一些關(guān)鍵設(shè)備的控制權(quán)就掌握在美國人手里。隨著近幾年來我國殲-20戰(zhàn)斗機(jī)和殲-31戰(zhàn)斗機(jī)先后試飛成功，俄羅斯T-50戰(zhàn)斗機(jī)不斷加快試飛的步伐，日本政府多次提出要采購F-22戰(zhàn)斗機(jī)。但是，美國視隱身及推力矢量等關(guān)鍵技術(shù)是保持其空軍全球戰(zhàn)略優(yōu)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(zhàn)能力經(jīng)過削弱的F-35戰(zhàn)斗機(jī)。此外，由于研制成本的上升和研制計劃的拖緩， F-35戰(zhàn)斗機(jī)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(shù)自行研發(fā)第四代作戰(zhàn)飛機(jī)。

日本“心神”戰(zhàn)機(jī)也被稱為“先進(jìn)技術(shù)試驗(yàn)戰(zhàn)斗機(jī)” （ATD-X），由日本技術(shù)研究與開發(fā)協(xié)會研制，三菱重工承包制造。其中，高機(jī)動性的研究工作主要由日本防衛(wèi)廳技術(shù)研究本部第3技術(shù)開發(fā)室完成。該機(jī)采用雙垂尾雙發(fā)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(cè)進(jìn)氣口處在邊條翼下方，機(jī)體外形采用隱身設(shè)計，發(fā)動機(jī)采用2臺由日本IHI公司研制XF5-1發(fā)動機(jī)，單臺最大加力推力約為5噸。推重比約為7.8，機(jī)尾安裝有推力矢量裝置。這架名為“日之丸”1號的飛機(jī)在日前公開的視頻中極其不自信地對發(fā)動機(jī)噴管、起落架、進(jìn)氣道等等關(guān)鍵部位進(jìn)行了模糊化處理。那么，這架飛機(jī)究竟使用了什么推力矢量技術(shù)呢？一時間大家的目光焦點(diǎn)都聚集在其發(fā)動機(jī)尾噴管上面。雖然視頻中的發(fā)動機(jī)噴口一直用馬賽克遮擋，但是我們?nèi)匀豢梢酝ㄟ^分析視頻中的畫面，一窺ATD-X心神隱身驗(yàn)證機(jī)發(fā)動機(jī)尾噴管的廬山真面目，并從中分析出日本“心神”戰(zhàn)機(jī)所采用的推力矢量技術(shù)。

推力矢量技術(shù)解析

推力矢量技術(shù)是指發(fā)動機(jī)推力通過噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對飛行進(jìn)行實(shí)時控制的技術(shù)，即發(fā)動機(jī)矢量化。推力矢量技術(shù)是第四代戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)現(xiàn)高機(jī)動的研制目標(biāo)的重要技術(shù)手段之一，它具有以下技術(shù)優(yōu)勢：

首先，戰(zhàn)斗機(jī)使用推力矢量技術(shù)最顯著的作用是增強(qiáng)戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動性和敏捷性，能極大地改善飛行性能，能通過發(fā)動機(jī)提供的力和力矩進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，提升作戰(zhàn)效能。如美國F-22戰(zhàn)斗機(jī)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(dá)60°，并在該迎角狀態(tài)下翻滾速率為30°/秒，機(jī)頭指向速率可達(dá)到90°/秒。

其次，改善戰(zhàn)機(jī)的起降性能，縮短戰(zhàn)機(jī)的起飛和降落時的滑行距離，降低戰(zhàn)機(jī)對機(jī)場的要求和依賴，實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)機(jī)的垂直/短距起降。美國通過裝有推力矢量技術(shù)裝置的F-15STOL/MTD和常規(guī)F-15S的起降性能做對比試飛研究，實(shí)驗(yàn)表明：在利用推力矢量技術(shù)輔助起飛后，F(xiàn)-15STOL/MTD的起飛距離比常規(guī)的F-15S縮短38%；利用反向推力輔助降落時，該機(jī)降落時的著陸距離比常規(guī)的F-15S縮短63%。

再者，戰(zhàn)斗機(jī)使用推力矢量技術(shù)后，能讓發(fā)動機(jī)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(guī)戰(zhàn)機(jī)的水平尾翼和垂直尾翼，降低戰(zhàn)機(jī)的雷達(dá)反射面積（RCS）。同時，推力矢量噴管的偏轉(zhuǎn)和遮蔽能起到降低發(fā)動機(jī)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(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的目的。

推力矢量技術(shù)的應(yīng)用并不是獨(dú)立于飛機(jī)本身單獨(dú)存在的。它的應(yīng)用還必須高度依賴計算機(jī)、電子技術(shù)、自動控制技術(shù)、發(fā)動機(jī)制造技術(shù)、材料和工藝等技術(shù)的一體化發(fā)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(jī)械式推力矢量噴管，主要是通過機(jī)械部件的驅(qū)動改變噴管出口方向進(jìn)而實(shí)現(xiàn)推力矢量偏轉(zhuǎn)。流場推力矢量噴管則完全不同，其主要是通過在噴管擴(kuò)散段引入側(cè)向次氣流去影響主氣流的狀態(tài)，以達(dá)到改變和控制主氣流的面積和方向，進(jìn)而獲取推力矢量的目的。到目前為止，美國和俄羅斯投入實(shí)用的推力矢量噴管均為機(jī)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(shù)方案是在飛機(jī)的機(jī)尾罩外側(cè)加裝3或4塊可作向內(nèi)、向外徑向轉(zhuǎn)動的尾板，依靠尾板的轉(zhuǎn)向來改變飛機(jī)尾氣流的方向，實(shí)現(xiàn)推力矢量的機(jī)動。這種尾板一般采用耐高溫的復(fù)合材料制作。這種方案是多種推力矢量技術(shù)中出現(xiàn)得最早，結(jié)構(gòu)也最簡單，而且改裝成本低，對發(fā)動機(jī)本身無需改動，難度也最少。

采用折流板的推力矢量技術(shù)方案可不是什么新鮮事物，更不是日本人的獨(dú)家發(fā)明。早在20世紀(jì)70年代中期，德國MBB公司的飛機(jī)設(shè)計師沃爾夫?qū)ず諣柌咕吞岢隼每刂瓢l(fā)動機(jī)尾噴流的方向來提高飛機(jī)的機(jī)動能力。1985年，美國國防預(yù)研局和MBB公司開始聯(lián)合進(jìn)行可行性研究。美國憑借其雄厚的經(jīng)濟(jì)實(shí)力和技術(shù)基礎(chǔ)開展了廣泛的研究工作，研制了多種技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，并且在F-15STOL/MTD短距起落/機(jī)動性技術(shù)驗(yàn)證機(jī)、F-18HARV大迎角研究機(jī)、F-16MHTV多軸推力研究機(jī)等機(jī)型上分別進(jìn)行了推力矢量試驗(yàn)。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(qiáng)機(jī)動性驗(yàn)證機(jī)，其在發(fā)動機(jī)尾噴口裝有機(jī)械控制的3片式碳-碳纖維復(fù)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(diǎn)是發(fā)動機(jī)機(jī)體本身無需做任何改動，適于在現(xiàn)役飛機(jī)上進(jìn)行改裝試驗(yàn)，作為試驗(yàn)研究有一定價值。折流板不僅能向左右和向上下轉(zhuǎn)動，還能通過擴(kuò)大和縮小噴射口徑，以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)翼舵面滿舵的情況下再利用發(fā)動機(jī)增加轉(zhuǎn)舵量，從而達(dá)到更高的機(jī)動能力。“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)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(dá)探測性、減少折流板的雷達(dá)反射面積而設(shè)計的。

但是，這種方案有較大的結(jié)構(gòu)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(xiàn)代第四代戰(zhàn)斗機(jī)最基本的兩個特點(diǎn)。因此，折流板僅作為發(fā)展推力矢量技術(shù)的一種過渡性試驗(yàn)驗(yàn)證方案，而沒有推廣使用。除了用于技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，現(xiàn)有的實(shí)用作戰(zhàn)飛機(jī)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(jìn)的推力矢量噴管技術(shù)方案。各大航空強(qiáng)國在研究更為先進(jìn)推力矢量噴管技術(shù)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?yàn)楝F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)對于發(fā)動機(jī)尾噴流轉(zhuǎn)向裝置的要求是結(jié)構(gòu)牢固、密封性能好、緊湊耐用、轉(zhuǎn)向效益高、轉(zhuǎn)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(yàn)證機(jī)更多的是進(jìn)行新型氣動、飛控及發(fā)動機(jī)控制等相關(guān)系統(tǒng)一體化的研究和探索，距離實(shí)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(shù)驗(yàn)證機(jī)，而日本ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)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(jié)論。

X-31驗(yàn)證機(jī)最具特點(diǎn)的就是采用了折流板矢量噴管口，3塊碳-碳纖維復(fù)合材料制造的導(dǎo)流尾板葉片環(huán)繞發(fā)動機(jī)噴口尾部，并呈圓周對稱配置，每片導(dǎo)流尾板葉片的高溫區(qū)包敷著能承受1500K以上高溫的碳化硅復(fù)合材料面層，由單獨(dú)的作動裝置分別驅(qū)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(zhuǎn)折流板的角度來提供俯仰和偏航所需的控制力。由于飛機(jī)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(dāng)飛機(jī)迎角達(dá)到52°時，飛行員必須采用全側(cè)桿才能保持機(jī)翼的水平。X-31采取的解決辦法是在后機(jī)身底部兩側(cè)減壓板下方各加裝了一條與機(jī)身下表面相同的13°下傾角的邊條。日本ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)由于沒有可動前翼，只能利用向機(jī)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(jī)結(jié)合成一體。這一設(shè)計有效提高了飛機(jī)的控制效率，同時由于氣動邊條后端與向機(jī)尾后方伸出的水平尾翼相接，氣動側(cè)板能夠和平尾實(shí)現(xiàn)聯(lián)動，使得控制效率進(jìn)一步提高。其缺點(diǎn)是增加了機(jī)尾的結(jié)構(gòu)重量，使飛機(jī)重心后移，增加了飛行控制的難度。

X-31驗(yàn)證機(jī)的折流板設(shè)計的最大偏轉(zhuǎn)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(fā)動機(jī)噴流，所以在絕大多數(shù)情況下最多只能實(shí)現(xiàn)改變氣流方向15°左右。而在發(fā)動機(jī)尾噴口收斂或某些低能量狀態(tài)的情況下，氣流改變還達(dá)不到15°。折流板偏轉(zhuǎn)角度大小是與可用推力成反比，這是因?yàn)榈臀矅娏髁亢桶l(fā)動機(jī)尾噴口收斂情況下要產(chǎn)生與正常推力下等量的控制力矩， 折流板就必須偏轉(zhuǎn)更大的角度以使尾噴流方向改變。而日本ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)采用雙發(fā)設(shè)計，散逸的發(fā)動機(jī)噴流之間存在互相干擾的可能性，有可能導(dǎo)致折流板的偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)一步縮小。另外，ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)使用的2臺5噸級渦扇發(fā)動機(jī)，無論其推力還是噴流截面積顯然要比X-31使用 F404-GE-400發(fā)動機(jī)小得多。在飛行過程中，ATD-X飛行員必須小心地控制飛機(jī)合理的推力和折流板偏轉(zhuǎn)角度之間的問題，避免過大或過小的偏轉(zhuǎn)角和推力，否則容易造成機(jī)毀人亡的后果。

X-31驗(yàn)證機(jī)發(fā)動機(jī)尾噴折流板的液壓驅(qū)動器理論上可使葉片達(dá)到80°/秒的最大偏轉(zhuǎn)角速度，但是大多數(shù)情況下無法實(shí)現(xiàn)，其推力矢量的偏轉(zhuǎn)角速度一般最多只能達(dá)到40°/秒。這是因?yàn)閄-31驗(yàn)證機(jī)在大迎角飛行時，各個液壓操縱面均要產(chǎn)生動作，能分配給導(dǎo)流葉片做偏轉(zhuǎn)的液壓動力不足。再加上X-31的折流板與尾噴流的偏轉(zhuǎn)角速度之比大致為1.5：1，因此其推力矢量的偏轉(zhuǎn)角速度只能達(dá)到這么多。我們有理由相信，日本ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)由于液壓操縱面比X-31驗(yàn)證機(jī)更多，即使液壓驅(qū)動器有更大的進(jìn)步，其偏轉(zhuǎn)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(dāng)復(fù)雜的，并帶有一定的缺陷性。首先，“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)是雙發(fā)設(shè)計，兩臺發(fā)動機(jī)靠得比較近，相鄰的折流板葉片之間在動作過程中容易發(fā)生相互碰撞。其次，位于機(jī)身的下半部中間位置的兩片折流板導(dǎo)流片，把它們打開最大外側(cè)位置時可充當(dāng)減速板使用的。由于雙發(fā)設(shè)計，靠近里面的折流板不能張開，而靠近外側(cè)的折流板容易和向機(jī)尾后方伸出的水平尾翼發(fā)生相互碰撞。最后，同一發(fā)動機(jī)上兩片折流板葉片在同時偏轉(zhuǎn)一定角度以上可能發(fā)生相互碰撞，這個角度一般在同時偏轉(zhuǎn)26°～28°左右時候容易發(fā)生。因而，必須在控制軟件中預(yù)先做好適當(dāng)?shù)脑O(shè)置，這會導(dǎo)致該機(jī)推力矢量的控制律和與飛行控制系統(tǒng)的結(jié)合相當(dāng)復(fù)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(dǎo)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(fù)合材料制成，但是由于發(fā)動機(jī)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(fā)動機(jī)穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)30秒后將折流板尾板葉片內(nèi)偏5°進(jìn)行機(jī)動，10秒后折流板尾板葉片就必須轉(zhuǎn)到尾噴口外側(cè)5°，冷卻15秒才能再次使用。由此可見，折流板使用其實(shí)是有嚴(yán)格的時間限制的，且不能持續(xù)工作。

折流板式推力矢量噴管付出結(jié)構(gòu)重量的代價也非常大。折流板式推力矢量裝置嚴(yán)格來說只是發(fā)動機(jī)機(jī)體外的附加裝置，獨(dú)立于發(fā)動機(jī)機(jī)體外。除了折流板尾板葉片在保證有足夠結(jié)構(gòu)強(qiáng)度下本身所增加的重量外，還要加上每片折流板片相應(yīng)的作動機(jī)構(gòu)和液壓裝置等重量。另外，還要在發(fā)動機(jī)體上增加2塊加強(qiáng)框，一塊固定在發(fā)動機(jī)機(jī)體后部上，另外一塊加強(qiáng)框不但要固定在發(fā)動機(jī)體前部，還必須直接固定在飛機(jī)機(jī)體上，以保證有足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度承受偏轉(zhuǎn)時的力矩。不然，折流板無法承受改變發(fā)動機(jī)噴口的氣流的作用力。按1套折流板裝置能使1臺發(fā)動機(jī)增重20%～30%計算，ATD-X心神隱身驗(yàn)證機(jī)使用的XF5-1發(fā)動機(jī)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(jié)構(gòu)重量。對飛行性能的影響非常大。

ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)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(shè)計。但其外形對于機(jī)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(jī)體的隱身性能，尤其是增加機(jī)體后部的雷達(dá)反射面積，同時也會增加飛行時的阻力。

所有的機(jī)械式推力矢量噴管都會在偏轉(zhuǎn)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(jī)動性的。這個問題在折流板式推力矢量裝置上尤其嚴(yán)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(zhuǎn)阻擋氣流形成的反推力作用，所以容易造成嚴(yán)重推力損失。有資料稱，X-31在折流板葉片的偏轉(zhuǎn)角度超過10°時推力開始明顯損失，偏轉(zhuǎn)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(xiàn)代第四代戰(zhàn)機(jī)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(yàn)證機(jī)的2臺XF5-1而言，一旦推力損失15%以上，就很容易造成飛機(jī)失速墜毀。

綜上所述，日本在ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)上采用的折流板式推力矢量技術(shù)方案，反映出日本在美國的制約下，在發(fā)動機(jī)和推力矢量技術(shù)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(jìn)的戰(zhàn)斗機(jī)，就被迫從頭開始驗(yàn)證技術(shù)。但是，ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)過小的機(jī)體和粗糙的隱身細(xì)節(jié)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(jī)上是很難實(shí)現(xiàn)驗(yàn)證第4代戰(zhàn)斗機(jī)所需全部技術(shù)的。因此，ATD-X“心神”隱身驗(yàn)證機(jī)注定是永遠(yuǎn)難以結(jié)出豐碩果實(shí)的花朵。

（編輯/一翔）endprint